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公开(公告)号：CN105787182B
公开(公告)日：2018-05-04
申请号：CN201610115536.7
申请日：2016-03-01
Applicant: 北京空间飞行器总体设计部 , 中国长城工业集团有限公司
IPC: G06F17/50
Abstract: 本发明公开了一种航天器火工冲击源函数近场试验峰值修正方法,能够模拟火工品中炸药爆炸、火工品断裂以及爆炸应力波传播的细节，能够很好地处理火工品爆炸在结构上引起的耦合作用，从而分析振源特性，对振源力函数进行有效提取，从理论上讲是得到火工冲击振源函数的合理途径；并且，对用Hydrocodes求解得到的火工冲击分离面处的振源力函数进行修正，修正后的振源力函数可以解耦加载在包括近场模型在内的整星有限元模型或用其它方法建立的分析模型上，为从工程上解决航天器火工冲击的响应预示问题奠定了基础。
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公开(公告)号：CN114036629A
公开(公告)日：2022-02-11
申请号：CN202111108910.8
申请日：2021-09-22
Applicant: 北京空间飞行器总体设计部
IPC: G06F30/15 , G06F30/20 , G06F119/14
Abstract: 本发明公开了一种基于界面载荷时频特征的航天器正弦试验条件设计方法，该方法包括如下步骤：获取实际飞行过程中关键阶段的星箭界面低频瞬态加速度载荷；对瞬态载荷进行时频特征分析；针对时频特征计算瞬态载荷的频谱；基于包络方法设计正弦试验条件；基于正弦试验条件生成正弦扫频载荷；获得实际真实响应与试验响应；基于力学环境效应采用雨流计数方法对比真实响应与试验条件，完成试验条件合理性评估；如试验条件对结构造成的力学环境效应与真实力学环境效应相当，则完成试验条件设计。本发明从而有效缓解航天器正弦试验过程中的过试验问题，为减少航天器抗力学环境设计成本提供理论与技术基础。
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公开(公告)号：CN107301265B
公开(公告)日：2021-06-11
申请号：CN201710331045.0
申请日：2017-05-11
Applicant: 北京空间飞行器总体设计部
Abstract: 基于关节热应变释放冲击的航天器动力学建模方法，首先根据关节部件的运动关系，将当前关节部件分为第一部分、第二部分，然后建立关节第一部分的动力学方程进而得到当关节第一部分与第二部分为静摩擦时关节的状态约束方程，计算关节静摩擦状态下的动力学方程，进而得到关节静摩擦状态下的无量纲动力学方程，同时计算关节滑动摩擦状态下的动力学方程，进而得到进而得到关节滑动摩擦状态下的无量纲动力学方程，最后将航天器有效载荷M通过等效刚度K、等效阻尼C连接在关节的第一部分，进而得到关节的扰动力模型，再根据热变形扰动力、热应变释放扰动力得到关节扰动力模型的航天器有效载荷的动力学方程。
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公开(公告)号：CN107301265A
公开(公告)日：2017-10-27
申请号：CN201710331045.0
申请日：2017-05-11
Applicant: 北京空间飞行器总体设计部
IPC: G06F17/50
CPC classification number: G06F17/5009 , G06F17/5095
Abstract: 基于关节热应变释放冲击的航天器动力学建模方法，首先根据关节部件的运动关系，将当前关节部件分为第一部分、第二部分，然后建立关节第一部分的动力学方程进而得到当关节第一部分与第二部分为静摩擦时关节的状态约束方程，计算关节静摩擦状态下的动力学方程，进而得到关节静摩擦状态下的无量纲动力学方程，同时计算关节滑动摩擦状态下的动力学方程，进而得到进而得到关节滑动摩擦状态下的无量纲动力学方程，最后将航天器有效载荷M通过等效刚度K、等效阻尼C连接在关节的第一部分，进而得到关节的扰动力模型，再根据热变形扰动力、热应变释放扰动力得到关节扰动力模型的航天器有效载荷的动力学方程。
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公开(公告)号：CN105760613A
公开(公告)日：2016-07-13
申请号：CN201610115533.3
申请日：2016-03-01
Applicant: 北京空间飞行器总体设计部
IPC: G06F17/50
CPC classification number: G06F17/5018 , G06F17/5036
