CN112966337B - 基于相似理论的航天支架缩比模型轻量化设计与微变形测量方法 - Google Patents
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Abstract
本发明公开了基于相似理论的航天支架缩比模型轻量化设计与微变形测量方法，涉及结构优化与测量的相关技术领域，该方法包括如下步骤：根据结构装配关系，确定优化设计域及载荷约束；利用有限元思想对设计域进行前处理，并设定优化目标函数与结构尺寸工艺参数；通过拓扑获得结构主传力路径，并对构型边界进行线性拟合；借助力学仿真分析，确定构型的优化尺寸变量并迭代；判断当满足性能要求时，利用相似理论创建缩比模型并冗余处理；进一步，搭建物理实验平台测量模型微变形，以最终指导设计出满足工程要求的结构。本发明提供了在航天高标准领域，利用优化算法完成结构轻量化设计并搭建缩比模型实验平台的设计思路，达到设计结果的高可靠性要求。
Description
技术领域
本发明涉及结构优化与测量的相关技术领域，具体涉及一种基于相似理论的航天支架缩比模型轻量化设计与微变形测量方法。
背景技术
随着航天产品的复杂性越来越高，并受制于航天器发射重量的限制，对航天产品的结构力学性能提出了更高要求，尤其是如何实现在对结构非核心功能部件重量限制下，寻找出满足要求的最优结构形式。同时，针对航天产品的高可靠性要求，所设计结构需经过物理实验的验证。具体针对航天支架结构设计中，对搭建的空间载荷质心位移变形量提出设计要求。
如图2所示的某航天支架结构装配体，主要有：安装靶面1、固定支架2、空间载荷3、主支撑件4组成。为对空间载荷开展地面物理实验，需将其安装在距离靶面一定位置处，并在实验过程中对其质心位移变形量提出了较高要求，同时受支架质量限制，需要对航天支架尤其主支撑件的结构进行轻量化设计并开展微变形测量。
目前，在航天结构设计与测量中，例如，申请号CN201710225269.3“地面模拟用星箭一体化多功能结构飞行器”，在限定空间内集成了多载荷以实现结构的深度一体化，但其仅从载荷布局方式出发，使系统结构更加紧凑并减小冗余体积，没有进一步利用仿真优化手段来提升飞行器性能；申请号CN202010463766.9“基于相似理论的飞艇缩比模型设计方法”，提出使用缩比模型开展有效的物理实验，可获取全尺寸模型的力学特性，更好指导实际工程结构设计修正及验证可靠性，但仅提出相似理论而没有详细阐述缩比模型的物理测量方法，如微变形(缩比后为微米级形变)的测量应当如何实现。
发明内容
本发明针对现有航天结构设计与测量中的上述不足，提供了一种通过拓扑优化算法实现对结构非核心功能部件的轻量化设计，并利用相似理论搭建缩比模型以方便获取结构全尺寸的力学特性。具体针对航天支架结构设计展开方法阐述，并提供了一种实现微变形测量的物理平台。
本发明的上述目的是通过以下技术方案得以实施的：基于相似理论的航天支架缩比模型轻量化设计与微变形测量方法，包括如下步骤：
步骤S1、分析工程结构装配关系与环境载荷约束条件，确定工程结构的优化设计域；
步骤S2、搭建ANSYS下的结构拓扑优化环境，完成拓扑以获得结构设计域的主传力路径；
步骤S3、借助SolidWorks对所得到的拓扑构型几何边界进行多边形拟合，获得新结构形式；
步骤S4、通过力学仿真分析，对新结构力学性能进行分析校核，并选定新结构中关键部件的相应形状尺寸作为优化设计变量；
步骤S5、搭建ANSYS和SolidWorks的联合仿真环境，对相应形状尺寸优化变量以离散组合方式开展优化；
步骤S6、通过力学仿真分析，对所获得的优化结构力学性能进行校核；
步骤S7、判断当前优化结构力学性能的收敛性，当所优化的结构力学性能满足要求时，优化迭代结束，执行步骤S9，否则执行步骤S8；
步骤S8、根据力学性能的校核结果，对新结构中的相应优化变量作调整，并执行步骤S5；
步骤S9、对获得的优化结构，根据相似理论创建缩比模型，并作相应工程简化与冗余处理；
