CN103970953A - 一种航天器太阳翼动力学快速建模方法及*** - Google Patents

一种航天器太阳翼动力学快速建模方法及*** Download PDF

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Abstract

本发明公开了一种航天器太阳翼动力学快速建模方法及***。通过确定飞行器太阳翼的设计参数，通过程序自动生成太阳翼有限元分析模型，调用分析软件对太阳翼模型进行动力学分析，对飞行器太阳翼动力学仿真分析全程自动化完成，并且经济、高效。可以广泛应用于飞行器太阳翼动力学自动仿真分析设计，能够快速、有效地对太阳翼进行动力学分析和迭代优化，极大地缩短了太阳翼研发周期。

Description

一种航天器太阳翼动力学快速建模方法及***
技术领域
本发明涉及航天飞行器技术领域，特别涉及一种航天器太阳翼动力学快速建模方法及***。
背景技术
目前，大部分可展开式的太阳翼均主要采用复合材料基板和板间铰链相互连接的结构形式，在航天器主动发射段，其被折叠收拢以压紧到航天器侧壁上，航天器入轨后其自动解锁展开，为航天器在轨工作提供动力，是每一个航天器必不可少的组成部分。作为航天器的一个大型柔性部件，太阳翼收拢状态与展开状态的动力学性能至关重要，直接影响航天器次级结构主动段错频设计、在轨展开后整星姿态控制与载荷问题，因此有必要对其进行动力学分析。以往对太阳翼进行动力学建模均采用手动方式完成，分析过程冗长，且迭代优化困难，难以加快太阳翼的设计周期。
目前没有发现同本发明类似技术的说明或报道，也尚未收集到国内外类似的资料。
发明内容
本发明针对现有技术存在的上述不足，提供了一种航天器太阳翼动力学快速建模方法。本发明通过以下技术方案实现：
一种航天器太阳翼动力学快速建模方法，包括步骤：
S1、确定太阳翼的参数，包括太阳翼设计参数、机构性能参数，输入UltraEdit文本编辑软件；
S2、以MATLAB程序为平台，调用UltraEdit文本编辑软件自动生成太阳翼有限元分析数值模型；
S3、利用MATLAB程序调用外部求解器对太阳翼有限元分析数值模型进行动力学分析；
S4、设定分析工况，并对太阳翼有限元分析数值模型进行多工况分析，多工况分析包括正弦振动响应分析、随机振动响应分析、冲击分析、非线性分析；
S5、根据分析结果数据绘制曲线；
S6、提取曲线的极值，判断是否满足设计要求，并进行迭代设计优化；
S7、若判断结果为是，则生成最终分析结果报告；若判断结果为否，则返回步骤S1重新确定太阳翼的参数。
较佳的，太阳翼设计参数包括太阳翼基板的长、宽、板数，连接架长、短边长、长边长，连接架截面宽、高和厚度，太阳翼收拢和展开板间距，太阳翼材料及面板厚度、蜂窝厚度，机构性能参数包括太阳翼的根部和板间铰链六个方向刚度参数、压紧释放机构刚度参数。
本发明提供的快速建模方法能够自动完成从有限元建模、分析、设计优化、到生成报告等一系列过程，能够快速、有效地对太阳翼进行动力学分析和迭代优化，极大地缩短了太阳翼研发周期。
本发明针对现有技术存在的上述不足，提供了一种航天器太阳翼动力学快速建模***。本发明通过以下技术方案实现：
一种航天器太阳翼动力学快速建模***，包括相互连接的：
MATLAB程序，用以作为航天器太阳翼动力学快速建模***的平台；
参数输入模块，用以输入太阳翼的参数，参数包括太阳翼设计参数、机构性能参数；
生成基板模块，用以根据输入的参数自动生成太阳翼有限元分析数值模型；
工况选择模块，用以选择所需进行的多工况分析，多工况分析包括正弦振动响应分析、随机振动响应分析、冲击分析、非线性分析；
计算模块，根据所选择的多工况分析对太阳翼有限元分析数值模型进行多工况分析；
后处理模块，根据计算模块的多工况分析结果数据绘制曲线，并提取曲线极值；
生成报告模块，用以根据计算模块和后处理模块的处理结果生成最终分析结果报告。
较佳的，太阳翼设计参数包括太阳翼基板的长、宽、板数，连接架长、短边长、长边长，连接架截面宽、高和厚度，太阳翼收拢和展开板间距，太阳翼材料及面板厚度、蜂窝厚度，机构性能参数包括太阳翼的根部和板间铰链六个方向刚度参数、压紧释放机构刚度参数。
本发明提供的快速建模***能够自动完成从有限元建模、分析、设计优化、到生成报告等一系列过程，能够快速、有效地对太阳翼进行动力学分析和迭代优化，极大地缩短了太阳翼研发周期。
附图说明
图1所示的是本发明实施例提供的航天器太阳翼动力学快速建模方法的流程图；
图2所示的是本发明实施例提供的航天器太阳翼动力学快速建模***的结构示意图；
图3-5所示的分别是本发明实施例提供的飞行器太阳翼展开状态的正视图、俯视图、右视图；
图6-8所示的分别是本发明实施例提供的飞行器太阳翼收拢状态的正视图、俯视图、右视图。
具体实施方式
以下将结合本发明的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整的描述和讨论，显然，这里所描述的仅仅是本发明的一部分实例，并不是全部的实例，基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动的前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明的保护范围。
