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公开(公告)号：CN114186328B
公开(公告)日：2025-01-28
申请号：CN202111241075.5
申请日：2021-10-25
Applicant: 中国空间技术研究院
IPC: G06F30/15 , G06F30/23 , G06F119/14
Abstract: 一种低成本结构模拟星的设计方法，通过设计结构模拟星构型，确定可调节变量，选取设计参数，进行结构细节设计，完成静力分析与正弦振动分析，进行舱板和螺钉强度校核，完成结构模拟星、配重块、吊具相关设计图纸绘制，解决了现有方法开展星箭联合试验制造成本高，星箭接口、纵向基频、质心位置、几何外形等方面与真实卫星都会存在较大的差异的问题。
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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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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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Patent Agency Ranking
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：CN109488547B
公开(公告)日：2020-04-10
申请号：CN201811259161.7
申请日：2018-10-26
Applicant: 中国空间技术研究院
IPC: F03H1/00
Abstract: 一种基于圆极化分布的电磁推力器及其腔体，腔体为微波谐振腔，谐振腔的电磁场分布呈现圆极化特性，定义笛卡尔直角坐标系下，微波谐振腔截面为圆形；X轴和Y轴在截面所在平面内，X轴和Y轴正交，右手定则确定Z轴；原点O在圆形截面的中心，电磁场分布在X轴、Y轴和Z轴中至少一个方向上呈现不均衡分布。腔体上设有至少两个耦合口；第一次将圆极化特性的谐振腔应用在电磁推力器领域，解决了目前该类推力器工作稳定的问题，通过引入圆极化电磁场设计，可以有效控制电磁场谐振模式，提高推力的稳定性。
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公开(公告)号：CN109488547A
公开(公告)日：2019-03-19
申请号：CN201811259161.7
申请日：2018-10-26
Applicant: 中国空间技术研究院
IPC: F03H1/00
Abstract: 一种基于圆极化分布的电磁推力器及其腔体，腔体为微波谐振腔，谐振腔的电磁场分布呈现圆极化特性，定义笛卡尔直角坐标系下，微波谐振腔截面为圆形；X轴和Y轴在截面所在平面内，X轴和Y轴正交，右手定则确定Z轴；原点O在圆形截面的中心，电磁场分布在X轴、Y轴和Z轴中至少一个方向上呈现不均衡分布。腔体上设有至少两个耦合口；第一次将圆极化特性的谐振腔应用在电磁推力器领域，解决了目前该类推力器工作稳定的问题，通过引入圆极化电磁场设计，可以有效控制电磁场谐振模式，提高推力的稳定性。
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公开(公告)号：CN119646959A
公开(公告)日：2025-03-18
申请号：CN202411272059.6
申请日：2024-09-11
Applicant: 中国空间技术研究院
IPC: G06F30/15 , G01N13/02 , G06F119/14
Abstract: 本发明涉及一种贮箱内液体燃料表面张力引起的恢复力测算方法：制作地面缩比贮箱对照组，所述缩比贮箱对照组包括三组缩比贮箱，每两个装入不同试验溶液的缩比贮箱为一组；对地面缩比贮箱对照组开展地面晃动试验，记录一阶晃动基频；以单摆模型等效地面晃动试验中每个地面缩比贮箱一阶共振发生过程；根据相同缩比贮箱半径、不同试验溶液所形成的对照组间的重力加速度gmn的比例关系、内部液体表面张力产生的等效加速度#imgabs0#的比例关系，求解各地面缩比贮箱内部液体表面张力产生的等效加速度#imgabs1#根据航天器充液贮箱与在轨环境Bond数成正比的原则，外推实际在轨工况下的内部液体表面张力产生的等效加速度，从而换算为贮箱内部液体燃料表面张力引起的恢复力。
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公开(公告)号：CN114184359B
公开(公告)日：2024-03-26
申请号：CN202111241076.X
申请日：2021-10-25
Applicant: 中国空间技术研究院
Abstract: 一种卫星波导开关抗弯矩能力的地面试验验证方法，综合考虑总装过程中可能存在的工艺偏差、卫星力学试验、热试验中力、热载荷影响，合理设计波导开关的地面试验验证技术状态，并通过合理制定力、热试验来验证波导开关的抗弯矩能力，最终用于评估波导开关上星应用后的转动卡滞风险。
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