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。     

伪谱法在飞行器轨迹优化中应用分析

伪谱法作为一种在飞行器轨迹优化领域广泛应用的方法,国内外缺乏对其进行综合研究分析的相关文献。介绍了伪谱法在飞行器轨迹优化领域的发展现状,详细分析了已应用于飞行器轨迹优化的4种伪谱法的特点和应用情况,总结了这4种方法优缺点:Legendre伪谱法研究较早、应用最为广泛,Gauss伪谱法和Radau伪谱法精度较高,而Chebyshev伪谱法理论上精度高但研究刚起步。伪谱法具有全局特性,计算精度高,收敛快,但也存在缺乏收敛解判定准则、难以处理非光滑问题等不足。介绍了伪谱法在处理bang-bang控制问题时所遇到的困难,对伪谱法的改进工作做出总结:改进算法,研究与其他算法相结合的优化方法。总体而言,伪谱法在轨迹优化问题上的应用前景很广。     

多学科优化设计在航空航天领域的应用及发展

多学科优化设计是世界各国工业设计界新兴的研究领域。文章对多学科优化设计的主要基本理论、应用研究及发展进行了综述分析。优化算法是多学科优化设计的重要内容 ,文章对此进行了介绍 ,并对多学科优化设计中涉及的软件开发及集成设计框架、软件结构管理的研究成果及研究动态进行了分析。总结并对比分析了多学科优化设计在航空航天领域的几个典型应用及其特点 ,并将多学科优化设计与计算机集成制造系统的研究与发展的关系进行评述。     

基于多学科参数化建模和灵敏度分析的飞行器分级优化设计方法

提出一种将飞行器参数化建模、灵敏度分析与气动/隐身综合优化设计相结合的方法.该方法的流程为:(1)建立面向多学科设计的参数化模型,提取分级参数;(2)对分级参数进行灵敏度分析,筛选设计变量;(3)基于分级优化流程,应用多目标优化算法进行飞行器气动/隐身综合优化设计.以一个四尾翼布局飞行器气动/隐身综合优化设计为例,阐述流程的实现过程,结果表明这种方法具有如下优点:(1)多学科参数化建模为气动和隐身性能分析提供统一的参数化模型;(2)使用灵敏度分析工具对分级设计参数进行筛选,精简优化设计任务;(3)基于分级参数和灵敏度分析进行分级优化设计,优化适应值提高56.1%,耗时减少57.02%.     

多学科优化设计在航空航天领域的应用及发展

多学科优化设计是世界各国工业设计界新兴的研究领域。文章对多学科优化设计的主要基本理论、应用研究及发展进行了综述分析。优化算法是多学科优化设计的重要内容，文章对此进行了介绍，并对多学科优化设计中涉及的软件开发及集成设计框架、软件结构管理的研究成果及研究动态进行了分析。总结并对比分析了多学科优化设计在航空航天领域的几个典型应用及其特点，并将多学科优化设计与计算机集成制造系统的研究与发展的关系进行评述。     

面向飞行器总体设计的UMDO技术综述

针对当前飞行器设计领域对总体设计过程中不确定性因素的精细化管理需求,对不确定性多学科设计优化（Uncertainty-based Multidisciplinary Design Optimization,UMDO）的研究现状和应用模式进行了综述和展望。首先综述UMDO的国内外发展现状,讨论开展UMDO研究和应用的必要性和紧迫性;从不确定性源建模、不确定性灵敏度分析、多学科不确定性分析、鲁棒性多学科优化设计4个方面梳理UMDO技术的发展体系,分析UMDO工程应用的研究现状,围绕飞行器总体设计过程提出适应各阶段设计需求的现代飞行器UMDO应用模式;最后,针对飞行器总体精细化设计能力的提升需求,分析了目前UMDO在工程应用过程中存在的问题,并探讨了UMDO的未来发展设想。     

飞行器总体不确定性建模与优化设计方法

针对考虑不确定性的飞行器总体设计迭代周期长、优化困难等问题，提出一种基于裕度量化解耦策略的飞行器总体不确定性建模与优化设计方法。首先采用主动学习策略开展基于优化加点Kriging的阈值不确定性分析，实现了不确定性裕度的高效求解。进而提出一种适用于飞行器总体设计的裕度量化解耦策略，将双层嵌套的不确定性优化问题解耦为确定性优化与不确定性分析过程顺序执行，高效给出满足概率约束的优化设计方案。该方法解决了传统解耦方法采用嵌入式算法而导致的工程应用困难的问题。通过非线性多约束数值案例以及滑翔飞行器工程案例，验证了该方法能够在保证精度的前提下，提高不确定性优化设计效率。     

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。     

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。
     

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。     

智能算法在约束优化问题中的应用研究

针对智能算法和约束优化问题的特点,本文首先回顾智能算法在约束优化问题中的应用现状,尤其是约束条件处理的三种不同方法,即惩罚函数方法,可行解优先方法,多目标优化方法,在此基础上分析解决一般约束优化问题的两阶段方案,其中,第一阶段找到约束优化问题的所有可行解,然后以此通过第二阶段找到最优解。最后对智能算法在约束优化问题中应用的未来研究方向进行简单探讨。     

Parameters and Trajectory Overall Optimization Design of the Combined Cycle Engine Reusable Launch Vehicle

Reusable launch vehicle is an important way to realize fast,cheap and reliable space transportation.A combined cycle engine system provides a more efficient and flexible form of power.The investigation on the research status of the combined cycle engine technology,including basic principle,research programs and classification of structure is firstly discussed in this paper.Then the bilevel hierarchical and integrated parameters/trajectory overall optimization technologies are applied to improve the efficiency and effectiveness of overall vehicle design.Simulations are implemented to compare and analyze the effectiveness and adaptability of the two algorithms,in order to provide the technical reserves and beneficial references for further research on combined cycle engine reusable launch vehicles.     

