本發(fā)明涉及航天器優(yōu)化設計技術，具體涉及一種基于局部控制MDO(MultidisciplinaryDesignOptimization)的航天器優(yōu)化設計方法和系統(tǒng)。

背景技術：
傳統(tǒng)航天器設計方法通常將航天器分解成結構、電源、熱控制、姿態(tài)與軌道控制、測控、數(shù)據(jù)管理等分系統(tǒng)，各分系統(tǒng)分別按照航天器總體設計要求和本分系統(tǒng)技術特點進行設計、加工并制成硬件，然后把所有分系統(tǒng)進行總裝、測試、試驗和調(diào)整，最終形成航天器。這種方法對于不同任務的航天器設計適應性及針對性不強，表現(xiàn)出以下缺點：1)由于采用的是串行設計模式，在不同的設計階段，設計人員針對不同的學科對航天器進行設計優(yōu)化，盡管相互關系簡單，但是實質(zhì)上將同時影響航天器性能的光、機、電、熱、磁等各個學科強制地割裂開來，并沒有充分利用各個學科之間耦合所產(chǎn)生的協(xié)同效應。2)方案設計階段缺乏對系統(tǒng)指標的合理分配，不能集成不同學科協(xié)同設計。設計后期缺乏設計自由度，無法實現(xiàn)復雜系統(tǒng)的全局優(yōu)化。局部控制MDO方法的優(yōu)點在于可以通過各系統(tǒng)模塊的并行設計來縮短設計周期，利用系統(tǒng)之間的相互耦合來搜索優(yōu)化方案，通過系統(tǒng)的綜合分析來進行方案的選擇和評估，通過各系統(tǒng)的綜合考慮來提高可靠性，降低研制費用。

技術實現(xiàn)要素：
針對現(xiàn)有技術的不足之處，本發(fā)明的目的在于提供一種基于局部控制MDO的航天器優(yōu)化設計方法，來實現(xiàn)航天器總體的優(yōu)化設計。本發(fā)明的構思是：將航天器系統(tǒng)的MDO問題劃分為設計、分析、優(yōu)化3個過程。設計、分析過程解決的問題是獲取分系統(tǒng)的設計方案以及總體方案，對設計方案分析、評估和優(yōu)選；優(yōu)化過程解決的問題是對具體的總體設計方案進行參數(shù)優(yōu)化，而這3個過程在實際中需要反復迭代才能獲取最終結果。航天器整體多學科設計優(yōu)化強調(diào)系統(tǒng)整體功能和整體優(yōu)化原則，避免突出局部 和以局部優(yōu)化取代整體優(yōu)化的傾向。由于設計領域的復雜性、優(yōu)化準則的模糊性、方案類型的多樣性以及設計變量的相關性決定了航天器總體設計是需經(jīng)多個設計階段逐漸細化和逼近的迭代過程，全面考慮和正確協(xié)調(diào)整體與局部間的關系以及系統(tǒng)內(nèi)部各分系統(tǒng)間的關系，達到整體全局優(yōu)化。進行航天器總體優(yōu)化設計，必須從系統(tǒng)角度綜合考慮各個系統(tǒng)的影響，才能獲得最佳設計。單純追求某一分系統(tǒng)的優(yōu)化，不一定能給總體優(yōu)化設計帶來貢獻。因此，航天器總體優(yōu)化設計是個包含多個分系統(tǒng)和多個學科的優(yōu)化過程。其基本思想是重新組織各個系統(tǒng)的任務，由并行設計替代傳統(tǒng)串行設計，增加概念設計在整個設計過程中的比重，尋求航天器各個設計階段的系統(tǒng)平衡，充分考慮各個系統(tǒng)間相互影響和耦合作用，應用有效的設計優(yōu)化策略和分布式計算機網(wǎng)絡系統(tǒng)，組織和管理整個系統(tǒng)設計過程，通過充分利用系統(tǒng)間相互作用產(chǎn)生的協(xié)同效應獲取系統(tǒng)整體的最優(yōu)解。為了達到上述發(fā)明目的，本發(fā)明是通過以下的技術方案實現(xiàn)的。