静态容积法水流量标准装置的自动化研制

介绍了水流量标准装置自动化研制的主要设计思想、原理、工作流程、结构特点和功能以及达到的技术指标。从实验结果可以看出，该装置的研制使水流量仪表的自动化检定成为现实。     

基于图形变形法的固体火箭发动机优化设计

基于图形变形法探索固体火箭发动机优化设计空间，通过可视化展示设计空间形态，能够提高固体火箭发动机优化设计效率和质量。采用试验设计方法对设计变量和约束条件重要性进行排序，简化优化模型；采用图形变形法对简化优化模型在不同试验设计点进行可视化分析；可视化选取可行设计空间中目标函数较小的点作为初始点。应用三种常规优化算法对4个不同初始点进行优化计算，计算结果表明，图形变形法优选的初始点使优化效率有不同程度的提高，优化结果具有更好的全局最优解特性；与遗传算法比较，效率提高400倍以上。     

非线性主轴降维映射法在固体火箭发动机设计优化中的应用

为在二维或三维空间中表达固体火箭发动机高维设计空间,引入非线性主轴降维映射法对多维非线性设计优化问题进行降维处理。以某大型固体火箭发动机设计问题为例,将10变量4有效约束优化问题降维映射到二维空间进行研究,拟合的非线性主轴降维映射模型中,目标函数和约束函数的相对误差控制在1.5%以内。研究表明,非线性主轴降维映射法具有发现多变量非线性优化数学模型本征特性的特点,能对设计变量重要性排序;通过降维展示设计空间全景,为优化算法和优化初始点优选提供了直观、有力的工具;优化轨迹实时展示为优化算法性质研究及算法切换提供了依据;根据优化轨迹从优化结果在降维空间中的位置能够判断优化结果是否具有全局最优解特性。     

图形变形法在固体火箭发动机设计优化中的应用

采用图形变形法分析了固体火箭发动机设计优化模型中各设计变量对目标函数和约束的影响程度，探索了可行设计空间，通过显示优化结果点附近设计空间形态定性分析了优化结果鲁棒性。结果表明，图形变形法处理固体火箭发动机设计优化多变量分析及显示问题简单、直观，易于工程应用。     

GA-复合形法在弹簧优化设计中的应用

在基本的遗传算法的基础上，将基本遗传算法与复合形法有机的结合起来，形成一种新的优化方法：CA-复合形法。并对发动机气门弹簧进行了优化设计。优化结果表明：该方法不仅具有较高的优化效率，而且具有较高的优化精度，并且避免了局部收敛。     

线热源法测导热系数的智能化测试系统

介绍了一种采用线热源法测量材料导热系数的智能化系统。论述了系统测试原理和软硬件结构，该系统具有测量精度高、自动化程度高和操作方便等特点。测试结果表明，本文设计的硬件电路可靠性高、软件算法合理、具有一定的普遍性，可应用到其它智能化仪器仪表的设计中。     

基于改进准则法的复合壳阻尼结构拓扑减振动力学优化

针对复合壳阻尼结构的拓扑减振优化问题，以约束阻尼层的有限单元为设计变量，采用体积比、模态频率和振型为优化约束条件，构建以多模态权重系数的结构模态损耗因子数值关系为优化目标函数的拓扑减振优化模型。为了拓展优化目标灵敏度具有不局限于某一变密度法插值模型的形式，推导了数值表达式的一般函数式。动力学优化中优化目标灵敏度正、负数集共存，使得非凸性的目标函数设计变量出现负值或优化函数寻优于局部极值点。为此，推导出复合壳阻尼结构的全域灵敏度改进优化准则法迭代格，以确保每次迭代域均为全域设计变量集。结合有限单元法编程实现了复合壳阻尼结构改进准则法，并对复合壳结构进行拓扑减振优化分析。结果表明：在敷设体积减为全覆盖的50%时，复合壳结构的模态损耗因子增减偏差为10%，具有提升减振的轻量化设计目的；各阶目标函数和拓扑构型所需的迭代次数少，中间密度区域较小，多阶优于单阶模态优化函数，易于获得全域寻优的有效减振。     