为了便于对本发明实施例的理解，下面将结合附图以具体实施例为例作进一步的解释说明，且各个实施例不构成对本发明实施例的限定。
如图1所示，本发明提供的一种航天器太阳翼动力学快速建模方法，包括步骤：
步骤1、确定太阳翼的参数，包括太阳翼设计参数、机构性能参数，输入UltraEdit文本编辑软件，UltraEdit文本编辑软件是一种现有的文本编辑器，可以编辑文本、十六进制、ASCII 码；
步骤2、以MATLAB程序为平台，调用步骤1中的UltraEdit输入文本，通过自编程序实现快速、自动生成太阳翼有限元分析数值模型，MATLAB程序是一种用于算法开发、数据可视化、数据分析以及数值计算的高级技术计算语言和交互式环境。除了矩阵运算、绘制函数/数据图像等常用功能外，MATLAB还可以用来创建用户界面及与调用其它语言（包括C，C++和FORTRAN）编写的程序；
步骤3、利用步骤2中的自编程序，通过MATLAB平台调用外部求解器NASTRAN商用软件对太阳翼有限元分析数值模型进行动力学分析，NASTRAN求解器广泛应用于航空航天行业，其拥有强大的静力分析、动力学分析、非线性分析及结构优化等等众多功能，已成为国内外航空航天行业标准分析软件，但NASTRAN软件缺少前处理过程，步骤1和步骤2根据实际需要生成NASTRAN软件输入文件，直接提交其进行计算分析；
步骤4、设定分析工况，并进行多工况分析，多工况分析包括正弦振动响应分析、随机振动响应分析、瞬态响应分析、冲击分析、非线性分析等等，可增加三方向多工况的正弦振动响应和随机振动响应分析，瞬态响应分析，太阳翼展开冲击分析及其他非线性分析，可一次设定完成，避免重复调整修改，方便快捷，；
步骤5、基于MATLAB平台的自编程序提取NASTRAN软件分析结果中的数据，快速自动生成响应曲线图；
步骤6、基于步骤5中生成的关键部位或关注部位的曲线图，提取其响应曲线极值，并将获得的极值与预先设定的约束条件进行比较判断，若判断结果为真，则生成最终分析结果报告；若判断结果为否，则返回步骤1重新确定太阳翼的参数。通过上述过程实现迭代、优化设计；
步骤7、经过步骤1~步骤6的全过程建模、分析、迭代优化，得到符合设计要求的分析结果，并自动生成WORD文档报告。
如图2所示，本发明提供的一种航天器太阳翼动力学快速建模***，包括：MATLAB程序1，用以作为航天器太阳翼动力学快速建模***的平台；参数输入模块2，用以输入太阳翼的参数，参数包括太阳翼设计参数、机构性能参数；生成基板模块3，用以根据输入的参数自动生成太阳翼有限元分析数值模型；工况选择模块4，用以选择所需进行的多工况分析，多工况分析包括正弦振动响应分析、随机振动响应分析、冲击分析、非线性分析；计算模块5，根据所选择的多工况分析对太阳翼有限元分析数值模型进行多工况分析；后处理模块6，根据计算模块的多工况分析结果数据绘制曲线，并提取曲线极值；生成报告模块7，用以根据计算模块和后处理模块的处理结果生成最终分析结果报告。
本发明通过采用以上方法、***确定了飞行器太阳翼主要结构设计参数，通过程序自动生成太阳翼有限元分析模型，调用分析软件对太阳翼模型进行动力学分析，对飞行器太阳翼动力学仿真分析全程自动化完成，并且经济、高效。可以广泛应用于飞行器太阳翼动力学自动仿真分析设计，能够快速、有效地对太阳翼进行动力学分析和迭代优化，极大地缩短了太阳翼的研发周期。
在本发明中，太阳翼设计参数包括太阳翼基板的长、宽、板数，连接架长、短边长、长边长，连接架截面宽、高和厚度，太阳翼收拢和展开板间距，太阳翼材料及面板厚度、蜂窝厚度，机构性能参数包括太阳翼的根部和板间铰链六个方向刚度参数、压紧释放机构刚度参数。
实施例
如图3-8所示，本实施例提供了一种航天器太阳翼动力学快速建模及设计优化方法，该方法包括如下步骤：
步骤1：确定太阳翼设计参数；本发明一共选取17个结构参数，具体为：1) 基板板数N1；2）基板板长L1；3）基板板宽H1；4）连接架短边长H3；5）连接架长边长H2；6）连接架长L2；7）展开状态板间距D2；8）根部铰链长D1；9）连接架截面宽L3；10）连接架截面高H4；11）连接架截面厚T3；12）基板面板厚T1；13）基板蜂窝厚T2；14）压紧点个数N2；15）压紧点长间距G；16）压紧点宽间距I；17）收拢状态板间距D3；
步骤2：建立太阳翼动力学分析数字化模型；具体地，利用步骤1选定的结构参数，以MATLAB为平台，程序调用UltraEdit文本编辑软件自动生成太阳翼有限元分析数值模型文件；
步骤3：选择分析类型，使用外部求解器对太阳翼进行动力学分析；
步骤4：设定分析工况，并进行多工况分析；
步骤5：根据分析结果数据绘制曲线；
步骤6：提取曲线极值，判断结果是否满足设计要求，并进行设计优化；
步骤7：生成最终分析结果报告。
以上所述，仅为本发明较佳的具体实施方式，但本发明的保护范围并不局限于此，任何熟悉本技术领域的技术人员在本发明揭露的技术范围内，可轻易想到的变化或替换，都应涵盖在本发明的保护范围之内。因此，本发明的保护范围应该以权利要求的保护范围为准。

