再生冷却推力室的多学科设计优化

以某型火箭发动机的再生冷却推力室为研究对象,建立了关于推力室的几何型面、质量、流动、传热和结构应力的仿真模型,在iSIGHT软件平台上利用基于响应面模型的协同优化算法对其进行了分布并行的多学科设计优化(MDO),优化目标为权衡推力室质量、出口比冲和冷却通道压降的综合改善。改进的计算结果表明了MDO在推力室设计中的可行性和实用性。     

基于遗传算法的多级固体火箭总体/发动机一体化设计优化研究

在综合考虑发动机设计、火箭气动特性和外弹道关系的情况下,建立了多级固体火箭总体发动机一体化设计优化模型.该模型具有如下特点一是不能保证目标函数和约束是凸集上的凸函数,存在"多峰"现象,二是设计变量含连续/离散混合设计变量.根据上述特点,优化方法选用遗传算法,并对遗传算法进行了改进研究,给出了一种改进的基于方向的变异算子.应用该算法完成了某三级固体火箭总体/发动机十五个设计参数的优选,取得了满意结果.     

基于物理规划的固体运载火箭多学科设计优化

固体运载火箭设计属于典型的多学科设计问题,为提高同体运载火箭设计水平和缩短研制周期,提出了基于物理规划的固体运载火箭多学科设计优化方法.建立了固体运载火箭多学科系统分析模型,以卫星轨道设计计算得到的运载火箭关机点参数和最小火箭起飞质量为设计准则.采用物理规划方法构造系统级火箭总体设计优化模型,以发动机总体性能指标为设计准则,采用物理规划方法构造子系统级发动机设计优化模型.通过系统级总体设计优化和并行的子系统级发动机设计优化的嵌套循环,得到满足火箭运载能力的各级固体发动机最优设计结果,即得到内外弹道相匹配的发动机最优推力-时间曲线.     

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。     

基于改进协同优化方法的固体运载火箭多学科设计优化

研究固体运载火箭多学科协同设计优化问题.建立固体运载火箭多学科设计优化相关学科模型,包括总体学科、推进学科、气动学科、质量学科和弹道学科模型,构建固体运载火箭协同优化设计框架；提出含序贯策略的改进协同优化方法,解决固体运载火箭学科间耦合变量过多带来的系统级设计变量规模过大问题,实现固体运载火箭多学科协同设计优化.仿真结...     

基于响应面模型的二维高超声速进气道优化

建立了二维高超声速进气道的响应面模型,样本点设计矩阵采用拉丁超立方试验设计法构造,样本数据通过二维粘性NS方程计算高超声速进气道流场来获得。基于进气道响应面模型,对进气道进行了多目标优化,优化后进气道在设计态和非设计态时均提高了总压恢复系数、流量系数和压升比,但也增大了阻力系数,总体上进气道综合性能有明显改善。计算表明,基于响应面模型的优化策略,能够满足进气道流道优化对计算精度和计算量的要求。运用多学科设计优化软件框架iSIGHT作为建模和优化的辅助工具,提高了优化设计的实现效率。     

基于Optimus的涡轮气动优化设计

针对涡轮在理论设计和实际应用中存在的不足,提出了利用多学科优化平台对涡轮进行气动优化设计的方法。首先运用UG／Grip技术对涡轮进行三维造型,然后利用试验设计方法建立计算试验样本点分布表,用商用软件进行各样本点的CFD计算及热-应力耦合分析计算,最后建立响应面模型,对其进行优化设计。结果表明,优化后的涡轮效率比优化前提高5％。该方法为进一步提高涡轮的气动性能,减少损失提供了一定的依据。     

基于近似模型的卫星动力学多目标优化

对基于近似模型的卫星结构动力学多目标优化进行了研究。给出了响应面模型、Kriging模型和径向基函数（RBF）模型三种近似模型的原理。基于某卫星结构有限元模型建立了优化的三种近似模型,给出了优化流程。分析结果表明：RBF模型的精度最高,该模型结合遗传算法的优化方法不仅显著降低了计算时间成本,而且有良好的精度。     

