基于FFD方法的高超声速升力体气动优化

将FFD(Free Form Deformation)自由变形法与无限插值动网格方法相结合,发展了一种飞行器参数化建模和网格生成方法。二维和三维的实例显示自由变形之后得到的飞行器几何外形及其对应的网格能保持平滑光顺,验证了方法的有效性。在此基础上,结合径向基函数代理模型和CFD技术发展了一套优化设计方法并对高超声速升力体外形进行了气动优化。基于自适应模拟退火算法的单目标优化表明,在保持原有外形体积不减小的情况下,升阻比提高了1.28%;基于NSGA-II的多目标优化得到了飞行器升阻比和体积的最优解集,典型优化外形的升阻比和体积分别提高了2.93%和2.49%。升力体的优化结果表明了FFD方法的有效性和优化设计方法的实用性。     

高超声速飞行器气动/隐身优化设计方法

针对高超声速飞行器气动布局设计中气动设计与隐身设计矛盾的问题,采用高精度气动和隐身计算方法,建立了基于直接全局优化算法、二次曲线参数化方法和Kriging代理模型的多学科优化设计平台,并对典型高超声速布局升力体外形开展气动/隐身一体化优化设计研究。结果表明：升力体布局典型状态下升阻比由3.13提高到3.69,考虑垂直极化和水平极化状态,俯仰±30°的雷达散热截面（RCS）均值下降60%以上,表明该平台具有良好的寻优能力,风洞试验结果验证了优化算法的可行性;高超声速飞行器的机身和翼/舵等部件具有显著的绕射特性,物理光学法等高频算法不能准确捕捉前后缘绕射,应当采用矩量法计算其RCS特性;高超声速飞行器的垂直极化和水平极化的RCS特性差异巨大,在设计中应当予以考虑。     

通用航空飞行器气动布局设计优化

研究了通用航空飞行器气动布局设计优化问题。应用基于二次曲线的模线设计方法，实现了通用航空飞行器的参数化外形建模。采用修正的牛顿流理论进行高超声速气动特性计算。在保持纵向稳定性的条件下，以升阻比和容积效率最大化为目标，建立通用航空飞行器气动布局多目标优化模型。应用基于小生境竞争排挤机制的多目标遗传算法求得优化模型的非劣解集。将物理规划设计方法与稳定、高效的粒子群优化算法相结合，有效地求解该优化模型的折衷解。优化结果表明本文的通用航空飞行器气动布局设计优化方法是有效的。     

基于代理模型技术的返回舱外形优化

针对返回舱再入过程中需要满足的复杂气动力热务件,在典型高超声速条件下以升阻比和阻力系数为目标,以驻点热流和容积率为约束条件进行返回舱外形多目标优化设计。气动特性分析采用基于三维Navier-Stokes方程和结构网格的计算流体力学数值仿真（CFD）方法,采用Fay-Riddell经验公式计算驻点热流,采用NSGA－II优化算法进行全局寻优,为了增强多目标优化设计的计算效率,利用Kriging代理模型替代CFD计算,并引入改进的EI函数加点策略,大大减少了构建代理模型时所需的样本点数目。优化计算结果表明,代理模型计算结果与CFD计算结果误差可以控制在7％以内,基于代理模型技术的优化过程可以节省95％以上的计算开销。因此,该方法能够较好地满足初步设计的要求,为返回舱外形优化提供有益的借峪。     

基于MOEA/D的三锥体拦截器气动外形优化设计

针对由临近空间拦截器飞行环境变化剧烈导致的热流密度过高等问题,提出一种多目标外形优化设计方法,并针对一种新型三锥体临近空间拦截器外形进行优化设计。首先,建立飞行器的气动、弹道、气动热等多学科分析模型,利用高斯-伪谱法计算拦截弹道,利用桥函数法建立气动模型,并利用Fay-Riddle方法估计气动热流密度。然后,以飞行器航程、总热流量和飞行时间为优化目标,采用基于分解的多目标进化算法(MOEA/D)与伪谱法将该问题转化为一组单目标优化子问题,得到Pareto前沿并进行相关分析。最后,给出一个优于基准值,同时满足性能指标要求的新型外形。结果表明:该优化方法具有可实现性,为未来的飞行器设计提供了新思路。     

