基于智能主模型的航天器工裝建模與分析一體化方法

祝亞宏，韓 君，王奉冠，吳明理，郭連水

（1.北京衛星環境工程研究所，北京 100094；2.北京市航天產品智能裝配技術與裝備工程技術研究中心，北京 100094；

?

基于智能主模型的航天器工裝建模與分析一體化方法

祝亞宏1，2，韓 君3，王奉冠3，吳明理3，郭連水3

（1.北京衛星環境工程研究所，北京 100094；2.北京市航天產品智能裝配技術與裝備工程技術研究中心，北京 100094；

3.北京航空航天大學機械工程與自動化學院，北京 100191）

摘 要：描述了基于智能主模型的航天器運輸工裝設計方法，分析了航天器運輸工裝設計流程，采用多層級骨架實現航天器運輸工裝的結構控制，采用智能主模型數據接口實現工裝建模與分析一體化。在Pro/E平臺上開發了航天器運輸工裝設計系統，將運輸工裝快速建模與工程分析融合，自動地將結構設計結果推送到分析軟件中，實現結構設計到工程分析的自動化和集成化。

關鍵詞：智能主模型；多層級骨架；設計分析集成；航天器運輸工裝

0　引言

航天器運輸工裝是航天器轉場運輸過程中的輔助工裝，其設計過程是多部門與多學科高度交叉融合，包含多層次、多約束的反復迭代過程。隨著我國航天事業的飛速發展，航天器的精度與外形尺寸的要求對航天器運輸工裝的設計能力提出挑戰［1，2］。傳統航天器運輸工裝設計，由于不同航天器導致工裝設計需求的差異，設計人員采用單一結構模型進行建模和分析占用大量的時間和人力，很難保證設計質量。單一的結構模型主要缺陷在于：1）僅支持產品詳細設計結果描述，無法有效支持初步設計，不能做到總體到結構的自頂向下設計過程；2）以往的成功的設計經驗和設計規則不能與設計工具有效連接，無法完成設計到分析的迭代過程；3）設計信息不能有效表達，難以實現設計數據提取，不同設計階段的設計信息共享困難。針對這些問題國，內外工程界進行的大量的相關研究，上世紀90年代美國軍方就提出了“基于仿真的采購”SBA（Simulation Based Acquisition）［3］的概念，其思想是采用表示武器系統運行的智能產品模型（Smart Product Model，SPM），通過集成的數字化環境（Integrated Digital Environment，IDE）支持而貫穿于研制全過程進行實施操作，在設計之前就在計算機中完成了從構思、設計、生產、試驗、操作等全過程評估和驗證，減少了大量的物理樣機與試驗。美國國家標準與技術研究院NIST資助項目“聯邦智能產品環境-FIPER”（Federated Intelligent Product Environment）［4］計劃，FIPER的特點是通過知識工程接口有效實現CAD產品建模，CAE工程分析和CAO（Computer Aided Optimization）設計優化的數據關聯， CAE開發平臺從PDM系統調入原有的CAD模型和網格模型，同時把分析過程中的材料和測試數據、分析結果存到PDM數據庫中，形成CAX數據和過程相融合的統一產品開發平臺。這些研究表明單一的產品結構模型需要向智能主模型轉變，智能主模型需要支持產品從初步構型設計到詳細設計，工程分析到結構優化的設計全過程。

傳統CAD建模方法中，主要是利用點、線、面和參數化特征，建立產品初步構型與詳細設計模型，與自頂向下的設計理念不符。由設計需求變更導致的設計更改很難從初步設計模型傳遞到詳細設計模型中，無法從總體上控制模型，模型的更改占用大量的設計時間，成為提高設計效率的瓶頸。智能主模型利用總體骨架控制結構及參數化建模技術，實現了初步構型設計與詳細設計，通過總體骨架，控制模型尺寸形狀的點、線、面等。初步構型發生更改時，設計參數可以通過總體骨架傳遞到底層骨架進而控制結構細節尺寸，保證設計意圖有效傳遞到詳細設計中，實現自頂向下設計的設計流程。

