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。     

基于遗传算法的固体火箭发动机参数优化设计

基于连续型遗传算法,并与工程设计方法及相关结构有限元计算结果紧密结合,建立了固体发动机优化模型。以固体发动机的冲质比为目标函数,对发动机工作压强、喷管扩张比和喉径等参数进行了优化设计。计算结果表明,采用遗传算法十分有效,能够快速获得最优解,提高发动机的整体性能。     

固体火箭冲压发动机导弹一体化遗传算法优化设计

遗传算法能以很高的概率找到全局最优解，适合工程优化设计要求。研究以固体火箭冲压发动机为动力的导弹的冲仑方案设计，探讨采用遗传算法实现冲压发动机导弹一体化优化设计，给出满足战术技术指标的最优总体方案和冲压发动机方案。算例表明，遗传算法是用于固体火箭冲压发动机导弹一体化优化设计的很好的优化算法，通过一体化优化设计，可以提高冲压发动机和导弹的总体性能。     

基于多目标遗传算法的固体火箭发动机面向成本优化设计

多目标优化设计的概念和方法被方法用于面向成本设计，采用一种基于Pareto最优解的多目标遗传算法－－NSGA－Ⅱ算法，以某固体火箭发动机为算例，利用成本模型和工程模型，以产品的性能和成本作为目标函数进行了多目标优化设计，计算结果表明，NSGA－Ⅱ算法得到的非劣解在目标空间分布均匀，算法收敛性和鲁棒性好，基于NSGA－Ⅱ算法的面向成本多目标优化设计方法为产品在方案阶段开展性能和成本之间的权衡分析提供了有效的工具。     

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.     

亚轨道飞行器的固液火箭发动机的高维多目标设计优化

为完成应用在亚轨道飞行器上的固液火箭发动机系统设计优化,且考虑到系统设计优化问题的复杂性以及采用单目标优化难以获得全局最优解,建立了固液火箭发动机系统设计的4目标设计优化模型,采用非支配排序遗传算法获得超空间Pareto 解集。利用基于变偏好区间的超径向可视化技术对超空间Pareto解集进行直观地分析,提高最优解选择的效率。最终获得了全局最优的固液火箭发动机系统设计方案,验证了建立的优化模型的准确性和相比于单目标优化的优势,论证了固液火箭发动机应用在亚轨道飞行器上切实可行以及变偏好区间超径向可视化技术处理超空间Pareto解集的高效性。     

三维模型质量检查系统的研究与实践

随着MBD技术的应用,三维模型成为产品信息表达的唯一源头、设计制造信息传递的唯一载体、生产制造的唯一依据,其质量日益重要。针对液体火箭发动机三维模型质量人工检查存在的问题,依据发动机设计、工艺、制造规范以及CAD/CAM数据质量检查方面的标准,研究并开发了三维模型质量检查系统,并在液体火箭发动机研制过程中进行了应用,实现了三维模型质量的高效、快速检查,减少由于三维模型质量问题引起的设计反复,促进了发动机三维模型设计质量的提升,确保三维模型满足后续智能制造要求,缩短产品的研制周期。     

助推-滑翔导弹总体一体化优化设计

综合考虑固体火箭发动机设计、弹道设计和总体特性相互作用和相互影响,建立了新概念助推-滑翔导弹总体一体化设计优化模型和系统分析模型.应用遗传算法优化了19个设计参数,并与弹道导弹优化结果进行了比较.结果表明,助推-滑翔导弹具有很强的机动突防能力,且具有增程能力.     

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.     

基于可视化平台的液氢/液氧火箭发动机核心部件质量计算

运载火箭总体方案论证阶段,为了选择推进系统方案需要对发动机的质量、性能等参数进行比较和优化,但是液体火箭发动机的质量是很难估算的,影响发动机质量的因素很多,几乎没有什么规律可循,估算发动机质量的工作只能是非常粗糙的。依据液体火箭发动机主要部件的特点及工程经验,提出了发动机核心部件的质量计算模型;给出了发动机推力室和涡轮泵2部件的2种计算模型并进行了比较。最后,采用VC++平台设计了可视化的计算界面,并结合国内外的发动机进行了验证。     

