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公开(公告)号：CN107808025B
公开(公告)日：2021-09-03
申请号：CN201710800936.6
申请日：2017-09-07
Applicant: 北京空间飞行器总体设计部
IPC: G06F30/15 , G06F30/23 , G06F119/08
Abstract: 本发明公开了一种航天器结构热致变形抑制方法和系统，其中，所述方法，包括：对航天器的结构有限元模型进行热变形分析，求得结构位移与空间热流载荷和控制热流之间的函数关系；根据给定温度场和热变形抑制要求，通过结构位移与空间热流载荷和控制热流之间的函数关系，求得控制热流；在薄壁杆件表面上施加所述控制热流，改变薄壁杆件的温度分布，抑制航天器结构热致变形。可见，本发明可以利用了飞行器上现有的温控设备，通过改变结构自身的温度分布来抵消不利的热变形，具有控制简单、可靠性高、便于工程化的优点。
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公开(公告)号：CN107808025A
公开(公告)日：2018-03-16
申请号：CN201710800936.6
申请日：2017-09-07
Applicant: 北京空间飞行器总体设计部
IPC: G06F17/50
CPC classification number: G06F17/5018 , G06F17/5095 , G06F2217/80
Abstract: 本发明公开了一种航天器结构热致变形抑制方法和系统，其中，所述方法，包括：对航天器的结构有限元模型进行热变形分析，求得结构位移与空间热流载荷和控制热流之间的函数关系；根据给定温度场和热变形抑制要求，通过结构位移与空间热流载荷和控制热流之间的函数关系，求得控制热流；在薄壁杆件表面上施加所述控制热流，改变薄壁杆件的温度分布，抑制航天器结构热致变形。可见，本发明可以利用了飞行器上现有的温控设备，通过改变结构自身的温度分布来抵消不利的热变形，具有控制简单、可靠性高、便于工程化的优点。
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公开(公告)号：CN107367258A
公开(公告)日：2017-11-21
申请号：CN201710430900.3
申请日：2017-06-09
Applicant: 北京空间飞行器总体设计部
IPC: G01C1/00
Abstract: 一种二维可动点波束天线指向精度确定方法，首先将二维可动点波束天线指向精度分为方向角计算误差、天线机构误差，方向角计算误差包括轨道确定误差、时间统一误差、姿态确定误差、软件算法误差，天线机构误差包括传动误差、测量误差、热变形误差、装配误差，然后分别计算轨道确定误差、时间统一误差、姿态确定误差、软件算法误差对方向角计算误差的影响，进而得到方向角计算误差，最后根据传动误差、测量误差、热变形误差、装配误差对天线机构误差的影响计算得到天线机构误差，进而得到天线指向精度。本发明实现了对天线指向精度指标的量化预估，能够确认卫星系统设计时天线指向精度是否满足卫星工程实现的要求，与现有技术相比具有较好的实用效果。
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公开(公告)号：CN107367258B
公开(公告)日：2019-12-20
申请号：CN201710430900.3
申请日：2017-06-09
Applicant: 北京空间飞行器总体设计部
IPC: G01C1/00
Abstract: 一种二维可动点波束天线指向精度确定方法，首先将二维可动点波束天线指向精度分为方向角计算误差、天线机构误差，方向角计算误差包括轨道确定误差、时间统一误差、姿态确定误差、软件算法误差，天线机构误差包括传动误差、测量误差、热变形误差、装配误差，然后分别计算轨道确定误差、时间统一误差、姿态确定误差、软件算法误差对方向角计算误差的影响，进而得到方向角计算误差，最后根据传动误差、测量误差、热变形误差、装配误差对天线机构误差的影响计算得到天线机构误差，进而得到天线指向精度。本发明实现了对天线指向精度指标的量化预估，能够确认卫星系统设计时天线指向精度是否满足卫星工程实现的要求，与现有技术相比具有较好的实用效果。
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公开(公告)号：CN107845939B
公开(公告)日：2019-07-12
申请号：CN201710801479.2
申请日：2017-09-07
Applicant: 北京空间飞行器总体设计部
IPC: H01R43/26
Abstract: 本发明公开了一种航天器用AIRBORN型电连接器总装操作方法，适用于航天器用AIRBORN型M系列电连接器，明确了该类电连接器的总装操作流程。本发明基于与型号相匹配的工装和设计要求力矩，可实现航天器用AIRBORN型M系列电连接器的设备级和系统级安装，克服了因航天器用AIRBORN型M系列电连接器端螺母的拧紧力矩小于航天器上电缆端电连接器螺钉的拧紧力矩而导致的：在AIRBORN电连接器拆卸时，设备端螺母易被带出、电连接器易损坏的问题。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN107782536B