步骤S10、搭建物理实验平台，完成对缩比模型的工程验证，并判断当所设计结构满足可靠性要求时，执行步骤S11，否则执行步骤S1；
步骤S11、输出优化结果，得到满足工程要求的设计结构。
作为进一步优选地，所述步骤S1中，对工程结构装配关系进行分析时，考虑结构装配体的运动干涉问题，从而确定结构设计域与非设计域的尺寸范围。
作为进一步优选地，所述步骤S1中，设置的相应环境载荷约束条件信息包括但不限于静力学载荷、动力学载荷、结构边界位移约束、材料属性的许用约束。
作为进一步优选地，所述步骤S2中，用于搭建拓扑优化环境的仿真平台包括但不限于ANSYS平台、COMSOL平台、OptiStruct平台。
作为进一步优选地，所述步骤S3中，对拓扑构型进行边界拟合的平台包括但不限于SolidWorks平台、AutoCAD平台。
作为进一步优选地，所述步骤S4和步骤S6中，对结构优化力学性能的校核包括但不限于结构应力应变信息、结构位移形变量信息、结构固有振型信息、结构温度梯度信息。
作为进一步优选地，所述步骤S5中，对结构形状尺寸优化所搭建的联合仿真平台包括但不限于ANSYS与SolidWorks联合仿真平台、Isight平台。
作为进一步优选地，所述步骤S5和步骤S8中，开展优化的结构尺寸变量包括但不限于二维草图尺寸变量、三维特征尺寸变量。
作为进一步优选地，所述步骤S9中，采用的相似理论具体实现过程如下。
利用结构非线性平衡方程，并做泰勒展开写成增量形式为：
Kδx＝δF
式中，K为刚度矩阵，δx为结构变形的几何线性增量，δF为对应δx下的结构载荷增量。
对结构划分有限元网格类型包括但不限于六面体砖块元、三维四面体单元、三角形棱柱单元，这里以六面体砖块元为例，刚度矩阵K可描述为：
式中，f为结构内力，E为材料属性，a、b、c分别为六面体砖块元的长宽高尺寸参数。
要保证缩比模型与实际结构在相似载荷δF作用下，位移δx也具备相似性，则需保证刚度矩阵K的相似性：
式中，SK为缩比模型刚度矩阵Km与实际结构刚度矩阵Kp的比值，Sf为缩比模型结构内力值fm与实际结构内力值fp的比值，SV为缩比模型体积大小Vm与实际结构体积大小Vp的比值，SE为缩比模型材料弹性模型Em与实际结构材料弹性模量Ep的比值，Sl为对应的缩比模型结构尺寸参数lm与实际结构尺寸参数lp的比值，m为缩比模型的相应参数，p为实际结构的相应参数，V为结构体积，l为结构所有尺寸参数的统一表示；
从而，增量位移的相似比为：
式中，Sδx为缩比模型结构变形的几何线性增量δxm与实际结构变形的几何线性增量δxp的比值，SδF为缩比模型结构载荷增量δFm与实际结构载荷增量δFp的比值；
即在只考虑结构线性变形条件下，可对缩比模型施加任意相似比为δF的载荷，测得缩比模型的变形位移δxm后，可由位移相似比Sδx推导出实际结构的位移δxp。
作为进一步优选地，所述步骤10中，搭建用于测试的物理实验平台包括但不限于结构的位移变形量测试。
与现有技术相比，本发明的优点是建立了一套通过拓扑优化算法与结构建模相融合来实现结构轻量化的设计思路，尤其可以实现在复杂载荷工况与优化设计域下，完成对结构轻量化的设计工作，并通过搭建缩比模型实验平台可完美捕捉结构全尺寸力学特性，实现对设计结果的可靠性评估，从而有效指导实际工程结构的设计工作。
附图说明
图1为本发明一种基于相似理论的航天支架缩比模型轻量化设计与微变形测量方法的流程图；
图2为本发明实施例中，航天支架结构装配体与工程简化冗余模型的示意图；其中，图2(a)为空间载荷地面测试的航天支架结构装配体，图2(b)为工程装配体结构简化冗余处理的模型；
图3为本发明实施例中，航天支架结构件拓扑与形状尺寸优化的示意图；其中，图3(a)为结构设计域主传力路径图，图3(b)为拓扑结构尺寸优化示意图，图3(c)为优化后工程装配简图；
图4为本发明实施例中，航天支架拓扑结构件的缩比模型物理实验平台装置示意图；
