杨青[1]2003年在《固体火箭发动机面向成本优化设计》文中研究说明随着冷战的结束以及航天发射市场竞争的不断加剧，人们在不断提高产品性能的同时，更加关注降低产品成本，而产品概念设计(方案设计)阶段是降低产品成本最有效的阶段。本文在NASA提出的面向成本设计(DFC)概念的基础上，从定量和定性两条途径探索了实现DFC的方法和手段，并将其应用于固体火箭发动机概念设计过程中。 研究了遗传算法应用于多目标搜索的关键技术及主要解决措施，比较分析了几种主要的多目标遗传算法的优缺点，提出了一种改进的多目标遗传算法(IPGA)。该算法首先利用NSGA-Ⅱ算法得到近似的Pareto最优解；然后以增广的加权Tchebycheff方程作为评价函数，采用模式搜索法对由NSGA-Ⅱ算法得到的每个解再进行局部优化。通过测试函数计算表明，IPGA算法收敛性优于NSGA-Ⅱ算法。 阐述了面向成本的优化设计问题，并将多目标优化概念和方法应用于某运载火箭上面级固体发动机(CPKM)方案设计。研究了影响固体发动机主要部件制造成本的主要说明性设计参量，建立了相应的参数成本模型。采用IPGA算法，以该运载火箭上面级末速度增量最大及CPKM发动机的制造成本最低作为目标函数，对该发动机进行了双目标优化设计。发动机壳体分别采用APMOC材料和碳纤维材料时，计算得到了在目标空间分布均匀的Pareto最优解集及性能最优解，提出采用图解的方法确定Pareto最优解集中距理想点距离最近的点作为满意解(权衡解)设计方案。分析表明，与性能最优解设计方案相比，采用权衡解设计方案在经济上更合理。 分析了CPKM发动机权衡解附近设计参数对性能和成本的影响。利用模糊理论对传统QFD法进行了改进，提出采用两级QFD法将用户对CPKM发动机的需求转换为该发动机的设计特性优先序和部件特性优先序，以此在更加直接的层次上实现产品的面向成本设计。依据各指标满意区间的方法确定其隶属度，提高了隶属度的准确性，采用模糊综合评判法对12种CPKM发动机设计方案进行了综合评价和选择，得到了综合指标最优的设计方案。 在分析遗传算子对种群多样性影响的基础上，研究了GA的参数控制问题，提出了一种自适应性变异概率，它可在GA进化初期随着种群多样性的变化而自适应调整变异概率，并在GA进化的不同阶段采用不同的变异概率。通过标准测西北工业大学博_卜学位论文Ph.D.Dissertation ofNorthwestem Polyteehnical University试函数测试，表明采用自适应性变异概率的GA优于采用固定变异概率和适应性变异概率的GA。 研究了基于遗传算法的固体发动机壳体工艺流程面向成本优化问题。提出了数组链染色体编码方式，以及基于自适应性变异概率和模拟退火惩罚函数法的适应性遗传算法(AGA)。将AGA应用于某典型的最短路线问题的仿真测试，验证了其有效性。最后，针对固体发动机壳体制造工艺方案优化问题，以工艺路线的总价值系数为目标函数并以总成本小于某固定值作为约束条件，采用AGA得到了一条最佳工艺路线。 提出了一种结合灰色GM(O，N)系统模型和自适应神经一模糊推理系统(ANFIs)建立参数成本模型的建模方法。该方法利用灰色模型适用于小子样建模的特点在样本空间的贫信息区域插值生成附加网络训练样本，然后再由ANFIs重新训练网络。以导弹性能成本数据为例，计算表明该方法较好地解决了小样本情况下非线性函数的建模问题，提高了预测精度并能更好地反映导弹成本的变化趋势。
