原始名称记载: 北京空间飞行器总体设计部

本发明公开了一种星载软平台虚拟多核处理器任务同步方法，属于地面测试虚拟仿真技术领域，包括：确定系统运行的时间基准；各核使用系统运行时间基准进行任务周期调度。本发明通过确定系统运行时间基准，控制多核任务启动和周期执行，以实现星载软平台虚拟多核处理器任务级的同步。

一种拼接式曲面固面天线精度控制方法，对于拼接式曲面固面天线，特别是非完整柱面天线，包含构型设计、精度设计与精度实现三大步骤，进行初始构型设计，建立曲面精度基准，明确精度传递函数，明确精调与适应环节；精度设计包括：精度指标分配，精度指标仿真分析，可解决大型空间可展开曲面结构发射状态收拢布局难、多面压紧误差大、展开精度与刚度维持难、天线整体热稳定性差等问题以及高精度指向与初始安装、对接误差大的矛盾。

本发明涉及一种面向航天器柔性多体系统的接触碰撞动力学建模方法，用于模拟服务星和目标星的柔性碰撞体相互接触碰撞产生的碰撞力，包括如下步骤：根据航天器柔性多体系统的结构连接关系，建立含柔性碰撞体的航天器柔性多体系统动力学方程；计算考虑柔性碰撞体T相对于柔性碰撞体S的相对运动关系，以及两个柔性碰撞体上所有接触点的几何变形；计算每个接触点p的法向碰撞力F和切向摩擦力F；根据每个接触点p位置的法向碰撞力F和切向摩擦力F，计算作用于柔性碰撞体S所在的服务星柔性部件振动的分布碰撞力刚性本体和柔性部件运动的集中碰撞力作用于柔性碰撞体T所在的目标星柔性部件振动的分布碰撞力刚性本体和柔性部件运动的集中碰撞力。

本发明提供一种卫星网格式筒壳结构的参数化有限元建模方法，包括：S1、获取网格式筒壳结构设计参数；S2、建立网格式筒壳结构有限元模型的节点编号矩阵；S3、建立各节点编号与相应坐标的对应关系矩阵；S4、建立网格式筒壳结构有限元模型的单元编号矩阵；S5、建立有限元单元编号与有限元单元所对应的首末节点编号之间的对应关系矩阵；S6、赋予环向筋、正向螺旋筋条、反向螺旋筋条的截面长宽尺寸，赋予环向筋、正向螺旋筋条、反向螺旋筋条的材料属性；S7、建立网格式筒壳结构有限元模型边界条件；S8、计算网格式筒壳结构在集中载荷下的应力、失稳特性或端部集中质量下的基频模态等力学特性。本发明提高了基于有限元分析的结构优化设计效率。

本发明涉及一种刚柔过渡的天线馈电结构，在第一馈电板上使用微带线‑槽线巴伦设计方法形成馈电缝隙，在柔性馈电板上形成匹配柔性刻蚀缝隙，使用金属导电互联结构连接馈电缝隙与匹配柔性刻蚀缝隙，实现缝隙互联进而实现射频信号从第一馈电板以较低插入损耗传输到柔性馈电板；为降低插入损耗，在柔性馈电板匹配柔性刻蚀缝隙上下侧分别附上第一柔性微带馈电线与第二柔性微带馈电线；为实现射频信号功率分配，第一柔性微带馈电线与第二柔性微带馈电线分别沿柔性刻蚀缝隙一分为二，分别形成两条支线，进而实现功率分配功能；为实现柔性馈电板微带线互联，柔性刻蚀缝隙尽头使用微带线‑槽线巴伦设计方法形成柔性微带输出线与微带线互联。

本发明涉及一种分步式卷绕展开的超大型柔性太阳电池阵及展开方法，属于空间太阳电池阵技术领域。本发明包括电池阵本体结构、压紧释放机构、展开锁定机构、伸展臂机构；电池阵本体结构，具有收拢及展开两种状态；收拢下，通过压紧释放机构提供压紧力，使其收拢于卫星星体的两侧侧壁，并能够承受发射段力学载荷；展开时，在展开锁定机构、折叠机构、伸展臂机构的作用下，按照时序、分布展开；展开后能够360°旋转，为卫星提供能源。本发明具备收拢体积小、展开面积大、重量轻的三重优势，解决了航天器电源功率需求大、发射段包络尺寸小的矛盾。

