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公开(公告)号：CN117559107A
公开(公告)日：2024-02-13
申请号：CN202310959438.1
申请日：2023-08-01
申请人： 中国空间技术研究院 , 北京空间飞行器总体设计部
摘要： 本发明公开了一种SAR天线多功能安装板及优化设计方法，属于航天器结构设计技术领域，该SAR天线多功能安装板包括碳纤维面板铝蜂窝夹层结构、铝热管；碳纤维面板铝蜂窝夹层结构中的碳纤维面板由聚丙烯腈基碳纤维编织布、聚丙烯腈基碳纤维单向预浸料、沥青基高导热碳纤维单向预浸料以中心对称的形式混杂铺层而成；铝热管埋设于碳纤维面板铝蜂窝夹层结构中的铝蜂窝芯夹层内，且铝热管的长度方向与沥青基高导热碳纤维单向预浸料的铺层方向正交；高导热指导热率在600W/(m·K)以上。该SAR天线多功能安装板可同时具备主传力板、SAR天线安装、热管理设备的功能。
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公开(公告)号：CN117228003A
公开(公告)日：2023-12-15
申请号：CN202310953332.0
申请日：2023-07-31
申请人： 中国空间技术研究院 , 北京空间飞行器总体设计部
IPC分类号： B64G1/10
摘要： 本发明公开了一种基于结构复用的卫星结构，属于航天器结构设计技术领域，包括天线安装板、第一外侧板、第二外侧板和底板连接组成的矩形筒状结构，安装于矩形筒状结构腔室一端以形成第一安装腔的第一主隔板和第二主隔板；安装于矩形筒状结构腔室另一端以形成第二安装腔的第三主隔板和第四主隔板；第二主隔板和第三主隔板间形成第三安装腔；第一安装腔和第二安装腔设置有电子设备插箱；第三安装腔用于安装非插板式设备；天线安装板外侧面用于安装SAR天线单元，内侧面用于安装天线波导、TR组件、电源等设备；第一外侧板和第二外侧板外表面用于提供星表设备安装接口。该卫星结构减小了星体体积，可提高卫星整星对运载包络的利用率。
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公开(公告)号：CN117892567A
公开(公告)日：2024-04-16
申请号：CN202311593779.8
申请日：2023-11-27
申请人： 北京空间飞行器总体设计部
IPC分类号： G06F30/23 , G06F30/15 , G16C60/00 , G06F119/08 , G06F119/14 , G06F111/06
摘要： 本发明提供一种用于机热耦合设计的材料的性能设计方法，该方法依据航天器结构所需的物理性能指标，确定材料物理性能参数，以该材料物理性能参数进行航天器结构的设计。该方法的步骤为：首先建立材料物理性能参数在地面及入轨发射段、在轨运行段关于温度的常值分段函数；所述物理性能参数包括：弹性模量、热膨胀系数、热导率和发射率；然后建立标准件的有限元建模；在构建的有限元模型中，对标准件的物理性能参数赋初值；然后对赋予初值的标准件有限元模型进行热及力学分析，得到标准件刚度、热变形和温度变化的初始值；对有限元模型进行多目标优化设计，从S4中优化得到的最优解中获得弹性模量、热膨胀系数、热导率以及发射率的分段函数。
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公开(公告)号：CN117669020A
公开(公告)日：2024-03-08
申请号：CN202311529725.5
申请日：2023-11-16
申请人： 北京空间飞行器总体设计部
IPC分类号： G06F30/15 , G06F30/20 , G06F119/14
摘要： 本发明涉及航天器结构设计技术领域，特别是涉及一种具备隔热功能的复合性支撑结构设计方法及系统。应用于所述复合性支撑结构，所述复合性支撑结构包括：多个不同类型的网格结构，所述网格结构包括三维网格结构和二维网格结构，彼此相邻的网格结构之间设置有薄膜结构；所述具备隔热功能的复合性支撑结构设计方法包括：S1、确定所述复合性支撑结构的物理环境；S2、确定所述复合性支撑结构的三维网格结构尺寸；S3、确定所述薄膜结构性能；S4、确定所述复合性支撑结构尺寸；S5、确定薄膜结构数量。本发明通过宏微观结合的手段，可快速设计出满足隔热要求的一体化支撑系统，在航天器轻量化多功能结构设计领域具有良好的应用前景。
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公开(公告)号：CN117521326A
公开(公告)日：2024-02-06
申请号：CN202311220194.1
申请日：2023-09-20
申请人： 北京空间飞行器总体设计部
摘要： 本发明公开了一种面向综合测试的通用航天器数字模型设计方法及装置，所述方法包括：构建航天器数字模型；构建航天器空间环境数字模型并与航天器数字模型关联；构建航天器地面测试设备数字模型，进行关联，得到第二关联模型；对第二关联模型进行关联测试模式的设置，得到第一优化模型；配置第一优化模型的控制接口，得到第二优化模型；优化第二优化模型的状态属性；基于优化后的第二优化模型进行综合测试。本方法实现了将航天器测试设计工作在仿真验证阶段提前应用，测试方法工具集可以在转物理实体后的航天器综合测试阶段直接继承使用，可避免在实物研制阶段中的可能出现的航天器单机寿命损耗等问题，提升了航天器物理实体的综合测试效率。