图5为本发明实施例中，航天支架微变形测量中光学杠杆几何说明的示意图；
图6为本发明实施例中，航天支架拓扑结构微变形测量系统的主要组成模块。
图中：1为安装靶面，2为固定支架，3为空间载荷，4为主支撑件，5为基座，6为载荷加压装置，7为激光器，8为反射镜一，9为反射镜二，10为反射镜三，11为光学平台，12为接收屏。
具体实施方式
以下结合附图实施例对本发明作进一步详细描述。
本实施例中，如图1所示为本发明一种基于相似理论的航天支架缩比模型轻量化设计与微变形测量方法流程图，包括如下步骤：
步骤S1、分析工程结构装配关系与环境载荷约束条件，确定工程结构的优化设计域；
所述步骤S1中，对工程结构装配关系进行分析时，考虑结构装配体的运动干涉问题，从而确定结构设计域与非设计域的尺寸范围。
所述步骤S1中，设置的相应环境载荷约束条件信息包括但不限于静力学载荷、动力学载荷、结构边界位移约束、材料属性的许用约束。
步骤S2、搭建ANSYS下的结构拓扑优化环境，完成拓扑以获得结构设计域的主传力路径；
所述步骤S2中，用于搭建拓扑优化环境的仿真平台包括但不限于ANSYS平台、COMSOL平台、OptiStruct平台。
步骤S3、借助SolidWorks对所得到的拓扑构型几何边界进行多边形拟合，获得新结构形式；
所述步骤S3中，对拓扑构型进行边界拟合的平台包括但不限于SolidWorks平台、AutoCAD平台。
步骤S4、通过力学仿真分析，对新结构力学性能进行分析校核，并选定新结构中关键部件的相应形状尺寸作为优化设计变量；
步骤S5、搭建ANSYS和SolidWorks的联合仿真环境，对相应形状尺寸优化变量以离散组合方式开展优化；
所述步骤S5中，对结构形状尺寸优化所搭建的联合仿真平台包括但不限于ANSYS与SolidWorks联合仿真平台、Isight平台。
步骤S6、通过力学仿真分析，对所获得的优化结构力学性能进行校核；
所述步骤S4和步骤S6中，对结构优化力学性能的校核包括但不限于结构应力应变信息、结构位移形变量信息、结构固有振型信息、结构温度梯度信息。
步骤S7、判断当前优化结构力学性能的收敛性，当所优化的结构力学性能满足要求时，优化迭代结束，执行步骤S9，否则执行步骤S8；
步骤S8、根据力学性能的校核结果，对新结构中的相应优化变量作调整，并执行步骤S5；
所述步骤S5和步骤S8中，开展优化的结构尺寸变量包括但不限于二维草图尺寸变量、三维特征尺寸变量。
步骤S9、对获得的优化结构，根据相似理论创建缩比模型，并作相应工程简化与冗余处理；
所述步骤S9中，采用的相似理论具体实现过程如下。
利用结构非线性平衡方程，并做泰勒展开写成增量形式为：
Kδx＝δF
式中，K为刚度矩阵，δx为结构变形的几何线性增量，δF为对应δx下的结构载荷增量。
对结构划分有限元网格类型包括但不限于六面体砖块元、三维四面体单元、三角形棱柱单元，这里以六面体砖块元为例，刚度矩阵K可描述为：
式中，f为结构内力，E为材料属性，a、b、c分别为六面体砖块元的长宽高尺寸参数。
要保证缩比模型与实际结构在相似载荷δF作用下，位移δx也具备相似性，则需保证刚度矩阵K的相似性：
式中，SK为缩比模型刚度矩阵Km与实际结构刚度矩阵Kp的比值，Sf为缩比模型结构内力值fm与实际结构内力值fp的比值，SV为缩比模型体积大小Vm与实际结构体积大小Vp的比值，SE为缩比模型材料弹性模型Em与实际结构材料弹性模量Ep的比值，Sl为对应的缩比模型结构尺寸参数lm与实际结构尺寸参数lp的比值，m为缩比模型的相应参数，p为实际结构的相应参数，V为结构体积，l为结构所有尺寸参数的统一表示；
从而，增量位移的相似比为：
式中，Sδx为缩比模型结构变形的几何线性增量δxm与实际结构变形的几何线性增量δxp的比值，SδF为缩比模型结构载荷增量δFm与实际结构载荷增量δFp的比值；
