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公开(公告)号：CN106516170B
公开(公告)日：2018-11-20
申请号：CN201610842067.9
申请日：2016-09-22
Applicant: 北京空间飞行器总体设计部
IPC: B64G1/64
Abstract: 本发明公开了一种航天器液路断接器双组同步分离装置，属于航天器技术领域，包括：两组分离动力组件、固定基座、分离支架、导向外筒、导向内筒、分离螺母及连接螺杆；所述分离动力组件用于提供分离支架与固定基座分离的动力；分离支架的安装板压紧在固定基座上；导向内筒固定在分离支架的矩形架体内，导向外筒套装在导向内筒的外圆周面上；分离螺母安装在导向内筒内，其一端固定在分离支架的矩形架体顶部，另一端与连接螺杆连接；两个分离动力组件对称安装在分离螺母的两侧，每个分离动力组件的两端分别与分离支架和固定基座固定连接；该装置能够在航天器的舱段分离前预先自主实现舱间液路断接器的全程平动拔脱分离。
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公开(公告)号：CN106394932B
公开(公告)日：2018-10-26
申请号：CN201610847630.1
申请日：2016-09-23
Applicant: 北京空间飞行器总体设计部
Abstract: 本发明公开一种具有高水平微重力环境的返回式卫星，包括返回舱、制动舱、服务舱和密封舱，密封舱底部的下封顶为外凸的圆形曲面薄壳结构，下封顶圆周边缘设置有6个姿控推力器安装孔，每个安装孔的外缘焊接有姿控推力器安装支架，姿控推力器的推力不大于2N，每个安装支架的外缘均设置有约束阻尼层，所述约束阻尼层由约束层和阻尼层粘合在一起，约束层和阻尼层为尺寸相同的圆环；服务舱内设置有卫星上的微振动源，返回舱和密封舱内设置有微重力实验载荷，微振动源与微重力实验载荷之间设置不少于5个的螺栓连接，本发明着重解决姿控推力器和流体回路系统对返回式卫星微重力环节的扰动，使返回式卫星的瞬态微振动和微振动环境取得较大的提升。
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公开(公告)号：CN106347714B
公开(公告)日：2018-06-12
申请号：CN201610795858.0
申请日：2016-08-31
Applicant: 北京空间飞行器总体设计部
Abstract: 本发明公开了一种具备在轨弹抛功能的舱外辐射器防护罩系统，属于返回式卫星技术领域，它包括：防护罩、封口硅橡胶、解锁器、中间支座、挡块及侧部硅橡胶；防护罩的挡条组件抵触在舱体本体上；两个挡块分别固定在舱体本体上，并抵触在防护罩的端挡条上；解锁器的一端安装在舱体本体上，另一端安装在防护罩的防护罩本体的发泡子弹处；两个中间支座的一端分别固定在舱体本体上，另一端抵触在防护罩的防护罩本体上，且在中间支座与防护罩本体的接触面粘贴有硅橡胶垫；其中，两个中间支座分别位于解锁器与两个挡块之间；本发明采用防护罩与密封舱多个单边约束的方案，在保证具备承受主动段载荷刚度和强度下，实现了防护罩与密封舱的可靠分离。
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公开(公告)号：CN106873705A
公开(公告)日：2017-06-20
申请号：CN201611249661.3
申请日：2016-12-29
Applicant: 北京空间飞行器总体设计部
IPC: G05F1/625
CPC classification number: G05F1/625
Abstract: 本发明公开了一种返回式卫星安全控制方法，该方法设计了火工品正线短路插头，在运输和测试时，将火工品正、负端短接，从而保证火工品使用前的安全。该方法设计了火工品负线接通插头，仅在测试时和射前才连接到火工品负线和供电母线之间，从而保证射前的安全性。该方法还在供电母线和每一火工装置的供电线路上设置通/断由指令驱动的开关，这些开关均是发射入轨后才通过地面发送的指令接通，从而保证火工品在地面阶段不会被触发，而造成严重后果。
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公开(公告)号：CN106347714A
公开(公告)日：2017-01-25
申请号：CN201610795858.0
申请日：2016-08-31
Applicant: 北京空间飞行器总体设计部
Abstract: 本发明公开了一种具备在轨弹抛功能的舱外辐射器防护罩系统，属于返回式卫星技术领域，它包括：防护罩、封口硅橡胶、解锁器、中间支座、挡块及侧部硅橡胶；防护罩的挡条组件抵触在舱体本体上；两个挡块分别固定在舱体本体上，并抵触在防护罩的端挡条上；解锁器的一端安装在舱体本体上，另一端安装在防护罩的防护罩本体的发泡子弹处；两个中间支座的一端分别固定在舱体本体上，另一端抵触在防护罩的防护罩本体上，且在中间支座与防护罩本体的接触面粘贴有硅橡胶垫；其中，两个中间支座分别位于解锁器与两个挡块之间；本发明采用防护罩与密封舱多个单边约束的方案，在保证具备承受主动段载荷刚度和强度下，实现了防护罩与密封舱的可靠分离。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN115793679A