本文提出基于智能主模型的航天器運輸工裝設計方法，實現基于多級骨架的快速建模及建模與分析一體化集成。通過開發航天器運輸工裝快速建模與分析一體化集成平臺，驗證智能主模型技術在航天器運輸工裝設計中應用的可行性和有效性。

1　基于智能主模型的航天器運輸工裝設計

1.1智能主模型內涵

產品智能主模型包括：主模型數據［5，6］、工程語義知識庫、工程分析接口，如圖1所示。主模型包括幾何模型和非幾何模型，幾何模型包括控制模型結構的骨架以及依附于骨架的參數關聯，實現航天器運輸工裝結構模型的快速修改。非幾何模型即設計參數，包括模型尺寸、設計關鍵尺寸、中間參數等；工程語義知識庫是廣泛適用于同類產品的工裝設計經驗和設計規則的集合；工程分析接口包含接口數據模型和分析結果數據，將結構設計與工程分析連接起來形成一個整體，實現設計過程到分析過程數據模型的“推送”，實現設計與分析過程自動化評估。

圖1　智能主模型內涵

1.2航天器運輸工裝設計過程

傳統航天器運輸工裝設計流程是根據航天器的參數（外形、重量、接口等）及外界條件參數（工況、溫度、運輸等）進行工裝初步構型設計，確定模型輪廓尺寸參數后，進入詳細設計階段，詳細設計流程中包含工裝模型可行性檢查，根據檢查結果循環迭代設計。結構設計完成后進入工程分析校核及設計優化階段，其中工程分析包括結構強度、減振和保溫等，如果校核不滿足要求需要返回結構設計階段修改設計模型，然后重新進行工程分析，如此反復直到滿足設計要求。航天器運輸工裝設計流程如圖2所示，流程中的瓶頸點：1）模型更改，設計更改無法有效關聯模型中；2）設計知識的重用，設計經驗和規則依然記錄在設計文檔或設計人員的經驗中，很難保證設計的正確性和效率；3）結構設計到工程分析的數據傳遞，現有的結構設計到工程分析是利用文檔和幾何模型文件的方式傳遞的。

智能主模型技術為航天器運輸工裝的設計給出了一個新的思路，利用智能主模型技術建立一個集成的協同設計平臺，包括多層次骨架和結構的模型庫，支持設計過程中模型尺寸和構型的快速更改，并將設計知識融入設計平臺中，通過“智能”接口實現結構設計到工程分析的數據傳遞，將設計流程標準化，形成一套標準設計模板可以適應不同種類工裝的快速設計。

2　航天器運輸工裝多層次骨架結構建模

圖2　航天器運輸工裝設計流程

多層次骨架結構模型［7］區別于傳統建模方法，它是利用多層次骨架結構和參數化技術建立模型（如圖3所示），其中多層次骨架包含頂層骨架、一級骨架、……、底層骨架，骨架是產品構型的決定因素，通過參數及骨架的基準點、線、面等控制模型形狀特征尺寸和各零件的位置及裝配關系。頂層骨架是各個零部件互相聯系的橋梁，存儲著各個零部件間的位置關系及全局參數，這些全局參數控制著下級零部件的構型及尺寸。下級骨架復制這些參數并配合自身的骨架信息確定當前零部件的整體構型尺寸，并控制下級零部件的位置關系，向下傳遞全局參數。多層骨架結構滿足設計流程中自頂向下的設計思路，即在頂層設計整體尺寸并約束底層的位置關系，逐層推進逐步細化。

圖3　多層次骨架結構

多層次骨架結構建模過程中參數作為直接驅動模型的關鍵，不能覆蓋模型所有尺寸，可能造成設計的相互干擾也會影響設計效率，需要選擇合適的尺寸參數。模型參數的選擇需要遵循以下原則：

1）尺寸鏈原則。選擇參數時，要保證尺寸鏈內某一尺寸作為封閉環，不通過參數驅動。盡量選擇設計過程中不需要關注或不影響后續設計的尺寸作為封閉環。如在航天器運輸工裝的初步構型設計過程中，航天器與工裝內壁的間距尺寸不設參數驅動，而是根據工裝整體尺寸、箱壁尺寸及航天器尺寸等計算得到，防止出現參數更改互相影響導致模型出錯的問題。

