CN103136420B - 一种航天器局部控制mdo方法及系统 - Google Patents
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Abstract
本发明公开了一种航天器局部控制MDO方法，包括步骤：接收用户需求信息，记录所述用户需求信息所对应的任务来源；生成总体设计指标和工程约束；对航天器各分系统相容性解耦，生成各分系统的优化目标；得到各分系统的设计参数，形成总体方案。本发明还提供相应的系统。本发明充分利用航天器系统中相互作用的协同机制来优化设计大型复杂系统，以局部最小服务于整体最优思想为指导，简化了系统优化问题。本发明与现有传统的航天器设计方法相比，其优点是：具有目标明确、层次清楚、可操作性强的特点，是一种面向工程实际的多学科优化方法，具有一定的工程使用价值。
Description
技术领域
本发明涉及航天器优化设计技术，具体涉及一种基于局部控制MDO(Multidisciplinary Design Optimization)的航天器优化设计方法和系统。
背景技术
传统航天器设计方法通常将航天器分解成结构、电源、热控制、姿态与轨道控制、测控、数据管理等分系统，各分系统分别按照航天器总体设计要求和本分系统技术特点进行设计、加工并制成硬件，然后把所有分系统进行总装、测试、试验和调整，最终形成航天器。这种方法对于不同任务的航天器设计适应性及针对性不强，表现出以下缺点：
1)由于采用的是串行设计模式，在不同的设计阶段，设计人员针对不同的学科对航天器进行设计优化，尽管相互关系简单，但是实质上将同时影响航天器性能的光、机、电、热、磁等各个学科强制地割裂开来，并没有充分利用各个学科之间耦合所产生的协同效应。
2)方案设计阶段缺乏对系统指标的合理分配，不能集成不同学科协同设计。设计后期缺乏设计自由度，无法实现复杂系统的全局优化。
局部控制MDO方法的优点在于可以通过各系统模块的并行设计来缩短设计周期，利用系统之间的相互耦合来搜索优化方案，通过系统的综合分析来进行方案的选择和评估，通过各系统的综合考虑来提高可靠性，降低研制费用。
发明内容
针对现有技术的不足之处，本发明的目的在于提供一种基于局部控制MDO的航天器优化设计方法，来实现航天器总体的优化设计。
本发明的构思是：将航天器系统的MDO问题划分为设计、分析、优化3个过程。设计、分析过程解决的问题是获取分系统的设计方案以及总体方案，对设计方案分析、评估和优选；优化过程解决的问题是对具体的总体设计方案进行参数优化，而这3个过程在实际中需要反复迭代才能获取最终结果。
航天器整体多学科设计优化强调系统整体功能和整体优化原则，避免突出局部和以局部优化取代整体优化的倾向。
由于设计领域的复杂性、优化准则的模糊性、方案类型的多样性以及设计变量的相关性决定了航天器总体设计是需经多个设计阶段逐渐细化和逼近的迭代过程，全面考虑和正确协调整体与局部间的关系以及系统内部各分系统间的关系，达到整体全局优化。
进行航天器总体优化设计，必须从系统角度综合考虑各个系统的影响，才能获得最佳设计。单纯追求某一分系统的优化，不一定能给总体优化设计带来贡献。因此，航天器总体优化设计是个包含多个分系统和多个学科的优化过程。其基本思想是重新组织各个系统的任务，由并行设计替代传统串行设计，增加概念设计在整个设计过程中的比重，寻求航天器各个设计阶段的系统平衡，充分考虑各个系统间相互影响和耦合作用，应用有效的设计优化策略和分布式计算机网络系统，组织和管理整个系统设计过程，通过充分利用系统间相互作用产生的协同效应获取系统整体的最优解。
为了达到上述发明目的，本发明是通过以下的技术方案实现的。
根据本发明的一个方面，提供一种航天器局部控制MDO方法，包括如下步骤：
步骤1：接收用户需求信息，记录所述用户需求信息所对应的任务来源；
步骤2：根据所述用户需求信息和任务来源生成总体设计指标和工程约束，其中，所述总体设计指标包括载荷指标和平台指标；
步骤3：根据所述总体设计指标和工程约束，对航天器各分系统相容性解耦，对所述平台指标进行分解，生成各分系统的优化目标；
步骤4：针对所述分系统的优化目标，建立局部优化模型，得到各分系统的设计参数，形成总体方案。
优选地，所述步骤2包括如下步骤：
步骤2.1：根据所述用户需求信息生成科学目标信息和工程目标信息；
