CN114889845A - 一种可重构航天器模块单元构型布局设计方法 - Google Patents
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Abstract
本发明公开了一种可重构航天器模块单元构型布局设计方法，包括：步骤1，确定针对可重构航天器模块单元的系统指标需求；步骤2，根据确定的系统指标需求，对可重构航天器模块单元的结构型式规格进行设计；步骤3，根据确定的系统指标需求，对标准对接接口的型式规格进行设计；步骤4，根据确定的系统指标需求，对内部载荷在模块结构本体上的安装位置进行设计；步骤5，检查步骤2～4的设计结果是否满足系统指标需求及任务需求，如不满足，则重复执行步骤2～4，对步骤2～4的设计进行迭代优化。本发明能够根据可重构航天器模块单元的指标要求快速完成模块单元的构型布局设计，包括模块结构型式规格、标准对接接口型式规格、模块单元布局方式等内容。
Description
技术领域
本发明属于航天技术领域，尤其涉及一种可重构航天器模块单元构型布局设计方法。
背景技术
随着人类对太空利用需求的拓展、对卫星研制需求的提高，传统卫星的一次性发射工作方式已经满足不了空间技术的快速发展需求，可重构航天器逐渐成为未来空间系统发展的重要方向。
可重构航天器采用模块化设计，由多个系列化模块单元组成，模块单元之间通过标准对接接口连接，便于航天器在轨维护和升级。模块单元的设计需要综合考虑系统功能要求、性能指标等多项约束条件，其设计状态的优劣直接影响到整个航天器的功能性能。
目前，世界各国的模块化可重构航天器项目均未形成系统性的模块单元构型布局设计方法，也未完整覆盖航天器各模块间的机械、电能、信息、气液连接功能，无法满足可重构航天器模块单元的设计需求。
发明内容
本发明的技术解决问题：克服现有技术的不足，提供一种可重构航天器模块单元构型布局设计方法，能够根据可重构航天器模块单元的指标要求快速完成模块单元的构型布局设计，包括模块结构型式规格、标准对接接口型式规格、模块单元布局方式等内容。
为了解决上述技术问题，本发明公开了一种可重构航天器模块单元构型布局设计方法，包括：
步骤1，确定针对可重构航天器模块单元的系统指标需求；其中，可重构航天器模块单元包括：模块结构本体、安装在模块结构本体上的标准对接接口、以及设置在模块结构本体内部的内部载荷；
步骤2，根据确定的系统指标需求，对可重构航天器模块单元的结构型式规格进行设计；
步骤3，根据确定的系统指标需求，对标准对接接口的型式规格进行设计；
步骤4，根据确定的系统指标需求，对内部载荷在模块结构本体上的安装位置进行设计；
步骤5，检查步骤2～4的设计结果是否满足系统指标需求及任务需求，如不满足，则重复执行步骤2～4，对步骤2～4的设计进行迭代优化，直至步骤2～4的设计结果满足系统指标需求及任务需求。
在上述可重构航天器模块单元构型布局设计方法中，系统指标需求，包括：可重构航天器模块单元间连接关系需求、可重构航天器模块单元间连接力需求F0、可重构航天器模块单元间电能传输功率需求P0和电压需求V0、可重构航天器模块单元间传输速率需求S0、可重构航天器模块单元间气液传输需求、可重构航天器模块单元内部载荷质量需求m及内部载荷所需安装空间需求Lzx×Lzy×Lzz、可重构航天器模块单元最大外形尺寸需求Lwx×Lwy×Lwz和可重构航天器模块单元力学环境适应性需求。
在上述可重构航天器模块单元构型布局设计方法中，根据确定的系统指标需求，对可重构航天器模块单元的结构型式规格进行设计，包括：
根据可重构航天器模块单元间连接关系需求，确定模块结构本体上的标准对接接口的安装部位、数量、位置及接口状态；
根据可重构航天器模块单元间连接力需求F0、可重构航天器模块单元内部载荷所需安装空间需求Lzx×Lzy×Lzz和可重构航天器模块单元最大外形尺寸需求Lwx×Lwy×Lwz，确定模块结构本体的实际外形尺寸；