谷建光[2]2008年在《基于知识工程的固体发动机设计方法及其应用研究》文中认为本文以固体发动机方案论证为应用背景,系统开展了基于知识工程的固体发动机设计方法及其应用研究。建立了基于知识工程的固体发动机设计体系框架,给出了固体发动机结构-行为-功能映射关系,分析了固体发动机设计特点和设计需求,提出了解决知识表示、知识获取和知识推理等问题的有效方法,为实现固体火箭发动机设计知识继承提供了有效途径。开展了设计功能域建模研究,得到用于设计推理的量化设计要求。开展了映射关系建模研究,明确了总体和分系统设计推理具体任务,给出解决模型知识和经验性知识获取及表示问题的要点。研究了面向对象的混合知识表示方法。分别提出了量化设计要求语义网表示、材料框架表示、启发性知识定性规则、经验性知识神经规则,给出了发动机总体方案、药型、壳体形状、喷管结构、型面及点火器设计结果决策表等单一知识表示方法。应用面向对象技术对单一知识进行封装,实现了面向对象的固体发动机设计案例表示。研究了专家经验指导下的设计知识获取方法。针对量化参数间映射关系,提出了基于定性推理和基于数据挖掘的启发性知识获取策略。针对设计经验性知识来源,分别建立了面向产品实例和面向领域专家的经验性知识获取策略。为提高知识获取完备性和实现较细获取粒度,结合信息熵技术,提出了实例与专家经验相结合的经验性知识获取策略。研究了基于案例的固体发动机集成化推理方法。为解决相似案例差异性问题,提出了基于划分聚类和模糊神经网络的设计案例相似性检索方法。针对映射关系的模糊性和耦合性,提出了基于神经规则的定性描述量调整和基于定性规则的量化参数调整的案例调整策略。建立了发动机总体和各分系统设计推理流程。针对单室单推力和单室双推力固体发动机,实现了基于知识工程的固体发动机设计应用,方案设计阶段涉及总体设计、装药设计、燃烧室设计、喷管设计和点火器设计等内容。本文研究工作用于固体发动机方案论证阶段,对实现设计知识的继承性、设计思路的广泛性和设计过程的快速性具有重要意义。提出的理论和方法具有普适性,可推广应用到一般工程设计问题。
解红雨[3]2006年在《固体火箭发动机分布式集成设计平台及其关键技术研究》文中提出导弹和运载火箭技术的发展,对固体火箭发动机设计提出了高性能、低成本、短周期的要求,迫切需要先进的固体火箭发动机集成设计平台提供技术支撑。本文在“固体火箭发动机CAD/CAM”项目支持下,以固体火箭发动机分布式集成设计平台为研究目标,围绕集成设计平台的体系结构、数据集成、设计过程集成、应用集成等关键技术开展研究。本文分析了固体火箭发动机设计过程及其影响因素,研究分析了发动机分布式集成设计平台内涵,给出了基于集成设计平台的发动机设计过程,分析了分布式集成设计平台体系结构特征,建立了集成设计平台运作体系结构、系统体系结构和技术体系结构。分析了发动机设计过程中的基本数据元素和模型,建立了由组织、过程、产品、资源和约束等视图组成的多视图集成数据模型,提出了基于可扩展标记语言(XML)的数据共享与交换机制和基于主模型的数据一致性管理方法,研究了集成数据模型的数据状态、安全性、版本等管理问题,从而解决了集成设计平台底层数据支撑问题,实现了发动机设计数据集成。提出了设计过程集成的分层实现策略,构建了由项目、系统全局工作流和分系统工作流构成的过程集成模型,分别应用扩展赋时着色Petri网和活动网络图研究了系统全局工作流和分系统工作流建模方法,建立了分层集成的过程管理系统,从而解决了发动机设计中宏观全局过程的监控与管理和微观设计探索过程的建模与管理及两者间集成问题,实现了发动机设计过程集成。给出了基于组件的应用集成方法及组件形式化定义,提出了集成设计平台应用组件接口开发规范,开发了发动机集成设计平台应用组件库,建立了支持算法组件动态组合的工作流系统,从而解决了集成设计平台中应用软件的可重用性、可扩展性和可配置性问题,实现了集成设计平台应用集成。应用上述研究成果,构建了基于J2EE的固体火箭发动机分布式集成设计平台,建立了发动机集成设计平台原型系统SRMIDE,通过高压强固体发动机设计应用实例,验证了本文研究成果的可行性、有效性和实用性。