步骤2.2：根据所述科学目标信息和工程目标信息对所述用户需求信息中任务功能进行排序，得到任务功能序列，并生成与所述任务功能序列相对应的约束条件；
步骤2.3：根据所述任务功能序列生成可量化的航天器设计指标。
优选地，所述局部优化模型由理论公式或工程估算关系式构成。
优选地，所述步骤4包括步骤：对所述局部优化模型加载所述工程约束和约束条件。
优选地，所述工程约束包括相容性约束，其中，所述相容性约束用于使系统级优化中消除了单个分系统内部的局部变量。
根据本发明的另一个方面，还提供一种航天器局部控制MDO系统，包括如下装置：
接收记录装置，用于接收用户需求信息，记录所述用户需求信息所对应的任务来源；
总体任务分析装置，用于根据所述用户需求信息和任务来源生成总体设计指标和工程约束，其中，所述总体设计指标包括载荷指标和平台指标；
总体优化装置，用于根据所述总体设计指标和工程约束，对航天器各分系统相容性解耦，对所述平台指标进行分解，生成各分系统的优化目标；
分系统局部优化装置，用于针对所述分系统的优化目标，建立局部优化模型，得到各分系统的设计参数，形成总体方案。
优选地，所述总体任务分析装置包括如下装置：
第一分析装置，用于根据所述用户需求信息生成科学目标信息和工程目标信息；
第二分析装置，用于根据所述科学目标信息和工程目标信息对所述用户需求信息中任务功能进行排序，得到任务功能序列，并生成与所述任务功能序列相对应的约束条件；
第三分析装置，用于根据所述任务功能序列生成可量化的航天器设计指标。
优选地，所述局部优化模型由理论公式或工程估算关系式构成。
优选地，所述分系统局部优化装置包括约束加载装置，约束加载装置用于对所述局部优化模型加载所述工程约束和约束条件。
优选地，所述工程约束包括相容性约束，其中，所述相容性约束用于使系统级优化中消除了单个分系统内部的局部变量。
本发明采用基于局部控制MDO的方法，与现有技术相比，其优点和有益效果是：
1)在航天器总体设计过程中，充分考虑各个系统间相互影响和耦合作用，通过充分利用系统间相互作用产生的协同效应获取系统整体的最优解；
2)本发明优化问题的目标是最小化各分系统间的矛盾。这样简化了系统优化问题，容易实现系统自治；
3)本发明层次清楚、可操作性强，具有一定的工程应用价值。
附图说明
通过阅读参照以下附图对非限制性实施例所作的详细描述，本发明的其它特征、目的和优点将会变得更明显：
图1为根据本发明提供的航天器局部控制MDO方法框图；
图2为本发明的系统间相容性约束分析方法框图。
具体实施方式
下面结合具体实施例对本发明进行详细说明。以下实施例将有助于本领域的技术人员进一步理解本发明，但不以任何形式限制本发明。应当指出的是，对本领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明构思的前提下，还可以做出若干变形和改进。这些都属于本发明的保护范围。
图1所示为航天器局部控制MDO方法框图，具体地，在本实施例中，所述航天器局部控制MDO方法包括如下步骤：
步骤一：根据任务来源及用户需求进行总体任务分析；
航天器设计过程是一个复杂而庞大的流程，设计起点是用户的任务需求。首先根据任务需求明确科学目标及工程目标。在此基础上对任务功能排序并确定能确保可实现性的工程约束，并设计可量化的航天器设计指标。
步骤二：确定航天器平台总体优化；
在明确航天器部分总体设计指标及工程约束的条件下，对航天器各分系统相容性解耦，平台指标分解，设计优化目标。
步骤三：分系统局部优化；
针对具体的优化任务，建立局部优化模型。局部模型可由理论公式或工程估算关系式构成，通过解决各局部优化子问题，得到各分系统设计参数。最终完成各个分系统的设计，形成总体方案。
如图2所示，为航天器各分系统间相容性约束分析方法的框图。针对复杂的系统构成的航天器，考虑各系统具备的特有功能和性能，各系统组成部分之间的相互联系、相互作用，通过引入相容性约束使系统级优化中消除了单个分系统内部的局部变量。不同分系统之间的耦合通过一个系统级问题的等式约束进行关联。在提高系统级性能目标时，这些等式约束处理了分系统之间的耦合，将总体优化问题通过局部控制MDO转化为了分系统级的局部优化问题。以局部最小服务于整体最优思想为指导对航天器总体指标进行分解分配，建立各分系统的局部优化目标。
