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公开(公告)号：CN110887448A
公开(公告)日：2020-03-17
申请号：CN201911192971.X
申请日：2019-11-28
申请人： 上海航天控制技术研究所
摘要： 本发明公开了一种基于光纤应变测量的梁结构形态重构方法，该方法包括以下步骤：步骤1：获取圆形截面梁末端截面扭转角；并沿圆形截面梁轴线方向设置多个测量点以获取沿梁轴线方向的表面应变；步骤2：计算测量点处对应的梁截面扭转角，结合测量点处所获取的表面应变，进行应变分解，得到梁结构绕垂直于轴向的两个正交方向上弯曲变形产生的表面应变；步骤3：根据得到的正交应变信息，采用Ko位移理论分别计算梁在两个正交方向上的弯曲变形挠度，完成三维形态重构。该方法相比于其他的空间三维曲线重构方法，考虑了扭转变形的影响，在小变形情况下具有计算速度快、精度高的优点。
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公开(公告)号：CN105956348B
公开(公告)日：2019-04-09
申请号：CN201610494135.7
申请日：2016-06-29
申请人： 上海航天控制技术研究所
IPC分类号： G06F17/50
摘要： 一种航天器动力学建模方法，用等效摆代替液体晃动的等效力学模型，将闭环拓扑结构等效为开环树形拓扑结构，在铰链关节定义坐标系，定义基本联系算子，表征柔性体的弹性位移，递推计算柔性体的力和速度，判断系统计算力学类型是前向动力学建模过程还是后向动力学建模过程，对应代入前向动力学建模过程或后向动力学建模过程，推导得出系统动力学方程。本发明不但达到了精确建模的要求，而且简化了设计过程，节省了大量的工作量，加快了航天器的研制周期，解决了大型柔性索网天线航天器高精确高效率动力学建模的问题，取得了用最简单的计算形式计算闭环形式航天器构形的柔性多体系统建模，节省了大量繁琐而困难的工作。
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公开(公告)号：CN106052982B
公开(公告)日：2018-10-26
申请号：CN201610335308.0
申请日：2016-05-19
申请人： 上海航天控制技术研究所
IPC分类号： G01M5/00
摘要： 本发明涉及一种用于太阳帆板减振的粘弹性阻尼器的复刚度测试系统，阻尼器外接一段支架作复刚度测试，外接支架连接阻尼器的一端放置位移传感器来检测阻尼器下法兰端面上相应轴上的变形位移，外接支架另一端放置力矩器来产生不同频率的简谐力。本发明具有两个力矩器，产生上下振动或扭转的力矩，能够测试阻尼器对太阳帆板振动与扭转两种情况的阻尼效果。
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公开(公告)号：CN105956348A
公开(公告)日：2016-09-21
申请号：CN201610494135.7
申请日：2016-06-29
申请人： 上海航天控制技术研究所
IPC分类号： G06F17/50
CPC分类号： G06F17/5036
摘要： 一种航天器动力学建模方法，用等效摆代替液体晃动的等效力学模型，将闭环拓扑结构等效为开环树形拓扑结构，在铰链关节定义坐标系，定义基本联系算子，表征柔性体的弹性位移，递推计算柔性体的力和速度，判断系统计算力学类型是前向动力学建模过程还是后向动力学建模过程，对应代入前向动力学建模过程或后向动力学建模过程，推导得出系统动力学方程。本发明不但达到了精确建模的要求，而且简化了设计过程，节省了大量的工作量，加快了航天器的研制周期，解决了大型柔性索网天线航天器高精确高效率动力学建模的问题，取得了用最简单的计算形式计算闭环形式航天器构形的柔性多体系统建模，节省了大量繁琐而困难的工作。
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公开(公告)号：CN117889179A
公开(公告)日：2024-04-16
申请号：CN202311794154.8
申请日：2023-12-25
申请人： 上海航天控制技术研究所
摘要： 一种大出力转动式多维微振动抑制装置，用于抑振负载，所述抑制装置包括：上台面，用于支撑负载；下台面，用于固定抑制装置，与上台面对应设置；球铰支撑，连接上台面与下台面；若干抑振组件，环绕球铰支撑一圈设置于下台面上；每个所述抑振组件另一端与上台面连接，可以在负载振动时，通过带动上台面位移，实现抑振负载。所述振动抑制装置具有结构紧凑、出力大、承载能力好、多维抑振等特点，可广泛适用于航空航天等振动抑制领域。
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公开(公告)号：CN110990949B
公开(公告)日：2023-09-12
申请号：CN201911193026.1
申请日：2019-11-28
