飞行器多学科优化设计方法

回顾传统的飞行器多学科优化设计方法,介绍多学科优化方法在现代飞行器设计中的应用状况和新发展.讨论了遗传算法、模拟退火法、响应面方法和鲁棒方法等,在计算分析过程中研究了采用高、低精度求解搭配的变计算精度模型管理方法以及基于信赖域方法的近似模型管理结构,最后展望了多学科优化在飞行器设计中的应用前景.     

气动力辅助双脉冲最优异面变轨问题研究

研究了航天器气动力辅助最优异面变轨问题,将该过程分为离轨、大气飞行和入轨3个阶段,分别建立了相应的动力学方程及约束方程.通过增加一个约束条件的手段,把传统的三脉冲轨道平面改变问题转化为双脉冲变轨问题,优化目标是获得第一次速度冲量引起的最优轨道倾角改变量和航天器大气飞行段轨迹.采用"遗传算法+Gauss伪谱法"二层优化方...     

无人机翼型/多段翼型优化设计研究

为了提高采用遗传算法的气动优化设计的效率,文中探讨了将优化方法中的拟牛顿与遗传算法相结合,形成混合遗传算法,并将分布式计算与分布式遗传算法相结合,形成了基于分布式遗传算法的气动优化设计方法。应用该方法进行了无人机翼型、多段翼型的气动外形优化设计。设计实践表明,文中发展的方法是可行的,且由于采用了混合遗传算法和分布式遗传算法而提高了优化的质量和效率。     

遗传算法在引信可靠性优化设计中的应用

为提高引信系统的可靠性，目前出现很多优化方法。文中把遗传算法应用到引信可靠性优化设计中，根据遗传算法优化的基本原理对具体实例的分析求解，充分验证了遗传算法在引信可靠性优化设计中的可行性和优越性。为引信可靠性设计提供一种新的优化途径。     

高装填密度钝感发射装药的内弹道遗传算法优化

在对高装填密度钝感发射药燃烧规律研究的基础上,运用现代优化设计方法,建立了基于遗传算法的内弹道多目标优化模型,对利用遗传算法求解内弹道优化问题中的约束处理方法和遗传搜索策略进行了研究.探讨和分析了钝感发射装药技术提高火炮初速的潜力,针对制约这种装药技术应用的点火困难问题,讨论了用电热化学发射技术实现该装药优化方案的可能性.研究表明,遗传算法是一种求解枪炮内弹道多目标优化问题的有效方法,可作为内弹道设计方案的优化工具.     

气动优化设计中的紧凑混合遗传算法

与传统的梯度法相比，遗传算法的缺点在于计算过多的目标函数适应值而增加了优化设计的计算量。为了提高遗传算法的优化效率。把传统的梯度法与遗传算法相结合，建立了气动优化设计中的紧凑混合遗传算法（CHGA）。该算法将梯度法作为遗传算法中的一个遗传算子加入到遗传算法中，在保持遗传算法原有良好的全局性等优点的前提下改善算法的效率。应用混合遗传算法进行跨音速翼型的反设计和波阻优化设计，并与采用优选策略的标准遗传算法的设计结果进行比较。结果表明混合遗传算法能有效的提高气动优化设计的效率。     

多学科设计优化中搜索策略研究

针对多学科设计优化的问题复杂性, 探讨现有优化算法在多学科设计优化问题中的适用性, 以确定搜索策略的选择.回顾了经典优化方法在优化设计中的应用, 介绍了软计算在多学科设计优化中的应用, 并对软计算中的智能优化算法及其在多学科设计优化中的应用作了研究, 最后对多学科设计优化中搜索策略的发展方向作了阐述.     

