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公开(公告)号：CN116305628A
公开(公告)日：2023-06-23
申请号：CN202310135179.0
申请日：2023-02-10
Applicant: 北京空间飞行器总体设计部
IPC: G06F30/17 , G06F30/27 , G06F18/10 , G06F18/24 , G06N3/0464 , G06F119/14
Abstract: 本发明公开了一种大型空间结构在轨模态参数辨识方法，计算高斯函数与系统脉冲响应函数的卷积，求出复时域信号；计算系统的包络函数和瞬时相位；将包络函数和瞬时相位方程写为留数模和相位的形式，计算留数的模和相位方程；从模和相位方程中得到参数辨识方程，求系统的模态参数；本发明能够利用脉冲喷气激励，通过布置的位移或加速度传感器得到的结构振动信息，辨识大型空间结构的模态参数。
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公开(公告)号：CN113849007B
公开(公告)日：2022-07-26
申请号：CN202111060952.9
申请日：2021-09-10
Applicant: 北京空间飞行器总体设计部
IPC: G05D19/02
Abstract: 本发明公开了一种用于航天器柔性结构的加速度反馈振动控制方法，首先根据仿真建模分析或结构试验测试，获得结构的动力学方程及传递函数；然后设计基于加速度反馈的控制器，引入一个二阶系统补偿器和一个一阶系统补偿器，并配置补偿器阻尼参数ζf和频率参数ωf；最后配置控制器的反馈增益α和β，控制输出为两个补偿器的变量相加并作负反馈。本发明以加速度作为反馈物理量，避免了误差累积；引入二阶系统补偿器，直接以补偿器变量作负反馈，通过其低通滤波特性克服了高频控制溢出问题；增加了一阶系统补偿器，通过配置两个补偿器增益参数，解决闭环控制系统因存在时滞而产生的控制效果下降问题，提升系统的振动控制能力。
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公开(公告)号：CN108645400B
公开(公告)日：2020-08-14
申请号：CN201810268150.9
申请日：2018-03-29
Applicant: 北京空间飞行器总体设计部
IPC: G01C21/16
Abstract: 本发明公开了一种用于空间非合作目标相对导航的惯性参数辨识方法及系统，其中，该方法包括如下步骤：步骤一：根据相机获得的不同时刻的相邻两张图像计算角速度ω，并计算动力学参数α；步骤二：根据步骤一中的角速度ω计算|ω|2的周期T、最大值β和最小值γ；步骤三：根据步骤二中得到的周期T、最大值β和最小值γ计算模数k；步骤四：根据步骤一中的动力学参数α、步骤二中的最大值β和最小值γ、步骤三中的模数k得到三个相对惯性参数Jx,Jy,Jz。本发明只利用视觉信息，在无外力和外力矩情况下估计非合作目标的惯性参数，进一步能够处理质量分布不均匀、惯量和几何参数完全未知的非合作目标。
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公开(公告)号：CN105631167B
公开(公告)日：2018-08-14
申请号：CN201610121941.X
申请日：2016-03-03
Applicant: 北京空间飞行器总体设计部
IPC: G06F17/50
Abstract: 本发明公开了一种航天器热致振动动力学响应评估方法，采用柔性航天器热致微振动耦合动力学分析方法，可比目前使用的二维悬臂梁加中心刚体组成的简化航天器热致微振动非耦合动力学建模方法得到更高精度的响应，更有助于分析柔性附件热致微振动力学环境对航天器姿态的影响，尤其是高分辨率遥感卫星成像分辨率。
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公开(公告)号：CN105631167A
公开(公告)日：2016-06-01
申请号：CN201610121941.X
申请日：2016-03-03
Applicant: 北京空间飞行器总体设计部
IPC: G06F17/50
CPC classification number: G06F17/5018
Abstract: 本发明公开了一种航天器热致振动动力学响应评估方法，采用柔性航天器热致微振动耦合动力学分析方法，可比目前使用的二维悬臂梁加中心刚体组成的简化航天器热致微振动非耦合动力学建模方法得到更高精度的响应，更有助于分析柔性附件热致微振动力学环境对航天器姿态的影响，尤其是高分辨率遥感卫星成像分辨率。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN105659904B
公开(公告)日：2014-04-09
申请号：CN201010051993.7
申请日：2010-12-10
