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公开(公告)号：CN119590607A
公开(公告)日：2025-03-11
申请号：CN202411574287.9
申请日：2024-11-06
Applicant: 哈尔滨工业大学 , 北京电子工程总体研究所
Abstract: 本发明提出一种基于串联式金属气囊的二级变形翼，属于航空领域。解决了现有变形翼装置繁重、翼面变形展收比低以及多级变形翼面气动外形的连续性差等问题。它包括飞行器基体、第一旋开翼支架、第二旋开翼支架、供气及控制系统和翼面蒙皮，第一旋开翼支架中，第一翼前缘的两端分别与飞行器基体和第一后翼铰接，第一金属气囊能驱动第一翼前缘转动，带动第一后翼伸展；第二旋开翼支架中，第二翼前缘的两端分别与飞行器基体和第二后翼铰接，第二金属气囊能驱动第二翼前缘转动，带动第二后翼伸展；供气及控制系统能控制第一金属气囊和第二金属气囊充气。它驱动翼面变形的方式简单，响应快，相较于单独的金属气囊单元，提供了更大的驱动行程和转动角度。
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公开(公告)号：CN119176245A
公开(公告)日：2024-12-24
申请号：CN202411574292.X
申请日：2024-11-06
Applicant: 哈尔滨工业大学 , 北京电子工程总体研究所
Abstract: 一种适用跨域飞行的翻转‑旋开多级变形翼，属于飞行器技术领域。本发明解决了现有跨域飞行变形翼技术无法同时解决驱动及传动装置繁重、翼面变形展收比低以及多级变形翼面气动外形的连续性差的问题。包括飞行器基体及变形翼骨架，飞行器基体与变形翼骨架之间通过翻转组件连接，所述变形翼骨架包括底梁、一级翼前缘、一级折展组件、二级翼前缘及二级折展组件，一级翼前缘的前端部与底梁的前端部铰接。基于折展组件与翼前缘相结合的几何布局和二级旋开翼分级排布、连续展开的思想，提出了二级旋开的翼面结构，变形翼具有完全折叠翼、翼面翻转、一级旋开翼、二级旋开翼四种不同飞行工况下的气动外形，适用于跨域飞行。
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公开(公告)号：CN116374222A
公开(公告)日：2023-07-04
申请号：CN202310203569.7
申请日：2023-03-02
Applicant: 北京电子工程总体研究所
IPC: B64G7/00
Abstract: 本发明公开一种多航天器分离试验方法，包括：将航天器安装在适配器上，并通过悬吊释放机构将适配器悬吊在距离底面规定距离的位置；将惯性测量组合安装到航天器上通过电缆与惯性测量设备连接；将发火控制设备分别通过电缆与悬吊释放机构，航天器上的气动分离机构，适配器上的分离火工系统连接；根据设计的试验流程进行多航天器分离试验。
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公开(公告)号：CN115946881A
公开(公告)日：2023-04-11
申请号：CN202310100723.8
申请日：2023-01-28
Applicant: 北京电子工程总体研究所
Abstract: 本申请实施例公开一种分离机构，包括：具有内腔的一端为敞口的缸体；位于缸体内腔中的且可沿缸体的延伸方向可往复移动的推杆；推杆包括驱动端和作用端，作用端穿过缸体为敞口的一端与航天器抵接；缸体靠近作用端的一端部向内凸起形成与推杆滑动连接的凸起；推杆靠近驱动端的一端部向外凸起形成与缸体滑动连接的凸台；缸体内侧壁、凸台和推杆的驱动端围合形成第一气动空间；缸体内侧壁、推杆外侧壁、凸起和凸台围合可形成第二气动空间；当高压气体推动推杆的驱动端时，推杆朝向航天器的方向移动，推杆的作用端推动航天器，以使航天器与运载器分离。该分离机构的作用端与航天器抵接，在推动航天器时大大减小了对航天器的冲击力。
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公开(公告)号：CN110530637B
公开(公告)日：2021-06-15
申请号：CN201910807753.6
申请日：2019-08-29
Applicant: 北京吾天科技有限公司 , 北京电子工程总体研究所
IPC: G01M13/025 , G01M5/00 , G01B11/02
Abstract: 本发明提供了一种行星滚柱丝杠动态性能通用测试平台，包括设置在测试平台上的驱动组件、扭矩传感器、测试组件和碟簧负载组件，驱动组件为丝杠提供动力且带动丝杠旋转，碟簧负载组件为丝杠提供被动负载，扭矩传感器的输入轴和输出轴分别通过一联轴器与驱动组件和测试组件连接，测试组件包括丝杆支承机构、螺母支承机构、旋转编码器和光栅尺，所述的螺母支承机构包括平衡滑板和两根平行于测试台的直线导轨。本发明的测试台能够进行多性能指标的测试，丝杆支承机构和螺母支承机构的设置及用石墨烯铜套对加载杆支撑，使得丝杠螺母副与加载轴同轴布置，测试精度高；碟簧加载组件提供可变的、大的动态被动负载，实现丝杠的动态力学特性的测试。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN119611800A
