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[发明专利]一种用于固体发动机总体设计案例的稀疏化存储方法-CN202310974346.0有效
发明人：杨家伟;武泽平;张为华;王东辉;马帅超;张德权;高经纬 -专利权人：中国人民解放军国防科技大学
申请日： 2023-08-04 - 公布日： 2023-10-20 - 主分类号： G06F30/15 文献下载
摘要：本发明涉及一种用于固体发动机总体设计案例的稀疏化存储方法，包括：S1.针对所有的设计案例采用径向基方法构建预测代理模型，并获取预测代理模型针对所有设计案例的初始误差值；S2.获取设计案例中的最优设计案例；S3.保留最优设计案例，并采用增强随机进化算法进行实验设计，获取关于所有设计案例的中心点；S4.根据均匀分布的中心点对所有设计案例进行聚类处理，获取多个样本类；其中，样本类包含至少一个设计案例；S5.按照设计案例的数量，将样本类按照设计案例由多至寡的方式排序；S6.按照步骤S5的排列顺序对样本类进行冗余案例的剔除，获得稀疏化后的设计案例。本发明实现了固体发动机总体设计案例稀疏化存储。
一种用于固体发动机总体设计案例稀疏存储方法

[发明专利]喉栓式变推力发动机喉栓喷管构型设计知识迁移优化方法-CN202311045973.2在审
发明人：张为华;李佳欣;杨家伟;武泽平;王东辉;张德权;高经纬 -专利权人：中国人民解放军国防科技大学
申请日： 2023-08-18 - 公布日： 2023-09-19 - 主分类号： G06F30/27 文献下载
摘要：本发明公开了一种喉栓式变推力发动机喉栓喷管构型设计知识迁移优化方法，包括：基于相似性度量选取源任务，并构建低精度模型，基于高精度样本点与低精度模型的预测误差构建误差模型，得到多精度预测模型；搜索多精度预测模型当前最优的高精度样本点，并判断多精度预测模型是否收敛：若是，则将历史最优的高精度样本点作为设计结果并输出；否则，将高精度样本点纳入误差模型，并更新误差模型与多精度预测模型后继续搜索。本发明应用于发动机设计技术领域，通过从源任务中转移知识，有效优化初期对设计空间的探索，优化速度快、寻优能力强、节约了大量的时间成本，具有更高的效率和性能，能有效满足发动机推力性能优化的需求。
喉栓式变推力发动机喷管构型设计知识迁移优化方法

[发明专利]固体火箭发动机装药构型约束设计方法-CN202311029449.6在审
发明人：高经纬;马帅超;张为华;杨家伟;王东辉;张德权;武泽平 -专利权人：中国人民解放军国防科技大学
申请日： 2023-08-16 - 公布日： 2023-09-12 - 主分类号： G06F30/15 文献下载
摘要：本发明公开了一种固体火箭发动机装药构型约束设计方法，包括：对设计变量进行实验设计，得到初始的样本点，并将最优的若干个体存储至精英档案；构建代理模型；根据当前精英档案中各样本点的可行性确定采样准则，并搜索一个满足采样准则的新样本点，并迭代更新代理模型与精英档案。本发明应用于构型设计技术领域，以代理模型技术为基础，基于非精确搜索的高效三阶段约束采样技术，通过引入精英档案平衡目标的可行性与最优性，能够在确保优化效率的同时定位模型的全局可行最优点，从而显著提高固体火箭发动机装药构型设计效率，有效解决固体火箭发动机装药构型设计寻优效率低下且约束条件难以处理的问题。
固体火箭发动机构型约束设计方法

[发明专利]翼柱形固体火箭发动机装药可靠性分析方法、设备及介质-CN202310206523.0有效
发明人：韩旭;张德权;武泽平;孟原;王大鹏;张为华 -专利权人：河北工业大学
申请日： 2023-03-07 - 公布日： 2023-06-13 - 主分类号： G06F30/15 文献下载
摘要：本申请公开有一种翼柱形固体火箭发动机装药可靠性分析方法，其特征在于，包括如下步骤：从初始设计空间中生成初始建模样本集，基于初始建模样本集和初始响应集，构建翼柱形固体火箭发动机装药可靠性分析功能函数的初始分析模型；从初始设计空间中生成初始迭代样本集，以初始分析模型筛选初始迭代样本集，得到潜在失效集；根据潜在失效集，划分初始设计空间为多个超球环状潜在失效域；并，从多个超球环状潜在失效域中生成多个备选样本点，构成备选样本集；以初始分析模型筛选备选样本集，得到更新样本点；基于更新样本点更新初始分析模型，得到更新分析模型；从初始设计空间中生成测试样本集，以更新分析模型预测测试样本集，计算失效概率。
翼柱形固体火箭发动机可靠性分析方法设备介质

