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公开(公告)号：CN119272582A
公开(公告)日：2025-01-07
申请号：CN202411392347.5
申请日：2024-10-08
Applicant: 中国空间技术研究院
IPC: G06F30/23
Abstract: 本发明提供了一种航天器微振动环境的频域分析方法，通过将航天器的扰动源安装于多分量测力平台以测量其工作状态的扰动力和扰动力矩的时域数据；再转化为频域数据后，计算在扰动源的非工作状态下由多分量测力平台的测试工装导致的力和力矩的第一传递函数，并基于第一传递函数修正所述扰动力和扰动力矩；建立航天器在轨运行状态的有限元模型；基于所述有限元模型计算扰动源到敏感单机处的第二传递函数；根据修正后的所述扰动力、扰动力矩以及第二传递函数，计算所述敏感单机安装处的加速度、位移和角位移。如此，本发明能够实现对航天器微振动环境的频域响应分析，并考虑了扰动力测量的边界条件差异后进行修正。
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公开(公告)号：CN119004829A
公开(公告)日：2024-11-22
申请号：CN202411112970.0
申请日：2024-08-14
Applicant: 中国空间技术研究院
IPC: G06F30/20 , G06F119/14
Abstract: 本发明提供了一种星箭对接处抗扭力学安全裕度的分析方法，针对于包带式星箭锁紧分离装置，包括步骤：获取所述包带式星箭锁紧分离装置的物理参数、预应力参数以及接触面静摩擦系数；获取航天器的质量特性和火箭的载荷特性；根据所述质量特性和载荷特性，计算火箭发射过程星箭界面承受的最大扭矩；根据所述物理参数、预应力参数、接触面静摩擦系数、所述质量特性以及载荷特性，计算星箭界面的许用扭矩上限；根据所述最大扭矩和许用扭矩上限，计算星箭界面的抗扭力学安全裕度。如此，本发明能够在设计阶段初期确定星箭界面抗扭裕度，提前确认方案的可行性与潜在风险，并可裁剪地面星箭界面抗扭验证试验，避免研制反复的同时节省人力物力。
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公开(公告)号：CN114243253B
公开(公告)日：2024-05-14
申请号：CN202111442919.2
申请日：2021-11-30
Applicant: 中国空间技术研究院
Abstract: 本发明一种压紧释放装置及固面天线可展开稳定性判定方法，包括：底座固定安装在卫星舱板上；大端盖固定安装在固面天线上；小端盖通过螺钉固定安装在大端盖上；小端盖的顶部加工有凹球面用于安装球面套；凹球面与球面套使压紧杆能够绕轴转动；垫圈位于大端盖和小端盖之间，起到安装导向作用；螺母用于把压紧杆压紧至球面套上，使得球面套和压紧杆形成一个整体，压紧杆可以随着球面套的摆动而转动；压紧杆的一端依次插入球面套、小端盖、垫圈、大端盖和底座后固定连接在卫星舱板上。本发明明确了流程中不同影响环节的计算原则及调整手段，实现可展开部件在轨展开情况的地面预判，可应用于星上所有可展开部件的展开稳定性计算中，具有普遍适用性。
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公开(公告)号：CN118723127A
公开(公告)日：2024-10-01
申请号：CN202410715805.8
申请日：2024-06-04
Applicant: 中国空间技术研究院
Abstract: 本发明提供了一种基于热敏电阻控温的整星热真空试验方法，统计星上各个热敏电阻监测单机的验收温度水平和验收温度余量；将红外灯阵或红外笼划分为若干分别由闭环控制电流进行温度控制的控温分区；分别确定各控温分区的目标温度；根据预设规则和所述控温分区内的各个热敏电阻的实时温度，分别确定每一控温分区的目标热敏电阻；确定红外灯阵或红外笼的电流上限；通过分段线性插值PID算法基于所述目标热敏电阻的实时温度和电流上限，在控温周期内自动调整各个控温分区的闭环控制回路的电流，以实现各个控温分区的闭环控温。如此，本发明控温过程不依赖热电偶，可有效缩短整星研制周期，降低研制成本；同时可保证整星热真空试验控温的安全性和精准性。
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公开(公告)号：CN112149323B
公开(公告)日：2024-04-09
申请号：CN202010879175.X
申请日：2020-08-27
Applicant: 中国空间技术研究院
IPC: G06F30/23 , G06F119/10
Abstract: 本申请公开了一种卫星噪声预示的方法及装置，该方法包括：根据预设的FE模型以及预设的噪声信息建立卫星统计能量分析SEA模型，根据预设的初始频率值将卫星全频段划分为低频段和高频段；根据SEA模型分别确定在高频段以及低频段内预设部件对应的模态数；判断在高频段时预设部件的模态数是否均大于预设阈值；若大于，则采用SEA模型计算高频段的噪声响应以及采用SEA模型与FE模型结合计算低频段的噪声响应，根据高频段的噪声响应以及低频段的噪声响应进行噪声预示；若不大于，则调整初始频率值，并根据调整后的频率值重新对卫星全频段进行划分，直到预设部件的模态数均大于预设阈值为止。本申请解决了现有技术中对卫星噪声预示的效率较低的技术问题。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN117435843A