Ma4.5巡航飞行器乘波体方法优化设计

采用多参数综合目标函数的乘波体优化设计方法，研究了乘波体外形设计参数量化方法，以及设计实用的乘波体时选择优化目标应考虑的因素，并由任意形状开始，用完全的优化方法设计出了巡航M数4～4．5的飞行器乘波体外形。本文的研究表明，用完全的优化方法设计乘波体，选择合理优化目标函数是非常关键的一步，它决定了能否得到合理可用的最终设计结果。     

采用改进模拟退火算法的高速飞行器随控总体优化方法

选取翼身组合体气动布局的高速飞行器为研究对象,基于已建立的飞行器总体参数与气动非线性/耦合性等随控性指标间的表征数学模型,开展高速飞行器的随控总体优化方法研究,使得飞行器在全弹道上所有特征点处的非线性度/耦合度的最大绝对值达到最小。为改善经典模拟退火算法的全局搜索能力, 提高退火算法的趋优避劣性,引入精英集合策略。算法测试结果表明：改进模拟退火算法比经典模拟退火算法具有更好的收敛稳定性和收敛速度。算例飞行器的随控总体优化结果表明：飞行器在全弹道上的非线性度m α  NL 、耦合度C xy 、C yx 分别改进了90.6%、99%、36.5%,取得了较好的优化效果。     

小生境多目标蚁群算法在飞行器总体设计中的应用

飞行器总体设计直接影响飞行器的战术技术指标,往往需要反复很多次的设计过程以确定最终设计方案,因此迫切需要研究并采用优化方法以快速获得性能较优的飞行器总体方案。蚁群算法是群智能算法的典型代表之一,本文针对飞行器总体设计中的多目标优化问题,以多目标蚁群算法为基础,引入小生境技术,提出小生境多目标蚁群算法,并以某飞行器为应用对象,对其进行了多目标优化设计,最后对优化结果进行了分析。     

降低气动非线性的高超飞行器总体优化方法研究

针对高超声速飞行器严重气动非线性特性给控制系统设计提出的高要求,基于推广的随控布局思想,从控制系统设计角度对高超声速飞行器总体提出气动非线性程度低的优化设计指标。引入高超声速飞行器气动非线性特性度量——非线性度的定义,通过气动工程估算建立非线性度与飞行器总体外形参数关系的表征模型,将非线性度表示为总体外形参数的函数;采用遗传算法求解以总体外形参数为决策变量和以非线性度最小为目标函数的优化问题;最终确定随控优化思想下的高超声速飞行器总体优化策略。算例分析表明,本文提出的总体随控优化方法对于改善高超声速飞行器的气动非线性特性简单有效。     

大型磁悬浮CMG转子的组合优化策略

为提高空间站用大型磁悬浮CMG（Control Moment Gyroscope）系统的设计效率,并获得最优设计参数,针对高转速（12000r/min）大角动量（1000N·m·s）磁悬浮转子进行优化设计与分析。提出了一种基于遗传算法(Genetic Algorithm, GA)和序列二次规划算法(Sequential Quadratic Programming, NLPQL)的组合优化策略来优化转子组件。采用ANSYS进行参数化建模,通过ISIGHT软件集成ANSYS实现优化过程。取转子质量和最大等效应力分别最小为优化目标,选择转子轮盘结构尺寸为设计变量,并根据转子运行工况对转子提出包括尺寸、强度、效能等方面约束限制。与GA、NLPQL算法相比组合优化策略的优化结果要优于单纯使用一种全局优化算法或局部优化算法。组合优化策略结果表明转子质量减少了3.92%;安全系数提高了2.69%。实验结果证明了组合优化策略的设计结果。     

周边式桁架可展开天线的形面调整

本文针对周边式桁架可展开天线进行了基于优化方法的网面调整。以纵向调节索调节力的大小为设计变量，网状反射面的均方根误差为目标函数，应力和频率为约束条件，建立了形面调整的优化数学模型，并用遗传算法对网面调整进行了优化、仿真。数值结果表明：基于优化方法的网面调整是可行的，对工程应用具有一定的指导意义。     

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。     

组合结构屈曲稳定性优化设计与灵敏度分析

本文研究了组合结构屈曲稳定性优化设计及灵敏度分析数值方法，讨论了屈曲临界荷载灵敏度对应力场和载荷的依赖关系、及其在尺寸和形状变量中的不同计算方法，将屈曲优化与静力和动力优化联合执行，在ＪＩＦＥＸ软件中实现以解决复杂的结构优化问题。算例表明了优化方法在结构稳定性设计中的应用，验证了算法和程序的有效性。     

