王允良[1]2003年在《可重复使用运载器机翼外形优化设计方法研究》文中提出本文研究可重复使用运载器机翼外形的初步设计和优化方法。一般而言，可重复使用运载器的飞行任务剖面分为：垂直起飞、入轨、高超音速再入大气层、水平着陆几个阶段。机翼外形设计应使可重复使用运载器再入大气层以高超音速飞行和水平着陆时，满足配平、稳定性、升阻比、着陆速度等气动设计要求。 本文在进行高超音速气动分析时，应用修正的牛顿碰撞理论和一阶平面面元法计算运载器的气动特性，求出它的配平攻角和升阻比；在进行亚音速气动分析时，应用线化速度势理论计算运载器的气动力系数，而后进行回归分析，得到运载器亚音速飞行时的气动特性模型。 将可重复使用运载器气动特性计算模型与优化技术相结合，以机翼重量最轻为优化目标，对机翼进行外形优化设计。优化设计变量为：机翼前缘后掠角A_(le)，后缘后掠角A_(te)，外露机翼稍根比λ_(exp)和外露根弦长C_(r,exp)。在机翼的初步设计中，考虑控制面偏转和运载器重心位置变化等不同设计条件，由于遗传算法和模拟退火算法能够以随机搜索的技术从概率的意义上找出目标函数的全局最小点，适合于可重复使用运载器机翼外形的初步设计。因此，应用遗传算法、模拟退火算法和混合遗传算法计算机翼外形优化参数。
王允良, 张勇, 李为吉, 唐伟[2]2004年在《可重复使用运载器机翼外形优化》文中研究说明研究了有翼可重复使用运载器机翼平面外形参数优化设计问题。在高超声速配平和低速水平着陆性能等约束条件下,利用混合遗传算法和粒子群优化算法来选择最优机翼外形参数,使机翼重量最小化。在已知的不同质心位置下求得相应的最小重量机翼外形。亚声速气动力采用面源法计算,高超声速气动力采用修正的牛顿流理论计算。为了降低计算耗费,使用均匀设计和逐步回归方法建立了低速气动力回归模型。整个优化过程在Matlab集成环境下完成。
余秀伟[3]2015年在《Kriging模型研究及其在重复使用运载器优化中的应用》文中进行了进一步梳理作为一种新的运输工具,重复使用运载器具有显着降低航天运输成本,提高运载能力、发射频率和发射可靠性的潜力,有巨大的经济和军事价值。论文以重复使用运载器为对象,研究了两极优化算法和N-Kriging模型,建立了各学科模型,在考虑学科不确定性的情况下,进行了不确定性多学科设计优化,获得了满足约束要求的总体方案。首先,提出了一种新的全局优化算法——两极优化算法。算法首先采用局部优化算法搜索局部最优解,然后搜索局部最优解周围的最劣解跳出局部最优,并通过Householder变换和一维搜索扩大搜索区域,以最大程度获取全局最优解。在函数测试中,两极优化算法找到最优点的概率大于遗传算法和粒子群算法。其次,推导出采样值存在测量误差时的N-Kriging模型,并给出相应的预估方差表达式。仿真实验结果表明:本文提出的方法在预估点获得的误差标准差与函数测试得到的误差标准差符合地很好,证明了该方法可以对预估误差标准差进行有效估计,为基于可靠性的不确定性优化奠定基础。然后,对重复使用运载器的机翼进行参数化建模,利用拉丁超立方采样建立了不同参数下的运载器几何外形。利用Cart3D仿真软件计算运载器的气动力参数,采用N-Kriging模型建立气动学科模型,并分别建立了重复使用运载器的结构模型、弹道学科模型、质量学科模型和控制学科模型。最后,针对重复使用运载器进行了不确定性多学科设计优化。以确定性优化结果为基准,利用显着性分析获得各项不确定性因素对约束的影响,选择对约束影响最大的6项不确定性因素进行不确定性优化,获得了满足约束可靠性要求的总体方案。论文研究了多学科设计优化的优化算法和近似模型,并应用于重复使用运载器的不确定性多学科设计优化中,获得了满足约束可靠性要求的优化方案,验证了不确定性多学科设计优化方法在重复使用运载器初步设计阶段的有效性,为重复使用运载器的进一步研究提供了有益的借鉴。
