航天器瞬態(tài)熱分析模型修正方法及應(yīng)用研究.pdf

1、熱分析是航天器熱控優(yōu)化設(shè)計(jì)、性能校核、在軌溫度預(yù)示及熱控故障診斷的核心手段，其準(zhǔn)確程度直接關(guān)系航天器工程的成敗。熱分析建模中的簡化和假設(shè)會(huì)導(dǎo)致模型參數(shù)與實(shí)際存在誤差，因此利用熱試驗(yàn)數(shù)據(jù)修正熱分析模型是航天器熱控系統(tǒng)設(shè)計(jì)的重要環(huán)節(jié)，熱分析模型修正方法也被視為熱控系統(tǒng)關(guān)鍵技術(shù)。目前的研究多數(shù)集中在穩(wěn)態(tài)熱分析模型修正方法上。隨著航天器瞬態(tài)熱分析和瞬態(tài)熱試驗(yàn)的普及，亟需開展瞬態(tài)熱分析模型的修正方法研究。針對(duì)此問題，本文開展了以下工作：
　

2、　首先，通過分析航天器穩(wěn)態(tài)熱分析模型隨機(jī)近似修正方法以及瞬態(tài)熱分析模型特點(diǎn)，獲得了應(yīng)用隨機(jī)近似方法的瞬態(tài)熱分析模型修正方法關(guān)鍵研究環(huán)節(jié)，其中主要包括適用于瞬態(tài)熱分析模型修正的溫度誤差目標(biāo)函數(shù)構(gòu)建方法和逼近目標(biāo)函數(shù)的優(yōu)化方法。并初步建立了瞬態(tài)熱分析模型修正方法流程。
　　然后，在構(gòu)建瞬態(tài)溫度最小誤差目標(biāo)函數(shù)的基礎(chǔ)上，研究了不同逼近目標(biāo)函數(shù)的優(yōu)化方法對(duì)瞬態(tài)熱分析模型修正結(jié)果的影響。研究結(jié)果表明，應(yīng)用局部優(yōu)化算法（BFGS）時(shí)，部分傳熱

3、參數(shù)的修正效果較好，誤差在10％以內(nèi)，部分傳熱參數(shù)誤差修正效果較差，誤差達(dá)到70%；而應(yīng)用遺傳算法時(shí)，修正后多數(shù)參數(shù)誤差在10%以內(nèi)，最大誤差為48%。結(jié)合修正結(jié)果和傳熱參數(shù)對(duì)瞬態(tài)溫度的敏感度分析，得到了BFGS算法適用于大敏感度傳熱參數(shù)修正，而遺傳算法適用于小敏感度傳熱參數(shù)修正的結(jié)論，兩算法結(jié)合使用后可以達(dá)到較好的修正效果。
　　此外，通過對(duì)前述修正結(jié)果的瞬態(tài)溫度誤差進(jìn)行分析，看出部分目標(biāo)點(diǎn)瞬態(tài)溫度峰谷處誤差較大，可達(dá)5℃。進(jìn)而

4、提出了帶權(quán)重系數(shù)的瞬態(tài)溫度峰谷誤差最小目標(biāo)函數(shù)的構(gòu)建方法，以進(jìn)一步改進(jìn)傳熱參數(shù)修正精度。應(yīng)用改進(jìn)后的目標(biāo)函數(shù)修正后結(jié)果表明最大傳熱參數(shù)誤差從前述修正結(jié)果的70%降低到50%。
　　最后，建立了瞬態(tài)熱分析模型分層修正系統(tǒng)方法，第一層以瞬態(tài)溫度最小誤差為目標(biāo)函數(shù)利用BFGS進(jìn)行大敏感度傳熱參數(shù)修正，然后利用遺傳算法對(duì)小敏感度傳熱參數(shù)進(jìn)行修正；第二層以帶權(quán)重系數(shù)的瞬態(tài)溫度峰谷誤差最小為目標(biāo)函數(shù)分別采用BFGS算法和遺傳算法進(jìn)行傳熱參數(shù)修