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公开(公告)号：CN105659888B
公开(公告)日：2014-07-09
申请号：CN201218003470.5
申请日：2012-08-24
Applicant: 北京空间飞行器总体设计部
IPC: G06F9/455
Abstract: 本发明涉及一种基于全柔性卫星模型的控制闭环微振动建模与分析方法，考虑控制系统对结构响应的反馈作用，可为光学载荷成像质量评估提供微振动结构传递特性和时/频响应分析手段，属于建模与分析技术领域。计算整星有限元结构模型的模态振型和模态频率；建立包含控制律和硬件特性的姿态控制系统模型；建立整星结构与姿态控制系统的闭环模型；分析微振动输入到评价节点输出通道的结构传递特性、微振动时/频响应、以及响应数据的统计分析，用于光学载荷成像质量的评估。本发明的方法可以有效消除开环动力学仿真的刚体姿态“漂移”现象，仿真结果更接近在轨实际情况。
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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：CN104808512B
公开(公告)日：2017-05-31
申请号：CN201510095003.2
申请日：2015-03-03
Applicant: 北京空间飞行器总体设计部
IPC: G05B17/02
Abstract: 一种航天器多级驱动刚柔耦合响应的获取方法，步骤为：(1)将航天器视为由本体、部件和关节三类结构组成；(2)分别建立本体、部件和关节的动能和势能；(3)根据连接条件，建立整个航天器的动能和势能；(4)利用步骤(3)得到的航天器动能和势能，采用Lagrange方程建立航天器的动力学方程；(5)求解步骤(4)得到的动力学方程，获得多级驱动过程中航天器的刚柔耦合动力学响应。本发明方法适用于具有柔性多体运动特征的复杂航天器，获取这类复杂多体结构航天器运动过程精确动力学响应，对控制系统设计和系统级仿真验证具有重要的意义。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN115421380B
公开(公告)日：2025-01-10
申请号：CN202210897112.6
申请日：2022-07-28
Applicant: 北京空间飞行器总体设计部
Abstract: 本发明提供了一种可动柔性部件动力学影响的解耦方法，能够降低面向控制的系统动力学建模难度，有效支撑控制系统设计与仿真。本发明方法是一种大型可动柔性部件动力学影响的解耦分析方法，解决面向控制的含大型柔性航天器的动力学建模问题，结合我国航天工程中空间相对导航这一迫切工程需求，给出了一种大型可动柔性部件动力学影响的解耦分析方法，该方法能够有效降低柔性部件任一构型下的航天器动力学建模工作量，支撑面向控制系统设计的变构型航天器系统动力学建模。
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公开(公告)号：CN104808512A
公开(公告)日：2015-07-29
申请号：CN201510095003.2
申请日：2015-03-03
Applicant: 北京空间飞行器总体设计部
IPC: G05B17/02
Abstract: 一种航天器多级驱动刚柔耦合响应的获取方法，步骤为：(1)将航天器视为由本体、部件和关节三类结构组成；(2)分别建立本体、部件和关节的动能和势能；(3)根据连接条件，建立整个航天器的动能和势能；(4)利用步骤(3)得到的航天器动能和势能，采用Lagrange方程建立航天器的动力学方程；(5)求解步骤(4)得到的动力学方程，获得多级驱动过程中航天器的刚柔耦合动力学响应。本发明方法适用于具有柔性多体运动特征的复杂航天器，获取这类复杂多体结构航天器运动过程精确动力学响应，对控制系统设计和系统级仿真验证具有重要的意义。
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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：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：CN115421380A
公开(公告)日：2022-12-02
申请号：CN202210897112.6
申请日：2022-07-28
Applicant: 北京空间飞行器总体设计部
Abstract: 本发明提供了一种可动柔性部件动力学影响的解耦方法，能够降低面向控制的系统动力学建模难度，有效支撑控制系统设计与仿真。本发明方法是一种大型可动柔性部件动力学影响的解耦分析方法，解决面向控制的含大型柔性航天器的动力学建模问题，结合我国航天工程中空间相对导航这一迫切工程需求，给出了一种大型可动柔性部件动力学影响的解耦分析方法，该方法能够有效降低柔性部件任一构型下的航天器动力学建模工作量，支撑面向控制系统设计的变构型航天器系统动力学建模。
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