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公开(公告)号：CN105659834B
公开(公告)日：2014-10-22
申请号：CN201218001741.3
申请日：2012-06-14
Applicant: 北京空间飞行器总体设计部
IPC: G01M7/02
Abstract: 本发明公开了一种航天器微振动稳态时域响应分析方法，首先计算复频域内的模态位移响应，然后将复频域内的模态位移响应转换为稳态时域响应。本发明对于谐波形式干扰源作用下的航天器微振动时域响应计算，无需增加模型的复杂度和计算量，消除刚体“漂移”的影响；从根本上消除弹性体瞬态响应效应对稳态响应的影响，直接获得稳态时域响应，计算效率高、应用非常简便。
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公开(公告)号：CN105659887B
公开(公告)日：2014-01-22
申请号：CN201110011421.0
申请日：2011-06-15
Applicant: 北京空间飞行器总体设计部
IPC: G06F9/455
Abstract: 本发明公开了一种月壤力学性能模拟系统，包括月面地形离散化及参数赋值模块、月壤参数及力学特性数据库模块、接触碰撞搜索模块、分布力计算合成模块、月面地形变化计算及记录模块。本发明真实模拟了月壤在受到外界作用下(如月球车车轮碾压、着陆器足垫冲击、登月人员脚踏等)的力学承载性能，通过离散化的月壤模型和相关算法，解决了考虑复杂月面地形地貌及月面上的不同月壤、月岩分布下的月壤通用力学模型建立难题，相对于传统的月壤模型和研究方法具有与月面地形地貌及不同月壤分布情况无缝连接、模拟精度高、运算量相对较小等优点。
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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：CN105975658B
公开(公告)日：2019-06-25
申请号：CN201610268987.4
申请日：2016-04-27
Applicant: 北京空间飞行器总体设计部
IPC: G06F17/50
Abstract: 本发明公开了一种起飞稳定性建模方法，本发明首先建立上升器和起飞平台模型以及二者的锁定约束，并建立地外天体表面土壤与起飞平台的接触关系；然后采用准静态着陆过程模拟方法计算得到起飞平台和上升器组合体的地外天体表面起飞初始姿态和起飞平台的支撑载荷，并利用物理参数敏感度分析得到对起飞稳定性敏感度较高的参数，然后取参数初始范围的最恶劣数值计算得到起飞稳定性边界，然后将边界数值与姿态控制系统能力比较，再进行迭代计算，最终得到满足姿控系统能力范围的上升器起飞稳定性边界；本发明首次提出了一套完整、可行性高的上升器起飞姿态稳定性边界建模方法，能够用于航天器参数设计与优化。
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公开(公告)号：CN107054694A
公开(公告)日：2017-08-18
申请号：CN201710211526.8
申请日：2017-04-01
Applicant: 北京空间飞行器总体设计部
IPC: B64G1/22
CPC classification number: B64G1/222
Abstract: 一种可展开结构，涉及空间可展开结构技术领域，包括：横向板(1)、竖向板(2)、纵向板间铰链(3)、周向板间铰链(4)；所述横向板(1)与所述竖向板(2)之间通过周向板间铰链(4)进行连接，其中，每一块横向板(1)的两侧分别连接一块竖向板(2)，并且两侧的竖向板(2)之间相对称；多块横向板(1)之间以及多块竖向板(2)之间通过纵向板间铰链(3)进行连接；所述纵向板间铰链(3)中的两个耳片的旋转轴重叠；所述周向板间铰链(4)中的两个耳片的旋转轴重叠。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN106951585A
公开(公告)日：2017-07-14
申请号：CN201710077811.5
申请日：2017-02-14
Applicant: 北京空间飞行器总体设计部
IPC: G06F17/50
Abstract: 一种弹塑性弯曲变形限力结构的建模方法，首先建立不包括限力结构的着陆探测器多体动力学模型，使用虚质量体与本体转动副连接，与支撑杆滑动副连接，着陆探测器本体与支撑杆间为沿支撑杆轴向的力，然后测量得到实际着陆探测器中限力结构承受力方向、虚质量体沿滑动副方向的位移，进而得到实际着陆探测器中限力结构的塑性变形量，最后根据不包括限力结构的着陆探测器多体动力学模型、所有限力结构动力学模型得到着陆探测器多体动力学模型，进而仿真得到着陆探测器所有限力结构的变形曲线、限力结构受力曲线。本发明避免了弯曲变形弹塑性材料建模分析使用有限元程序带来的耗时冗长的问题，具有计算效率高、耗时少的优点。
