CN113297709A - 一种试验件的建模方法、装置、设备、存储介质及试验件 - Google Patents

Abstract

本申请实施例涉及一种用于模拟太阳翼基板的试验件的建模方法、装置、设备、存储介质及试验件。上述试验件为金属材质的桁架结构，该方法包括：对待模拟太阳翼基板进行有限元分析，得到力学分析结果；其中，待模拟太阳翼基板为航天器中实际使用的太阳翼基板；获取待模拟太阳翼基板的平面尺寸以及待模拟太阳翼的质量；以上述力学分析结果为优化目标，平面尺寸和质量为约束条件，对形成桁架结构的部件的截面尺寸和桁架结构的布局样式进行优化，从而得到试验件。该方法缩短了试验件的加工周期，降低了试验成本，并且使得试验件的力学性能与航天器中实际使用的太阳翼基板相匹配，规避了采用真实太阳翼基板进行试验带来的安全性风险。

Description

一种试验件的建模方法、装置、设备、存储介质及试验件

技术领域

本申请涉及卫星技术领域，特别是涉及一种用于模拟太阳翼基板的试验件的建模方法、装置、设备、存储介质及试验件。

背景技术

目前，在进行太阳翼展开机构试验或整星结构鉴定试验时，有的采用真实的太阳翼基板结构进行试验，真实的太阳翼基板结构是指最终的太阳翼基板验收件或额外投产的备件。但是，真实的太阳翼基板多为碳纤维蒙皮-铝蜂窝芯子-碳纤维蒙皮形式的蜂窝夹层结构，其加工周期长，不能满足民用航天对研制周期的要求；此外，蜂窝夹层结构加工复杂，价格相对昂贵，并且如果使用验收件进行试验，可能会对最终产品的结构性能带来未知的不利影响，如果额外投产更多的备件更是会增加卫星设计的成本。

发明内容

基于此，本申请实施例提供一种用于模拟太阳翼基板的试验件的建模方法、装置、设备、存储介质及试验件，不仅能够降低试验成本，缩短研制周期，并且能够满足试验所需的刚度要求。

第一方面，本申请实施例提供一种用于模拟太阳翼基板的试验件的建模方法，所述试验件为金属材质的桁架结构，所述方法包括：

对待模拟太阳翼基板进行有限元分析，得到力学分析结果；其中，所述待模拟太阳翼基板为航天器中实际使用的太阳翼基板；

获取所述待模拟太阳翼基板的平面尺寸以及待模拟太阳翼的质量；

以所述力学分析结果为优化目标，所述平面尺寸和质量为约束条件，对形成所述桁架结构的部件的截面尺寸和所述桁架结构的布局样式进行优化，从而得到所述试验件。

第二方面，本申请实施例提供一种用于模拟太阳翼基板的试验件的建模装置，所述试验件为金属材质的桁架结构，所述装置包括：

第一处理模块，用于对待模拟太阳翼基板进行有限元分析，得到力学分析结果；其中，所述待模拟太阳翼基板为航天器中实际使用的太阳翼基板；

获取模块，用于获取所述待模拟太阳翼基板的平面尺寸以及待模拟太阳翼的质量；

第二处理模块，用于以所述力学分析结果为优化目标，所述平面尺寸和质量为约束条件，对形成所述桁架结构的部件的截面尺寸和所述桁架结构的布局样式进行优化，从而得到所述试验件。

第三方面，本申请实施例提供一种用于模拟太阳翼基板的试验件的建模设备，包括存储器和处理器，所述存储器存储有计算机程序，所述处理器执行所述计算机程序时实现本申请实施例第一方面提供的用于模拟太阳翼基板的试验件的建模方法的步骤。

第四方面，本申请实施例提供一种计算机可读存储介质，其上存储有计算机程序，所述计算机程序被处理器执行时实现本申请实施例第一方面提供的用于模拟太阳翼基板的试验件的建模方法的步骤。

第五方面，本申请实施例提供一种用于模拟太阳翼基板的试验件，所述试验件为金属材质的桁架结构；其中，形成所述桁架结构的部件的截面尺寸和所述桁架结构的布局样式通过本申请实施例第一方面提供的用于模拟太阳翼基板的试验件的建模方法优化得到。