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公开(公告)号：CN114510476B
公开(公告)日：2023-08-04
申请号：CN202111631558.6
申请日：2021-12-29
申请人： 北京空间飞行器总体设计部
IPC分类号： G06F16/22 , G06F16/2455 , G06F16/2457
摘要： 本发明公开了一种基于CCSDS源包体制的遥测数据多路并行处理系统及方法，能够解决航天器不同舱器遥测数据处理链条过长以及同一舱器遥测源包数据并行处理能力不足的技术问题。采用系统包括数据接收模块、数据缓存组件、源包拼接模块、数据处理进程模块及数据发布模块。所述数据接收模块用于接收航天器的待处理遥测数据；所述数据缓存组件包括多个数据缓存模块；所述源包拼接模块用于将相同舱器标识及通道标识的残余数据及所述原始VCDU数据进行拼接处理；所述数据处理进程模块用于管理包括多个进程组，每个遥测源包仅能被一个进程获取并处理，在获取遥测源包后，进程计算遥测参数的工程值；所述数据发布模块用于获取并发布参数的工程值。
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公开(公告)号：CN112298605B
公开(公告)日：2022-03-04
申请号：CN202011052452.6
申请日：2020-09-29
申请人： 北京空间飞行器总体设计部
IPC分类号： B64G1/10
摘要： 本发明公开了一种板杆式卫星主结构，包括：对接环、主承力隔板、第一杆系、第二杆系及矩形箱体；对接环的上端面设有主承力连接法兰；矩形箱体的背地板固定在对接环上；主承力隔板安装在矩形箱体内，并将所述矩形箱体的内腔分隔为两个相同的腔体，主承力隔板的面板上内埋有两个V形结构的承力梁；V形结构的两端分别穿过所述背地板后，与对接环上的主承力连接法兰对应连接；相同的第一杆系和第二杆系分别安装在两个相同的腔体内，并分别穿过所述背地板后，与对接环上的主承力连接法兰一一对应连接；该结构的承载能力能够达到中型卫星要求，结构开敞性好，利于总装操作，设备便于布局，舱体容量大，结构干重小，实现结构高效承载。
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公开(公告)号：CN106645406A
公开(公告)日：2017-05-10
申请号：CN201611102012.0
申请日：2016-12-02
申请人： 北京空间飞行器总体设计部
CPC分类号： G01N29/043 , G01N29/2437 , G01N2291/023 , G01N2291/0289 , G01N2291/0422 , G01N2291/106
摘要： 一种航天器遭受空间碎片撞击的定位系统与定位方法，定位系统包括面内剪切波压电传感器(1)、数据传输线(2)、电荷放大器(3)和数据处理单元(4)。面内剪切波压电传感器(1)胶接固定在航天器结构(5)的内表面，多个面内剪切波压电传感器(1)组成传感器阵列，经数据传输线(2)与电荷放大器(3)连接，电荷放大器(3)经数据传输线(2)与数据处理单元(4)连接。撞击发生后，数据处理单元(4)实时采集面内剪切波压电传感器(1)的数据，定位系统通过面内剪切波SH0波和四点几何定位方法进行空间碎片的撞击定位，可实现撞击位置的高精度定位。
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公开(公告)号：CN117973106A
公开(公告)日：2024-05-03
申请号：CN202311702569.8
申请日：2023-12-12
申请人： 北京空间飞行器总体设计部
IPC分类号： G06F30/23 , G06F30/15 , G16C60/00 , G06F119/08 , G06F119/14
摘要： 本发明提供一种可设计材料的力热性能参数修正方法，通过该修正方法能够得到可设计材料的标称力热性能参数，以参与后续顶层结构的设计，使最顶层的有限元模型能够真实的反映结构的力热性能。该方法具体为：首先建立可设计材料的实物标准件作为试验件；然后设置多个试验件组分别进行不同温度下力热性能的测试，得到试验件的整体标称性能；然后建立标准件的有限元模型，模拟每个测试状态，得到标准件整体力热性能的模拟值；最后以测试材料的力热性能参数作为变量，力热性能参数的设计指标作为初值，S3中的标准件整体力热性能的模拟值与S2中试验件的整体标称性能差异为零作为优化目标，得到可设计材料的标称力热性能参数。
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公开(公告)号：CN115473891A
公开(公告)日：2022-12-13
申请号：CN202210967279.5
申请日：2022-08-12
申请人： 北京空间飞行器总体设计部
摘要： 本发明公开了一种用于航天器外场测试的移动云系统，所述移动云系统包括完整模式移动云系统及精简模式移动云系统，所述完整模式移动云系统应用于需要使用完整的测试系统功能的航天器外场试验，所述精简模式移动云系统应用于使用测试系统的部分功能的航天器外场试验。本发明构建的用于航天器外场测试的移动云系统，能够与本地私有云平台互连，实现了无外场试验时参与私有云平台计算，有外场试验时即拔即使，计算资源得到充分利用，相比传统外场航天器测试系统，运行稳定性提升，服务器硬件投入降低。
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