公开(公告)号：CN111046571B

公开(公告)日：2022-10-11

申请号：CN201911317272.3

申请日：2019-12-19

申请人： 中国人民解放军国防科技大学

发明人： 武泽平 ,  王东辉 ,  彭博 ,  张为华 ,  向敏 ,  王文杰 ,  彭科

IPC分类号： G06F30/20 ,  G06T17/20

摘要： 本发明公开一种固体火箭发动机对称装药燃面快速确定方法，包括：获取初始装药参数，建立三维模型，将其划分成若干装药单元模型；对装药单元模型进行网格划分，得到装药单元模型的网格计算域，并定义网格计算域中的药柱节点、空腔节点；提取出由若干零点组成的初始燃面；得到各个网格节点与对应的零点之间的距离值；对于任意燃去肉厚，积分得到发动机装药的燃去体积，并燃去体积对燃去肉厚的微分获得燃烧面积。利用固体火箭发动机装药结构的圆柱对称结构，取装药结构的若干分之一进行计算以减少计算量，从而大幅降低计算耗时，提高固体火箭发动机燃面计算效率；通过燃去肉厚与燃去体积进行积分得到燃烧面积，避免对燃面与网格单元关系的大量判断。

公开(公告)号：CN114810426A

公开(公告)日：2022-07-29

申请号：CN202210447147.X

申请日：2022-04-26

申请人： 中国人民解放军国防科技大学

发明人： 李尚中 ,  向敏 ,  杨希祥 ,  张为华 ,  高经纬 ,  赵小宇

IPC分类号： F02K9/72

摘要： 本发明公开了一种双级进水旋流燃烧室及燃烧组织方法，包括双级进水旋流器与燃烧室主体，双级进水旋流器上设有若干一级旋流进水通道与二级旋流进水通道，各一级旋流进水通道以相同的径向夹角分布在双级进水旋流器上，各二级旋流进水通道以相同的径向夹角分布在双级进水旋流器上，两级旋流进水通道的旋向相反。本发明应用于稳燃技术领域，通过在旋流水蒸气离心力的作用下在轴向形成负压力梯度，在燃烧室本体内形成中心回流区，燃料与水蒸气掺混后进入中心回流区内燃烧，实现燃料与冲压水流的高效稳定燃烧，实现了粉末燃料与冲压水流高效掺混且稳定燃烧，解决了水下高速巡航工况下，粉末燃料与冲压水流点火启动困难且难以实现稳定高效燃烧等问题。

公开(公告)号：CN114218686B

公开(公告)日：2022-05-10

申请号：CN202210154400.2

申请日：2022-02-21

申请人： 中国人民解放军国防科技大学

发明人： 武泽平 ,  彭博 ,  王志祥 ,  雷勇军 ,  张为华

IPC分类号： G06F30/15 ,  G06F30/27 ,  G06F111/04 ,  G06F111/10

摘要： 本发明公开了一种用于飞行器的多精度数据光滑标度近似建模方法，该方法首先利用低精度仿真数据构造低精度代理模型，并添加线性项参数对低精度代理模型进行修正，通过高精度样本点与其对应位置的低精度预测值之间的差值构建标度函数。在建立标度函数的过程中，考虑到高低精度模型的关联性，应使标度函数尽可能平滑，即以标度函数的平均曲率最小为目标对低精度模型的线性项、标度函数的形状参数和标度函数的光滑因子进行参数训练，最终使得多精度代理模型预测精度明显提高，不仅实现了飞行器多精度模型的高效、准确构建，而且减少建模所需的高精度样本点数量，显著提高建模效率，从而指导后续优化。

