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[发明专利]用于航天器正弦振动试验的位移幅值测试方法及系统-CN202211640210.8在审
发明人： 李霖圣;董仕鹏;宋之恺;王营营;马蕾;宋港;洪岩 -专利权人：上海卫星装备研究所
申请日： 2022-12-20 - 公布日： 2023-06-23 - 主分类号： G01M7/02 文献下载
摘要：本发明提供了一种用于航天器正弦振动试验的位移幅值测试方法及系统，包括加速度传感器、数据采集器、振动控制仪和电振动台；加速度传感器位于被测航天器上，被测航天器位于电振动台台体上，传感器极性的正方向与电振动台加载方向的正方向一致；加速度传感器的信号线和振动控制仪的信号线分别与数据采集器的采集通道相连接；数据采集器分别采集并存储微小型加速度传感的信号数据和振动控制仪的信号数据，进而对信号数据进行数据处理，得到对应测点位置正弦振动试验时的位移幅值数据。本发明利用航天器正弦振动试验时常用的加速度传感器进行，不需要使用位移传感器，无需额外成本，测试效率高，测试覆盖范围广。结果数据噪声水平低。
用于航天器正弦振动试验位移测试方法系统

[发明专利]用于航天器正弦振动试验的位移幅值测试装置、方法及系统-CN202211293634.1在审
发明人： 李霖圣;董仕鹏;宋之恺;王营营;马蕾;宋港;洪岩 -专利权人：上海卫星装备研究所
申请日： 2022-10-21 - 公布日： 2023-02-03 - 主分类号： G01M7/02 文献下载
摘要：本发明提供了一种用于航天器正弦振动试验的位移幅值测试装置、方法及系统，包括：加速度传感器、数据采集器、振动控制仪、振动台、控制计算机、采集计算机、振动台功率放大器，通过加速度信号和正弦扫频信号时域曲线，求取测点位置正弦振动试验时的位移幅值数据。本发明利用航天器正弦振动试验时常用的加速度传感器进行，不需要使用位移传感器，无需额外成本。
用于航天器正弦振动试验位移测试装置方法系统

[发明专利]卫星直接声场试验系统-CN202010426093.X有效
发明人：马蕾;宋港;洪岩;李霖圣;张利;齐晓军;陈丽;艾卓 -专利权人：上海卫星装备研究所
申请日： 2020-05-19 - 公布日： 2021-10-15 - 主分类号： H04S7/00 文献下载
摘要：本发明提供了一种卫星直接声场试验系统，包括：电声喇叭(1)、传声器(2)、分频器(3)、功率放大器(4)和数据采集与控制设备(5)；所述电声喇叭(1)连接功率放大器(4)，通过分频器(3)连接数据采集与控制设备(5)，进行直接声场控制。本发明提供的直接声场试验系统具有低成本、模块化、试验便捷、可拆装等优点，同时可减少卫星转运次数，提高地面噪声试验的可靠性与安全性。
卫星直接声场试验系统

[发明专利]星箭耦合多体系统动力学计算试验方法及系统-CN201811505622.4有效
发明人：马蕾;李霖圣;宋港;王营营;龚乃尧;张利;齐晓军 -专利权人：上海卫星装备研究所
申请日： 2018-12-10 - 公布日： 2021-07-30 - 主分类号： G05B17/02 文献下载
摘要：本发明提供了一种星箭耦合多体系统动力学计算试验方法及系统，包括：物理力学模型转换和拓扑结构建立；建立各个元件传递矩阵和传递方程，应用拓扑结构和补充条件，拼装成系统的总传递矩阵和总传递方程，通过证明正交性分析，对系统进行解偶，通过模态分析理论进行星箭耦合动力学特性分析，获得系统的固有特性；根据系统的固有特性，进行星箭耦合动力学响应计算；通过仿真计算得到星箭连界受力情况，获得力限控制的力谱输入条件，进行力限试验。本发明快速准确获得星箭耦合动力学响应，进而得到星箭界面力谱，获得力限振动试验输入条件，可以快速准确进行力限振动试验验证。
耦合体系动力学计算试验方法系统

