摘要：针对航空发动机圆弧端齿结构齿根单圆弧连接区域存在比较严重的应力集中问题,提出一种圆弧端齿结构齿根双圆弧设计方法,以改善齿根附近的应力集中现象。文中推导建立了双圆弧设计的基本公式,算例对比分析表明双圆弧设计的齿根最大等效应力比单圆弧设计降低了5.5%。在此基础上,根据EGD-3应力标准和格里森圆弧端齿设计准则,建立圆弧端齿结构的优化模型,采用精英保留遗传算法的优化方法对圆弧端齿进行了优化设计分析,优化结果表明双圆弧优化设计的齿根最大等效应力比单圆弧设计降低了12.3%,同时改善了齿根附近的应力分布状态。

摘要：针对含多设计参数的典型民机机身下部结构耐撞性设计,提出了一种设计方法,该方法以最小化客舱地板的初始加速度峰值与最大化参考压溃状态的结构内能为优化双目标,通过Kriging模型对结构的冲击响应进行预测,采用非支配排序遗传算法Ⅱ(NSGA-Ⅱ)对双目标进行优化,进而由Nash-Pareto策略获得最优方案。为了得到最优设计方案,同时研究设计参数对机身结构耐撞性的影响,提出最大化期望提高与最大化预测方差同步加点准则建立代理模型。采用该设计方法,以典型民机机身下部结构设计问题为算例,对客舱地板支撑结构、货舱地板和泡沫构件形状参数进行优化。结果表明,相对原始设计客舱地板的加速度峰值降低约18.3%,次高加速度峰值也得到有效降低,改善了机身结构的耐撞性;Kriging模型预测响应与有限元分析结果误差小于1%,说明了设计方法的有效性。

摘要：注塑成型优化设计需要完成大量的数值计算.网格能够整合网络中的闲置资源,为协同解决复杂的注塑优化提供了可能.基于Kriging建模和序列线性规划技术,以模具温度、熔体温度、注射时间为设计变量,建立了一个多目标的优化模型,设计了一个注塑工艺优化设计网格算法.该算法能够高效地利用网格的资源优势,协同完成复杂的注塑工艺优化设计.利用该算法,在网格平台上对手机壳注塑工艺参数进行了优化设计.结果表明,所提出的优化模型能够提高产品的成型品质,所设计的网格算法合理且具有较高的效率.

摘要：以一种短距起降战斗机的飞行/推进综合控制系统设计为背景,对分散控制如何保持集中控制的性能和鲁棒性的问题提出利用优化的思想设计分散控制器.首先采用遗传算法设计集中控制器,作为分散控制的性能参考,然后给出具有接口变量的分散控制器设计方法,通过分析得出影响分散控制性能的关键因素,并通过数学推导得到以频率加权矩阵为设计参数的分散控制性能表达式,将分散控制器设计转化为优化问题,采用遗传算法求解得到分散控制器.分散控制器设计中同时用到了一种改进的平衡降阶方法.通过仿真和结构奇异值分析验证了这种优化设计方法可使分散控制达到集中式控制的性能和鲁棒性.

摘要：将统计回归技术和试验设计作为一种方法学引入虚拟设计过程,系统地总结了试验设计策略和统计回归模型的选择原则;基于复合材料结构数值分析过程,从模型精度、模型优化效率及模型透明度对试验设计策略和统计回归模型进行了研究和对比;最后,提出了全局近似和优化精度面向不同目标的启发式采样策略的改进方法。初步实践表明,该方法可优化基于仿真的虚拟设计,揭示了仿真规律,实现了仿真和优化算法的快速集成。