王允良[4]2006年在《飞行器总体参数优化的进化算法及其应用研究》文中研究说明飞行器设计是综合多个学科领域的复杂系统工程，在初步方案设计阶段，需要根据设计目标，构造合理的优化模型，应用有效的工程数值计算方法、优化计算方法和决策方法，完成飞行器总体参数优化设计，提供满足设计要求的优化方案，为进一步的详细设计奠定基础。稳定高效的优化计算方法是飞行器总体参数设计的有力工具。传统的优化算法计算效率较高，但是对设计问题的数学模型依赖很大，其单点搜索方式很难确保获得全局最优解。相比之下，进化算法对设计问题的数学模型要求较低，适用范围较广，其群体搜索模式提供了信息共享机制，使搜索效率得到提高。因此，进化算法适于解决飞行器总体参数优化问题。本文建立了飞行器总体参数优化设计框架，归纳了飞机总体参数设计需要的工程计算方法、优化计算方法和多目标决策方法。为了探求有效的优化计算方法，深入研究了进化算法的一个新的分支——粒子群优化算法。在分析算法原理和收敛性的基础上，将其与遗传算法进行了比较。可以发现，该算法依靠基于群体信息共享的智能进化，使搜索过程紧跟当前的优势个体，因而计算效率比较高。为了加快算法收敛速度和保持群体多样性、提高局部搜索能力，构造了几种改进的粒子群优化算法。通过求解数值测试函数优化、桁架结构优化和机翼结构优化问题，验证了粒子群优化算法是一种鲁棒、高效的优化计算方法，适于求解复杂工程优化问题。对于多目标优化设计，通常希望能够得到具有稳态和均匀性的多目标优化非劣解集，使设计者对可能的设计方案有全面的认识，以便更好地进行权衡、折衷和决策，提高设计效率。将粒子群优化算法拓展到多目标设计优化，为了提高算法的搜索效率，保持非劣解集的多样性，并尽可能使其分布更加广泛，构造了稳定高效的新算法——基于小生境技术的模拟退火-多目标粒子群优化算法。应用该算法求解了多目标数值优化问题，并求解了可重复使用运载器机翼外形多目标优化设计模型的非劣解集。实际工程设计问题与设计者的经验和偏好紧密相连。物理规划方法根据设计者对设计目标不同程度的期望值，构造偏好函数，将多目标优化问题转换成单目标优化问题，求得反映设计者偏好的非劣解，为多目标决策提供了有效手段。通过均匀调整偏好设置，实现了应用物理规划方法求解多目标优化非劣解集的方法。通过建立决策矩阵，指导偏好设置，发展了新的交互式物理规划方法，使设计过程紧跟设计者的意图。应用物理规划方法，求解了多目标数值优化模型的非劣解，求解了民用飞机总体方案多目标优化设计模型的非劣解。应用交互式物理规划方法，求解了吸气式高超声速飞行器前体／进气道布局多目标优化设计问题。在飞行器总体参数优化设计框架下，将前述的进化算法和多目标决策方法应用于飞行器气动布局优化设计。提出了一种新的翼身融合的滑翔式高超声速飞行器布局方案。应用基于二次曲线的模线设计方法，完成了飞行器外形的参数化建模；应用基于牛顿流理论的高超声速气动特性估算方法，对飞行器进行气动特性计算，并且进行了简化的二维平面内的飞行轨迹仿真和优化；以升阻比和体积效率最大化为设计目标，纵向静稳定性为约束，建立了飞行器气动布局多目标优化设计模型，应用粒子群优化算法、多目标粒子群优化算法，物理规划方法，求解优化模型，完成了对该高超声速飞行器的初步方案设计。
