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公开(公告)号：CN103970953B
公开(公告)日：2017-02-15
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：CN104573373A
公开(公告)日：2015-04-29
申请号：CN201510026580.6
申请日：2015-01-19
Applicant: 上海交通大学 , 上海宇航系统工程研究所
IPC: G06F19/00
Abstract: 本发明提供了一种含间隙精密机构中滞回摩擦耗能的估计方法，步骤：1、首先对研究对象进行等效系统建模；2、依据系统模型获得系统总体动力学方程，并进行质量归一化变换，减少分析变量数目；3、采用分段展开计算，综合构建运动副接触-脱离总运动过程的滞回摩擦表达式；4、对各个分阶段进行变换，最终获得滞回位移的二次近似表达式及滞回位移对系统位移的导数表达式；5、描绘出明确的摩擦力滞回特性曲线，得到间隙运动副中滞回摩擦的耗能大小。本发明用于单侧间隙情形下系统的滞回曲线描述，能定量地分析含间隙精密机构中滞回摩擦引起的能量损耗，提高系统工作的可靠性和安全性。
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公开(公告)号：CN103853869A
公开(公告)日：2014-06-11
申请号：CN201310375166.7
申请日：2013-08-26
Applicant: 上海宇航系统工程研究所
IPC: G06F17/50
Abstract: 本发明公开了一种飞行器分离仿真方法，其包括以下步骤：确定多点-点式分离机构、主被动飞行器结构设计参数；建立分离机构系统动力学模型；建立飞行器分离动力学仿真模型；确定影响飞行器分离性能的各种参数，并进行单因素影响仿真分析，确定主要影响参数；综合考虑主要影响参数对飞行器分离性能的耦合仿真分析。本发明通过建立的仿真分析模型，综合考虑多个主要影响因素，对飞行器分离全过程进行了动力学仿真分析，并且经济、高效。
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公开(公告)号：CN103678753A
公开(公告)日：2014-03-26
申请号：CN201310375135.1
申请日：2013-08-26
Applicant: 上海宇航系统工程研究所
IPC: G06F17/50
Abstract: 一种分离界面连接强度的有限元计算方法，包括以下步骤：S1：建立分离界面下对接框与上对接框的整体三维有限元模型，并将分离螺母简化为梁单元；S2：建立下对接框与上对接框的接触关系，并将分离螺母两端与下对接框、上对接框之间建立多点约束关系；S3：提交运算并输出梁单元的最大轴力与剪力，最大剪力为梁单元两个方向剪力的合力；S4：建立分离界面上单个连接点的局部模型，考虑各个部件之间的相互接触关系；S5：建立分析步，提交运算；S6：对S5中提交的运算结果进行后处理，获得各个部件的应力与变形。
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公开(公告)号：CN117094071A
公开(公告)日：2023-11-21
申请号：CN202310537965.3
申请日：2023-05-15
Applicant: 上海宇航系统工程研究所
IPC: G06F30/15 , G06F30/23 , G06F119/14
Abstract: 本发明提供了一种卫星SAR天线动力学快速建模方法及系统。该方法的特征在于包括：步骤1，确定SAR天线的参数，建立参数文本；步骤2，以MATLAB为平台，调用参数文本自动生成SAR天线有限元分析数值模型；步骤3，利用MATLAB调用外部求解器对SAR天线有限元分析数值模型进行动力学分析；步骤4，对SAR天线有限元分析数值模型进行多工况分析；步骤5，根据分析结果数据绘制曲线；步骤6，提取曲线的极值，判断是否满足设计要求，若满足进入步骤7，如不满足返回步骤1；步骤7，生成最终分析结果报告。本发明能够自动完成从有限元建模、分析、设计优化、到生成报告等一系列过程，能够快速有效地对SAR天线进行动力学分析和迭代优化，极大地缩短了卫星SAR天线研发周期。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN116209229A
公开(公告)日：2023-06-02
申请号：CN202211470590.5
