一种考虑转动惯量和振动频率的航天器组件布局优化方法

1.一种考虑转动惯量和振动频率的航天器组件布局优化方法，其特征在于，所述方法包括：S1、预设航天器舱以及多个待布局组件的外形尺寸，根据航天器舱以及多个待布局组件的外形尺寸分别进行近似描述，得到航天器舱以及多个待布局组件的三维近似模型，以航天器舱的三维近似模型的几何中心为坐标原点构建参考坐标系，预设每个待布局组件对应的三维近似模型在参考坐标系中的位置参数；S2、根据位置参数设置待布局组件对应的三维近似模型之间的Φ函数以及每个待布局组件的三维近似模型与航天器舱的三维近似模型之间的Φ函数并计算非干涉约束；S3、预设质心误差阈值，将航天器的几何中心作为期望质心，将布局后得到的航天器的质心作为实际质心，根据质心误差阈值、期望质心和实际质心构建质心误差约束；S4、预设最大安全距离阈值和最小安全距离阈值，计算待布局组件之间的质心距离，根据最大安全距离阈值、最小安全距离阈值以及待布局组件之间的质心距离构建待布局组件之间的安全距离约束；S5、以航天器的质心为坐标原点构建星体坐标系，计算航天器关于星体坐标系的转动惯量，对航天器的结构进行有限元分析，得到全局刚度矩阵和全局质量矩阵，根据全局刚度矩阵和全局质量矩阵设置特征方程并求解，得到航天器的振动频率；S6、以航天器的转动惯量和振动频率为优化目标，以非干涉约束、质心误差约束以及安全距离约束为约束项构建航天器组件布局双目标优化模型，对航天器组件布局双目标优化模型优化求解，得到满足约束条件的航天器组件布局优化方案。 2.如权利要求1所述的考虑转动惯量和振动频率的航天器组件布局优化方法，其特征在于，S2中的非干涉约束具体用公式表示为：式中，c 1 (X)表示承力板上的总干涉量，Δ ab (a＝0,1,2,...,N；b＝1,2,...,N,a≠b)表示组件a和组件b之间的干涉量，组件0代表航天器舱，Δ 0b 表示组件b和航天器舱之间的干涉量，X表示待布局组件在航天器舱内的布局方案。 3.如权利要求2所述的考虑转动惯量和振动频率的航天器组件布局优化方法，其特征在于，S3中的质心误差约束具体用公式表示为：c 2 (X)＝|x c -x e |-δx e ≤0c 3 (X)＝|y c -y e |-δy e ≤0式中，c 2 (X)表示航天器在x方向的质心误差，c 3 (X)表示航天器在y方向的质心误差，(x c ,y c )表示航天器的实际质心，(x e ,y e )表示航天器的期望质心，δx e 和δy e 分别表示x和y方向上的质心误差阈值，均为非负数。 4.如权利要求3所述的考虑转动惯量和振动频率的航天器组件布局优化方法，其特征在于，S4中的安全距离约束具体用公式表示为：式中，c 4 (X)表示待布局组件之间的最小距离，c 5 (X)表示待布局组件之间的最大距离，d ab 表示待布局组件a和b之间的质心距离， 和 分别表示待布局组件之间的最小安全距离阈值和最大安全距离阈值。 5.如权利要求4所述的考虑转动惯量和振动频率的航天器组件布局优化方法，其特征在于，S5中对航天器的结构进行有限元分析，得到全局刚度矩阵和全局质量矩阵，根据全局刚度矩阵和全局质量矩阵设置特征方程并求解，得到航天器的振动频率，具体过程如下：S51、确定承力板在航天器舱上对应的平面四节点矩形单元模型并进行有限元划分，得到若干个矩形单元；S52、从待布局组件中任意选取一个待布局组件，计算若干个矩形单元中的每个矩形单元的四个节点与选取的待布局组件之间的距离，使用Heaviside函数计算每个矩形单元的四个节点对应的Heaviside函数值；S53、根据每个矩形单元的四个节点对应的Heaviside函数值、选取的待布局组件的单元面积恒定刚度矩阵和质量矩阵计算每个矩形单元在选取的待布局组件影响下的刚度矩阵和质量矩阵；S54、从待布局组件中再次选取另外一个待布局组件，直到所有待布局组计件均被选取到，重复步骤S52和S53，得到每个矩形单元在每个待布局组件影响下的刚度矩阵和质量矩阵；S55、通过对若干个矩形单元进行组装得到全局刚度矩阵和全局质量矩阵，根据全局刚度矩阵和全局质量矩阵设置特征方程并求解，得到航天器的振动频率。 