固体运载火箭轨迹/总体参数一体化优化设计研究

研究多级固体运载火箭轨迹/总体参数一体化优化设计问题。建立了固体运载火箭轨迹/总体参数一体化优化设计相关数学模型,包括质量模型、动力模型、气动力模型和飞行程序控制模型,确定了轨迹/总体参数一体化优化问题的目标函数、设计变量和约束条件,提出了将自适应遗传算法和序列二次规划方法相结合的高效、高精度序贯混合优化算法,实现了固体运载火箭轨迹/总体参数一体化优化设计。仿真结果表明,与总体单位设计的原方案相比,优化方案运载火箭起飞质量减小13.62%,终端约束和路径约束均得到很好满足。其结果可为固体运载火箭总体优化设计研究提供理论参考。     

水平空中发射固体有翼运载火箭总体/动力/气动/轨道一体化设计与优化

综合考虑固体火箭发动机设计、带翼火箭气动外形设计、轨道设计和总体特性相互作用相互影响的情况下,建立了水平空中发射固体有翼运载火箭总体／动力／气动／轨道一体化设计优化模型和系统分析模型。测试了系统分析软件,应用基于方向的遗传算法优选了某水平空中发射固体有翼运载火箭28个设计参数。结果表明,计算结果与工程实际结果吻合较好,优化设计效果明显,优化所得火箭起飞质量是原方案的84．32％。     

液体运载火箭一维纵横扭一体化建模技术

提出一种新的液体运载火箭一维纵横扭一体化模型建模方法,在传统的横向和扭转振动一维梁模型基础上,融入了纵向弹簧-质量模型,并引入了多液体质量块纵向弹簧-质量模型。将该建模方法应用于某型运载火箭液体助推器,通过与试验值的比较证明:该一维纵横扭一体化模型可同时计算横向、纵向和扭转模态及耦合模态,横向、纵向和扭转频率的计算精度较高,满足工程应用要求。同时,增加液体质量块的数量可以提高纵向频率的计算精度,然而当贮箱内液体较少时,增加液体质量块的数量并不能改善计算结果的精度。     

卫星总体与姿态控制一体化优化设计方法

针对传统卫星总体和控制串行设计过程低效、设计性能受限、设计方案冗余等问题，提出了一种卫星总体与姿态控制一体化优化设计方法。在轨道、结构、电源、推进等多学科耦合的传统总体设计模型基础上，将面向应用任务过程的卫星姿态控制仿真嵌入卫星多学科分析过程中，实现卫星总体方案与姿态控制的耦合精确分析和整体任务效能的综合评估，在此基础上进一步实现总体和控制的一体优化。最后，以某对地观测敏捷卫星为对象开展方法应用研究，优化结果表明所提方法获得了比传统设计方法目标函数性能更优、冗余度更低的设计方案，验证了卫星总体与姿态控制一体化优化设计方法的可行性和有效性。     

基于整体级概念的多级固体运载火箭设计与优化

针对多级固体运载火箭小型化需求,采用整体级概念(ISC)进行总体方案改造和优化设计.描述了2种ISC概念的特点,以某三级常规方案固体运载火箭为基准,通过利用级间的剩余空间,完成ISC方案改造.建立了运载火箭的整体级发动机动力计算模型、气动计算模型和弹道计算模型,并结合任务指标要求,提出了运载火箭的总体参数优化模型.在相同的任务条件下,完成了常规方案和2种ISC方案的优化.结果表明,引入ISC概念可将运载火箭体积缩小15%～20%,起飞总重缩小1%～1.5%,满足了总体指标要求,达到了运载火箭小型化设计目的.     

变结构自适应控制理论在运载火箭姿控系统设计中的应用

针对大型运载火箭姿态控制系统设计的一些具体问题，如弹性振动的抑制、外部干扰的补偿等，探讨了变结构自适应理论在运载火箭姿态控制系统设计中的应用方法及其可行性。对于变结构理论的应用方法，提出了不确定性边界的自适应估值算法和基于简化模型的变结构自适应控制器设计。对设计的姿态控制系统进行了仿真，并与采用古典理论设计的姿态控制系统性能进行了比较。结果表明采用变结构自适应控制理论设计运载火箭控制系统是可行的，与古典方法相比变结构自适应方法设计的姿态控制系统具有较强的鲁棒性和较高的精确度，特别是采用不确定边界自适应估算方法可以大大提高系统的稳定性。     