利用试验设计法建立翼型气动特性的人工神经网络模型

建立了翼型气动特性预测的BP(Back Propagation)神经网络模型,重点研究了3种选取训练样本的试验设计(DOE)法:完全析因法、正交设计法和均匀设计法,对BP神经网络预测精度的影响,利用所建立的BP神经网络对FX63-137翼型几何型线进行了优化设计。研究结果表明:在因素数和水平数较少时,完全析因法、正交设计法及均匀设计法的平均测试误差分别为0.002%、0.029%、0.023%;在因素和水平数较多时,完全析因法的样本规模太大而不再适合,正交设计法和均匀设计法的平均测试误差分别为0.42%和0.15%,均匀设计法的预测精度更高,更适合于翼型气动特性预测的人工神经网络模型。优化后翼型的升阻比在迎角为0°~18°范围内均高于原始翼型,在迎角为1°、4°和15°时升阻比分别提高了4.38%、1.38%和5.51%。该研究方法及成果可以应用于翼型的多参数优化设计。     

基于高斯伪谱法的吸气式高超声速飞行器爬升弹道优化研究

吸气式高超声速飞行器爬升弹道设计是其总体设计的一个重要问题。这里提出一种基于高斯伪谱法的弹道优化方法,用于解决该问题。以末端弹道倾角为性能指标,飞行攻角为设计变量,建立了飞行器纵平面弹道优化模型。通过高斯伪谱法对状态变量和控制变量进行离散,将最优控制问题转化为非线性规划问题,再利用序列二次规划算法对其进一步求解。仿真结果表明,该方法收敛域大,对初值不敏感,设计精度高,是吸气式高超声速飞行器方案弹道优化的重要方法。     

连续体结构拓扑优化方法评述

连续体结构拓扑优化在优化中能产生新的构型,对实现自动化智能结构设计具有重要意义。目前,连续体结构拓扑优化方法主要有：均匀化方法、变厚度法、变密度法、渐进结构优化方法、水平集法、独立连续映射方法。本文首先系统回顾了以上方法的发展历程,介绍了它们的研究现状。其次,通过对比以上拓扑优化方法对若干典型算例的优化结果,表明以上方法都有较好的减重效果。最后,对以上方法进行了总结,列出了它们的优缺点和发展方向。     

基于响应面法的带喷流激波针参数优化研究

对基于响应面法的带喷流激波针参数优化方法进行了研究,优化目标是最佳减阻效果和最小喷流流量,优化参数是激波针长度、喷流出口总压和喷流出口直径,利用响应面模型对设计参数与响应目标的关系进行建模,样本点设计采用了Ⅳ-最优方法,样本点的气动响应通过数值计算得到,最后用期望函数法进行多目标寻优。研究表明:激波针长度、喷流总压和喷流出口直径与阻力呈现2阶或3阶非线性关系,且激波针长度和喷流出口直径耦合效应较强;响应面模型给出了阻力与各设计参数关系的数学表达式,仅用较少的样本点就获得了设计空间内任意参数组合的阻力预测值和置信区间,效率较高;通过响应面法获得了最优参数组合,其阻力预测值与校验结果相比精度较高;响应面法应用于带喷流激波针这类多参数、多目标优化设计问题中,有计算量小、结果可信、实用性强的特点。     

基于响应面法的可靠性稳健设计优化

针对极限状态函数和结构性能函数为隐式的结构可靠性稳健设计优化问题,将结构性能稳健性、可靠性灵敏度稳健性与6σ稳健设计思想相结合,建立了一种基于响应面法的可靠性稳健设计优化模型并给出了具体算法.采用多项式拟合结构性能函数和极限状态函数,推导了基于响应面函数的1阶可靠度指标以及性能函数均值和均方差的计算方程;将结构可靠度作为基本约束条件,采用序列二次规划法得到稳健设计优化结果.运用该方法对某涡轮叶片型线进行设计优化,经过优化后,静、动叶的动能效率均值分别提高1.5%和6.4%,动叶片最大应力均值下降7.9%,动叶叶身最大变形均值下降5.6%,动叶片结构强度可靠度由初始的91.3%提高到了99.9%.      

基于多级响应面法的翼梢小翼气动优化设计

 为了提高数值计算效率和准确性,提出了基于多级响应面法的确定翼梢小翼气动外形参数的一种优化方法。建立某水陆两用飞机带融合式翼梢小翼的机翼参数化模型后,先用Plackett-Burman试验设计筛选设计参数,并根据设计参数对目标函数的影响将其划分为3个等级：显著因素、次显著因素和不显著因素。为了逼近存在最大响应值的区域,用最速上升法确定95%概率水平上显著因素的设计中心点。最后用多级响应面法确定各级设计参数的最优设计点。该方法以采用计算流体力学（CFD）的计算结果为基础,选择了8个设计变量,共进行了68次试验。优化设计得到的最大升阻比为20.680 56,数值计算直接算得的最大升阻比为20.680 31,相对误差0.001%,证实了优化模型的有效性。加装小翼后,最大升阻比增加了5.62%,总阻力减少了4.13%,翼根弯矩增加了2.88%。     

