CN106295088B - 航天器空间机热耦合载荷高精度自适应传递的通用方法 - Google Patents

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Abstract

本发明提供了一种航天器空间机热耦合载荷高精度自适应传递的通用方法，步骤1：提取航天器机热耦合仿真模型数据和耦合载荷初始数据，并对提取的数据进行多变元一致性处理；步骤2：设定耦合载荷传递精度需求，对航天器结构仿真模型进行区域分解和区域边界识别；步骤3：运用紧支撑径向基函数对航天器结构仿真模型分解的区域进行分级耦合载荷传递；步骤4：提取已传递的耦合载荷的区域并与耦合载荷初始特征数据进行校验，判断是否满足设定的耦合载荷传递精度需求。本发明减少仿真过程中人工干预和定制模式等带来的干扰，提供高精度自适应的传递方法，兼顾效率和精度协调平衡，实现各类航天器机热耦合仿真分析过程中耦合载荷通用化应用传递。

Description

航天器空间机热耦合载荷高精度自适应传递的通用方法
技术领域
本发明涉及航天器结构空间机热耦合技术领域，具体地，涉及一种航天器空间机热耦合载荷高精度自适应传递的通用方法。
背景技术
近年来，随着高分辨率、高精度成像卫星的快速发展，星上有效载荷成像能力迅速增强的同时，对有效载荷指向精度要求也日渐提高，随之对卫星结构和星上载荷安装结构的精度和尺寸稳定性的要求也越来越高。
随着航天技术的发展，航天器在轨高精度高分辨率成像技术也取得长足的进步。这类航天器上载荷大多具有明显的特点，即对在轨热环境变化非常敏感，这是由于轨道热载荷引起的结构变形和热应力可能会严重影响它们的工作性能，因此航天器敏感载荷对结构热稳定性的要求日趋严苛，这也直接要求在结构设计阶段就需要充分考虑结构在轨热稳定性，必须对结构在轨热变形进行精确分析。
本质上说，航天器结构在轨热变形仿真，是典型的机热耦合边值问题，通常采用一体化协同仿真解决这类问题，其关键在于机热耦合载荷向航天器结构传递的模拟。传统机热耦合分析方法能够处理这些问题，但仍存在着诸多不足，主要表现在：
(1)传统的多场耦合仿真分析大多数集中在某一种分析工具内完成，无法适应航天器机热耦合仿真，需协同多学科专业分析工具完成，而各学科专业仿真分析工具之间缺乏有效的数据交换接口，进而导致这类多场耦合问题的协同仿真工作流程复杂，涉及到频繁的数据交换和大量的数据处理，仿真效率低下；
(2)虽然利用部分仿真分析工具的解算功能，在一定程度上进行耦合载荷传递，但由于这些解算功能较为明显的局限性，使得功能上无法完全适应复杂构型航天器的情况，特别是因构型复杂使得机械间隙或容差较小引起的粗大误差或奇异性结果；
(3)传统方法在具体实施过程中通常涉及大量的人工干预和针对特定目标的定制模式，不具备通用的数据处理和解算能力。
发明内容
针对现有技术中的缺陷，本发明的目的是提供一种航天器空间机热耦合载荷高精度自适应传递的通用方法。
根据本发明提供的航天器空间机热耦合载荷高精度自适应传递的通用方法，包括如下步骤：
步骤1：提取航天器机热耦合仿真模型数据和耦合载荷初始数据，并对提取的数据进行四变元一致性处理；
步骤2：设定耦合仿真模型的精度阈值，对仿真模型进行区域分解和区域边界识别；
步骤3：设定耦合载荷传递精度需求，运用径向基函数对耦合仿真模型分解的区域进行耦合载荷传递；
步骤4：提取已进行耦合载荷传递的区域特征数据，与初始耦合载荷特征数据进行判比校验，判断传递精度是否满足精度需求，若满足则执行步骤5，若不满足，则对该子区域进行自适应细分后返回执行步骤3；
步骤5：对全部子区域进行遍历，完成各子区域边界缝合。
优选地，所述步骤2包括：设定耦合仿真模型的精度阈值，针对四变元数据识别模型的几何特征和离散特征，根据几何特征、离散特征及精度阈值将模型数据，即将全局数据分解为若干重叠的数据子区域，同时识别这些数据区域的边界，标定为区域特征。
优选地，所述步骤3包括：设定传递精度需求，对任一子区域使用同一起始控制半径，调用被该控制半径围成的球所包覆耦合载荷初始数据，采用紧支撑径向基函数φ(r)进行耦合载荷传递；其中，紧支撑径向基函数的计算公式如下：
