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公开(公告)号：CN110371322B
公开(公告)日：2022-02-08
申请号：CN201910720322.6
申请日：2019-08-06
Applicant: 北京航空航天大学 , 北京空间飞行器总体设计部
IPC: B64G1/28
Abstract: 本发明涉及一种卫星动量轮群的安装支架结构设计方法，属于航天器结构技术领域。本发明涉及的安装支架结构设计方法，用于星上多个动量轮(称之为动量轮群)的一体化安装支架结构设计。本发明依据动量轮的三个平动自由度无约束的特点，开展易于动量轮群一体化安装的动量轮布局设计，据此获得灵活适应动量轮群布局且提供统一外部接口的动量轮群一体化安装支架结构，支架结构设计兼顾动量轮初始矢量方向、动量轮布局安全间距、动量轮连接、支架与星本体连接、优化减重以及电缆走向等多重卫星设计约束。安装支架结构一体化设计使得自身刚度更高，且便于星上动量轮群的统一管理，尤其适用于动量轮群的一体化减隔振设计。安装支架结构具有对动量轮群布局适应性强、承载能力高、模块化、可扩展性强、质量轻等特点。
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公开(公告)号：CN110371322A
公开(公告)日：2019-10-25
申请号：CN201910720322.6
申请日：2019-08-06
Applicant: 北京航空航天大学 , 北京空间飞行器总体设计部
IPC: B64G1/28
Abstract: 本发明涉及一种卫星动量轮群的安装支架结构设计方法，属于航天器结构技术领域。本发明涉及的安装支架结构设计方法，用于星上多个动量轮(称之为动量轮群)的一体化安装支架结构设计。本发明依据动量轮的三个平动自由度无约束的特点，开展易于动量轮群一体化安装的动量轮布局设计，据此获得灵活适应动量轮群布局且提供统一外部接口的动量轮群一体化安装支架结构，支架结构设计兼顾动量轮初始矢量方向、动量轮布局安全间距、动量轮连接、支架与星本体连接、优化减重以及电缆走向等多重卫星设计约束。安装支架结构一体化设计使得自身刚度更高，且便于星上动量轮群的统一管理，尤其适用于动量轮群的一体化减隔振设计。安装支架结构具有对动量轮群布局适应性强、承载能力高、模块化、可扩展性强、质量轻等特点。
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公开(公告)号：CN106017663B
公开(公告)日：2019-05-21
申请号：CN201610318496.6
申请日：2016-05-13
Applicant: 北京空间飞行器总体设计部
IPC: G01H17/00
Abstract: 一种模拟卫星整星的柔性支撑微振动测试装置，其包括：支架支撑结构、六分量力传感器、加速度传感器、数据采集和处理系统、刚性平台和转接支座，测试对象为整星模拟件；支架支撑结构上部通过接口与六分量力传感器固定，六分量力传感器通过转接支座与整星模拟件固定，加速度传感器粘贴至支架支撑结构上，数据采集和处理系统分别与六分量力传感器、加速度传感器相连接；刚性平台上设有若干地轨，支架支撑结构通过螺钉固定在刚性平台的地轨上。本发明能够控制改变整个试验系统的刚度，实现模拟从5Hz—15Hz横向基频卫星的模拟；本系统还具有每级支撑结构分别构成一个测量子系统的功能，完成单机及部件级对支架、单舱、整星柔性支撑的模拟。
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公开(公告)号：CN107543014B
公开(公告)日：2019-04-09
申请号：CN201710796238.3
申请日：2017-09-06
Applicant: 北京空间飞行器总体设计部
Abstract: 一种两瓣薄壳式高稳定一体化结构，包括壳瓣片、加强筋、加强盖板、上加强角盒、下加强角盒、蜂窝底板、星敏支架、与相机连接件、上端面；各壳瓣片关于蜂窝底板对称轴对称安装，壳瓣片上部连接上端面，下部连接蜂窝底板；加强筋安装在壳瓣片两侧；上端面与壳瓣片表面之间夹角处沿周向分布上加强角盒，壳瓣片表面与蜂窝底板之间夹角处沿周向分布下加强角盒；星敏支架、与相机连接件安装在上端面上，加强盖板安装在加强筋侧面与上端面之间的夹角内。本发明通过两瓣薄壳式结构为光学相机提供充足的布局空间，同时为光学相机和星敏支架提供一体化安装平面，并满足刚度、强度、微米级热稳定设计要求。
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公开(公告)号：CN105823793B
公开(公告)日：2019-02-12
申请号：CN201610318529.7
申请日：2016-05-13
Applicant: 北京空间飞行器总体设计部
Inventor： 刘国青 , 罗文波 , 阮剑华 , 白刚 , 蔡铮 , 孙腾飞 , 童叶龙 , 王杰利 , 杨文涛 , 张国斌 , 杨国巍 , 戴超 , 曾福明 , 杨巧龙 , 史文华 , 高峰 , 钱志英