根据可重构航天器模块单元内部载荷质量需求m和可重构航天器模块单元力学环境适应性需求，通过数字化模型设计、仿真分析，确定模块结构本体的具体型式：连接形式、结构板规格。
在上述可重构航天器模块单元构型布局设计方法中，模块结构本体为六面体结构，包括：+X面、-X面、+Y面、-Y面、+Z面和-Z面；其中，+X面、-X面、+Y面、-Y面、+Z面和-Z面上的标准对接接口的接口状态依次记作：e+X、e-X、e+Y、e-Y、e+Z和e-Z，则根据可重构航天器模块单元间连接关系需求，有：
若当前可重构航天器模块单元的模块结构本体的+X面与其它可重构航天器模块单元连接，则e+X＝1；否则，e+X＝0；
若当前可重构航天器模块单元的模块结构本体的-X面与其它可重构航天器模块单元连接，则e-X＝1；否则，e-X＝0；
若当前可重构航天器模块单元的模块结构本体的+Y面与其它可重构航天器模块单元连接，则e+Y＝1；否则，e+Y＝0；
若当前可重构航天器模块单元的模块结构本体的-Y面与其它可重构航天器模块单元连接，则e-Y＝1；否则，e-Y＝0；
若当前可重构航天器模块单元的模块结构本体的+Z面与其它可重构航天器模块单元连接，则e+Z＝1；否则，e+Z＝0；
若当前可重构航天器模块单元的模块结构本体的-Z面与其它可重构航天器模块单元连接，则e-Z＝1；否则，e-Z＝0；
进而，当前可重构航天器模块单元的模块结构本体上的标准对接接口的总数量为ea：
ea＝e+X+e-X+e+Y+e-Y+e+Z+e-Z。
在上述可重构航天器模块单元构型布局设计方法中，根据可重构航天器模块单元间连接力需求F0、可重构航天器模块单元内部载荷所需安装空间需求Lzx×Lzy×Lzz和可重构航天器模块单元最大外形尺寸需求Lwx×Lwy×Lwz，确定模块结构本体的实际外形尺寸，包括：
根据F0，确定模块结构本体上的标准对接接口的厚度Lk；
根据可重构航天器模块单元内部载荷所需安装空间需求Lzx×Lzy×Lzz，结合Lk、e+X、e-X、e+Y、e-Y、e+Z和e-Z，进行迭代计算，直至得到满足可重构航天器模块单元最大外形尺寸需求Lwx×Lwy×Lwz的模块结构本体的实际外形尺寸Lx×Ly×Lz。
在上述可重构航天器模块单元构型布局设计方法中，若0N<F0≤200N，则Lk＝30mm；若200N<F0≤1000N，则Lk＝60mm；若1000N<F0≤5000N，则Lk＝120mm。
在上述可重构航天器模块单元构型布局设计方法中，根据可重构航天器模块单元内部载荷所需安装空间需求Lzx×Lzy×Lzz，结合Lk、e+X、e-X、e+Y、e-Y、e+Z和e-Z，进行迭代计算，直至得到满足可重构航天器模块单元最大外形尺寸需求Lwx×Lwy×Lwz的模块结构本体的实际外形尺寸Lx×Ly×Lz，包括：
确定Lx×Ly×Lz的解算公式：
Lx＝Lzx+Lk·(e+X+e-X)+Lb
Ly＝Lzy+Lk·(e+Y+e-Y)+Lb
Lz＝Lzz+Lk·(e+Z+e-Z)+Lb
其中，Lb是与结构板厚度相关的值，初步计算时取Lb＝50mm，后续根据情况进行迭代调整；若Lx≤Lwx且Ly≤Lwy且Lz≤Lwz，则对于模块结构本体的实际外形尺寸Lx×Ly×Lz的设计成立，继续后续设计步骤；否则，对于模块结构本体的实际外形尺寸Lx×Ly×Lz的设计不成立，与用户沟通是否修改需求。
在上述可重构航天器模块单元构型布局设计方法中，标准对接接口中包括如下部件中的至少一种：机械连接部件、电能传输部件、信息传输部件和气液传输部件。
在上述可重构航天器模块单元构型布局设计方法中，根据确定的系统指标需求，对标准对接接口的型式规格进行设计，包括：
根据可重构航天器模块单元间连接关系需求，确定机械连接部件的规格参数；
根据可重构航天器模块单元间电能传输功率需求P0和电压需求V0，确定电能传输部件的规格参数；
