(19)国家知识产权局 (12)发明 专利申请 (10)申请公布号 (43)申请公布日 (21)申请 号 202111680404.6 (22)申请日 2021.12.3 0 (71)申请人 中国航空研究院 地址 100012 北京市朝阳区安外北 苑2号院 (72)发明人 樊思思　段鹏飞　曹军伟　袁成　 陈黎　高书亮　 (74)专利代理 机构 中国航空专利中心 1 1008 专利代理师 王迪 (51)Int.Cl. G06F 30/15(2020.01) G06F 30/20(2020.01) G06F 111/04(2020.01) G06F 111/10(2020.01) (54)发明名称 一种飞行器级间分离机构的设计方法和系 统 (57)摘要 本发明属于航空航天技术领域， 涉及一种飞 行器级间分离机构的设计方法和系统， 设计方法 包括： 对飞行器级间分离机构进行优化设计， 指 导爆炸螺栓的选型， 确定出级间分离机构的分离 动力源； 分离过程的冲击量e， 作为设计变量的同 时， 也作为优化目标， 系统通过不断的修正设计 变量， 实现在满足约束条件的情况下设计出最小 的分离过程冲击量。 权利要求书3页 说明书7页 附图2页 CN 114491798 A 2022.05.13 CN 114491798 A 1.一种飞行器级间分离 机构的设计方法， 其特 征在于， 包括： 对飞行器级间分离机构进行优化设计， 指导爆炸螺栓的选型， 确定出级间分离机构的 分离动力源； 分离过程的冲击量e， 作为设计变量的同时， 也作为优化目标， 系统通过不断的 修正设计变量， 实现在满足约束条件的情况 下设计出最小的分离过程冲击量。 2.如权利要求1所述的一种飞行器级间分离 机构的设计方法， 其特 征在于， 包括： 步骤1、 定义飞行器级间分离结构优化过程中的设计变量、 优化目标和约束条件； 其中， 设计变量包括： 爆 炸螺栓的直径、 个数和分离过程的冲击量； 优化目标为分离过程的冲击量 最小； 约束条件定义为结构最大应力小于结构材料的许用应力， 以及冲击后舱段1和舱段2 沿分离方向的相对速度不小于特定值； 步骤2、 优化工具在约束条件限定的优化 区域内对优化目标进行优化， 优化后的设计变 量组成一组新的设计方案， 将所述新的设计方案发送给仿真模块(M3)， 接收仿真模块(M3) 反馈的分析结果， 判断分析结果， 是否满足终止条件， 如满足则优化结束， 否则根据系统设 定的更新方法给 出新的设计方案， 再次进行 结构分析， 直到满足 终止条件； 步骤3、 对设计方案进行结构仿真分析， 从分析结果中提取出优化所需的信息作为分析 结果反馈给求 解模块(M2)。 3.如权利要求2所述的一种飞行器级间分离 机构的设计方法， 其特 征在于， 步骤1包括： 步骤11、 对飞行器级间分离结构优化过程中设计 变量的定义； 数 学表达式如下： X＝{n,d,e}； 其中， X为设计变量组， 由3个变量组成： n为爆炸螺栓个数， 整型变量； d为爆炸螺栓直 径， 整型变量， 单位 为mm； e为分离过程的冲击量， 浮 点型变量， 单位 为N.s； 步骤12、 对飞行器级间分离结构优化过程中优化目标的定义； 数 学表达式如下： Min(e)； 其中， e为分离过程的冲击量， 在本系统里 e既是设计 变量也是优化目标； 步骤13、 对飞行器级间分离结构优化过程中约束条件的定义； 数 学表达式如下： S＝(s1,s2,Δv)； 其中， S为约束条件， 由2部分组成： s1,s2为满足两个舱段在分离前后的结构可靠性， s1 为分离前后舱段1的最大应力小于对应结构材料的许用应力， s2 为分离前后舱段2的最大应 力小于对应结构材料的许用应力； Δv为满足安全分离， 冲击后舱段1和舱段2沿分离方向的 相对速度。 4.