固体火箭发动机翼柱形药柱的优化设计

以固体火箭发动机的翼柱形药柱的优化设计为例，通过建立翼柱形药柱的计算模型，固体火箭发动机的能量模型，提出了翼柱形药柱的优化设计方法。药柱的计算采用了混合罚函数法，根据得出了计算结果中各设计变量对目标函数的影响大小，确立了各设计变量的最佳值，该方法还可用于其他型号的翼柱形药柱的优化设计。     

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。     

固体火箭发动机翼柱形药柱的优化设计

以固体火箭发动机的翼柱形药柱的优化设计为例，通过建立翼柱形药柱的计算模型，固体火箭发动机的能量模型，提出了翼柱型药柱的优化设计方法。药柱的计算采用了混合罚函数法，根据得出的计算结果中各设计变量对目标函数的影响大小，确定出各设计变量提最佳值。该方法还可用地其它型号的翼柱形药柱的优化设计。     

基于多目标多学科设计优化方法的再入弹道设计研究

为了研究多目标多学科弹道优化设计,提出了一种基于NSGA-Ⅱ算法的并发多目标协作优化MDO方法MOPCO(Multi-Objective Pareto collaboration Optimization,简称MOPCO).利用系统优化器和学科级优化器的并发性来分解多目标MDO优化问题,解决组织复杂性问题;利用自适应响应面技术来解决计算复杂性问题;利用NSGA-Ⅱ算法来搜索Pareto前沿.标准算例测试表明该算法是可行的.最后将其用于静态/动态混合优化的多目标多学科再入弹道设计,获得了合理的Pareto前沿.     

一种新的多学科设计优化方法

针对协同优化方法自身结构存在的缺陷,对其加以改进,提出一种新的单级多学科设计优化方法(ACO)。将协同优化方法中的系统相容性约束作为另一个目标函数与原来系统级目标函数交替进行优化,从而直接避免了原协同优化方法中由于相容性等式约束而带来的系统级优化求解计算困难等问题。测试结果表明新方法是可行的。     

固体战略弹道导弹的多学科设计优化研究

运用多学科设计优化(MDO)方法对某固体战略弹道导弹的总体优化设计进行了研究.从满足固体导弹的MDO需求出发,基于第三代MDO理论,对固体导弹按学科分解为系统层(性能/弹道学科)和子系统层(推进学科、质量分析学科、气动学科),通过分析与建立以上各学科的优化模型及固体导弹的总体优化模型,以固体导弹起飞质量为目标函数将MDO单级优化过程中的同时分析与设计(SAND)过程应用于该固体导弹总体优化设计.与传统优化方法所得结果相比,固体导弹起飞质量减小15.1%,发动机结构质量减小23.3%,优化效率提高87%.算例表明,将MDO方法应用于固体导弹总体优化设计的思路可行.     

亚轨道重复使用运载器总体多学科优化方法

针对亚轨道运载器总体设计多学科耦合的特点,从任务规划、学科建模、集成和求解策略等方面对多学科优化方法进行了研究。以助推亚轨道飞行器为对象,确定了学科模块组成、功能和数据耦合关系。建立了与总体设计过程相适应的7个学科模型,包括几何主模型、气动、推进、弹道、气动热、传热/热防护系统、结构。结合飞行器任务要求和基准方案,从系统级定义了多学科优化问题,包括目标函数、约束条件和设计变量。基于多学科软件框架集成学科模型,采用多学科可行法作为求解框架,建立了亚轨道飞行器多学科优化系统,选择SQP算法完成了以起飞总重为目标的优化。结果显示,优化后,发动机结构、热防护系统有所增加,但结构质量和燃油消耗减小,综合作用使总重减小2.4%,体现了多学科优化的协同作用。     

