适合概念设计的制导炮弹气动外形优化方法

为了构建能够满足复杂外形制导炮弹气动外形优化设计的方法,给出了基于解析函数和UG NX软件二次开发系统的制导炮弹参数化建模基本原理和具体实施方法,并使用遗传算法为优化算法,结合高精度面元法的气动特性预估程序,完成概念设计阶段的制导炮弹气动外形优化的快速优化设计。以翼-身-尾布局形式的制导炮弹气动外形优化设计为算例,对该优化方法进行了考核验证。算例验证结果表明:气动外形优化方法在使用较少的参数条件下,能够构建具有复杂形状的弹身和翼型的制导炮弹气动布局,并能在构建几何外形的同时快速生成不同拓扑结构外形的面元网格,结合遗传算法能够在制导炮弹概念设计阶段快速得到较优的外形布局,具有很好的工程应用前景。     

高超声速飞行器多目标复杂约束滑翔弹道优化

针对气动热、过载、动压、控制量、航路点、禁飞区以及终端状态等复杂约束条件,提出高超声速飞行器多目标滑翔弹道优化方案。建立换极运动模型,简化部分约束条件的处理,并规避了传统运动模型的奇异问题;在此基础上,引入物理规划方法将多目标优化问题转换为反映设计者不同偏好的单目标优化问题;进一步基于分段Gauss伪谱方法将弹道单目标优化的最优控制问题转换为非线性规划问题进行求解。仿真结果表明,该方法获得的滑翔优化弹道能满足复杂约束要求,同时能够反映设计者的不同偏好。     

基于乘波概念的防空导弹气动布局及外形优化

尝试将乘波体前缘设计应用到高超声速防空导弹气动布局研究中,设计出了由具有乘波体前缘的翼面和椭圆截面弹身组成的上下面对称飞行器.同时,发展了基于代理模型的参数化优化设计流程,应用于弹身外形的优化,飞行器升阻比得到进一步提高.采用数值计算和风洞试验2种手段获取了该飞行器的气动特性.结果表明,该飞行器具有高升力、高升阻比等特点.     

基于不确定性的末制导初始参数优化设计方法

为量化无动力滑翔飞行器末制导初始参数不确定性的综合影响,提升飞行器落点精度,提出基于不确定性的末制导初始参数优化设计方法。面向飞行器末端高动态打击需求,采用落角约束下的滑模变结构导引律进行实时弹道成型,进而考虑末制导初始参数的不确定性。以落点有效毁伤半径概率和落点圆概率偏差为多优化目标,建立基于不确定性的末制导初始参数及制导律参数优化模型。针对这一不确定性优化模型,研究利用高效全局优化和蒙特卡洛方法,给出末制导初始参数及制导律参数的最优设计方案。仿真结果表明:该方法能显著提升落点精度,为方案设计阶段飞行器末制导交接点的选取提供决策支持。     

基于SQP法的助推-滑翔导弹助推段弹道优化研究

轨迹优化是飞行器总体优化设计中的重要组成部分,它贯穿于飞行器的整个设计过程。高超声速助推-滑翔导弹的弹道优化问题涉及攻角、法向过载、最大动压等多种约束条件,是一种复杂的最优控制问题。序列二次规划法（SQP）是解决该类问题行之有效的数值优化方法。本文利用SQP算法对助推-滑翔导弹助推段进行弹道优化,为这一高超声速飞行器的整体结构设计提供了有益的参考。     

高超声速滑翔式升力体外形设计与优化

针对高超声速飞行器外形参数多、气动布局设计复杂的问题,基于类型函数/形状函数变换技术和幂函数表达方法,采用6个控制参数设计了一种便于分析与设计的升力体构型。通过正交试验分析了各参数对升力体容积率和升阻比的影响,得到了对性能影响较大的参数,并发现几乎所有的控制参数对容积率和升阻比的影响趋势都是相反的,进而以纵向稳定性和容积为约束条件,对升阻比和容积率进行多目标优化。结果表明,基于Kriging代理模型技术的多目标优化方法计算效率高,得到的优化前缘均匀,典型优化结果的容积率和升阻比较基本外形分别提高17.31%和11.94%,并且由于代理模型构建时采用了改进的EI加点策略,优化结果的误差能达到4%以内,完全满足初步设计的要求。另外研究了边缘钝化对优化设计结果的影响,边缘钝化能显著减小升阻比,钝化半径越大升阻比越小。而且当仅考虑气动力特性时,基于尖锐前缘外形得到的优化结果能直接外推到钝化条件下。     