如权利要求2所述的一种飞行器级间分离 机构的设计方法， 其特 征在于， 步骤3包括： 步骤31， 实现对结构外形的仿真， 建立飞行器级间分离结构的三维数模； 包括： 舱段1的 具体尺寸、 舱段2的具体尺寸、 爆 炸螺栓的具体尺 寸、 螺母的具体尺 寸， 及舱段1、 舱段2、 爆 炸 螺栓、 螺母的相对位置； 步骤32， 实现结构承受载荷的定义； 包括： 位移限制和载荷施加； 步骤33， 实现对结构材料属性的定义； 包括舱段1的材料定义、 舱段2的材料定义、 简化 爆炸螺栓和螺母的材 料定义； 步骤34， 实现对仿真结构模型单元的定义； 包括舱段1的单元定义、 舱段2的单元定义、权　利　要　求　书 1/3 页 2 CN 114491798 A 2简化爆炸 螺栓和螺母的单 元定义； 步骤35， 实现结构在定义环境下响应的求 解； 步骤36， 实现对分析 结果的处 理， 选取优化过程中关心的响应。 5.一种飞行器级间分离 机构的设计系统， 其特 征在于， 包括： 定义模块(M1)、 求 解模块(M2)、 仿真模块(M 3)； 定义模块(M1)， 定义飞行器级间分离结构优化过程中的设计变量、 优化目标和约束条 件； 其中， 设计变量包括： 爆 炸螺栓的直径、 个数和分离过程的冲击量； 优化目标为分离过程 的冲击量最小； 约束 条件定义为结构最大应力小于结构材料的许用应力， 以及冲击后舱段1 和舱段2沿分离方向的相对速度不小于特定值； 求解模块(M2)， 优化工具在约束条件限定的优化区域内对优化目标进行优化， 优化后 的设计变量组成一组新的设计方案， 将所述新的设计方案发送给仿真模块(M3)， 接收仿真 模块(M3)反馈的分析结果， 判断分析结果， 是否满足终止条件， 如满足则优化结束， 否则根 据系统设定的更新方法给 出新的设计方案， 再次进行 结构分析， 直到满足 终止条件； 仿真模块(M3)， 对设计方案进行结构仿真分析， 从分析结果中提取出优化所需的信息 作为分析 结果反馈给求 解模块(M2)。 6.如权利要求5所述的一种飞行器级间分离 机构的设计系统， 其特 征在于， 定义模块(M1)包括： 设计变量定义模块(M11)， 优化目标定义模块(M12)和约束条件定 义模块(M13)； 设计变量定义模块(M11)， 用于对飞行器级间分离结构优化过程中设计变量的定义； 数 学表达式如下： X＝{n,d,e}； 其中， X为设计变量组， 由3个变量组成： n为爆炸螺栓个数， 整型变量； d为爆炸螺栓直 径， 整型变量， 单位 为mm； e为分离过程的冲击量， 浮 点型变量， 单位 为N.s； 优化目标定义模块(M12)， 用于对飞行器级间分离结构优化过程中优化目标的定义； 数 学表达式如下： Min(e)； 其中， e为分离过程的冲击量， 在本系统里 e既是设计 变量也是优化目标； 约束条件定义模块(M13)， 用于对飞行器级间分离结构优化过程中约束条件的定义； 数 学表达式如下： S＝(s1,s2,Δv)； 其中， S为约束条件， 由2部分组成： s1,s2为满足两个舱段在分离前后的结构可靠性， s1 为分离前后舱段1的最大应力小于对应结构材料的许用应力， s2 为分离前后舱段2的最大应 力小于对应结构材料的许用应力； Δv为满足安全分离， 冲击后舱段1和舱段2沿分离方向的 相对速度。 7.如权利要求5所述的一种飞行器级间分离 机构的设计系统， 其特 征在于， 仿真模块(M3)包括： 三维数模(M31)， 载荷条件(M32)， 结构 材料(M33)， 单元属性(M34)， 分析求解(M35)， 结果处 理(M36)； 三维数模(M31)， 实现对结构外形的仿真， 建立飞行器级间分离结构的三维数模； 包括： 舱段1的具体尺寸、 舱段2的具体尺寸、 爆炸螺栓的具体尺寸、 螺母的具体尺寸， 及舱段1、 舱权　利　要　求　书 2/3 页 3 CN 114491798 A 3