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％。     

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。     

重型运载火箭发动机机架与舱段传力结构一体化拓扑优化设计

运载火箭发动机机架与舱段传力结构主要负责将发动机的推力载荷有效传递至箭体壳段,是火箭结构系统中的关键部位。为充分考虑重型运载火箭发动机机架与舱段传力结构之间的耦合影响,寻找合理的传力路径并实现结构高效承载,对其开展了联合最优传力路径分析及结构优化设计。考虑变形、质量、设计空间、制造约束等设计要求,以整体刚度最大化为目标,建立了火箭发动机机架与舱段传力结构的优化模型,开展了一体化优化设计工作;讨论了发动机机架与舱段传力结构间的连接区域参数对整体结构设计的影响,给出了相关设计建议。     

基于Pro/E的参数化驱动固体发动机模装设计

为实现参数化驱动的固体火箭发动机结构设计、零件装配及其与平行层燃面退移的一体化集成，以Pro/E族表技术为核心，利用WinForm框架和XML等技术，提出了实现固体火箭发动机结构参数化模装设计和整机自动化装配的技术途径，实现了发动机各零部件三维模型的参数化驱动及发动机整机的自动化装配，实现了复杂三维药柱退移过程中的拓扑结构变化。该研究开发完成固体火箭发动机结构参数化模装设计软件系统，系统中包含29个发动机零件，通过灵活设定结构参数，可自动化构建多达720种不同结构形式的发动机结构实体模型，实现平行层燃面退移，得到发动机工作过程中的动态结构质量特性，同时计算出发动机的内弹道性能，并且具有可扩展性。该技术能够为进一步研究固体火箭发动机的设计、仿真、优化的一体化系统奠定基础。     

基于Web的固体火箭发动机质量信息系统安全性研究

提高固体火箭发动机质量信息系统的安全性，对于固体火箭发动机的研制与生产具有重要的信息保护作用。针对基于Web的固体火箭发动机质量信息管理与评判系统。分析了操作系统，网络和数据库等三个方面的安全性，利用三维模型提出了系统安全性方案的基本框架，该方案的试运行表明，该方案的使用具有积极的意义和作用。     

固体燃料冲压发动机研究进展

通过分析固体燃料冲压发动机内部燃烧和流动过程，建立了固体燃料冲压发动机内弹道计算模型。在数值模拟基础上，分析了发动机内流场结构和燃速特性。理论计算表明发动机内流场呈现很强的二维特征，附着点位置与入口台阶高度和燃烧性能有关。为验证计算结果，设计并建成了固体燃料冲压发动机实验系统。     

四机并联发动机低频动态特性分析

为了获得发动机结构的低频动态特性,采用有限元方法进行了液体火箭一级四机并联发动机(含机架)的计算模态分析。由于发动机为复杂的非对称结构,建模时按质量和刚度等效原则将推力室的夹层结构简化成单层板,其余结构大都按空间梁简化,通过改变材料密度保证了模型质量与发动机稳态工作时的质量一致。简化后的计算规模适中,既反映了结构的主要特征又不浪费计算机资源和时间。计算结果表明了四机并联发动机系统中有多阶轴向运动较大的模态值得注意,需避免它们和发动机的低频脉动及箭体的低频振动耦合。     

固体火箭发动机集成方案设计系统SRMCAD

研制了一种固体火箭发动机集成方案设计系统软件SRMCAD。该系统采用了模块化的结构设计，共有14个模块：即系统执行控制、系统输入、系统输出、数据文件管理、热力计算、总体参数优化、指标分配、燃烧室设计、装药几何设计、内弹道计算、药柱强度校核、喷管设计、点火器设计和质量特性计算。该系统以发动机性能方案设计为主。兼顾初步的结构方案设计，能在视窗操作系统上运行。     

基于差动气动增压装置的多次启动一体化动力系统特性

高性能、轻质量、小尺寸的上面级动力系统可以为整个任务节省更多的质量和空间,从而增加有效载荷的质量。提出了一种基于差动气动增压装置的多次启动姿轨控一体化动力系统,动力系统由主发动机系统、姿控发动机系统、一体化供应系统等组成。该动力系统的系统级试验验证结果表明:姿控发动机与主发动机可通过共用贮箱实现推进剂的一体化供应; 主...     

空间拦截的末制导律设计

针对空间拦截问题的非线性模型及发动机的实际工作特性，基于变结构控制的思想，设计了易于工程实现的末制导律，并进行了数值仿真，得到了满意的结果。