根据可重构航天器模块单元间传输速率需求S0，确定信息传输部件的规格参数；
根据可重构航天器模块单元间气液传输需求，确定气液传输部件的规格参数；
确定标准对接接口内部各部件布局，对上述机械连接部件、电能传输部件、信息传输部件和气液传输部件进行组合，形成多种可行的标准对接接口内部型式组合及布局方式，并选择体积最小的设计状态开展后续工作。
在上述可重构航天器模块单元构型布局设计方法中，根据确定的系统指标需求，对内部载荷在模块结构本体上的安装位置进行设计，包括：根据可重构航天器模块单元的各内部载荷的质量需求及所需安装空间需求，确定的各内部载荷在模块结构本体上的安装位置；其中，质量不大于预设质量阈值的内部载荷安装在模块结构本体的顶板上，质量大于预设质量阈值的内部载荷安装在模块结构本体的底板上。
本发明具有以下优点：
(1)本发明公开了一种可重构航天器模块单元构型布局设计方法，利用此方法可以快速地确定模块结构本体的型式规格、标准对接接口的型式规格、可重构航天器模块单元的布局方式等设计状态。
(2)本发明公开了一种可重构航天器模块单元构型布局设计方法，完整覆盖了航天器各模块单元间的机械、电能、信息、气液连接功能设计，可以有效地支撑模块化可重构航天器的功能实现。
附图说明
图1是本发明实施例中一种可重构航天器模块单元构型布局设计方法的步骤流程图；
图2是本发明实施例中一种可重构航天器模块单元的构型示例图；
图3是本发明实施例中一种多个可重构航天器模块单元的组合装配示意图；
图4是本发明实施例中一种标准对接接口内部布局方式1的示例图；
图5是本发明实施例中一种标准对接接口内部布局方式2的示例图；
图6是本发明实施例中一种标准对接接口内部布局方式3的示例图。
具体实施方式
为使本发明的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合附图对本发明公开的实施方式作进一步详细描述。
针对可重构航天器模块单元设计问题，本发明公开了一种可重构航天器模块单元构型布局设计方法，根据可重构航天器模块单元的指标需求对模块结构本体的型式规格、标准对接接口的型式规格、模块单元的布局方式等设计状态进行确定，并通过多轮迭代进行优化。
如图1，在本实施例中，该可重构航天器模块单元构型布局设计方法，包括：
步骤1，确定针对可重构航天器模块单元的系统指标需求。
在本实施例中，如图2～3，可重构航天器模块单元具体可以包括：模块结构本体100、安装在模块结构本体上的标准对接接口、以及设置在模块结构本体内部的内部载荷。其中，标准对接接口可以是多个，如图2所示的标准对接接口A201、标准对接接口B202等；内部载荷也可以是多个，如图2所示的内部载荷A301、内部载荷B302等。需要说明的是，根据任务需求的不同，不同可重构航天器模块单元中标准对接接口的种类、数量以及内部载荷的种类、数量有所区别，可根据实际情况确定。
优选的，系统指标需求主要包括：
1)可重构航天器模块单元间连接关系需求，即明确某可重构航天器模块单元的哪个面需要与其它可重构航天器模块单元连接；
2)可重构航天器模块单元间连接力需求F0；
3)可重构航天器模块单元间电能传输功率需求P0和电压需求V0；
4)可重构航天器模块单元间传输速率需求S0；
5)可重构航天器模块单元间气液传输需求；
6)可重构航天器模块单元内部载荷质量需求m及内部载荷所需安装空间需求Lzx×Lzy×Lzz，即X向尺寸×Y向尺寸×Z向尺寸；
7)可重构航天器模块单元最大外形尺寸需求Lwx×Lwy×Lwz，即X向最大尺寸×Y向最大尺寸×Z向最大尺寸；
8)可重构航天器模块单元力学环境适应性需求。
步骤2，根据确定的系统指标需求，对可重构航天器模块单元的结构型式规格进行设计。
在本实施例中，步骤2的具体实现可以如下：
(21)根据可重构航天器模块单元间连接关系需求，确定模块结构本体上的标准对接接口的安装部位、数量、位置及接口状态。
