[发明专利]一种考虑复杂工程约束的卫星布局方案设计方法

说明书

本发明属于卫星组件布局领域，涉及一种考虑复杂工程约束的卫星布局方案设计方法，其步骤为：(S1)将卫星组件简化为长方体形状或圆柱形状；(S2)将卫星组件转化为二维平面内的矩形或圆；(S3)根据误差控制参数，为所有平面卫星组件划分包络圆；(S4)计算新的误差控制参数，若前后两次误差控制参数差值是小于预设误差值，则进入下一步，否则更新参数返回步骤(S3)；(S5)记录根据最终的误差控制参数得到的平面卫星组件的包络圆；(S6)记录组件的包络圆的圆心位置和半径大小及卫星组件在卫星舱垂直方向的坐标，建立考虑实际工程约束的卫星布局优化设计模型，对模型进行优化求解，即得到卫星组件的布局方案。

技术领域

本发明属于卫星组件布局领域，具体涉及一种考虑复杂工程约束的卫星布局方案设计方法。

背景技术

当前我国空间技术及产业化的迅速发展对卫星设计提出了缩短设计周期、降低研制成本、保证设计可靠性以及标准化、系列化、通用化等目标，这就要求在卫星有效载荷和公用平台确定之后，利用一套合理高效的方法对卫星上的组件实现“好、快、省”的布局设计。

卫星组件的布局方案设计是卫星总体方案设计的重要内容，目前工程中卫星的布局方案设计主要依赖于工程师的工程经验给出满足约束要求的一个或几个较优的布局方案，但无法理论证明该方案是否就是最优方案，也无法通过理论的方法找到最优方案。另外，随着卫星组件的数量增多，需要考虑的热、电磁兼容、质量特性等多个目标和约束的设计问题复杂度也相应极大增加，仅依靠人的经验进行合理布局的难度极大提升。因此通过利用卫星布局优化设计技术来实现卫星布局方案的智能设计对于缩短卫星的研制周期、节约成本、提高整星的动力学性能等方面都具有非常重要的作用。

现有技术文献^[1]在研究卫星布局优化设计问题时，通常根据该类卫星结构特点进行简化，如图2所示，卫星结构主要特点有：(1)卫星所有的组件全部安装在承力板上；(2)不同安装面上的卫星组件不存在空间上的干涉。需要指出的是，卫星舱外壳可以是圆柱，也可是立方体。在进行卫星布局优化设计时，通常将组件全部简化成长方体或圆柱，并视为均匀质量分布，其质心与形心重合。由于组件只能安装在某一个板面上，所以组件的纵坐标是确定的。故在进行卫星三维布局优化设计时，只需研究沿z轴方向进行投影后的二维平面布局优化问题，也就是说三维卫星布局优化设计问题转化为两个或多个二维平面内的矩形与圆的布局优化问题。总结现有技术，存在以下不足之处：

(1)现有技术中限制了布局组件(圆和矩形)只能够正交放置，即平行于坐标轴进行安装，而实际工程中卫星组件的安装角度是任意的，尤其是对于自旋卫星来说，当组件是成一定角度安装时，卫星的整体转动惯量会更小。

(2)现有布局优化技术中允许组件与组件之间紧密接触，紧密安装，而实际工程中安装卫星元器件时必须和另一个元器件之间保持一定的距离，一方面可以为工程师进行组装固定时提供一定的操作空间，另一方面也为有利于组件的散热。

(3)现有技术中的布局优化设计方法中只考虑了简单的卫星质量特性约束，而没有考虑温度场性能、电磁兼容、组装测试约束以及特殊组件的安装约束，和工程实际的差别较大。

发明内容

为解决上述技术问题，本发明实现一种考虑复杂工程约束的卫星布局优化设计方法，首先通过有限包络圆方法(Finite-circle method,FCM)^[2]来对组件进行几何建模，解决了组件任意角度放置下的干涉问题，其次通过对圆的大小进行控制来实现对卫星组件之间距离的控制，最后综合考虑卫星总体的质量特性、温度场性能、电磁兼容约束、组装测试约束以及特殊组件的安装约束建立一个卫星布局优化综合设计模型，利用合适的布局优化算法对该问题进行求解从而获得满足各项性能指标约束的最优的卫星布局设计方案。具体技术方案如下：

一种考虑复杂工程约束的卫星布局方案设计方法，包括以下步骤：

(S1)假设卫星组件的质心与形心重合，对卫星组件进行几何建模，将卫星组件简化为长方体形状或圆柱形状；