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公开(公告)号：CN104732031B
公开(公告)日：2017-08-29
申请号：CN201510145019.X
申请日：2015-03-30
Applicant: 北京空间飞行器总体设计部
IPC: G06F17/50
Abstract: 本发明涉及一种基于重离子试验数据的器件质子翻转截面反演方法，步骤如下：确定质子能量；确定器件金属布线层、氧化层的材料类型和厚度；确定器件敏感区的材料和厚度；分析质子在敏感区中的能量沉积微分谱；将敏感区中的能量沉积微分谱转化为等效LET微分谱；计算器件在质子辐照下的翻转截面。本发明考虑了器件金属布线层、氧化层中核反应的影响，使得该方法更适合现代工艺条件下的器件，使得器件对质子影响的计算更加准确，可靠性大大增强。
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公开(公告)号：CN104869017B
公开(公告)日：2017-05-31
申请号：CN201510217920.3
申请日：2015-04-30
Applicant: 北京空间飞行器总体设计部
Abstract: 一种基于核度积的卫星信息系统拓扑结构优化方法，首先将卫星信息系统抽象得到其对应的有向图，再引入广义度的概念并计算有向图中各个节点的广义度，然后计算有向图中各个节点的节点核度积及链路的重要性，最后依次比对有向图中所有节点的节点核度积与设定节点核度积阈值、有向图中两节点之间的所有最短链路重要性与设定链路重要性阈值，得到拓扑结构中待优化节点并进行优化。本发明方法与现有技术相比，通过引入广义度来区分各个节点的重要性，不仅考虑各个节点的度或介度，还考虑节点和链路在拓扑结构中的重要性，能够更准确全面的对整个拓扑结构进行优化。
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公开(公告)号：CN104820777B
公开(公告)日：2017-04-19
申请号：CN201510188483.7
申请日：2015-04-20
Applicant: 北京空间飞行器总体设计部
IPC: G06F19/00
Abstract: 一种航天器系统单粒子防护薄弱点的识别方法，涉及使用了FPGA、DSP等单粒子软错误敏感器件的设备对航天器系统任务或功能影响的评估，以及航天器系统单粒子防护薄弱点的识别。该方法以单粒子软错误发生概率为输入，考察单粒子软错误影响的后果、发生概率和持续时间三个要素，建立了单粒子软错误危害时间模型，实现了对航天器单粒子软错误系统影响的定量评估，并可以据此准确识别出单粒子防护的薄弱点，为后续有效的改进航天器单粒子防护设计提供了依据。
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公开(公告)号：CN105866573A
公开(公告)日：2016-08-17
申请号：CN201610183676.8
申请日：2016-03-28
Applicant: 北京空间飞行器总体设计部
IPC: G01R31/00
CPC classification number: G01R31/00
Abstract: 本发明一种基于重离子加速器的单粒子软错误防护设计验证方法，涉及一种基于加速器试验数据的系统单粒子防护效果验证的重离子和质子等效试验验证领域；包括：(1)采用基于LET值确定的地面加速器重离子试验；(2)分析质子静态翻转截面；(3)分析系统在任意工作模式下的敏感位因子；(4)分析系统在重离子辐照下的动态翻转截面；(5)分析系统在质子辐照下的动态翻转截面；本发明提供一种基于重离子加速器的单粒子软错误防护设计验证方法，该方法可用于单粒子防护效果验证，解决国内加速器时间紧张以及难以实现高能质子试验的问题。
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公开(公告)号：CN107203663B
公开(公告)日：2021-02-09
申请号：CN201710347072.7
申请日：2017-05-16
Applicant: 北京空间飞行器总体设计部
Abstract: 一种姿轨控机动作用下柔性部件指向获取方法，首先对反射面天线进行结构有限元建模，进而建立卫星刚柔耦合动力学模型，获取反射面天线振动模态向量；然后建立卫星姿态控制作用模型，进而与卫星刚柔耦合动力学模型组成控制闭环作用下卫星动力学模型；最后，建立天线辐射场强在天线振动模态空间下的表达式，建立整星系统在轨状态动力学‑姿控‑天线辐射综合模型；根据卫星在轨工作激励数据仿真得到卫星天线振动的时变模态坐标，代入天线辐射场模态空间表达式，即可获取在轨工作模式对天线辐射场强影响的动态变化情况。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN110131298B
公开(公告)日：2020-09-18
申请号：CN201910316220.8
申请日：2019-04-19
