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公开(公告)号：CN115395200A
公开(公告)日：2022-11-25
申请号：CN202210838617.5
申请日：2022-07-18
Applicant: 北京空间飞行器总体设计部
IPC: H01Q1/00 , H01Q1/12 , H01Q1/28 , H01Q1/50 , H01Q1/52 , H01Q13/02 , H01Q15/16 , H01Q15/24 , H01Q19/12 , H01Q19/18
Abstract: 本发明公开了一种碳纤维网状双反射面高增益天线，包括：副反射面、副反射面支撑杆、馈源和主反射面；主反射面的外凸面安装在探测器上，主反射面的内凹面为旋转抛物面；主反射面采用编织网状结构；副反射面的外凸面为旋转双曲面，副反射面和主反射面之间通过两根以上副反射面支撑杆连接；主反射面上、旋转抛物面的顶点处设置有通孔，馈源贯穿所述通孔设置。本发明具有高增益、高效率、耐深低温、高热稳定性、超轻量化的特点，能够实现深空超远距离通信、满足运载对重量及包络的严苛要求和能够在宽温域在轨工作温度下正常工作，满足小天体探测的任务需求。
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公开(公告)号：CN111994306B
公开(公告)日：2022-03-04
申请号：CN202010718072.5
申请日：2020-07-23
Applicant: 北京空间飞行器总体设计部
IPC: B64G1/64
Abstract: 本发明一种具有大角度容差的高精度电磁对接机构，中心通电螺线管，产生的电磁力可适应俯仰角与偏航角的姿态偏差，控制两个航天器进行轴向靠近；小直径通电螺线管，产生沿周向的电磁力使电磁对接机构绕对接轴旋转，调整两个航天器滚转角，适应滚转角的姿态偏差；伸出轴(15)的自由端侧面安装有弹簧滚珠(14)，导向孔(17)对应弹簧滚珠(14)位置上具有周向排布的多道环形凹槽(23)，弹簧滚珠(14)在电磁力作用下可嵌入不同环形凹槽(23)，并轴向运动，同时可在小直径通电螺线管作用下，在凹槽内旋转嵌入任意凹槽；销(13)可以在驱动元件(7)作用下插入伸出轴(15)上的环形锥孔(16)，实现多种滚转角的对接锁紧。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN111874264B
公开(公告)日：2021-11-16
申请号：CN202010653612.6
申请日：2020-07-08
Applicant: 北京空间飞行器总体设计部
Abstract: 一种基于麦克纳姆轮的两自由度套筒式展开机构，包括内套筒、外套筒、2N组麦克纳姆轮驱动机构；2N组麦克纳姆轮驱动机构沿内套筒的周向均匀分布在内套筒和外套筒之间；2N组麦克纳姆轮驱动机构位于同一圆面上，位于同一直径两端的两个麦克纳姆轮驱动机构中的麦克纳姆轮旋向相同，相邻的麦克纳姆轮旋向不同；当位于同一直径两端的两个麦克纳姆轮转向相同且相邻的麦克纳姆轮转向不同时，实现内套筒沿外套筒中心轴线的平移运动；当所有麦克纳姆轮转向相同时，实现内套筒绕外套筒中心轴线旋转运动。本发明引入麦克纳姆轮作为套筒式展开机构动力源，用一种机构实现套筒的展开和旋转两种运动。
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公开(公告)号：CN112284279A
公开(公告)日：2021-01-29
申请号：CN202010995084.2
申请日：2020-09-21
Applicant: 北京空间飞行器总体设计部
Abstract: 本发明公开了一种高精度航天器结构尺寸变形测量方法，涉及航天精密测量技术领域，采用循环加载的方式进行高精度的变形测量，模拟了航天器在轨的真实压力和温度环境，通过变形时域信号预处理及频谱变换的方式剔除测量系统误差，有效提高结构尺寸变形测量的精度。
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公开(公告)号：CN111874264A
公开(公告)日：2020-11-03
申请号：CN202010653612.6
申请日：2020-07-08
Applicant: 北京空间飞行器总体设计部
Abstract: 一种基于麦克纳姆轮的两自由度套筒式展开机构，包括内套筒、外套筒、2N组麦克纳姆轮驱动机构；2N组麦克纳姆轮驱动机构沿内套筒的周向均匀分布在内套筒和外套筒之间；2N组麦克纳姆轮驱动机构位于同一圆面上，位于同一直径两端的两个麦克纳姆轮驱动机构中的麦克纳姆轮旋向相同，相邻的麦克纳姆轮旋向不同；当位于同一直径两端的两个麦克纳姆轮转向相同且相邻的麦克纳姆轮转向不同时，实现内套筒沿外套筒中心轴线的平移运动；当所有麦克纳姆轮转向相同时，实现内套筒绕外套筒中心轴线旋转运动。本发明引入麦克纳姆轮作为套筒式展开机构动力源，用一种机构实现套筒的展开和旋转两种运动。
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公开(公告)号：CN111619826A
公开(公告)日：2020-09-04
申请号：CN202010374941.7
申请日：2020-05-07
Applicant: 北京空间飞行器总体设计部 , 北京航空航天大学
IPC: B64G1/22
Abstract: 本发明涉及一种面向在轨组装的可展收桁架结构，属于航天器结构设计领域。本发明涉及桁架杆件与滑动接头结构设计，适用于包含复杂桁架杆系结构的可展收航天器的展开移动节点设计和折叠展开功能实现。本发明根据面向在轨组装的可展收桁架结构的功能特点以及装配需求，针对典型的航天器桁架结构组成，通过开展折叠展开移动节点的特殊设计、桁架杆件、常规接头和滑动接头的设计、同步装置和锁定装置以及防摩擦的保护垫的设计、以及桁架主体展收单元的功能结构设计，获得了同时满足有限空间内可展收、较高连接精度的面向在轨组装的可展收桁架结构，具有可折叠展开、易扩展、大承载和连接精度高、低成本等特点。
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公开(公告)号：CN209097033U
公开(公告)日：2019-07-12
申请号：CN201821557694.9
申请日：2018-09-21
Applicant: 北京空间飞行器总体设计部
Abstract: 一种适用于体装太阳翼的泡沫夹层板结构，包括蜂窝夹层板、若干隔热垫(5)、热控层(4)、聚酰亚胺薄膜(10)、聚酰亚胺包边层(8)、聚酰亚胺泡沫夹芯板；蜂窝夹层板表面粘接热控层(4)，热控层(4)上开有若干隔热垫安装避让孔，各隔热垫(5)安装在隔热垫安装避让孔内，聚酰亚胺泡沫夹芯板粘接在热控层(4)上；聚酰亚胺泡沫夹芯板表面粘接聚酰亚胺薄膜(10)；聚酰亚胺包边层(8)包裹蜂窝夹层板、热控层(4)、聚酰亚胺泡沫夹芯板形成的板件的侧壁面。本实用新型通过隔热层的多组份设计，以满足卫星的超高隔热效果要求。
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