本申请实施例提供的技术方案，用于模拟太阳翼基板的试验件为金属材质的桁架结构，该结构相比蜂窝夹层结构的太阳翼基板来说，制作工艺简单，因此，缩短了加工周期，能够满足民用航天对研制周期的要求，同时也降低了生产成本；并且，通过以航天器中实际使用的太阳翼基板的力学分析结果作为优化目标，以及以航天器中实际使用的太阳翼基板的平面尺寸和太阳翼的质量为约束条件，对形成桁架结构的部件的截面尺寸和桁架结构的布局样式进行优化，使得最终得到的试验件的力学性能与航天器中实际使用的太阳翼基板相匹配，不仅满足了试验所需的刚度要求，也规避了采用真实太阳翼基板进行试验带来的安全性风险。

附图说明

图1为本申请实施例提供的用于模拟太阳翼基板的试验件的一种结构示意图；

图2为本申请实施例提供的用于模拟太阳翼基板的试验件的建模方法的一种流程示意图；

图3为本申请实施例提供的用于模拟太阳翼基板的试验件的建模装置的一种结构示意图；

图4为本申请实施例提供的用于模拟太阳翼基板的试验件的建模设备的一种结构示意图。

具体实施方式

一般地，可以采用以下方式进行太阳翼展开机构试验或整星结构鉴定试验：

方式一：采用真实的太阳翼基板结构进行试验，真实的太阳翼基板结构是指最终的太阳翼基板验收件或额外投产的备件。

方式二：采用与真实的太阳翼基板刚度差别较大的模拟结构件进行试验。

上述方式一，真实的太阳翼基板结构多为碳纤维蒙皮-铝蜂窝芯子-碳纤维蒙皮形式的蜂窝夹层结构，加工周期长，不能满足民用航天快速设计-投产-交付的研制周期要求；此外，蜂窝夹层结构加工复杂，价格相对昂贵，如果用验收件进行试验，可能会对最终产品的结构性能带来未知的不利影响，而如果额外投产更是会提高卫星设计的成本。

上述方式二，采用刚度差别较大的结构件模拟太阳翼基板，则在对太阳翼展开机构试验以及整星结构鉴定试验时，由于模拟件与真实的太阳翼基板刚度较大差别，可能导致试验不充分，甚至无法验证卫星相关结构的静动力学特性，存在结构性能的隐患。

为此，本申请实施例提供的技术方案，旨在解决上述方式中存在的技术问题。

为了使本申请的目的、技术方案及优点更加清楚明白，通过下述实施例并结合附图，对本申请实施例中的技术方案进行进一步详细说明。应当理解，此处所描述的具体实施例仅用以解释本申请，并不用于限定本申请。

在实际应用中，可以预先设置多个试验件的备选结构，通过对多个备选结构的制作工艺、周期以及费用进行评估，选取制作工作简单、周期短且费用较低的备选结构作为试验件。经过反复评估，可以选取如图1所示的试验件等效模拟航天器中实际使用的太阳翼基板。

如图1所示，本申请实施例提供了一种用于模拟太阳翼基板的试验件，该试验件为金属材质的桁架结构。通过该结构形式等效模拟真实太阳翼基板的蜂窝夹层结构，与蜂窝夹层结构相比，该试验件的结构简单、制作工艺简单且制作成本较低。

可选地，形成上述桁架结构的部件的材质可以为铝合金，也可以为其它成本更低的钢材。为了进一步降低该试验件的制作成本，可选地，该桁架结构可以通过焊接或者螺接的方式得到。形成上述桁架结构的部件可以为工字梁、L型梁、T字梁、圆形管或者矩形管，当然也可以为其他类型的型材(图1仅以桁架结构的部件为矩形管，布局样式为口字形内部加米字形的结合为例示出)。上述桁架结构的布局样式可以理解为各部件所形成的布局形式，例如采用多少个部件，形成什么样的布局形式，比如对称型的布局样式。可选地，上述桁架结构的布局样式可以为米字形、日字形、田字形以及口字形中的任意一种，或者为米字形、日字形、田字形、W形以及口字形中至少两种的结合，当然，也可以采用其他的布局样式。在实际应用中，具体采用什么样的布局样式形成桁架结构的试验件可以通过下述建模方法优化得到。

