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公开(公告)号：CN107100467A
公开(公告)日：2017-08-29
申请号：CN201710302676.X
申请日：2017-05-03
Applicant: 北京空间飞行器总体设计部
CPC classification number: E05C19/10 , B64G1/22 , E05Y2900/502 , E05Y2900/531
Abstract: 本发明涉及一种小体积、大捕获域、强锁紧力的空间在轨重复锁紧装置，属于航空航天和机电一体化技术领域。该装置包括驱动组件、减速机构和锁紧机构，其中，减速机构通过钢蜗轮与钢蜗杆相互啮合，改变驱动组件输出的旋转动力方向，并实现减速增力输出；锁紧机构采用双四连杆串联构型。在锁紧过程中，左四连杆机构带动锁紧点沿D字型轨迹运动，实现较大的捕获范围及锁紧力方向与运动方向一致；右四连杆机构用于实现力矩放大，以减少所需输入的电机扭矩；当装置到达锁紧位置时，右四连杆机构处于设计的机械增益夹角，具有合适的扭矩放大倍数；当装置锁紧后，重复锁紧装置可通过右四连杆死点自锁、涡轮蜗杆自锁和制动器实现掉电保持锁紧功能。
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公开(公告)号：CN106184817A
公开(公告)日：2016-12-07
申请号：CN201610536999.0
申请日：2016-07-08
Applicant: 北京空间飞行器总体设计部
IPC: B64G1/22
CPC classification number: B64G1/222
Abstract: 本发明公开了一种面向航天器平面载荷二维二次可展开支撑结构及使用方法。本发明利用薄壁碳纤维复合材料结构的可大变形的特性，通过开槽实现对刚度的减弱。而且，由于在薄壁碳纤维复合材料结构上设有开槽，导致薄壁碳纤维复合材料结构能够实现折叠，进而形成三棱柱整体结构，这样一来，使其截面惯性矩比传统平板结构大，同样结构质量情况下，结构整体刚度将有极大的提高。而且，三棱柱整体结构的无关节折叠展开，避免了传统展开机构的配合间隙带来的累积精度误差。此外，三棱柱形结构的表面积相比传统的平板结构增加了两倍，可满足大面积散热等需求。
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公开(公告)号：CN106005479A
公开(公告)日：2016-10-12
申请号：CN201610396903.5
申请日：2016-06-07
Applicant: 北京空间飞行器总体设计部
IPC: B64G1/22
CPC classification number: B64G1/222
Abstract: 一种可用于大变形杆件的大收纳比展开装置，其包括：大变形杆件、收纳筒、压紧机构、驱动与传动机构、支撑与调整机构；驱动与传动机构包括：从动滚轮、驱动滚轮；支撑与调整机构包括：横支撑组件和纵支撑组件；大变形杆件压平并缠绕在收纳筒的外圆周表面，并通过压紧机构压紧；大变形杆件一端穿过驱动与传动机构的从动滚轮和驱动滚轮之间的间隙，再穿过支撑与调整机构的横支撑组件和纵支撑组件，完成大变形杆件的鼓起和指向；驱动与传动机构的驱动电机带动驱动滚轮转动，驱动滚轮带动压平的大变形杆件展开。在展开过程中，大变形杆件始终处于被拉动的状态，避免大变形杆件在展开过程中受损变形，也避免了大变形杆件在展开时可能出现的卡住等情况。
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公开(公告)号：CN105923170A
公开(公告)日：2016-09-07
申请号：CN201610264168.2
申请日：2016-04-26
Applicant: 北京空间飞行器总体设计部
Abstract: 本发明涉及一种桁架结构，具体涉及一种可重复展收的桁架结构及其胞元。一种可重复展收桁架结构的桁架胞元，它包括：3个刚性框(1)，横杆(2)，斜拉杆(3)以及锁定机构(4)；桁架胞元可以根据刚性框(1)，横杆(2)，斜拉杆(3)不同的几何参数，形成线性梁桁架胞元或圆形梁桁架胞元；桁架胞元沿长度方向顺次铰接组成一种可重复展收的桁架。本发明可提供多种构型桁架梁的连续展开，包括直线型、圆形及其它连续形状，但展开轨迹极其简单，均为直线，可以简化展开流程，提高展开效率。
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公开(公告)号：CN105823793A
公开(公告)日：2016-08-03
申请号：CN201610318529.7
申请日：2016-05-13
Applicant: 北京空间飞行器总体设计部
Inventor： 刘国青 , 罗文波 , 阮剑华 , 白刚 , 蔡铮 , 孙腾飞 , 童叶龙 , 王杰利 , 杨文涛 , 张国斌 , 杨国巍 , 戴超 , 曾福明 , 杨巧龙 , 史文华 , 高峰 , 钱志英
Abstract: 本发明提供一种常温常压微米级热稳定性试验系统及试验方法,其试验系统包括：支撑架、支撑平台、CCD相机、图像处理计算机、热控加热器、热控程控电源、测温元件、热控测温采集卡、热控计算机；被测对象为测量结构；测量结构与支撑架均固定在支撑平台上；CCD相机安装于支撑架上，安装位置满足CCD相机监测到测量结构的安装面和主支撑结构外表面；图像处理计算机与CCD相机连接；热控加热器、测温元件均布置于测量结构的表面，热控程控电源与热控加热器连接；热控测温采集卡与测温元件连接，热控计算机分别与热控程控电源、热控测温采集卡连接。本发明的试验系统及方法可以有效消除测试噪声影响，保证常温常压条件下测试精度。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN103395499B
