某卫星平台多结构工况下的优化设计

　　为了充分提高卫星结构的承载效率,必须进行以减重为目标的结构优化设计.卫星系统在运输、发射和在轨工作等阶段存在2种结构工况:柔性附件(如太阳翼、天线)的收拢与展开状态[1].这2种状态(或结构工况)下系统构件相同,但应满足各自的设计要求.针对航天器结构设计的这种特殊性,结构优化过程中应考虑多结构工况,使得优化设计同时满足不同结构状态下的振动、强度等要求,这不同于目前通常所作的多载荷工况的结构设计.

　　上世纪90年代,中国空间技术研究院与北京航空航天大学合作开发了“航天器结构参数优化软件系统SPOS(Structrural ParameterOptimizationofSpacecraft)”[2],并在卫星结构优化中得到了应用.该软件基于Patran平台开发了前后置处理系统,采用高效稳定的二级多点逼近优化算法[3];功能上具有多结构工况综合优化能力,可进行含复合材料构件的复杂结构优化设计,可考虑约束包括应力、位移、振动频率、稳定性、设计变量上下限等;之后, SPOS的功能被进一步加强,其中原结构分析模块由Nastran结构分析程序替代,由此开发形成了ESSOSⅡ(Engineering System of Struc-turalOptimization forSpacecraft)软件系统[4].由于该系统基于Nastran作结构分析,设计结果易被航空航天工程部门接受,目前已用于多种工程型号结构设计[5].

　　本文针对某大型卫星公用平台,采用ESSOSⅡ进行优化设计.该公用平台中心承力筒和主体框架结构采用碳纤维复合材料和均质铝面板的蜂窝板结构,设计要求在满足收拢和展开2种结构工况的频率约束条件下,对复合材料/铝面板厚度和蜂窝夹层高度进行优化,以降低结构重量,为卫星平台结构的改进设计提供依据.

　　1　卫星结构有限元分析模型

　　结构优化的基础是结构分析,因此用于结构分析的有限元模型的正确性至关重要,本文直接采用工程型号设计部门提供的初始设计及其有限元模型,经适当处理用于优化迭代过程中的结构分析计算.收拢状态的有限元模型如图1所示,共有38163个节点, 37255个夹层板单元和1644个梁单元,星箭连接环的底部固支.

　　展开状态的有限元模型如图2所示,共有61220个节点, 64509个夹层板单元和3 767个梁单元;梁单元主要用于天线骨架结构,不参与优化设计.

　　2　卫星结构优化设计模型

　　本文考虑收拢、展开2种结构工况的卫星平台优化设计问题仍可表示为一非线性的数学规划问题:

　　式中,目标函数f(X)是卫星结构重量;gik(X)≤0(k=1,…,p; j=1,…,mk)为设计约束,p为结构工况数;mk为第k个结构工况下的约束数目.本文考虑2种结构工况,故p=2,即收拢(k=1)和展开(k=2),2种结构工况下,均只考虑响应的第1阶振动频率约束,即m1=m2=1.X={x1,…,xn}T为设计变量,通常是结构件的截面尺寸参数,xUi和xLi是变量xi的上下限,n为设计变量个数.