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[发明专利]三向变刚度隔振装置-CN202111094538.X有效
发明人：刘飞虎;于登云;王聪;王光远;赵煜 -专利权人：中国空间技术研究院
申请日： 2021-09-17 - 公布日： 2023-04-14 - 主分类号： F16F15/02 文献下载
摘要：本发明涉及三向变刚度隔振装置，属于隔振装置设计领域；包括底板、第一纵向调节机构、纵向调节板、纵向弹簧、2个连杆、2个侧向调节机构、连接耳片、中心板、纵向压杆、纵向拉杆、第二纵向调节机构、载物板、活动外壳、侧板、顶盖、n个支杆和平衡板；中心板和活动外壳实现了载物板相对底板的运动的解耦，被隔振物固定在载物板12上，沿着三个正交方向微幅运动，实现三向隔振，且刚度可调；本发明以调节刚度值的方式，在高刚度与低刚度状态之间进行切换，实现半主动隔振，三个正交方向的刚度可调，并且在纵向和侧向的刚度调节具有解耦的优势，同时可以利用自身结构进行限位保护。
刚度装置

[发明专利]基于关节热应变释放冲击的航天器动力学建模方法-CN201710331045.0有效
发明人：朱卫红;韩增尧;于登云;邹元杰;庞世伟;刘绍奎;邓润然 -专利权人：北京空间飞行器总体设计部
申请日： 2017-05-11 - 公布日： 2021-06-11 - 主分类号： G06F30/20 文献下载
摘要：基于关节热应变释放冲击的航天器动力学建模方法，首先根据关节部件的运动关系，将当前关节部件分为第一部分、第二部分，然后建立关节第一部分的动力学方程进而得到当关节第一部分与第二部分为静摩擦时关节的状态约束方程，计算关节静摩擦状态下的动力学方程，进而得到关节静摩擦状态下的无量纲动力学方程，同时计算关节滑动摩擦状态下的动力学方程，进而得到进而得到关节滑动摩擦状态下的无量纲动力学方程，最后将航天器有效载荷M通过等效刚度K、等效阻尼C连接在关节的第一部分，进而得到关节的扰动力模型，再根据热变形扰动力、热应变释放扰动力得到关节扰动力模型的航天器有效载荷的动力学方程。
基于关节应变释放冲击航天器动力学建模方法

[发明专利]一种获取天线臂振动抑制响应的计算方法-CN201710376824.2有效
发明人：葛东明;邓润然;于登云;邹元杰;史纪鑫;刘绍奎 -专利权人：北京空间飞行器总体设计部
申请日： 2017-05-25 - 公布日： 2021-02-09 - 主分类号： G06F30/15 文献下载
摘要：一种获取天线臂振动抑制响应的计算方法，根据基于压电材料的天线臂振动抑制方案，本发明将压电材料的应力等价为内力矩，将压电材料的应变等价为位移差分，获得卫星动力学、振动抑制、与姿态控制的解析式耦合计算模型。通过解算此模型，获取振动抑制后的天线振动频率响应和时间响应，实现了压电材料在天线臂上的布局分析，以及天线臂主动振动抑制效果分析。获得的计算模型为顶层的包含卫星动力学、姿态控制与振动抑制的耦合系统模型，充分考虑了各分析环节的交叉耦合，即可以完成响应计算，又可以实现振动传递机理分析。将压电材料应力等价为内力矩，将应变等价为位移差分，简单实用，建模周期短，便于工程应用。
一种获取天线振动抑制响应计算方法

[发明专利]一种姿轨控机动作用下柔性部件指向获取方法-CN201710347072.7有效
发明人：邓润然;王大轶;邹元杰;葛东明;于登云;刘绍奎;朱卫红 -专利权人：北京空间飞行器总体设计部
申请日： 2017-05-16 - 公布日： 2021-02-09 - 主分类号： G06F30/15 文献下载
摘要：一种姿轨控机动作用下柔性部件指向获取方法，首先对反射面天线进行结构有限元建模，进而建立卫星刚柔耦合动力学模型，获取反射面天线振动模态向量；然后建立卫星姿态控制作用模型，进而与卫星刚柔耦合动力学模型组成控制闭环作用下卫星动力学模型；最后，建立天线辐射场强在天线振动模态空间下的表达式，建立整星系统在轨状态动力学‑姿控‑天线辐射综合模型；根据卫星在轨工作激励数据仿真得到卫星天线振动的时变模态坐标，代入天线辐射场模态空间表达式，即可获取在轨工作模式对天线辐射场强影响的动态变化情况。
一种姿轨控机动作用柔性部件指向获取方法