公开(公告)日：2024-01-23
申请号：CN202311280924.7
申请日：2023-09-28
Applicant: 中国空间技术研究院
IPC: G06F17/10
Abstract: 本发明涉及一种大型航天器长距离运输疲劳损伤评估方法，包括：获取航天器正弦振动试验基频处的响应情况和航天器运输过程中的加速度响应；对航天器运输过程中的加速度响应历程数据进行分类处理，剔除对疲劳贡献量小于预设值的低量级振动和噪音信号，将预设高量级的离散冲击信号单独提取出来作为半正弦波冲击激励，将余下的稳态随机振动过程进行雨流计数并简化为航天器基频处的正弦振动激励；分别计算正弦振动激励和半正弦波冲击激励对航天器造成的疲劳寿命消耗，二者之和作为航天器运输过程中总的疲劳寿命消耗量。本发明通过提出航天器运输载荷分类映射方法，能够给出合理的、保守的航天器运输疲劳损伤评估结果。
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公开(公告)号：CN112149323A
公开(公告)日：2020-12-29
申请号：CN202010879175.X
申请日：2020-08-27
Applicant: 中国空间技术研究院
IPC: G06F30/23 , G06F119/10
Abstract: 本申请公开了一种卫星噪声预示的方法及装置，该方法包括：根据预设的FE模型以及预设的噪声信息建立卫星统计能量分析SEA模型，根据预设的初始频率值将卫星全频段划分为低频段和高频段；根据SEA模型分别确定在高频段以及低频段内预设部件对应的模态数；判断在高频段时预设部件的模态数是否均大于预设阈值；若大于，则采用SEA模型计算高频段的噪声响应以及采用SEA模型与FE模型结合计算低频段的噪声响应，根据高频段的噪声响应以及低频段的噪声响应进行噪声预示；若不大于，则调整初始频率值，并根据调整后的频率值重新对卫星全频段进行划分，直到预设部件的模态数均大于预设阈值为止。本申请解决了现有技术中对卫星噪声预示的效率较低的技术问题。
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公开(公告)号：CN111964860A
公开(公告)日：2020-11-20
申请号：CN202010623129.3
申请日：2020-06-30
Applicant: 中国空间技术研究院
IPC: G01M7/08
Abstract: 一种新型冲击响应数据判读方法，包括：对得到的航天器系统级冲击响应数据按照区域特征进行分类；根据时域响应，计算数据的SRS(Q＝10)曲线，画出区域内测点的冲击响应谱；采用数学统计方法对多条冲击响应谱曲线进行包络；计算平直谱包络的三大关键特征值，拐点频率，峰值，斜率；根据拐点频率，峰值，斜率画出最大包络。本发明提供了一种新型冲击响应数据判读方法，根据航天器系统级试验实测冲击响应数据制定组件冲击试验条件，判读过程只基于试验数据，无人工干预，有效提高卫星组件冲击试验条件制定的合理性和高效性，减少欠试验和过试验的发生，增强组件和单机冲击力学试验的可靠性和安全性。
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公开(公告)号：CN118514881A
公开(公告)日：2024-08-20
申请号：CN202410456920.8
申请日：2024-04-16
Applicant: 中国空间技术研究院
IPC: B64G7/00
Abstract: 本发明提供了卫星热平衡与热真空试验深度融合高效试验方法，通过在卫星热真空试验中创建虚拟热平衡试验工况完成卫星热平衡与热真空试验的融合；其中，虚拟热平衡试验工况的创建原则为遵循对整个真空热试验影响最小化原则，创建时机包括在卫星热真空试验中的真空除气过程中创建，或者每次温度循环的升温或降温过程中创建；所述虚拟热平衡试验工况的创建满足在稳定的真空热环境下，卫星内热流与外热流均稳定可测。
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公开(公告)号：CN118410581A
公开(公告)日：2024-07-30
申请号：CN202410569560.2
申请日：2024-05-09
Applicant: 中国空间技术研究院
IPC: G06F30/15 , G06F30/17 , G06F119/14
Abstract: 本发明提供了一种适应于快速制造技术的卫星柔性载荷舱构型设计方法，将卫星整体结构按照舱段功能划分为载荷舱和平台；根据载荷舱和平台之间的传力路径和传力效率，确定连接硬点；其中，所述连接硬点为载荷舱与平台之间力学载荷传递的对接点；基于连接硬点的位置以及载荷舱的结构特征，将载荷舱切分为南载荷舱和北载荷舱；分别对所述平台、南载荷舱和北载荷舱进行AIT测试；在完成AIT测试后，通过连接硬点将所述平台、南载荷舱和北载荷舱对接，以形成卫星整体构型；其中，当所述南载荷舱和北载荷舱对接时，通过在北载荷舱设置的中部纵向的结构承力板与南载荷舱对接固定。借此，本发明可应用于任意短周期、高承载、高容量的高轨卫星载荷舱构型设计，具有普遍适用性。
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