进一步地，本发明还提供了一种航天器局部控制MDO系统，包括依次连接的接收记录装置、总体任务分析装置、总体优化装置、分系统局部优化装置。具体地，接收记录装置用于接收用户需求信息，记录所述用户需求信息所对应的任务来源；总体任务分析装置用于根据所述用户需求信息和任务来源生成总体设计指标和工程约束，其中，所述总体设计指标包括载荷指标和平台指标；总体优化装置用于根据所述总体设计指标和工程约束，对航天器各分系统相容性解耦，对所述平台指标进行分解，生成各分系统的优化目标；分系统局部优化装置用于针对所述分系统的优化目标，建立局部优化模型，得到各分系统的设计参数，形成总体方案。
在本实施例的一个优选例中，更为具体地，所述总体任务分析装置包括依次连接的第一分析装置、第二分析装置、第三分析装置。其中，第一分析装置用于根据所述用户需求信息生成科学目标信息和工程目标信息；第二分析装置用于根据所述科学目标信息和工程目标信息对所述用户需求信息中任务功能进行排序，得到任务功能序列，并生成与所述任务功能序列相对应的约束条件；第三分析装置用于根据所述任务功能序列生成可量化的航天器设计指标。
进一步地优选地，所述局部优化模型由理论公式或工程估算关系式构成。所述分系统局部优化装置包括约束加载装置，约束加载装置用于对所述局部优化模型加载所述工程约束和约束条件。所述工程约束包括相容性约束，其中，所述相容性约束用于使系统级优化中消除了单个分系统内部的局部变量。
以上对本发明的具体实施例进行了描述。需要理解的是，本发明并不局限于上述特定实施方式，本领域技术人员可以在权利要求的范围内做出各种变形或修改，这并不影响本发明的实质内容。
Claims (6)
1.一种航天器局部控制MDO方法，其特征在于，包括如下步骤：
步骤1：接收用户需求信息，记录所述用户需求信息所对应的任务来源；
步骤2：根据所述用户需求信息和任务来源生成总体设计指标和工程约束，其中，所述总体设计指标包括载荷指标和平台指标；
步骤3：根据所述总体设计指标和工程约束，对航天器各分系统相容性解耦，对所述平台指标进行分解，生成各分系统的优化目标；
步骤4：针对所述分系统的优化目标，建立局部优化模型，得到各分系统的设计参数，形成总体方案；
所述步骤2包括如下步骤：
步骤2.1：根据所述用户需求信息生成科学目标信息和工程目标信息；
步骤2.2：根据所述科学目标信息和工程目标信息对所述用户需求信息中任务功能进行排序，得到任务功能序列，并生成与所述任务功能序列相对应的约束条件；
步骤2.3：根据所述任务功能序列生成可量化的航天器设计指标。
2.根据权利要求1所述的航天器局部控制MDO方法，其特征在于，所述局部优化模型由理论公式或工程估算关系式构成。
3.根据权利要求1所述的航天器局部控制MDO方法，其特征在于，所述步骤4包括步骤：对所述局部优化模型加载所述工程约束和约束条件。
4.一种航天器局部控制MDO系统，其特征在于，包括如下装置：
接收记录装置，用于接收用户需求信息，记录所述用户需求信息所对应的任务来源；
总体任务分析装置，用于根据所述用户需求信息和任务来源生成总体设计指标和工程约束，其中，所述总体设计指标包括载荷指标和平台指标；
总体优化装置，用于根据所述总体设计指标和工程约束，对航天器各分系统相容性解耦，对所述平台指标进行分解，生成各分系统的优化目标；
分系统局部优化装置，用于针对所述分系统的优化目标，建立局部优化模型，得到各分系统的设计参数，形成总体方案；
所述总体任务分析装置包括如下装置：
第一分析装置，用于根据所述用户需求信息生成科学目标信息和工程目标信息；
第二分析装置，用于根据所述科学目标信息和工程目标信息对所述用户需求信息中任务功能进行排序，得到任务功能序列，并生成与所述任务功能序列相对应的约束条件；
第三分析装置，用于根据所述任务功能序列生成可量化的航天器设计指标。
5.根据权利要求4所述的航天器局部控制MDO系统，其特征在于，所述局部优化模型由理论公式或工程估算关系式构成。
6.根据权利要求4所述的航天器局部控制MDO系统，其特征在于，所述分系统局部优化装置包括约束加载装置，约束加载装置用于对所述局部优化模型加载所述工程约束和约束条件。
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