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公开(公告)号：CN116119028A
公开(公告)日：2023-05-16
申请号：CN202310198834.7
申请日：2023-03-03
Applicant: 上海宇航系统工程研究所
Abstract: 本发明涉及一种抱爪式在轨可拆卸压紧释放机构，属于航天器机构的压紧释放领域；包括松不脱螺钉、第一滑块、压紧帽、抱爪、第一支架、第二滑块、压缩弹簧、弹簧套管、压紧头套、防松螺母、加载螺母、承力碗、拉簧、长螺杆、第二支架和被压件；压紧释放机构的工作过程包括长螺杆释放、抱爪抱紧、压紧释放机构在轨拆卸3个阶段；最终航天员将压紧释放机构整体拿走放置在收纳袋中，完成压紧释放机构在轨的拆卸工作；本发明可以实现航天员在轨拆卸，该方案采用爪式结构抱紧内部零件实现拆装分离且不散落、不产生空间碎片。
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公开(公告)号：CN108021758B
公开(公告)日：2021-02-26
申请号：CN201711288722.1
申请日：2017-12-07
Applicant: 上海宇航系统工程研究所
IPC: G06F30/23 , G06F119/14
Abstract: 本发明提供了一种基于有限元的索网天线等张力找形方法，包括：S1：根据索网当前的有限元模型和所述索网的预设张力，利用非线性有限元法计算得到所述索网中当前索网节点的第一坐标和当前索单元的拉力；所述非线性有限元法为结合参变量共旋算法和牛顿下山法的计算方法；S2：通过修正所述第一坐标，将所述索网节点调整至抛物面，以得到所述当前索网节点的第二坐标；S3：计算所述第一坐标与所述第二坐标的误差，以及所述索网的垂跨比；S4：判断所述当前误差和所述当前垂跨比是否均满足预设的迭代终止判据；若满足，则输出索网节点的位置信息和张力信息，所述位置信息为根据所述第二坐标得到的，所述张力信息为根据所述索单元拉力得到的。
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公开(公告)号：CN107169209B
公开(公告)日：2021-01-05
申请号：CN201710357689.7
申请日：2017-05-19
Applicant: 上海宇航系统工程研究所
Abstract: 一种偏置集中力作用下的结构设计及优化方法，步骤如下：S1：根据输入条件，确定结构内外包络；并确定最严酷工况；S2:确定可优化设计区域，对目标区域采用实体单元填充，进行初始拓扑优化；S3：确定结构传力大致路径；S4：结合工程算法和结构仿真，确定结构框间距；S5：确定可优化设计区域，对目标区域采用壳单元，进行进一步拓扑优化；S6：进行结构设计；S7：分析确定结构的可能失效模式；并建立有限元模型进行仿真分析，要求能够覆盖结构全载荷工况的所有失效模式；S8：仿真分析结果至结构能满足结构设计要求；如否，则重复S6、S7；S9：结构零部件尺寸细化优化设计，至结构仿真分析结果能满足结构设计要求。
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公开(公告)号：CN107826271B
公开(公告)日：2020-10-16
申请号：CN201711288733.X
申请日：2017-12-07
Applicant: 上海宇航系统工程研究所
IPC: B64G1/64
Abstract: 本发明公开了一种卡爪式星箭连接分离机构，包括点式适配器、压紧杆、顶杆、凸轮杆、连杆组件、压盘、螺杆、火工品安装座、火工拔销器，其中：所述点式适配器为卫星的承载主结构，其四周设置有至少四个连接座，所述压紧杆通过压紧杆销轴连接在所述连接座上，所述压紧杆上部与所述连接座配合形成卡爪式连接部用于压紧卫星底座；所述凸轮杆、所述连杆组件与所述压盘组成摇杆滑块机构能通过所述凸轮杆转动对所述顶杆施加力而使带动所述压紧杆压紧或释放所述卫星底座。本发明采用一个火工品驱动，四个或更多连接模块联动解锁技术，具有冲击低、重量轻、成本低、结构紧凑等优点。
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公开(公告)号：CN109026957B
公开(公告)日：2020-09-08
申请号：CN201810997155.5
申请日：2018-08-29
Applicant: 上海宇航系统工程研究所
IPC: F16B37/00
Abstract: 本发明涉及一种分离螺母，包括壳体、至少两个分瓣螺母、环形连接件以及转环；环形连接件设于所述壳体内，转环竖直方向通过环形连接件或壳体限位；分瓣螺母周向上通过环形连接件限位，径向上的位移通过转环的旋转控制；在锁紧状态下，所有分瓣螺母共同形成完整的内螺纹，旋转转环，控制分瓣螺母向外移动，分离螺母进入解锁状态。本申请通过转环的旋转控制分离螺母的锁定状态与解锁状态，解锁分离螺母的过程对零部件之间不存在破坏性损伤，因此分离螺母可以重复使用，进而在应用前可对其力学性能进行检测。另外，壳体的上部设置有承受剪力的承剪锥台，解决了分离螺母不能承受剪力的问题。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN110775297A