φ(r)＝(1-r)4+(4r+1) (1)
φ(r)＝(1-r)4×(4+16r+12r2+3r3)
式中：r表示控制半径。
优选地，所述步骤5包括：对全部子区域进行遍历，依次提取各子区域边界耦合载荷数据，与其他子区域中与该边界重叠处数据进行校验并取边界耦合载荷数据为传递结果，完成各子区域边界缝合。
与现有技术相比，本发明具有如下的有益效果：
1、本发明利用自定义的传递精度需求和模型特征识别结果，对仿真模型数据进行区域分解，缩小了实际传递的解算区域，有效的解决了航天器构型复杂、模型精度条件、耦合载荷传递效率和精度之间存在矛盾等问题，极大的便利了解算区域内获取最佳自适应控制半径，便于耦合载荷传递自适应解算的进行。
2、本发明充分利用已进行传递的分区数据，提取分区耦合载荷并与初始耦合载荷数据进行特征校验，在不满足精度需求的区域，根据精度需求进行精度分级传递，逐级加强精度控制并适应精度调整传递控制半径，对分区进行分级逐步传递，保证传递结果具有足够的精度；同时，利用区域耦合载荷和精度控制，对区域边界进行缝合，直至全范围耦合载荷传递精度符合设定精度需求。
3、本发明形成严格数据格式，定义完整的数据流程，对从不同专业仿真分析工具中提取的初始数据并进行多变元一致性处理，形成一致欧氏空间下五变元数据描述的严整格式，同时，能够完全适应不同效率、精度需求等形成自适应控制半径和分级结果开展多种等级的快速\精细传递。
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为本发明提供的航天器空间机热耦合载荷高精度自适应传递的通用方法的流程示意图；
图2为本发明提供的航天器空间机热耦合载荷高精度自适应传递的通用方法的详细流程示意图。
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，还可以做出若干变化和改进。这些都属于本发明的保护范围。
根据本发明提供的航天器空间机热耦合载荷高精度自适应传递的通用方法，包括如下步骤：
步骤S1：提取航天器机热耦合仿真模型数据和耦合载荷初始数据，并对提取的数据进行多变元一致性处理；
步骤S2：设定耦合载荷传递精度需求，对航天器结构仿真模型进行区域分解和区域边界识别；
步骤S3：运用紧支撑径向基函数对航天器结构仿真模型分解的区域进行分级耦合载荷传递；
步骤S4：提取已传递的耦合载荷的区域并与耦合载荷初始特征数据进行校验，判断是否满足设定的耦合载荷传递精度需求，若满足则结束；若不满足，则返回执行步骤S3；
所述步骤S2包括：设定耦合载荷传递精度需求，即设定航天器结构仿真模型的精度阈值，利用耦合仿真模型数据识别航天器结构仿真模型的几何特征和离散特征，根据识别的几何特征、离散特征以及设定的精度需求对航天器结构仿真模型进行区域分解和区域边界识别；对识别出来的航天器结构仿真模型进行区域分解，为耦合载荷传递获取区域内的精度调整传递控制半径；
所述步骤S3包括：提取区域内耦合载荷，并根据精度需求进行精度分级传递，即逐级加强精度并匹配对应区域的精度调整传递控制半径；其中，紧支撑径向基函数的计算公式如下：
φ(r)＝(1-r)4+(4r+1) (1)
φ(r)＝(1-r)4×(4+16r+12r2+3r3)
式中：r表示控制半径。
所述步骤S4包括：对区域边界进行边界缝合和校验，提取已传递的耦合载荷的区域并与耦合载荷初始特征数据进行校验，判断是否满足设定的耦合载荷传递精度需求，若满足，则校验下一个已传递的耦合载荷的区域，当所有耦合载荷区域校验完毕时结束；若不满足，则返回执行步骤S3；
本发明定义了完整的数据流程，对从不同专业仿真分析工具中提取的初始数据并进行多变元一致性处理，形成一致欧氏空间下五变元数据描述的严整格式，同时，能够完全适应不同效率、精度需求等形成自适应控制半径和分级结果开展多种等级的快速\精细传递。
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化或修改，这并不影响本发明的实质内容。在不冲突的情况下，本申请的实施例和实施例中的特征可以任意相互组合。