在本实施例中，如图2所示，模块结构本体一般为六面体结构，具体包括六个面：+X面、-X面、+Y面、-Y面、+Z面和-Z面。其中，+X面、-X面、+Y面、-Y面、+Z面和-Z面上的标准对接接口的接口状态依次记作：e+X、e-X、e+Y、e-Y、e+Z和e-Z，则根据可重构航天器模块单元间连接关系需求，有：1)若当前可重构航天器模块单元的模块结构本体的+X面与其它可重构航天器模块单元连接，则e+X＝1；否则，e+X＝0；2)若当前可重构航天器模块单元的模块结构本体的-X面与其它可重构航天器模块单元连接，则e-X＝1；否则，e-X＝0；3)若当前可重构航天器模块单元的模块结构本体的+Y面与其它可重构航天器模块单元连接，则e+Y＝1；否则，e+Y＝0；4)若当前可重构航天器模块单元的模块结构本体的-Y面与其它可重构航天器模块单元连接，则e-Y＝1；否则，e-Y＝0；5)若当前可重构航天器模块单元的模块结构本体的+Z面与其它可重构航天器模块单元连接，则e+Z＝1；否则，e+Z＝0；6)若当前可重构航天器模块单元的模块结构本体的-Z面与其它可重构航天器模块单元连接，则e-Z＝1；否则，e-Z＝0。进一步的，当前可重构航天器模块单元的模块结构本体上的标准对接接口的总数量为ea：ea＝e+X+e-X+e+Y+e-Y+e+Z+e-Z。
(22)根据可重构航天器模块单元间连接力需求F0、可重构航天器模块单元内部载荷所需安装空间需求Lzx×Lzy×Lzz和可重构航天器模块单元最大外形尺寸需求Lwx×Lwy×Lwz，确定模块结构本体的实际外形尺寸。
在本实施例中，考虑到标准对接接口的厚度Lk与可重构航天器模块单元间连接力需求F0有关，可根据F0，确定模块结构本体上的标准对接接口的厚度Lk。例如，在一典型示例中有：若0N<F0≤200N，则Lk可取30mm；若200N<F0≤1000N，则Lk可取60mm；若1000N<F0≤5000N，则Lk可取120mm。
进一步的，根据可重构航天器模块单元内部载荷所需安装空间需求Lzx×Lzy×Lzz，结合Lk、e+X、e-X、e+Y、e-Y、e+Z和e-Z，进行迭代计算，直至得到满足可重构航天器模块单元最大外形尺寸需求Lwx×Lwy×Lwz的模块结构本体的实际外形尺寸Lx×Ly×Lz。
Lx×Ly×Lz的解算公式如下：
Lx＝Lzx+Lk·(e+X+e-X)+Lb
Ly＝Lzy+Lk·(e+Y+e-Y)+Lb
Lz＝Lzz+Lk·(e+Z+e-Z)+Lb
其中，Lb是与结构板厚度相关的值，初步计算时取Lb＝50mm，后续根据情况进行迭代调整；若Lx≤Lwx且Ly≤Lwy且Lz≤Lwz，则对于模块结构本体的实际外形尺寸Lx×Ly×Lz的设计成立，继续后续设计步骤；否则，对于模块结构本体的实际外形尺寸Lx×Ly×Lz的设计不成立，与用户沟通是否修改需求。
(23)根据可重构航天器模块单元内部载荷质量需求m和可重构航天器模块单元力学环境适应性需求，通过数字化模型设计、仿真分析，确定模块结构本体的具体型式(如连接形式、结构板规格等)。
步骤3，根据确定的系统指标需求，对标准对接接口的型式规格进行设计。
在本实施例中，标准对接接口中包括如下部件中的至少一种：机械连接部件、电能传输部件、信息传输部件和气液传输部件。在设计时，可先根据可重构航天器模块单元间连接关系需求，确定机械连接部件的规格参数；根据可重构航天器模块单元间电能传输功率需求P0和电压需求V0，确定电能传输部件的规格参数；根据可重构航天器模块单元间传输速率需求S0，确定信息传输部件的规格参数；根据可重构航天器模块单元间气液传输需求，确定气液传输部件的规格参数；然后，确定标准对接接口内部各部件布局，对上述机械连接部件、电能传输部件、信息传输部件和气液传输部件进行组合，形成多种可行的标准对接接口内部型式组合及布局方式，并选择体积最小的设计状态开展后续工作。
优选的，一种典型可选的机械连接部件的规格参数包含且不限于如下内容：
