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航天器结构模型优化修正方法的研究 总被引:5,自引:1,他引:5
航天器结构设计通常利用试验数据进行模型修正,以使修正后模型接近真实结构和提高结构有限元分析预示精度,并有可能取代某些大型结构试验,如结构星试验等。这种结构设计方法既可节约研制经费,又可缩短研制周期,具有明显的经济效益和工程应用前景。本文导出了迭代IRS缩聚方法,提出了相对灵敏度概念,建立了模型修正的优化理论模型。在利用五院自编有限元软件DASS的基础上,开发了航天领域模型修正软件初版MUSS1.0。最后,通过仿真和工程实例对理论和软件进行了初步验证。 相似文献
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针对大型复杂桁架式承力结构的构型设计和优化问题,基于桁架结构拓扑优化的半定规划模型及算法,以MatLab为平台设计开发了桁架结构拓扑优化系统(TODOSST)软件。首先以柔度最小化问题为例给出了桁架拓扑优化的半定规划模型,通过不同目标和约束的组合构造了优化模型库;然后在MatLab环境下完成了软件的框架设计和功能模块开发;最后将软件应用于大型天线安装桁架的构型优化。结果显示:使用TODOSST软件得到的优化设计方案能够显著减小结构质量,提高结构静/动态刚度,降低内部节点弯矩水平。优化结果对工程结构设计具有重要的参考价值,同时也验证了TODOSST软件应用于桁架结构构型设计的实用性和有效性。 相似文献
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石波杨广杰戴进周杰樊根民 《火箭推进》2022,(5):54-60
针对冲压发动机主安装节承力结构优化,开展集中力扩散结构设计。首先采用工程方法设计放射肋扩散结构方案,然后开展拓扑优化设计。通过平板结构优化算例验证适合此类工程问题的内力均匀性约束条件,采用全域粗网格模型求解优化设计域、精细网格模型求解结构方案的二轮优化迭代的拓扑优化方法,得到最终优化结果。通过工程设计法与拓扑优化方法的对比,证明拓扑优化方法更适合处理多方向、多工况载荷的集中力扩散结构工程问题。结构拓扑优化方案对比放射肋方案:结构质量减轻2.6%;对应最大载荷(工况3)的结构最大变形量减少4.4%,结构最大应力减少10%;集中力扩散效果更好。设计方法的有效性得到验证,为集中力扩散结构优化探索出实用的设计思路和方法。 相似文献
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大型复杂航天器的若干结构与力学问题 总被引:6,自引:1,他引:6
本文讨论了大型杂航天器的若干结构与力学问题,包括在轨系统识别,损伤检测和自适应结构的产生背景,基要概念,处理途径与关键技术,开展这些问题的深入研究,对保证航天器的正常工作与安全极为重要。 相似文献
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在航天器真空热试验中,常选用红外加热笼作为外热流模拟装置。为提高外热流模拟的准确性,红外加热笼需要对航天器进行全表面覆形。文章针对如何确认外热流模拟装置与航天器的结构匹配性这个难题,依托三维扫描技术,建立了一套数字化结构匹配方法,解决了多站测量拼接误差累积、三维扫描仪参数优化选择2个技术难点,使三维扫描和逆向建模过程引入的几何误差不超过10 mm。该数字化结构匹配方法的实际应用结果表明,外热流模拟装置与航天器的配装成功率达到100%,实际安装状态与仿真结果吻合度较好。 相似文献
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可变构型复合柔性结构航天器动力学建模研究 总被引:2,自引:0,他引:2
针对中心刚体加复合柔性结构类航天器采用混合坐标法和子结构模态综合法,建立了可变构型复合柔性结构航天器低阶动力学模型。获得的柔性动力学方程及其各类耦合系数矩阵,适用于全星级可变构型系统和部件级复合柔性附件系统的控制系统设计与仿真,该模型具有阶数低和工程实用的特点。 相似文献
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复杂结构航天器的柔性多体动力学分析 总被引:2,自引:0,他引:2
本文采用基于凯恩方程和休斯敦方法的柔性多体动力学理论,着重研究了柔性多体系统的动力刚化现象。以板类和桁架类零件为典型,阐述其理论体系,开发通用分析程序,开展数字仿真研究,并给出上述典型零件的计算结果。 相似文献
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航天器隔舱结构优化设计 总被引:1,自引:1,他引:0
采用有限元方法、结构灵敏度分析技术及序列线性/二次规划方法进行隔舱减重优化设计。文章叙述了优化模型的确定、载荷工况及边界条件的选取,对优化设计中用到的敏度分析方法和优化算法进行了简介;对设计方案选取,优化结果的比较进行重点论述。通过分析验证及试验验证表明,隔舱结构减重优化设计效果显著,优化设计在航天器结构设计中具有重要意义。 相似文献
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挠性航天器大角度机动的变结构控制 总被引:3,自引:0,他引:3
考虑刚性主体上带有挠性梁的航天器 ,在建立挠性系统动力学模型的基础上 ,采用等速趋近率的滑模变结构控制策略进行大角度机动控制 ,并通过最优控制理论设计弹性稳态器 ,抑制由于刚体运动而激发的弹性振动 ,实现了旋转机动的同时 ,有效抑制弹性振动 相似文献
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针对分离模块航天器系统优化中存在计算量大、算法复杂度高的问题,提出了一种基于分层的分离模块航天器系统优化方法。该方法将系统优化问题分解为三个层次进行,顶层规划模块数和轨道高度,中间层优化组件配置,底层优化运载发射方案。其中顶层嵌套调用中间层,中间层嵌套调用底层,底层直接计算求解最优运载发射方案,避免了直接基于分离模块航天器全寿命周期仿真来优化运载发射方案。应用该方法对虚拟对地遥感分离模块航天器进行优化,结果表明,优化过程简单,计算量小,算法复杂度低,优化效果显著。 相似文献
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针对模块航天器在轨拼接曲面优化、曲率极值问题,提出了一种基于模块间隙约束的“球冠-平面”辅助映射法,该方法不仅可以规划模块航天器如何构成目标曲面,还可以获得该曲面的极值。该方法以正六棱柱模块航天器为单位模块,将模块按由“球冠-平面”映射的圈层排列张成目标球面,构建了拼接曲面的数学模型。鉴于工程上对机构调整有限导致的相邻模块间隙限制问题,在算法中引入了碰撞检测(DC)约束参数;通过遗传算法寻优,获得目标曲面布局的最优解。最后仿真表明:该算法可以有效获得曲面布局的最优解。 相似文献
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针对充液挠性航天器姿态快速机动、快速稳定的控制要求,为减小姿态机动对挠性附件振动和液体晃动的激发,设计了一种基于正弦型加加速度的姿态机动路径规划方法。为进一步提高姿态控制性能,提出了一种基于云多目标粒子群算法的姿态控制器参数和机动路径参数联合优化方法。以最小化充液挠性航天器三轴姿态达到指定指向精度的时间以及三轴姿态稳定度,构建多目标优化模型,并应用云多目标粒子群算法求取姿态控制器参数和机动路径参数的Pareto最优解。仿真结果表明:采用多目标联合优化算法得到的控制器与路径参数,能够有效减小液体晃动和挠性附件振动,显著提高充液挠性航天器大角度姿态机动的快速性和稳定性。 相似文献