根據(jù)本發(fā)明的一個方面，提供一種航天器局部控制MDO方法，包括如下步驟：步驟1：接收用戶需求信息，記錄所述用戶需求信息所對應的任務來源；步驟2：根據(jù)所述用戶需求信息和任務來源生成總體設計指標和工程約束，其中，所述總體設計指標包括載荷指標和平臺指標；步驟3：根據(jù)所述總體設計指標和工程約束，對航天器各分系統(tǒng)相容性解耦，對所述平臺指標進行分解，生成各分系統(tǒng)的優(yōu)化目標；步驟4：針對所述分系統(tǒng)的優(yōu)化目標，建立局部優(yōu)化模型，得到各分系統(tǒng)的設計參數(shù)，形成總體方案。優(yōu)選地，所述步驟2包括如下步驟：步驟2.1：根據(jù)所述用戶需求信息生成科學目標信息和工程目標信息；步驟2.2：根據(jù)所述科學目標信息和工程目標信息對所述用戶需求信息中任務功能進行排序，得到任務功能序列，并生成與所述任務功能序列相對應的約束條件；步驟2.3：根據(jù)所述任務功能序列生成可量化的航天器設計指標。優(yōu)選地，所述局部優(yōu)化模型由理論公式或工程估算關系式構成。優(yōu)選地，所述步驟4包括步驟：對所述局部優(yōu)化模型加載所述工程約束和約束條件。優(yōu)選地，所述工程約束包括相容性約束，其中，所述相容性約束用于使系統(tǒng)級優(yōu)化中消除了單個分系統(tǒng)內(nèi)部的局部變量。根據(jù)本發(fā)明的另一個方面，還提供一種航天器局部控制MDO系統(tǒng)，包括如下裝置：接收記錄裝置，用于接收用戶需求信息，記錄所述用戶需求信息所對應的任務來源；總體任務分析裝置，用于根據(jù)所述用戶需求信息和任務來源生成總體設計指標和工程約束，其中，所述總體設計指標包括載荷指標和平臺指標；總體優(yōu)化裝置，用于根據(jù)所述總體設計指標和工程約束，對航天器各分系統(tǒng)相容性解耦，對所述平臺指標進行分解，生成各分系統(tǒng)的優(yōu)化目標；分系統(tǒng)局部優(yōu)化裝置，用于針對所述分系統(tǒng)的優(yōu)化目標，建立局部優(yōu)化模型，得到各分系統(tǒng)的設計參數(shù)，形成總體方案。優(yōu)選地，所述總體任務分析裝置包括如下裝置：第一分析裝置，用于根據(jù)所述用戶需求信息生成科學目標信息和工程目標信息；第二分析裝置，用于根據(jù)所述科學目標信息和工程目標信息對所述用戶需求信息中任務功能進行排序，得到任務功能序列，并生成與所述任務功能序列相對應的約束條件；第三分析裝置，用于根據(jù)所述任務功能序列生成可量化的航天器設計指標。優(yōu)選地，所述局部優(yōu)化模型由理論公式或工程估算關系式構成。優(yōu)選地，所述分系統(tǒng)局部優(yōu)化裝置包括約束加載裝置，約束加載裝置用于對所述局部優(yōu)化模型加載所述工程約束和約束條件。優(yōu)選地，所述工程約束包括相容性約束，其中，所述相容性約束用于使系統(tǒng)級優(yōu)化中消除了單個分系統(tǒng)內(nèi)部的局部變量。本發(fā)明采用基于局部控制MDO的方法，與現(xiàn)有技術相比，其優(yōu)點和有益效果是：1)在航天器總體設計過程中，充分考慮各個系統(tǒng)間相互影響和耦合作用，通過充分利用系統(tǒng)間相互作用產(chǎn)生的協(xié)同效應獲取系統(tǒng)整體的最優(yōu)解；2)本發(fā)明優(yōu)化問題的目標是最小化各分系統(tǒng)間的矛盾。這樣簡化了系統(tǒng)優(yōu)化問題，容易實現(xiàn)系統(tǒng)自治；3)本發(fā)明層次清楚、可操作性強，具有一定的工程應用價值。附圖說明通過閱讀參照以下附圖對非限制性實施例所作的詳細描述，本發(fā)明的其它特征、目的和優(yōu)點將會變得更明顯：圖1為根據(jù)本發(fā)明提供的航天器局部控制MDO方法框圖；圖2為本發(fā)明的系統(tǒng)間相容性約束分析方法框圖。具體實施方式下面結合具體實施例對本發(fā)明進行詳細說明。以下實施例將有助于本領域的技術人員進一步理解本發(fā)明，但不以任何形式限制本發(fā)明。