基于離散變量優(yōu)化的航天器質(zhì)量特性配平方法

郭璠 田娜 陳向東 張正峰

（北京空間飛行器總體設(shè)計部，北京 100094）

1 引言

質(zhì)量特性配平設(shè)計是航天器總體設(shè)計的關(guān)鍵環(huán)節(jié)之一，減少配平使用配重的質(zhì)量能夠有效減少航天器整器質(zhì)量。航天器為降低姿態(tài)控制的難度，提高控制的準(zhǔn)確性，須進(jìn)行質(zhì)量特性配平工作，即通過在航天器結(jié)構(gòu)上安裝一定量的配重，將航天器的質(zhì)量、質(zhì)心、轉(zhuǎn)動慣量或慣性積調(diào)配到一定的目標(biāo)范圍內(nèi)。由于受運(yùn)載火箭推力的限制，質(zhì)量一直是航天器設(shè)計中重要的約束條件之一。隨著航天器系統(tǒng)愈加復(fù)雜，質(zhì)量呈現(xiàn)不斷增長的趨勢，減重迫在眉睫；而減少配平使用的配重安裝量是航天器減重的重要途徑之一［1］。

航天器質(zhì)量特性配平存在兩個難點：一是耦合性，受航天器構(gòu)形布局的約束，預(yù)留的配重安裝位置有限，且可能呈現(xiàn)既不均勻又不對稱的狀態(tài)，將導(dǎo)致X、Y、Z 三個方向質(zhì)心（或轉(zhuǎn)動慣量）在配平時發(fā)生耦合，即每一塊配重都會同時影響航天器質(zhì)心（或轉(zhuǎn)動慣量）的三個方向坐標(biāo)；二是離散性，配平使用的配重塊一般預(yù)先加工，配平時采用多個配重塊組合安裝完成，因此可使用的配重質(zhì)量離散。

目前，傳統(tǒng)的航天器質(zhì)量特性配平方法仍通過多次的質(zhì)量特性測試［2］與配平計算相結(jié)合確定。但由于耦合性和離散性問題，測試須憑經(jīng)驗，通過修正配重安裝位置及質(zhì)量逐方向、反復(fù)修正三個坐標(biāo)值才能使質(zhì)心逼近目標(biāo)值，而每次修正都不可避免地帶來配平計算、配重實施及測量的工作量，不但耗時耗力，而且修正過程中的配重質(zhì)量很可能逐步增加，給航天器減重工作帶來困難。

最優(yōu)化方法是一種能夠有效解決配平優(yōu)化的方法，國內(nèi)已有相關(guān)研究［3-6］，但均有不足。文獻(xiàn)［3］通過Insight-fd優(yōu)化軟件解決了配平的耦合性問題，但不能解決離散性問題；文獻(xiàn)［4］通過查表法解決了配平耦合性和離散性問題，但需要窮舉所有配重塊組合安裝的形式，復(fù)雜航天器配平計算的工作量很大，不能解決實際問題。

本文為解決質(zhì)量特性配平的耦合性和離散性兩個難點，提出一種利用序列二次規(guī)劃＋分支定界的離散變量優(yōu)化方法尋求配平設(shè)計的最優(yōu)解，介紹了優(yōu)化函數(shù)建立過程和離散變量優(yōu)化方法原理及實現(xiàn)，并通過實際算例表明該方法可直接獲得質(zhì)量最優(yōu)的配平方案，較傳統(tǒng)方法大大降低了配重質(zhì)量及安裝時間，可獲得最優(yōu)的配平布局及配重質(zhì)量，有效避免了重復(fù)配平的操作，提高了總裝配平工作的效率（本文的質(zhì)量特性僅指質(zhì)量和質(zhì)心，轉(zhuǎn)動慣量可以按照類似的方式計算）。

2 配平優(yōu)化初始條件分析

在解決航天器質(zhì)心配平問題之前，應(yīng)明確如下條件，作為配平問題優(yōu)化的初始條件。所有位置參數(shù)均在同一參考坐標(biāo)系下給出。

（1）航天器進(jìn)行配平前，需完成了一次初始的質(zhì)量特性測試，獲取配平前整器質(zhì)量Mo，質(zhì)心在整器坐標(biāo)系下的位置向量Po＝［xo，yo，zo］T，其中xo，yo，zo分別為質(zhì)心在整器坐標(biāo)系下的三個坐標(biāo)分量。