张宏安[5]2014年在《可重复使用运载器机翼前缘热防护系统设计及性能评估》文中研究表明可重复使用运载器（Reusable Launch Vehicle--RLV）在再入大气层的过程中受到的气动加热非常严重，特别是机翼前缘位置的气动加热非常严酷。因此，热防护系统（Thermal Protection System--TPS）是决定其成败的关键技术之一。本文主要研究内容为机翼前缘的气动热环境研究、机翼前缘防热材料筛选及其热分析、机翼前缘热防护系统温度场及其热应力分析和一体化结构研究方案设计。热环境作为防热设计的重要输入条件，要求必须具有一定的精准度。本文采用工程计算、数值计算和地面风洞试验相结合的方式，对可重复使用运载器机翼前缘的气动热环境进行了详细的分析。获得了机翼位置详细的气动热环境数据，为下一步热防护系统设计提供了气动热环境输入数据。本文研究了增强的碳/碳复合材料制备工艺及其性能，并对机翼前缘防热材料进行了筛选。开展了机翼前缘热防护一体化设计研究，提出的热结构机翼前缘组件采用分段式热结构空腔薄壳式方案。采用叁维热传导方法对机翼前缘热防护系统进行温度场计算分析，结果表明，同一时刻沿外形面的法向方向，温度呈梯度分布，从外形面到内壁面递减变化；随着再入时间增加，气动热环境的加剧，外表面温度会逐渐增加至峰值，内部温度也会相应增加。由于材料热物性的差异，外面板对气动热环境的响应较快，温度升高得也很快，而内部隔热层由于热导率较低，故传热较慢，并且越到内壁面，温度梯度越小。随着气动加热的程度缓和，最高温度区域不在外面板上而是出现在隔热层中间，此时的温度分布是中间区域高于内、外形面，温度是从中间向两侧传递的，与实际的传热过程是相符的。采用有限元分析方法对机翼前缘热结构组件进行了热应力分析，计算结果表明，热应力值水平随着温度的升高而增加的趋势。最后对机翼前缘防热结构进行了地面试验考核验证，获得了机翼前缘热结构组件内外表面的温度变化规律，验证了机翼前缘热结构设计方案的可靠性。本文研究的一体化防热设计及其温度场分析对可重复使用运载器热防护系统设计有良好的借鉴和应用价值。
殷亮[6]2014年在《自主归航的可重复使用助推器总体设计与仿真研究》文中认为本文主要围绕长征2F火箭助推器的可重复使用(CZ-RBV)性进行了初步的研究和设计,其主要内容包括:总体设计方案研究、总体布局参数设计、气动布局设计与分析、归航弹道设计。通过分析总结国外可重复使用运载系统的特点和轨迹优化技术的研究现状,本文首先确定了CZ-RBV垂直起飞、水平降落的飞行模式;机翼采用折迭于机身背部的方式,以便于与主体火箭的捆绑和返航时的展开,主火箭发动机选择对环境污染较小、且真空比冲较大的液体火箭发动机,并且头部配备了返航涡扇发动机,为远场返航机动提供动力;归航方案选择航空动力返回方案,能够完成范围更广的机动任务;飞控系统选择模糊控制与滑模变结构控制相结合的控制策略,该控制律对控制系统参数的摄动和外部参数的扰动具有很好的鲁棒性。在总体方案的基础上,对CZ-RBV的总体布局参数进行了设计计算,并确定CZ-RBV的外形参数及特性参数;利用Solidworks软件对CZ-RBV的气动外形进行简化建模,并利用ANSYS CFX软件对CZ-RBV的气动特性进行了分析,分析结果表明CZ-RBV的气动外形设计合理。根据CZ-RBV的归航方案,建立了叁自由度动力学模型和运动学模型,并利用Gauss伪谱法对其归航弹道进行了优化设计。优化结果表明,在满足各种飞行条件约束的情况下,该优化方法能够得到一条满足目标函数的最优轨迹弹道,达到了节省返航燃料的目标。本文所完成的工作,可为可复用系列飞行器关键技术的研究,以及相关问题的研究提供参考。
