面向飞行器多学科设计优化的主模型技术

针对飞行器多学科设计优化对系统级建模的要求,提出了一种融合各学科模型的主模型建模技术.采用结构-行为-功能三组元描述了多学科设计的概念模型,并指出MDO建模所要解决的耦合问题.在此基础上,定义了多学科主模型.结合MDO的理论模型,建立了由系统结构模型、系统功能模型、学科结构视图和学科功能视图组成的主模型,采用三个转换模块在主模型内部解决多学科耦合问题.描述了基于CAD软件构建主模型的方法和步骤,并综合主模型、CAD、CAE、多学科优化、软件集成等技术,建立了多学科设计系统的构架.以高超声速飞行器为例,在CATIA环境中建立了包括:气动、发动机、弹道、结构、隐身、气动热/热保护系统等六个学科的主模型,初步验证了主模型技术在MDO问题中应用的可行性.     

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。     

基于多学科设计优化算法的再入轨迹优化设计

传统的再入轨迹优化问题通常是在气动外形和质量等总体参数给定的情况下建立起来的。所设计的最优轨迹从飞行力学的角度来看是最优的，但从系统角度来看未必是最优的。在总体初步设计阶段，考虑气动外形和质量等其他学科影响的再入轨迹优化对于提高RLV的系统性能无疑具有重要意义。此时再入轨迹优化将是一个静态，动态多学科混合优化问题。以球头双锥的升力体构型RLV为例，以最小化热防护系统质量和最大横向机动距离为指标，采用两种典型的多学科优化算法来研究考虑气动外形、轨迹和热防护系统三个学科的再入轨迹优化设计问题。仿真结果表明多学科优化算法能够用来求解静态，动态多学科混合优化的再入轨迹优化设计问题，是RLV初步外形设计和任务轨迹规划的重要工具。     

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...     

运载火箭总体设计多学科优化方法发展及展望

运载火箭总体设计是一项涵盖多学科的系统工程。在总体设计过程中,需要综合考虑弹道、气动、姿控等多个学科的设计方案及其相互间的耦合关系。多学科优化(MDO)方法通过不同的单级或多级模型对多学科系统进行近似建模,再利用相应数值算法迭代计算,从而逼近全局最优解。系统回顾了多学科优化方法在国内外的发展脉络,择要介绍了应用于总体设计的经典多学科优化模型架构、软件平台和实际算例,探讨了多学科优化方法在我国运载火箭总体设计中的应用价值和发展前景。     

耦合混合变量的空间机动飞行器多学科设计优化

针对复杂耦合下的空间机动飞行器(SMV)多学科设计优化(MDO)问题,开展了同时考虑连续-离散混合变量的MDO求解技术研究。考虑空间机动飞行器总体方案设计需求,建立了包括轨道分系统、电源分系统、结构分系统、推进分系统、GNC分系统等多个学科的空间机动飞行器MDO模型;提出了基于变量转化法的混合变量MDO求解策略,将连续-离散混合变量MDO问题转化为普通MDO问题进行优化求解。优化后的空间机动飞行器总质量相比于初始方案降低了18.1%,证明了本文方法的有效性。与将离散变量作为连续变量优化的直接方式对比分析表明,本文提出的基于变量转化法的混合变量MDO求解策略在求解效率和可靠性方面更优。     

飞行器热气动布局优化设计研究

开展飞行器热气动布局设计方法研究,初步建立了高速飞行器概念设计阶段的热气动布局优化设计方法,通过参数化布局设计技术、气动力、热环境、弹道及优化技术等多学科性能分析及优化方法的综合应用,进行飞行器的热气动布局设计。对带控制舵钝双锥体机动飞行器的设计研究表明,考虑热环境的热气动布局可以在保证升阻比不变的条件下,降低驻点及第二锥身等特征点的轨道峰值热流达30%以上。
     

高超声速飞行器翼面前缘半主动金属热防护系统设计与分析

针对高超声速飞行器翼面前缘的热防护,文章设计了一种基于热管的半主动金属热防护系统。设计中使用工程估算方法预测了翼面前缘的气动热环境,并采用有限元法对高温合金翼面前缘结构进行了热固耦合分析和强度考核。分析结果表明:在马赫数为5~8的飞行状态下,热管可以有效地降低高超声速飞行器翼面前缘峰值温度达23%~31%,且呈现飞行马赫数越高则峰值温度降低幅度越大的趋势;同时热管还可以降低翼面前缘结构温差达90%以上,从而极大地减小由于温差而导致的热应变和内部应力。因此,将基于热管的半主动金属热防护系统应用于高超声速飞行器翼面前缘可以真正实现结构防热一体化,有助于获得较好的防热和减重效果。     

飞行器结构部件导热/辐射耦合传热特性预测方法

采用数值方法求解气动热环境,基于蒙特卡罗方法求解内部空腔辐射换热及有限元方法求解三维导热,建立了沿弹道求解导热/辐射耦合的热响应预测方法,计算并获得了沿给定飞行弹道条件下的考虑内部辐射和不考虑内部辐射时的某高超声速飞行器结构部件的热响应特性。研究表明,所发展的耦合计算方法具有较高的精度和较好的工程适用性;考虑内部辐射时,结构部件局部最高温度明显低于不考虑辐射时,最高相差400K以上,且温度分布趋于均匀,温度梯度减小。相关研究对高超声速飞行器防热结构设计与优化具有重要参考意义。     

