摘要：在非火工分离技术的发展需求下,基于气驱推冲原理的分离机构在国内外多型运载火箭中得到了应用。因其长细比较大,具有显著的弹性效应,开展了导向分离过程的弹性仿真,建立了考虑弹性效应的计算模型,与试验结果吻合较好。通过对载荷、摩擦、约束等因素的分析,揭示了关键参数对分离过程的影响规律,提出了有效实现分离目标的控制要素和设计思路,为推冲分离方案的工程详细设计提供参考。

摘要：气动热弹性分析是高超声速飞行器设计的关键技术之一。高超声速飞行器气动热的准确快速预测是气动热弹性分析的重要前提。针对当前气动加热工程计算、数值计算和实验研究均不能很好满足设计要求的问题,采用本征正交分解(POD)与代理模型(Surrogate)技术结合的模型降阶(POD-Surrogate)方法,建立了一种快速高效的高超声速气动热降阶模型框架。针对典型高超声速三维翼面气动热预测研究结果表明:当保留的POD基模态个数大于20时,PODKriging方法和POD-RBF(Radial Basis Function)方法的降阶模型得到的翼面温度分布与计算流体力学(CFD)计算温度L∞平均误差分别达到6%和14%,相对均方根误差(NRMSE)平均误差分别达到4%和12%,继续增加POD的基模态并不能提高降阶模型的预测精度;针对高超声速机翼气动热计算,POD-Kriging方法比POD-RBF方法具有更高的精度;针对典型的高超声速三维翼面气动热预测表明:基于POD-Surrogate方法的气动热降阶模型具有较高的精度和效率。

摘要：高超声速飞行器气动热的快速准确预测是当前高超声速气动热弹性分析的重要前提.针对当前高超声速气动热工程计算、高精度数值计算和实验研究均不能很好适应工程应用的问题,结合代理模型的基本思想,提出了基于代理模型的高超声速气动热模型降阶方法,建立了一种高超声速气动热模型降阶框架.以典型高超声速三维翼面为例,对比拉丁超立方采样方法lhsdesign函数和改进的逐次枚举的拉丁超立方方法 SLE,利用相同的设计样本点和代理模型构造方法,SLE方法构造的降阶模型预测翼面温度平均误差、L∞和eNRSME均小于lhsdesign方法,SLE采样方法有助于提高降阶模型的精度;对比Kriging和RBF两种代理模型构造方法,Kriging方法构造降阶模型优于RBF方法.针对典型的高超声速三维翼面气动热预测表明,本文高超声速气动热降阶方法具有较高的精度和效率.

摘要：针对月球探测器结构优化过程中存在的分析耗时和结构参数不确定性影响问题,提出了考虑结构参数不确定性的月球探测器结构快速优化框架。优化框架基于多域子结构运动综合方法,建立了月球探测器结构多域子结构模型,实现了模型规模的降低,提高了模型分析效率;基于区间场不确定性分析方法,建立了结构参数不确定性模型,并开展了探测器结构参数区间灵敏度分析;基于区间可能度理论实现了不确定性优化问题的转换。通过两个优化算例进行方法验证,优化分析结果表明,基于本文的结构优化框架,可以明显提高结构优化效率;通过与确定性优化结果对比,验证了考虑结构不确定性的结构优化可以提高分析结果的可靠性。

摘要：为分析运载火箭整流罩锥壳夹层结构不确定性对结构热稳定性的影响并指导结构的轻量化设计,建立整流罩前锥段夹层圆锥壳模型,并建立温度场模型,据此对圆锥壳开展热稳定性分析,推导力热联合载荷作用下整流罩前锥段夹层结构失稳临界轴压。在此基础上,针对主要不确定性因素,开展灵敏度分析并建立区间不确定性优化模型,采用区间可能度方法将其转化为确定性问题,并采用遗传算法-区间分析算法(GA-CIAM)实现结构优化设计。计算结果表明:考虑气动力/热载荷及材料参数不确定性影响,对整流罩前锥段结构开展优化设计,在满足设计要求的前提下,有效实现结构轻量化。

摘要：高超声速飞行器热防护系统设计中高精度气动热分析模型使得设计计算成本不断增加,基于数据驱动的气动热环境预示方法受到广泛关注。针对有限高精度模型计算成本下提升全局预示精度的问题,提出一种基于模糊聚类的批量自适应采样方法。根据预示误差分布特征通过聚类采用超球分割构建采样影响域,兼顾误差较大的重点采样域与全局探索;通过当地误差评分系数加权构建采样拒绝域,减小新增样本冗余;结合maxmin准则在综合确定的重点采样空间中新增样本,提升采样质量,进而实现预示模型全局精度快速提升。数值测试算例表明,所提方法与One-Shot、APSFC、CV-Voronoi方法相比能有效降低所需采样规模,加速提升预示精度。通过类HTV-2飞行器气动热快速预示实例,验证了方法的有效性与工程实用性。

摘要：为解决概念设计中可重构航天器结构动特性快速评估问题,考虑接触、摩擦等因素影响,提出一种动特性快速预示方法。该方法针对典型可重构航天器特点,处理流程包括动特性分析与辨识、基于虚拟材料的模型等效及等效参数估计,实现了精细化模型的等效替代。仿真校验中,利用本文方法对构型设计方案进行了预示,在所得结果能较为准确反映结构动特性的前提下,有效提高了分析效率。该方法能够保障可重构航天器概念设计工作,并为构型方案的设计迭代与优化提供实现基础。

摘要：针对传统结构优化设计中,精细化模型求解复杂结构动响应过于耗时的问题,引入保精度、高效的脉冲子结构方法,提出一种考虑结构动力学响应的优化设计流程,并对月球探测器太阳翼结构进行优化分析,获得了太阳翼结构设计参数,有效地提高了太阳翼动力学特性指标,改善了月球探测器关键位置处的动力学环境。结果表明,脉冲子结构方法可以有效应用于航天器结构动力学优化设计,提高优化设计效率,所得优化结果对实际结构设计具有一定指导意义。

摘要：为提高整流罩设计过程中烧蚀热响应预测及热应力对临界承载能力影响的准确性,提出了一种考虑材料烧蚀的整流罩结构热稳定性优化设计流程。考虑整流罩防护层热传导、热解吸热、热解气体流动及烧蚀后退,结构层热传导,建立热响应分析模型;应用一阶剪应变理论建立热屈曲平衡方程得到锥壳热稳定性分析模型。对整流罩前锥段进行优化设计,获得了前锥段结构设计参数,减轻了前锥段结构质量。算例结果表明,所提方法可通过精细化分析有效缩减设计冗余,对整流罩结构设计具有指导意义。