马忠辉[7]2004年在《可重复使用运载器热防护系统性能分析研究》文中认为先进热防护系统(TPS)的设计是决定可重复使用运载器(RLV)成败的关键技术之一。目前我国在可重复使用运载器的各项研究工作刚刚起步,缺乏热防护系统的理论研究。作为可重复使用热防护系统研究的组成部分及国内系统进行热防护系统研究的起步工作,本文主要进行TPS的传热研究及相关性能分析。 TPS设计是质量优化的结果,可重复使用运载器外表面所需的TPS质量主要由传热分析确定。本文根据TPS热防护系统设计涉及到多种结构形式、传热机理以及复杂的防热结构/材料的合理选择布置等特点,将TPS热分析研究划分为两个层次,即整个热防护系统的设计与性能分析及典型防热结构的设计与性能分析。通过建立简化程度不同的热分析模型,即一般TPS热分析模型及典型结构热分析模型,用以实现大面积TPS瞬态温度响应分析、TPS质量预测及具体防热结构/材料的传热细观设计。这一分析方法既可完成精细程度不同的分析任务又提高了分析效率。 按照一般TPS热分析模型在热分析模型组织中的作用,本文依据TPS在再入过程中的传热特点,对TPS真实结构进行了均质化假设,建立了适合于任何TPS的一维瞬态传热分析模型及与之相对应的质量模型。一般TPS热分析模型应用于各部分结构的宏观表征和性能分析,不再体现各部分结构的细观结构特征。针对一般TPS热分析模型的特点,应用有限差分法建立了非线性全隐式格式一维瞬态传热数值分析模型。本文建立的一般TPS热分析模型满足了TPS设计中大面积分析设计的使用要求,使全机范围内TPS瞬态传热分析及TPS质量预测可行。 本文将完整热防护系统的各层功能及形态各异的结构/材料视作典型结构,对四种具有良好应用前景的典型结构类型,即刚性陶瓷防热瓦/柔性隔热毡、多层隔热结构、金属多层壁结构及蜂窝面板结构的传热机理进行了详细分析,对其结构形态及传热过程进行了一维或二维简化,建立了各典型结构的传热数学分析模型,细致表现了各结构的细观结构特征及传热特点。根据各模型的结构特点,分别采用有限元或有限差分方法建立了各典型结构瞬态、稳态传热数值计算模型,并应用数值计算对影响各典型结构防热、隔热性能及瞬态温度响应特点的主要细观参数进行了详细分析,获得了若干具有指导结构优化设计的参数选取规律。 本文最后对TPS的总体方案优化设计进行了初步的探讨。应用本文建立的热
罗世彬[8]2004年在《高超声速飞行器机体/发动机一体化及总体多学科设计优化方法研究》文中研究指明吸气式高超声速飞行器机体与发动机高度一体化，导致气动、推进、冷却等学科与飞行器总体性能间存在着强烈的相互作用。只有充分考虑学科间的耦合效应，通过涵盖全系统的一体化设计，才能达到高超声速飞行器性能的整体最优。论文以高超声速飞行器为研究对象，采用理论分析、数值仿真和试验验证等多种手段，引入多学科设计优化(Multidisciplinary Design Optimization，MDO)方法，对高超声速飞行器机体／发动机一体化和总体的设计与优化技术进行了全面深入地研究，取得了一系列研究成果。 系统地研究并发展了以超燃冲压发动机为动力的高超声速飞行器一体化设计方法。深入分析了高超声速飞行器的设计结构矩阵和学科间的耦合量传递关系，并构建了高超声速飞行器一体化设计框架和一体化设计优化模型。 