[发明专利]一种悬吊起旋机构及微重力翻滚状态模拟系统-CN201910396752.7有效
发明人：李志;黄龙飞;黄剑斌;于登云;孙立宁;蒙波;李伟达;张志民;庞羽佳;韩旭;王尹 -专利权人：中国空间技术研究院
申请日： 2019-05-14 - 公布日： 2021-02-05 - 主分类号： B64G7/00 文献下载
摘要：本发明提供了一种悬吊起旋机构及微重力翻滚状态模拟系统，涉及在轨服务与维护技术领域，包括：起旋装置，其适于使悬吊目标绕自旋轴产生自旋；刚柔约束转换装置，其适于使所述悬吊起旋机构与所述悬吊目标之间在刚性约束和柔性约束之间切换；角度和偏心调整装置，其适于对悬吊目标的偏摆角度与偏心位置进行调整。本发明所述的悬吊起旋机构既可实现悬吊目标绕自旋轴产生自旋，又可实现悬吊目标自旋轴产生摆动，并任意切换对悬吊目标的刚性约束和柔性约束状态，从而实现对在轨故障卫星某一种可能存在的姿态翻滚状态的地面模拟。
一种悬吊机构重力翻滚状态模拟系统

[发明专利]一种三脉冲地月L2点Halo轨道的捕获方法-CN201910194284.5有效
发明人： 于登云;周文艳;高珊;梁伟光;张磊;孟占峰;刘德成;张相宇;张熇 -专利权人：北京空间飞行器总体设计部
申请日： 2019-03-14 - 公布日： 2020-10-30 - 主分类号： B64G1/24 文献下载
摘要：本发明为一种三脉冲地月L2点Halo轨道的捕获方法，具体过程为：首先根据轨道特性计算进入地月L2点Lissajous轨道的近月点脉冲，然后给定两次捕获脉冲的位置和Halo进入点位置，采用状态转移矩阵修正初始状态的方法求解Halo轨道第一次捕获脉冲，第二次捕获位置上Halo轨道所需的速度减去轨道运行到第二次捕获位置时的速度求得第二次捕获脉冲，最后根据工程约束，调整两次捕获脉冲的位置，计算Halo轨道不同相位点进入所需要的两次脉冲量，选取三次脉冲之和最小的策略。该策略采用三脉冲对Halo轨道捕获策略进行优化，不仅满足工程中的多约束需求，节省了速度增量，而且适用范围广。
一种脉冲 l2 halo 轨道捕获方法

[发明专利]一种高轨卫星通用锥杆捕获机构-CN201811527056.7有效
发明人：黄剑斌;李志;吴臣;黄龙飞;于登云;蒙波;张志民;李伟达;胡建波;韩旭;庞羽佳;王尹 -专利权人：中国空间技术研究院
申请日： 2018-12-13 - 公布日： 2020-09-18 - 主分类号： B64G1/64 文献下载
摘要：一种高轨卫星通用锥杆捕获机构，包括阻尼机构(001)、壳体导向机构(002)、伸缩胀紧机构(003)、减速机构(004)、支撑座(51)；阻尼机构(001)安装在伸缩胀紧机构(003)前端；伸缩胀紧机构(003)、支撑座(51)、减速机构(004)安装在壳体导向机构(002)内，伸缩胀紧机构(003)后端通过支撑座(51)支撑，减速机构(004)安装在伸缩胀紧机构(003)上，为伸缩胀紧机构(003)提供沿壳体导向机构(002)轴向伸缩的动力。本发明采用双向螺旋槽驱动设计，驱动简单，动作准确可靠；锥杆伸缩和胀紧动作无需电机反向，可高速运行，对目标快速捕获。
一种卫星通用捕获机构