在确定了试验件的整体架构之后，可以通过下述方法对形成桁架结构的部件的截面尺寸和桁架结构的布局样式进行优化，以使桁架结构的试验件的力学性能与真实的太阳翼基板相匹配。

接下来，具体介绍试验件的参数优化过程，需要说明的是，下述方法实施例的执行主体可以是用于模拟太阳翼基板的试验件的建模装置，该装置可以通过软件、硬件或者软硬件结合的方式实现成为电子设备的部分或者全部。可选的，该电子设备可以为个人计算机、智能手机、平板电脑以及车载终端等，本公开实施例对电子设备的具体形式不做限定。下述方法实施例以执行主体是电子设备为例进行说明。

具体的，如图2所示，该方法可以包括：

S201、对待模拟太阳翼基板进行有限元分析，得到力学分析结果。

其中，所述待模拟太阳翼基板为航天器中实际使用的太阳翼基板。这里的有限元分析主要是指对待模拟太阳翼基板的静刚度分析以及模态分析，模态分析主要是指对待模拟太阳翼基板的振动频率进行分析。通过有限元分析，可以获得待模拟太阳基板的静动力学特性，该静动力学特性可以认为是上述力学分析结果。

在实际应用中，可以预先建立有限元模型，并通过建立好的有限元模型，对真实的太阳翼基板进行静刚度分析以及模态分析。

S202、获取所述待模拟太阳翼基板的平面尺寸以及待模拟太阳翼的质量。

其中，待模拟太阳翼包括真实的太阳翼基板和布置在太阳翼基板上的太阳能电池片，因此，该质量不仅包括真实的太阳翼基板的质量，还包括太阳能电池片的质量。为了通过试验件等效模拟真实的太阳翼基板，因此，需要试验件的平面尺寸与真实的太阳翼基板的平面尺寸相匹配；同时，在等效模拟真实的太阳翼基板的同时，为了能够模拟真实的太阳翼的静动力学特性，还需要试验件的质量与真实的太阳翼的质量相匹配。当然，在实际应用中，可以允许试验件的质量与真实的太阳翼的质量之间存在一定的误差。

为此，电子设备需要获取真实的太阳翼基板(即航天器中实际使用的太阳翼基板)的平面尺寸和真实的太阳翼的质量。

S203、以所述力学分析结果为优化目标，所述平面尺寸和质量为约束条件，对形成所述桁架结构的部件的截面尺寸和所述桁架结构的布局样式进行优化，从而得到所述试验件。

可以理解的是，在试验件的平面尺寸和质量给定的前提下，下述参数之间是相互约束的。其中，具体的参数为形成桁架结构的部件的截面尺寸、部件的数量以及部件之间的布局样式。

在得到真实的太阳翼基板的有限元分析结果、真实的太阳翼基板的平面尺寸以及真实的太阳翼的质量之后，电子设备可以将上述有限元分析结果作为试验件的期望力学分析结果，即优化目标，并将真实的太阳翼基板的平面尺寸以及真实的太阳翼的质量作为试验件的约束条件，对形成桁架结构的部件的截面尺寸、部件的数量以及各部件之间的布局样式进行反复优化，直至试验件的力学分析结果满足上述优化目标，且试验件的平面尺寸和质量也满足上述约束条件，从而得到与真实的太阳翼基板等效性能的试验件。

在试验件满足整体的静动力学特性要求后，还可以进一步对试验件的结构进行详细设置。例如，在桁架结构上设置对外连接的接口结构，以及对桁架结构上承受载荷较大的薄弱区域进行局部加强。