提出了高超声速飞行器机体／发动机一体化性能分析方法。对机体／发动机一体化性能进行了系统地分析，总结出叁种典型机体／发动机一体化构型的选择准则。提出了一种设计参数区域的划分与评价方法，对机体／发动机一体化设计参数取值范围进行了5级区域划分。通过机体／发动机一体化构型气动测力实验，验证了机体／发动机一体化性能分析方法和计算程序的可靠性。 针对机体／发动机一体化部件多目标设计优化的特点，发展了基于快速非优超排序、排挤机制和多方法并联协作策略的并行多目标混合遗传算法，并将其应用于超燃冲压发动机二维进气道和二维尾喷管的多目标优化设计。采用遗传算法对某试验超燃冲压模型发动机的燃烧室构型参数进行了优化设计，所得方案的性能大大优于实际方案。 建立并应用机体／发动机一体化高超声速飞行器冷却分析模型，对等高度飞行和等动压飞行条件下各受热部件的冷却流量需求进行了分析。研究表明，在马赫数6～12的范围内，通过适当配置燃料喷射方案(喷射位置、喷射流量)和提高冷却通道出口冷却剂的温度，采用再生冷却方式能够满足机体／发动机一体化高超声速飞行器的冷却需求。 定义了综合比冲概念，并以此为系统评价指标，对多种机体一体化超燃冲压发动机的系统循环方案进行了对比分析。研究表明，膨胀循环和富燃燃气发生器循环的综合比冲和推进剂比冲较大，相对其它系统循环方案有明显的优势。 建立了基于参数方法的高超声速巡航飞行器MDO模型。分别采用D-Optimal设计、Taguchi设计和均匀设计在局域网上并行实现了高超声速巡航飞行器的MDO，得到了各项性能指标均优于基准设计点的优化方案。 建立了基于优化方法的高超声速巡航飞行器MDO模型。针对高超声速巡航飞行器MDO的特点，构造并应用多方法并联协作优化方法，在6微机并行计算环境中实现了高超声速巡航飞行器MDO，得到了最优设计方案。
李文武[9]2008年在《跨大气层飞行器总体设计及优化方法研究与实现》文中进行了进一步梳理跨大气层飞行器(Transatmospheric Vehicle, TAV)是二十一世纪各国航空航天技术研究的一个热点,具有独特的高空高超声速飞行性能,随着经济和技术的不断进步,这种飞行器也正不断完善和发展,将在未来逐渐取代第一代天地往返运输工具,成为所谓的“空天飞机”,它将具有较低的可重复运输费用、更短的准备时间、更灵活的任务适应性等优点。跨大气层飞行器的研究涉及气动布局、气动加热、结构防热与冷却、吸气式推进系统、轻质材料、高能燃料、自动控制等多学科技术问题。跨大气层飞行器技术将推动高技术领域的全面发展,促进高技术的融合与应用,一旦此类飞行器的研制获得突破,将极大提升航空航天运输能力和空间支持能力。因此,跨大气层飞行器的研究具有前瞻性、战略性和带动性作用。本文以跨大气层飞行器总体设计及其优化方法为研究重点。通过对国外跨大气层飞行器总体方案的分析,参照美国X-34飞行器的气动布局和飞行任务,建立了一种跨大气层无人驾驶飞行器的基本方案,借助原苏联飞机总体设计方法和其它一些经验设计方法进行了总体分析和计算。研究了在总体设计中如何进行方案优化,将这些总体设计方法和优化方法加以集成,编制成FORTRAN程序。在此基础上,对基本方案的跨大气层飞行器进行了性能分析与计算以及优化,分析比较了不同优化方法的应用效果。通过分析计算证明,本文的总体设计和优化的方法能够取得良好的效果。
