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公开(公告)号：CN114372373B
公开(公告)日：2022-09-23
申请号：CN202210032542.1
申请日：2022-01-12
申请人： 中国人民解放军国防科技大学
IPC分类号： G06F30/20 , G06F30/15 , G06F111/06
摘要： 本发明涉及发动机设计领域，公开了一种变推力固体发动机总体参数多目标优化设计方法，本发明基于拉丁超立方试验设计在设计空间内生成均匀分布的初始样本点，基于变推力发动机多学科仿真模型计算样本点所对应设计方案的发动机质量比及推力调节比，基于已有数据为每一目标函数建立代理模型，并基于序列采样准则逐步增加样本点并更新代理模型，直至真实模型用次数达到给定最大阈值，实现了变推力固体发动机更加高效、合理的总体优化设计。
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公开(公告)号：CN112818469B
公开(公告)日：2022-04-15
申请号：CN202110167260.8
申请日：2021-02-07
申请人： 中国人民解放军国防科技大学
摘要： 本申请涉及固体火箭发动机映射设计方法、装置和设备，方法包括：获取固体火箭发动机的目标推力曲线以及发动机原始参数；对发动机原始参数进行几何缩放；根据几何缩放后得到的发动机参数，计算壳体面积、绝热层面积、装药燃烧面积和肉厚；根据发动机参数和装药燃烧面积，计算喷管喉部面积；通过优化算法确定发动机燃速并根据喷管喉部面积确定喉部直径；根据发动机参数、肉厚、发动机燃速和喷管喉部面积，生成设计推力曲线；计算设计推力曲线与目标推力曲线的均方根误差，采用优化算法根据均方根误差调整发动机燃速；输出均方根误差最小时对应的发动机的总体映射设计参数。采用以上技术方案，达到了大幅提升设计效率的技术效果。
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公开(公告)号：CN112861260B
公开(公告)日：2022-03-11
申请号：CN202110137409.8
申请日：2021-02-01
申请人： 中国人民解放军国防科技大学
摘要： 本申请涉及固体火箭发动机装药性能匹配方法、装置和设备，方法包括：获取待匹配的各装药构型的符号距离场；对符号距离场进行区间统计，得到各装药构型的装药区间向量；采用余弦相似度方法对各装药区间向量进行相似度计算，得到各装药构型的相似度热图；将各装药构型的燃面曲线与相似度热图进行对比，得到装药性能匹配结果。通过符号距离场进行三维装药表征，以距离场的形式存储装药结构参数同时基于本征广义分解实现数据的降维存储，节约了内存空间；通过对距离场处理得到装药的区间向量并且基于余弦相似度计算方法，实现了异构装药的构型和性能的智能匹配，达到了性能匹配效果较好目的，有效提高经验数据和知识的继承性。
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公开(公告)号：CN113673032A
公开(公告)日：2021-11-19
申请号：CN202110952713.8
申请日：2021-08-19
申请人： 中国人民解放军国防科技大学
IPC分类号： G06F30/15 , G06F30/28 , G06N3/12 , G06F111/06
摘要： 本发明公开了一种面向气动外形优化的形状空间实验设计方法，包括如下步骤：步骤1，给定实验设计计算条件，包括每一实验设计矩阵采样点的数量、设计变量维度、几何约束条件以及外形参数化方法；步骤2，构建以样本点集为设计变量、以可行解数目及空间均匀性性评价指标为目标函数的多目标优化模型；步骤3，采用基于非支配排序遗传算法对多目标优化模型迭代求解，得到最优实验设计方案。本发明方法考虑了样本点集所生成的气动几何外形在形状空间中分布的均匀性以及几何约束的可行性，使得初始样本点集更加合理，获得的空间信息更加全面，初始代理模型质量更高，进而提升优化设计和分析的效率。本发明应用于飞行器设计气动优化技术领域。
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公开(公告)号：CN112507469A
公开(公告)日：2021-03-16
申请号：CN202110151057.1
申请日：2021-02-04
申请人： 中国人民解放军国防科技大学
IPC分类号： G06F30/15 , G06F30/27 , G06N3/12 , F02K9/34 , G06F111/04
摘要： 本发明提供一种固体火箭发动机燃烧室绝热层设计方法，以每一绝热层分段的长度、厚度为设计变量，绝热层质量最小为目标，构建目标函数；对于第i段绝热层，运用最优化算法，搜索第i段绝热层的最优长度、厚度，第i段绝热层的最优长度、厚度所对应的绝缘层质量作为第i段绝热层的质量，同时也作为第i段绝热层所对应的最优设计方案输出。若连续两段绝热层所对应的质量差小于给定阈值，则输出当前绝热层分段数及各绝热层分段的最优设计方案作为最终绝热层设计方案。本发明在保证发动机结构完整性的同时尽可能降低消极重量，实现燃烧室绝热层的快速、精细化设计。本发明具有更高的鲁棒性，且设计效率、精度得到显著提升。
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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
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。
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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
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。
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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
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。
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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
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。
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公开(公告)号：CN113255082A
公开(公告)日：2021-08-13
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
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。
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