即在只考虑结构线性变形条件下，可对缩比模型施加任意相似比为δF的载荷，测得缩比模型的变形位移δxm后，可由位移相似比Sδx推导出实际结构的位移δxp。
步骤S10、搭建物理实验平台，完成对缩比模型的工程验证，并判断当所设计结构满足可靠性要求时，执行步骤S11，否则执行步骤S1；
所述步骤10中，搭建用于测试的物理实验平台包括但不限于结构的位移变形量测试。
步骤S11、输出优化结果，得到满足工程要求的设计结构。
本实施例中，如图2(a)所示为对空间载荷3开展地面物理测试时，需设计满足工程要求的航天支架结构，主要包括：安装靶面1、固定支架2、主支撑件4组成。将空间载荷3搭载在固定支架2上，依靠主支撑件4实现结构支撑并达到工程测试要求下，以便开展后续地面物理测试实验。
本实施例中，依据步骤S1，对航天支架的主支撑件4进行工程简化及冗余处理，如图2(b)所示。根据结构装配关系与环境约束条件，设定但不限于本实例所划分的结构设计域与非设计域形式，并将空间载荷3简化为均布载荷F施加于主支撑件4端部。
本实施例中，依据步骤S2至步骤S8，对航天支架主支撑件4的设计域开展结构拓扑优化设计，得到如图3(a)所示的结构主传力路径。进一步地，借助但不限于SolidWorks平台，对所获得的拓扑结构几何边界进行多边形拟合。同时，根据力学性能校核结果，设定但不限于选取结构尺寸DS_P1、DS_P2、DS_P3、DS_P4、DS_P5、DS_P6、DS_P7、DS_P8作为优化变量，如图3(b)所示。最后，借助但不限于在ANSYS与SolidWorks联合仿真平台开展优化工作，对主支撑件4进行形状尺寸优化，得到图3(c)所示的结构轻量化设计结果。
本实施例中，依据步骤S9至步骤S10，为进一步测量航天支架的工程可靠性，搭建物理实验平台。本实施例中，主要对主支撑件4开展工程可靠性测试，所以将主支撑件4固定在基座5上，借助但不限于利用载荷加压装置6对主支撑件4施加静力学载荷，并利用三块反射镜一8、反射镜二9、反射镜三10组成的光学杠杆系统，借助但不限于利用激光器7作为微变形测量系统的光源输出，从而实现对主支撑件4的测量变形值放大。整个物理测量实验在光学平台11上开展，如图4所示。同时，针对测量过程中对主支撑件4的微变形放大量原理，给出了如图5所示的光学杠杆几何说明，其通过变形前后光斑在接收屏12上的距离变化来间接测算主支撑件4的微变形量。最终，实现对航天支架结构的轻量化设计并完成结构的微变形测量，使获得的设计结构满足高可靠性要求。
上述实施例为本发明较佳的实施方式，但本发明的实施方式并不受限于上述的实施例情况，其他的任何未背离本发明的精神实质与原理下所作的改动、组合、替换等，均应包含在本发明的保护范围之内。
Claims (9)
1.基于相似理论的航天支架缩比模型轻量化设计与微变形测量方法，其特征在于，包括如下步骤：
步骤S1、分析工程结构装配关系与环境载荷约束条件，确定工程结构的优化设计域；
步骤S2、搭建ANSYS下的结构拓扑优化环境，完成拓扑以获得结构设计域的主传力路径；
步骤S3、借助SolidWorks对所得到的拓扑构型几何边界进行多边形拟合，获得新结构形式；
步骤S4、通过力学仿真分析，对新结构力学性能进行分析校核，并选定新结构中关键部件的相应形状尺寸作为优化设计变量；
步骤S5、搭建ANSYS和SolidWorks的联合仿真环境，对相应形状尺寸优化变量以离散组合方式开展形状尺寸优化；
步骤S6、通过力学仿真分析，对所获得的优化结构力学性能进行校核；
步骤S7、判断当前优化结构力学性能的收敛性，当所优化的结构力学性能满足要求时，优化迭代结束，执行步骤S9，否则执行步骤S8；
步骤S8、根据力学性能的校核结果，对新结构中的相应优化变量作调整，并执行步骤S5；
步骤S9、对获得的优化结构，根据相似理论创建缩比模型，并作相应工程简化与冗余处理；
在步骤S9中，采用的相似理论具体实现过程如下：
利用结构非线性平衡方程，并做泰勒展开写成增量形式为：
Kδx＝δF
