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公开(公告)号：CN118410581A
公开(公告)日：2024-07-30
申请号：CN202410569560.2
申请日：2024-05-09
Applicant: 中国空间技术研究院
IPC: G06F30/15 , G06F30/17 , G06F119/14
Abstract: 本发明提供了一种适应于快速制造技术的卫星柔性载荷舱构型设计方法，将卫星整体结构按照舱段功能划分为载荷舱和平台；根据载荷舱和平台之间的传力路径和传力效率，确定连接硬点；其中，所述连接硬点为载荷舱与平台之间力学载荷传递的对接点；基于连接硬点的位置以及载荷舱的结构特征，将载荷舱切分为南载荷舱和北载荷舱；分别对所述平台、南载荷舱和北载荷舱进行AIT测试；在完成AIT测试后，通过连接硬点将所述平台、南载荷舱和北载荷舱对接，以形成卫星整体构型；其中，当所述南载荷舱和北载荷舱对接时，通过在北载荷舱设置的中部纵向的结构承力板与南载荷舱对接固定。借此，本发明可应用于任意短周期、高承载、高容量的高轨卫星载荷舱构型设计，具有普遍适用性。
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公开(公告)号：CN116070404A
公开(公告)日：2023-05-05
申请号：CN202211435948.0
申请日：2022-11-16
Applicant: 中国空间技术研究院
IPC: G06F30/20 , G06F17/16 , G06F119/14
Abstract: 一种针对保持力矩铰链展开冲击的铰链反力矩确定方法，包括：建立系统动力学方程；设置铰链H5和铰链H6的保持铰链标志当前值(HoldMarker_H5、HoldMarker_H6)和铰链H5和铰链H6保持铰链标志更新值(HoldMarker_H5_update、HoldMarker_H6_update)；更新系统广义坐标列阵q、广义坐标对时间一阶导数列阵并获得下一时刻的系统广义坐标qi；将每个铰链的约束反力与铰链结构强度进行比较。本发明解决了卫星天线展开冲击力矩大引起的整星铰链安全设计和试验成本高问题。
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公开(公告)号：CN119646959A
公开(公告)日：2025-03-18
申请号：CN202411272059.6
申请日：2024-09-11
Applicant: 中国空间技术研究院
IPC: G06F30/15 , G01N13/02 , G06F119/14
Abstract: 本发明涉及一种贮箱内液体燃料表面张力引起的恢复力测算方法：制作地面缩比贮箱对照组，所述缩比贮箱对照组包括三组缩比贮箱，每两个装入不同试验溶液的缩比贮箱为一组；对地面缩比贮箱对照组开展地面晃动试验，记录一阶晃动基频；以单摆模型等效地面晃动试验中每个地面缩比贮箱一阶共振发生过程；根据相同缩比贮箱半径、不同试验溶液所形成的对照组间的重力加速度gmn的比例关系、内部液体表面张力产生的等效加速度#imgabs0#的比例关系，求解各地面缩比贮箱内部液体表面张力产生的等效加速度#imgabs1#根据航天器充液贮箱与在轨环境Bond数成正比的原则，外推实际在轨工况下的内部液体表面张力产生的等效加速度，从而换算为贮箱内部液体燃料表面张力引起的恢复力。
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公开(公告)号：CN115982935A
公开(公告)日：2023-04-18
申请号：CN202211435934.9
申请日：2022-11-16
Applicant: 中国空间技术研究院
Abstract: 一种卫星天线指向误差分配方法，包括：获得N个误差源模型；获得各误差源PESi的均值μi；确定各误差源的贡献βi；获得卫星各误差源分配指标PES；对应的各误差源卫星天线指向误差分配方案。本发明用于进行卫星指向精度分配总体设计，能够为高精度卫星总体指标达成和在轨补偿措施确定提供了科学依据。
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公开(公告)号：CN112532295A
公开(公告)日：2021-03-19
申请号：CN202011252890.7
申请日：2020-11-11
Applicant: 中国空间技术研究院
IPC: H04B7/185