公开(公告)日：2015-07-08
申请号：CN201310287530.4
申请日：2013-07-10
Applicant: 北京空间飞行器总体设计部
IPC: B64G1/22
Abstract: 系统一体化双轴驱动机构，包括第二光栅组件（1）、第二输出轴系（2）、第二谐波齿轮（3）、第二输入轴系（4）、第一输入轴系（5）、第二步进电机（6）、一级锥齿轮副（7）、第一光栅组件（8）、第一输出轴系（9）、第一壳体（10）、第一谐波齿轮（11）、第一步进电机（12）、第二壳体（13）。本发明采用系统一体化协同与集成设计，两个驱动组件共用壳体，有效减小了体积、重量。由于取消了轴间支架，系统装调精度主要依赖结构件的加工精度保证，使得装调简单、两轴垂直度便于实现，提高了整体刚度和驱动机构的动态特性。两轴线正交且相交，便于控制律设计，且减小了输出惯量。本发明机构可作为航天器机构通用的两自由度驱动装置。
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公开(公告)号：CN105659919B
公开(公告)日：2014-06-04
申请号：CN201110015262.1
申请日：2011-12-12
Applicant: 北京空间飞行器总体设计部
Abstract: 本发明公开了一种星载伺服机构系统，属于航天器驱动机构领域。所述系统包括系统安装板、三个压紧释放机构、双轴驱动机构、底部支架、天线安装支架、限位开关、控制系统；其中双轴驱动机构包括横轴驱动机构、纵轴驱动机构和轴间支架；在横轴驱动机构和纵轴驱动机构上分别设置限位开关，当双轴驱动机构超出-25～+25°的运动范围时，通过轴间支架与簧片的接触，使双轴驱动机构停止运动。本发明所述星载伺服机构系统，采用XY型平面十字交叉布局和紧凑的布局构型方式，确保了天线光电轴与驱动机构两个轴的三轴线正交，使得对目标相对角度的指向和角度测量更加准确。
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公开(公告)号：CN103395499A
公开(公告)日：2013-11-20
申请号：CN201310287530.4
申请日：2013-07-10
Applicant: 北京空间飞行器总体设计部
IPC: B64G1/22
Abstract: 系统一体化双轴驱动机构，包括第二光栅组件（1）、第二输出轴系（2）、第二谐波齿轮（3）、第二输入轴系（4）、第一输入轴系（5）、第二步进电机（6）、一级锥齿轮副（7）、第一光栅组件（8）、第一输出轴系（9）、第一壳体（10）、第一谐波齿轮（11）、第一步进电机（12）、第二壳体（13）。本发明采用系统一体化协同与集成设计，两个驱动组件共用壳体，有效减小了体积、重量。由于取消了轴间支架，系统装调精度主要依赖结构件的加工精度保证，使得装调简单、两轴垂直度便于实现，提高了整体刚度和驱动机构的动态特性。两轴线正交且相交，便于控制律设计，且减小了输出惯量。本发明机构可作为航天器机构通用的两自由度驱动装置。
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公开(公告)号：CN116931422A
公开(公告)日：2023-10-24
申请号：CN202310778568.5
申请日：2023-06-28
Applicant: 北京空间飞行器总体设计部
IPC: G05B13/04
Abstract: 本发明公开了一种航天器轻量化自主系统重构方法，其中，该方法包括：建立航天器正常情况下的状态方程和故障情况下的状态方程；根据正常情况下的状态方程和故障情况下的状态方程，得到故障估计器；根据期望跟踪模型、正常情况下的状态方程和故障情况下的状态方程，构建标称控制器；根据期望跟踪模型得到重构控制器；根据标称控制器和重构控制器得到异常状态监测‑系统重构执行的处理机制。本发明有效降低了系统重构过程所需处理的数据量、突破器上资源的严苛约束，为实现航天器上自主系统重构提供解决方案。
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公开(公告)号：CN109885971B
公开(公告)日：2022-02-11
申请号：CN201910216494.X
申请日：2019-03-20
Applicant: 北京空间飞行器总体设计部
IPC: G06F30/23 , G06F30/15 , G06T17/00 , B64G1/10 , G06F111/04 , G06F113/10
Abstract: 本申请实施例提供一种基于三维点阵材料的卫星结构设计方法，涉及卫星设计技术领域。该方法包括：确定卫星的宏观构型设计参数；将所述宏观构型设计参数输入有限元建模软件，通过壳单元模拟点阵夹层板；将所述点阵夹层板的细观构型设计参数的取值范围输入有限元分析软件，确定所述壳单元的层状复合材料属性，通过所述有限元分析软件优化所述点阵夹层板的所述细观构型设计参数，以使所述卫星结构在固有频率约束条件下的结构重量最轻。通过对点阵胞元构型的结构设计参数的优化，增强了对应卫星的结构轻量化性能。
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