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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：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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公开(公告)号：CN118246204A
公开(公告)日：2024-06-25
申请号：CN202410273609.X
申请日：2024-03-11
Applicant: 中国空间技术研究院
IPC: G06F30/20 , G06F119/04
Abstract: 本发明公开了一种高轨星座轨道面隔离体系防护策略优化设计方法，适用于多颗地球同步轨道卫星组成的高轨星座的轨道设计与优化，增强其对空间碎片碰撞风险的体系防护能力。根据任务要求设定高轨卫星的工作寿命、入轨日期和全寿命期内的倾角范围。考虑地球非球形引力、日月引力，建立高轨卫星倾角矢量摄动动力学模型。计算满足高轨卫星全寿命期倾角约束的初始倾角和初始升交点赤经可行解范围。以初始倾角和初始升交点赤经为自变量，计算高轨星座体系防护目标函数。优化求解满足高轨星座体系防护目标函数最小的初始倾角和初始升交点赤经。
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公开(公告)号：CN111964860B
公开(公告)日：2022-04-12
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：CN106844880A
公开(公告)日：2017-06-13
申请号：CN201611241321.6
申请日：2016-12-29
Applicant: 中国空间技术研究院
IPC: G06F17/50
Abstract: 一种卫星动量轮扰振试验及数据判读方法，先通过实测动量轮产生的扰动力建立扰动力的谐波叠加数学模型；然后分别建立卫星在轨状态和多种地面扰振试验状态下的卫星有限元模型，采用频响分析方法计算各种卫星状态下，各阶谐波对敏感设备的扰振总响应，并选择与卫星在轨状态的分析结果差异最小的地面试验状态开展动量轮扰振试验，实测动量轮对敏感设备的扰振环境；最后通过对测量结果后处理来修正在轨状态的分析结果，以评估及验证卫星抗动量轮扰振设计的正确性和有效性。本发明通过仿真分析指导试验方案设计和结果判读，可评估动量轮扰动力的各阶谐波分量分别对敏感设备的影响，计算量小，便于工程实施。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN106844880B
公开(公告)日：2019-12-31
申请号：CN201611241321.6
申请日：2016-12-29
Applicant: 中国空间技术研究院
IPC: G06F17/50
Abstract: 一种卫星动量轮扰振试验及数据判读方法，先通过实测动量轮产生的扰动力建立扰动力的谐波叠加数学模型；然后分别建立卫星在轨状态和多种地面扰振试验状态下的卫星有限元模型，采用频响分析方法计算各种卫星状态下，各阶谐波对敏感设备的扰振总响应，并选择与卫星在轨状态的分析结果差异最小的地面试验状态开展动量轮扰振试验，实测动量轮对敏感设备的扰振环境；最后通过对测量结果后处理来修正在轨状态的分析结果，以评估及验证卫星抗动量轮扰振设计的正确性和有效性。本发明通过仿真分析指导试验方案设计和结果判读，可评估动量轮扰动力的各阶谐波分量分别对敏感设备的影响，计算量小，便于工程实施。
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公开(公告)号：CN108038277A
公开(公告)日：2018-05-15
申请号：CN201711220682.7
申请日：2017-11-29
Applicant: 中国空间技术研究院
Abstract: 一种航天器有限元模型的二次缩聚方法，先分别建立航天器主结构及各个次级结构的有限元物理模型，然后采用一种混合界面模态综合法将部分次级结构的有限元物理模型进行一次缩聚，并将各次级结构的有限元物理模型或一次缩聚模型与航天器主结构的有限元物理模型装配起来，获得混合模型；最后，采用固定界面模态综合法将混合模型二次缩聚到航天器与运载火箭的器箭界面主结点上，获得二次缩聚后的刚度和质量矩阵，以及内部响应点对应的转换矩阵，输出结果用于航天器与火箭的耦合载荷分析。本发明不仅解决了现有一次缩聚方法无法处理二次缩聚的难题，而且增加了对缩聚误差的计算评估，提高了计算效率与准确性。
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公开(公告)号：CN118220530A
公开(公告)日：2024-06-21
申请号：CN202410368372.3
申请日：2024-03-28
Applicant: 中国空间技术研究院
Abstract: 本发明涉及一种全电推进卫星平台构型，属于卫星平台设计领域；电推进模块安装在星本体模块的侧壁上；太阳翼模块安装在星本体模块的侧壁上，且太阳翼模块与电推进模块位于星本体模块相同的侧壁；展开式热辐射器模块安装在星本体模块的侧壁上；天线模块安装在星本体模块的顶部及2个侧壁的上部；星箭对接模块安装在星本体模块的底部；星箭对接模块将卫星与运载火箭连接在一起，并在星箭分离阶段将两者可靠分离；本发明采用紧凑型扁平式星本体构型，并配置了高效离子电推进系统、高收纳比卷绕式太阳翼、高效热控系统，降低发射成本，并可大幅提升全电推卫星承载有效载荷的重量、功率、散热等总体性能。
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公开(公告)号：CN118094852A
公开(公告)日：2024-05-28
申请号：CN202311359803.1
申请日：2023-10-19
Applicant: 中国空间技术研究院
IPC: G06F30/20 , G06F18/20 , G06F18/241 , G06F113/16 , G06F119/08
Abstract: 本申请公开了一种星上低频电缆热安全设计方法、装置、设备及介质，该方法包括：获取待处理星上低频电缆；将所述待处理星上低频电缆按照热环境属性信息进行分类，确定舱内电缆网和舱外电缆；按照载流量特性对所述舱内电缆网进行分类，得到主功率电缆和其他电缆；对所述主功率电缆和所述舱外电缆进行热仿真分析、试验监测和敷设设计，并对所述其他电缆进行敷设设计。该方案能够根据载流量特性和所处热环境特点的差异，更为精细地对待处理星上低频电缆进行分类，并针对不同类别的电缆，执行不同的热安全设计方式进行敷设设计，从而更为精准地实现星上低频电缆热安全设计和温度监测，保证了星上低频电缆的热安全性。
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公开(公告)号：CN117141754A
公开(公告)日：2023-12-01
申请号：CN202310945635.8
申请日：2023-07-28
Applicant: 中国空间技术研究院
Abstract: 本申请公开了一种航天器热真空实验自控温方法及装置。所述方法包括：基于航天器的初始控温区域的最大温度差值对初始控温区域进行划分，获得多个控温子区域；确定各控温子区域的第一目标温度和第二目标温度；第一目标温度为航天器在升温阶段和高温阶段的目标温度，第二目标温度为航天器在降温阶段和低温阶段的目标温度；针对每一控温子区域，获取航天器在基于第一目标温度的高温环境下的性能参数以及航天器在基于第二目标温度的低温环境下的性能参数，并根据所获取的性能参数确定航天器的性能。采用本方法能够提高热真空试验过程中各控温区域内的控温精度。
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