公开(公告)日：2020-02-11
申请号：CN201910919608.7
申请日：2019-09-26
Applicant: 上海宇航系统工程研究所
Abstract: 一种可重复压紧的铰接式伸展臂，包括直杆(1)、首节三角框(3)等；直杆(1)的两端通过销轴(2)分别与首节三角框(3)、第二节三角框(8)相连形成三棱柱状首节伸展单元；第二节三角框(8)通过可折叠铰链杆(7)和销轴(2)依次与多个延伸三角框(9)相连，形成多节串联伸展单元；限位板(4)安装在首节三角框(3)上；多个压紧杆(5)安装在限位板(4)上，位于首节伸展单元内；串联伸展单元折叠时，可折叠铰链杆(7)嵌入压紧杆(5)的末端，用于压紧叠合的折叠铰链杆(7)。本发明能够对铰接式伸展臂进行有效压紧，该压紧方式可以有效抵制随运载火箭发射时载荷冲击，且能够随机构运动而实现重复释放压紧。
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公开(公告)号：CN110287534A
公开(公告)日：2019-09-27
申请号：CN201910440225.1
申请日：2019-05-24
Applicant: 上海宇航系统工程研究所
IPC: G06F17/50
Abstract: 本发明公开的一种考虑厚度不确定性的薄壳类结构的鲁棒性拓扑优化方法，包括以下步骤：首先确定厚度t的随机场概率分布；建立结构的鲁棒性拓扑优化数学模型；采用级数最优线性估值法(EOLE)方法对随机场进行离散，减少随机变量的个数；确定多项式混沌展开(PCE)的样本点；基于有限元方法计算样本点处的结构响应与灵敏度信息；计算结构响应的均值与方差；计算目标函数值及目标函数灵敏度信息；将灵敏度与目标函数信息输入MMA，更新设计变量；判断结果收敛性，收敛则输出优化结果，不收敛则继续迭代。
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公开(公告)号：CN109026957A
公开(公告)日：2018-12-18
申请号：CN201810997155.5
申请日：2018-08-29
Applicant: 上海宇航系统工程研究所
IPC: F16B37/00
Abstract: 本发明涉及一种分离螺母，包括壳体、至少两个分瓣螺母、环形连接件以及转环；环形连接件设于所述壳体内，转环竖直方向通过环形连接件或壳体限位；分瓣螺母周向上通过环形连接件限位，径向上的位移通过转环的旋转控制；在锁紧状态下，所有分瓣螺母共同形成完整的内螺纹，旋转转环，控制分瓣螺母向外移动，分离螺母进入解锁状态。本申请通过转环的旋转控制分离螺母的锁定状态与解锁状态，解锁分离螺母的过程对零部件之间不存在破坏性损伤，因此分离螺母可以重复使用，进而在应用前可对其力学性能进行检测。另外，壳体的上部设置有承受剪力的承剪锥台，解决了分离螺母不能承受剪力的问题。
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公开(公告)号：CN108021758A
公开(公告)日：2018-05-11
申请号：CN201711288722.1
申请日：2017-12-07
Applicant: 上海宇航系统工程研究所
IPC: G06F17/50
Abstract: 本发明提供了一种基于有限元的索网天线等张力找形方法，包括：S1：根据索网当前的有限元模型和所述索网的预设张力，利用非线性有限元法计算得到所述索网中当前索网节点的第一坐标和当前索单元的拉力；所述非线性有限元法为结合参变量共旋算法和牛顿下山法的计算方法；S2：通过修正所述第一坐标，将所述索网节点调整至抛物面，以得到所述当前索网节点的第二坐标；S3：计算所述第一坐标与所述第二坐标的误差，以及所述索网的垂跨比；S4：判断所述当前误差和所述当前垂跨比是否均满足预设的迭代终止判据；若满足，则输出索网节点的位置信息和张力信息，所述位置信息为根据所述第二坐标得到的，所述张力信息为根据所述索单元拉力得到的。
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公开(公告)号：CN106644756A
公开(公告)日：2017-05-10
申请号：CN201610980703.4
申请日：2016-11-08
Applicant: 上海宇航系统工程研究所
CPC classification number: G01N3/24 , G01N3/02 , G01N2203/0025
Abstract: 本发明公开了一种薄膜合页铰链的纯剪切试验方法，先将两副薄膜合页铰链平摊对称的置于工作台上，所述的两副薄膜合页铰链的两端分别与固定装置和力源载荷加载装置连接；所述的力源载荷加载装置还分别与载荷加载控制设备和测力传感器连接，所述的测力传感器与载荷记录设备连接，根据所述的载荷记录设备的读数，完成所述的薄膜合页铰链的纯剪切试验。本发明具有操作简单、方便，实验数据准确，可适用于薄膜合页铰链类产品，适用范围广等优点。
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