在对试验件的结构进行详细设置之后，还需要再次核查试验件的质量以及静动力学特性是否满足要求。

为此，在上述实施例的基础上，可选地，在上述S203中对形成桁架结构的部件的截面尺寸和桁架结构的布局样式进行优化之后，该方法还可以包括：

步骤1：确定第一试验件的当前质量以及当前力学分析结果。

其中，所述第一试验件是通过在优化后的桁架结构上设置接口结构后得到的，所述接口结构用于连接外部设备。接口结构主要包括太阳翼的翻转结构连接点以及压紧点。

在对优化后的桁架结构上设置接口结构以及局部加强后，测量第一试验件的当前质量，并对第一试验件进行有限元分析，以获取第一试验件的当前力学分析结果。

步骤2：在所述当前质量不满足期望质量和/或所述当前力学分析结果不满足期望力学分析结果时，调整所述接口结构，直至所述当前质量满足所述期望质量，且所述当前力学分析结果满足所述期望力学分析结果，从而得到第二试验件。

其中，所述期望质量与所述待模拟太阳翼的质量相关，通常期望质量与作为约束条件的真实的太阳翼的质量相匹配，在实际应用中，允许期望质量与真实的太阳翼的质量之间存在一定的误差。上述期望力学分析结果是指真实的太阳翼基板的力学分析结果，其为试验件的参数优化目标。

电子设备仍以上述期望质量作为约束条件，期望力学分析结果作为优化目标，对第一试验件的接口结构或者局部加强方式进行调整，使其在期望质量的约束条件下满足等效结构件所要求的静动力学特性，从而得到与真实的太阳翼基板力学性能等效的第二试验件。

本申请实施例提供的用于模拟太阳翼基板的试验件的建模方法，用于模拟太阳翼基板的试验件为金属材质的桁架结构，该结构相比蜂窝夹层结构的太阳翼基板来说，制作工艺简单，因此，缩短了加工周期，能够满足民用航天对研制周期的要求，同时也降低了生产成本；并且，通过以航天器中实际使用的太阳翼基板的力学分析结果作为优化目标，以及以航天器中实际使用的太阳翼基板的平面尺寸和太阳翼的质量为约束条件，对形成桁架结构的部件的截面尺寸和桁架结构的布局样式进行优化，使得最终得到的试验件的力学性能与航天器中实际使用的太阳翼基板相匹配，不仅满足了试验所需的刚度要求，也规避了采用真实太阳翼基板进行试验带来的安全性风险。

图3为本申请实施例提供的用于模拟太阳翼基板的试验件的建模装置的结构示意图。上述试验件为金属材质的桁架结构，如图3所示，该装置可以包括：第一处理模块301、获取模块302和第二处理模块303。

具体的，第一处理模块301用于对待模拟太阳翼基板进行有限元分析，得到力学分析结果；其中，所述待模拟太阳翼基板为航天器中实际使用的太阳翼基板；

获取模块302用于获取所述待模拟太阳翼基板的平面尺寸以及待模拟太阳翼的质量；

第二处理模块303用于以所述力学分析结果为优化目标，所述平面尺寸和质量为约束条件，对形成桁架结构的部件的截面尺寸和所述桁架结构的布局样式进行优化，从而得到所述试验件。

本申请实施例提供的用于模拟太阳翼基板的试验件的建模装置，用于模拟太阳翼基板的试验件为金属材质的桁架结构，该结构相比蜂窝夹层结构的太阳翼基板来说，制作工艺简单，因此，缩短了加工周期，能够满足民用航天对研制周期的要求，同时也降低了生产成本；并且，通过以航天器中实际使用的太阳翼基板的力学分析结果作为优化目标，以及以航天器中实际使用的太阳翼基板的平面尺寸和太阳翼的质量为约束条件，对形成桁架结构的部件的截面尺寸和桁架结构的布局样式进行优化，使得最终得到的试验件的力学性能与航天器中实际使用的太阳翼基板相匹配，不仅满足了试验所需的刚度要求，也规避了采用真实太阳翼基板进行试验带来的安全性风险。