申请人： 上海航天控制技术研究所
IPC分类号： G06F30/15 , G06F30/20 , G06F119/14
摘要： 本发明公开了一种计及铰链间隙的柔性航天器动力学建模方法，该方法包括以下步骤：步骤1：构建锁定后含间隙的铰链力学模型；步骤2：展开锁定后具有含间隙铰链的柔性体动力学建模；步骤3：展开锁定后具有含间隙铰链的柔性航天器刚柔耦合非线性动力学建模；步骤4：采用Newmark算法，求解柔性航天器刚柔耦合非线性动力学模型，并分析复杂外载荷条件下含间隙铰链的柔性航天器动力学响应。本发明克服了传统的柔性航天器建模方法中未考虑铰链间隙影响的缺陷，可以细致刻画局部的铰链接触碰撞，能够准确描述铰链间隙对柔性航天器的姿态运动及柔性振动的影响，且方法适用性强，为实现柔性航天器的高精度高稳定性指向控制提供精确和高效的动力学模型。
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公开(公告)号：CN109709822B
公开(公告)日：2021-11-19
申请号：CN201811509572.7
申请日：2018-12-11
申请人： 上海航天控制技术研究所
IPC分类号： G05B17/02
摘要： 本发明公开了一种大尺度柔性航天器整星地面半物理试验装置，该装置由有效载荷胞元结构模拟件、支撑龙门架、恒张力气浮随动悬吊机构、结构约束激励系统、服务舱激励系统、数值模拟计算机和目标计算机组成；该试验装置通过有效载荷胞元结构模拟件模拟真实动力学特性，利用支撑龙门架为有效载荷模拟件提供刚性支撑，通过恒张力气浮随动悬吊机构为有效载荷模拟件提供零重力模拟环境，利用结构约束激励系统和服务舱激励系统实现对有效载荷模拟件连接界面耦合作用力和作用力矩的施加，从而实现对超大尺度柔性航天器整星动力学特性的模拟。解决整星动力学特性模拟问题，为超大尺度柔性航天器的高精度高稳定度控制系统技术的验证提供验证环境。
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公开(公告)号：CN111439392A
公开(公告)日：2020-07-24
申请号：CN201910905773.7
申请日：2019-09-24
申请人： 上海航天控制技术研究所
摘要： 一种航天器编队位置协同控制方法，针对主从式航天器编队位置协同系统，设计事件触发机制，形成非周期的基于事件触发机制的控制方法，以减少机载微处理器执行控制方法的频率，减少其计算量，针对实际系统中存在外部扰动和状态时滞情况，构造H∞鲁棒性能指标，结合LMI方法确定控制器和触发机制的参数，以抑制外扰和时滞的不利影响，确保系统在非周期控制下的鲁棒有界稳定，从而实现快速准确的相对位置控制。
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公开(公告)号：CN106777469B
公开(公告)日：2020-07-03
申请号：CN201611005375.2
申请日：2016-11-15
申请人： 上海航天控制技术研究所
摘要： 本发明公开一种用于挠性卫星挠性振动评估的地面物理仿真验证系统，该系统包含：模拟太阳能电池阵，其通过调节模拟太阳能电池阵与卫星中心体安装的不同角度，模拟太阳能电池阵的对卫星中心体的不同耦合干扰作用；挠性特性测量与辨识子系统，其电路连接模拟太阳能电池阵，测量模拟太阳能电池阵的挠性振动变形信息。本发明设计全新的挠性振动物理试验模型；在挠性振动物理仿真试验模型的基础上，加入高精度零重力模拟系统、位姿随动系统、干扰激励模拟子系统，确保与卫星的外太空工作环境相吻合；加入试验性能评估子系统和监控子系统，对于挠性振动结果进行评估，对卫星控制系统控制精度进行仿真试验评估。
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公开(公告)号：CN110990949A
公开(公告)日：2020-04-10
申请号：CN201911193026.1
申请日：2019-11-28
申请人： 上海航天控制技术研究所
IPC分类号： G06F30/15 , G06F30/20 , G06F119/14
摘要： 本发明公开了一种计及铰链间隙的柔性航天器动力学建模方法，该方法包括以下步骤：步骤1：构建锁定后含间隙的铰链力学模型；步骤2：展开锁定后具有含间隙铰链的柔性体动力学建模；步骤3：展开锁定后具有含间隙铰链的柔性航天器刚柔耦合非线性动力学建模；步骤4：采用Newmark算法，求解柔性航天器刚柔耦合非线性动力学模型，并分析复杂外载荷条件下含间隙铰链的柔性航天器动力学响应。本发明克服了传统的柔性航天器建模方法中未考虑铰链间隙影响的缺陷，可以细致刻画局部的铰链接触碰撞，能够准确描述铰链间隙对柔性航天器的姿态运动及柔性振动的影响，且方法适用性强，为实现柔性航天器的高精度高稳定性指向控制提供精确和高效的动力学模型。
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