Abstract: 基于专用链路信息节点的可重构星载信息网络构建方法，利用一个SpaceWire路由器控制一个模块单元，各个模块单元之间通过SpaceWire路由器进行通信。模块单元路由不分主从节点，可适用于变拓扑的星载信息网络构建；通过指定由SpaceWire路由芯片某个特殊端口作为内部节点，专门负责路由器信息采集，避免了基于Spw路由物理地址0扩充功能实现的复杂性。本发明解决了不同功能模块单元之间的任意动态互联、多路由器之间互相感知以及基于SpaceWire总线路由架构工程可实现等问题，满足可重构卫星在轨模块组装与重构时，任意功能模块单元之间可以自由对接、自由扩展以及信息网络实时动态构建等需求。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN105160051A
公开(公告)日：2015-12-16
申请号：CN201510374365.5
申请日：2015-06-30
Applicant: 中国空间技术研究院
CPC classification number: G06F17/50
Abstract: 本发明基于多体分析试验的桁架天线反射器展开动力学建模方法，进行反射器展开试验，得到关键测点的力、力矩和应力数据；构建多体动力学仿真软件；根据关键测点的力、力矩和应力的多体动力学仿真分析结果与展开试验结果的比对，优化多体动力学仿真软件；根据比对结果，分析卫星姿态变化物理过程的合理性；构建等效质量单元，并计算得到卫星控制系统设计测试分析仿真软件需要的惯量时变、受力时变的简化动力学模型及相应的数据库；卫星控制系统设计测试分析仿真软件仿真分析得到的三轴姿态角与三轴姿态角速度，与多体动力学仿真软件得到的三轴姿态角与三轴姿态角速度进行比对，根据比对结果进行简化模型、数据库的复核和是否满足工程性判断。
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公开(公告)号：CN114243253B
公开(公告)日：2024-05-14
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：CN117118496A
公开(公告)日：2023-11-24
申请号：CN202311069512.9
申请日：2023-08-23
Applicant: 中国空间技术研究院
Abstract: 本发明一种阵列馈源反射面卫星天线电性能星地一体补偿方法。首先，提出将天线指向误差与天线型面误差分离方法，通过开展天线指向误差分析，补偿天线指向误差的常值项和漂移项，然后开展卫星通信终端电平和天线变形数学模型耦合分析，获得天线在轨变形最佳估计，通过天线变形算出天线馈源阵到天线反射面光程差数据，最后根据光程差和多波束天线波束成形网络与馈源间数学映射关系，计算得到各阵列馈源阵的馈源激励和相位补偿系数。该方法同时解决了卫星大口径多波束天线指向误差和型面偏差带来的天线电性能下降补偿问题，可为高通量、甚高通量通信卫星高精确波束指向控制提供支撑。
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公开(公告)号：CN116384188A
公开(公告)日：2023-07-04
申请号：CN202310332534.3
申请日：2023-03-30
Applicant: 中国空间技术研究院
IPC: G06F30/23 , G06F17/18 , G06F119/14 , G06F111/04
Abstract: 一种降低双轴太阳翼转动对卫星激光终端扰动的参数确定方法，针对大倾角卫星双轴太阳翼步进运动对卫星姿态影响恶劣的问题，基于虚功率原理，建立了考虑卫星轨道参数、太阳翼驱动机构参数、太阳翼结构参数和反作用轮在内的整星动力学与控制模型，并利用最优化方法，对双轴太阳翼转动影响卫星姿态的关键参数进行寻优，获得降低太阳翼扰动的可用参数。该方法可有效减小双轴太阳翼转动对卫星姿态抖动影响，降低了星上高精高稳指向激光载荷研制成本，提高这类载荷在轨运行健壮性。
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公开(公告)号：CN105160051B
公开(公告)日：2018-01-05
申请号：CN201510374365.5
申请日：2015-06-30
Applicant: 中国空间技术研究院
CPC classification number: G06F17/50
Abstract: 本发明基于多体分析试验的桁架天线反射器展开动力学建模方法，进行反射器展开试验，得到关键测点的力、力矩和应力数据；构建多体动力学仿真软件；根据关键测点的力、力矩和应力的多体动力学仿真分析结果与展开试验结果的比对，优化多体动力学仿真软件；根据比对结果，分析卫星姿态变化物理过程的合理性；构建等效质量单元，并计算得到卫星控制系统设计测试分析仿真软件需要的惯量时变、受力时变的简化动力学模型及相应的数据库；卫星控制系统设计测试分析仿真软件仿真分析得到的三轴姿态角与三轴姿态角速度，与多体动力学仿真软件得到的三轴姿态角与三轴姿态角速度进行比对，根据比对结果进行简化模型、数据库的复核和是否满足工程性判断。
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