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公开(公告)号：CN112597641A
公开(公告)日：2021-04-02
申请号：CN202011455291.5
申请日：2020-12-10
申请人： 上海宇航系统工程研究所
IPC分类号： G06F30/20 , G06F111/04 , G06F119/14
摘要： 本发明一种运载器着陆稳定性优化方法，涉及运载器支腿式着陆缓冲技术领域。本发明以运载器可垂直起降的支腿式着陆缓冲系统为研究对象，通过将运动系统之间复杂的交互作用采用数学模型等效处理，并将数学模型中的设计参数实现参数化建模，然后针对经过参数化处理的结构设计参数进行优化设计，获取影响着陆稳定性的关键因素。基于获取的关键因素物理量特点，确立其概率分布准则，进行随机打靶分析，评估关键因素对着陆稳定性影响的权重，解决运载器支腿式着陆缓冲系统的结构优化设计问题和无法开展地面有效试验验证的设计难题。
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公开(公告)号：CN109959494B
公开(公告)日：2021-02-09
申请号：CN201910175203.7
申请日：2019-03-08
申请人： 上海交通大学 , 上海宇航系统工程研究所
IPC分类号： G01M7/02
摘要： 本发明公开了一种用于薄膜振动模态测试的低真空罐，其特征在于，包括大尺寸观察窗及罐主体，所述罐主体包括上盖、密封圈、下盖，所述上盖的顶部开有圆形窗，所述大尺寸观察窗安装于所述圆形窗上，所述上盖与所述下盖之间安装有所述密封圈。本发明具有较大的内径尺寸，可容纳薄膜的张拉机构；同时具有大尺寸观察窗，可以满足罐体外的光学测量设备对罐体内的薄膜结构的振动位移或速度进行测量，在增大体积的同时不增加罐壁的厚度，结构简单，使用方便，特别适用于低真空度的(
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公开(公告)号：CN107346359B
公开(公告)日：2020-08-28
申请号：CN201710541700.5
申请日：2017-07-05
申请人： 上海宇航系统工程研究所
摘要： 本发明的航天器间安全分离包络设计方法包括：选取两分离体中构型布局相对变化较少者为安全分离包络设计基准体；以基准体的外轮廓包络为基准，给定最小动态安全距离，由基准向外扩最小动态安全距离形成分离包络；搜索分离包络上的所有突出点，对每个突出点，以该突出点为起点，做与基准体分离运动方向夹角为α的射线；若所有射线均落在分离包络以内，则该分离包络即是安全分离包络；若有射线落在分离包络之外，则以落在分离包络之外且能围住其他射线的射线及分离包络围成的图形为安全分离包络。本发明在设计之初就考虑了分离动态过程影响，可靠性极高，可快速给出航天器间的安全分离包络，无需分离动力学仿真分析，省时省力。
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公开(公告)号：CN106202776B
公开(公告)日：2020-01-10
申请号：CN201610571412.X
申请日：2016-07-20
申请人： 上海宇航系统工程研究所
IPC分类号： G06F30/20 , G06F119/02
摘要： 本发明公开了一种运载火箭结构机构产品可靠性评估方法，解决运载火箭各类机构产品可靠性量化评估的问题。该方法包括如下步骤：第一步，确定产品“三要素”信息，列出产品的“失效模式分布类型”、“性能指标”以及“功能类型”所属类型。第二步，依据优先选用原则，确定适用的评估模型：按照A（失效模式分布类型）—〉B（性能指标）—〉C（功能类型）的顺序确定相应的评估模型。第三步，收集可靠性模型对应所需试验信息。第四步，依据所选可靠性模型及可靠性数据，进行可靠度计算。本发明方法改变目前运载火箭结构机构产品定性评价为主，可靠性评估系统性、规范性不足的现状，并能满足运载火箭机构产品小子样的特点。
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公开(公告)号：CN109959494A
公开(公告)日：2019-07-02
申请号：CN201910175203.7
申请日：2019-03-08
申请人： 上海交通大学 , 上海宇航系统工程研究所
IPC分类号： G01M7/02
摘要： 本发明公开了一种用于薄膜振动模态测试的低真空罐，其特征在于，包括大尺寸观察窗及罐主体，所述罐主体包括上盖、密封圈、下盖，所述上盖的顶部开有圆形窗，所述大尺寸观察窗安装于所述圆形窗上，所述上盖与所述下盖之间安装有所述密封圈。本发明具有较大的内径尺寸，可容纳薄膜的张拉机构；同时具有大尺寸观察窗，可以满足罐体外的光学测量设备对罐体内的薄膜结构的振动位移或速度进行测量，在增大体积的同时不增加罐壁的厚度，结构简单，使用方便，特别适用于低真空度的(
