公开(公告)号：CN105628053B

公开(公告)日：2018-10-26

申请号：CN201511000735.5

申请日：2015-12-25

Applicant: 武汉大学 ,  北京空间飞行器总体设计部

Inventor： 周辉 ,  李松 ,  金丽花 ,  李少辉 ,  郭高峰

IPC: G01C25/00

Abstract: 本发明涉及一种星载激光测高仪脚点几何定位误差的判定方法，属于激光遥感领域，解决现有脚点几何定位误差分析方法忽略激光测量系统与搭载平台传感器之间的位置与角度安置误差，在没有考虑被测目标高度起伏的前提下，仅提供激光脚点的部分瞬时几何定位误差模型，并未对激光脚点几何定位误差的极值进行分析的问题。本发明以星载激光测高仪激光脚点几何定位过程及误差的传播理论为基础，通过综合考虑多种误差源和平面目标起伏的影响，提出了全面判定星载激光测高仪激光脚点的几何定位误差的方法：瞬时几何定位误差与极值几何定位误差相结合的分析方法，能够实现在星载激光测高仪发射前后的性能指标的综合分析与评估。

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

Inventor： 左博 ,  范立佳 ,  杨松 ,  郭高峰 ,  罗继强

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。

公开(公告)号：CN105628053A

公开(公告)日：2016-06-01

申请号：CN201511000735.5

申请日：2015-12-25

Applicant: 武汉大学 ,  北京空间飞行器总体设计部

Inventor： 周辉 ,  李松 ,  金丽花 ,  李少辉 ,  郭高峰

IPC: G01C25/00

Abstract: 本发明涉及一种星载激光测高仪脚点几何定位误差的判定方法，属于激光遥感领域，解决现有脚点几何定位误差分析方法忽略激光测量系统与搭载平台传感器之间的位置与角度安置误差，在没有考虑被测目标高度起伏的前提下，仅提供激光脚点的部分瞬时几何定位误差模型，并未对激光脚点几何定位误差的极值进行分析的问题。本发明以星载激光测高仪激光脚点几何定位过程及误差的传播理论为基础，通过综合考虑多种误差源和平面目标起伏的影响，提出了全面判定星载激光测高仪激光脚点的几何定位误差的方法：瞬时几何定位误差与极值几何定位误差相结合的分析方法，能够实现在星载激光测高仪发射前后的性能指标的综合分析与评估。

公开(公告)号：CN101614622B

公开(公告)日：2012-05-30

申请号：CN200910089095.8

申请日：2009-07-28

Applicant: 北京航空航天大学 ,  北京空间飞行器总体设计部

Inventor： 王志旺 ,  赵煜 ,  郭高峰 ,  程伟 ,  杨彦龙 ,  付志超

IPC: B64G7/00

Abstract: 一种太阳能帆板地面实验重力卸载机构，由推力球轴承、轴承内基座、轴承外基座、横梁、钢索、压力传感器以及显示器组成。推力球轴承的内外圆分别与轴承内基座和轴承外基座配合，构成卸载机构的活动部件；轴承内基座与太阳能帆板的承力部位连接，轴承外基座与横梁连接；横梁两端与装有压力传感器的钢索连接，两钢索悬挂在系统外部的安装面上。太阳能帆板的重力通过轴承内基座、推力球轴承、轴承外基座、横梁、钢索，传递到外部安装面上，重力不再由其驱动电机承担，同时还能保证其自由旋转，从而可以模拟失重条件下驱动电机只给太阳能帆板提供扭矩，不提供支撑力的力学环境，使地面实验更接近实际工况。

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

Inventor： 左博 ,  范立佳 ,  杨松 ,  郭高峰 ,  罗继强

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。