吸气式高速飞行器爬升-巡航轨迹在线优化

针对吸气式高速飞行器的大气层内爬升和巡航飞行段,进行了在线轨迹优化设计。与传统的爬升段结合定高定速巡航轨迹形式不同,采用优化的方法得到的轨迹能够保证性能指标的最优性。首先,将轨迹优化问题建模为非线性最优控制问题,控制量包括攻角、倾侧角以及燃油当量比。然后,对问题的非线性进行了处理,将变量进行离散化,得到凸优化问题。分析了飞行器的气动和推力特性,设计了优化变量的初始参考。最后,设计算法的外环迭代策略,将每一次求得的解作为参考轨迹进行下一次迭代计算。数值仿真结果表明,该方法能够解决吸气式高速飞行器爬升巡航段轨迹优化问题,并且求解时间满足在线轨迹优化要求。     

智能优化算法及其在飞行器优化设计领域的应用综述

在对国内外相关文献进行系统研究的 基础上,阐述了飞行器优化设计领域应用较为广泛的几种智能优化算法的基本原理,分析了 算法的优缺点和改进方法,总结了算法在飞行器轨迹、气动和控制等学科优化设计中的应用 情况。同时,文章对在飞行器优化设计领域应用刚刚起步,但较有发展前景的智能优化算法的 特点和应用情况进行了概述。最后,对智能优化算法在飞行器优化设计领域应用的未来研究 方向进行了分析。
     

迭层复合圆筒壳的轴向屈曲及其优化

本文提出了迭层复合圆筒壳轴向屈曲的分析与实验结果。根据结果建议可利用一种优化设计法来确定迭层复合圆筒壳的最佳纤维方向,虽然从这种优化法中并没有导出关于最好的迭层结构的简单结论,但可从此分析中找到一些新的屈曲特性。     

过程集成与设计优化技术在碳纤维增强树脂材料设计中的应用

研究过程集成与设计优化(PIDO)技术在复合材料设计中的应用。以航空器领域上广泛应用的碳纤维增强树脂基复合材料(CFRP)为例,开展结构刚度优化设计。根据复合材料中层压板分布特性,以结构固有频率最大为优化目标,通过选择层压板各单层厚度和铺设角度,使用有限元方法模拟铺设角度变化并输出结果,采用优化算法对结果进行判定,得到结构刚度的优化结果。对比两种不同的PIDO优化过程,提出一种结果更优的优化策略——该策略在提高结构刚度的同时,兼顾轻量化,可为优化设计提供更多思路。     

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%.     

降低气动非线性的高超飞行器总体优化方法研究

针对高超声速飞行器严重气动非线性特性给控制系统设计提出的高要求,基于推广的随控布局思想,从控制系统设计角度对高超声速飞行器总体提出气动非线性程度低的优化设计指标。引入高超声速飞行器气动非线性特性度量——非线性度的定义,通过气动工程估算建立非线性度与飞行器总体外形参数关系的表征模型,将非线性度表示为总体外形参数的函数;采用遗传算法求解以总体外形参数为决策变量和以非线性度最小为目标函数的优化问题;最终确定随控优化思想下的高超声速飞行器总体优化策略。算例分析表明,本文提出的总体随控优化方法对于改善高超声速飞行器的气动非线性特性简单有效。     

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。
     

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。     

二次曲线截面弹身的气动设计及优化

非圆截面弹身外形飞行器是当前飞行器设计的一个重要发展方向。利用平面斜切圆锥获得的二次曲线可以构造圆、椭圆、抛物线及双曲线等典型的飞行器截面形状。采用模线设计方法并引入二次曲线形状控制参数，可以快速简便且精确地构造各种二次曲线弹身形状。发展了一套可以预估横截面为二次曲线的飞行器高超声速纵横向气动力工程计算方法。提出并建立了二次曲线截面弹身飞行器的优化设计模型，并利用相同的优化模型对圆截面、椭圆截面、双曲线截面及抛物线截面外形进行了优化。最后，对二次曲线截面弹身外形飞行器的气动特性进行了比较。     

基于频率的空间相机主体结构优化设计分析

通过对一连续体进行基于基频最大化的拓扑优化,得出主体结构的最优结构形式;对优化结果进行了有限元仿真计算,与传统设计方法所得的相机结构进行对比,基频稍有提高而质量有较大减小。结果表明:采用拓扑优化设计方法能够缩短设计周期,有效减小结构质量,提高了相机主体结构的动刚度,设计结果完全满足系统需求。     

基于等几何分析的板壳结构形状-拓扑协同优化

板壳结构轻量化设计是工程中的常见问题,采用有限元法对板壳结构进行拓扑优化时,难以获得高质量的网格以精准描述几何模型,且单独使用拓扑优化受制于初始设计空间。提出了一种基于等几何分析的形状-拓扑协同优化方法,该方法执行先形状优化、后拓扑优化的步骤,在最佳结构形状的基础上实现最佳材料布局的优化目标。相比于其他组合形式的优化机制,极大地提高了计算精度与计算效率。采用3个数值算例验证了本方法的有效性与高效性,结果表明,与经典等几何拓扑优化方法相比,可得到更高性能的优化结构,有助于进一步拓宽结构优化的应用范围。     