（2）航天器進(jìn)行總裝設(shè)計的過程中，會在結(jié)構(gòu)上預(yù)留多處配重安裝位置，同時設(shè)計與配重安裝孔相匹配的配重塊，備選配重塊質(zhì)量一般有多種選擇，典型的配重安裝方式如圖1所示，以下參數(shù)在配平前已知：①配重點在整器坐標(biāo)系下的位置向量Pi＝［xi，yi，zi］T（i＝1，2，…，l），其 中xi，yi，zi分別為配重點在整器坐標(biāo)系下的三個坐標(biāo)分量，i為配重點序列，配重點共l個；②備選配重質(zhì)量mz，z 為配重塊序列，z ＝1，2，…，n，種類數(shù)n 一般通過人為預(yù)先確定；③同一配重點安裝的配重塊的線密度DA，DA＝mZ／d，d 為 配 重 塊 厚 度；④隔 熱 墊 厚 度dt；⑤配重安裝用緊固件套數(shù)（i＝1，2，…，l）和單套緊固件質(zhì)量ms，設(shè)ms為常量（常用緊固件M5鈦合金內(nèi)六角螺釘，60mm 與20mm 兩種長度規(guī)格質(zhì)量差僅2.6g，可忽略）。

圖1 典型航天器配重安裝形式Fig.1 Typical installation form of balance mass on spacecraft

對配重點i，可得該點配重質(zhì)量Mi和質(zhì)心位置向量：

（3）配重安裝質(zhì)量一般有上限不超過Mst，即0≤Mi≤Mst。

3 配平優(yōu)化問題構(gòu)建

有約束最優(yōu)化方法的思想是通過探索變量值，在同時滿足不等式和等式約束的條件下使目標(biāo)函數(shù)取得最小值。優(yōu)化問題的一般形式為

式中：a為不等式約束函數(shù)的個數(shù)，b為等式約束函數(shù)的個數(shù)。

質(zhì)心配平優(yōu)化目標(biāo)為安裝配重的總質(zhì)量最小，優(yōu)化約束一般有如下幾種形式：

（2）Y 方向質(zhì)心位置Py不大于ry；

（3）Z 方向質(zhì)心位置Pz不大于rz。

綜上，可建立質(zhì)心位置配平優(yōu)化問題的優(yōu)化函數(shù)：

式中：Q 為優(yōu)化變量集合，表示在各配重點每種配重塊個數(shù)的集合，共有n×l個獨立分量，所有變量均為整數(shù)；Px，Py，Pz為配重安裝后航天器質(zhì)心坐標(biāo)：

4 優(yōu)化方法選擇

若假設(shè)式（5）的優(yōu)化變量Q 中的所有分量均可取實數(shù)，則式（5）為一個典型的非線性約束最優(yōu)化問題，常用序列二次規(guī)劃法（Sequential Quadratic Programming，SQP）求解。

4.1 序列二次規(guī)劃法

SQP法是求解非線性最優(yōu)化問題的一類有效算法［7］，具有超線性收斂速度。SQP法通過拉格朗日函數(shù)將原有約束問題轉(zhuǎn)化為無約束問題：

式中：x 為優(yōu)化變量；gu（x）為優(yōu)化約束函數(shù)；λ 為約束函數(shù)加權(quán)因子。

利用擬牛頓法來近似構(gòu)造Hessian矩陣，建立二次規(guī)劃子問題：

式中：d ＝x-x（k）；Hk＝?2L（x（k），λ（k）），為式（8）的Hessian矩陣［8］。

對于給定初始值（x（k），Hk）（k＝0），求解式（8）求得其目標(biāo)函數(shù)在x（k）處的一個下降方向dk并進(jìn)行一維搜索，求得迭代步長αk；而后采用BFGS修正，使Hk＋1保持正定；令x（k＋1）＝x（k）＋αkdk，k＝k＋1，持續(xù)迭代計算，直至dk＝0，得出最優(yōu)解。

4.2 序列二次規(guī)劃與分支定界的離散變量優(yōu)化方法

當(dāng)Q 可取實數(shù)時，利用SQP法易求得每個配重點的最優(yōu)配質(zhì)量。但實際情況中，配重塊個數(shù)必須為整數(shù)，直接運(yùn)用SQP 法求得最優(yōu)Q 值往往是小數(shù)，如對結(jié)果直接進(jìn)行圓整，將很可能偏離最優(yōu)解。