| 规格 | 形状 | 面内尺寸 | 厚度 | 连接力 |
| JH-200 | 圆环形 | Φ60mm×Φ45mm | 30mm | (0～200]N |
| JZ-200 | 圆柱形 | Φ50mm | 30mm | (0～200]N |
| JH-1000 | 圆环形 | Φ120mm×Φ90mm | 60mm | (0～1000]N |
| JZ-1000 | 圆柱形 | Φ100mm | 60mm | (0～1000]N |
| JH-5000 | 圆环形 | Φ240mm×Φ180mm | 120mm | (0～5000]N |
| JZ-5000 | 圆柱形 | Φ200mm | 120mm | (0～5000]N |
表1，机械连接部件规格参数示例表
优选的，一种典型可选的电能传输部件的规格参数包含且不限于如下内容：
| 规格 | 形状 | 面内尺寸 | 厚度 | 功率 | 电压 |
| DZ-30 | 圆柱形 | Φ30mm | 40mm | 800W | 100V |
| DZ-50 | 圆柱形 | Φ50mm | 40mm | 1600W | 100V |
表2，电能传输部件规格参数示例表
优选的，一种典型可选的信息传输部件的规格参数包含且不限于如下内容：
| 规格 | 形状 | 面内尺寸 | 厚度 | 信息传输速率 |
| XZ-40 | 圆柱形 | Φ40mm | 50mm | 500Mbps |
| XZ-80 | 圆柱形 | Φ80mm | 50mm | 1Gbps |
表3，信息传输部件规格参数示例表
优选的，一种典型可选的气液传输部件的规格参数包含且不限于如下内容：
| 规格 | 形状 | 面内尺寸 | 厚度 | 工质 |
| GQ-40 | 圆柱形 | Φ50mm | 60mm | 气体、液体 |
| GY-40 | 圆柱形 | Φ40mm | 50mm | 液体 |
表4，气液传输部件规格参数示例表
步骤4，根据确定的系统指标需求，对内部载荷在模块结构本体上的安装位置进行设计。
在本实施例中，可根据确定的系统指标需求，对内部载荷在模块结构本体上的安装位置进行设计，包括：根据可重构航天器模块单元的各内部载荷的质量需求及所需安装空间需求，确定的各内部载荷在模块结构本体上的安装位置。也即，各内部载荷在模块结构本体上的安装位置由“质量需求”和“安装空间需求”共同决定。例如，质量较小(不大于预设质量阈值)的内部载荷可优先选择安装在模块结构本体的顶板上，质量较大(大于预设质量阈值)的内部载荷可优先选择安装在模块结构本体的底板上。当然，当“质量需求”与“安装空间需求”冲突时，质量较小的内部载荷也可以安装在模块结构本体的底板上，质量较大的内部载荷也可以安装在模块结构本体的顶板上，本实施例对此不做限制。
步骤5，检查步骤2～4的设计结果是否满足系统指标需求及任务需求，如不满足，则重复执行步骤2～4，对步骤2～4的设计进行迭代优化，直至步骤2～4的设计结果满足系统指标需求及任务需求。
在上述实施例的基础上，下面结合一个具体实例进行说明。
1、确定系统指标需求。
在某一任务中，有如下系统指标需求：
1)可重构航天器模块单元的+X面、-X面、+Y面需要与其余模块单元连接；
2)F0为1000N；
3)P0为6000W、V0为100V；
4)S0为1Gbps；
5)气液传输需求为2路液体工质；
6)m为30kg，Lzx×Lzy×Lzz为200mm×200mm×200mm；
7)Lwx×Lwy×Lwz为600mm×600mm×600mm；
8)可重构航天器模块单元力学环境适应性需求。
2、确定可重构航天器模块单元的结构型式规格。
如前所述，可重构航天器模块单元的+X面、-X面、+Y面需要与其余模块单元连接，则有：e+X＝1、e-X＝1、e+Y＝1、e-Y＝0、e+Z＝0、e-Z＝0，ea＝3。
进一步的，F0为1000N，则有Lk＝60mm。代入公式后可计算得到：
