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公开(公告)号：CN113589832B
公开(公告)日：2024-03-19
申请号：CN202110735990.3
申请日：2021-06-30
Applicant: 北京宇航系统工程研究所
IPC: G05D1/495 , G05D1/46 , G05D101/10 , G05D109/20
Abstract: 本发明公开了一种对地表固定区域目标稳定观测覆盖的星座快速设计方法，包括：根据观测目标的位置信息，确定星座的飞行轨道倾角；根据回归轨道定义，结合选定的初始轨道高度，迭代求解得到星座的飞行轨道高度；根据位置信息、星座的飞行轨道倾角和飞行轨道高度，计算得到星座中首枚航天器的轨道参数；根据覆盖重访时长要求确定星座中航天器的数量；逐一确定星座中各航天器的轨道参数，完成星座的快速设计。本发明能够根据需求，快速实现星座轨道与构型规模初步论证与星座设计，满足工程快速论证设计需求。
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公开(公告)号：CN111812977B
公开(公告)日：2022-07-29
申请号：CN202010524278.4
申请日：2020-06-10
Applicant: 北京宇航系统工程研究所
IPC: G05B13/04
Abstract: 本发明一种GEO直接定点发射轨道优化方法，步骤如下：1)设置NSGA‑II优化参数；2)设置优化变量取值范围；3)生成发射轨道计算参数条件初始种群；4)生成发射轨道计算结果种群；5)子代种群生成；6)子代种群生成；7)下一代父代种群；8)遗传终止判断。
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公开(公告)号：CN113734468A
公开(公告)日：2021-12-03
申请号：CN202111005149.5
申请日：2021-08-30
Applicant: 北京宇航系统工程研究所
IPC: B64G1/24
Abstract: 本发明涉及一种基于迭代制导的轨道面精确控制方法，用于执行GEO发射任务的上面级主动段轨道面精确控制。步骤包括：S1、统筹优化升交点赤经控制精度，S2、初步设定迭代制导目标值，S3、实时计算轨道面控制偏差，S4、重新设定上面级主动段迭代制导目标值。本发明采用多目标优化思想，对升交点赤经修正精度进行优化，在提升轨道面控制精度的同时，确保推进剂消耗量工程可接受。
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公开(公告)号：CN109436382B
公开(公告)日：2020-07-14
申请号：CN201811421494.5
申请日：2018-11-23
Applicant: 北京宇航系统工程研究所 , 中国运载火箭技术研究院
IPC: B64G1/64
Abstract: 一种锁销类分离弹簧拉紧机构、分离装置及分离方法，通过线轮和锁紧机构可实现插销弹簧在压缩状态下的再拉紧，首先完成载荷对接，再进行弹簧解锁，能够满足轻载荷纵向对接、重载荷横向对接解锁两种需求。该分离装置已在某航天产品中成功应用，顺利实现轻载荷纵向对接、重载荷横向对接解锁两种工况，保证了型号圆满成功。
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公开(公告)号：CN105912772B
公开(公告)日：2019-04-09
申请号：CN201610218740.1
申请日：2016-04-08
Applicant: 北京宇航系统工程研究所 , 中国运载火箭技术研究院
Inventor： 林宏 , 张新宇 , 彭慧莲 , 东华鹏 , 王国辉 , 陈益 , 安雪岩 , 王雪梅 , 王明哲 , 于秀丽 , 陆浩然 , 刘欣 , 崔照云 , 刘志伟 , 张群 , 杨自鹏 , 杨勇 , 唐颀 , 曹梦磊 , 杨炜平 , 周佑君 , 苗建全 , 张巍 , 刘建忠 , 叶成敏 , 肖泽宁 , 郭源
IPC: G06F17/50
Abstract: 本发明公开了一种集频率、振型和频响函数为一体的模型修正方法，该方法针对多星分配器分支多、质心高、频率低的复杂空间构型特点，对建立的空间有限元模型进行集频率、振型和频响函数为一体的模型修正，具体步骤包括：首先对初步建立的空间有限元模型进行初步模态分析，然后再对初筛后的模型进行模态和频响分析，并与模态试验和正弦扫描试验的试验结果进行比对，根据比对结果对模型进行进一步修正，最后将模型设定为飞行状态，从而得到飞行状态的空间有限元模型，该模型可用于进行动响应分析，或者用于基础级火箭进行全箭动特性和全箭动力学响应计算。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN109436382A
公开(公告)日：2019-03-08
申请号：CN201811421494.5
申请日：2018-11-23
Applicant: 北京宇航系统工程研究所 , 中国运载火箭技术研究院
IPC: B64G1/64
