序列近似优化方法及其在火箭外形快速设计中的应用

针对序列近似优化方法在代理模型构造与采样策略等方面的不足,基于采样点局部密度,引入与局部密度成反比的样本点影响体积概念,通过优化总影响体积确定径向基函数最优核宽度,满足序列近似优化过程不同规模、非均匀样本条件下的函数近似需要;建立潜在可行域最大距离加点准则,并与潜在最优加点准则结合平衡算法的探索能力与开发能力;建立三步收敛判定准则;构建改进序列近似优化的算法流程。对于Golinski减速器的优化设计问题,算法在目标函数调用42次后便搜索到全局最优解,体现了其良好的全局寻优能力与搜索效率。以"天航二号"火箭为例,建立其外形优化问题数学模型,所提优化方法在调用原始计算模型165次之后便搜索到全局最优解,大大提高了设计效率,同时飞行试验也表明设计结果满足要求。     

应用径向基代理模型实现序列自适应再采样优化策略

针对径向基插值代理模型样本点预测误差为零时无法获得误差函数进行序列再采样优化的问题,将样本点分布约束引入序列再采样过程,利用潜在最优解加速收敛性,提出一种适用于径向基插值代理模型序列优化的再采样策略,该策略兼顾仿真模型的输出响应特性与样本点的空间分布特性。仿真结果表明,使用该再采样策略后,算法寻优效率和精度均优于传统基于代理模型的优化方法,在对最优解进行有效预测的同时,能显著减少原始模型计算次数。     

基于径向基代理模型的序列优化中自适应再采样策略

针对径向基插值代理模型样本点预测误差为零时无法获得误差函数进行序列再采样优化的问题,将样本点分布约束引入序列再采样过程,利用潜在最优解加速收敛性,提出一种适用于径向基插值代理模型序列优化的再采样策略,该策略兼顾仿真模型的输出响应特性与样本点的空间分布特性。仿真结果表明,使用该在采样策略后,算法寻优效率和精度均优于传统基于代理模型的优化方法,在对最优解进行有效预测的同时,能显著减少原始模型计算次数。     

阶梯装药火箭发动机多点点火燃气内流场研究

在阶梯装药结构的大型固体火箭发动机中,采用多点点火技术对火箭发动机装药的正常燃烧推力性能的稳定至关重要.本文建立了点火药盒内点火药燃烧过程的经典内弹道模型,采用Fluent软件,对不同点火药盒数量和不同的放置位置(即以点火药量330 g采用头部及中部同时点火,以点火药量400 g采用头部及中部同时点火,以点火药量330...     

粘弹性谱随机有限元

发展了一种粘弹性谱随机有限元法(VSSFEM),并将其用于固体火箭发动机装药结构随机分析。基于不可压或近似不可压粘弹性增量有限元方法和正交展开理论,考虑固体推进剂泊松比的随机性,推导了粘弹性谱随机有限元列式,最后对弹性约束的圆柱形中孔药柱进行了随机分析。算例分析表明该方法能够正确有效地进行粘弹性体随机分析。     

进气道角度对含硼推进剂固冲发动机性能的影响

为了提高含硼推进剂固体火箭冲压发动机内硼颗粒的燃烧效率,采用颗粒轨道模型进行了补燃室两相流的数值模拟,其中硼颗粒的点火和燃烧模型采用的是King模型,建立了发动机补燃室内简单反应流模型,在该模型下研究了进气道的位置对非壅塞固体火箭冲压发动机燃烧效率的影响,并在此基础上进行直连式试验研究.结果表明,后进气道角度为60°时的燃烧效率比90°时高.     

微小型固体火箭发动机点火特性试验

设计了一种适用于某微小型固体火箭发动机的点火器 ,对某微小型固体火箭发动机的点火特性进行了大量试验研究 ,引入了初始点火压强的概念 ,找出了影响点火延迟时间散布的主要规律 ,确定了能满足微小型固体火箭发动机点火性能的点火方案     

基于参数化建模的车轮形药柱形状优化

固体火箭发动机装药设计过程中,较高的装填分数往往导致药柱的应力应变较大,结构完整性不易满足要求,为了解决这一问题,将参数化建模方法与遗传算法相结合,对车轮形药柱进行形状优化.采用MSC.Patran软件的二次开发工具PCL (Patran Command Language)建立车轮形药柱的参数化有限元分析模型,能够根据...     

点火载荷下翼柱型装药结构完整性数值分析

针对固体火箭发动机翼柱型装药在点火载荷下结构完整性问题,提出了一种考虑三维损伤黏弹性本构性的数值模拟方法.基于商业有限元软件的二次开发平台,编写用户子程序,展开有限元数值计算,获取翼柱型装药在固化降温、点火载荷下装药结构的应力、应变与位移场分布.结果表明,在温度载荷与点火载荷下,药柱内表面变形模式是不同的.然而,不管在...     