可选地，所述桁架结构的部件为工字梁、L型梁、T字梁、圆形管或者矩形管。

可选地，所述桁架结构的布局样式为米字形、日字形、田字形以及口字形中的任意一种，或者为米字形、日字形、田字形以及口字形中至少两种的结合。

可选地，所述试验件的材质为铝合金或者钢。

可选地，所述桁架结构通过焊接或者螺接的方式得到。

在上述实施例的基础上，可选地，该装置还可以包括：确定模块和第三处理模块。

具体的，确定模块用于在第二处理模块303以所述力学分析结果为优化目标，所述平面尺寸和质量为约束条件，对形成所述桁架结构的部件的截面尺寸和所述桁架结构的布局样式进行优化之后，确定第一试验件的当前质量以及当前力学分析结果；其中，所述第一试验件是通过在优化后的桁架结构上设置接口结构后得到的，所述接口结构用于连接外部设备；

第三处理模块用于在所述当前质量不满足期望质量和/或所述当前力学分析结果不满足期望力学分析结果时，调整所述接口结构，直至所述当前质量满足所述期望质量，且所述当前力学分析结果满足所述期望力学分析结果，从而得到第二试验件；其中，所述期望质量与所述待模拟太阳翼的质量相关。

在一个实施例中，还提供了一种用于模拟太阳翼基板的试验件的建模设备，该设备的内部结构图可以如图4所示。该设备包括通过系统总线连接的处理器和存储器。其中，该设备的处理器用于提供计算和控制能力。该设备的存储器包括非易失性存储介质、内存储器。该非易失性存储介质存储有操作系统、计算机程序和数据库。该内存储器为非易失性存储介质中的操作系统和计算机程序的运行提供环境。该设备的数据库用于存储试验件的建模过程中所需的数据。该计算机程序被处理器执行时以实现一种用于模拟太阳翼基板的试验件的建模方法。

本领域技术人员可以理解，图4中示出的结构，仅仅是与本申请方案相关的部分结构的框图，并不构成对本申请方案所应用于其上的用于模拟太阳翼基板的试验件的建模设备的限定，具体的设备可以包括比图中所示更多或更少的部件，或者组合某些部件，或者具有不同的部件布置。

在一个实施例中，提供了一种用于模拟太阳翼基板的试验件的建模设备，上述试验件为金属材质的桁架结构，上述设备包括存储器和处理器，存储器中存储有计算机程序，该处理器执行计算机程序时实现以下步骤：

对待模拟太阳翼基板进行有限元分析，得到力学分析结果；其中，所述待模拟太阳翼基板为航天器中实际使用的太阳翼基板；

获取所述待模拟太阳翼基板的平面尺寸以及待模拟太阳翼的质量；

以所述力学分析结果为优化目标，所述平面尺寸和质量为约束条件，对形成所述桁架结构的部件的截面尺寸和所述桁架结构的布局样式进行优化，从而得到所述试验件。

在一个实施例中，还提供了一种计算机可读存储介质，其上存储有计算机程序，计算机程序被处理器执行时实现以下步骤：

对待模拟太阳翼基板进行有限元分析，得到力学分析结果；其中，所述待模拟太阳翼基板为航天器中实际使用的太阳翼基板；

获取所述待模拟太阳翼基板的平面尺寸以及待模拟太阳翼的质量；

以所述力学分析结果为优化目标，所述平面尺寸和质量为约束条件，对形成所述桁架结构的部件的截面尺寸和所述桁架结构的布局样式进行优化，从而得到所述试验件。

上述实施例中提供的用于模拟太阳翼基板的试验件的建模装置、设备以及存储介质可执行本公开任意实施例所提供的用于模拟太阳翼基板的试验件的建模方法，具备执行该方法相应的功能模块和有益效果。未在上述实施例中详尽描述的技术细节，可参见本公开任意实施例所提供的用于模拟太阳翼基板的试验件的建模方法。

在一个实施例中，还提供了一种用于模拟太阳翼基板的试验件，该试验件为金属材质的桁架结构；其中，形成所述桁架结构的部件的截面尺寸和所述桁架结构的布局样式通过上述任意实施例所述的用于模拟太阳翼基板的试验件的建模方法优化得到。

