[发明专利]一种航天器结构热致变形抑制方法和系统

说明书

本发明公开了一种航天器结构热致变形抑制方法和系统，其中，所述方法，包括：对航天器的结构有限元模型进行热变形分析，求得结构位移与空间热流载荷和控制热流之间的函数关系；根据给定温度场和热变形抑制要求，通过结构位移与空间热流载荷和控制热流之间的函数关系，求得控制热流；在薄壁杆件表面上施加所述控制热流，改变薄壁杆件的温度分布，抑制航天器结构热致变形。可见，本发明可以利用了飞行器上现有的温控设备，通过改变结构自身的温度分布来抵消不利的热变形，具有控制简单、可靠性高、便于工程化的优点。

技术领域

本发明属于航天器技术领域，尤其涉及一种航天器结构热致变形抑制方法和系统。

背景技术

针对航天器结构热致变形问题，目前，国内外通常采用的抑制方式为：在结构表面或内部安装压电作动器，通过压电作动器来主动控制结构的变形。

然而，压电作动器的主动控制方式虽然具有响应快、控制精度高的优点，但是，同时也存在能耗高、界面易失效，可靠性低等缺点，上述缺点在一定程度上妨碍了压电作动器在可靠性要求极高的航天器结构上的应用。

发明内容

本发明的技术解决问题：克服现有技术的不足，提供一种航天器结构热致变形抑制方法和系统，通过改变结构自身的温度分布来抵消不利的热变形，具有结构简单、可靠性高、便于工程化的优点。

为了解决上述技术问题，本发明公开了一种航天器结构热致变形抑制方法，包括：

对航天器的结构有限元模型进行热变形分析，求得结构位移与空间热流载荷和控制热流之间的函数关系；

根据给定温度场和热变形抑制要求，通过结构位移与空间热流载荷和控制热流之间的函数关系，求得控制热流；

在薄壁杆件表面上施加所述控制热流，改变薄壁杆件的温度分布，抑制航天器结构热致变形。

在上述航天器结构热致变形抑制方法中，所述在薄壁杆件表面上施加所述控制热流，改变薄壁杆件的温度分布，抑制航天器结构热致变形，包括：

在薄壁杆件表面上布置受控加热片；

控制所述受控加热片产生与所述控制热流一致的局部热流，改变薄壁杆件的温度分布，抑制航天器结构热致变形。

在上述航天器结构热致变形抑制方法中，所述根据给定温度场和热变形抑制要求，通过结构位移与空间热流载荷和控制热流之间的函数关系，求得控制热流，包括：

根据给定温度场和热变形抑制要求，对位移场的灵敏度进行分析，得到当前位移与目标位移的偏差和灵敏度；

根据所述当前位移与目标位移的偏差和灵敏度，采用高斯-牛顿算法对所述结构位移与空间热流载荷和控制热流之间的函数关系进行最优化求解，得到所述控制热流。

在上述航天器结构热致变形抑制方法中，

确定所述控制热流对应的结构位移，判断控制偏差是否满足热变形抑制要求所要求的控制精度；

若控制偏差不满足热变形抑制要求所要求的控制精度，则返回重新计算控制热流，直至控制偏差满足热变形抑制要求所要求的控制精度。

在上述航天器结构热致变形抑制方法中，通过如下步骤确定结构位移与空间热流载荷和控制热流之间的函数关系：

采用傅立叶单元，求得航天器框架结构在空间热流载荷Q_s(t)和控制热流Q_c(t)作用下所产生的温度响应：