基于ISIGHT的微型飞行器布局优化设计研究

微型飞行器具有飞行雷诺数低、易受外界环境干扰等特点,并存在多目标优化问题,因此其气动布局优化设计难度较大。针对微型飞行器的特点及优化设计要求,采用N-S方程与遗传算法相结合的方法对微型飞行器的多目标优化设计,基于ISIGHT软件来实现该方法的具体流程,克服了计算量大、无法实现自主迭代的缺点。并对微型飞行器的展弦比、尾翼安装角、尾翼的高度和根弦长进行优化,优化目标为飞行器的静稳定性和升阻特性,优化后的构型具有良好的气动性能,结果表明该方法明显提高了计算的精度和优化设计的水平,在工程上有一定的应用价值。     

高超声速伸缩翼变形飞行器轨迹多目标优化

针对高超声速条件下变形技术的应用模式，对具有伸缩翼的组合式飞行器滑翔弹道进行了多目标优化研究。介绍了伸缩翼的变形模式，给出了不同变形状态下的气动特性；建立了三自由度滑翔轨迹动力学模型和伸缩翼前缘热流计算模型；采用MOEA/D多目标优化算法，以变形条件和飞行攻角为设计变量、以最大射程和最小翼前缘总吸热量为目标函数，进行了多目标优化计算。优化结果表明，MOEA/D计算得到了相对均匀分布的Pareto最优解集，将伸缩翼外形与无变形外形相比，飞行器滑翔段射程得到了显著提高，同时伸缩翼前缘总吸热量有明显的降低。     

滑翔飞行器多目标弹道优化的进化-配点混合求解策略

针对高超声速滑翔飞行器弹道多目标优化问题,综合考虑计算效率和精度,结合分解进化算法与配点法提出一种混合求解策略。根据滑翔飞行器动力学模型和弹道设计中需要考虑的约束条件,建立飞行器多目标弹道优化模型。利用控制量离散化方法将多目标弹道优化问题转化为带约束的多目标参数优化问题,并采用罚函数法处理约束条件,随后利用分解多目标进化算法进行求解。为了提高弹道优化的精度,将椭球聚合法与配点法相结合,以多目标进化算法得到的Pareto解作为初始解进行迭代求解。通过典型的复杂约束多目标弹道优化的算例表明,所提出的混合求解策略能够获得满足复杂约束要求的Pareto最优解集,实现有效的多目标弹道优化。     

滑翔增程炮弹的气动布局与外形参数优化设计分析

为提高滑翔增程炮弹的滑翔距离,要对滑翔增程炮弹的气动布局和外形参数进行优化设计.研究了滑翔增程炮弹的总体气动布局方案,以全弹的升阻比为优化目标函数,建立了滑翔增程炮弹的气动外形参数优化设计方法.仿真结果表明,采用该方法确定的气动外形参数,有利于滑翔增程炮弹稳定性适当,操纵性良好,稳定性与操纵性、舵偏角与平衡攻角匹配较好.研究结果为滑翔增程炮弹的气动布局和外形参数设计提供了理论依据.     

反舰导弹大空域变轨的三维扩展比例导引律

为了使大空域变轨弹道的理论研究更符合反舰导弹的实际运动状态,建立了反舰导弹追踪虚拟目标的三维空间相对运动模型。同时,为了保证反舰导弹大空域变轨弹道的四段弹道平滑过渡,在导引律设计时同时考虑了脱靶量要求和末端落角要求。应用Lyapunov稳定性理论求解出满足要求的三维扩展比例导引律,对大空域变轨弹道的四段弹道设计了相应的过载控制指令,并进行了仿真研究。仿真结果表明:所提出的三维扩展比例导引律可以使反舰导弹顺利完成大空域飞行任务,而且保证了反舰导弹的所有性能指标均满足要求。     