李磊[4]2011年在《基于结构完整性分析的固体火箭发动机药形改进与优化设计》文中研究说明固体火箭发动机药柱设计是发动机设计的核心部分。药柱设计的目的是在选定固体推进剂之后设计出合理的药形,而药形设计往往以内弹道计算为主体,结构完整性分析只起到被动校核作用。实际上,内弹道性能优良的药柱一般体积装填分数较高,而较高的体积装填分数会导致药柱的结构响应较大,结构完整性难以满足要求。为了解决药形设计过程中这一突出矛盾,本文开展了相关的方法与应用研究,在系统总结发动机结构完整性分析流程的基础上,提出了发动机参数化建模方法并用于药形改进设计与几何参数灵敏度分析,进一步结合遗传算法进行了考虑结构完整性与体积装填分数的药形优化设计。主要研究内容如下:推导了一种基于Herrmann变分原理的粘弹性增量型有限元方法,适用于固体发动机药柱恒温过程和变温过程的结构分析,确定了发动机各部件的结构完整性判据,形式简洁且能够满足工程应用要求,为固体火箭发动机结构分析和完整性评估奠定了理论基础。总结了利用CAE软件进行固体火箭发动机结构完整性分析的方法与流程,对某型号发动机进行了结构完整性分析,研究了基于结构完整性分析的药形改进设计方法,得到了满足结构完整性要求的改进设计方案。应用表明,固体火箭发动机结构完整性分析和药形改进设计方法切实可行。提出了固体火箭发动机参数化建模方法,研究了利用MSC.Patran软件的二次开发工具PCL(Patran Command Language)实现固体火箭发动机参数化建模的相关技术,编制了星形发动机的PCL参数化建模程序,实现了根据几何参数自动建立有限元模型并进行分析计算和结果输出的功能。将其应用于星形发动机药形改进设计过程中,有效提高了结构完整性分析的建模与分析效率。实现了圆管伞盘形发动机、星形发动机和车轮形发动机的二维参数化建模,以及圆管星形发动机的叁维参数化建模,结合使用中心差分法,对药柱几何参数进行了灵敏度分析,研究了药柱的最大Von Mises应变和体积装填分数随几何参数的变化规律,得到了它们对几何参数的灵敏度系数,确定了关键几何参数,为药形优化设计提供了重要依据。建立了固体火箭发动机药形优化设计的数学模型,讨论了遗传算法的基本实现技术,提出了将PCL参数化建模技术与遗传算法相结合的药形优化设计方法,将该方法应用于药形优化设计问题,同时考虑药柱结构完整性和体积装填分数要求,得到了圆管伞盘形药柱的最优纵截面形状、星形药柱和车轮形药柱的最优横截面形状以及圆管星形药柱的最优叁维形状。总之,本文成功地实现了考虑结构完整性和体积装填分数要求的固体火箭发动机药形改进与优化设计,在应用上和方法上都取得了一定的进展,所得结果可为固体火箭发动机药柱设计提供更加全面的设计依据,所提出的方法对固体火箭发动机药形设计具有重要的应用价值,而且能够方便地应用于类似的复杂结构形状优化设计。
杨青, 汪亮, 叶定友[5]2002年在《基于多目标遗传算法的固体火箭发动机面向成本优化设计》文中进行了进一步梳理多目标优化设计的概念和方法被应用于面向成本设计,采用一种基于Pareto最优解的多目标遗传算法———NSGA Ⅱ算法,以某固体火箭发动机为算例,利用成本模型和工程模型,以产品的性能和成本作为目标函数进行了多目标优化设计。计算结果表明,NSGA Ⅱ算法得到的非劣解在目标空间分布均匀,算法收敛性和鲁棒性好。基于NSGA Ⅱ算法的面向成本多目标优化设计方法为产品在方案阶段开展性能和成本之间的权衡分析提供了有效的工具。
王鹏程, 朱浩, 蔡国飙[6]2017年在《面向成本的固液火箭发动机方案设计优化》文中研究指明对固液火箭发动机(HRM)系统进行参数化建模,研究影响推力室等主要部件成本的主要因素,并建立相应成本模型。针对某运载火箭上面级固体火箭发动机CPKM的技术指标要求,采用多岛遗传算法(MIGA),开展面向成本和性能的多目标HRM设计优化。结果表明,HRM在主要功能和部分性能上可替代CPKM;相比于CPKM,HRM在同速度增量下成本下降21.0%,同成本下速度增量提升15.8%;HRM方案设计阶段中,扩张比与比冲、长度、工作时间具有较强线性关系,速度增量和成本等两个优化目标的主要影响因素是初始推力和药柱肉厚。