分支定界法是求解整數(shù)規(guī)劃常用的一種方法，其核心思想是對有約束條件的所有可行解空間進(jìn)行搜索，把全部可行的解空間不斷分割為越來越小的子集（稱為分支），并為每個子集內(nèi)的解計算一個上界（稱為定界）。在每次分支后，對凡是界限超出已知可行解值的那些子集不再做進(jìn)一步分支（稱為剪枝），許多子集就可以不予考慮，從而縮小了搜索范圍。

本文將分支定界法與SQP 法相結(jié)合使用求解符合整數(shù)約束條件的最優(yōu)解，利用SQP求解優(yōu)化變量的實數(shù)解，同時利用分支定界法縮小求解空間，直至SQP法求得的最優(yōu)解為整數(shù)。算法流程如下：

（1）SQP 求解：忽略整數(shù)約束條件，利用SQP法將原問題按連續(xù)變量問題求最優(yōu)解，如果最優(yōu)解其中至少有一個變量為非整數(shù)q（i），明確其整數(shù)部分和小數(shù)部分：

（2）分支：構(gòu)造2個子問題，在原目標(biāo)函數(shù)和約束條件的基礎(chǔ)上，一個問題增加約束，另一個問題增加約束

（3）定界與剪枝：通過不斷分支與求解各個子問題來不斷修正上界完成定界。上界由已經(jīng)得到的可能最優(yōu)整數(shù)解（子問題中符合整數(shù)條件的目標(biāo)函數(shù)值最小者）確定。通過將不可能存在最優(yōu)解的子問題舍棄完成剪枝。求解每個子問題時會出現(xiàn)以下幾種情況：①子問題無可行解，則此問題不需繼續(xù)分支，該子問題被剪枝；②得到一個整數(shù)解，則此問題不需繼續(xù)分支，該子問題被剪枝。若該整數(shù)解在目前得到的所有整數(shù)解中最優(yōu)，則將其定為新的上界；③得到一個非整數(shù)解，若該子問題目標(biāo)函數(shù)值大于等于已得到的上界時，則該子問題被剪枝，否則繼續(xù)向下分支。

（4）重復(fù)步驟①、②、③，對產(chǎn)生的每個子問題不斷分支并求解由分支產(chǎn)生的新子問題，直至求得一個近似整數(shù)解為止。

利用MATLAB軟件為平臺，本文開發(fā)了質(zhì)心配平設(shè)計優(yōu)化程序，整個算法的流程見圖2。

圖2 算法實現(xiàn)流程Fig.2 Flow chart of the algorithm

5 配平計算實例

某航天器總裝設(shè)計中要求進(jìn)行橫向質(zhì)心配平，配平要求見表1，配重布局見圖3，備選配重、緊固件等參數(shù)見表2。

表1 某航天器質(zhì)量特性及配平目標(biāo)Table 1 Mass properties of a spacecraft and target of mass balancing

圖3 某航天器可選配重點布局示意圖Fig.3 Optional potision of balance mass on a spacecraft

測試人員進(jìn)行3次嘗試配平，最終配平設(shè)計方案詳見表3和圖4，運(yùn)用本文優(yōu)化方法，經(jīng)1次優(yōu)化運(yùn)算（計算時間514.3s）的配平設(shè)計方案詳見表4，獲得的配重布局如圖5所示（圖中黑色實點代表安 裝緊固件位置）。

表2 某航天器配平設(shè)計約束條件Table 2 Restriction of mass properties balancing

表3 使用傳統(tǒng)配平方法獲得的配重方案Table 3 Scheme of mass balancing using traditional method

圖4 傳統(tǒng)配平方法配重布局Fig.4 Distribution of balance mass using traditional method

表4 本文提出的配平方法獲得的配重方案Table 4 Scheme of mass balancing using discrete variables optimization

對兩種方法的結(jié)果進(jìn)行對比，詳見表5，可知利用本文算法進(jìn)行配平方案設(shè)計可直接獲得最終配平方案，配平不需進(jìn)行多次嘗試，且在滿足橫向質(zhì)心配平目標(biāo)的同時，配重總質(zhì)量較人工配平減小了3.62kg，表明優(yōu)化后的配平方案設(shè)計更為合理。