Claims (2)

1.一种航天器空间机热耦合载荷高精度自适应传递的通用方法，其特征在于，包括如下步骤：
步骤1：提取航天器机热耦合仿真模型数据和耦合载荷初始数据，并对提取的数据进行四变元一致性处理；
步骤2：设定耦合仿真模型的精度阈值，对仿真模型进行区域分解和区域边界识别；
步骤3：设定耦合载荷传递精度需求，运用径向基函数对耦合仿真模型分解的区域进行耦合载荷传递；
步骤4：提取已进行耦合载荷传递的区域特征数据，与初始耦合载荷特征数据进行判比校验，判断传递精度是否满足精度需求，若满足则执行步骤5，若不满足，则对子区域进行自适应细分后返回执行步骤3；
步骤5：对全部子区域进行遍历，完成各子区域边界缝合；
所述步骤2包括：设定耦合仿真模型的精度阈值，针对四变元数据识别模型的几何特征和离散特征，根据几何特征、离散特征及精度阈值将模型数据分解为若干重叠的数据子区域，同时识别这些数据区域的边界，标定为区域特征；
所述步骤3包括：设定传递精度需求，对任一子区域使用同一起始控制半径，调用被该控制半径围成的球所包覆耦合载荷初始数据，采用紧支撑径向基函数φ(r)进行耦合载荷传递；其中，紧支撑径向基函数的计算公式如下：
φ(r)＝(1-r)4+(4r+1)(1)
φ(r)＝(1-r)4×(4+16r+12r2+3r3)
式中：r表示控制半径。
2.根据权利要求1所述的航天器空间机热耦合载荷高精度自适应传递的通用方法，其特征在于，所述步骤5包括：对全部子区域进行遍历，依次提取各子区域边界的耦合载荷数据，与其他子区域中与该边界重叠处数据进行校验并取边界的耦合载荷数据为传递结果，完成各子区域边界缝合。
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Families Citing this family (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN107194079B (zh) * 2017-05-25 2020-12-15 中国商用飞机有限责任公司 像素细分载荷传递方法和系统
CN110232206B (zh) * 2019-04-28 2023-07-25 广东工业大学 基于ansys的脉冲功率器件的热变形仿真分析方法

Citations (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN104036095A (zh) * 2014-06-27 2014-09-10 北京航空航天大学 基于区域分解的耦合高精度复杂外形流场快速算法

Family Cites Families (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
GB2412976B (en) * 2002-12-09 2006-07-26 Georgia Tech Res Inst Adaptive output feedback apparatuses and methods capable of controlling a nonminimum phase system

Patent Citations (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN104036095A (zh) * 2014-06-27 2014-09-10 北京航空航天大学 基于区域分解的耦合高精度复杂外形流场快速算法

Non-Patent Citations (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
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高精度空间机热耦合载荷传递方法研究;杨金军等;《科技研究》;20141231(第24期);第403-404页 *

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