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公开(公告)号：CN105975658A
公开(公告)日：2016-09-28
申请号：CN201610268987.4
申请日：2016-04-27
Applicant: 北京空间飞行器总体设计部
IPC: G06F17/50
CPC classification number: G06F17/5036 , G06F17/5095
Abstract: 本发明公开了一种起飞稳定性建模方法，本发明首先建立上升器和起飞平台模型以及二者的锁定约束，并建立地外天体表面土壤与起飞平台的接触关系；然后采用准静态着陆过程模拟方法计算得到起飞平台和上升器组合体的地外天体表面起飞初始姿态和起飞平台的支撑载荷，并利用物理参数敏感度分析得到对起飞稳定性敏感度较高的参数，然后取参数初始范围的最恶劣数值计算得到起飞稳定性边界，然后将边界数值与姿态控制系统能力比较，再进行迭代计算，最终得到满足姿控系统能力范围的上升器起飞稳定性边界；本发明首次提出了一套完整、可行性高的上升器起飞姿态稳定性边界建模方法，能够用于航天器参数设计与优化。
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公开(公告)号：CN105659891B
公开(公告)日：2014-02-19
申请号：CN201010051744.8
申请日：2010-12-03
Applicant: 北京空间飞行器总体设计部
Abstract: 一种通过铰链建模确定太阳翼锁定冲击载荷的方法，(1)应用有限元方法建立太阳翼连接架、各个太阳电池板的有限元模型；(2)应用有限元方法建立太阳翼各铰链的梁单元模型；(3)将步骤(2)中建立的梁单元模型中铰链梁单元刚度系数矩阵中绕y轴弯曲刚度K0修改为K1；(4)定义太阳翼各部件间转动约束，建立同步机构和展开驱动机构的力矩模型；(5)在太阳翼根部铰链、板连接架铰链和各板间铰链位置分别建立双向锁定卷簧模型，令其刚度系数等于K0；(6)设定判断太阳翼到达锁定位置的判断条件，满足该条件时该铰链处双向锁定卷簧起作用；(7)卷簧力矩值为太阳翼锁定冲击弯矩载荷，转动约束处太阳翼展开状态电池面法线方向约束反力值为剪力载荷值。
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公开(公告)号：CN117648753A
公开(公告)日：2024-03-05
申请号：CN202311529713.2
申请日：2023-11-16
Applicant: 北京空间飞行器总体设计部
IPC: G06F30/15 , G06F30/20 , G06F119/14
Abstract: 一种大型可变体变构型航天器动力学模型重构方法，包括以下步骤：建立子结构动力学方程；根据系统几何连接拓扑关系，建立反映各子结构之间界面协调连接关系的坐标变换矩阵；根据建立的子结构之间界面协调连接关系坐标变换矩阵，装配各个子结构，建立系统集成动力学方程。该方法解决了大型组合式空间结构的动态建模问题，所给出的数学模型能够反映出子结构构型动态变化带来的时变特点，保证了系统频率、振型及刚柔耦合特性对系统构型变化的适应性。
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公开(公告)号：CN106951585B
公开(公告)日：2020-09-18
申请号：CN201710077811.5
申请日：2017-02-14
Applicant: 北京空间飞行器总体设计部
IPC: G06F30/15 , G06F30/17 , G06F30/23 , G06F119/14
Abstract: 一种弹塑性弯曲变形限力结构的建模方法，首先建立不包括限力结构的着陆探测器多体动力学模型，使用虚质量体与本体转动副连接，与支撑杆滑动副连接，着陆探测器本体与支撑杆间为沿支撑杆轴向的力，然后测量得到实际着陆探测器中限力结构承受力方向、虚质量体沿滑动副方向的位移，进而得到实际着陆探测器中限力结构的塑性变形量，最后根据不包括限力结构的着陆探测器多体动力学模型、所有限力结构动力学模型得到着陆探测器多体动力学模型，进而仿真得到着陆探测器所有限力结构的变形曲线、限力结构受力曲线。本发明避免了弯曲变形弹塑性材料建模分析使用有限元程序带来的耗时冗长的问题，具有计算效率高、耗时少的优点。
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