本发明公开了一种利用小型相机进行天线自主指向控制的方法，属于空间探测技术领域。该方法根据对天线自主指向控制的要求，设计相机角分辨率，计算从航天器观测地球时，地球在相机中的张角，确定相机的视场角；据此设计相机安装于天线上。根据地球在相机视场中的位置，计算质心所在位置；根据对天线自主指向控制的要求，控制天线指向地球中心位置。本发明确定了一种利用小型相机进行天线自主指向控制的方法，能够在轨实时为航天器天线指向地球提供引导信息，完成航天器天线指向地球闭环控制，消除指向机构等的误差。

本发明涉及一种适用于太阳立体探测任务的行星冻结轨道优化方法，属于探测器轨道设计领域。该方法以标称轨道设计根数在不同精度动力学模型下积分，选择预报精度满足测定轨精度的动力学模型；以标称轨道参数在选择出的动力学模型下进行长时间尺度的积分，选择与标称动力学模型的稳定性区别可接受的最简动力学模型；将最简动力学模型作为优化采用的动力学模型，对轨道进行优化。本发明解决了现有行星冻结轨道解析方法精度差、无法在工程上直接使用、数值方法精度高但计算量大、优化困难的问题。

本发明一种航天器摇摆发动机喷管指向优化方法，步骤包括：根据摇摆发动机、伺服机构、发动机机架物理模型，构造简化几何模型，并定义节点坐标；构造伺服几何模型方程，采用两次迭代的方式计算伺服伸长量与喷管摆角关系；通过有限元软件计算模型变形，并进一步得到变形导致的零位摆角偏差、伺服长度对摆角的斜率。最终通过零位偏置、增益调整进行补偿，优化喷管指向。本方法能够评估三维空间伺服伸长量耦合，以及机架变形对喷管指向的影响。计算结果能够指导发动机安装与控制器设计，能够保证喷管指向的准确性，进而提升航天器轨控的精度以及轨控过程中姿态稳定度。通过该方法应用，可以将影响分析前置，加快产品设计进程，提升控制效果。

本发明涉及一种多频段高性能强电磁脉冲天线防护围栏，包括侧壁、底板和支撑盘。侧壁围成筒形结构，底端扣在底板上，并保证被防护天线扣于筒形结构内。侧壁采用频率选择基片+透波材料层板的设计，频率选择基片，由聚酰亚胺基体和刻蚀结构覆铜膜组成，透波材料层板，采用石英纤维复合材料。底板采用与侧壁同一树脂体系的电磁强化碳纤维材料。支撑盘为底板的外延，采用与底板同一材质，支撑盘上挖有均匀分布的螺纹孔，用于所述防护围栏的安装。本发明采用半包围结构，实现天线工作频带内正常接收和带外多频段强电磁脉冲防护一体化设计，解决了天线对副瓣和后瓣来波方向的电磁脉冲无法防护的问题。比现有技术的防护频带范围更宽，防护效能更高。

本发明公开了一种中低轨卫星实时与延时监视报警信息推送系统及方法，包括：实时诊断模块，对每一帧接收到的实遥数据进行实时诊断，产生实时诊断结果；根据实时诊断结果，产生实时诊断的报警信息，存入报警信息列表中；延时诊断模块，将接收到的延遥数据进行缓存，待测控站对卫星的测控跟踪结束后，对本次测控的所有延遥数据，按星上采集时间递增排序后再进行回放诊断，产生延时诊断结果；产生延时诊断的报警信息，存入报警信息列表中；客户端，将上一次获取所有报警信息的ID和时间戳发送至服务端，请求获取需要更新的报警信息；对报警信息进行展示或删除；服务器端，根据客户端的请求中的报警信息的ID值，向客户端返回结果。