公开(公告)号：CN113779704A

公开(公告)日：2021-12-10

申请号：CN202111144474.X

申请日：2021-09-28

申请人： 中国人民解放军国防科技大学

发明人： 武泽平 ,  王鹏宇 ,  王政涛 ,  王文杰 ,  张为华

IPC分类号： G06F30/15 ,  G06F30/28 ,  G06N3/00 ,  G06F111/04 ,  G06F111/06 ,  G06F113/08 ,  G06F119/14

摘要： 喉栓式变推力固体火箭发动机喷管型面多目标优化方法，以喉栓式喷管构型参数为设计变量，以实际推力及需用喉栓伺服力为目标函数建立多目标优化模型，首先利用拉丁超立方试验设计生成初始样本点，计算样本点所对应的喉栓式喷管的实际推力及需用喉栓伺服力后为每一目标函数建立Kriging模型，采用多目标优化算法对Kriging模型进行基于非精确搜索的辅助优化，基于辅助优化得到的种群，得到新的样本点，不断循环迭代直至满足收敛条件，输出最优解对应的设计变量取值。相比于其他实现方案，本发明在实现高效优化设计的同时可保证设计结果中各目标函数都处于较为优秀的水平。

公开(公告)号：CN111783251B

公开(公告)日：2021-12-03

申请号：CN202010684217.4

申请日：2020-07-16

申请人： 中国人民解放军国防科技大学

发明人： 武泽平 ,  彭博 ,  王东辉 ,  王文杰 ,  张为华

IPC分类号： G06F30/17 ,  G06F30/20 ,  G06F111/04 ,  G06F119/12 ,  G06F119/14

摘要： 本发明提供了一种固体火箭发动机总体参数设计方法，包括获取任务目标，采用优化拉丁超立方实验设计方法在设计空间内生成初始样本点；将初始样本点输入发动机性能仿真模型中，得到初始样本点对应的约束条件和目标函数；根据初始样本点以及初始样本点对应的约束条件和目标函数形成的初始训练样本，构建目标函数与约束条件的代理模型；采用差分进化算法对代理模型进行寻优处理，输出最优的采样点；将最优的采样点作为新的采样点输入发动机性能仿真模型中，根据收敛条件，输出最优的发动机结构设计参数。采用本发明方法能得到综合性能最优的结构参数设计，显著提高固体火箭发动机总体设计效率和综合性能。

公开(公告)号：CN113297686B

公开(公告)日：2021-09-28

申请号：CN202110849245.1

申请日：2021-07-27

申请人： 中国人民解放军国防科技大学

发明人： 武泽平 ,  彭博 ,  李国盛 ,  雷勇军 ,  张为华

IPC分类号： G06F30/15 ,  G06F30/27 ,  G06F119/14

摘要： 本发明提供一种固体火箭发动机数据融合设计方法、装置、设备及介质，利用大量已有的成熟发动机案例，通过案例映射的手段，将每一个已有发动机案例进行案例映射，使其尽可能地接近飞行器总体所提出的设计指标，并将映射后的几何参数作为设计变量，映射后的性能参数作为响应输出，建立低精度近似模型，即预训练模型。然后利用预训练模型指导高精度近似寻优的实验设计与序列采样步骤。由于预训练模型能较好的反映整体模型趋势，故整个优化过程相较于传统的基于代理模型的优化方法所调用的高精度仿真模型次数大大减小同时降低了高精度实验设计中样本点数量需求。

公开(公告)号：CN113255145B

公开(公告)日：2021-09-24

申请号：CN202110616633.5

申请日：2021-06-03

申请人： 中国人民解放军国防科技大学

发明人： 武泽平 ,  文谦 ,  杨家伟 ,  杨希祥 ,  王东辉 ,  张为华

IPC分类号： G06F30/20 ,  G06F17/12

摘要： 本申请涉及姿轨控发动机喉栓运动时序实验设计方法、装置和设备，方法包括：根据阀门喉栓运动方式，设定喉栓运动方程为正弦曲线方程并建立四个喉栓在有效行程内往复运动的喉栓运动方程；根据喉栓运动过程中喉栓位置组合状态，建立表征喉栓位置组合状态的遍历性指标；遍历性指标的样本点包括有效工作时间内四个喉栓的不同时刻位移以及燃烧室压强矩阵；根据正弦曲线方程中各喉栓的运动频率及相位确定设计变量及目标函数；采用粒子群算法求解由代入归一化后各样本点的遍历性指标联立目标函数构成的实数优化问题，输出最优结果对应的各设计变量；将最优结果对应的各设计变量代入正弦曲线方程，求解输出喉栓运动方案。达到了设计效率较高的效果。