[发明专利]用于航天器地面振动试验夹具-CN201711209611.7有效
发明人：白杨;洪岩;李霖圣;宋港;张利 -专利权人：上海卫星装备研究所
申请日： 2017-11-27 - 公布日： 2021-05-28 - 主分类号： G01M7/02 文献下载
摘要：本发明提供了一种航天器振动地面振动试验夹具，其包括底板、顶板、十字连接梁，顶板有减重孔，十字连接梁的一端有倾角，十字连接梁位于底板和顶板之间。本发明解决了航天器的地面振动试验夹具问题，满足有倾角的卫星以及卫星下探情况下的振动试验，试验夹具满足航天器对于频率、质量、强度、刚度方面的要求，同时制造加工成本低。
用于航天器地面振动试验夹具

[发明专利]适用于航天产品的运输减振装置及运输减振结构-CN202010879917.9在审
发明人：洪岩;王营营;马蕾;李霖圣;白杨;宋港 -专利权人：上海卫星装备研究所
申请日： 2020-08-27 - 公布日： 2020-12-08 - 主分类号： F16F13/20 文献下载
摘要：本发明提供了一种适用于航天产品的运输减振装置及运输减振结构，包括：空气弹簧和气腔支座；所述空气弹簧连接在所述气腔支座上，所述气腔支座上与所述空气弹簧的接触面设置有气阻孔，所述空气弹簧的内部空间通过所述气阻孔与所述气腔支座的内部空间连通；在所述空气弹簧受压缩或拉伸状态下，内部气体能够穿过所述气阻孔在所述空气弹簧和所述气腔支座之间流动，从而产生阻尼。使用空气弹簧来实现减振，通过气阻孔实现气流阻力增大阻尼的效果，大大提高减振效能，为航天产品运输减振设计提供新的思路和选择。
适用于航天产品运输装置结构

[发明专利]基于虚拟现实的卫星虚拟振动试验测试方法和系统-CN201910683455.0在审
发明人：马蕾;李霖圣;王继虎;宋港;齐晓军;张利 -专利权人：上海卫星装备研究所
申请日： 2019-07-26 - 公布日： 2019-11-29 - 主分类号： G01M7/02 文献下载
摘要：本发明提供基于虚拟现实的卫星虚拟振动试验测试的方法和系统，根据实验室布局构建虚拟现实场景，进行人机交互，并进行虚拟现实显示；构建卫星振动试验的虚拟星台模型，基于虚拟星台模型，进行卫星振动试验的虚拟测试；对虚拟测试中产生的信息进行处理，优化实验条件。运用动力学建模与模型修正方法和卫星虚拟振动一体化仿真平台技术，基于多体系统传递矩阵法的多体动力学建模与计算、数据分析与模型修正。本发明解决了现有技术中卫星虚拟振动试验的技术难点，提高虚拟试验可视化和交互性，优化了模型参数和振动试验条件，缩短了试验周期，为复杂卫星振动试验提供了先进的虚拟振动试验测试手段。
虚拟振动试验卫星振动模型修正虚拟测试构建卫星虚拟现实场景虚拟现实显示传递矩阵法动力学建模多体动力学测试手段多体系统仿真平台技术难点模型参数人机交互实验条件试验提供试验周期数据分析虚拟试验虚拟现实交互性可视化试验建模优化测试一体化

[发明专利]一种新型航天器在轨超静失重环境模拟试验系统-CN201611074543.3有效
发明人：马蕾;王营营;洪岩;齐晓军;宋港;李霖圣;付国庆;张利 -专利权人：上海卫星装备研究所
申请日： 2016-11-29 - 公布日： 2019-07-12 - 主分类号： B64G7/00 文献下载
摘要：本发明公开了一种新型航天器在轨超静失重环境模拟试验系统；包括消声试验室和大承载低刚度悬吊系统和大承载隔振平台，所述消声试验室可提高测试区域对固体和空气声隔离效果，为航天器地面力学试验提供一种超静环境；所述大承载隔振平台主要为隔离地面传递至航天器的振动干扰；所述大承载低刚度悬吊系统主要建立悬吊状态下的边界，为航天器模拟一种在轨失重状态，同时隔离外部传递至产品的振动干扰。本发明为完成航天器微振动试验提供在轨超静失重环境配套条件，模拟航天器在轨失重状态和超静环境，提高微振动测试区隔声和隔振效果，满足航天器微振动测试对本底噪声和抑制环境干扰的要求。
一种新型航天器轨超静失重环境模拟试验系统