[发明专利]固体姿轨控发动机燃气阀型面的实际流量匹配设计方法-CN202211161938.2有效
发明人：王政涛;武泽平;杨家伟;张杰;李国盛;张为华 -专利权人：中国人民解放军国防科技大学
申请日： 2022-09-23 - 公布日： 2023-05-05 - 主分类号： G06F30/17 文献下载
摘要：本发明公开一种固体姿轨控发动机燃气阀型面的实际流量匹配设计方法，以理论目标流量曲线为基础，结合二分搜索法及泰勒局部展开等递推得到阀杆型面曲线坐标点集，基于阀门实际最大流量修正理论目标流量曲线并得到实际目标流量曲线，采用相同阀杆型面设计方法得到对应阀杆型面坐标点集，通过计算流体动力学仿真得到阀杆位移‑阀门流量曲线，并根据阀杆位移‑阀门流量曲线与目标流量曲线之间的误差修正阀杆型面曲线坐标点集，循环进行计算流体动力学仿真‑阀杆型面曲线坐标点集修正直至误差满足设计要求。本发明应用于固体姿轨控发动机设计领域，能够显著提高设计结果有效性，保证阀杆位移与阀门实际流量的线性度满足设计要求。
固体姿轨控发动机燃气阀型面实际流量匹配设计方法

[发明专利]固体姿轨控发动机燃气阀的最大推力可靠性分析方法-CN202211283012.0有效
发明人：张德权;武泽平;韩旭;孟原;王东辉;张为华 -专利权人：河北工业大学
申请日： 2022-10-20 - 公布日： 2023-01-03 - 主分类号： G06F30/20 文献下载
摘要：本申请公开有一种固体姿轨控发动机燃气阀的最大推力可靠性分析方法，包括如下步骤：构建初始分析模型，所述初始分析模型的输入是样本点序列且其输出包括第一输出和第二输出；以初始分析模型筛选备选样本集中的样本点序列，将该样本点序列作为一级更新样本点序列；以一级更新样本点序列和一级更新差值更新初始分析模型，得到一级更新分析模型；构成第一辅助样本集；以一级更新分析模型筛选第一辅助样本集，将该样本点序列作为二级更新样本点序列；以二级更新样本点序列和二级更新差值更新初始分析模型，得到二级更新分析模型；利用二级更新分析模型计算固体姿轨控发动机单阀最大推力的失效概率。
固体姿轨控发动机燃气最大推力可靠性分析方法

[发明专利]基于动态近似建模的飞行器不确定性传播分析方法和装置-CN202211141131.2有效
发明人： 武泽平;李国盛;杨家伟;张德权;张为华;高经纬 -专利权人：中国人民解放军国防科技大学
申请日： 2022-09-20 - 公布日： 2022-12-09 - 主分类号： G06F30/27 文献下载
摘要：本申请涉及一种基于动态近似建模的飞行器不确定性传播分析方法和装置。所述方法包括：根据气象飞行器探测高度仿真模型的输入随机变量参数信息，得到均匀分布的初始采样点后通过逆累积分布变换，这一过程将对某一区间的均匀采样变换为对不同分布类型概率密度随机输入的等概率采样，可以解决气象飞行器探测高度仿真模型的输入随机变量为非均匀分布时设计空间的随机采样问题，有更好的通用性；通过有界扩充型拉丁超立方对初始采样点进行扩充，可以实现新增采样点和已有采样点的整体均匀性，可以更加方便、动态地进行近似模型的构建以及不确定性传播分析。本发明具有人工参与过程少、迭代速度快，自动化程度高，设计结果性能可靠的优点。
基于动态近似建模飞行器不确定性传播分析方法装置

[发明专利]多脉冲燃气发生器装药构型设计方法、装置和计算机设备-CN202211161843.0有效
发明人： 武泽平;彭博;李道奎;王东辉;张为华;刘龙斌 -专利权人：中国人民解放军国防科技大学
申请日： 2022-09-23 - 公布日： 2022-12-09 - 主分类号： G06F30/17 文献下载
摘要：本申请涉及一种多脉冲燃气发生器装药构型设计方法、装置和计算机设备，包括：根据目标质量流量‑时间曲线分别得到各个脉冲的目标质量流量和目标工作时间；根据目标质量流量和目标工作时间确定多个脉冲的装药燃烧面积的比例关系；根据获取的上一次迭代更新得到的装药燃烧面积计算当前迭代输出的装药绝热层面积和间隙面积，若上一次迭代更新得到的装药燃烧面积、当前迭代输出的装药绝热层面积和间隙面积的面积之和等于燃烧室轴向截面面积，迭代结束，确定各脉冲的最优装药燃烧面积；根据最优装药燃烧面积计算得到多脉冲燃气发生器装药构型的设计参数并进行装药构型的设计。采用本发明能提高多脉冲燃气发生器装药构型设计效率。
脉冲燃气发生器构型设计方法装置计算机设备

[发明专利]一种固体火箭发动机对称装药燃面快速确定方法-CN201911317272.3有效
发明人： 武泽平;王东辉;彭博;张为华;向敏;王文杰;彭科 -专利权人：中国人民解放军国防科技大学
申请日： 2019-12-19 - 公布日： 2022-10-11 - 主分类号： G06F30/20 文献下载
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。
一种固体火箭发动机对称装药燃面快速确定方法

