公开(公告)号：CN117973106A

公开(公告)日：2024-05-03

申请号：CN202311702569.8

申请日：2023-12-12

申请人： 北京空间飞行器总体设计部

发明人： 张欢 ,  罗文波 ,  赵欣 ,  张龙 ,  周宇鹏 ,  张鹏 ,  王祥 ,  王丁

IPC分类号： G06F30/23 ,  G06F30/15 ,  G16C60/00 ,  G06F119/08 ,  G06F119/14

摘要： 本发明提供一种可设计材料的力热性能参数修正方法，通过该修正方法能够得到可设计材料的标称力热性能参数，以参与后续顶层结构的设计，使最顶层的有限元模型能够真实的反映结构的力热性能。该方法具体为：首先建立可设计材料的实物标准件作为试验件；然后设置多个试验件组分别进行不同温度下力热性能的测试，得到试验件的整体标称性能；然后建立标准件的有限元模型，模拟每个测试状态，得到标准件整体力热性能的模拟值；最后以测试材料的力热性能参数作为变量，力热性能参数的设计指标作为初值，S3中的标准件整体力热性能的模拟值与S2中试验件的整体标称性能差异为零作为优化目标，得到可设计材料的标称力热性能参数。

公开(公告)号：CN117892567A

公开(公告)日：2024-04-16

申请号：CN202311593779.8

申请日：2023-11-27

申请人： 北京空间飞行器总体设计部

发明人： 张欢 ,  罗文波 ,  赵欣 ,  张龙 ,  周宇鹏 ,  张鹏 ,  王祥 ,  王丁

IPC分类号： G06F30/23 ,  G06F30/15 ,  G16C60/00 ,  G06F119/08 ,  G06F119/14 ,  G06F111/06

摘要： 本发明提供一种用于机热耦合设计的材料的性能设计方法，该方法依据航天器结构所需的物理性能指标，确定材料物理性能参数，以该材料物理性能参数进行航天器结构的设计。该方法的步骤为：首先建立材料物理性能参数在地面及入轨发射段、在轨运行段关于温度的常值分段函数；所述物理性能参数包括：弹性模量、热膨胀系数、热导率和发射率；然后建立标准件的有限元建模；在构建的有限元模型中，对标准件的物理性能参数赋初值；然后对赋予初值的标准件有限元模型进行热及力学分析，得到标准件刚度、热变形和温度变化的初始值；对有限元模型进行多目标优化设计，从S4中优化得到的最优解中获得弹性模量、热膨胀系数、热导率以及发射率的分段函数。

公开(公告)号：CN117669020A

公开(公告)日：2024-03-08

申请号：CN202311529725.5

申请日：2023-11-16

申请人： 北京空间飞行器总体设计部

发明人： 张龙 ,  罗文波 ,  赵欣 ,  赵云鹏 ,  周宇鹏 ,  张欢 ,  柴源 ,  王丁 ,  贺为 ,  任晗

IPC分类号： G06F30/15 ,  G06F30/20 ,  G06F119/14

摘要： 本发明涉及航天器结构设计技术领域，特别是涉及一种具备隔热功能的复合性支撑结构设计方法及系统。应用于所述复合性支撑结构，所述复合性支撑结构包括：多个不同类型的网格结构，所述网格结构包括三维网格结构和二维网格结构，彼此相邻的网格结构之间设置有薄膜结构；所述具备隔热功能的复合性支撑结构设计方法包括：S1、确定所述复合性支撑结构的物理环境；S2、确定所述复合性支撑结构的三维网格结构尺寸；S3、确定所述薄膜结构性能；S4、确定所述复合性支撑结构尺寸；S5、确定薄膜结构数量。本发明通过宏微观结合的手段，可快速设计出满足隔热要求的一体化支撑系统，在航天器轻量化多功能结构设计领域具有良好的应用前景。