[发明专利]一种弹塑性弯曲变形限力结构的建模方法-CN201710077811.5有效
发明人：柳翠翠;关晓东;张志娟;于登云 -专利权人：北京空间飞行器总体设计部
申请日： 2017-02-14 - 公布日： 2020-09-18 - 主分类号： G06F30/15 文献下载
摘要：一种弹塑性弯曲变形限力结构的建模方法，首先建立不包括限力结构的着陆探测器多体动力学模型，使用虚质量体与本体转动副连接，与支撑杆滑动副连接，着陆探测器本体与支撑杆间为沿支撑杆轴向的力，然后测量得到实际着陆探测器中限力结构承受力方向、虚质量体沿滑动副方向的位移，进而得到实际着陆探测器中限力结构的塑性变形量，最后根据不包括限力结构的着陆探测器多体动力学模型、所有限力结构动力学模型得到着陆探测器多体动力学模型，进而仿真得到着陆探测器所有限力结构的变形曲线、限力结构受力曲线。本发明避免了弯曲变形弹塑性材料建模分析使用有限元程序带来的耗时冗长的问题，具有计算效率高、耗时少的优点。
一种塑性弯曲变形结构建模方法

[发明专利]一种高热稳定性锁定关节-CN201910316220.8有效
发明人：张朴真;潘博;张书洋;李果;董勇;刘志勇;尹可;王浩威;孙京;于登云;李林;刘冬;胡华君;田景峰;原劲鹏 -专利权人：北京空间飞行器总体设计部
申请日： 2019-04-19 - 公布日： 2020-09-18 - 主分类号： F16C11/10 文献下载
摘要：本发明公开了一种高热稳定性锁定关节，包括第一连接件1、第二连接件2、定压锁紧装置3、转轴组件4、低冲击释放装置5；第一连接件1和第二连接件2分别与一个杆件固定连接，第一连接件1和第二连接件2通过转轴42及轴承43组成转动副，实现第一连接件1和第二连接件2铰接，转轴42两端设有具备恒定压紧力的定压锁紧装置3，该定压锁紧装置3可通过低冲击释放装置5实现锁紧。本发明通过定压锁紧装置3、转轴组件4、低冲击释放装置5的合理布局，实现了整个关节相对于过杆件轴线的两个平面对称，克服了传统锁定关节对称性差的问题；通过柔性支撑36的变形实现了沿轴向的无间隙锁定，消除了传统锁定关节的锁定间隙，提升了锁定刚度；通过设置定压预紧装置和低冲击释放装置5，保证了转轴42两端预紧力相等，解决了传统锁定关节热稳定性差的问题。
一种高热稳定性锁定关节

[发明专利]一种动量轮安装界面等效激励力获取方法-CN201710376825.7有效
发明人：邹元杰;于登云;王泽宇;葛东明;朱卫红;张志娟;庞世伟 -专利权人：北京空间飞行器总体设计部
申请日： 2017-05-25 - 公布日： 2020-08-14 - 主分类号： G06F30/23 文献下载
摘要：一种动量轮与航天器安装界面等效激励力的获取方法，利用的试验数据不需要在动量轮主结构上安装传感器，不会打破动量轮的保护结构，试验方案简单易行，以动量轮的质量矩阵、刚度矩阵元素作为修正对象，降低了修正的计算量，提高了分析效率，利用本发明所提供的动量轮安装界面等效激励力进行扰动响应分析，分析精度高。将方法获得的动量轮等效激励力施加于动量轮与航天器的安装界面，能够准确反应航天器与动量轮间的耦合作用，提高动量轮扰动分析预示的精度。
一种动量安装界面等效激励获取方法

[发明专利]一种索网天线形面精度计算方法-CN201710607715.7有效
发明人：张志娟;关晓东;邹元杰;苑广智;马炜;宫伟伟;于登云;刘绍奎 -专利权人：北京空间飞行器总体设计部
申请日： 2017-07-24 - 公布日： 2020-07-14 - 主分类号： G06F30/20 文献下载
摘要：本发明克服现有索网天线形面精度计算方法的不足，考虑索网天线在轨展开过程对索网天线在轨展开后形面精度的影响，提出的计算流程可有效补充索网天线地面展开试验有地球重力和大气影响的不足，能较准确地预测索网天线在太空在轨工作状态下的形面精度及工作性能。同时提出根据节点与整个抛物面的最小距离计算误差均方根值，该方法能更准确反映天线的索网网面的光滑度；提出了一种指向误差计算方法，该方法能更直观反映天线索网网面的电信号反射精度。
一种天线精度计算方法