基于粒子群算法的固体运载火箭上升段弹道优化设计研究

应用粒子群优化算法研究了固体运载火箭上升段弹道优化设计问题。设计了固体运载 火箭上升段飞行程序,构建了固体运载火箭弹道优化设计问题的粒子群算法,通过控制参数 改进和引入函数拉伸策略,对算法进行了改进。仿真计算结果表明,粒子群优化算法能有效 解决固体运载火箭弹道优化设计问题,优化方案末助推级液体推进剂消耗比原方案减少11.1 ％,算法收敛速度快,需设置参数少,易于工程实现。可为固体运载火箭弹道优化设计 提供理论参考。
     

基于并联协作混合遗传算法的高超声速巡航飞行器一体化优化设计研究

遗传算法能以很高的概率找到全局最优解，不需要目标函数和约束条件的梯度信息。适合于工程优化设计。为增强遗传算法的局部搜索能力，提出了一种新的融合模式搜索方法和Powell方法的并联协作混合遗传算法。研究超燃冲压发动机为动力的高超声速巡航飞行器的一体化优化设计。系统分析了机身和超燃冲压发动机设计参数对飞行器总体性能的影响。通过建立高超声速巡航飞行器质量模型、气动力估算模型、气动热估算模型、超燃冲压发动机性能分析模型、控制模型和弹道分析模型，在满足参考任务要求的前题下，以飞行器起飞质量为目标函数，将并联协作混合遗传算法应用于最优总体方案和超燃冲压发动机方案一体化设计。完成了6设计变量的全局优化计算。算例表明，本文建立的一体化设计模型基本正确，并联协作混合遗传算法是用于高超声速巡航飞行器一体化优化设计的较好的优化算法。     

空中发射运载火箭弹道优化设计

以现有空中发射运载火箭"飞马座"(Pegasus)为研究对象,研究了空中发射运载火箭的弹道优化设计方法。在建立的空中发射运载火箭动力学模型的基础上,考虑空中发射火箭独特气动外形,设计发射全过程的飞行控制模型;给出了使用遗传算法(GA)筛选弹道优化问题全局最优初值,并交叉运用起作用集算法(ASM)与内点法对GA算法获得的初值二次寻优,从而获得空中发射火箭弹道的分级优化设计方法,另与"飞马座"空中发射运载火箭的弹道数据对比,验证了该分级优化方法相比传统弹道优化设计方法,适用的目标轨道范围广阔,发射位置灵活,能够更大程度挖掘空中发射运载火箭的运载能力。     

整体式固冲发动机与导弹一体化优化设计

概述了发动机与导弹一体化优化设计问题，建立了整体式固部发动机与导弹一体化优化设计模型，并以某防空导弹为一算例，进行了优化前后两种方案对比，结果表明，经地定体化优化设计挖掘了整整体式固部贩设计潜力，导弹弹道性能明显提高。     

运载火箭信息化集成设计的基本途径设想

信息化集成设计技术是实现航天产品数字化的重要途径。为实现运载火箭的信息化集成设计,首先提出了信息化集成设计的内涵,即以单机智能化为基础,以接口标准化为途径,以系统平台化为目标,然后以运载火箭电气系统为例,给出了三层结构的通用信息化集成框架设想。研究表明,通过适应性的裁减与合并,此框架可满足不同规模运载火箭或其他航天运载器电气系统信息化集成设计的需要。     

液体火箭发动机低成本设计技术

简要介绍了国外液体火箭及其发动机的低成本研制现状,重点论述我国液体火箭发动机低成本设计,尤其是发动机系统、发动机重要组件的结构简化及可靠性设计经验.发动机系统优化与简化设计方法确保了系统简单、零组件数量和组件品种减少,操作性方便.关键组件的预先研究和新型密封结构设计提高了发动机的可靠性.指出低成本设计是降低发射费用的重要措施之一;液体火箭发动机低成本研制应从系统设计着手,力求系统简单可靠;对于要求特殊和薄弱环节的结构运用创新和关键技术攻关得以实现.     