公开(公告)日：2025-03-14
申请号：CN202411959743.1
申请日：2024-12-30
Applicant: 哈尔滨工业大学
IPC: B64G1/64
Abstract: 本发明公开了一种内置整流罩预紧及旋转分离铰链机构，涉及运载火箭技术领域，解决了整流罩分离方式存在结构复杂、外漏分离机构影响飞行器气动外形、无轴向预紧功能的问题。本发明上整流罩和舱体活动连接；上整流罩上设置有铰链结构，舱体上设置有舱体槽结构；铰链结构一端插入到舱体槽结构内的插槽中，另一端设置有预紧结构，预紧结构顶靠在舱体槽结构的内壁上，铰链结构、预紧结构和舱体槽配合实现上整流罩的周向定位和轴向预紧；舱体上设有阶梯结构，上整流罩扣合在阶梯结构上。本发明可实现整流罩的周向定位及轴向预紧功能，以铰链为翻转支点保证翻转轨迹可控，避免磕碰或锁死的情况发生；同时，减小了分离机构对飞行器气动外形的影响。
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公开(公告)号：CN104062141B
公开(公告)日：2016-08-17
申请号：CN201410312045.2
申请日：2014-07-03
Applicant: 哈尔滨工业大学
IPC: G01M99/00
Abstract: 本发明为月壤钻探取心机构性能测试系统，台架下部有两点支撑，分别为台架底座和台架支脚，台架支脚与台架之间有可调托板，台架为一长条形结构，台架上平面设有导轨，导轨上部通过导轨连接月壤筒及驱动机构，月壤筒下部有滚珠丝杠驱动机构的丝母，通过丝杠与驱动电机连接，台架另一端设有钻具回转驱动机构，钻具回转驱动机构为两平行式减速器传动形式，其中，与钻具连接的轴为中空结构，钻具中空轴后部设有软袋测试机构，并通过采用倾斜钻具的钻进角度方式模拟月球的重力环境，通过光幕式传感器、压力传感器、扭矩传感器等方式来检测钻具钻进时样品的取心率、取心软袋形态以及取心软袋缠绕特性等指标，给月壤采样装置设计取得数据依据。
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公开(公告)号：CN111452030A
公开(公告)日：2020-07-28
申请号：CN201910063669.8
申请日：2019-01-23
Applicant: 哈尔滨工业大学
Abstract: 本发明提供一种基于SMA丝驱动的空间抓捕机械手，滑杆保持架安装在驱动器机架上，多个滑杆通过多个滑杆销与滑杆保持架滑动连接，固定端和多个滑杆通过SMA丝依次连接，多个滑杆的最末端滑杆、驱动杆和偏置弹簧依次连接，导轨设置于机架下方且与输出端滑杆平行，两个直线轴承均与导轨滑动连接，其中一侧的两个直线轴承与夹持臂下表面相连，夹持臂上表面与驱动杆的下表面固定连接，两侧的夹持臂通过十字剪切铰耦合传动机构连接，十字剪切铰耦合传动机构通过固连铰链与机架固定连接；两组机械爪分别安装在两个夹持臂上。本发明的抓捕方式为平行夹持，驱动部通过SMA丝作直线驱动，充分发挥了记忆合金直线作动的特点，提高了机械手的抓捕速度以及夹紧力。
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公开(公告)号：CN119705878A
公开(公告)日：2025-03-28
申请号：CN202411889874.7
申请日：2024-12-20
Applicant: 哈尔滨工业大学
Abstract: 本发明提出了一种可适应弹翼热变形的联动式锁紧释放装置，属于解锁分离技术领域。解决了现有的机械式锁紧释放机构存在的技术问题。它包括集中压紧释放机构、联动锁紧释放机构、驱动机构和主联动绳；主联动绳的一端通过使用压接端子与集中压紧释放机构连接，另一端与驱动机构连接，联动锁紧释放机构包括多个串联的单点锁紧释放机构，每个单点锁紧释放机构通过副联动绳分别与主联动绳进行压紧。本发明所述的联动式锁紧释放机构为了减小冲击，使用卷簧箍紧的方式进行承载，减小了结构储能，降低了冲击。本发明采用单点解锁带动多点解锁释放，实现了结构布局的灵巧化和多样化。
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公开(公告)号：CN111380421B
公开(公告)日：2020-10-16
申请号：CN201811616841.X
申请日：2018-12-27
Applicant: 哈尔滨工业大学
Abstract: 本发明提出了一种形状记忆合金丝驱动的主动扰流作动器执行机构，属于细长旋成体空空导弹飞行姿态控制技术领域，特别是涉及一种形状记忆合金丝驱动的主动扰流作动器执行机构。解决了传统的空气舵、燃气舵质量较大、响应速度慢已经很难满足实现超声速空空导弹在高空、高速以及目标大机动情况下精确拦截的问题。它包括导线、预紧机构、水平导向单元、竖直导向单元、串联式柔顺机构、压紧绝缘件、复位单元和形状记忆合金丝。它主要用于细长旋成体空空导弹飞行姿态控制。
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