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公开(公告)号：CN104573373B
公开(公告)日：2017-10-31
申请号：CN201510026580.6
申请日：2015-01-19
申请人： 上海交通大学 , 上海宇航系统工程研究所
IPC分类号： G06F19/00
摘要： 本发明提供了一种含间隙精密机构中滞回摩擦耗能的估计方法，步骤：1、首先对研究对象进行等效系统建模；2、依据系统模型获得系统总体动力学方程，并进行质量归一化变换，减少分析变量数目；3、采用分段展开计算，综合构建运动副接触‑脱离总运动过程的滞回摩擦表达式；4、对各个分阶段进行变换，最终获得滞回位移的二次近似表达式及滞回位移对系统位移的导数表达式；5、描绘出明确的摩擦力滞回特性曲线，得到间隙运动副中滞回摩擦的耗能大小。本发明用于单侧间隙情形下系统的滞回曲线描述，能定量地分析含间隙精密机构中滞回摩擦引起的能量损耗，提高系统工作的可靠性和安全性。
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公开(公告)号：CN103853869B
公开(公告)日：2017-07-14
申请号：CN201310375166.7
申请日：2013-08-26
申请人： 上海宇航系统工程研究所
IPC分类号： G06F17/50
摘要： 本发明公开了一种飞行器分离仿真方法，其包括以下步骤：确定多点‑点式分离机构、主被动飞行器结构设计参数；建立分离机构系统动力学模型；建立飞行器分离动力学仿真模型；确定影响飞行器分离性能的各种参数，并进行单因素影响仿真分析，确定主要影响参数；综合考虑主要影响参数对飞行器分离性能的耦合仿真分析。本发明通过建立的仿真分析模型，综合考虑多个主要影响因素，对飞行器分离全过程进行了动力学仿真分析，并且经济、高效。
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公开(公告)号：CN103970953B
公开(公告)日：2017-02-15
申请号：CN201410197456.1
申请日：2014-05-12
申请人： 上海宇航系统工程研究所
IPC分类号： G06F17/50
摘要： 本发明公开了一种航天器太阳翼动力学快速建模方法及系统。通过确定飞行器太阳翼的设计参数，通过程序自动生成太阳翼有限元分析模型，调用分析软件对太阳翼模型进行动力学分析，对飞行器太阳翼动力学仿真分析全程自动化完成，并且经济、高效。可以广泛应用于飞行器太阳翼动力学自动仿真分析设计，能够快速、有效地对太阳翼进行动力学分析和迭代优化，极大地缩短了太阳翼研发周期。
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公开(公告)号：CN104573373A
公开(公告)日：2015-04-29
申请号：CN201510026580.6
申请日：2015-01-19
申请人： 上海交通大学 , 上海宇航系统工程研究所
IPC分类号： G06F19/00
摘要： 本发明提供了一种含间隙精密机构中滞回摩擦耗能的估计方法，步骤：1、首先对研究对象进行等效系统建模；2、依据系统模型获得系统总体动力学方程，并进行质量归一化变换，减少分析变量数目；3、采用分段展开计算，综合构建运动副接触-脱离总运动过程的滞回摩擦表达式；4、对各个分阶段进行变换，最终获得滞回位移的二次近似表达式及滞回位移对系统位移的导数表达式；5、描绘出明确的摩擦力滞回特性曲线，得到间隙运动副中滞回摩擦的耗能大小。本发明用于单侧间隙情形下系统的滞回曲线描述，能定量地分析含间隙精密机构中滞回摩擦引起的能量损耗，提高系统工作的可靠性和安全性。
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公开(公告)号：CN103853869A
公开(公告)日：2014-06-11
申请号：CN201310375166.7
申请日：2013-08-26
申请人： 上海宇航系统工程研究所
IPC分类号： G06F17/50
摘要： 本发明公开了一种飞行器分离仿真方法，其包括以下步骤：确定多点-点式分离机构、主被动飞行器结构设计参数；建立分离机构系统动力学模型；建立飞行器分离动力学仿真模型；确定影响飞行器分离性能的各种参数，并进行单因素影响仿真分析，确定主要影响参数；综合考虑主要影响参数对飞行器分离性能的耦合仿真分析。本发明通过建立的仿真分析模型，综合考虑多个主要影响因素，对飞行器分离全过程进行了动力学仿真分析，并且经济、高效。
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