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公开(公告)号：CN116839965A
公开(公告)日：2023-10-03
申请号：CN202311004977.6
申请日：2023-08-10
Applicant: 中国空间技术研究院
IPC: G01M99/00
Abstract: 本发明提供一种航天器高效率热试验方法，包括以下步骤：S1：设定转移轨道平衡工况，验证替代加热器设计，根据航天器在转移轨道的设备状态开展试验，得到转移轨道平衡工况温度；S2：低温工况1设定：不模拟航天器在轨低温工况，设定为满足整星热真空循环低温测试条件的平衡工况；S3：高温工况1设定；不模拟航天器在轨高温工况，设定为满足整星热真空循环高温测试条件的平衡工况；S4：进入高低温工况2～4：顺序为：低温工况2→高温工况2→低温工况3→高温工况3→低温工况4→高温工况4。本发明提供的方法，在保证热平衡和热真空试验数据采集有效性的前提下，同时减少等待温度平衡稳定时间，达到优化整星热试验流程的目的。
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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：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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Patent Agency Ranking
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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公开(公告)号：CN108038277B
公开(公告)日：2021-03-26
申请号：CN201711220682.7
申请日：2017-11-29
Applicant: 中国空间技术研究院
IPC: G06F30/23 , G06F30/15 , G06F17/16 , G06F111/10
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：CN118514881A
公开(公告)日：2024-08-20
申请号：CN202410456920.8
申请日：2024-04-16
Applicant: 中国空间技术研究院
IPC: B64G7/00
Abstract: 本发明提供了卫星热平衡与热真空试验深度融合高效试验方法，通过在卫星热真空试验中创建虚拟热平衡试验工况完成卫星热平衡与热真空试验的融合；其中，虚拟热平衡试验工况的创建原则为遵循对整个真空热试验影响最小化原则，创建时机包括在卫星热真空试验中的真空除气过程中创建，或者每次温度循环的升温或降温过程中创建；所述虚拟热平衡试验工况的创建满足在稳定的真空热环境下，卫星内热流与外热流均稳定可测。
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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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