降低热变形的卫星有效载荷安装结构优化设计

在整星有限元热变形分析基础上,以有效载荷安装结构热变形最小为目标,对安装结构依次进行拓扑优化及设计敏度分析和尺寸优化。结果表明：通过优化设计,在显著降低该结构热变形的同时大幅减小其质量;拓扑优化给出结构基本构型,尺寸优化进一步细化结构设计方案,二者结合能有效改进结构设计。     

吸气式组合动力高超声速飞行器上升段制导方法研究

针对涡轮/冲压/火箭三组合动力水平起降高超声速飞行器爬升段飞行轨迹设计和制导律设计问题,首先考虑宽速域组合动力发动机多模态特性和高低速气动特性差异,分别开展了涡轮段、引射段、纯冲压段及冲压火箭段的飞行策略研究,提出了不同阶段的飞行攻角剖面构型和火箭流量剖面构型,将无穷维轨迹优化问题转化为有限维参数规划问题,进而完成了组合动力上升段飞行轨迹的优化设计;在此基础上,结合轨迹线性化控制方法,开展了组合动力上升段轨迹跟踪制导律设计研究,给出了保证闭环稳定性和控制品质的制导律参数设计准则,最后通过开展仿真分析说明了提出轨迹设计及制导方法的有效性。     

卫星承力筒复合材料结构的优化设计

应用JIFEX软件对大型通信卫星主承力结构－－中心承力筒的复合材料结构进行优化设计。在优化设计中考虑了固有频率和屈曲稳定性的约束条件，使用了多种类型的设计变量，对蜂窝夹芯材料采用了一种离散材料变量连续化处理方法。进行了多种方案的优化设计和比较，为承力筒结构研制设计提出了指导性结论。     

基于等几何方法的功能梯度Mindlin板结构拓扑优化设计

提出一种基于等几何分析的功能梯度Mindlin板结构拓扑优化方法,实现了沿着板面内方向梯度材料渐变与结构拓扑协同设计。基于等几何分析中的非均匀有理B样条(non-uniform rational B-spline, NURBS)基函数,保证了板结构建模、仿真分析和优化设计的参数化统一。由于等几何方法基函数的高阶连续性、非负性、规范性等特点,建立了合理的设计变量与梯度材料相对密度的分布关系。为了克服Mindlin板仿真分析的数值闭锁问题,采用NURBS等几何分析单元的缩减积分策略。数值算例展示了该方法的有效性,且获得了具有清晰细节特征的功能梯度板新型设计方案。结果表明,相比于预先定义材料配比,该方法可以实现功能梯度材料属性与结构拓扑的协同优化设计。     

大型航天器桁架式主承力结构构型拓扑优化研究

针对桁架结构和拓扑优化的特点,提出了一种连续体-离散体两级拓扑优化策略。应用该策略对大型航天器桁架式主承力结构的构型进行了优化设计。首先,使用HyperWorks软件对桁架结构的设计空间进行了有限元建模,应用连续体结构拓扑优化方法,得出了五传力点和七传力点两种准桁架结构形式,并提炼出与之对应的桁架结构;然后,对所得桁架结构进行拓展,并应用桁架式结构拓扑设计优化系统(TODOSST)对拓展后的桁架基结构进行了离散体结构拓扑优化,得到了五传力点和七传力点两种桁架方案。经对比,七传力点桁架构型方案在基频拓展性、设备预留空间可用性等方面均有比较明显的优势,可作为后续设计的基础。文章应用连续体-离散体两级拓扑优化策略,得到了满足基本设计要求的桁架结构基本构型,可为详细结构设计提供参考;所用优化策略也可为同类桁架结构设计提供借鉴。     

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。     

复合材料格栅适配器优化设计

首先,对运载火箭复合材料截锥形格栅适配器的质量目标函数与其几何构型及尺寸间的关系进行了研究。在此基础上,给出了舱壁厚度、斜向肋与环向肋宽度、斜向肋与环向肋数量及斜向肋倾斜角度等6个基本设计变量。在斜向肋数量给定的前提下,通过探寻无环向肋适配器优化质量随斜向肋倾斜角度的变化规律,并进一步将该变化规律与斜向肋间的交叉点数相结合,总结出一种简捷、有效的格栅适配器的优化设计方法。在同现有的某型号运载火箭复合材料薄壁结构适配器的对比中发现,在相同设计要求下,复合材料格栅适配器质量降低约30%,证实了该结构的高效及实用。     

探空火箭动力系统优化设计

提出了探空火箭动力系统设计参数优化计算方法.综合考虑了动力系统与火箭外弹道之间的关系.在给定有效载荷、最高射高的条件下,选取动力系统的设计参数使火箭的起飞质量最小.选用了增广拉格朗日法约束优化技术和牛顿迭代法求解数学模型.计算结果表明,该计算方法是合理的.     

固体火箭发动机燃烧室压强及喷管扩张比优化设计

以固体火箭发动机冲质比为目标函数，采用复合形法优化技术，对在一定高度范围内工作的纤维缠绕壳体固体发动机的燃烧室平均压强和喷管扩张比进行了优化计算。该方法特别对第一级工作的发动机总体方案优化的初步设计具有重要的参考价值。