Lx＝Lzx+Lk·(e+X+e-X)+Lb＝370mm
Ly＝Lzy+Lk·(e+Y+e-Y)+Lb＝310mm
Lz＝Lzz+Lk·(e+Z+e-Z)+Lb＝250mm
其中，Lb的初值取50mm，由于Lwx×Lwy×Lwz为600mm×600mm×600mm，故而“Lx≤Lwx且Ly≤Lwy且Lz≤Lwz”条件成立，则设计成立，可继续后续设计步骤。
进一步的，对于外形尺寸Lx×Ly×Lz＝360mm×300mm×240mm的模块结构本体，通过数字化模型设计、仿真分析等手段，确定实现模块结构本体连接形式为箱板安装形式，结构板规格为厚度25mm铝蜂窝板。
3、确定标准对接接口的型式规格。
对于连接力需求F0为1000N，初步选择的机械连接部件的型号及数量如下：
| 规格 | 尺寸 | 数量 |
| JH-1000 | Φ120mm×Φ90mm×60mm | 1 |
| JZ-1000 | Φ100mm×60mm | 1 |
表5，机械连接部件型号及数量示例表
对于P0为6000W、V0为100V的需求，初步选择的电能传输部件的型号及数量如下：
| 规格 | 尺寸 | 数量 |
| DZ-30 | Φ30mm×40mm | 8 |
| DZ-50 | Φ50mm×40mm | 4 |
表6，电能传输部件型号及数量示例表
对于S0为1Gbps的需求，初步选择的信息传输部件的型号及数量如下：
| 规格 | 尺寸 | 数量 |
| XZ-40 | Φ40mm×50mm | 2 |
| XZ-80 | Φ80mm×50mm | 1 |
表7，信息传输部件型号及数量示例表
对于2路液体工质的需求，初步选择的气液传输部件的型号及数量如下：
| 规格 | 尺寸 | 数量 |
| GY-40 | Φ40mm×50mm | 2 |
表8，气液传输部件型号及数量示例表
进一步的，确定标准对接接口内部各部件布局，对上述各部件进行组合，形成多种可行的标准对接接口内部部件型式组合及布局方式，在其中优选体积最小的设计状态开展后续工作。对于前文所述任务，可选的组合方式如下表9、图4～6所示，可优选方式3开展后续工作。
| 部件 | 方式1 | 方式2 | 方式3 |
| 机械连接部件 | JH-1000 | JZ-1000 | JZ-1000 |
| 电能传输部件 | DZ-30 | DZ-50 | DZ-30 |
| 信息传输部件 | XZ-80 | XZ-40 | XZ-40 |
| 气液传输部件 | GY-40 | GY-40 | GY-40 |
| 总体外径 | Φ220mm | Φ220mm | Φ210mm |
表9，标准对接接口内部部件可选组合方式示例表
4、模块单元布局方式确定及整体迭代优化。
根据模块单元各内部载荷质量特性及安装空间需求，确定各内部载荷在模块单元上的安装位置，例如将质量较小的内部载荷安装在模块单元顶板，将质量较大的载荷安装在模块单元底板。进一步的，检查设计状态是否可满足任务需求，如不满足，则重复执行前述步骤，通过调整尺寸、更换各部件规格等方式进行迭代优化，直至满足任务需求为止
本发明虽然已以较佳实施例公开如上，但其并不是用来限定本发明，任何本领域技术人员在不脱离本发明的精神和范围内，都可以利用上述揭示的方法和技术内容对本发明技术方案做出可能的变动和修改，因此，凡是未脱离本发明技术方案的内容，依据本发明的技术实质对以上实施例所作的任何简单修改、等同变化及修饰，均属于本发明技术方案的保护范围。
本发明说明书中未作详细描述的内容属于本领域专业技术人员的公知技术。
Claims (10)
1.一种可重构航天器模块单元构型布局设计方法，其特征在于，包括：
步骤1，确定针对可重构航天器模块单元的系统指标需求；其中，可重构航天器模块单元包括：模块结构本体、安装在模块结构本体上的标准对接接口、以及设置在模块结构本体内部的内部载荷；