[发明专利]航天器冲击环境模拟装置-CN201811521321.0在审
发明人：洪岩;李志慧;张利;刘玉庆;马蕾;宋港;李霖圣 -专利权人：上海卫星装备研究所
申请日： 2018-12-12 - 公布日： 2019-03-22 - 主分类号： G01M7/02 文献下载
摘要：本发明提供了一种航天器冲击环境模拟装置，包括控制操作台、储气罐(2)、压力表(3)、炮管(6)、冲击弹(7)、测速装置(10)、防护罩(8)、充排气阀门(1)、气源阀门(4)、电磁阀开关(5)、支撑架(9)；储气罐(2)的一端连接充排气阀门(1)，储气罐(2)上设置有压力表(3)，储气罐(2)的另一端依次连接气源阀门(4)、电磁阀开关(5)、炮管(6)的一端，炮管(6)内装有冲击弹(7)，炮管(6)的另一端连接防护罩(8)，防护罩(8)内设置有测速装置(10)。本发明能够替代真实火工品来模拟火工品爆炸产生的远场冲击响应，可重复性高、试验结果一致性好、可靠性高，并且具有较高的经济性。
储气罐防护罩炮管压力表电磁阀开关测速装置冲击环境模拟装置气源阀门一端连接充排气火工品航天器阀门控制操作台冲击响应可重复性一致性好依次连接支撑架远场爆炸替代

[发明专利]多轴振动试验系统静压支撑解耦装置-CN201510812026.0有效
发明人：文祥;孟光;姜健;李太平;陈昌亚;洪岩;王营营;李霖圣 -专利权人：上海卫星装备研究所
申请日： 2015-11-20 - 公布日： 2018-07-03 - 主分类号： F16C11/06 文献下载
摘要：本发明提供了一种多轴振动试验系统静压支撑解耦装置，其包括上连接块、上半球、连接环、下半球以及下连接块，所述上连接块和下连接块各设有一个球窝，所述上半球的上部与上连接块的球窝通过油膜活动连接，所述连接环的上端面与上半球的底部固定连接，所述下半球的底部与连接环的下端面固定连接，所述下连接块的球窝通过油膜与下半球的顶部活动连接。与现有技术相比，本发明具有如下的有益效果：本发明由于采用双静压支撑球面连接的形式，可应用作多轴单自由度和多轴多自由度振动试验系统中激振器和台面的连接，具有可靠性高，定位精度高，并能长时间维持较高的精度，承载能力强，在试验频段内不会出现共振。
静压支撑上连接块试验系统下连接块连接环上半球下半球球窝多轴振动活动连接解耦装置多轴油膜多自由度振动定位精度高承载能力单自由度球面连接时间维持激振器上端面下端面共振频段试验应用

[发明专利]用于大型空间站地面振动的试验夹具-CN201711208697.1在审
发明人：王继虎;张利;马蕾;李霖圣;王营营 -专利权人：上海卫星装备研究所
申请日： 2017-11-27 - 公布日： 2018-05-04 - 主分类号： G01M7/02 文献下载
摘要：本发明提供了一种用于大型空间站地面振动的试验夹具，其特征在于，包括壳壁1、加强筋2、减重孔3、法兰面机构；所述法兰面机构位于壳壁1的端部，并且法兰面机构与壳壁1之间成预设角度；所述加强筋2、减重孔3交替设置在壳壁1上；所述壳壁1为镂空结构；所述壳壁1、法兰面机构构成空间站安装空间。为了解决空间站等超大型航天器的地面振动试验，本发明提供的用于大型空间站地面振动的试验夹具满足质量、强度、刚度、频率等方面技术规定的同时，还降低了制造加工的难度，节省成本。本发明提供的用于大型空间站地面振动的试验夹具，可以满足质量不超过13000kg的超大型航天器的地面振动试验。
用于大型空间站地面振动试验夹具

