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公开(公告)号：CN112182757A
公开(公告)日：2021-01-05
申请号：CN202011030802.9
申请日：2020-09-27
Applicant: 北京空间飞行器总体设计部 , 哈尔滨工业大学
IPC: G06F30/15 , G06F119/02
Abstract: 本发明涉及一种空间碎片和微流星体环境下航天器易损性评估方法，包括：获取MMOD通量数据、载人航天器不同撞击/威胁方向的MMOD分布信息；建立载人航天器有限单元模型并进行面元划分，并针对各面元进行结构和材料信息设定；利用虚外墙法并结合蒙特卡洛方法，随机生成包含速度、直径和方向的MMOD初始射击线，并与载人航天器面元进行相交计算；进行射击线与载人航天器面元的相对撞击速度解算；针对MMOD分布的所有射击线完成相交计算并撞击特性分析后，得到各个部组件的失效概率，计算得到载人航天器系统级失效概率和生存概率。本发明解决了MMOD环境下载人航天器生存概率精准评估难题，为载人航天器防护设计以及在轨任务规划提供支撑。
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公开(公告)号：CN112182757B
公开(公告)日：2022-11-08
申请号：CN202011030802.9
申请日：2020-09-27
Applicant: 北京空间飞行器总体设计部 , 哈尔滨工业大学
IPC: G06F30/15 , G06F119/02
Abstract: 本发明涉及一种空间碎片和微流星体环境下航天器易损性评估方法，包括：获取MMOD通量数据、载人航天器不同撞击/威胁方向的MMOD分布信息；建立载人航天器有限单元模型并进行面元划分，并针对各面元进行结构和材料信息设定；利用虚外墙法并结合蒙特卡洛方法，随机生成包含速度、直径和方向的MMOD初始射击线，并与载人航天器面元进行相交计算；进行射击线与载人航天器面元的相对撞击速度解算；针对MMOD分布的所有射击线完成相交计算并撞击特性分析后，得到各个部组件的失效概率，计算得到载人航天器系统级失效概率和生存概率。本发明解决了MMOD环境下载人航天器生存概率精准评估难题，为载人航天器防护设计以及在轨任务规划提供支撑。
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公开(公告)号：CN105787182A
公开(公告)日：2016-07-20
申请号：CN201610115536.7
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：CN105659904B
公开(公告)日：2014-04-09
申请号：CN201010051993.7
申请日：2010-12-10
Applicant: 北京空间飞行器总体设计部
IPC: G06F19/00
Abstract: 基于力限控制的航天器部组件随机振动加速度谱下凹方法，步骤为：(1)预估部组件安装界面的最大飞行加速度响应；(2)根据部组件的重量确定满足最低制造质量检验要求的加速度谱；(3)对步骤(1)和(2)的两个加速度谱包络得到初始加速度条件；(4)计算部组件在卫星平台上的界面力谱；(5)计算部组件在刚性基础约束下的界面力谱；(6)确定刚性界面和柔性界面下的模态匹配关系；(7)依据界面力等效对刚性界面的加速度谱在共振峰处进行下凹；(8)对步骤(7)得到的加速度谱下凹结果进行包络获得最终的加速度条件。该发明借助力限的概念提出了加速度谱的下凹方法，在缺乏力限控制设备的情况下也能够确定合理的试验条件。
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公开(公告)号：CN114036629B
公开(公告)日：2025-01-28
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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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN105760608B
公开(公告)日：2018-12-18
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
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：CN105659754B
公开(公告)日：2014-08-13
申请号：CN201110015055.6
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碳化硅纤维织物的填充式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；填充层分为碳化硅纤维织物和凯芙拉纤维织物两部分，其中碳化硅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：CN105659892B
公开(公告)日：2014-02-19
申请号：CN201010052258.8
申请日：2010-12-17
Applicant: 北京空间飞行器总体设计部
Abstract: 组合随机激励作用下航天器力学环境的获取方法，步骤为：(1)依据模态密度划分航天器子系统；(2)随机子系统的动响应求解；(3)组合随机激励的加载处理；(4)确定性子系统的动响应求解。本发明方法充分通过利用有限元-统计能量混合分析方法建模的优势，克服了传统有限元法和传统统计能量分析方法在处理宽频动力学问题时的不足，实现了航天器外部声载荷和随机基础激励载荷的合理加载，建立了一套工程实用的航天器在组合随机激励下的力学环境预示手段。
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公开(公告)号：CN112270035B
公开(公告)日：2023-06-06
申请号：CN202010995724.X
申请日：2020-09-21
Applicant: 北京空间飞行器总体设计部
IPC: G06F30/15 , G06F30/23 , G06F119/14
Abstract: 本发明公开了一种基于界面阻抗的航天器多轴等效正弦条件设计方法及系统，该方法包括如下步骤：获得星箭界面的多轴加速度频域载荷；构建频域下航天器动力学方程；依据航天器星箭界面节点和内部节点对频域下航天器动力学方程进行划分并重新整理后得到星箭界面耦合阻抗矩阵Tib及基于耦合阻抗矩阵的内部节点响应动力学方程；获得固支模态正则化后的动力学方程；获得各个方向对第j阶模态的贡献量；建立各个自由度在主振方向的主模态修正系数；基于各个自由度在主振方向的主模态修正系数，建立多轴等效的航天器正弦试验条件。本发明解决了采用单轴试验模拟多自由度强迫振动导致的天地载荷不一致问题，降低航天器“过试验”或者“欠试验”的风险。
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公开(公告)号：CN112270035A
公开(公告)日：2021-01-26
申请号：CN202010995724.X
申请日：2020-09-21
Applicant: 北京空间飞行器总体设计部
IPC: G06F30/15 , G06F30/23 , G06F119/14
Abstract: 本发明公开了一种基于界面阻抗的航天器多轴等效正弦条件设计方法及系统，该方法包括如下步骤：获得星箭界面的多轴加速度频域载荷；构建频域下航天器动力学方程；依据航天器星箭界面节点和内部节点对频域下航天器动力学方程进行划分并重新整理后得到星箭界面耦合阻抗矩阵Tib及基于耦合阻抗矩阵的内部节点响应动力学方程；获得固支模态正则化后的动力学方程；获得各个方向对第j阶模态的贡献量；建立各个自由度在主振方向的主模态修正系数；基于各个自由度在主振方向的主模态修正系数，建立多轴等效的航天器正弦试验条件。本发明解决了采用单轴试验模拟多自由度强迫振动导致的天地载荷不一致问题，降低航天器“过试验”或者“欠试验”的风险。
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