步骤2，根据确定的系统指标需求，对可重构航天器模块单元的结构型式规格进行设计；
步骤3，根据确定的系统指标需求，对标准对接接口的型式规格进行设计；
步骤4，根据确定的系统指标需求，对内部载荷在模块结构本体上的安装位置进行设计；
步骤5，检查步骤2～4的设计结果是否满足系统指标需求及任务需求，如不满足，则重复执行步骤2～4，对步骤2～4的设计进行迭代优化，直至步骤2～4的设计结果满足系统指标需求及任务需求。
2.根据权利要求1所述的可重构航天器模块单元构型布局设计方法，其特征在于，系统指标需求，包括：可重构航天器模块单元间连接关系需求、可重构航天器模块单元间连接力需求F0、可重构航天器模块单元间电能传输功率需求P0和电压需求V0、可重构航天器模块单元间传输速率需求S0、可重构航天器模块单元间气液传输需求、可重构航天器模块单元内部载荷质量需求m及内部载荷所需安装空间需求Lzx×Lzy×Lzz、可重构航天器模块单元最大外形尺寸需求Lwx×Lwy×Lwz和可重构航天器模块单元力学环境适应性需求。
3.根据权利要求2所述的可重构航天器模块单元构型布局设计方法，其特征在于，根据确定的系统指标需求，对可重构航天器模块单元的结构型式规格进行设计，包括：
根据可重构航天器模块单元间连接关系需求，确定模块结构本体上的标准对接接口的安装部位、数量、位置及接口状态；
根据可重构航天器模块单元间连接力需求F0、可重构航天器模块单元内部载荷所需安装空间需求Lzx×Lzy×Lzz和可重构航天器模块单元最大外形尺寸需求Lwx×Lwy×Lwz，确定模块结构本体的实际外形尺寸；
根据可重构航天器模块单元内部载荷质量需求m和可重构航天器模块单元力学环境适应性需求，通过数字化模型设计、仿真分析，确定模块结构本体的具体型式：连接形式、结构板规格。
4.根据权利要求3所述的可重构航天器模块单元构型布局设计方法，其特征在于，模块结构本体为六面体结构，包括：+X面、-X面、+Y面、-Y面、+Z面和-Z面；其中，+X面、-X面、+Y面、-Y面、+Z面和-Z面上的标准对接接口的接口状态依次记作：e+X、e-X、e+Y、e-Y、e+Z和e-Z，则根据可重构航天器模块单元间连接关系需求，有：
若当前可重构航天器模块单元的模块结构本体的+X面与其它可重构航天器模块单元连接，则e+X＝1；否则，e+X＝0；
若当前可重构航天器模块单元的模块结构本体的-X面与其它可重构航天器模块单元连接，则e-X＝1；否则，e-X＝0；
若当前可重构航天器模块单元的模块结构本体的+Y面与其它可重构航天器模块单元连接，则e+Y＝1；否则，e+Y＝0；
若当前可重构航天器模块单元的模块结构本体的-Y面与其它可重构航天器模块单元连接，则e-Y＝1；否则，e-Y＝0；
若当前可重构航天器模块单元的模块结构本体的+Z面与其它可重构航天器模块单元连接，则e+Z＝1；否则，e+Z＝0；
若当前可重构航天器模块单元的模块结构本体的-Z面与其它可重构航天器模块单元连接，则e-Z＝1；否则，e-Z＝0；
进而，当前可重构航天器模块单元的模块结构本体上的标准对接接口的总数量为ea：
ea＝e+X+e-X+e+Y+e-Y+e+Z+e-Z。
5.根据权利要求4所述的可重构航天器模块单元构型布局设计方法，其特征在于，根据可重构航天器模块单元间连接力需求F0、可重构航天器模块单元内部载荷所需安装空间需求Lzx×Lzy×Lzz和可重构航天器模块单元最大外形尺寸需求Lwx×Lwy×Lwz，确定模块结构本体的实际外形尺寸，包括：
根据F0，确定模块结构本体上的标准对接接口的厚度Lk；
根据可重构航天器模块单元内部载荷所需安装空间需求Lzx×Lzy×Lzz，结合Lk、e+X、e-X、e+Y、e-Y、e+Z和e-Z，进行迭代计算，直至得到满足可重构航天器模块单元最大外形尺寸需求Lwx×Lwy×Lwz的模块结构本体的实际外形尺寸Lx×Ly×Lz。