火箭发动机冷却通道结构的优化设计

本文介绍与火箭燃烧室壁几何结构设计方案有关的数学与计算方法。该设计方案主要由两部分组成:第一,结构热力问题的‘有限元分析’;第二,用于几何结构优化设计的‘数学编程’。优化设计方法可改进燃烧室初始设计,使应力或温度下降,相应地延长寿命。该方法的主要优点是可自动确定设计变化,并对用户定义的目标函数结构进行改进。本文提出的优化设计方案将用于 H_2/O_2燃烧室的设计改进。     

改进响应面法及其近似性能研究

如何提高近似函数的近似性能是多学科设计优化问题的一个重要研究方向,采用多项式响应面法和径向基甬数结合的方法有效提高了函数近似性能.多项式响应面法(Response surface Method,RSM)在对采样点构建插值曲面时,对结果中的残差并未进行处理,从而导致了部分信息的丢失.径向基甬数(Radial Basis Function,RBF)插值有效地利用了样本点的信息,但却无法提供待拟合曲面的梯度信息.改进响应面法(Improvecl Response surface Method,IRSM)通过对RSM方法的残差进行RBF插值处理,可以在增加有限计算量的条件下提高近似精度.并可提供待拟合曲面的近似梯度信息.测试结果表明,IRSM方法的近似精度随着样本点的增多而显著提高.在样本点较少的时候,IRSM方法的近似性能明显高于RSM方法的近似性能,但可能低于RBF方法的近似性能;而当样本点较多时,IRSM方法的近似性能显著高于RSM方法和RBF方法.     

升力体外形设计的代理模型优化方法

面向飞行器概念设计提出了一种将类型函数/形状函数变换技术与代理模型技术及全局优化算法相结合,实现升力体外形多目标优化的设计策略。类型函数/形状函数变换技术能够通过调整少量尺寸参数或类型函数/形状函数控制参数衍生出多种设计构型。选用最优拉丁超立方抽样完成实验设计,将径向基函数作为近似方法构建代理模型,并通过序贯采样后验策略改善代理模型拟合优度。在Ma 6,迎角20°设计点处搭建了升力体简化外形的气动分析代理模型。应用NSGA-Ⅱ多目标遗传算法实现了以升阻比和容积利用率最大化为目标的折衷优化,得到包含一系列改进设计方案的Pareto-解集,其中,各构型目标响应相对实际分析值误差均在6.1%以内,表明该方法既可以通过代理模型大幅提升设计效率,降低应用全局优化算法的计算复杂度,又能够得到满足概念设计精度需要的设计方案,有利于概念设计中定量高效地实现多个设计目标的折衷优化,明确飞行器外形修改方向。
     

火星全球遥感探测器多学科建模与协同优化

针对火星全球遥感探测器的总体参数设计与优化问题,基于多学科设计优化(Multidisciplinary Design Optimization,MDO)的思想,首先建立以遥感性能和总质量为综合优化目标的总体优化模型,从而实现对总体指标的分解,作为分系统设计的输入条件。基于总体指标分解的结果,然后对探测器的载荷、电源和控制等分系统的变量及约束进行分析,得到分系统优化模型。采用协同优化方法对整个优化问题的耦合关系进行协调并由总体向分系统传递指标和相关耦合参数,采用自适应动态罚函数法和多种优化算法协作优化的寻优机制,来提高总体优化与分系统优化寻优收敛的速度,从而求解获得协同一致的探测器总体参数优化结果与分系统优化结果,验证了MDO方法应用于航天器总体设计的有效性。     

着陆缓冲固体火箭发动机优化设计研究

为了对着陆缓冲火箭发动机进行优化设计，提出了优化准则、目标函数及设计变量的约束条件；研究了着陆缓冲发动机冲量及在阻力伞存在的条件下发动机点火高度优化方法；多元回归基础上建立了发动机的能量方程，并提出分部件建立质量方程。优化设计实例计算结果达到了预期目标。