柔性爆炸带起飞时受力分析

在火箭拖带柔性爆炸带的起飞过程中,爆炸带容易出现突破口和拉断现象,本文分析了爆炸带起飞时受力状况;推爆炸带体的强度与火箭发动机推力,爆炸带直径,装药体密度等因素有关的计算公式,为今后火箭爆破器材总体设计中有关参数的选取和爆炸带强度设计提供了理论依据。     

基于Kriging模型的环形桁架可展天线结构参数优化方法

针对传统结构动力学优化过程中求解效率较低的问题,以环形桁架可展天线结构参数优化为研究背景,在环形桁架可展天线结构的参数变量空间中,以试验设计方法选取样本点,通过有限元方法得到各个样本点的第一阶固有频率、固定载荷最大变形等响应值,利用样本点和响应值的关系建立Kriging近似模型进行优化算法的寻优,得到满足所有约束条件的最优解。结果表明,所得到的环形桁架可展天线第一阶固有频率、固定载荷最大变形的响应面呈现比较明显的非线性关系,基于Kriging模型的结构优化方法能比较准确地对环形桁架可展天线进行寻优设计。     

基于多方法协作优化方法的非壅塞式固体火箭冲压发动机导弹一体化优化设计

固体火箭冲压发动机和导弹性能相互之间紧密耦合。从导弹总体方案设计阶段引入一体化设计思想,能充分发挥和协调好固体火箭冲压发动机和导弹的性能,提高了导弹的总体设计水平。采用基于遗传算法、Powell法和模式搜索法的多方法协作优化方法进行了以非壅塞式固体火箭冲压发动机为动力的导弹总体一体化优化设计。算例表明,采用该多方法协作优化方法进行一体化优化设计,可以协调导弹的总体参数,提高导弹的总体性能。     

公路运输环境下运输车及导弹固体发动机响应数值分析

为解决某型固体火箭发动机在公路运输过程中动力学响应难以直接测定的实际问题,构建了运输车的13自由度动力学模型,采用谐波叠加法模拟路面不平度激励后,基于达朗贝尔原理计算得到车身质心处的时域响应,并简要分析了不同运输工况下响应规律,最后利用MSC.Nastran分别仿真计算了发动机在加速度载荷及其与温度载荷联合作用下的动力学响应。结果表明:运输过程中,车身质心处加速度响应近似服从高斯分布,且其均方根值随运输速度提升或运输公路等级下降而呈非线性增加趋势;考虑随机振动与温度载荷联合作用时,发动机壳体von Mises应力响应最大值超过500 MPa,药柱von Mises应变大于5%,均高于振动载荷单独作用响应,但不会造成发动机强度破坏。     

药柱中加入长金属丝的发动机设计中的几个问题

本文主要从设计的角度阐述了药柱中加入长金属丝的固体火箭发动机的一些新的特点。论述了金属丝布置位置的确定及金属丝根数的选择原则;初始药型及初始面喉比的选择;分析了喷管收敛段绝热层及喉衬的局部烧蚀问题;阐述了过渡段燃面变化的计算方法,并附有计算机程序。文中附有一些实验曲线。     

基于近似策略的联合优化方法

针对优化中收敛速度和优化解全局性的问题,提出了一种联合优化方法:构造原问题的近似模型,使用全局优化方法对近似函数进行优化,得到优化点作为初值,再使用局部优化方法对原问题进行优化.为了获得对原问题更好的近似,改进了径向基插值方法,以优化误差的方法来选择参数.利用临近空间机翼模型的优化对算法进行了测试,结果表明,优化参数的...     

一种新的保持分形特征的分形变形方法

针对IFS吸引子变形过程中间出现的分形特征退化的问题,提出基于局部吸引子的近似凸包及旋转匹配的特征对应方法.IFS吸引子的局部吸引子可由独立的IFS生成,IFS中每个压缩仿射映射存在不动点,构造所有不动点的凸包,即得到局部近似凸包;证明了局部近似凸包间的相似对应等价于局部吸引子间的相似对应,并提出了通过旋转匹配的特征对应方法实现局部近似凸包的配对,最后计算所有配对下相似度最高的一组局部近似凸包匹配,确定局部吸引子间的特征对应,即IFS特征对应.对两个IFS进行线性插值可实现保持分形特征的分形变形.     

基于动态平移因子的固体推进剂抗拉强度主曲线测试方法

固体推进剂抗拉强度主曲线是固体火箭发动机设计以及药柱结构完整性分析的重要依据。为此，提出了一种采用非破坏性的动态力学分析(dynamic mechanical analysis, DMA)测试与静态力学试验相结合得到抗拉强度主曲线的新方法。该方法基于动态力学性能主曲线平移因子与静态力学性能主曲线平移因子的一致性，采用非破坏性的动态平移因子确定平移因子，以少量的静态力学测试得到不同温度、拉伸速率下的抗拉强度数据，并按照确定的平移因子进行平移，得到抗拉强度主曲线。研究结果表明：由动态平移因子生成的抗拉强度主曲线与传统方法所得主曲线一致性很好，试验所耗费时间仅为传统方法的22%,材料耗费仅为传统方法的35%。     

RBF神经网络的火箭发动机成本预测

神经网络技术已广泛应用于各工业控制部门, RBF神经网络是对一般BP神经网络的改进.尝试将其应用于固体火箭发动机成本预测中.首先利用已有的成本信息对该神经网络进行训练,使其对已有信息的预测误差小于规定值,再将其用于其他条件下的成本预测.结果表明,实际预测效果较为理想,从而为固体火箭发动机成本预测提供了一种新的方法.     

大型捆绑助推器总体/动力/轨道一体化设计与优化

在综合考虑固体火箭发动机设计、轨道设计和总体特性相互作用、相互影响的情况下,建立了捆绑助推器总体/动力/轨道一体化设计优化模型和系统分析模型,并应用遗传算法完成了某大型捆绑助推器6个设计参数的优选。结果表明:本文方法优化设计效果明显,优化所得助推器质量比原方案减轻了17.7%。     

燃气流量可调固体火箭冲压发动机飞行性能分析

在建立燃气流量可调固体火箭冲压发动机工作过程仿真模型的基础上,对燃气流量调节过程中发动机飞行性能进行分析.结果表明,在低飞行高度或高飞行马赫数时,发动机有较宽的推力调节范围;随着飞行高度降低或飞行马赫数增加,发动机推力系数降低;随着燃气发生器喷喉面积变小,发动机推力和推力系数增加.