Abstract: 本发明公开了一种航天器火工冲击源载荷预示方法，能够模拟火工品中炸药爆炸、火工品断裂以及爆炸应力波传播的细节，能够很好地处理火工品爆炸在结构上引起的耦合作用，从而分析振源特性，对振源力函数进行有效提取，从理论上讲是得到火工冲击振源函数的合理途径。该方法为航天器火工冲击源函数的确定提出了一种可行的途径，为从工程上解决航天器火工冲击的响应预示问题奠定了基础。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN105659905B
公开(公告)日：2014-08-13
申请号：CN201110015014.7
申请日：2011-12-08
Applicant: 北京空间飞行器总体设计部
Abstract: 本发明公开了一种模型修正不适定问题正则化参数的自适应方法，该方法密切结合模型修正的特点，在模型修正迭代过程中，监控试验与分析预示特征量残差的二范数的变化(即目标函数)，引入一个缩放系数，自动调整正则化参数的值，构成正则化参数的自适应方法。该方法结合L-曲线法和阻尼最小二乘法的优势，采用L-曲线法确定一个相对合理的初始正则化参数，然后基于阻尼最小二乘法增加一个内循环，通过迭代确定一个合理的正则化参数，保证不适定方程求解的合理性，使得目标函数在每一步迭代过程中都下降，提高了模型修正迭代收敛的稳定性。
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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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公开(公告)号：CN105659753B
公开(公告)日：2014-08-13
申请号：CN201110015054.1
申请日：2011-12-09
Applicant: 北京空间飞行器总体设计部
Abstract: 本发明公开了一种基于玄武岩纤维织物的填充式Whipple防护结构，属于空间碎片被动防护研究领域。所述防护结构包括缓冲屏、填充层和后墙，填充层位于缓冲屏和后墙之间，用框架将缓冲屏、填充层和后墙固定；填充层分为玄武岩纤维织物和凯芙拉纤维织物两部分，其中玄武岩纤维织物与缓冲屏相对，凯芙拉纤维织物与后墙相对，缓冲屏和填充层之间，以及填充层和后墙之间的间距均为3～10cm。本防护结构自身形成的碎片云为粉末状物质，扩散范围大，且对铝后墙的破坏效果远小于后者形成的碎片云，将作为载人三期空间站防护设计的技术储备，具备很强的工程应用潜力。
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公开(公告)号：CN103886160B
公开(公告)日：2016-09-14
申请号：CN201410136308.9
申请日：2014-04-04
Applicant: 哈尔滨工业大学
IPC: G06F17/50
Abstract: 一种基于基础激励响应数据的考虑阻尼的模型修正方法，本发明涉及考虑阻尼的模型修正方法。本发明是要解决现有方法中未考虑阻尼修正的问题，而提供了一种基于基础激励响应数据的考虑阻尼的模型修正方法。一、建立有限元模型，对模型物理矩阵进行分块处理；二、利用矩阵变换，得到基于基础激励的传递函数；三、引入试验数据，建立试验数据与仿真数据的偏差函数；四、利用偏差函数与物理参数偏差之间的关系，建立模型修正方程，求解方程即可得到所需修正量；五、将步骤四中求解得到的修正参数带入有限元仿真模型，得到修正后的有限元仿真模型。本发明应用于结构的有限元仿真领域，同时也可应用于相关的试验、设计等相关领域。
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公开(公告)号：CN103886160A
公开(公告)日：2014-06-25
申请号：CN201410136308.9
申请日：2014-04-04
Applicant: 哈尔滨工业大学
IPC: G06F17/50
Abstract: 一种基于基础激励响应数据的考虑阻尼的模型修正方法，本发明涉及考虑阻尼的模型修正方法。本发明是要解决现有方法中未考虑阻尼修正的问题，而提供了一种基于基础激励响应数据的考虑阻尼的模型修正方法。一、建立有限元模型，对模型物理矩阵进行分块处理；二、利用矩阵变换，得到基于基础激励的传递函数；三、引入试验数据，建立试验数据与仿真数据的偏差函数；四、利用偏差函数与物理参数偏差之间的关系，建立模型修正方程，求解方程即可得到所需修正量；五、将步骤四中求解得到的修正参数带入有限元仿真模型，得到修正后的有限元仿真模型。本发明应用于结构的有限元仿真领域，同时也可应用于相关的试验、设计等相关领域。
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