Abstract: 本发明提供一种常温常压微米级热稳定性试验系统及试验方法,其试验系统包括：支撑架、支撑平台、CCD相机、图像处理计算机、热控加热器、热控程控电源、测温元件、热控测温采集卡、热控计算机；被测对象为测量结构；测量结构与支撑架均固定在支撑平台上；CCD相机安装于支撑架上，安装位置满足CCD相机监测到测量结构的安装面和主支撑结构外表面；图像处理计算机与CCD相机连接；热控加热器、测温元件均布置于测量结构的表面，热控程控电源与热控加热器连接；热控测温采集卡与测温元件连接，热控计算机分别与热控程控电源、热控测温采集卡连接。本发明的试验系统及方法可以有效消除测试噪声影响，保证常温常压条件下测试精度。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN107352054B
公开(公告)日：2019-11-29
申请号：CN201710463721.X
申请日：2017-06-19
Applicant: 北京空间飞行器总体设计部
IPC: B64G7/00
Abstract: 本发明公开了一种热稳定性试验变形解耦的地面工装，包括：多个柔性铰链，底板、多个三向应变片、多个隔热垫、隔热层和多个转轮；多个柔性铰链按照单点固定方式或各点向心方式设置在所述底板上；各柔性铰链与底板连接的底面上设置有一隔热垫；各柔性铰链用于支撑星体的支撑面上设置有一隔热垫；各柔性铰链的侧表面上粘贴至少两个三向应变片；所述隔热层包覆在所述底板的外表面；所述多个转轮设置在所述底板下表面。通过本发明实现了星体热变形与地面工装的变形解耦，消除了地面工装对星体热变形的影响。
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公开(公告)号：CN105947236B
公开(公告)日：2019-02-12
申请号：CN201610317891.2
申请日：2016-05-13
Applicant: 北京空间飞行器总体设计部
IPC: B64G1/22
Abstract: 一种卫星系统用载荷适配结构的生成方法，其包括：步骤1，铺腹板：将若干个C型腹板拼接成一个以上的封闭区域；步骤2，生成适配结构封闭区域的弧边：在对应的C型腹板上同向铺放C型腹板；生成适配结构封闭区域的直边：在对应的C型腹板上反向拼接C型腹板；步骤3，将一个以上的封闭区域组装成适配结构的形状，在适配结构的所有直边和弧边上铺放翼板；在承载区的翼板要连续铺放，在非承载区的翼板上设计断点；铺放为多层不同向的方式，断点为同层不同向的方式。本发明提高了载荷适配结构在轨长期使用的尺寸稳定性能和承载质量比，并为相机等大型载荷提供安装基础面。
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公开(公告)号：CN105840677B
公开(公告)日：2018-05-04
申请号：CN201610339850.3
申请日：2016-05-20
Applicant: 北京空间飞行器总体设计部
Abstract: 本发明公开一种六自由度自适应柔性万向节，包括：安装座、球垫、球套和柔性铰。其中，安装座主要用来实现一个平动方向的调节和安装角度的初调。球垫主要用来实现另一个平动方向的精确调整。同时，球垫两侧设置有两个球窝，通过与球套和压紧螺母的配合，实现一个平动方向和三个转动方向的精确调整，由此实现六自由度自适应调节。此外，柔性铰轴向具有较大的刚度、其它方向具有较小的刚度且具有较高的承载能力，所以在六自由度自适应柔性万向节调节到位、外围部件安装固定完毕后，柔性铰可以有效传递轴向载荷，并释放其他方向的载荷。
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公开(公告)号：CN107352054A
公开(公告)日：2017-11-17
申请号：CN201710463721.X
申请日：2017-06-19
Applicant: 北京空间飞行器总体设计部
IPC: B64G7/00
Abstract: 本发明公开了一种热稳定性试验变形解耦的地面工装，包括：多个柔性铰链，底板、多个三向应变片、多个隔热垫、隔热层和多个转轮；多个柔性铰链按照单点固定方式或各点向心方式设置在所述底板上；各柔性铰链与底板连接的底面上设置有一隔热垫；各柔性铰链用于支撑星体的支撑面上设置有一隔热垫；各柔性铰链的侧表面上粘贴至少两个三向应变片；所述隔热层包覆在所述底板的外表面；所述多个转轮设置在所述底板下表面。通过本发明实现了星体热变形与地面工装的变形解耦，消除了地面工装对星体热变形的影响。
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公开(公告)号：CN106645406A
公开(公告)日：2017-05-10
申请号：CN201611102012.0
申请日：2016-12-02
Applicant: 北京空间飞行器总体设计部
CPC classification number: G01N29/043 , G01N29/2437 , G01N2291/023 , G01N2291/0289 , G01N2291/0422 , G01N2291/106
Abstract: 一种航天器遭受空间碎片撞击的定位系统与定位方法，定位系统包括面内剪切波压电传感器(1)、数据传输线(2)、电荷放大器(3)和数据处理单元(4)。面内剪切波压电传感器(1)胶接固定在航天器结构(5)的内表面，多个面内剪切波压电传感器(1)组成传感器阵列，经数据传输线(2)与电荷放大器(3)连接，电荷放大器(3)经数据传输线(2)与数据处理单元(4)连接。撞击发生后，数据处理单元(4)实时采集面内剪切波压电传感器(1)的数据，定位系统通过面内剪切波SH0波和四点几何定位方法进行空间碎片的撞击定位，可实现撞击位置的高精度定位。
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