【摘 要】
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综合考虑飞行器总体设计约束、轨道设计、气动特性与固体火箭助推器设计间相互影响的情况下,建立了飞行器固体火箭助推器总体/气动/轨道/动力多学科的系统分析模型和设计优化模型.采用传统设计优化方法和多学科设计优化方法(MDO)进行了固体火箭助推器设计优化.结果表明:固体推进单学科的最优设计不等价于飞行器总体多学科的最优设计,与传统设计优化方法相比,MDO方法一次设计优化就可得到满足飞行器总体设计指标的最
【机 构】
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国防科技大学航天与材料工程学院,长沙,410073
【出 处】
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中国航空学会航空动力分会火箭发动机专业委员会2006年学术年会
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综合考虑飞行器总体设计约束、轨道设计、气动特性与固体火箭助推器设计间相互影响的情况下,建立了飞行器固体火箭助推器总体/气动/轨道/动力多学科的系统分析模型和设计优化模型.采用传统设计优化方法和多学科设计优化方法(MDO)进行了固体火箭助推器设计优化.结果表明:固体推进单学科的最优设计不等价于飞行器总体多学科的最优设计,与传统设计优化方法相比,MDO方法一次设计优化就可得到满足飞行器总体设计指标的最优设计,得到内外弹道相匹配的助推器最优推力一时间曲线.传统设计优化方法则需要飞行器总体和固体推进学科两个设计优化过程不断的迭代协调,容易漏掉满足飞行器总体设计指标的最优设计.采用MDO方法,可提高固体火箭助推器的设计质量,大大减少设计迭代次数,从而缩短设计周期.
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