2）主次原則。模型參數不能覆蓋所有模型尺寸，需要保證主要尺寸參數，忽略次要參數。主要尺寸參數指影響零件位置的參數，描述零件外型尺寸參數，零件主要結構參數等。如在L型接口支架的設計過程中，支架的支撐梁的結構作為工裝非重要結構不設參數只在必要時補充，而L型支架的高度作為判斷工裝內腔相容性的重要條件設置參數。參數的選擇需要充分考慮工裝設計過程中尺寸對設計流程的影響。

3）構型參數。工裝的設計過程涉及組件變形，需要在參數中添加控制零件構型的參數，通過參數變化改變零件構型。構型參數不能控制模型特征的有無，只能進行構型變更。在運輸工裝箱罩的設計過程中，箱罩的樣式需要根據航天器產品包絡和運輸輪廓進行選擇，工裝主模型需要設置箱罩樣式參數來控制箱罩模型。

圖4　航天器運輸工裝骨架及參數

3　驗證

開發了航天器運輸工裝快速建模與分析一體化平臺，并以某型號航天器為應用對象進行驗證。設計平臺是采用智能主模型技術建立，在Pro/E上二次開發而成，可以在設計界面直接更改模型骨架中的參數，在設計向導的指引下完成工裝模型設計。工裝模型建立后平臺啟動分析軟件ANSYS和Fluent，通過工程分析接口將數據傳遞到分析軟件中進行工程分析。該平臺的開發難點包括智能主模型中多層次骨架工裝模型頂層和底層參數關聯，以及建模到分析的數據接口。

3.1航天器運輸工裝結構組成與參數

航天器運輸工裝是由箱罩、箱底、航天器接口和附件等組成。由于航天器種類多且外界約束條件的嚴苛，運輸工裝的初步構型設計是循環迭代的過程。根據運輸工裝的結構外形，建立多層骨架控制結構并提取尺寸參數，如圖4所示。參數包括總體尺寸（如航天器長、寬、高）和零件尺寸（箱罩主梁尺寸），包括工裝構型參數（如箱罩類型、箱底類型），在初步構型階段通過不斷地校核得到滿足要求的總體尺寸及構型參數，平臺將參數統一存放在頂層骨架中進行管理，頂層骨架中的參數修改由頂層骨架將參數以注釋的方式向下傳遞到底層骨架中控制模型尺寸。多層骨架控制結構含有工裝構型更改信息，如根據校核判斷，將箱罩樣式由方型更改為圓型，底層骨架接收上層骨架的參數更改信息，自動地將箱罩方型結構修改為圓型結構。

3.2航天器運輸工裝快速建模與分析的集成

3.2.1航天器運輸工裝分析的數據模型

航天器運輸工裝的力學分析需要模型的網格、載荷、約束等信息。熱學分析的數據模型包括各種參數，如模型的熱學系數、外界環境參數（溫度、風速等）、檢測點位置參數等，以及熱分析命令流。熱分析命令流文件是根據以往成功的分析案例總結而成，即利用Fluent軟件進行熱分析的操作流程。知識庫中存儲的命令流文件是基礎命令流文件，其中的熱分析參數及簡化模型信息系統會根據具體情況進行修改，最后得到最終命令流文件并傳遞到Fluent軟件中。

航天器運輸工裝分析模型不同于工裝設計模型，需要進行模型合理簡化，簡化的方法有：1）模型忽略（去除多余模型），根據分析對象將工裝模型中多余的模型進行隱含操作使分析過程簡化；2）特征弱化（去除多余特征）建立簡化模型，由于模型的細節特征對分析結果影響很小，建立只包含工裝輪廓特征的簡化模型，簡化模型尺寸由設計模型尺寸參數驅動，保證簡化模型與正常模型的一致性。