圖5 本文配平方法配重布局（＋Z 側(cè)板配重布局）Fig.5 Distribution of balance mass using discrete variables optimization

表5 兩種方案結(jié)果比較Table 5 Contrast of two schemes

6 結(jié)論

本文運(yùn)用最優(yōu)化方法，建立了質(zhì)心位置配平的目標(biāo)函數(shù)，提出了利用一種序列二次規(guī)劃＋分支定界的離散變量優(yōu)化方法獲得配重設(shè)計方案的最優(yōu)可行解，本文方法較目前傳統(tǒng)質(zhì)量特性配平方法有如下優(yōu)勢：

（1）根據(jù)配平目標(biāo)僅需經(jīng)過一次優(yōu)化計算，即可獲得最優(yōu)配重設(shè)計方案，與傳統(tǒng)配平方法需逐方向進(jìn)行配平相比，能夠解決配平耦合性問題，同時大大降低采用傳統(tǒng)配平方法需多次進(jìn)行配平計算、配重調(diào)整、質(zhì)量特性測試的工作量，避免了重復(fù)配平實施帶來的總裝風(fēng)險；

（2）考慮了配平過程中配重塊和緊固件的質(zhì)量呈離散性的實際因素，優(yōu)化結(jié)果可直接用于實際工程應(yīng)用；

（3）可適用于多種質(zhì)量特性配平相關(guān)的約束條件，例如單個配重質(zhì)量，配重總質(zhì)量，配重點位置，配平質(zhì)心范圍，轉(zhuǎn)動慣量、慣性積等，可完成諸如質(zhì)心、轉(zhuǎn)動慣量、甚至慣性積的配平；

（4）提高了航天器配平工作的效率，縮短了航天器的研制周期。

（References）

［1］張旺軍，陳向東，潘艷華，等.一種航天器電纜網(wǎng)精確質(zhì)量特性計算方法［J］.航天器工程，2014，23（4）：33-38 Zhang Wangjun，Chen Xiangdong，Pan Yanhua，et al.A method of accurate mass property calculation for spacecraft cable network［J］.Spacecraft Engineering，2014，23（4）：33-38（in Chinese）

［2］陳勉，杜晨.衛(wèi)星質(zhì)心三軸快速測量配重新工藝［J］.航天器環(huán)境工程，2005，22（6）：358-360 Chen Mian，Du Chen.New technology of fast measuring satellite 3axis centre of mass［J］.Spacecraft Environment Engineering，2005，22（6）：358-360（in Chinese）

［3］尹航，高永明，董正宏，等.基于虛擬樣機(jī)技術(shù)的航天器配重設(shè)計與實現(xiàn)［J］.系統(tǒng)仿真學(xué)報，2010，（11）：2631-2634 Yin Hang，Gao Yongming，Dong Zhenghong，et al.De-sign and implementation of spacecraft balance based on virtual prototype technology［J］.Journal of System Simulation，2010，（11）：（in Chinese）

［4］侯文，鄭賓，楊瑞峰.魚雷質(zhì)心配重糾偏技術(shù)的實現(xiàn)［J］.測試技術(shù)學(xué)報，2003，17（1）：52-55 Hou Wen，Zheng Bin，Yang Ruifeng.Correction of torpedo’s centroid eccentricity with counterweight technology［J］.Journal of Test and Measurement Technology，2003，17（1）：52-55（in Chinese）

［5］侯悅民，季林紅，金德聞.小衛(wèi)星動平衡靈敏度分析［J］.中國空間科學(xué)技術(shù)，2003，23（3）：27-34 Hou Yuemin，Ji Linhong，Jin Dewen.Sensitivity analysis of the dynamic balancing of small satellites［J］.Chinese Space Science and Technology，2003，23（3）：27-34（in Chinese）

［6］William E L.Triaxial balancing techniques（A study of spacecraft balance with respect to multiple axes）［R］.Washington D.C.：NASA，1964

［7］茨木俊秀.最優(yōu)化方法［M］.北京：世界圖書出版公司，1997 Ibaraki T.Optimization methods［M］.Beijing：World Publishing Corporation，1997

［8］Powell M J D.A fast algorithm for nonlinearly constrained optimization calculations［J］.Numerical Analysis，1978，630：144-157