公开(公告)日：2023-03-14
申请号：CN202211197851.0
申请日：2022-09-29
Applicant: 北京空间飞行器总体设计部
Abstract: 本发明提供一种考虑羽流规避的多载荷空间平台系统自主决策方法，考虑到载荷在空间平台内部的均布布局特性以及载荷释放后点火方向的不确定性，通过载荷的释放优化选择有效规避载荷释放后与空间平台，如机动飞行器的碰撞/干扰问题，尤其适用于空间平台承载多个载荷的快速释放。
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公开(公告)号：CN115783305A
公开(公告)日：2023-03-14
申请号：CN202211197834.7
申请日：2022-09-29
Applicant: 北京空间飞行器总体设计部
Abstract: 一种适用于航天器压紧机构的预紧加载装置，包括：单个或多个预紧加载单元，以及向各个预紧加载单元供油加压的液压单元。其中，单个预紧加载单元包括：底座、液压油缸、压力传感器、球形垫座、球形垫，以及连接杆，连接杆能够从这些部件中顺畅穿过。单个预紧加载单元与单套压紧机构配套使用，一套预紧加载装置能够对多个预紧加载单元进行供油加压。该装置可以对航天器可分离部段或部件位于同一分离面处的单套或多套压紧机构同步施加大载荷预紧，并显著降低加载过程受力不均的风险，同时还提升了加载效率和加载精度。
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公开(公告)号：CN115615423A
公开(公告)日：2023-01-17
申请号：CN202211197842.1
申请日：2022-09-29
Applicant: 北京空间飞行器总体设计部
Abstract: 本发明提出一种面向空间分离的姿态基准传递方法，能够消除传统传递路径中的误差影响，提高姿态基准传递精度。包括：利用被释放飞行器自身IMU中陀螺，以承载平台星敏感器测量的惯性姿态为输入，对被释放飞行器陀螺参数进行在轨估计，获取陀螺相对星敏感器的安装矩阵，即星敏姿态向被释放飞行器姿态转换矩阵C；利用承载平台星敏感器，测量获取星敏感器自身的惯性姿态A；根据所述姿态转换矩阵C和所述惯性姿态A，通过姿态变换解算出被释放飞行器自身的惯性姿态。
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公开(公告)号：CN106347717B
公开(公告)日：2018-08-14
申请号：CN201610842110.1
申请日：2016-09-22
Applicant: 北京空间飞行器总体设计部
IPC: B64G1/66
Abstract: 本发明属于航天器总装结构设计领域，具体涉及航天器敏感器指向精度的调测及端部的辅助支撑和减振。环抱式可调安装指向精度的敏感器减振支架，它包括：环抱卡箍以及调整支座；调整支座包括：带有锁紧螺母的调节螺杆、支撑座以及止脱螺钉；调节螺杆的一端设有扳手，另一端通过止脱螺钉安装在支撑座内端面上的环形槽内；支撑座的外端面上设有硅胶减震垫B；调整支座通过其调节螺杆安装在环抱卡箍的螺纹孔上。本发明通过对敏感器的端部进行辅助支撑，将敏感器由悬臂的安装形式转变为简支的安装形式，以改善敏感器力学环境，提高安装的稳定性；在航天器总装精测阶段，能够实现敏感器指向轴的精度调测。
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公开(公告)号：CN106394932A
公开(公告)日：2017-02-15
申请号：CN201610847630.1
申请日：2016-09-23
Applicant: 北京空间飞行器总体设计部
Abstract: 本发明公开一种具有高水平微重力环境的返回式卫星，包括返回舱、制动舱、服务舱和密封舱，密封舱底部的下封顶为外凸的圆形曲面薄壳结构，下封顶圆周边缘设置有6个姿控推力器安装孔，每个安装孔的外缘焊接有姿控推力器安装支架，姿控推力器的推力不大于2N，每个安装支架的外缘均设置有约束阻尼层，所述约束阻尼层由约束层和阻尼层粘合在一起，约束层和阻尼层为尺寸相同的圆环；服务舱内设置有卫星上的微振动源，返回舱和密封舱内设置有微重力实验载荷，微振动源与微重力实验载荷之间设置不少于5个的螺栓连接，本发明着重解决姿控推力器和流体回路系统对返回式卫星微重力环节的扰动，使返回式卫星的瞬态微振动和微振动环境取得较大的提升。
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