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公开(公告)号：CN112883484B
公开(公告)日：2023-06-06
申请号：CN202110083652.6
申请日：2021-01-21
Applicant: 北京空间飞行器总体设计部
IPC: G06F30/15 , G06F30/20 , G06F111/04
Abstract: 本发明公开了一种用于遥感任务的高轨SAR卫星任务轨道设计方法：(1)、获取SAR卫星最大推进剂携带量约束；(2)、确定SAR卫星载荷的最大可视范围能力；(3)、确定高轨SAR卫星各个轨道参数的取值范围；(4)、按照各自预设的间隔步长，遍历高轨SAR卫星每一个轨道参数，得到N条轨道，计算每条轨道的卫星载荷实际覆盖区域和对遥感观测目标的重访时间；(5)、对满足高轨遥感任务覆盖区域、对遥感观测目标重访时间要求的轨道，进行全寿命周期内的推进剂分析，提取满足SAR卫星最大推进剂携带量约束的轨道作为最终的高轨SAR卫星任务轨道。本发明使高轨SAR卫星既能够符合SAR载荷的成像特点又能满足遥感任务的需求，并能满足工程约束。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN114036629A
公开(公告)日：2022-02-11
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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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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公开(公告)号：CN112883484A
公开(公告)日：2021-06-01
申请号：CN202110083652.6
申请日：2021-01-21
Applicant: 北京空间飞行器总体设计部
IPC: G06F30/15 , G06F30/20 , G06F111/04
Abstract: 本发明公开了一种用于遥感任务的高轨SAR卫星任务轨道设计方法：(1)、获取SAR卫星最大推进剂携带量约束；(2)、确定SAR卫星载荷的最大可视范围能力；(3)、确定高轨SAR卫星各个轨道参数的取值范围；(4)、按照各自预设的间隔步长，遍历高轨SAR卫星每一个轨道参数，得到N条轨道，计算每条轨道的卫星载荷实际覆盖区域和对遥感观测目标的重访时间；(5)、对满足高轨遥感任务覆盖区域、对遥感观测目标重访时间要求的轨道，进行全寿命周期内的推进剂分析，提取满足SAR卫星最大推进剂携带量约束的轨道作为最终的高轨SAR卫星任务轨道。本发明使高轨SAR卫星既能够符合SAR载荷的成像特点又能满足遥感任务的需求，并能满足工程约束。
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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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