應當指出的是，對本領域的普通技術人員來說，在不脫離本發(fā)明構思的前提下，還可以做出若干變形和改進。這些都屬于本發(fā)明的保護范圍。圖1所示為航天器局部控制MDO方法框圖，具體地，在本實施例中，所述航天器局部控制MDO方法包括如下步驟：步驟一：根據(jù)任務來源及用戶需求進行總體任務分析；航天器設計過程是一個復雜而龐大的流程，設計起點是用戶的任務需求。首先根據(jù)任務需求明確科學目標及工程目標。在此基礎上對任務功能排序并確定能確?？蓪崿F(xiàn)性的工程約束，并設計可量化的航天器設計指標。步驟二：確定航天器平臺總體優(yōu)化；在明確航天器部分總體設計指標及工程約束的條件下，對航天器各分系統(tǒng)相容性解耦，平臺指標分解，設計優(yōu)化目標。步驟三：分系統(tǒng)局部優(yōu)化；針對具體的優(yōu)化任務，建立局部優(yōu)化模型。局部模型可由理論公式或工程估算關系式構成，通過解決各局部優(yōu)化子問題，得到各分系統(tǒng)設計參數(shù)。最終完成各個分系統(tǒng)的設計，形成總體方案。如圖2所示，為航天器各分系統(tǒng)間相容性約束分析方法的框圖。針對復雜的系統(tǒng)構成的航天器，考慮各系統(tǒng)具備的特有功能和性能，各系統(tǒng)組成部分之間的相互聯(lián)系、相互作用，通過引入相容性約束使系統(tǒng)級優(yōu)化中消除了單個分系統(tǒng)內(nèi)部的局部變量。不同分系統(tǒng)之間的耦合通過一個系統(tǒng)級問題的等式約束進行關聯(lián)。在提高系統(tǒng)級性能目標時，這些等式約束處理了分系統(tǒng)之間的耦合，將總體優(yōu)化問題通過局部控制MDO轉(zhuǎn)化為了分系統(tǒng)級的局部優(yōu)化問題。以局部最小服務于整體最優(yōu)思想為指導對航天器總體指標進行分解分配，建立各分系統(tǒng)的局部優(yōu)化目標。進一步地，本發(fā)明還提供了一種航天器局部控制MDO系統(tǒng)，包括依次連接的接收記錄裝置、總體任務分析裝置、總體優(yōu)化裝置、分系統(tǒng)局部優(yōu)化裝置。具體地，接收記錄裝置用于接收用戶需求信息，記錄所述用戶需求信息所對應的任務來源；總體任務分析裝置用于根據(jù)所述用戶需求信息和任務來源生成總體設計指標和工程約束，其中，所述總體設計指標包括載荷指標和平臺指標；總體優(yōu)化裝置用于根據(jù)所述總體設計指標和工程約束，對航天器各分系統(tǒng)相容性解耦，對所述平臺指標進行分解，生成各分系統(tǒng)的優(yōu)化目標；分系統(tǒng)局部優(yōu)化裝置用于針對所述分系統(tǒng)的優(yōu)化目標，建立局部優(yōu)化模型，得到各分系統(tǒng)的設計參數(shù)，形成總體方案。在本實施例的一個優(yōu)選例中，更為具體地，所述總體任務分析裝置包括依次連接的第一分析裝置、第二分析裝置、第三分析裝置。其中，第一分析裝置用于根據(jù)所述用戶需求信息生成科學目標信息和工程目標信息；第二分析裝置用于根據(jù)所述科學目標信息和工程目標信息對所述用戶需求信息中任務功能進行排序，得到任務功能序列，并生成與所述任務功能序列相對應的約束條件；第三分析裝置用于根據(jù)所述任務功能序列生成可量化的航天器設計指標。進一步地優(yōu)選地，所述局部優(yōu)化模型由理論公式或工程估算關系式構成。所述分系統(tǒng)局部優(yōu)化裝置包括約束加載裝置，約束加載裝置用于對所述局部優(yōu)化模型加載所述工程約束和約束條件。所述工程約束包括相容性約束，其中，所述相容性約束用于使系統(tǒng)級優(yōu)化中消除了單個分系統(tǒng)內(nèi)部的局部變量。以上對本發(fā)明的具體實施例進行了描述。需要理解的是，本發(fā)明并不局限于上述特定實施方式，本領域技術人員可以在權利要求的范圍內(nèi)做出各種變形或修改，這并不影響本發(fā)明的實質(zhì)內(nèi)容。