三种直接优化方法在飞航式导弹弹道参数优化设计中的应用比较

问题的提出由于计算机的发展,数学规划的理论和方法,近年来在设计领域中得到了较为广泛的应用。在飞行力学范畴内,通过求泛函、变分、微分的解析法和通过求目标函数值的直接优化法均有应用。本文对飞航式导弹弹道参数优化设计中,所采用的三种直接优化法进行研究,以期找出弹道优化设计中,一种效益较高的算法。问题是这样提出的:即通过参数的优化,设计一条满足诸约束条件的射程最大的弹     

改进型实数编码遗传算法在内弹道优化中的应用

为实现内弹道装药结构的优化设计方案,提出将改进型遗传算法应用于内弹道优化数学模型.在基本遗传算法的基础上采用实数编码方式并对遗传操作进行改进,引入最优保留策略,使其更适合内弹道优化模型的复杂非线性.建立了具有代表性的某高炮内弹道装药优化设计模型,通过计算机仿真得到优化方案,并与采用模式搜索法和基本遗传算法得到的优化方案进行对比,结果表明,采用改进遗传算法进行内弹道优化是有效可行的.     

基于遗传算法的威布尔分布的参数估计及MATLAB实现

基于极大似然法的基本原理和优化模型求解的特点,将遗传算法应用于可靠性寿命分布模型一威布尔分布的参数估计.结合传统优化方法中的惩罚函数法,描述了遗传算法和大型工程计算软件MATLAB中遗传优化工具箱的使用方法.应用表明,将遗传算法应用于威布尔分布的参数估计是简单有效的.     

飞行器轨迹优化的造型降维方法

提出一种基于Bezier曲线造型的降维轨迹优化方法,用于提高轨迹优化的精度。该方法利用Bezier曲线优良的形状刻画能力描述最优轨迹,将优化问题的边界条件化为Bezier曲线的造型参数约束,从而使原问题表示为较低维含造型参数的优化问题,减少了计算量。轨迹造型法可有效协调飞行器动力学模型中不同时间尺度变量动态特性差异对非线性规划求解条件数的不利影响,更易于得到光滑最优解。按照常规高斯伪普法和网格自适应伪谱法分别对一种轨迹优化的原问题和造型降维问题进行了仿真验证,证明了所提出方法的可靠性。     

基于高斯伪谱法和有限差分结合的飞行器燃料最优轨道转移优化

为解决最优轨道短时快速转移优化问题,将高斯伪谱法和有限差分法相结合,求解最优控制的直接法和间接法,提出基于Lambert边值求解的初值范围,加快高斯伪谱法的收敛速度。并利用伪谱法得到的协态变量初值带入有限差分求解两点边值问题的精确解。仿真结果表明,对于短时间轨道转移,同伪谱法相比,改进方法的控制过程稳定无误差,精度更高。     

基于遗传神经网络的简易制导炸弹有控弹道设计

结合简易制导炸弹的方案弹道实时寻优技术和控制律,提出了一种以遗传算法和神经网络为基础的有控弹道设计方法.该方法针对炸弹的控制系统构成,在内回路中引入极小邻域零收敛鲁棒稳定准则以确保内回路BP神经网格稳定,在外回路的设计中,采用附加时域指标集的适应度函数方法以跟踪阶跃响应.其中,外回路的BP神经网络的结构及初始权值采用并型遗传算法进行优化设计.在全弹道设计中,结合智能降阶动态解耦思想,采用变增益控制方法较好地实现了炸弹的有控飞行,仿真结果良好.     

基于遗传算法的弹道优化算法

以空空导弹的末端速度作为性能指标,其弹道倾角视为控制变量,在规定的飞行时间及射程下,优化导弹弹道使得其末端速度最大化;通过采用多项式样条插值的方法估计弹道倾角的变化规律,利用遗传算法进行优化计算弹道倾角采样点数据,最后得到满足条件的优化弹道并进行仿真;仿真结果表明：按此优化方法得到的弹道与比例导引方案弹道相比,大大提高了导弹的末端速度,研究结果对空空导弹的标准弹道设计有一定学术和工程参考价值。     