申请日：2022-11-23
Applicant: 上海宇航系统工程研究所
Abstract: 本发明涉及一种用于辐射屏蔽的相变材料复合结构及其制备方法和应用，属于航天器技术领域。根据天然辐射环境、反应堆到飞行器平台的电离辐射条件及单机抗辐射能力，同时结合金属材料的传热能力、力学性能、加工难度、辐射屏蔽效能，选择合适的金属材料，根据伽马射线在物质中的衰减规律遵循设计相应的壳体厚度；本发明根据舱外单机的工作温度及热耗、外热流条件，选择相变潜热、相变温度合适的石蜡材料，高温相变材料可用于抑制短期大热耗工作设备的温升；低温相变材料可以用于高温时储热，并在低温时释放储存的热量用于设备的保温。根据反应堆到飞行器平台的中子辐射条件、单机抗辐射能力及中子注量率在石蜡中的衰减规律设计所需的石蜡厚度。
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公开(公告)号：CN107967393B
公开(公告)日：2021-02-26
申请号：CN201711285993.1
申请日：2017-12-07
Applicant: 上海宇航系统工程研究所
IPC: G06F30/23 , G06F30/15 , G06F111/04 , G06F111/10 , G06F119/14
Abstract: 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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公开(公告)号：CN109866943A
公开(公告)日：2019-06-11
申请号：CN201811500705.4
申请日：2018-12-10
Applicant: 上海宇航系统工程研究所
IPC: B64G1/22
Abstract: 本发明涉及一种充气驱动展开的薄壁杆支撑装置，包括滚筒、柔性粘扣组件、一端设于滚筒上的薄壁杆、滚筒内控制薄壁杆截面恢复连杆机构，薄壁杆包括对称设置的上支撑壁与下支撑壁，上支撑壁与下支撑壁均由柔性材料制成，薄壁杆上还设置有从薄壁杆一端延伸至薄壁杆另一端的管状气囊，以及辅助薄壁杆截面恢复的内置气枕。柔性粘扣组件包括设于上支撑壁上表面的柔性粘扣公贴、设于下支撑壁下表面的柔性粘扣母贴。滚筒内的双连杆机构与薄壁杆杆壁相连，机构的滑动轴固定在滚筒上。截面恢复到位后利用机构顶部设置的柔性粘扣和卡销双重锁紧。截面恢复机构位于滚筒的偏心位置。本发明的充气驱动展开的薄壁杆支撑装置质量较轻、收拢后体积较小。
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公开(公告)号：CN108052721A
公开(公告)日：2018-05-18
申请号：CN201711284100.1
申请日：2017-12-07
Applicant: 上海宇航系统工程研究所
IPC: G06F17/50
Abstract: 一种运载火箭产品可靠性评估方法及装置、计算机可读存储介质、终端，所述方法，包括：确定待评估对象的三要素信息；基于所确定的待评估对象的三要素信息，确定所述待评估对象的可靠性计算模型；基于所确定的待评估对象的可靠性计算模型，计算得到所述待评估对象的可靠度。上述的方案，可以提高运载火箭结构产品的可靠性评估的准确性，并提高运载火箭产品的可靠性评估的规范性。
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公开(公告)号：CN106202776A
公开(公告)日：2016-12-07
申请号：CN201610571412.X
申请日：2016-07-20
Applicant: 上海宇航系统工程研究所
IPC: G06F17/50
Abstract: 本发明公开了一种运载火箭结构机构产品可靠性评估方法，解决运载火箭各类机构产品可靠性量化评估的问题。该方法包括如下步骤：第一步，确定产品“三要素”信息，列出产品的“失效模式分布类型”、“性能指标”以及“功能类型”所属类型。第二步，依据优先选用原则，确定适用的评估模型：按照A（失效模式分布类型）—〉B（性能指标）—〉C（功能类型）的顺序确定相应的评估模型。第三步，收集可靠性模型对应所需试验信息。第四步，依据所选可靠性模型及可靠性数据，进行可靠度计算。本发明方法改变目前运载火箭结构机构产品定性评价为主，可靠性评估系统性、规范性不足的现状，并能满足运载火箭机构产品小子样的特点。
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