飞行器固体火箭助推器设计优化方法比较

综合考虑飞行器总体设计约束、轨道设计、气动特性与固体火箭助推器设计间相互影响的情况下,建立了飞行器固体火箭助推器总体/气动/轨道/动力多学科的系统分析模型和设计优化模型。采用传统设计优化方法和多学科设计优化(MDO)方法进行了固体火箭助推器设计优化。结果表明,固体推进单学科的最优设计不等价于飞行器总体多学科的最优设计;与传统设计优化方法相比,MDO方法一次设计优化就可得到满足飞行器总体设计指标的最优设计,得到内外弹道相匹配的助推器最优推力-时间曲线。传统设计优化方法需要飞行器总体和固体推进学科两个设计优化过程不断迭代协调,容易漏掉满足飞行器总体设计指标的最优设计。采用MDO方法,可提高固体火箭助推器的设计质量,大大减少设计迭代次数,从而缩短设计周期。     

微小卫星解锁分离装置主结构设计分析及优化

文章介绍了某小卫星包带式星箭解锁分离装置初样产品的设计方案,建立了该装置的有限元模型,并通过轴向压缩静力试验验证了该模型的有效性。卫星用质心处的集中质量点代替,对解锁分离装置进行了模态与静力分析,验证了其主结构设计的合理性,同时还具有较高的安全裕度和可优化空间。以卫星总质量为目标函数,解锁分离装置主结构各构件的壁厚为设计变量,并以初样产品的横向、轴向和扭转的基频以及其主结构强度满足设计要求为约束条件,进行了灵敏度分析和优化设计,优化后的解锁分离装置总质量减少了1.5 kg。     

基于概率的运载火箭控制系统设计方法研究

针对传统的控制系统极限偏差设计方法导致运载火箭余量大、总体性能下降的问题,综述了基于概率的控制系统设计方法的国内外研究现状,论述了运载火箭控制系统概率设计的基本思想及设计流程,基于概率密度函数建模理论,建立了通过实际控制指令来控制概率密度函数拟合权值的状态空间,并基于最小二乘方法对状态空间中的参数进行了辨识,进而建立了密度函数成型控制模型,提出了基于最优控制理论的运载火箭控制器设计方法,最后通过仿真验证了理论方法的有效性,为我国运载火箭控制系统的精细化设计提供了理论依据。     

小型固体运载火箭运载能力分析

针对控制系统,采用姿控发动机和格栅舵的小型多级固体运载火箭开展了运载能力分析研究.给出了运载火箭飞行方案,提出了一种飞行程序角的工程设计方法.给出了姿控发动机工作模型,建立了六自由度弹道计算和优化模型,采用混合进化算法进行弹道优化,并给出了仿真算例.仿真计算及分析表明,小型多级固体运载火箭满足发射小卫星的运载能力要求,姿控发动机推进剂分配方案合理,为总体方案论证和初步设计提供了理论依据.     

异步并行的分布式协同进化MDO算法研究

为满足分布式计算机网络环境下多学科并行设计优化协调的要求，研究了分布工协同进化MDO算法的网络异步并行实现，给出了异步并行的分布式同进化MDO算法。对导弹设计的计算实例，与单机上顺序执行的分布式协同进行MDO算法相比，异步并行的分布式协同进化MDO算法可有效缩短运行时间，而二者的收敛性能相当。算法基于CORBA/C 实现，灵活性、容错性好，便于在飞行器一体化设计环境中应用。     

固体运载火箭弹道设计与优化

本文针对采用固体火箭发动机卫星的陆基多级固体运载火箭弹道进行了详细的阐述，提出了适合固体运载火箭弹道计算和弹道优化的方法，该方法适用于方案论证和初步弹道计算。     

运载火箭试验大数据存储架构设计与应用

运载火箭试验产生的数据量呈现出爆炸式增长,主要特点表现为数据种类多、数据密度大、数据持续时间长。传统单机部署和基于关系型数据库与文件的系统架构的不足逐渐显现,不同种类的数据不做区分存储,存储和查询效率低,数据无备份,存在单点故障导致数据丢失的问题,无法满足海量数据场景下的存储计算业务需求。利用大数据技术思想,针对运载火箭存储计算业务的需求,设计出一套运载火箭试验大数据存储架构,并给出了各存储组件的存储模型设计方法。通过实际工程应用表明：该架构具备良好的可靠性、可扩展性和可维护性,是一种切实可行的大数据存储架构设计,能够满足运载火箭试验数据的存储计算等业务需求。