遗传算法在自航式鱼雷发射管长度优化中的应用

自航式鱼雷发射管长度优化是一个复杂的非线性规划问题,常规优化算法难以找到全局最优解,为此,本文选择遗传算法进行自航管长度优化研究。根据优化问题的数学表达式(5),对不等式约束的处理和遗传算法五要素的确定进行了讨论,并采用内弹道模型(式(13)-式(18))求解鱼雷出管速度,从而使遗传算法得以实现。以鱼雷自航发射为例进行了模拟计算,模拟进化结果(表1)表明,采用遗传算法进行自航管的长度优化是有效的,可为后续相关课题的研究提供借鉴。     

主动声尾流自导鱼雷导引弹道分析计算

主动声尾流自导鱼雷导引弹道的优化是在保证目标命中概率的前提下尽可能地降低鱼雷航程损失，提高鱼雷跟踪目标的相对速度以缩短攻击时间的一项关键技术。本文对三波束尾流自导导引方法进行了研究，分析了鱼雷首入尾流、首出尾流和再入尾流3个阶段弹道设计的目的、航向调整的模式以及关键参数的确定方法，给出了表述弹道优化效果的参数及其计算公式，并进行了数值计算，结果表明，在尾流内外对弹道所采取的调整方法能保证鱼雷航程损失较小，并可靠跟踪目标，可供主动声尾流自导鱼雷弹道优化设计参考。     

基于Gauss伪谱法的滑翔弹道快速优化

针对远程精确制导炮弹弹道优化问题,给出了一种基于Gauss伪谱法的滑翔弹道快速优化方法。以制导炮弹飞行时间为性能指标,考虑一阶动力学滞后,引入虚拟控制量,并将其作为优化变量,为保证攻击效果,对滑翔末端弹道倾角和速度值进行了约束,建立了纵向平面内弹道优化模型。利用Gauss伪谱法对状态量和控制量进行了离散,将最优控制问题转换为非线性规划问题,并利用序列二次规划法对其进行了求解,最后将求解结果与传统的直接打靶法进行了对比。结果表明,该方法具有较高的优化效率,能够快速计算出满足各种约束的滑翔弹道,具有在线优化的潜力。     

高超声速航天器最优再入大回转轨迹与控制

研究了飞回型可重复使用航天器以高超声速再入返回的最优大回转轨迹设计和轻制方法,分析了飞回型航天器再入中靠气动力实现轨迹大回转的关键技术,建立了最优再入的数学模型.采用极大值原理和共轭梯度法求解最优再入大回转问题.通过仿真,得到了考虑大回转的最优再入轨迹特性及其控制规律,分析了转弯开始时刻和滚转角对再入中倾斜转弯控制特性的影响规律.探讨了高超声速大回转再入的控制方法.     

遗传粒子群算法在测试节点优选中的应用

测试节点优化是电路板测试诊断设计优化过程中的一个基本问题,属于经典的N-P难题,但目前用于测试点优化的算法存在搜索速度慢、不收敛等问题,因此提出一种基于遗传粒子群优化算法.该方法通过建立电路测试节点的"故障-测试"矩阵,用遗传算法对数学模型进行优化,并采用粒子群算法搜索实现了快速求解.与传统方法相比较,该方法搜索速度快,优化效果明显,已在工程实践中得到应用.     

可重复使用助推飞行器轨迹优化研究

在充分调研国内外轨迹优化方法的基础上,针对可重复使用助推飞行器飞行过程中有一段大攻角飞行且期间还需进行一次大角度翻转的飞行模式,以俯仰角为最优控制量,采用直接打靶法和序列二次规划法,选择速度作为过渡量,将分离点至再入结束点的飞行过程分为调姿转弯段和再入段进行优化.分析了过渡速度和分离点处弹道倾角的取值,得到了较为合理的过渡速度和分离点处弹道倾角的取值范围,进行了该飞行过程的全段轨迹优化.仿真结果表明本文给出的优化策略能较好地获得一条满足约束条件的优化轨迹.