基于等几何分析的板壳结构形状拓扑协同优化

板壳结构轻量化设计是工程中的常见问题，采用有限元法对板壳结构进行拓扑优化时，难以获得高质量的网格以精准描述几何模型，且单独使用拓扑优化受制于初始设计空间。提出了一种基于等几何分析的形状拓扑协同优化方法，该方法执行先形状优化、后拓扑优化的步骤，在最佳结构形状的基础上实现最佳材料布局的优化目标。相比于其他组合形式的优化机制，极大地提高了计算精度与计算效率。采用3个数值算例验证了本方法的有效性与高效性，结果表明，与经典等几何拓扑优化方法相比，可得到更高性能的优化结构，有助于进一步拓宽结构优化的应用范围。     

Optimization of entry-vehicle shapes during conceptual design

During the conceptual design of a re-entry vehicle, the vehicle shape and geometry can be varied and its impact on performance can be evaluated. In this study, the shape optimization of two classes of vehicles has been studied: a capsule and a winged vehicle. Their aerodynamic characteristics were analyzed using local-inclination methods, automatically selected per vehicle segment. Entry trajectories down to Mach 3 were calculated assuming trimmed conditions. For the winged vehicle, which has both a body flap and elevons, a guidance algorithm to track a reference heat-rate was used. Multi-objective particle swarm optimization was used to optimize the shape using objectives related to mass, volume and range. The optimizations show a large variation in vehicle performance over the explored parameter space. Areas of very strong non-linearity are observed in the direct neighborhood of the two-dimensional Pareto fronts. This indicates the need for robust exploration of the influence of vehicle shapes on system performance during engineering trade-offs, which are performed during conceptual design. A number of important aspects of the influence of vehicle behavior on the Pareto fronts are observed and discussed. There is a nearly complete convergence to narrow-wing solutions for the winged vehicle. Also, it is found that imposing pitch-stability for the winged vehicle at all angles of attack results in vehicle shapes which require upward control surface deflections during the majority of the entry.     

基于参数化建模的药柱伞盘结构形状优化

锥柱形固体火箭发动机药柱的伞盘结构在低温载荷作用下易产生裂纹,是药柱设计关注的重点部位.为了对伞盘结构进行形状优化,采用有限元软件MSC.Patran的二次开发工具PCL( Patran Command Language),编制参数化建模程序,根据输入参数自动建模计算,并输出计算结果.将整数编码遗传算法与参数化建模方法...     

基于全模式遗传算法的导弹/固体冲压发动机一体化优化

在综合考虑固体火箭冲压发动机设计、导弹气动特性和外弹道关系的情况下,详细分析了各设计变量,并建立了空空导弹总体／冲压发动机一体化设计优化模型。针对在优化过程中遇到的无显式约束问题,提出了一种高效全模式遗传算法,并分析了其收敛性。计算结果表明,与其它算法相比,全模式遗传算法具有极强的全局寻优及高速收敛能力：一体化优化设计优于工程设计方法,可有效提高导弹总体性能。     

基于B样条的平流层飞艇外形优化设计

为改善飞艇气动性能,提高推进系统的效率,增加飞艇承受有效负载的能力并延长其运行时间,将飞艇艇体气动阻力和艇体表面积两个主要因素引入到平流层飞艇外形优化设计中,建立了复合目标函数,在飞艇体积不变的前提下,采用EXTREM数值优化算法,对平流层飞艇外形基于B样条曲线参数化方法在体积和长度不变的限制条件下,进行了双目标优化设计,优化后,外形的气动阻力减小了7.12%,同时飞艇艇体表面积也减少了1.76%。文章的研究结果实现了减阻和减重的双重目标,证明了该方法是合理可行的,可为平流层飞艇总体设计提供相关参考。     

基于TANA函数的非概率可靠度分析方法

建立一种基于TANA(Two-Point Adaptive Nonlinear Approximation)函数的高效稳定非概率型可靠度分析方法。首先,对随机变量采用凸集合非概率多椭球模型进行描述,在可靠度指标法框架下,采用增强混沌控制(Enhanced Chaos Control,ECC)方法,在逼近最佳设计点时,利用两点自适应非线性逼近的TANA2函数拟合强非线性的功能函数,减少了可靠度分析中功能函数的调用次数,有效提高了算法的效率及稳定性。还对不同非线性程度的功能函数进行了可靠度求解以及优化的算例验证。