公开(公告)号：CN113255082B

公开(公告)日：2021-09-21

申请号：CN202110682601.5

申请日：2021-06-21

申请人： 中国人民解放军国防科技大学

发明人： 武泽平 ,  王鹏宇 ,  王政涛 ,  王文杰 ,  张为华

IPC分类号： G06F30/17 ,  G06F30/28 ,  G06F30/27 ,  G06F111/06 ,  G06F113/08 ,  G06F119/14

摘要： 本申请公开了一种变推力固体发动机喉栓喷管型面设计方法、装置、计算机设备和存储介质。所述方法包括：根据设计要求和工况，构建喉栓喷管型面的设计模型；建立设计模型与实际比冲的计算关系；采用优化拉丁超立方实验设计方法，生成初始样本点；采用CFD模型，计算每个初始样本点在各个工况下的实际比冲和所有工况下的平均实际比冲；构建初始样本点集和代理模型，采用差分进化算法得到优选样本点；采用CFD模型，计算每个优选样本点在各个工况下的优选实际比冲和所有工况下的优选平均实际比冲；当达到第一收敛条件时，得到喉栓喷管型面的设计模型的最优解。采用本方法能够兼顾设计优化的准确率和效率，结果可靠。

公开(公告)号：CN113297686A

公开(公告)日：2021-08-24

申请号：CN202110849245.1

申请日：2021-07-27

申请人： 中国人民解放军国防科技大学

发明人： 武泽平 ,  彭博 ,  李国盛 ,  雷勇军 ,  张为华

IPC分类号： G06F30/15 ,  G06F30/27 ,  G06F119/14

摘要： 本发明提供一种固体火箭发动机数据融合设计方法、装置、设备及介质，利用大量已有的成熟发动机案例，通过案例映射的手段，将每一个已有发动机案例进行案例映射，使其尽可能地接近飞行器总体所提出的设计指标，并将映射后的几何参数作为设计变量，映射后的性能参数作为响应输出，建立低精度近似模型，即预训练模型。然后利用预训练模型指导高精度近似寻优的实验设计与序列采样步骤。由于预训练模型能较好的反映整体模型趋势，故整个优化过程相较于传统的基于代理模型的优化方法所调用的高精度仿真模型次数大大减小同时降低了高精度实验设计中样本点数量需求。

公开(公告)号：CN113255235A

公开(公告)日：2021-08-13

申请号：CN202110716401.7

申请日：2021-06-28

申请人： 中国人民解放军国防科技大学

发明人： 武泽平 ,  杨家伟 ,  王志祥 ,  李国盛 ,  张为华 ,  雷勇军

IPC分类号： G06F30/27 ,  G06F30/15 ,  G06K9/62 ,  G06F111/06

摘要： 本申请涉及飞行器复杂结构近似建模方法、装置、设备和介质，方法包括获取飞行器结构的多个样本数据，采用K均值聚类法对各样本数据进行聚类处理；采用比例分配法对聚类后的样本进行分组处理，根据得到的多组聚类分组样本采用基于局部密度的增强各向异性径向基方法，构建飞行器结构的性能预示的代理模型；根据多组聚类分组样本采用快速交叉验证法计算代理模型的预测误差并计算所有预测误差的均方根误差；以均方根误差为目标函数且以各向异性缩放系数为设计变量，根据均方根误差对各向异性缩放系数进行优化处理，得到最小的均方根误差对应的目标缩放系数；利用最终构建的高精度性能预示模型对飞行器结构进行性能预示。性能预示效率较高。