6.如权利要求5所述的考虑转动惯量和振动频率的航天器组件布局优化方法，其特征在于，S53中每个矩形单元在选取的待布局组件影响下的刚度矩阵和质量矩阵具体用公式表示为：其中， 式中，d j 表示每个矩形单元的第j个节点到选取的待布局组件的距离，H ε (d j )是每个矩形单元的第j个节点对应的Heaviside函数值，j＝1,2,3,4，K c 和M c 表示选取的待布局组件的单元面积恒定刚度矩阵和质量矩阵，K e 和M e 表示每个矩形单元在选取的待布局组件影响下的刚度矩阵和质量矩阵，ε表示半带宽，α表示一个趋于零的正常数。 7.如权利要求6所述的考虑转动惯量和振动频率的航天器组件布局优化方法，其特征在于，S6中的航天器组件布局双目标优化模型具体用公式表示为：式中，X表示待布局组件在航天器舱内的布局方案，f 1 (X)表示待布局组件按照布局方案X布局后得到航天器的转动惯量，f 2 (X)表示待布局组件按照布局方案X布局后得到航天器的振动频率。 8.如权利要求7所述的考虑转动惯量和振动频率的航天器组件布局优化方法，其特征在于，S6中对航天器组件布局双目标优化模型优化求解，得到满足约束条件的航天器组件布局优化方案，具体过程如下：S61、计算航天器的转动惯量，根据转动惯量推导出转动惯量的梯度；S62、基于航天器的特征值方程推导出特征值的梯度，将计算振动频率的梯度转换为计算特征值的梯度；S63、考虑多样性度量指标，将待布局方案扩充为一组多样化布局方案，使用相似度评估一组多样化布局方案中任意两个布局方案之间的多样性，对航天器组件布局双目标优化模型进行转化，得到考虑多样性的航天器组件布局优化模型并优化求解，得到若干组多样化的几何非干涉布局方案；S64、将若干组多样化的几何非干涉布局方案作为初始解并分别进行单目标优化，从得到的单目标性能较优的解中筛选出单目标最优的布局方案；S65、基于单目标最优的布局方案，引入SNC算法将航天器组件布局双目标优化模型转换为添加了正交约束的单目标优化模型，通过转动惯量的梯度和特征值的梯度对添加了正交约束的单目标优化模型采用梯度算法求解，得到智能Pareto近似最优解集，智能Pareto近似最优解集中的布局方案均为满足约束条件的航天器组件布局优化方案。 9.如权利要求8所述的考虑转动惯量和振动频率的航天器组件布局优化方法，其特征在于，S63中考虑多样性的航天器组件布局优化模型具体用公式表示为：式中，X * 表示多样化布局方案，f(X * )表示多样化布局方案相似度的目标函数，similarity (m,n) 表示多样化布局方案中的第m个布局方案和第n个布局方案之间的相似度， 表示多样化布局方案中第p个布局方案第i个待布局组件的位置参数， 表示第p个布局方案中第i个待布局组件的中心坐标和偏转角，M表示考虑多样性后的布局方案总数。 10.如权利要求9所述的考虑转动惯量和振动频率的航天器组件布局优化方法，其特征在于，S65中添加了正交约束的单目标优化模型具体用公式表示为：式中，f * (X)代表待求解的新的Pareto近似点，U l+1 和U l-1 分别代表距离当前已知Pareto点的智能距离最大的Pareto近似点的前后两个相邻近似点，N 12 (*)表示构造近似线对应的向量。