3.2.2航天器運輸工裝設計的分析接口

圖5　減振校核公式

航天器運輸工裝工程分析包括：力學計算接口、力學分析接口。力學計算接口是系統調用知識庫中的計算公式，如圖5所示的減振校核公式（系統振動力學模型和系統振動數學模型），平臺根據設計輸入及計算公式進行減振校核，這些公式是根據以往設計經驗和設計規則總結得到的。平臺利用力學計算接口實現了工程計算與系統的集成，直接輸出工程計算結果。力學分析是分析運輸工裝的靜力承載情況，開始力學分析后，平臺通過Pro/E二次開發技術實現Pro/E軟件由設計模塊切換到分析模塊，并傳遞分析參數和模型到分析模塊，分析模塊自動進行模型簡化、網格劃分、添加約束和載荷等前置步驟，生成中間ANS文件。平臺通過批處理命令后臺打開ANSYS軟件并加載ANS文件進行力學分析，分析結果傳回到設計平臺，整個過程在設計平臺上自動進行。圖7是箱罩的力學分析界面，整個分析操作都是自動進行，實現了力學分析的自動化并將力學分析集成在設計平臺中。

圖6　力學分析流程

圖7　箱罩力學分析界面

航天器運輸工裝的熱分析包括穩態分析和瞬態分析，保證工裝在運輸過程中航天器的溫度在可控范圍內變化，校核空調的主動控溫能力及運輸過程中無法保持空調運行情況下工裝的被動保溫能力。系統利用熱分析接口如圖8所示，生成簡化模型和Fluent命令流文件如圖9所示，啟動Fluent軟件進行熱分析計算。系統根據設計經驗創建穩態分析和瞬態分析的基礎命令流文件，熱分析前設計人員輸入熱分析參數，系統結合熱分析參數和結構設計結果修改基礎命令流文件，生成最終命令流文件。系統根據熱分析要求建立參數化驅動的簡化模型，其尺寸參數與設計模型尺寸參數關聯，結構設計完成后即得到簡化模型。開始熱分析后，平臺利用批處理命令啟動熱學分析軟件Fluent，并加載最終命令流文件和簡化模型，使Fluent軟件進行熱分析求解。分析自動化流程如圖10所示：①創建熱分析工程；②載入熱分析模型；③開始熱分析；④分析完成并將結果存儲指定目錄。整個分析操作都是自動進行，實現了熱分析的自動化并將熱分析集成在設計平臺中。

圖8　熱分析接口

圖9　航天器運輸工裝箱體熱分析Fluent命令流

圖10　熱分析自動化流程

4　結論

本文提出了基于智能主模型的航天器運輸工裝設計

【】【】方法，利用多層級骨架和分析接口實現航天器運輸工裝的快速建模與分析一體化方法。開發航天器運輸工裝集成設計平臺，以某型號航天器的運輸工裝為實例驗證了應用智能主模型技術實現工裝快速建模與分析集成的可行性。該平臺實現了航天器運輸工裝的快速建模及平臺與力學分析、熱學分析的集成。該方法不僅可以應用在航天器運輸工裝設計中，還可以應用其他產品設計中，實現產品快速建模與分析集成，從而提高設計效率。

參考文獻：

［1］ 譚德坤.航天器包裝箱振動測試系統［J］.中國測試技術，2008，34（1）：28-30.

［2］ 肖剛.航天器空運包裝箱的研制及其運輸試驗評價［J］.航天器環境工程，2010，27（6）：795-799.

［3］ 田濤，張鳳鳴.基于UML的SBA協同環境分析過程研究［J］.計算機工程，2003，29（1）：96-99.

［4］ 李海軍，鄧家褆.FIPER項目介紹［J］.航空制造技術，2004，（2）：78-81.

［5］ Christoph M Hoffman， Robert Joan-Arinyo. CAD and the product master model［J］.Computer-Aided Design， 2009，30（11）：905-918.

［6］ 郭連水，李錚.葉片設計優化中智能主模型技術研究［J］.汽輪機技術，2008，50（1）：16-19.

［7］ LianShui Guo，Xuan Zhou. Overall structure control for product design using geometric skeleton based on functional decomposition［J］.ASME，2013，12：15-21.

Method of integration of satellite fixture modeling
analysis based on intelligent master model

ZHU Ya-hong1，2， HAN Jun3， WANG Feng-guan3， WU Ming-li3， GUO Lian-shui3

中圖分類號：TH391.7

文獻標識碼：A

文章編號：1009-0134（2016）05-0102-05

收稿日期：2016-01-03

作者簡介：祝亞宏（1979 -），女，北京人，碩士，從事總裝工藝裝備設計工作。