[发明专利]一种综合力‑电功能的多功能航天结构一体化设计方法

说明书

技术领域

本发明属于航天器多功能结构技术领域，具体涉及一种综合力-电功能的多功能航天结构一体化设计方法。

背景技术

传统的航天器设计方法中，结构系统与电源系统是分别进行单独设计，设计完毕后再到航天器平台上进行组装，这种设计方式给航天器带来了较多的冗余重量和体积。

随着航天技术的快速发展，现代航天器对结构轻量化和功能集成化提出了明确而迫切的需求。为了适应这种发展需求与趋势，急需发展一种新的多功能航天结构一体化设计方法，将电源、数据处理、热控或推进等独立功能单元与结构系统进行一体化综合设计，以实现结构、功能与材料的一体化成型，从而消除传统结构大量冗余的重量和体积，提高航天器系统平台的载荷/质量比、功能/结构比等，增大航天器内部的可利用空间，以携带更多的有效载荷，同时有效降低发射成本，延长航天器寿命，拓展航天器功能，提升航天器性能等。

截止目前，还没有关于综合力-电功能的多功能航天结构一体化设计方法的公开报道。

发明内容

针对现代航天器的结构轻量化和功能集成化需求，本发明提出一种综合力-电功能的多功能航天结构一体化设计方法，通过将结构系统与电源系统进行一体化综合设计，实现结构承载、减振、电源供/蓄电等多功能的融合，即力与电的有机融合，从而提高航天器的载荷/质量比和功能/结构比。

本发明一方面从结构系统所要求的承载能力及减振降噪能力出发，提出结构总体设计方案以及具体结构参数要求，并对电池组设计提出约束条件(包括电池组的结构形式、质量、刚度以及其它结构要求等)，将之作为电池组设计验证与迭代修改的验证标准；另一方面从电源系统所要求的电学性能出发，提出电池组总体设计方案以及单体电池设计方案，并对支撑结构提出约束条件(包括导热性、稳固性、绝缘性以及其它热机电要求等)，作为结构设计验证与迭代修改的验证标准；在设计过程中，通过迭代、匹配等方式协调结构与电池组之间的耦合效应及相互约束关系，以全面实现力-电功能一体化的设计目标。具体技术方案如下：

一种综合力-电功能的多功能航天结构一体化设计方法，该方法包括三个部分，分别为：结构设计、电池组设计和约束匹配模块设计；

所述结构设计的具体步骤为：

(S11)对多功能航天结构进行结构总体方案设计；从多功能航天结构的结构构型、几何尺寸、安装方式、质量分布方面进行设计；

(S12)对多功能航天结构进行结构参数设计；在所述结构总体方案设计的基础上，对结构频率、几何参数、结构强度、结构刚度和材料特性参数进行设计；

(S13)提出对电池组设计的约束条件，作为电池组设计验证与迭代修改的验证标准；

所述电池组设计的具体步骤为：

(S21)对电池组总体方案进行设计，包括电池组电性能设计和电池组结构设计两部分；所述电池组电性能设计是以电源系统的电性能指标为依据，从电池组的总电压、总容量、串并方式、能量密度、充电体制、放电体制方面对电池组进行总体方案设计；所述电池组结构设计是从电池组的结构构型、包络尺寸、内部布局、结构质量、支撑方式、绝缘措施和导热策略方面进行设计；

(S22)对单体电池电芯进行设计，包括电芯电性能设计和电芯结构设计两部分；所述电芯电性能设计在电池组电性能设计的基础上，对单体电压、单体内阻、单体容量、放电深度及循环寿命进行设计；所述电芯结构设计是在电池组结构设计的基础上，对电芯的内部构造、材料选型、叠层方式和密封手段进行详细设计；

(S23)提出对结构设计的约束条件，作为结构设计验证与迭代修改的验证标准；

所述约束匹配模块设计的具体方法为：

根据结构设计与电池组设计两者之间的关系，设计构型约束、外形约束、重量约束、频率约束、稳固性能、绝缘性能和散热性能约束限制条件，并依据步骤(S13)与步骤(S23)更新相关约束条件，用于检验结构设计和电池组设计是否满足要求的标准；

对初步设计出来的多功能航天结构分别进行结构设计验证、电池组设计验证，并根据验证结果对结构设计、电池组设计进行匹配、迭代和修改，直至满足多功能航天器结构功能要求。

具体地，所述结构设计验证的具体过程为：根据电池组设计提出的约束条件，逐条验证结构设计的合理性；若所有约束条件均满足，则完成结构设计；若不满足约束条件，则对结构总体方案设计和结构参数设计进行迭代修改；在修改过程中，优先修改对结构整体设计影响较小的结构参数；只有当修改结构参数不能满足约束条件时，才会对结构总体方案设计进行修改。