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公开(公告)号：CN116842639A
公开(公告)日：2023-10-03
申请号：CN202310826918.0
申请日：2023-07-06
Applicant: 上海宇航系统工程研究所
IPC: G06F30/15 , G06F30/23 , G06F111/08 , G06F119/14
Abstract: 本发明提供一种哑铃型航天器力学载荷与结构设计方法,包括：建立哑铃型航天器主结构的有限元模型；建立哑铃型航天器伸展机构、有效载荷的有限元模型；基于物理模型连接形式，对航天器主结构、伸展机构、有效载荷有限元模型进行装配、动力学分析，提取哑铃型航天器的频率、振型；基于哑铃型构型，建立伸展机构全耦合动力学模型，分析在外部激励条件下简化为部分耦合的适用条件；考虑关键设计因素，进一步建立全柔性‑全耦合/部分耦合多体动力学模型。将全柔性‑全耦合/部分耦合多体动力学模型置于不同在轨工况进行动力学分析，解决哑铃型航天器在不同边界、工况下的载荷设计问题，确保载荷设计的完整性，进而保证哑铃型航天器设计的充分有效性。
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公开(公告)号：CN116202721A
公开(公告)日：2023-06-02
申请号：CN202310174953.9
申请日：2023-02-27
Applicant: 上海宇航系统工程研究所
IPC: G01M7/02
Abstract: 一种卫星正弦振动试验带谷条件快速制定方法，建立了卫星正弦振动试验各加速度、应变测点的限制条件，通过前一次的正弦振动试验数据自动推算下一次试验量级的试验带谷条件，针对精确的试验带谷条件进行了规范化处理，建立了振动试验系统可用的正弦振动试验条件，实现了卫星正弦振动试验带谷条件制定的快速性、准确性和全面性，极大地节约了人为劳动时间。本发明可广泛应用于卫星及卫星产品正弦振动试验带谷条件制定，能够快速、有效地完成产品振动带谷条件制定，极大地缩短了卫星及卫星产品振动试验周期。
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公开(公告)号：CN115837988A
公开(公告)日：2023-03-24
申请号：CN202211353468.X
申请日：2022-11-01
Applicant: 上海宇航系统工程研究所
IPC: B64G1/22
Abstract: 本发明提供了一种分段式伸展机构压紧约束装置，包括：N级分段、第一压紧组件、第二压紧组件、第三压紧组件、分离螺母及约束装置，第1级分段与飞行器本体紧固连接，第一压紧组件的一端安装于第K级分段的上框位置，第二压紧组件的一端安装在第L级分段的上框位置，第三压紧组件的一端安装在第N级分段的上框位置，其中，K为大于1且小于L的自然数，L为大于K且小于N的自然数，N为大于等于3的自然数，第一压紧组件的另一端、第二压紧组件的另一端、第三压紧组件的另一端通过分离螺母紧固连接；约束装置分别布置在各个分段对应的下框和上框之间。本发明可实现大型分段式伸展机构收拢状态下各级分段间的可靠约束，承载能力强、可自动释放。
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公开(公告)号：CN115285377A
公开(公告)日：2022-11-04
申请号：CN202210912062.4
申请日：2022-07-29
Applicant: 上海宇航系统工程研究所
IPC: B64G1/22
Abstract: 本发明提供了一种太阳翼火工品减冲击结构，包括一个压紧底座，压紧底座通过紧固件可安装于卫星侧板上。两个压紧罩安装于压紧底座正面，橡胶垫上下夹住两个火工品的耳片后安装于压紧罩内部，一个长螺钉穿过压紧罩、橡胶垫、火工品耳片后将其固定于压紧底座上。两个橡胶圈套住火工品后紧紧贴于压紧底座侧面。一个倒扣安装于压紧底座下端面的座套，所述座套的腔体内嵌入一个金属缓冲垫和一个铝蜂窝芯子。本发明用于卫星太阳翼的火工冲击减振装置，能够在保证太阳翼及其压紧释放机构外形和布局不变的基础上，有效降低太阳翼压紧释放机构中火工品的冲击载荷，确保卫星星内离太阳翼火工品较近的电单机不遭受冲击损伤。
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公开(公告)号：CN112597641A
公开(公告)日：2021-04-02
申请号：CN202011455291.5
申请日：2020-12-10
Applicant: 上海宇航系统工程研究所
IPC: G06F30/20 , G06F111/04 , G06F119/14
Abstract: 本发明一种运载器着陆稳定性优化方法，涉及运载器支腿式着陆缓冲技术领域。本发明以运载器可垂直起降的支腿式着陆缓冲系统为研究对象，通过将运动系统之间复杂的交互作用采用数学模型等效处理，并将数学模型中的设计参数实现参数化建模，然后针对经过参数化处理的结构设计参数进行优化设计，获取影响着陆稳定性的关键因素。基于获取的关键因素物理量特点，确立其概率分布准则，进行随机打靶分析，评估关键因素对着陆稳定性影响的权重，解决运载器支腿式着陆缓冲系统的结构优化设计问题和无法开展地面有效试验验证的设计难题。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN107346359B
公开(公告)日：2020-08-28
申请号：CN201710541700.5
申请日：2017-07-05
Applicant: 上海宇航系统工程研究所
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：CN103853869B
公开(公告)日：2017-07-14
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：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：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：CN112597641B
公开(公告)日：2022-07-22
申请号：CN202011455291.5
申请日：2020-12-10
Applicant: 上海宇航系统工程研究所
IPC: G06F30/20 , G06F111/04 , G06F119/14
Abstract: 本发明一种运载器着陆稳定性优化方法，涉及运载器支腿式着陆缓冲技术领域。本发明以运载器可垂直起降的支腿式着陆缓冲系统为研究对象，通过将运动系统之间复杂的交互作用采用数学模型等效处理，并将数学模型中的设计参数实现参数化建模，然后针对经过参数化处理的结构设计参数进行优化设计，获取影响着陆稳定性的关键因素。基于获取的关键因素物理量特点，确立其概率分布准则，进行随机打靶分析，评估关键因素对着陆稳定性影响的权重，解决运载器支腿式着陆缓冲系统的结构优化设计问题和无法开展地面有效试验验证的设计难题。
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