[发明专利]基于双向式螺旋槽驱动的锥杆伸缩胀紧机构-CN201811528431.X有效
发明人：黄剑斌;李志;吴臣;黄龙飞;于登云;蒙波;张志民;李伟达;韩旭;庞羽佳;胡建波;王尹 -专利权人：中国空间技术研究院
申请日： 2018-12-13 - 公布日： 2020-06-09 - 主分类号： B64G1/64 文献下载
摘要：一种基于双向式螺旋槽驱动的锥杆伸缩胀紧机构，包括导向筒(1)、伸缩胀紧机构(001)、支撑座(20)；伸缩胀紧机构(001)前端安装在导向筒(1)内，后端安装在支撑座(20)内，前端在动力的驱动作用下沿导向筒(1)内壁实现伸缩运动。本发明采用双向螺旋槽驱动设计，驱动简单，动作准确可靠；锥杆伸缩和胀紧动作无需驱动反向，可高速运行，对目标快速捕获；结构紧凑，定位精度高，适用于末端执行装置的捕获机构，将此机构应用于高轨卫星通用抓捕装置中，可实现对目标卫星发动机喉管的多次可靠抓捕，也可作为空间对接机构精对准装置精对准后的锁紧机构。
基于双向螺旋驱动伸缩机构

[发明专利]一种球形贮箱微重力环境下液体晃动的建模方法-CN201710263477.2有效
发明人：柳翠翠;王天舒;关晓东;王黎珍;于登云 -专利权人：北京空间飞行器总体设计部
申请日： 2017-04-19 - 公布日： 2020-02-14 - 主分类号： G05B17/02 文献下载
摘要：本发明提供了一种球形贮箱微重力环境下液体晃动的建模方法，首先，建立球形贮箱微重力环境下液体晃动的等效力学模型，所述等效力学模型为三轴弹簧‑质量等效力学模型，它包含静止质量m
一种球形贮箱微重力环境液体晃动建模方法

[发明专利]航天器铰链非线性载荷-变形关系测量系统及测量方法-CN201810267058.0有效
发明人：王巍;于登云;刘峰;孙京 -专利权人：北京空间飞行器总体设计部
申请日： 2018-03-28 - 公布日： 2019-11-12 - 主分类号： G01M13/00 文献下载
摘要：航天器铰链非线性载荷‑变形关系测量系统及测量方法，首先将铰链一端固定，另一端安装弹簧和力传感器构成的载荷施加及测量系统，然后在铰链两端分别安装激光反射镜，放置观察屏，控制激光源产生两束激光束分别发射至两个激光反射镜，分别调节弹簧拉力得到不同弹簧拉力作用在铰链上的力矩载荷、转角变形量，最后根据不同组弹簧拉力对应的力矩载荷以及对应的铰链的转角变形量绘制铰链非线性载荷‑变形关系曲线。
铰链非线性载荷变形关系测量系统激光反射镜转角弹簧拉力力矩载荷变形量航天器测量弹簧拉力作用安装弹簧力传感器载荷施加观察屏激光束激光源绘制发射

[发明专利]一种GEO轨道数传天线跟踪精度确定方法-CN201611179342.X有效
发明人：刘宁;于登云;史丽娟;任晓航;于龙江;刘凤晶;刘星辰;王爱明;孔祥皓;刘云鹤;王丽俐 -专利权人：北京空间飞行器总体设计部
申请日： 2016-12-19 - 公布日： 2019-11-12 - 主分类号： G05B23/02 文献下载
摘要：一种GEO轨道数传天线跟踪精度确定方法，依据GEO轨道卫星数传天线跟踪控制原理，对目标角确定精度、伺服控制精度、天线本身指向精度等各环节对天线跟踪精度的影响进行研究，建立一套天线跟踪精度的确定方法，解决了现有技术不能精准确定天线跟踪精度的问题，可用于GEO轨道卫星天线跟踪控制精度的分析、建模及验证工作。
天线跟踪轨道卫星精度确定轨道数伺服控制目标角建模可用天线指向验证环节分析研究

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