田小涛[7]2007年在《小型斜置倒流多喷管固体火箭发动机研究》文中认为本文采用理论研究和试验验证的方法,对斜置倒流多喷管固体火箭发动机进行了初步研究。完成了某型斜置倒流多喷管固体火箭发动机总体设计,提出了一种短工作时间发动机结构实现形式。初步分析了斜置倒流多喷管固体火箭发动机工作压强、喷管斜置角、喷喉直径、发动机总长、总重等主要总体设计参数之间的相互关系。对发动机装药设计、内弹道计算、点火装置设计、结构设计进行了简单介绍。利用UG软件完成斜置倒流多喷管固体火箭发动机实体建模,在此基础上用响应面法建立斜置倒流多喷管固体火箭发动机质量模型。以冲质比最大为优化目标,实现了定尺寸限制斜置倒流多喷管固体火箭发动机总体参数优化。初步确定斜置倒流多喷管固体火箭发动机工作压强一般选择原则是在满足推进剂稳定工作和性能发挥要求的基础上,设计较小的工作压强。应用Fluent软件对斜置倒流多喷管固体火箭发动机内流场进行了初步数值计算。结果显示,由于喷管斜置,在喷管喉部出现径缩现象,靠近喷喉壁面处流体粘性较大,且分布具有不对称性。由于喷管斜切,在喷管斜切段出现激波,影响发动机性能。同时激波有可能增加燃气在喷管扩张段形面过渡处的烧蚀和热交换。最后,本文简要介绍了斜置倒流多喷管固体火箭发动机试验方法和原理样机试验结果,验证了设计的正确性。本文的研究成果对于同类型发动机的研制具有工程借鉴意义。
许永飞[8]2002年在《S研究院基于信息技术的业务流程再造研究》文中研究指明五大国防军工总公司改组为十大军工集团公司，以及科研体制由计划经济体制向市场经济体制的转变，使S研究院的外部环境同以前相比发生了根本性的变化。有了竞争而且竞争变得日趋激烈，市场游戏规则发生了变化，用户左右市场的能力日益增强。长期按国防科研计划经济体制运行的S研究院难以适应这些变化，尽管其内部资源在行业中占优势，但在目前的竞争中处于不利地位，现行运行模式已不能适应市场化要求，需要通过变革以适应外部环境的变化。 论文分析了S研究院的内部条件和外部环境，认为S研究院内部资源在行业中具有优势，具备了形成核心能力的内部条件。但由于长期的计划体制的影响，其内部活动与外部环境相脱节，从而产生了一系列不适应竞争、市场和环境变化的问题，影响了核心能力的形成。在此基础上，借鉴业务流程再造(BPR)理论，利用信息技术对S研究院的业务流程再造进行了研究。 在信息技术应用的基础上，再造了S研究院科研生产流程，理顺了科研生产流程内部六项活动(战略研究、情报信息研究、基础研究、预先研究、研制、小批生产)的关系，使之形成了一个完整的流程，以解决内、外部脱节问题；再造了科研生产的核心流程——研制流程，大大缩短了研制周期并能大幅度降低研制费用，提高了竞争实力；再造了S研究院办公管理流程，解决了办公管理效率低下的问题，也为再造后新的流程的有效运行打下了基础。通过再造，还整合了S研究院的研究力量和情报信息研究力量，使之为研制和战略研究提供强大的支撑，论文最后确立了S研究院内部局域网的建设方案、运行机制以及运行框架软件的使用功能，为业务流程再造奠定了技术基础。
杨青, 邱菀华, 汪亮[9]2005年在《固体火箭发动机成本与性能双目标优化设计》文中研究指明为求解某运载火箭上面级固体推进剂火箭发动机多属性价值优化问题,建立了发动机主要部件的参数成本模型,研究了一种改进的Pareto多目标遗传算法———IPGA算法,测试函数的计算结果表明,该算法收敛性优于NSGA Ⅱ算法.以运载火箭末速度增量最大和发动机制造成本最低作为目标函数,采用IP GA计算得到了壳体材料分别为APMOC和碳纤维时的Pareto非劣解集,采用理想点法得到非劣解集中费效比变化的拐点,计算结果表明,以该点为满意解设计方案可以使该运载火箭的有效载荷提高7.6% ,并使发动机的成本降低.