Abstract: 一种锁销类分离弹簧拉紧机构、分离装置及分离方法，通过线轮和锁紧机构可实现插销弹簧在压缩状态下的再拉紧，首先完成载荷对接，再进行弹簧解锁，能够满足轻载荷纵向对接、重载荷横向对接解锁两种需求。该分离装置已在某航天产品中成功应用，顺利实现轻载荷纵向对接、重载荷横向对接解锁两种工况，保证了型号圆满成功。
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公开(公告)号：CN109343370A
公开(公告)日：2019-02-15
申请号：CN201811457904.1
申请日：2018-11-30
Applicant: 北京宇航系统工程研究所 , 中国运载火箭技术研究院
Abstract: 一种空间电源控制器动态环境仿真系统及方法，包括：太阳能模拟阵列模块、蓄电池模拟模块、程控电子负载模块和仿真数据控制模块。本发明根据太阳能电池阵的在轨工作参数，动态模拟太阳能电池阵产生电能，将所述产生的电能传输给外部电源控制器，并根据仿真数据控制模块的控制指令向蓄电池模拟模块充电，程控电子负载模块模拟航天器上的负载消耗所述外部电源控制器供电的电能；仿真数据控制模块控制蓄电池模拟模块的充放电，并采集各模块的输出参数，向外显示。本发明为太阳能电池阵与蓄电池、电源控制器全系统的性能仿真测试系统，提高了航天器电源系统地面测试覆盖性和测试效率。
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公开(公告)号：CN105912772A
公开(公告)日：2016-08-31
申请号：CN201610218740.1
申请日：2016-04-08
Applicant: 北京宇航系统工程研究所 , 中国运载火箭技术研究院
Inventor： 林宏 , 张新宇 , 彭慧莲 , 东华鹏 , 王国辉 , 陈益 , 安雪岩 , 王雪梅 , 王明哲 , 于秀丽 , 陆浩然 , 刘欣 , 崔照云 , 刘志伟 , 张群 , 杨自鹏 , 杨勇 , 唐颀 , 曹梦磊 , 杨炜平 , 周佑君 , 苗建全 , 张巍 , 刘建忠 , 叶成敏 , 肖泽宁 , 郭源
IPC: G06F17/50
CPC classification number: G06F17/5036 , G06F17/5013
Abstract: 本发明公开了一种集频率、振型和频响函数为一体的模型修正方法，该方法针对多星分配器分支多、质心高、频率低的复杂空间构型特点，对建立的空间有限元模型进行集频率、振型和频响函数为一体的模型修正，具体步骤包括：首先对初步建立的空间有限元模型进行初步模态分析，然后再对初筛后的模型进行模态和频响分析，并与模态试验和正弦扫描试验的试验结果进行比对，根据比对结果对模型进行进一步修正，最后将模型设定为飞行状态，从而得到飞行状态的空间有限元模型，该模型可用于进行动响应分析，或者用于基础级火箭进行全箭动特性和全箭动力学响应计算。
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公开(公告)号：CN113320717A
公开(公告)日：2021-08-31
申请号：CN202110593208.9
申请日：2021-05-28
Applicant: 北京宇航系统工程研究所
IPC: B64G1/24
Abstract: 一种应对一次点火故障的制导系统重构方法，对于上面级通过两次主动段变轨保证卫星入轨的工作模式，当一次点火失效时，可立即启动第二次点火，保证在亚轨道变轨段上面级能够到达足够高度，第二主动段采用发动机挤压工作方式将上面级/卫星组合体推至入轨点。第一主动段采用迭代制导方法，第二主动段换制导方法及装订诸元，保证入轨精度。本发明提出的应对一次点火故障的制导系统重构方法能够在出现一次点火故障时，充分利用发动机挤压工作模式，自主在线判别并重构，保证故障情况下卫星入轨精度满足要求，提高系统可靠性。
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公开(公告)号：CN109606746B
公开(公告)日：2020-10-20
申请号：CN201811378259.4
申请日：2018-11-19
Applicant: 北京宇航系统工程研究所 , 中国运载火箭技术研究院
Abstract: 本发明涉及一种针对姿控发动机大羽流影响的气瓶热防护结构及气瓶，该热防护结构包括柔性防热层和多层隔热组件，其中多层隔热组件包覆在气瓶的圆柱段表面，柔性防热层包覆在气瓶两端的半球体表面，以及气瓶的圆柱段中多层隔热组件的表面；所述多层隔热组件包括n个反射层、n‑1个隔离层和1个外包覆层，其中n个反射层与n‑1个隔离层交替排布，最内层与最外层均为反射层，且最内层的反射层与气瓶圆柱段外表面接触，最外层的反射层与外包覆层接触，外包覆层与所述柔性防热层接触，n为正整数，且满足如下关系式：n＝kρnλmli/hmli；本发明热防护结构既保证气瓶满足控温要求，又保证了防热材料设计质量，有效减轻重量，节约产品成本。
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