公开(公告)日：2019-01-25
申请号：CN201710829213.9
申请日：2017-09-14
Applicant: 北京空间飞行器总体设计部
IPC: G01M11/04
Abstract: 一种多层次微振动系统试验方法及系统，首先对微振动进行梳理和分类，然后针对微振动源的不同特点搭建相关试验系统进行单机级微振动试验，以了解微振动源特性，或了解微振动隔振器的传递特性；随后搭建分系统微振动试验系统，开展分系统级微振动试验以了解微振动源与边界条件的耦合特性以及微振动系统传递特性；再搭建系统级微振动试验系统，开展系统级微振动试验，以了解微振动对光学系统的影响；最后利用卫星在轨测试阶段开展大系统级微振动试验，全面验证微振动相关分析和设计。全面考虑微振动影响的各个环节，全面解决微振动问题，有效避免了传统方法单机、单学科、局部试验无法解决系统问题的难题，填补了国内在该领域的技术空白。
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公开(公告)号：CN107845939A
公开(公告)日：2018-03-27
申请号：CN201710801479.2
申请日：2017-09-07
Applicant: 北京空间飞行器总体设计部
IPC: H01R43/26
CPC classification number: H01R43/26
Abstract: 本发明公开了一种航天器用AIRBORN型电连接器总装操作方法，适用于航天器用AIRBORN型M系列电连接器，明确了该类电连接器的总装操作流程。本发明基于与型号相匹配的工装和设计要求力矩，可实现航天器用AIRBORN型M系列电连接器的设备级和系统级安装，克服了因航天器用AIRBORN型M系列电连接器端螺母的拧紧力矩小于航天器上电缆端电连接器螺钉的拧紧力矩而导致的：在AIRBORN电连接器拆卸时，设备端螺母易被带出、电连接器易损坏的问题。
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公开(公告)号：CN107782536A
公开(公告)日：2018-03-09
申请号：CN201710829213.9
申请日：2017-09-14
Applicant: 北京空间飞行器总体设计部
IPC: G01M11/04
CPC classification number: G01M11/00
Abstract: 一种多层次微振动系统试验方法及系统，首先对微振动进行梳理和分类，然后针对微振动源的不同特点搭建相关试验系统进行单机级微振动试验，以了解微振动源特性，或了解微振动隔振器的传递特性；随后搭建分系统微振动试验系统，开展分系统级微振动试验以了解微振动源与边界条件的耦合特性以及微振动系统传递特性；再搭建系统级微振动试验系统，开展系统级微振动试验，以了解微振动对光学系统的影响；最后利用卫星在轨测试阶段开展大系统级微振动试验，全面验证微振动相关分析和设计。全面考虑微振动影响的各个环节，全面解决微振动问题，有效避免了传统方法单机、单学科、局部试验无法解决系统问题的难题，填补了国内在该领域的技术空白。
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公开(公告)号：CN107870082A
公开(公告)日：2018-04-03
申请号：CN201710892699.0
申请日：2017-09-27
Applicant: 北京空间飞行器总体设计部
IPC: G01M11/04
CPC classification number: G01M11/00
Abstract: 本发明提供一种CCD器件位移效应试验验证方法，涉及卫星寿命与可靠性分析技术领域，步骤为：(1)配置试验过程中的测试条件和测试性能指标；(2)根据卫星在轨运行环境信息，确定试验过程中的辐照条件；(3)根据CCD器件在轨成像时的组成结构，确定参试CCD器件的工作模式；(4)当不存在辐照时，获取在步骤(3)确定的工作模式下CCD器件的初始性能测试指标；(5)根据步骤(1)配置的CCD器件工作温度、步骤(2)中确定的辐照条件以及步骤(3)中确定的工作模式进行试验，得到不同辐照剂量下分别对应的测试性能指标；(6)得到位移效应与测试性能指标之间的影响关系。
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公开(公告)号：CN207197761U
公开(公告)日：2018-04-06
申请号：CN201721106793.0
申请日：2017-08-31
Applicant: 北京空间飞行器总体设计部
IPC: G01M7/02
Abstract: 一种含重力卸载的微振动源地面测量系统，包括地基、空气弹簧、地基隔振平台台体、龙门架、龙门架转接件、六分量测力平台、六分量测力平台转接件、气浮轴承、模拟件连接件、柔性结构模拟件和供气气管。对于航天器大型柔性部件地面微振动试验，需要是产生微振动的主要部件都处于重力卸载的状态，才能尽可能有效的测量其微振动特性。本实用新型重点解决重力场中卸载重力影响的问题。
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