基于并联机构的轻型自主爬行钻铆系统法向调姿算法

法向调姿是飞机部件自动化钻铆的技术基础,是提高制孔质量的技术保证。根据飞机装配自主爬行钻铆系统的功能需求分析,设计了一套基于并联机构法向调姿的轻型自主爬行钻铆系统,采用改进的Grubler-Kutzbach算法对其进行自由度分析,论证该系统符合法向调姿时所需的5自由度运动。搭建了法向检测及法向调姿数学模型,提出了在保证虚拟刀尖点位置不变的情况下末端执行器由初始状态调姿到期望的姿态时并联机构所需调整量的位置逆解算法和算例,并运用Matlab对算法进行算例验证。结果表明:法向调姿位置逆解算法正确,计算过程简单。     

基于响应面法的某双体飞艇囊体气动外形优化

为了进一步减小阻力,提高整个飞艇的气动性能,针对某双体飞艇囊体的长宽比、宽厚比和最大截面位置三个主要外形参数,采用试验设计和响应面法相结合的方法进行了囊体气动外形优化设计,以CFD数值计算技术的结果为基础,共进行了15次试验。优化前,囊体零升阻力系数为0.029 8;优化后,其零升阻力系数为0.027 4,减小了8.76%,巡航状态升阻比增加了5.25%,整个飞艇的气动性能得以较大改善,也证实了优化模型的有效性。研究表明:基于Box-Behnken设计和响应面法的双体飞艇囊体气动外形优化设计方法,不但考虑了外形参数之间的交互作用,而且计算量相对较小,计算结果的精度和可靠度较高,可以快速准确地优选出囊体外形参数的最优组合,具备一定的工程实用价值。     

基于共轭方程法的跨声速机翼阻力优化设计

机翼的气动特性从根本上决定了飞机巡航状态下的气动特性,经过良好设计的机翼会明显地提升全机的气动特性。连续共轭方程方法由于其求解梯度的计算量与设计变量数目无关,可以对复杂构型进行有效的优化设计。本文采用连续共轭方程方法对粘性条件下的机翼气动外形进行了优化设计。采用有限体积法进行流动控制方程和共轭方程的数值空间离散,多步Runge-Kutta方法进行时间推进,对于某三维机翼进行了有效的气动优化设计。     

飞机部件自动化对接工艺设计探讨

针对自动化对接技术特点,全面分析了飞机自动化对接工艺过程,阐述了目前采用自动化对接技术存在的产品和工艺设计主要问题,提出了面向自动化对接的飞机产品设计一般要求,分析了自动化对接技术实施过程中装配工艺设计的重要性。针对设计和工艺存在的问题,从产品结构设计改进、装配协调方案设计、装配流程规划、部件调姿定位接头布局设计以及测量工艺规划等方面进行了论述,明确了具体的研究内容,提出了采用自动化对接技术相应的要点和解决方法。     

直升机总体设计思路和方法发展分析

直升机总体设计对于型号研制成功与否有着极为重要的影响。随着直升机相关学科以及信息化技术的发展,直升机总体设计亦从传统的原准机设计法、参数统计法等发展到现代的多学科设计优化法。特别是系统工程和并行工程思想以及现代项目管理理念在航空产品研制中的应用,对直升机的总体设计思想产生了重大影响,推动着直升机总体设计向智能化、综合化和系统化方向发展。首先,简要回顾了直升机总体设计技术的发展历程,介绍了传统设计方法和现代设计方法在型号中的应用及其相互之间的差异;然后,重点分析了系统工程和并行工程思想、现代项目管理理念、直升机新构型以及数字化技术对直升机总体设计思想和方法的影响;最后,展望了直升机总体设计方法的未来发展趋势。     

基于能量法的微结构拓扑优化设计(英文)

提出了基于能量法的微结构灵敏度计算和构型优化新方法,与均匀化方法相比,虽然本质相同,但计算效率高、且软件实现更加简便。本文以微结构等效弹性矩阵各分量的不同组合为设计目标,采用对偶凸规划方法结合周长约束策略进行二维、三维微结构构型优化设计。算例结果表明,采用能量法的微结构优化方法与均匀化方法具有相同的效果,不仅能获得具有极端特性构型的材料微结构,而且具有推导简洁、编程简单的优点。     

工装设计优化技术的现状及发展趋势

介绍了国内外工装设计优化技术的现状,以高精尖的大型复杂装备制造行业工装为例,说明了柔性工装是工装设计制造的趋势;分析了工装设计优化的关键技术,其中包括柔性化、模块化、数字化、标准化、自动化和网络化等多个方面.