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公开(公告)号：CN117787038A
公开(公告)日：2024-03-29
申请号：CN202311667481.7
申请日：2023-12-06
Applicant: 中国空间技术研究院
IPC: G06F30/23 , G06F30/15 , G06F111/10
Abstract: 本发明涉及一种基于半功率带宽法的航天器有限元模型修正方法，该方法首先在航天器典型部件的不同位置安装传感器，进行整器级正弦振动试验，获得各传感器的频域响应曲线；采用半功率带宽方法计算每个传感器的阻尼比；计算典型部件的平均阻尼比；建立航天器有限元模型，将各个典型部件的平均阻尼比赋值到有限元模型中进行模型修正，对修正后的有限元模型进行模态分析和频率响应分析，得到新的响应曲线；将新的响应曲线与正弦振动试验结果进行对比，确认仿真误差是否在可接受的范围内，若在，则有限元模型修正完成；否则，将典型部件进一步细分为子部件，重复上述步骤，直至仿真误差在可接受的范围内。本发明实现了精确预示星上典型位置的频域响应。
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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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公开(公告)号：CN118565783A
公开(公告)日：2024-08-30
申请号：CN202410615636.0
申请日：2024-05-17
Applicant: 中国空间技术研究院
Abstract: 本发明提供了一种基于振动响应分解的航天器组件局部频率快速识别方法，在至少一待测航天器组件的安装处和临近的航天器主承力结构上设置响应测点，输入水平谱的正弦激励，分别获取每一响应测点基于正弦激励产生的三方向时域响应数据，并进行频域转换，获得对应的三方向频域响应数据；根据所述三方向频域响应数据计算所述响应测点对应的总加速度响应；根据所述总加速度响应，获得待测航天器组件局部力学特性的局部结构振动响应；计算待测航天器组件的局部响应放大系数，并将局部结构振动响应的峰值点中满足所述局部响应放大系数大于临界值所对应的目标频率，作为局部频率。如此，本发明可用于航天器全任务周期的局部共振风险的快速识别。
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公开(公告)号：CN118310704A
公开(公告)日：2024-07-09
申请号：CN202410174215.9
申请日：2024-02-07
Applicant: 中国空间技术研究院
IPC: G01M7/02
Abstract: 本发明提供了一种批产卫星振动试验方法、装置及设备，方法包括：根据第一预设振动试验量级下批产卫星中当前卫星各测点响应，确定当前卫星各测点在第二预设振动试验量级下的测点下凹条件；获取当前卫星各测点对应的总下凹参与度；在当前卫星中至少一个测点对应的总下凹参与度大于预设阈值时，调整预设卫星下凹条件，使得当前卫星下凹条件包络测点一下凹条件的最小值，在批产卫星的后续卫星振动试验时保留必检测点及测点一，取消测点下凹条件不小于预设卫星下凹条件的测点二和总下凹参与度不大于预设阈值的测点三；在当前卫星中所有测点对应的总下凹参与度不大于预设阈值时，在批产卫星的后续卫星振动试验时保留必检测点，取消所有非必检测点。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN118153283A
公开(公告)日：2024-06-07
申请号：CN202410162646.3
申请日：2024-02-05
Applicant: 中国空间技术研究院
IPC: G06F30/20 , G01M13/00 , G01H17/00 , G06F119/14
Abstract: 本发明涉及一种卫星力学试验振动传感器的优化布置方法，识别出星上传感器的不同分类，根据安装位置梳理了三类传感器，制定了不同的优化方法，有利于在工程中进行推广。利用以往同平台卫星的试验数据进行星内大部件的统一下凹方法，获得了平台特性的下凹曲线，据此可将星内大部件处的传感器取消。本发明旨在对星内安装的传感器进行优化，避免力学试验后拆除卫星的波导、天线，打开舱板，以拆除传感器，然后再合舱板、装天线的操作，优化试验流程，节省研制时间。
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公开(公告)号：CN113378297B
公开(公告)日：2024-05-14
申请号：CN202110633473.5
申请日：2021-06-07
Applicant: 中国空间技术研究院
IPC: G06F30/15 , G06F30/23 , G06F119/10
Abstract: 本发明涉及一种卫星部件快速声振预示方法，属于卫星局部声振预示技术领域；步骤一、建立卫星有限元FE模型，并准备历史声振试验声压级数据；设置声振试验的最大频率阈值为fA，则声振试验的全频段范围为0‑fA；步骤二、针对卫星FE模型中的星本体外大部件进行声振模拟方法选择；步骤三、针对卫星FE模型中的星本体舱板进行声振模拟方法选择；步骤四、针对卫星FE模型中星本体外小部件进行声振模拟方法选择；本发明适用于当只关注卫星局部声振响应时，建立快速有效的局部模型，降低建立完整卫星模型的难度和计算时间。
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公开(公告)号：CN114243253A
公开(公告)日：2022-03-25
申请号：CN202111442919.2
申请日：2021-11-30
Applicant: 中国空间技术研究院
Abstract: 本发明一种压紧释放装置及固面天线可展开稳定性判定方法，包括：底座固定安装在卫星舱板上；大端盖固定安装在固面天线上；小端盖通过螺钉固定安装在大端盖上；小端盖的顶部加工有凹球面用于安装球面套；凹球面与球面套使压紧杆能够绕轴转动；垫圈位于大端盖和小端盖之间，起到安装导向作用；螺母用于把压紧杆压紧至球面套上，使得球面套和压紧杆形成一个整体，压紧杆可以随着球面套的摆动而转动；压紧杆的一端依次插入球面套、小端盖、垫圈、大端盖和底座后固定连接在卫星舱板上。本发明明确了流程中不同影响环节的计算原则及调整手段，实现可展开部件在轨展开情况的地面预判，可应用于星上所有可展开部件的展开稳定性计算中，具有普遍适用性。
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公开(公告)号：CN113378297A
公开(公告)日：2021-09-10
申请号：CN202110633473.5
申请日：2021-06-07
Applicant: 中国空间技术研究院
IPC: G06F30/15 , G06F30/23 , G06F119/10
Abstract: 本发明涉及一种卫星部件快速声振预示方法，属于卫星局部声振预示技术领域；步骤一、建立卫星有限元FE模型，并准备历史声振试验声压级数据；设置声振试验的最大频率阈值为fA，则声振试验的全频段范围为0‑fA；步骤二、针对卫星FE模型中的星本体外大部件进行声振模拟方法选择；步骤三、针对卫星FE模型中的星本体舱板进行声振模拟方法选择；步骤四、针对卫星FE模型中星本体外小部件进行声振模拟方法选择；本发明适用于当只关注卫星局部声振响应时，建立快速有效的局部模型，降低建立完整卫星模型的难度和计算时间。
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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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