[发明专利]电动阵列卫星声振一体化模拟试验系统-CN201711209618.9在审
发明人：马蕾;李霖圣;宋港;齐晓军;张利;陈丽 -专利权人：上海卫星装备研究所
申请日： 2017-11-27 - 公布日： 2018-05-01 - 主分类号： G01M7/06 文献下载
摘要：本发明提供了一种电动阵列卫星声振一体化模拟试验系统，其特征在于，包括电动阵列声场模拟系统和振动模拟试验系统；所述电动阵列声场模拟系统用于提供噪声激励并采集声信号；所述振动模拟试验系统用于提供振动激励并采集加速度信号。所述电动阵列声场模拟系统包括电动扬声器阵列(1)；所述电动扬声器阵列(1)包括音响；所述音响包括扬声器；所述音响和扬声器的数量均为多个。本发明为完成卫星力学环境试验提供了周期短成本低的声振试验系统，大大缩短了卫星力学环境试验模拟的试验周期，可以更加真实地模拟卫星发射过程中整流罩内噪声与振动耦合的复杂力学环境，提高了试验效率，降低了试验成本，满足了卫星力学环境的试验技术要求。
电动阵列卫星一体化模拟试验系统

[发明专利]星上动量飞轮隔振效果评价方法及其隔振系统-CN201711175523.X在审
发明人：宋港;洪岩;马蕾;王继虎;李霖圣;齐晓军 -专利权人：上海卫星装备研究所
申请日： 2017-11-22 - 公布日： 2018-04-20 - 主分类号： G06F17/50 文献下载
摘要：本发明提供了一种用于星上动量飞轮的隔振效果评价方法，其包括建立柔性基础上动量飞轮隔振系统动力学模型，系统的功率流传递谱推导，系统的功率流传递率指标评价等。本发明通过能量传递机理解决了星上动量飞轮的振动隔振效率评价问题，为系统结构参数的优化设计提供理论参考依据，满足在工程实践中具体的隔振设计。
动量飞轮效果评价方法及其系统

[发明专利]地面航天器相对地理方位关系的实时测量方法-CN201510449465.X有效
发明人：李强;李志慧;梁晓辉;李太平;李霖圣;宋效正 -专利权人：上海卫星装备研究所
申请日： 2015-07-28 - 公布日： 2017-12-08 - 主分类号： G01C21/04 文献下载
摘要：本发明提供了一种地面航天器相对地理方位关系的实时测量方法，其通过跟踪仪与光学电子经纬仪联合测量，以及指北立方镜与经纬仪确定真北方向，从而将航天器坐标系(转移到立方镜上)相对地理坐标系的方位关系标定出来；最后通过跟踪仪实时测量固定在航天器上便携式测量三坐标，得到航天器坐标系相对地理坐标系的实时方位。本发明可以根据在静态标定航天器相对地理坐标系的姿态结果，完成航天器相对地理坐标系姿态的动态实时测量。该方法原理简单易于实现，适用范围广。
地面航天器相对地理方位关系实时测量方法

[发明专利]大型航天器振动地面振动试验夹具-CN201611137928.X在审
发明人：白杨;洪岩;宋港;李霖圣;张利;齐晓军 -专利权人：上海卫星装备研究所
申请日： 2016-12-07 - 公布日： 2017-02-22 - 主分类号： G01M7/02 文献下载
摘要：本发明提供了一种大型航天器振动地面振动试验夹具，其包括壳壁、加强筋、减重孔、上法兰面、下法兰面、上法兰通孔、下法兰通孔、限位孔，壳壁位于加强筋的一侧，加强筋位于减重孔的上方，加强筋位于上法兰面和减重孔的之间，减重孔位于上法兰面的下方，上法兰面位于下法兰面的上方，上法兰通孔在下法兰通孔的一侧，限位孔位于上法兰通孔和上法兰面之间。本发明解决了大型航天器的地面振动试验夹具问题，满足质量不超过13000kg的超大型航天器的地面振动试验，试验夹具满足航天器对于频率、质量、强度、刚度方面的要求，同时制造加工成本低。
大型航天器振动地面试验夹具

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