可应用于民机空气动力设计中的数值优化方法

目前民机成功设计的一个关键要素即在设计中有效地引入计算流体力学（CFD）的模拟方法和软件,特别是具有设计能力的方法和工具。本文概要地叙述了反设计、基于CFD低可信度和高可信度模型等数值优化方法的发展和应用于民机设计的历史和现状;简单地介绍了即将举行的空气动力优化设计计算系列研讨会;重点讨论了对可应用于民机设计的基于Navier-Stokes方程解算器的OPTIMAS的数值优化方法的要求及其构造方法,并以翼身组合体整流外形和翼身融合体（BWB）外形的算例表明其有效性,说明OPTIMAS可以成为民机日常设计的方法和工具之一。     

航天器着陆碰撞动力学CUDA并行计算技术

航天器着陆接触碰撞过程中的瞬态响应计算,涉及到几何非线性、接触非线性和材料非线性,计算过程复杂,计算量大。为此,文章将统一计算架构(CUDA)技术应用到接触碰撞问题的并行显式积分计算,研究了质量矩阵和刚度矩阵的并行生成方法,并将基于中心差分法的求解过程并行化实施。仿真算例表明:并行算法计算结果准确,较大地提高了计算仿真分析的效率,可为航天器着陆过程中冲击动力学计算的快速和高精度实现奠定基础。     

一种结构化LDPC码的部分并行译码器设计

CCSDS标准给出的低密度奇偶校验码(Low Density Parity Check,LDPC)其子矩阵具有不同的列重,这给部分并行译码器的设计带来困难。本文针对如何高效实现CCSDS中LDPC码部分并行译码的问题,根据该类码的准循环特性,将码的校验矩阵分解成3个矩阵的和,提出了一种能够部分并行译码的译码器结构。利用本文提出的方法设计译码器时可以在译码时延和译码复杂度之间进行折中。     

Rapid design and optimization of low-thrust rendezvous/interception trajectory for asteroid deflection missions

Asteroid deflection techniques are essential in order to protect the Earth from catastrophic impacts by hazardous asteroids. Rapid design and optimization of low-thrust rendezvous/interception trajectories is considered as one of the key technologies to successfully deflect potentially hazardous asteroids. In this paper, we address a general framework for the rapid design and optimization of low-thrust rendezvous/interception trajectories for future asteroid deflection missions. The design and optimization process includes three closely associated steps. Firstly, shape-based approaches and genetic algorithm (GA) are adopted to perform preliminary design, which provides a reasonable initial guess for subsequent accurate optimization. Secondly, Radau pseudospectral method is utilized to transcribe the low-thrust trajectory optimization problem into a discrete nonlinear programming (NLP) problem. Finally, sequential quadratic programming (SQP) is used to efficiently solve the nonlinear programming problem and obtain the optimal low-thrust rendezvous/interception trajectories. The rapid design and optimization algorithms developed in this paper are validated by three simulation cases with different performance indexes and boundary constraints.     

亚声速翼身融合无人机概念外形参数优化

为了兼顾翼身融合（BWB）布局无人机（UAV）的气动、隐身和结构重量要求,应用优化方法研究了某亚声速翼身融合无人机概念方案的外形设计问题。外形优化设计流程包括全机参数化几何外形模型、气动分析、机翼根部弯矩计算、雷达散射截面（RCS）分析、代理模型的建立和外形参数优化计算。选择了三种不同优化目标研究翼身融合无人机外形优化问题：①未配平状态升阻比最大;②配平状态升阻比最大;③配平状态升阻比尽量大和机翼弯矩尽量小。通过优化结果的对比分析,揭示了配平约束和机翼弯矩目标对优化设计结果的影响。研究结果表明：计入配平约束能够有效提高配平升阻比;将配平状态升阻比尽量大和机翼根部弯矩尽量小作为优化目标能够获得合理的优化外形。     

基于SPF/DB工艺的某翼类构件内部结构优化分析

采用SPF/DB工艺成形的翼类构件,内部结构不仅影响其力学性能,同时决定SPF/DB工艺的可行性。翼类构件在应用SPF/DB工艺成形过程中,内部夹层扩散焊接焊缝处形成筋条,从而增强结构强度,因此中间夹层扩散焊接筋条分布决定了成形后构件内部结构。本文利用有限元软件ABAQUS6.8对不同内部结构的某翼类构件进行静力学分析及超塑成形的数值模拟,得到既满足强度要求又有利于SPF/DB工艺要求的内部结构。     

基于伴飞模式的补给星轨道设计与优化

针对采用伴飞模式的星座燃料补给问题,本文对其补给星的轨道进行了设计与优化。在给出补给星的轨道设计之后,利用遗传算法对补给星轨道机动所消耗的燃料质量以及每次转移给工作星的燃料质量进行了优化求解,使得补给星燃料利用率达到最高。仿真结果同时给出了燃料利用率与工作星轨道高度以及星座中卫星数目之间的关系,该结论对采用伴飞模式的星座燃料补给研究提供了较好的理论参考。     

SINS外场系统级标定方法的优化——最佳六位置

静态多位置标定问题,不同位置编排方式会影响辨识精度.针对六位置标定方法,通过建立位置编排与惯组9个误差参数(加速度计零偏、标度因数误差和陀螺零偏)标定精度之间的关系,将惯组位置编排问题转化为Fisher信息矩阵的优化问题,并在A-最优、D-最优和E-最优3个优化指标下,给出了惯组位置编排的最优方案,通过仿真与满足可辨识条件的一组位置编排比较,结果表明最优方案能够提高加速度计零偏和标度因数误差的标定精度.      

基于PSO算法的直接驱动阀用音圈电机优化设计

音圈电机(VCM,Voice Coil Motor)直接驱动伺服阀(DDV, Direct Drive Valve)采用VCM直接驱动滑阀阀芯,VCM的性能对DDV整体性能起决定性作用.由于VCM的几何设计参数对性能提升存在相互矛盾,需要在允许的参数空间内寻找一组最优的参数,往往需要设计者试凑多次.在介绍VCM原理和结构的基础上,分析了各设计参数对性能的影响.定义了针对DDV应用需求的VCM优化目标函数,应用变惯性权值和带收敛因子的改进粒子群优化(PSO, Particle Swarm Optimization)算法在设计约束的多维参数空间内进行VCM优化,得到满足设计约束的最优设计参数,表明PSO算法在类似应用中具有较强工程应用价值.      

基于遗传算法的双余度无刷直流电机优化设计

针对航空电作动系统用双余度无刷直流电机的方案寻优问题,提出了一种基于遗传算法的优化设计方法.通过分析航空作动系统的特点和性能要求得出电机优化设计的目标函数和约束条件.建立电机的电磁和热路模型,得到目标函数和约束条件的解析方程.其中,在电磁模型的建立过程中,采用解析方法得到气隙磁密和反电势系数表达式;在热路模型的建立过程中,采用Bertotti分立铁耗法计算铁心损耗,并利用热路法求解电机各部分的温升.通过遗传算法对电机重量全局寻优.计算结果表明:在满足性能要求的前提下,优化设计方案合理,电机重量减小了13.3%,验证了该优化设计和建模方法的有效性.