An Improved United Trajectory Optimization Approach in Boost-phase Considering Attitude Control Ability

This paper covers the trajectory optimization design problem of a class of demonstration flight test vehicles. Different from the traditional "once downward" movement principle of negative attack angle, the "twice downward" lower trajectory is proposed based on a SQP algorithm to meet the requirement for validating thermal protection materials. Furthermore, an important advantage of this presented method, compared to the traditional method, is that both trajectory constraints and attitude control constraints are considered. An engineering example is also given to show the advantage and effectiveness of this method.     

考虑飞行品质约束的空天飞行器控制舵面设计及优化

针对放宽静稳定度条件下水平起降空天飞行器控制舵面尺寸设计难度大的问题,提出了一种基于代理模型的控制舵面一控制参数一体化设计方法.首先,基于鸽群算法构建了包含结构参数的空天飞行器气动特性代理模型,获得了气动特性参数随飞行条件、控制舵面尺寸及质心位置的变化关系,为控制舵面一体化设计提供输入.然后,设计了基于C*结构的空天飞...     

吸气式高超声速飞行器助推-巡航轨迹优化

针对吸气式高超声速巡航飞行器建立了纵向平面内的二维轨迹优化模型(包括火箭助推段和吸气式飞行段),其中大气模型、气动力模型和发动机模型均建立了比较详细的模型,能够比较全面、准确地描述吸气式高超声速巡航飞行器的特征;基于配点法建立了适用于高超声速巡航飞行器助推-巡航轨迹优化的方法,在求解非线性规划时引入了规范化处理、稀疏分析和偏导数计算方法等,以提高优化效率;对吸气式高超声速飞行器助推-巡航轨迹进行了优化研究,分析了典型设计参数变化对最优轨迹的影响。仿真结果表明:所建立的方法能够快速、高精度求解吸气式高超声速巡航飞行器轨迹优化问题,并且能够方便地分析设计参数变化对最优轨迹的影响,可用于吸气式高超声速飞行器飞行剖面设计与优化。     

基于序列近似优化算法的固体运载火箭弹道设计

采用打靶法研究固体运载火箭弹道优化设计问题。针对打靶法中智能优化算法效率、优化问题中约束条件提法等方面的不足,引入序列近似优化算法,提出算法中径向基函数高斯核宽度的高效确定方法。数值仿真实验表明,提出的方法可在基本不带来计算量增加的前提下,显著提高代理模型精度,使序列近似优化算法得到改进,提高优化效率。设计固体运载火箭飞行程序。建立弹道优化设计问题数学模型,并将模型中相关等式约束合理转化为不等式约束,降低优化问题求解难度;基于改进后的序列近似优化算法完成某固体运载火箭弹道优化,原始计算模型调用308次之后便搜索到最优解,较传统智能优化算法显著提高了优化效率,优化方案末助推级液体推进剂消耗比原方案减少25.7%。     

空中发射运载火箭弹道优化设计

以现有空中发射运载火箭"飞马座"(Pegasus)为研究对象,研究了空中发射运载火箭的弹道优化设计方法。在建立的空中发射运载火箭动力学模型的基础上,考虑空中发射火箭独特气动外形,设计发射全过程的飞行控制模型;给出了使用遗传算法(GA)筛选弹道优化问题全局最优初值,并交叉运用起作用集算法(ASM)与内点法对GA算法获得的初值二次寻优,从而获得空中发射火箭弹道的分级优化设计方法,另与"飞马座"空中发射运载火箭的弹道数据对比,验证了该分级优化方法相比传统弹道优化设计方法,适用的目标轨道范围广阔,发射位置灵活,能够更大程度挖掘空中发射运载火箭的运载能力。     

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。     

RLV再入轨迹机载快速优化

为了可重复使用飞行器再入轨迹机载快速优化的需求,开发一种再入轨迹快速优化算法。根据RLV再入三维轨迹的特点,引入了新的假设,对RLV再入轨迹状态方程进行简化处理,使优化迭代计算量大大减少,在此基础上,使用乘子法对再入终端约束进行处理,然后用共轭梯度法求解优化再入轨迹,最后以美国航天飞机为例计算再入最优轨迹。结果验证该算法在满足约束条件的情况下,具有很快的收敛速度,在不同初始再入条件和终端约束条件下,计算机时一般小于一分钟。该算法具有很好的工程应用前景。     

飞艇气动特性分析与设计的一种新趋向

在飞艇气动研究中,将气动计算特别是计算流体力学与优化算法相结合的数值方法非常便于在计算机上应用,实现设计的自动化,相比传统的设计方法具有明显的优势,在最近的研究中多被采用.本文针对新近的若干篇代表性的飞艇气动优化设计的文章,分析其所用的气动计算方法和优化算法,以及优化的结果,指出气动外形优化需要注意的问题,为相关研究提供有益的参考.