Applicant: 北京空间飞行器总体设计部
IPC: F16C11/10
Abstract: 本发明公开了一种高热稳定性锁定关节，包括第一连接件1、第二连接件2、定压锁紧装置3、转轴组件4、低冲击释放装置5；第一连接件1和第二连接件2分别与一个杆件固定连接，第一连接件1和第二连接件2通过转轴42及轴承43组成转动副，实现第一连接件1和第二连接件2铰接，转轴42两端设有具备恒定压紧力的定压锁紧装置3，该定压锁紧装置3可通过低冲击释放装置5实现锁紧。本发明通过定压锁紧装置3、转轴组件4、低冲击释放装置5的合理布局，实现了整个关节相对于过杆件轴线的两个平面对称，克服了传统锁定关节对称性差的问题；通过柔性支撑36的变形实现了沿轴向的无间隙锁定，消除了传统锁定关节的锁定间隙，提升了锁定刚度；通过设置定压预紧装置和低冲击释放装置5，保证了转轴42两端预紧力相等，解决了传统锁定关节热稳定性差的问题。
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公开(公告)号：CN106951585B
公开(公告)日：2020-09-18
申请号：CN201710077811.5
申请日：2017-02-14
Applicant: 北京空间飞行器总体设计部
IPC: G06F30/15 , G06F30/17 , G06F30/23 , G06F119/14
Abstract: 一种弹塑性弯曲变形限力结构的建模方法，首先建立不包括限力结构的着陆探测器多体动力学模型，使用虚质量体与本体转动副连接，与支撑杆滑动副连接，着陆探测器本体与支撑杆间为沿支撑杆轴向的力，然后测量得到实际着陆探测器中限力结构承受力方向、虚质量体沿滑动副方向的位移，进而得到实际着陆探测器中限力结构的塑性变形量，最后根据不包括限力结构的着陆探测器多体动力学模型、所有限力结构动力学模型得到着陆探测器多体动力学模型，进而仿真得到着陆探测器所有限力结构的变形曲线、限力结构受力曲线。本发明避免了弯曲变形弹塑性材料建模分析使用有限元程序带来的耗时冗长的问题，具有计算效率高、耗时少的优点。
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公开(公告)号：CN107491594B
公开(公告)日：2020-07-14
申请号：CN201710607715.7
申请日：2017-07-24
Applicant: 北京空间飞行器总体设计部
Abstract: 本发明克服现有索网天线形面精度计算方法的不足，考虑索网天线在轨展开过程对索网天线在轨展开后形面精度的影响，提出的计算流程可有效补充索网天线地面展开试验有地球重力和大气影响的不足，能较准确地预测索网天线在太空在轨工作状态下的形面精度及工作性能。同时提出根据节点与整个抛物面的最小距离计算误差均方根值，该方法能更准确反映天线的索网网面的光滑度；提出了一种指向误差计算方法，该方法能更直观反映天线索网网面的电信号反射精度。
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公开(公告)号：CN108613798B
公开(公告)日：2019-11-12
申请号：CN201810267058.0
申请日：2018-03-28
Applicant: 北京空间飞行器总体设计部
Abstract: 航天器铰链非线性载荷‑变形关系测量系统及测量方法，首先将铰链一端固定，另一端安装弹簧和力传感器构成的载荷施加及测量系统，然后在铰链两端分别安装激光反射镜，放置观察屏，控制激光源产生两束激光束分别发射至两个激光反射镜，分别调节弹簧拉力得到不同弹簧拉力作用在铰链上的力矩载荷、转角变形量，最后根据不同组弹簧拉力对应的力矩载荷以及对应的铰链的转角变形量绘制铰链非线性载荷‑变形关系曲线。
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公开(公告)号：CN110131298A
公开(公告)日：2019-08-16
申请号：CN201910316220.8
申请日：2019-04-19
Applicant: 北京空间飞行器总体设计部
IPC: F16C11/10
Abstract: 本发明公开了一种高热稳定性锁定关节，包括第一连接件1、第二连接件2、定压锁紧装置3、转轴组件4、低冲击释放装置5；第一连接件1和第二连接件2分别与一个杆件固定连接，第一连接件1和第二连接件2通过转轴42及轴承43组成转动副，实现第一连接件1和第二连接件2铰接，转轴42两端设有具备恒定压紧力的定压锁紧装置3，该定压锁紧装置3可通过低冲击释放装置5实现锁紧。本发明通过定压锁紧装置3、转轴组件4、低冲击释放装置5的合理布局，实现了整个关节相对于过杆件轴线的两个平面对称，克服了传统锁定关节对称性差的问题；通过柔性支撑36的变形实现了沿轴向的无间隙锁定，消除了传统锁定关节的锁定间隙，提升了锁定刚度；通过设置定压预紧装置和低冲击释放装置5，保证了转轴42两端预紧力相等，解决了传统锁定关节热稳定性差的问题。
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