杨光[10]2009年在《固体弹道导弹总体多目标设计优化研究》文中提出未来对先进弹道导弹武器系统的需求促进了导弹总体设计技术的不断发展。依托计算机软件平台的数字化设计是近年来导弹总体设计的研究热点,拥有广阔的应用前景。本文以固体弹道导弹的数字化设计为背景,重点研究了固体弹道导弹总体设计的分析模型、多目标优化方法和灵敏度分析方法、软件的设计与开发等问题,主要研究工作如下:首先,对固体弹道导弹相关的固体推进、气动设计、轨迹等学科的分析模型抽象和各分系统工作过程仿真展开研究。根据不同阶段不同层次总体设计的需求,建立了导出和展开形式的固体弹道导弹质量方程;借鉴代理模型(Surrogate Models)的思想,将复杂的精确分析模型的计算放在优化过程外完成,建立了满足一定精度要求又适于优化迭代的固体火箭发动机简化分析模型;在分析弹道导弹基准外形的基础上,建立了基于Missile DATCOM简化气动工程估算模型;通过对主动段飞行程序参数的分析,建立了适于工程实践的弹道设计模型。总体设计分析模型的研究为后续章节提供了仿真模型其次,开展了导弹总体设计的多目标优化研究。运用物理规划将导弹总体多目标设计问题处理成单目标问题,而后采用基于拉丁超立方设计和经典优化算法的混合优化算法对其优化。同时,对比研究了多目标遗传算法(NSGA-II算法)和罚函数处理的单目标遗传算法对导弹总体多目标设计的优化效果和效率。基于上述模型和算法实现的叁级固体弹道导弹总体多目标设计算例的结果表明:基于物理规划和混合优化算法的导弹多目标设计优化效率高(耗费的计算机时与NSGA-II算法和单目标遗传算法比分别为1:38.75和1:17.5),且优化性能指标更好。再次,引入基于正交试验设计的灵敏度分析方法对导弹总体多目标设计优化的结果进行了分析,得到了最优设计点附近各设计参数对射程等优化指标的灵敏度。最后,设计开发了固体弹道导弹总体方案设计优化软件。分析了软件多样化、通用化的功能需求,安排了软件主要计算流程,采用面向对象技术搭建了软件基本框架。软件计算结果表明,该软件能够提供固有导弹构型优化设计、新建构型优化设计、各参数配置、多种优化算法、可变优化变量、可变约束以及数据结果输出等主要功能。本文将现代优化技术、数据分析方法应用到固体弹道导弹多学科设计中,为飞行器优化设计领域提供了新的方法和思路。设计开发的固体弹道导弹总体设计软件有一定的应用价值。
参考文献：
[1]. 固体火箭发动机面向成本优化设计[D]. 杨青. 西北工业大学. 2003
[2]. 基于知识工程的固体发动机设计方法及其应用研究[D]. 谷建光. 国防科学技术大学. 2008
[3]. 固体火箭发动机分布式集成设计平台及其关键技术研究[D]. 解红雨. 国防科学技术大学. 2006
[4]. 基于结构完整性分析的固体火箭发动机药形改进与优化设计[D]. 李磊. 国防科学技术大学. 2011
[5]. 基于多目标遗传算法的固体火箭发动机面向成本优化设计[J]. 杨青, 汪亮, 叶定友. 固体火箭技术. 2002
[6]. 面向成本的固液火箭发动机方案设计优化[J]. 王鹏程, 朱浩, 蔡国飙. 固体火箭技术. 2017
[7]. 小型斜置倒流多喷管固体火箭发动机研究[D]. 田小涛. 南京理工大学. 2007
[8]. S研究院基于信息技术的业务流程再造研究[D]. 许永飞. 西安理工大学. 2002
[9]. 固体火箭发动机成本与性能双目标优化设计[J]. 杨青, 邱菀华, 汪亮. 北京航空航天大学学报. 2005
[10]. 固体弹道导弹总体多目标设计优化研究[D]. 杨光. 国防科学技术大学. 2009
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