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公开(公告)号：CN107346359A
公开(公告)日：2017-11-14
申请号：CN201710541700.5
申请日：2017-07-05
Applicant: 上海宇航系统工程研究所
IPC: G06F17/50
Abstract: 本发明的航天器间安全分离包络设计方法包括：选取两分离体中构型布局相对变化较少者为安全分离包络设计基准体；以基准体的外轮廓包络为基准，给定最小动态安全距离，由基准向外扩最小动态安全距离形成分离包络；搜索分离包络上的所有突出点，对每个突出点，以该突出点为起点，做与基准体分离运动方向夹角为α的射线；若所有射线均落在分离包络以内，则该分离包络即是安全分离包络；若有射线落在分离包络之外，则以落在分离包络之外且能围住其他射线的射线及分离包络围成的图形为安全分离包络。本发明在设计之初就考虑了分离动态过程影响，可靠性极高，可快速给出航天器间的安全分离包络，无需分离动力学仿真分析，省时省力。
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公开(公告)号：CN103994847A
公开(公告)日：2014-08-20
申请号：CN201410198280.1
申请日：2014-05-12
Applicant: 上海宇航系统工程研究所
IPC: G01L5/00
Abstract: 本发明公开了一种空间展开机构锁定撞击力测试系统，包括：安装结构，第一部分与一航天飞行器本体模拟墙固支连接，第二部分与空间展开机构刚性连接；六维力/力矩测量组件，连接在第一部分和第二部分之间，用以检测空间展开机构在展开锁定撞击过程中的力和力矩的大小、方向；三向加速度传感器，连接空间展开机构，用以检测空间展开机构在展开锁定撞击过程中在三个方向上的加速度；角速度传感器，连接空间展开机构，用以检测空间展开机构在展开锁定撞击过程中的角速度；数据采集与分析系统，连接六维力/力矩测量组件、三向加速度传感器以及角速度传感器，用以根据检测得到的数据可直接或间接的解算空间展开机构在展开锁定工程中的锁定撞击力。
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公开(公告)号：CN116923511A
公开(公告)日：2023-10-24
申请号：CN202311085813.0
申请日：2023-08-28
Applicant: 上海宇航系统工程研究所
Abstract: 本发明提供了一种模块化转运与停放支架车，其特征在于，其包括单节或者多节的模块化小车，所述模块化小车包括车身框架(1)、支撑组件(2)、全向轮组件(3)、导向槽(4)、导向块(5)、撑脚组件(6)以及搭扣(7)，所述车身框架(1)为主要承载结构；所述支撑组件(2)供产品停放；所述全向轮组件(3)实现车身在平面内任意方向运动；所述导向槽(4)和导向块(5)为不同节模块化小车组装提供导向和约束限位；所述撑脚组件(6)停放时放下保证稳定；所述搭扣(7)为不同节模块化小车组装提供约束力。本发明具有模块化、可拓展、组装简便、承载能力强、运动灵活、运输方便的特点，适合用于大型结构机构产品地面停放与转运。
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公开(公告)号：CN112699542B
公开(公告)日：2022-04-19
申请号：CN202011534063.7
申请日：2020-12-22
Applicant: 上海宇航系统工程研究所
IPC: G06F30/20 , G06F111/04
Abstract: 一种空间绳网发射捕获非合作目标全过程仿真方法，建立了空间绳网折叠后的分析模型，完成了空间绳网发射过程仿真计算，对不同发射参数，包含绳网半径、发射速度、发射角度、绳索抽出阻力等，进行了优化分析，实现绳网发射展开的面积、展开时间、绳网重量、绳网尺寸等进行合理的优化配置，同时实现了大位移、大柔性的绳网接触碰撞捕获过程仿真，合理评估绳网有效抓捕非合作目标的能力，开展绳网收口过程模拟，完成全时序发射、捕获、收口的仿真计算，针对绳网发射角度、发射距离、收口时序、非合作目标姿态参数等进行绳网捕获能力评估，实现空间绳网发射捕获非合作目标全过程、全时序仿真，解决了地面无法开展全过程有效试验验证的问题。
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公开(公告)号：CN107967393A
公开(公告)日：2018-04-27
申请号：CN201711285993.1
申请日：2017-12-07
Applicant: 上海宇航系统工程研究所
IPC: G06F17/50
Abstract: 一种基于多约束条件下的航天器双筒并联结构承载设计方法,包括步骤：建立承力筒整体结构的有限元模型；对有限元模型进行静力学分析，提取内筒、外筒的最大应力；对有限元模型进行动力学分析，通过模态有效因子追踪承力筒整体结构的纵向、横向、扭转的第一阶主频率；以承力筒整体结构重量最小化为目标，将预先设置的应力许可约束条件和频率约束条件对承力筒整体结构进行优化分析，获得承力筒的质量；在获得承力筒质量的基础上，对承力筒进行载荷分析；对外筒、内筒的承载比例进行分配，实现外筒、内筒的联合承载。实现资源配置优化，同时，使外筒和内筒的联合能实现大型有效载荷的联合承载。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN109543208B