[发明专利]变推力固体发动机总体参数多目标优化设计方法-CN202210032542.1有效
发明人： 武泽平;王鹏宇;王文杰;杨家伟;李国盛;王东辉;张为华 -专利权人：中国人民解放军国防科技大学
申请日： 2022-01-12 - 公布日： 2022-09-23 - 主分类号： G06F30/20 文献下载
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。
推力固体发动机总体参数多目标优化设计方法

[发明专利]喉栓式变推力固体火箭发动机喷管型面多目标优化方法-CN202111144474.X有效
发明人： 武泽平;王鹏宇;王政涛;王文杰;张为华 -专利权人：中国人民解放军国防科技大学
申请日： 2021-09-28 - 公布日： 2022-08-19 - 主分类号： G06F30/15 文献下载
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。
喉栓式变推力固体火箭发动机喷管多目标优化方法

[发明专利]飞行器结构响应特性预示方法、装置、设备和介质-CN202111321812.2有效
发明人： 武泽平;王文杰;杨家伟;李国盛;张为华;雷勇军 -专利权人：中国人民解放军国防科技大学
申请日： 2021-11-09 - 公布日： 2022-08-16 - 主分类号： G06F30/15 文献下载
摘要：本申请涉及飞行器结构响应特性预示方法、装置、设备和介质，方法包括获取待预示飞行器结构的设计变量及其变化范围；采用拉丁超立方实验设计方法在设计变量的变化范围内分别生成均匀分布的训练集和测试集；利用有限元分析仿真方法生成训练集对应的结构响应特性训练集；基于结构响应特性训练集，采用径向基函数方法构建飞行器结构的结构响应特性近似模型并构建其辅助优化问题；利用差分进化算法对辅助优化问题进行寻优处理，获得在测试集的测试集样本点处的最优形状参数；将最优形状参数代入结构响应特性近似模型，重建得到飞行器结构的响应特性近似模型并用于预示飞行器结构的结构响应特性。飞行器结构响应特性预示效率较高。
飞行器结构响应特性预示方法装置设备介质

[发明专利]固体姿轨控发动机燃气阀阀杆型面设计方法及装置-CN202210482463.0在审
发明人： 武泽平;李国盛;王鹏宇;张为华 -专利权人：中国人民解放军国防科技大学
申请日： 2022-05-05 - 公布日： 2022-08-05 - 主分类号： G06F30/17 文献下载
摘要：本发明提供一种固体姿轨控发动机燃气阀阀杆型面设计方法及装置，给定固体姿轨控发动机喷管型面曲线及目标等效喉部面积曲线需求；在喷管收敛段型面曲线上根据第一个阀杆位移步长对应的等效喉部面积，确定第一个阀杆位移步长处对应的阀杆局部型面与喷管型面切点，利用局部线性展开确定在切点附近的第一个阀杆位移步长处对应的阀杆局部型面上的阀杆型面坐标点；基于目标等效喉部面积曲线，并采用二分搜索法计算局部泰勒展开斜率，确定下一个阀杆位移步长处对应的阀杆局部型面上的阀杆型面坐标点，继续递推迭代，直至阀杆位移达最大行程，得到所有阀杆型面坐标点，最后得到阀杆型面曲线。本发明可保证阀杆位移与等效喉部面积的线性关系。
固体姿轨控发动机燃气阀阀杆型面设计方法装置

[发明专利]一种用于飞行器的多精度数据光滑标度近似建模方法-CN202210154400.2有效
发明人： 武泽平;彭博;王志祥;雷勇军;张为华 -专利权人：中国人民解放军国防科技大学
申请日： 2022-02-21 - 公布日： 2022-05-10 - 主分类号： G06F30/15 文献下载
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。
一种用于飞行器精度数据光滑标度近似建模方法

[发明专利]一种考虑烧蚀-沉积的固体姿轨控发动机零维内弹道计算方法-CN202210056364.6在审
发明人： 武泽平;文谦;彭博;杨家伟;王鹏宇;王东辉;杨希祥;张为华 -专利权人：中国人民解放军国防科技大学
申请日： 2022-01-18 - 公布日： 2022-04-26 - 主分类号： G06F30/20 文献下载
摘要：本发明公开了一种考虑烧蚀‑沉积的固体姿轨控发动机零维内弹道计算方法，包括建立考虑烧蚀/沉积影响后的固体姿轨控发动机零维内弹道计算模型，并对固体姿轨控发动机零维内弹道计算模型进行求解，得到燃烧室的压强；其中，基于喷烧蚀/沉积速率得到发动机的总等效喉部面积。本发明应用于姿轨控发动机内弹道计算领域，将烧蚀/沉积情况对等效喉部面积大小的影响纳入考虑范围，进行已知烧蚀/沉积规律后的姿轨控发动机零维内弹道计算，可获得更贴近工程实际情况的燃烧室压强，降低由于零维内弹道计算不精确造成的推力计算误差，易于控制机构对推力的精准调控，便于后期对发动机进行性能考核和数值模拟，解决了发动机零维内弹道精确快速计算问题。
一种考虑沉积固体姿轨控发动机零维内弹道计算方法

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