非均匀气动加热下隔热层结构的优化设计

为获得非均匀气动加热条件下高超声速飞行器不同部位的合适的热防护系统厚度,发展了一种基于网格变形技术（ASD）的隔热层结构优化方法。以高超声速飞行器的复合材料隔热层结构为研究对象,采用有限元法在局部均布热流载荷、三角形均变热流载荷和二次函数热流载荷等作用条件下建立隔热层结构的热固耦合分析模型,提出了基于ASD技术与热固耦合分析相结合的结构轻量化设计方法。结果表明,基于网格变形技术能够快速有效地解决优化过程中的网格自动更新问题,并得到了光滑柔顺的厚度形状曲线,优化后更充分发挥了隔热层结构各层材料的承载能力。     

考虑高耗时约束的全电推进卫星多学科优化

为提高卫星系统整体性能与优化设计效率，本文采用多学科设计优化（MDO）方法进行全电推进卫星总体参数优化。主要考虑轨道转移、位置保持、空间环境、供配电、结构及质量六个学科，以整星质量最小为优化目标，考虑轨道转移时间等约束条件，建立了全电推进卫星MDO模型。提出一种基于增广拉格朗日乘子法的高效全局优化方法（ALM-EGO）以快速求解卫星MDO问题。标准数值算例对比研究表明，对于处理高耗时约束优化问题，ALM-EGO方法在全局收敛性与优化效率方面具有一定的优势。最后，采用ALM-EGO求解全电推进卫星MDO问题，优化后的全电推进卫星设计方案满足各类工程设计约束，实现整星减重161.09 kg，从而验证了本文所建立模型的合理性和ALM-EGO方法的有效性。     

使用解析目标分流策略的海洋卫星多学科优化

在海洋卫星总体设计阶段,为了提高卫星整体设计性能和效率,采用多学科设计优化（MDO）技术对其总体参数进行设计优化。考虑轨道、有效载荷、结构和电源四个学科的设计变量和约束条件,以卫星总质量最小为优化目标建立海洋卫星MDO模型;针对各学科优化问题属性设计高效的优化方案并采用解析目标分流（ATC）这一多级MDO策略来协调整个优化过程。优化后海洋卫星总质量相对海洋一号（HY-1）卫星下降17.6%,整个优化过程花费的时间也比采用单级All at once(AAO)策略减少85.7%。一方面表明所建立的海洋卫星MDO模型的合理有效性,另一方面表明ATC策略结合学科定制优化方案的求解技术的有效性。     

协同优化在固体弹道导弹概念设计中的初步应用

讨论了标准协同优化方法的流程和特点,并针对固体弹道导弹系统的特点,设计了集成质量、动力、气动、外形和弹道5个学科的弹道导弹多学科设计优化模型.采用协同优化方法集成各学科的知识,协调处理各学科之间的耦合变量,应用合理的优化策略有效地解决了在弹道导弹多学科优化设计中的耦合关系所带来的计算问题,并对该模型成功进行了多学科优化设计,得到了优化方案.研究不但证明了协同优化方法在固体弹道导弹多学科优化设计中的有效性,还表明协同优化方法可使各子学科专注于本学科的优化设计,并使用本学科已有的分析工具,无需考虑对其他学科的影响,这方面相对于其他高要求的MDO方法具有较明显优势.     

基于XML的产品主模型技术研究

多学科设计优化方法是近年来发展的一种设计复杂系统的新方法。它充分考虑各个学科之间的相互影响和耦合作用,以获得系统的整体最优解。产品主模型技术是多学科设计优化的关键技术之一,能较好地解决应用模型之间的数据交换和通信。文章介绍了产品主模型的概念及其特点,对产品主模型技术及其实施过程进行了深入研究。回顾了可扩展标记语言的产生和发展历史,并对其特性进行了较详细介绍;研究了基于可扩展标记语言技术实现系统集成的技术路线;最后,提出了基于可扩展标记语言技术和产品主模型技术的卫星总体方案多学科设计优化集成框架。     

飞行器多学科设计优化概述

针对飞行器多学科设计优化进行了概述。提出多学科设计优化的综合性定义，介绍了国内外发展现状。指明多学科设计优化的组成要素和存在学科耦合、计算耗时两个难点，并认为其关键问题是离散设计变量和非数值型综合设计变量处理、工程综合评估、数据流管理等。阐述了可用于多学科设计优化的各种方法及其优缺点。并提出了多学科设计优化的研究重点。     

基于MDO方法的月球探测卫星总体设计

根据月球探测卫星任务及环境的特点,在将多学科设计优化(MDO)方法用于卫星总体概念阶段的设计。分析了卫星总体设计中轨道设计、卫星设计和发射选择间的耦合关系与协同效应,建立了MDO的简化模型。用单级整体优化策略(AAO)和多岛遗传算法(MIGA)进行优化。算例结果表明,MDO简化模型可有效解决卫星概念设计阶段中的多学科耦合。     

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％。     

基于增强协同优化的助推-滑翔导弹概念研究

针对一种两级运载器、滑翔级翼身组合体外形的导弹方案,采用多学科设 计优化方法研究了包括两级发动机装药量、工作时间、滑翔级翼面形状和助推-滑翔弹道在 内的优化设计问题。将系统分为总体、气动、发动机、弹道四个学科。采用增强协同优化方 法进行分解协调优化。目标函数为最大射程和最小总加热量的加权和,约束条件为驻点热流 、导弹质量、滑翔段终点速度、高度等。采用试验设计方法进行不同外形的气动力计算,并 构造响应曲面。结果表明该MDO方法可适用于助推-滑翔导弹的概念研究。