基于工程设计法的射程优化

射程是弹道导弹的重要性能指标,飞行程序选择对充分发挥导弹运载能力,提高射程具有重要影响。针对此问题,利用工程设计法的实现容易、计算量少的优点,将以飞行程序为设计对象的最优控制泛函问题转化为参数优化问题。在此基础上,建立弹道运动模型和优化模型,并应用粒子群算法进行参数优化,求解最大射程弹道。结果表明,基于工程设计法的射程优化简单可行,利用粒子群算法得到的优化参数对改善射程有显著效果,充分发挥了导弹的运载能力。而运载能力的提高对提高导弹武器的目标覆盖范围起到重要作用。     

伪谱法及其在飞行器轨迹优化设计领域的应用综述

采用伪谱法进行飞行器轨迹优化设计是近年来的热点研究方向,然而较全面地对各种方法进行综合分析的文献却很少。在对国内外相关文献进行系统研究的基础上,阐述了航空航天领域应用较为广泛的几种伪谱法的基本原理;归纳了伪谱法将连续最优控制问题转化为非线性规划问题的思路和具体步骤;总结了伪谱法在飞行器轨迹优化设计领域的应用情况;对伪谱法及其在飞行器轨迹优化设计领域应用的未来研究方向进行了分析。     

基于动网格的翼型设计优化

针对传统基于代理模型的翼型优化的缺陷,提出采用基于动网格的翼型优化;针对基本Hicks-Henne方法后缘不光滑情况进行了改进;采用自编程序实现动网格生成,通过集成商业软件Pointwise和CFD计算软件Fluent完成边界条件生成和流场解算,并实现上述程序和软件间的数据交互和自动化,整个优化流程在iSIGHT平台下执行,优化算例表明基于动网格的翼型优化方法能大幅提高翼型性能,节省大量的重复性操作,增加优化结果的鲁棒性和可信度,是翼型优化中的一种有效方法。     

基于不完全测量数据的飞行器轨迹参数估计

提出基于稀疏优化的轨迹参数估计新方法,通过降低参数空间的维数改善模型的病态性。利用B样条函数实现轨迹参数的稀疏表示,根据轨迹参数与测量数据的关系建立估计轨迹参数的稀疏表示寻优模型,采用高斯牛顿法获得模型的解。寻优模型中待估参数的数量取决于样条节点数,利用样条函数的高阶导数在节点处的不连续性建立了选取样条节点的稀疏优化模型,采用凸优化方法求解该模型,实现样条节点数的最小化。仿真结果表明,稀疏优化方法能够大幅度提高不完全测量段落轨迹参数的估计精度。     

助推—滑翔式导弹中段弹道方案的初步分析

建立了助推—滑翔式弹道中段的无量纲运动方程。采用非线性规划方法实现弹道优化。首先求解不同初始速度、速度倾角和最大升阻比的最大射程弹道,然后考虑驻点热流、过载约束,求解总气动加热最小和射程最大的最优弹道。基于前者的计算结果分析了初始条件对最大射程弹道的影响。将考虑约束的再入滑翔弹道与弹道式再入的特征参数比较,表明再入滑翔弹道的峰值热流较小,而总气动加热增加,但再入滑翔飞行时间在一般锥形体再入机动飞行器的热防护系统可承受的时间范围内。     

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。     

航空时敏制导炸弹增程弹道组合优化设计

为增强航空时敏制导炸弹在中制导段的滑翔能力,将极小值原理与自适应进化粒子群算法相结合,提出了一种适用于航空时敏制导炸弹增程弹道的组合优化设计方法。基于纵向平面内质心运动模型,推导了性能指标泛函及各不等式约束函数。引入Lagrange乘子矢量并建立相应的Hamilton函数实现无约束泛函极值问题的转换,推导出兼顾各优化目标函数的满意优化模型。利用自适应进化粒子群算法对该段增程弹道进行了攻角与弹翼张合档位双设计变量的组合优化。数值仿真算例表明,在满足状态方程约束的条件下,双变量的增程效果比常规单变量控制时显著提高,其优化结果可为制导炸弹弹道规划设计的研究提供一定的理论参考。