飞翼布局低速反弯翼型稳健优化设计

以动压、雷诺数的变化和外形的制作误差与变形作为低速反弯翼型飞翼布局小型无人机设计中的不确定性因素,以降低翼型气动特性对这些不确定因素的敏感性为目标进行稳健设计.在稳健模型的计算中,为了最化外形误差,采用改进的PARSEC方法进行翼型的参数化,为了节省计算资源和时间,采用神经网络响应面代替N-S方程求解,为了使不确定性因...     

前缘钝化对乘波体非设计点性能影响分析

对前缘钝化后的乘波体在非设计状态下的气动性能进行了研究.乘波体的生成基于三维粘性流场,以乘波体上表面底部基线为参数化几何建模对象对乘波体进行设计和优化.采用改进的Tincher钝化方法对优化后的乘波体进行前缘钝化.利用CFD方法对设计马赫数6、巡航高度20 km的乘波体在马赫数4～8、迎角-6°～8°、飞行高度10～3...     

质量矩导弹构型及自适应控制律设计

 质量矩导弹姿态运动模型含有活动质量块的位置、速度和加速度项,是典型的带有输入非线性的快时变多体系统。从构型和控制律设计两方面入手研究该类导弹跟踪控制问题。通过对姿态动力学模型的深入分析,获得了一种使系统具备良好动态品质的构型。以此为基础,建立了仿射型姿态运动模型,利用退步方法设计了控制律;考虑到系统中存在气动参数、外界扰动和执行机构动态特性等不确定因素,设计了鲁棒自适应补偿项;最后进行数学仿真,通过与标准退步控制律进行比较,验证了该控制律的有效性。     

高超声速翼身组合布局的最优巡航配平研究

以一种类似X-34的翼身组合体为初始构型,研究高超声速下的最优巡航。为了获得最佳升阻特性,达到全机的力矩配平,通过改变机头弯度、翼型弯度和机翼扭转角,对机翼、机身进行耦合设计,研究其不同布局参数下的气动特性。与翼身组合布局的再入型可重复使用运载器进行比较,给出了适应临近空间小迎角下高超声速巡航飞行的设计方法。结果表明,所采用的配平设计方法是合理、有效的,得到的优化构型满足了高超声速最优巡航的要求。     

航空发动机组态建模技术研究

基于组态的方法设计了航空发动机部件模型库、仿真实时数据库以及前台组态系统和后台运行管理系统,构建航空发动机组态建模平台,并在此平台上实现了多种结构发动机模型的稳态仿真和瞬态仿真,其结果达到了一定精度,验证了航空发动机组态建模技术的可用性.      

Clipper返回舱气动布局优化方法研究

俄罗斯联邦空间局提出的Clipper飞船返回舱采用升力再入方式，结合了飞船和航天飞机的特点，升阻比高、机动性强、稳定性好、过载低、空间大，而且可以部分重复使用，是未来低成本天地往返运输系统可能的发展方向。采用基于牛顿理论的气动力工程方法对气动特性进行预测，建立了考虑高超声速升阻比和效用容积时的多目标气动布局优化模型，利用多目标遗传算法进行了优化计算，获得了约束条件下的Pareto最优解集。     

基于J2项摄动的MMS任务编队优化设计

Magnetospheric MultiScale（MMS）任务利用椭圆轨道远地点附近的正四面体航天器编队，协同完成对地球磁层结构和动力学特性的测量和分析。采用基于轨道根数的相对运动模型，分析了主航天器轨道根数对J2项影响下四面体平均性能指标——质量因子均值和平均边长均值的影响规律，并由此提出一种编队轨道优化设计方案，将其应用于第1阶段MMS任务的四面体构形设计中。该方案的设计变量包括主航天器的6个轨道根数和3个从航天器的15个相对轨道根数（除相对半长轴外），目标函数既考虑到四面体编队的平均性能，又兼顾了3个从航天器相对运动的受摄影响。仿真算例显示，在不施加主动控制的条件下，利用该方案设计远地点附近平均性能保持最优的四面体编队是可行的。     

复合材料格栅加筋板布局优化设计

采用遗传算法在总体屈曲约束条件下对复合材料格栅加筋板进行布局优化设计。采用一种参数化的平铺等效刚度计算方法,用于分析格栅加筋板的总体屈曲。最后通过有限元分析对优化结果的有效性进行验证。设计变量为轴向和横向的筋条间距、筋条高度和厚度,筋条的布局。该方法适用于在给定板的全部可选尺寸参数,面内设计载荷,边界条件,材料属性条件下,对复合材料格栅加筋板进行质量最轻的布局优化。     

升力体外形设计的代理模型优化方法

面向飞行器概念设计提出了一种将类型函数/形状函数变换技术与代理模型技术及全局优化算法相结合,实现升力体外形多目标优化的设计策略。类型函数/形状函数变换技术能够通过调整少量尺寸参数或类型函数/形状函数控制参数衍生出多种设计构型。选用最优拉丁超立方抽样完成实验设计,将径向基函数作为近似方法构建代理模型,并通过序贯采样后验策略改善代理模型拟合优度。在Ma 6,迎角20°设计点处搭建了升力体简化外形的气动分析代理模型。应用NSGA-Ⅱ多目标遗传算法实现了以升阻比和容积利用率最大化为目标的折衷优化,得到包含一系列改进设计方案的Pareto-解集,其中,各构型目标响应相对实际分析值误差均在6.1%以内,表明该方法既可以通过代理模型大幅提升设计效率,降低应用全局优化算法的计算复杂度,又能够得到满足概念设计精度需要的设计方案,有利于概念设计中定量高效地实现多个设计目标的折衷优化,明确飞行器外形修改方向。
     

星载大型天线反射器桁架展开动力学建模仿真

以星载大型可展开天线为对象,研究了索网绷紧前天线反射器桁架在轨展开动力学过程。对大型天线展开机构特点和展开原理进行分析,建立了反射器桁架驱动和传动机构动力学模型。为避免初始时刻天线反射器切断铰约束方程雅克比矩阵奇异,以及小展开角情况下动力学方程左端系数矩阵数值性态差问题,提出了基于几何的替代约束求解方案。对星载大型天线在轨展开动力学过程进行了数值仿真,仿真结果表明,提出的方法能够有效解决初始时刻天线反射器切断铰约束方程雅克比矩阵奇异问题。