公开(公告)日：2023-07-18
申请号：CN201811068069.2
申请日：2018-09-13
Applicant: 上海宇航系统工程研究所
Abstract: 本发明提供了一种获取航天器中柔性薄膜反射镜的飞行载荷设计方法，涉及航天器的柔性薄膜反射镜技术领域。本发明以连接于航天器本体上的大型的柔性薄膜反射镜为研究对象，通过考虑其预紧张力的非线性因素建立动力学模型，然后输入参数分析进行动力学性能影响权重分析，提取出影响柔性薄膜反射镜动力学性能的关键因素，通过调整关键因素获取理想的频率，进一步建立刚体‑柔性体耦合动力学模型。将刚体‑柔性体耦合动力学模型置于不同在轨工况进行动力学分析，解决柔性薄膜反射镜在不同边界条件下各个界面的载荷设计问题，确保载荷设计的完整性，进而保证柔性薄膜反射镜设计的充分有效性。
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公开(公告)号：CN112699542A
公开(公告)日：2021-04-23
申请号：CN202011534063.7
申请日：2020-12-22
Applicant: 上海宇航系统工程研究所
IPC: G06F30/20 , G06F111/04
Abstract: 一种空间绳网发射捕获非合作目标全过程仿真方法，建立了空间绳网折叠后的分析模型，完成了空间绳网发射过程仿真计算，对不同发射参数，包含绳网半径、发射速度、发射角度、绳索抽出阻力等，进行了优化分析，实现绳网发射展开的面积、展开时间、绳网重量、绳网尺寸等进行合理的优化配置，同时实现了大位移、大柔性的绳网接触碰撞捕获过程仿真，合理评估绳网有效抓捕非合作目标的能力，开展绳网收口过程模拟，完成全时序发射、捕获、收口的仿真计算，针对绳网发射角度、发射距离、收口时序、非合作目标姿态参数等进行绳网捕获能力评估，实现空间绳网发射捕获非合作目标全过程、全时序仿真，解决了地面无法开展全过程有效试验验证的问题。
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公开(公告)号：CN109543208A
公开(公告)日：2019-03-29
申请号：CN201811068069.2
申请日：2018-09-13
Applicant: 上海宇航系统工程研究所
IPC: G06F17/50
Abstract: 本发明提供了一种获取航天器中柔性薄膜反射镜的飞行载荷设计方法，涉及航天器的柔性薄膜反射镜技术领域。本发明以连接于航天器本体上的大型的柔性薄膜反射镜为研究对象，通过考虑其预紧张力的非线性因素建立动力学模型，然后输入参数分析进行动力学性能影响权重分析，提取出影响柔性薄膜反射镜动力学性能的关键因素，通过调整关键因素获取理想的频率，进一步建立刚体-柔性体耦合动力学模型。将刚体-柔性体耦合动力学模型置于不同在轨工况进行动力学分析，解决柔性薄膜反射镜在不同边界条件下各个界面的载荷设计问题，确保载荷设计的完整性，进而保证柔性薄膜反射镜设计的充分有效性。
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公开(公告)号：CN103970953A
公开(公告)日：2014-08-06
申请号：CN201410197456.1
申请日：2014-05-12
Applicant: 上海宇航系统工程研究所
IPC: G06F17/50
Abstract: 本发明公开了一种航天器太阳翼动力学快速建模方法及系统。通过确定飞行器太阳翼的设计参数，通过程序自动生成太阳翼有限元分析模型，调用分析软件对太阳翼模型进行动力学分析，对飞行器太阳翼动力学仿真分析全程自动化完成，并且经济、高效。可以广泛应用于飞行器太阳翼动力学自动仿真分析设计，能够快速、有效地对太阳翼进行动力学分析和迭代优化，极大地缩短了太阳翼研发周期。
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公开(公告)号：CN118484919A
公开(公告)日：2024-08-13
申请号：CN202410485565.7
申请日：2024-04-22
Applicant: 上海宇航系统工程研究所
IPC: G06F30/20 , G06F30/15 , B64F5/00 , G06F119/14
Abstract: 本发明公开了一种航天器内部组件载荷条件设计方法。包括：根据原始模型获得动力学特性近似的等效模型；对等效模型进行各工况下的响应分析，获得各个一维单元的载荷并折算其加速度等效过载；对原始模型进行各工况下的响应分析，获得内部组件的节点加速度响应幅值的均值过载；对比等效过载和均值过载，得到最终的内部组件的载荷条件。本发明所述方法可以有效获得航天器内部组件在不同工况下与航天器主结构之间的载荷条件量级，包含时域瞬态分析工况和频域振动分析工况等，避免了常规求解方法带来的放大效果。
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