式中，K为刚度矩阵，δx为结构变形的几何线性增量，δF为对应δx下的结构载荷增量；
对结构划分有限元网格类型包括六面体砖块元、三维四面体单元、三角形棱柱单元，这里以六面体砖块元为例，刚度矩阵K可描述为：
式中，f为结构内力，E为材料属性，a、b、c分别为六面体砖块元的长宽高尺寸参数；
要保证缩比模型与实际结构在相似载荷δF作用下，位移δx也具备相似性，则需保证刚度矩阵K的相似性：
式中，SK为缩比模型刚度矩阵Km与实际结构刚度矩阵Kp的比值，Sf为缩比模型结构内力值fm与实际结构内力值fp的比值，SV为缩比模型体积大小Vm与实际结构体积大小Vp的比值，SE为缩比模型材料弹性模型Em与实际结构材料弹性模量Ep的比值，Sl为对应的缩比模型结构尺寸参数lm与实际结构尺寸参数lp的比值，m为缩比模型的相应参数，p为实际结构的相应参数，V为结构体积，l为结构所有尺寸参数的统一表示；
从而，增量位移的相似比为：
式中，Sδx为缩比模型结构变形的几何线性增量δxm与实际结构变形的几何线性增量δxp的比值，SδF为缩比模型结构载荷增量δFm与实际结构载荷增量δFp的比值；
即在只考虑结构线性变形条件下，可对缩比模型施加相似比为δF的载荷，测得缩比模型的变形位移δxm后，可由位移相似比Sδx推导出实际结构的位移δxp；
步骤S10、搭建物理实验平台，完成对缩比模型的工程可靠性验证，并判断当所设计结构满足可靠性要求时，执行步骤S11，否则执行步骤S1；
步骤S11、输出优化结果，得到满足工程要求的设计结构。
2.如权利要求1所述的基于相似理论的航天支架缩比模型轻量化设计与微变形测量方法，其特征在于，在步骤S1中，对工程结构装配关系进行分析时，考虑结构装配体的运动干涉问题，从而确定结构设计域与非设计域的尺寸范围。
3.如权利要求1所述的基于相似理论的航天支架缩比模型轻量化设计与微变形测量方法，其特征在于，在步骤S1中，设置的相应环境载荷约束条件信息包括静力学载荷、动力学载荷、材料属性许用约束、结构边界位移约束。
4.如权利要求1所述的基于相似理论的航天支架缩比模型轻量化设计与微变形测量方法，其特征在于，在步骤S2中，用于搭建拓扑优化环境的仿真平台包括ANSYS平台、COMSOL平台、OptiStruct平台。
5.如权利要求1所述的基于相似理论的航天支架缩比模型轻量化设计与微变形测量方法，其特征在于，在步骤S3中，对拓扑构型进行边界拟合的平台包括SolidWorks平台、AutoCAD平台。
6.如权利要求1所述的基于相似理论的航天支架缩比模型轻量化设计与微变形测量方法，其特征在于，在步骤S4和步骤S6中，对结构优化力学性能的校核包括结构应力应变信息、结构位移形变量信息、结构固有振型信息、结构温度梯度信息。
7.如权利要求1所述的基于相似理论的航天支架缩比模型轻量化设计与微变形测量方法，其特征在于，在步骤S5中，对结构形状尺寸优化所搭建的联合仿真平台包括ANSYS与SolidWorks联合仿真平台、Isight多物理场耦合平台。
8.如权利要求1所述的基于相似理论的航天支架缩比模型轻量化设计与微变形测量方法，其特征在于，在步骤S5和步骤S8中，开展优化的结构尺寸变量包括二维草图尺寸变量、三维特征尺寸变量。
9.如权利要求1所述的基于相似理论的航天支架缩比模型轻量化设计与微变形测量方法，其特征在于，在步骤10中，搭建的物理实验平台包括结构位移变形量测试。
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| 连续体结构静力学拓扑优化研究;张军峰;《中国优秀硕士学位论文全文数据库工程科技Ⅱ辑》;20210815(第（2021）08期);C031-121 * |
| 预应力索杆结构模型相似理论及其验证;马烁 等;《建筑结构学报》;20200316;95-103 * |
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