黄思园[10]2012年在《亚轨道飞行器机翼外形多学科设计优化技术研究》文中认为亚轨道飞行器作为新型飞行器，涉及多个学科领域，其机翼作为飞行器返回阶段提供升力的主要结构，对飞行弹道产生重要影响。设计合适的机翼外形是亚轨道飞行器设计的重要任务之一。多学科优化设计技术是用于解决航空航天领域复杂系统的一种有效的设计方法。近似模型是多学科优化设计的关键技术之一，通过近似模型可以实现高精度分析模型与多学科优化设计的联系。论文从多学科设计优化角度出发，分析了常用的近似模型的优缺点，并通过改进试验设计，提出了基于分区加点策略的近似建模方法，将其应用于机翼外形多学科设计优化中。首先，研究了机翼气动分析技术。基于Matlab和Pro/E软件提出了一种较为简单的亚轨道飞行器机翼外形CAD参数化建模方法；对非结构网格划分及其在机翼流场计算中的收敛性进行了分析研究；通过亚轨道飞行器着陆段气动性能分析确定了飞行器着陆段的飞行攻角；对亚轨道飞行器机翼流场进行数值仿真，并实现了CAD、CFD的参数自动化。其次，研究了试验设计方法和近似建模技术。提出了基于分区加点策略的试验设计方法，以及基于分区加点策略试验设计和Kriging模型的近似建模技术。通过测试函数验证了该方法可以在保证精度的同时减少样本点，进一步改进后在建模初期可以加快近似模型的收敛速度；将基于分区加点策略近似模型应用于飞行器驻点气动热分析，得到了较好的效果。然后，研究了学科模型集成技术，实现了学科分析工具以及基于分区加点策略近似建模方法的集成，并应用于亚轨道飞行器机翼气动近似建模中，通过优化分析，验证了近似模型的精度较高。最后，以亚轨道飞行器助推返回飞行为背景，建立机翼结构质量、着陆段气动性能、弹道以及总体优化模型。采用协同优化集成实现亚轨道飞行器机翼外形多学科设计优化；结果较好地验证了机翼外形多学科设计优化方法的有效性。论文对亚轨道飞行器的机翼气动分析方法、多学科优化设计中的试验设计和近似建模以及集成技术进行了研究，提出了基于分区加点策略近似建模方法，应用于飞行器驻点气动热分析和机翼气动近似建模中，提高了近似建模的效率。基于协同优化建立了亚轨道飞行器机翼外形多学科设计优化的基本流程和总体方案，对亚轨道飞行器机翼外形设计具有一定的参考价值。
参考文献：
[1]. 可重复使用运载器机翼外形优化设计方法研究[D]. 王允良. 西北工业大学. 2003
[2]. 可重复使用运载器机翼外形优化[J]. 王允良, 张勇, 李为吉, 唐伟. 宇航学报. 2004
[3]. Kriging模型研究及其在重复使用运载器优化中的应用[D]. 余秀伟. 国防科学技术大学. 2015
[4]. 飞行器总体参数优化的进化算法及其应用研究[D]. 王允良. 西北工业大学. 2006
[5]. 可重复使用运载器机翼前缘热防护系统设计及性能评估[D]. 张宏安. 哈尔滨工业大学. 2014
[6]. 自主归航的可重复使用助推器总体设计与仿真研究[D]. 殷亮. 国防科学技术大学. 2014
[7]. 可重复使用运载器热防护系统性能分析研究[D]. 马忠辉. 西北工业大学. 2004
[8]. 高超声速飞行器机体/发动机一体化及总体多学科设计优化方法研究[D]. 罗世彬. 国防科学技术大学. 2004
[9]. 跨大气层飞行器总体设计及优化方法研究与实现[D]. 李文武. 南京航空航天大学. 2008
[10]. 亚轨道飞行器机翼外形多学科设计优化技术研究[D]. 黄思园. 国防科学技术大学. 2012
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