摘要：由于在各种设计问题包括飞机概念设计中都存在一定的不确定性,因此在总体参数优化时有必要考虑这种不确定性。以大型客机总体参数优化设计为例,定义了考虑不确定性的飞机总体参数优化问题,该问题与传统飞机总体参数优化的区别是要进行不确定性分析。而不确定性分析的计算量过大,为此提出了一种渐进代理模型方法来解决这一难题。在建立代理模型时,通过连续成批地在设计空间的全局和局部均加入新样本点,不断提高代理模型的全局拟合精度,直至获得满意的代理模型为止。然后在优化过程中使用计算量小的代理模型。大型客机总体参数优化问题中含有5个设计变量,目标函数为起飞重量最轻,并需满足4个性能约束。考虑了不确定性后,不仅使目标值(起飞重量)对总体参数变化的敏感度有所减小,而且满足约束(设计要求)概率显著提高。

摘要：提出了太阳花散热器参数化设计和流场分析程序.采用VB语言开发了太阳花散热器参数化设计模拟软件,使用者只需输入太阳花散热器的基本结构参数,便可由程序自动生成高质量的六面体网格,能自动进行计算和结果后处理.然后利用该软件快速对风扇散热器组件的结构参数进行性能分析,加深了CPU风扇散热器组件各主要参数在散热器整体性能中影响程度的认识,为进一步的优化设计提供了条件.最后采用并行CFD方法,基于组合优化策略(正交实验设计、响应面模型、遗传算法和混合整型算法)以熵产最小对多参数结构风扇散热器组件进行优化,找到了太阳花散热器的最佳设计方案.优化结果比初步设计方案的性能提高了4.5%.

摘要：为了提高离心泵的效率,以叶轮效率最大为优化目标进行优化设计。对叶轮进行参数化设计,以实现叶轮几何形状的自动控制以及为优化计算提供优化变量。选择控制叶片积叠线周向定位的2个参数作为优化变量,以-3°~3°作为优化变量的约束范围。利用人工神经网络的学习功能,建立了目标函数与优化变量之间的映射关系。采用遗传算法寻找目标函数的最优值,得到优化变量约束范围内的最优叶轮模型。数值计算结果表明：在设计流量点1 200 m3/h时,优化后叶轮的效率较优化前提高了4.02个百分点,离心泵的效率提高了4.41个百分点,扬程提升了2.63 m。针对非设计工况点性能改善不明显这一问题,对原始蜗壳进行重新设计并与优化叶轮组合进行数值计算。在设计工况点效率提高了1.59%,在1.2倍设计工况点处效率提升了9.93%,在1.4倍设计工况点处效率提升了8.83%;较原始叶轮与原始蜗壳的组合,在设计工况点泵的效率提高了6%,在1.2倍设计工况点点效率提高了9.2%,在1.4倍设计工况点点效率提高了8.59%。优化拓宽了水泵运行的高效区,增强了泵的运行稳定性,离心泵的性能得到了优化,叶轮与蜗壳之间的匹配更合理。该研究对离心泵的优化设计提供了参考。

摘要：载人航天器一般采用主动热控制技术为主的热控制系统,废热的排散主要通过泵驱动单相流体回路。分析了主动热控制系统的主要设计任务,如系统方案、工质的选择、回路部件的选型、系统参数的确定、控制算法等;提出了主动热控制系统方案及参数选择应满足适应性要求、安全性要求、可靠性要求以及经济性要求,指出主动热控制系统的设计是一个以系统总体质量最小为目标的约束优化问题,并讨论了优化设计的思路与实现流程。最后基于一个具体的设计案例对设计方法进行了验证。

摘要：采用CFD软件通过大涡模拟,基于正交设计法对旋流自吸泵泵体进行了优化设计,研究了泵体各几何参数对旋流自吸泵性能的影响。设计了一个4因素3水平的正交方案,对数值计算的数据作了极差分析,得到了各几何参数对设计点扬程、效率,最优点的扬程、效率及最大自吸高度5个性能指标的影响的主次顺序。对于数据处理结果,通过综合平衡法分析得出了最优的参数组合。并对得到的最优参数组合进行性能试验,验证了理论计算的可靠性。计算及分析结果对旋流自吸泵性能优化设计具有一定的参考价值。