固体火箭发动机装药构型约束设计方法

本发明涉及构型设计，具体是一种固体火箭发动机装药构型约束设计方法。

背景技术：

1、固体火箭发动机是导弹、火箭等航天器广泛使用的动力系统之一。发动机设计质量的好坏直接影响航天器性能。装药几何构型设计是发动机设计的重要组成部分，也是最困难的技术之一。其主要任务是在给定约束限制条件下确定最优药型几何尺寸，使发动机工作过程燃面退移满足发动机平稳性要求。

2、目前常用的装药约束设计方法主要有人工法与优化法。人工法即根据工程师经验，人工调整与搜索装药几何参数，使其符合设计约束要求。优化法即构建装药设计优化模型，采用优化算法进行有约束限制下的迭代搜索寻优。

3、目前人工法在工业生产部门中应用最多，由于工厂具有大量的案例数据积累和经验丰富的工程师，因此一般情况下能得到较好的结果。但基于工厂案例和工程师经验的人工法对装药几何参数及约束限制只能采用手动调整搜索，不仅需要依赖大量工程经验为基础，并且由于手工迭代存在周期长、效率低等缺点。

4、优化设计方法则无需太多工程经验，并且可以避免繁琐的人工迭代。此类优化设计方法实施步骤如下：

5、1)建立优化模型

6、首先明确优化问题的设计变量、优化目标和约束变量，建立装药构型的参数化模型。通常将装药的几何参数作为设计变量，设计变量可以唯一确定装药的可用几何构型并根据总体设计要求指标设置约束变量，优化目标为药柱燃烧过程燃面稳定性；

7、2)选择优化方法

8、在优化方法的选择上，通常将进化算法与局部搜索方法相结合来对模型进行优化，此类方法由于涉及到大量迭代且无法对约束限制进行可靠处理，难以使用高精度模型进行燃面退移规律仿真。基于代理模型技术的优化方法可通过设计空间少量样本点对全局进行预测输出，在优化过程中大幅度降低模型仿真次数，提高搜索效率，加之采用有效的约束处理方法能够保证高精度寻优，使高精度燃面退移模型的引入成为可能，在保证优化精度的同时提高优化效率。

9、现有的优化设计方法虽然相较于人工法节省时间和工作量，但是仅基于进化算法进行优化需要大量数据迭代寻优，只能采用低精度解析法进行燃面仿真，并且难以对约束进行有效处理。即使采用基于代理模型的优化方法和高精度燃面退移仿真模型进行设计，仍然需要上百次高精度仿真，计算代价仍然较大。另外，装药几何参数在设计过程中存在约束限制，一般的进化算法和代理模型优化方法难以有效处理带约束优化问题。可行性规则法易于实现且不需要繁琐的调参过程。在差分进化算法和粒子群算法等进化算法中广泛应用。但其对约束的处理过程太过严格，导致一些处于约束边界的高质量不可行解被舍弃，使算法对可行域边界的探索能力下降。

技术实现思路

1、针对现有技术中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，本发明提供一种固体火箭发动机装药构型约束设计方法，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。

2、为实现上述目的，本发明提供一种固体火箭发动机装药构型约束设计方法，包括如下步骤：

3、步骤1，建立固体火箭发动机装药构型的约束优化模型；

4、步骤2，在所述约束优化模型的基础上，对固体火箭发动机装药构型的设计变量进行实验设计，得到一组初始的样本点，并将当前样本点中最优的若干个体存储至精英档案；

5、步骤3，基于当前部分或全部的样本点构建固体火箭发动机装药构型约束设计的代理模型；

6、步骤4，根据当前所述精英档案中各样本点的可行性确定采样准则，并搜索一个满足所述采样准则的新样本点；

7、步骤5，基于所述代理模型判断新样本点是否优于当前所述精英档案中最差的样本点：

8、若是，则删除当前所述精英档案中最差的样本点，并将新样本点更新至所述精英档案后，进行步骤6；

9、否则，进行步骤6；

10、步骤6，判断所述精英档案中最优的样本点是否连续 m次未更新：

11、若是，将当前所述精英档案中最优的样本点作为固体火箭发动机装药构型的设计结果，并输出；

12、否则，返回步骤3。

13、与现有技术相比，本发明的具有如下有益技术效果：

14、1、本发明可有效处理固体火箭发动机装药构型设计过程中存在的约束条件，设计通用性高，能够有效地避免设计寻优脱离可行域，且设计结果性能优良；

15、2、本发明相对于一般优化方法具有更高的效率和更快的设计速度，大大降低了装药设计的耗时程度，能有效满足发动机装药快速设计需求。

技术特征：

1.一种固体火箭发动机装药构型约束设计方法，其特征在于，包括如下步骤：

2.根据权利要求1所述的固体火箭发动机装药构型约束设计方法，其特征在于，步骤1中，所述约束优化模型为：

3.根据权利要求1所述的固体火箭发动机装药构型约束设计方法，其特征在于，步骤3中，采用径向基插值方法构建固体火箭发动机装药构型约束设计的代理模型。

4.根据权利要求2或3所述的固体火箭发动机装药构型约束设计方法，其特征在于，步骤4中，所述根据当前所述精英档案中各样本点的可行性确定采样准则，具体为：

5.根据权利要求4所述的固体火箭发动机装药构型约束设计方法，其特征在于，判断一个样本点是否可行的过程为：

6.根据权利要求5所述的固体火箭发动机装药构型约束设计方法，其特征在于，当所述精英档案中的样本点全部不可行时，所述采样准则为寻找违反约束值更小的样本点，具体为：

7.根据权利要求5所述的固体火箭发动机装药构型约束设计方法，其特征在于，当所述精英档案中的样本点部分不可行时，所述采样准则为寻找违反约束值更小且目标函数值更优的样本点，具体为：

8.根据权利要求5所述的固体火箭发动机装药构型约束设计方法，其特征在于，当所述精英档案中的样本点全部可行时，所述采样准则为寻找目标函数值更优的样本点，具体为：

9.根据权利要求1或2或3所述的固体火箭发动机装药构型约束设计方法，其特征在于，步骤5中，基于所述代理模型判断新样本点是否优于当前所述精英档案中最差的样本点的过程具体为：

10.根据权利要求1或2或3所述的固体火箭发动机装药构型约束设计方法，其特征在于，步骤2中，采用优化拉丁超立方设计方法对固体火箭发动机装药构型的设计变量进行实验设计，得到一组初始的样本点。

技术总结
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。

技术研发人员：高经纬,马帅超,张为华,杨家伟,王东辉,张德权,武泽平
受保护的技术使用者：中国人民解放军国防科技大学
技术研发日：
技术公布日：2024/1/15