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公开(公告)号：CN114715443B
公开(公告)日：2024-07-05
申请号：CN202210268508.4
申请日：2022-03-18
Applicant: 哈尔滨工业大学
Abstract: 本发明提供了一种四点联动释放的非自锁螺纹式连接分离装置及方法，属于航天领域。解决了传统的卫星分离方案已经无法满足当前和未来微纳卫星的分离需求的问题。它包括卫星、运载平台、连接锁紧组件和解锁触发组件，解锁触发组件安装在运载平台的中心处，连接锁紧组件设置四组，且四组连接锁紧组件均匀布置在解锁触发组件的四周，四组连接锁紧组件各通过一条约束纤维线与解锁触发组件连接，卫星通过四个连接螺杆与四组连接锁紧组件的正反丝套筒连接，锁紧状态下，四组连接锁紧组件将卫星锁紧在运载平台上，分离时，解锁触发组件运作使四组连接锁紧组件同步解锁，释放卫星。本发明结构紧凑，所占空间小，冲击低，无污染，解锁同步性好。
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公开(公告)号：CN117566128A
公开(公告)日：2024-02-20
申请号：CN202311513726.0
申请日：2023-11-14
IPC: B64G7/00
Abstract: 本发明涉及一种可伸缩捕获机构地面重力平衡装置及方法，属于航天地面试验技术领域。解决在地面试验时，空间可伸缩捕获机构对接过程的倾覆力矩无法准确消除，影响实验效果的问题。包括第二配重、轴向平衡运动结构和径向平衡运动结构，所述轴向平衡运动结构与第二配重连接，轴向平衡结构的一端与径向平衡运动结构建立连接。本发明在一种空间可伸缩柔性非合作目标可重复捕获装置地面试验中具有较大的消除倾覆力矩能力，保证实验顺利进行，保障了实验结果的准确性。
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公开(公告)号：CN112444365B
公开(公告)日：2023-08-29
申请号：CN202011380952.2
申请日：2020-11-30
Applicant: 哈尔滨工业大学 , 北京吾天科技有限公司
IPC: G01M7/02
Abstract: 本发明是一种基于力锤摆动法及激光多普勒法的卫星太阳翼基板展开低频模态测试方法。本发明涉及太阳翼展开低频模态测试技术领域，本发明对太阳翼基板进行外观检查，确定卫星帆板的技术状态，设定试验场地环境，对太阳翼进行吊装和固定；采用力锤摆动法及激光多普勒法，对太阳翼基板进行模态测试；当太阳翼几班的偏移量保持不变时，进行试验前期状态检查，检查完成后，启动测试试验运行，并采集试验数据；根据采集到的试验数据，进行模态参数计算分析，确定各阶固有频率响应。本发明相比于传统的力锤敲击法，摆动法可以激发太阳翼基板的低频振动，从而更好地模拟展开太阳翼基板在太空中失重环境下的弹性振动状态。
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公开(公告)号：CN113452230B
公开(公告)日：2022-08-02
申请号：CN202110752428.1
申请日：2021-07-02
Applicant: 哈尔滨工业大学
IPC: H02K33/18
Abstract: 本发明提出了一种纳星部署器用高推力密度电磁作动器，主要由定子和动子两部分组成，定子主要包括：定子框架、磁轭、磁环和锁母；动子主要包括：线圈骨架和线圈。本发明在单层磁极上形成上、下双永磁分支磁通，实现了对永磁磁通分流有效缓解了磁轭磁饱和，减小了磁轭的厚度，单层磁极单层线圈构型降低了作动器轴向尺寸及体积质量；双永磁分支回路改善了气隙磁场分布，降低了推力波动并增大了推力密度。本发明具有体积小、质量轻、推力密度大且推力平稳的特点，非常适用于部署器对纳卫星在轨调速释放。
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公开(公告)号：CN114802825A
公开(公告)日：2022-07-29
申请号：CN202210482841.5
申请日：2022-05-05
Applicant: 哈尔滨工业大学
IPC: B64G1/64
Abstract: 本发明涉及航天技术领域，具体涉及一种集中压紧与可控分离的多星压紧分离装置，包括运载平台，运载平台上设有多个适配器；卫星组件包括多个堆叠式卫星和卫星承力柱，两个堆叠式卫星之间设有至少三个卫星承力柱；集中压紧释放机构，设于适配器上，且贯穿卫星承力柱，集中压紧释放机构包括压紧杆和施力组件以及压紧释放组件；施力组件设于压紧杆的底部，对压紧杆施加预紧力，压紧释放组件设于压紧杆的顶部，压紧释放组件用于传递预紧力至卫星承力柱上，并对卫星组件施加压紧力，以压紧或释放卫星组件；结构紧凑，质量轻，空间利用率高；多颗堆叠式卫星沿压紧杆的延伸方向依次堆叠式排布，使得相邻的两个堆叠式卫星之间直接连接，无需额外的适配器。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN114715443A