由于上述试验件属于桁架结构，相比蜂窝夹层结构，结构简单且制作工艺简单。同时，采用上述建模方法对形成桁架结构的部件的截面尺寸以及桁架结构的布局样式进行优化，使得最终得到的试验件的力学性能与真实的太阳翼基板相匹配。这样，在该试验件投产之后，不仅减少了试验件的生产成本，缩短了生产周期，且所生成的试验件能够满足试验所需的刚度要求。

以上所述实施例的各技术特征可以进行任意的组合，为使描述简洁，未对上述实施例中的各个技术特征所有可能的组合都进行描述，然而，只要这些技术特征的组合不存在矛盾，都应当认为是本说明书记载的范围。

以上所述实施例仅表达了本申请的几种实施方式，其描述较为具体和详细，但并不能因此而理解为对本申请专利范围的限制。应当指出的是，对于本领域的普通技术人员来说，在不脱离本申请构思的前提下，还可以做出若干变形和改进，这些都属于本申请的保护范围。因此，本申请专利的保护范围应以所附权利要求为准。

Claims (10)

1.一种用于模拟太阳翼基板的试验件的建模方法，其特征在于，所述试验件为金属材质的桁架结构，所述方法包括：

对待模拟太阳翼基板进行有限元分析，得到力学分析结果；其中，所述待模拟太阳翼基板为航天器中实际使用的太阳翼基板；

获取所述待模拟太阳翼基板的平面尺寸以及待模拟太阳翼的质量；

以所述力学分析结果为优化目标，所述平面尺寸和质量为约束条件，对形成所述桁架结构的部件的截面尺寸和所述桁架结构的布局样式进行优化，从而得到所述试验件。

2.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述桁架结构的部件为工字梁、L型梁、T字梁、圆形管或者矩形管。

3.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述桁架结构的布局样式为米字形、日字形、田字形以及口字形中的任意一种，或者为米字形、日字形、田字形以及口字形中至少两种的结合。

4.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述试验件的材质为铝合金或者钢。

5.根据权利要求1至4中任一项所述的方法，其特征在于，所述桁架结构通过焊接或者螺接的方式得到。

6.根据权利要求1至4中任一项所述的方法，其特征在于，在所述以所述力学分析结果为优化目标，所述平面尺寸和质量为约束条件，对形成所述桁架结构的部件的截面尺寸和所述桁架结构的布局样式进行优化之后，所述方法还包括：

确定第一试验件的当前质量以及当前力学分析结果；其中，所述第一试验件是通过在优化后的桁架结构上设置接口结构后得到的，所述接口结构用于连接外部设备；

在所述当前质量不满足期望质量和/或所述当前力学分析结果不满足期望力学分析结果时，调整所述接口结构，直至所述当前质量满足所述期望质量，且所述当前力学分析结果满足所述期望力学分析结果，从而得到第二试验件；其中，所述期望质量与所述待模拟太阳翼的质量相关。

7.一种用于模拟太阳翼基板的试验件的建模装置，其特征在于，所述试验件为金属材质的桁架结构，所述装置包括：

第一处理模块，用于对待模拟太阳翼基板进行有限元分析，得到力学分析结果；其中，所述待模拟太阳翼基板为航天器中实际使用的太阳翼基板；

获取模块，用于获取所述待模拟太阳翼基板的平面尺寸以及待模拟太阳翼的质量；

第二处理模块，用于以所述力学分析结果为优化目标，所述平面尺寸和质量为约束条件，对形成所述桁架结构的部件的截面尺寸和所述桁架结构的布局样式进行优化，从而得到所述试验件。

8.一种用于模拟太阳翼基板的试验件的建模设备，包括存储器和处理器，所述存储器存储有计算机程序，其特征在于，所述处理器执行所述计算机程序时实现权利要求1至6中任一项所述方法的步骤。

9.一种计算机可读存储介质，其上存储有计算机程序，其特征在于，所述计算机程序被处理器执行时实现权利要求1至6中任一项所述方法的步骤。

10.一种用于模拟太阳翼基板的试验件，其特征在于，所述试验件为金属材质的桁架结构；

其中，形成所述桁架结构的部件的截面尺寸和所述桁架结构的布局样式通过权利要求1至6中任一项所述的方法优化得到。

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