Claims (4)

1.一种航天器太阳翼动力学快速建模方法，其特征在于，包括步骤：
S1、确定太阳翼的参数，包括太阳翼设计参数、机构性能参数，输入UltraEdit文本编辑软件；
S2、以MATLAB程序为平台，调用UltraEdit文本编辑软件自动生成太阳翼有限元分析数值模型；
S3、利用MATLAB程序调用外部求解器对所述太阳翼有限元分析数值模型进行动力学分析；
S4、设定分析工况，并对所述太阳翼有限元分析数值模型进行多工况分析，所述多工况分析包括正弦振动响应分析、随机振动响应分析、冲击分析、非线性分析；
S5、根据分析结果数据绘制曲线；
S6、提取曲线的极值，判断是否满足设计要求，并进行迭代设计优化；
S7、若判断结果为是，则生成最终分析结果报告；若判断结果为否，则返回步骤S1重新确定太阳翼的参数。
2.根据权利要求1所述的航天器太阳翼动力学快速建模方法，其特征在于，所述太阳翼设计参数包括太阳翼基板的长、宽、板数，连接架长、短边长、长边长，连接架截面宽、高和厚度，太阳翼收拢和展开板间距，太阳翼材料及面板厚度、蜂窝厚度，所述机构性能参数包括太阳翼的根部和板间铰链六个方向刚度参数、压紧释放机构刚度参数。
3.一种航天器太阳翼动力学快速建模***，其特征在于，包括相互连接的：
MATLAB程序，用以作为所述航天器太阳翼动力学快速建模***的平台；
参数输入模块，用以输入太阳翼的参数，所述参数包括太阳翼设计参数、机构性能参数；
生成基板模块，用以根据输入的参数自动生成太阳翼有限元分析数值模型；
工况选择模块，用以选择所需进行的多工况分析，所述多工况分析包括正弦振动响应分析、随机振动响应分析、冲击分析、非线性分析；
计算模块，根据所选择的多工况分析对所述太阳翼有限元分析数值模型进行多工况分析；
后处理模块，根据所述计算模块的多工况分析结果数据绘制曲线，并提取曲线极值；
生成报告模块，用以根据所述计算模块和所述后处理模块的处理结果生成最终分析结果报告。
4.根据权利要求3所述的航天器太阳翼动力学快速建模方法，其特征在于，所述太阳翼设计参数包括太阳翼基板的长、宽、板数，连接架长、短边长、长边长，连接架截面宽、高和厚度，太阳翼收拢和展开板间距，太阳翼材料及面板厚度、蜂窝厚度，所述机构性能参数包括太阳翼的根部和板间铰链六个方向刚度参数、压紧释放机构刚度参数。
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