再入航天器是将航天员和空间物品从太空载回地面的航天器,在完成返回任务过程中航天器高速再入大气层,并与空气摩擦产生巨大的热量,因此再入航天器的再入环境极为恶劣,对航天器的结构设计提出了较高要求。本文针对航天器结构特点,采用结构设计反问题的变参数设计方法,以国内外广泛使用的类“联盟”号航天器结构为研究对象,分析再入过程中的气动力、气动热以及关键几何参数对航天器气动布局影响规律,建立再入航天器多目标优化的模型,设计基于带精英策略的非支配排序的多目标遗传算法,对再入航天器进行结构设计和优化,并利用有限元方法检验优化结果的正确性,从而验证多目标遗传算法在处理该问题中的高效性,为航天器结构优化提供依据。本文的主要工作有以下三方面:首先,针对类“联盟”号再入航天器的结构特点,根据再入飞行大气环境参数,建立再入气动特性的理论模型。基于面元法计算再入航天器的空气动力系数以及升阻比;利用Kemp和Riddell驻点热流公式推导肩部和倒锥迎风面上的热流的变化规律;通过与纵向平面内再入轨迹方程相联立,验证再入危险点的位置以及各几何参数对再入航天器气动特性的耦合影响。其次,针对单目标优化算法难以解决相互耦合的多目标气动布局优化,以及固定权重的遗传算法不能全面利用遗传算法的搜索能力等缺点,本文分析了基于加权目标法、非支配排序遗传算法(Non-dominated Sorting Genetic Algorithms, NSGA)及其改进算法(improved Non-dominated Sorting Genetic Algorithms, NSGA-II)三种多目标优化方法的原理,并以实例表明基于NSGA-II算法的多目标优化在处理多目标优化问题上的高效性等优点。本文以这种方法分别验证6种具有不同目标的气动布局的优化效果,设计整体特性最优的气动布局;通过与加权目标法的比较,验证基于多目标遗传算法的优势。本文最后对再入航天器结构进行有限元分析及优化结果检验。针对再入航天器再入过程中产生的流固耦合现象,以及传统拉格朗日法、欧拉法在解决该现象上的缺点和不足,设计任意拉格朗日欧拉耦合(ALE)方法,建立再入航天器的流固耦合的有限元分析模型,通过有限元软件ANSYS和FLUENT分析再入航天器周围流场的速度、压强和温度以及航天器本身的压力和变形特点,验证任意拉格朗日耦合法的正确性;重新建立优化后的ALE有限元模型,通过与原型分析结果相比较,验证多目标遗传优化算法的优越性。