Applicant: 北京空间飞行器总体设计部
IPC: G06F19/00
Abstract: 基于力限控制的航天器部组件随机振动加速度谱下凹方法，步骤为：(1)预估部组件安装界面的最大飞行加速度响应；(2)根据部组件的重量确定满足最低制造质量检验要求的加速度谱；(3)对步骤(1)和(2)的两个加速度谱包络得到初始加速度条件；(4)计算部组件在卫星平台上的界面力谱；(5)计算部组件在刚性基础约束下的界面力谱；(6)确定刚性界面和柔性界面下的模态匹配关系；(7)依据界面力等效对刚性界面的加速度谱在共振峰处进行下凹；(8)对步骤(7)得到的加速度谱下凹结果进行包络获得最终的加速度条件。该发明借助力限的概念提出了加速度谱的下凹方法，在缺乏力限控制设备的情况下也能够确定合理的试验条件。
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公开(公告)号：CN113867375B
公开(公告)日：2024-06-14
申请号：CN202111006865.5
申请日：2021-08-30
Applicant: 北京空间飞行器总体设计部
IPC: G05D1/49
Abstract: 本发明涉及基于空间环境力矩的航天器变构形过程被动稳定转位方法，属于近地轨道大型航天器在轨组装及建造领域；步骤一、计算航天器在轨运行期间受到的重力梯度力矩Tg；步骤二、计算航天器转位前的大气阻力Fd和大气阻力矩Md；步骤三、计算转位后航天器的压心位置；步骤四、调整太阳翼转动角度，实现转位后航天器的质心在前压心在后；将转位方向设定为航天器飞行方向的反方向，此时大气阻力矩成为偏航方向的被动稳定力矩，配合重力梯度力矩，实现航天器转位过程的三轴被动稳定，完成航天器的转位；本发明实现俯仰和偏航轴被动稳定控制，进一步通过对系统大气阻力距分析设计，实现滚动轴被动稳定控制，最终形成复杂航天结构转位过程三轴被动稳定控制。
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公开(公告)号：CN112326165B
公开(公告)日：2022-12-27
申请号：CN202011061740.8
申请日：2020-09-30
Applicant: 北京空间飞行器总体设计部
Abstract: 本发明一种基于界面力谱的卫星及部组件振动试验力限条件获取方法，(1)根据星间耦合分析或飞行遥测数据，确定卫星或部组件的界面力谱；(2)确定卫星及部组件的基频；(3)根据步骤(1)确定的卫星或部组件的界面力谱，以及步骤(2)确定的卫星及部组件的基频f0，确定卫星或部组件界面力谱的最大值；(4)根据步骤(3)确定的卫星或部组件界面力谱的最大值，确定卫星或部组件振动试验力限条件，可用于卫星及部组件地面振动试验力限条件制定。
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公开(公告)号：CN113849007A
公开(公告)日：2021-12-28
申请号：CN202111060952.9
申请日：2021-09-10
Applicant: 北京空间飞行器总体设计部
IPC: G05D19/02
Abstract: 本发明公开了一种用于航天器柔性结构的加速度反馈振动控制方法，首先根据仿真建模分析或结构试验测试，获得结构的动力学方程及传递函数；然后设计基于加速度反馈的控制器，引入一个二阶系统补偿器和一个一阶系统补偿器，并配置补偿器阻尼参数ζf和频率参数ωf；最后配置控制器的反馈增益α和β，控制输出为两个补偿器的变量相加并作负反馈。本发明以加速度作为反馈物理量，避免了误差累积；引入二阶系统补偿器，直接以补偿器变量作负反馈，通过其低通滤波特性克服了高频控制溢出问题；增加了一阶系统补偿器，通过配置两个补偿器增益参数，解决闭环控制系统因存在时滞而产生的控制效果下降问题，提升系统的振动控制能力。
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公开(公告)号：CN105760608A
公开(公告)日：2016-07-13
申请号：CN201610097732.6
申请日：2016-02-23
Applicant: 北京空间飞行器总体设计部
IPC: G06F17/50
CPC classification number: G06F17/5086
Abstract: 本发明公开了一种整流罩声场填充系数的计算方法，该方法基于统计能量分析理论，建立声场填充系数的计算模型，并根据整流罩和航天器的几何边界参数建立计算模型中模态数修正项，然后计算整流罩内声场的填充比η，最后将修正后的模态数和填充比代入填充系数的计算模型中得到整流罩声场填充系数，利用计算得到的整流罩声场填充系数修正航天器噪声试验条件，本发明方法与当前工程中应用的NASA 7001中的计算方法相比具有参数物理意义明确、可考虑航天器的几何特征以及修正精度高等特点。
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