6.根据权利要求5所述的可重构航天器模块单元构型布局设计方法，其特征在于，若0N<F0≤200N，则Lk＝30mm；若200N<F0≤1000N，则Lk＝60mm；若1000N<F0≤5000N，则Lk＝120mm。
7.根据权利要求5所述的可重构航天器模块单元构型布局设计方法，其特征在于，根据可重构航天器模块单元内部载荷所需安装空间需求Lzx×Lzy×Lzz，结合Lk、e+X、e-X、e+Y、e-Y、e+Z和e-Z，进行迭代计算，直至得到满足可重构航天器模块单元最大外形尺寸需求Lwx×Lwy×Lwz的模块结构本体的实际外形尺寸Lx×Ly×Lz，包括：
确定Lx×Ly×Lz的解算公式：
Lx＝Lzx+Lk·(e+X+e-X)+Lb
Ly＝Lzy+Lk·(e+Y+e-Y)+Lb
Lz＝Lzz+Lk·(e+Z+e-Z)+Lb
其中，Lb是与结构板厚度相关的值，初步计算时取Lb＝50mm，后续根据情况进行迭代调整；若Lx≤Lwx且Ly≤Lwy且Lz≤Lwz，则对于模块结构本体的实际外形尺寸Lx×Ly×Lz的设计成立，继续后续设计步骤；否则，对于模块结构本体的实际外形尺寸Lx×Ly×Lz的设计不成立，与用户沟通是否修改需求。
8.根据权利要求2所述的可重构航天器模块单元构型布局设计方法，其特征在于，标准对接接口中包括如下部件中的至少一种：机械连接部件、电能传输部件、信息传输部件和气液传输部件。
9.根据权利要求8所述的可重构航天器模块单元构型布局设计方法，其特征在于，根据确定的系统指标需求，对标准对接接口的型式规格进行设计，包括：
根据可重构航天器模块单元间连接关系需求，确定机械连接部件的规格参数；
根据可重构航天器模块单元间电能传输功率需求P0和电压需求V0，确定电能传输部件的规格参数；
根据可重构航天器模块单元间传输速率需求S0，确定信息传输部件的规格参数；
根据可重构航天器模块单元间气液传输需求，确定气液传输部件的规格参数；
确定标准对接接口内部各部件布局，对上述机械连接部件、电能传输部件、信息传输部件和气液传输部件进行组合，形成多种可行的标准对接接口内部型式组合及布局方式，并选择体积最小的设计状态开展后续工作。
10.根据权利要求2所述的可重构航天器模块单元构型布局设计方法，其特征在于，根据确定的系统指标需求，对内部载荷在模块结构本体上的安装位置进行设计，包括：根据可重构航天器模块单元的各内部载荷的质量需求及所需安装空间需求，确定的各内部载荷在模块结构本体上的安装位置；其中，质量不大于预设质量阈值的内部载荷安装在模块结构本体的顶板上，质量大于预设质量阈值的内部载荷安装在模块结构本体的底板上。
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| CN202210457743.6A CN114889845A (zh) | 2022-04-27 | 2022-04-27 | 一种可重构航天器模块单元构型布局设计方法 |
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|---|---|---|---|---|
| CN117251941A (zh) * | 2023-11-15 | 2023-12-19 | 北京钧天航宇技术有限公司 | 一种航天器内航天器设备布局位置的确定方法及装置 |
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2022
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| CN117251941B (zh) * | 2023-11-15 | 2024-02-20 | 北京钧天航宇技术有限公司 | 一种航天器内航天器设备布局位置的确定方法及装置 |
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