公开(公告)日：2022-07-08
申请号：CN202210268508.4
申请日：2022-03-18
Applicant: 哈尔滨工业大学
Abstract: 本发明提供了一种四点联动释放的非自锁螺纹式连接分离装置及方法，属于航天领域。解决了传统的卫星分离方案已经无法满足当前和未来微纳卫星的分离需求的问题。它包括卫星、运载平台、连接锁紧组件和解锁触发组件，解锁触发组件安装在运载平台的中心处，连接锁紧组件设置四组，且四组连接锁紧组件均匀布置在解锁触发组件的四周，四组连接锁紧组件各通过一条约束纤维线与解锁触发组件连接，卫星通过四个连接螺杆与四组连接锁紧组件的正反丝套筒连接，锁紧状态下，四组连接锁紧组件将卫星锁紧在运载平台上，分离时，解锁触发组件运作使四组连接锁紧组件同步解锁，释放卫星。本发明结构紧凑，所占空间小，冲击低，无污染，解锁同步性好。
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公开(公告)号：CN109896052B
公开(公告)日：2021-01-05
申请号：CN201910151918.9
申请日：2019-02-28
Applicant: 哈尔滨工业大学
IPC: B64G1/64
Abstract: 本发明提出一种利用SMA丝驱动的飞轮螺母解锁分离机构，包括：外壳、两个承力螺杆、飞轮螺母、挡块、导向器、SMA丝、二级摆臂和一级摆臂，外壳的前后两侧均设有通孔，内壁上设有导轨；两个承力螺杆分别由外壳前后通孔插入外壳内；飞轮螺母位于外壳前后两侧的通孔间，分别与两个承力螺杆螺接形成非自锁螺纹副旋合，两个承力螺杆与飞轮螺母间皆设有拉力预紧力；挡块与外壳内壁上的导轨滑动连接；导向器安装在外壳的内壁上；SMA丝的两端分别连接两个导向器且绕经转向环；二级摆臂设有周向预紧力并抵紧挡块；一级摆臂设有周向预紧力并抵紧二级摆臂，且一级摆臂对飞轮螺母周向限位。本发明可靠性高、大承载、低冲击、响应快，能够满足现阶段航天应用的实际需求。
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公开(公告)号：CN119774014A
公开(公告)日：2025-04-08
申请号：CN202411956869.3
申请日：2024-12-29
IPC: B64G1/64
Abstract: 一种空间模块化桁架在轨组装对接机构，本发明为解决现有的传统对接机构存在的体积庞大、质量较重等问题，难以满足现代在轨服务领域对接机构轻量化和低冲击的任务需求，本发明包括多个桁架模块，每个桁架模块包括桁架本体、壳体、主动端结构和被动端结构，所述桁架本体的上端和下端分别设有桁架壳体，所述主动端结构和被动端结构安装在桁架壳体上，每相邻两个桁架模块之间通过主动端结构和被动端结构实现对接。本发明可以提供桁架之间的可靠对接与刚性锁紧，保持桁架稳定，不受外界扰动的影响，本发明通过外部机械臂提供动力实现对接，节省了机构的重量和能耗，实现了轻量化与低功耗对接。本发明属于空间在轨服务技术领域。
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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：CN119160383A
公开(公告)日：2024-12-20
申请号：CN202411574293.4
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: 本发明公开了一种具有高展收比的二级旋开翼，涉及飞行器技术领域，解决了变形翼驱动及传动装置繁重、翼面变形展收比低和多级变形翼面气动外形连续性差等问题。本发明飞行器基体上设有第一级旋开翼、第二级旋开翼和气路控制系统；第一级旋开翼前端和飞行器基体铰接，铰接处设有一级气囊，一级气囊驱动第一级旋开翼展开，第一级旋开翼后端和第二级旋开翼连接；第二级旋开翼前端与滑块铰接，滑块滑动设在飞行器基体上，第二级旋开翼后端与飞行器基体之间设有串联式气囊，串联式气囊驱动第二级旋开翼展开。本发明对飞行器的质量和空间占用小，输出功率体积比高，响应快，易于控制，相比单独的金属气囊，提供了更大的驱动行程和转动角度。
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