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公开(公告)号：CN113815900B
公开(公告)日：2024-10-25
申请号：CN202111101576.3
申请日：2021-09-18
Applicant: 北京空间飞行器总体设计部
IPC: B64G1/22
Abstract: 本发明公开了一种基于增材制造的高承载、轻量化球形贮箱支撑紧固装置，包括：十字包带、包带摩擦缓冲垫、支架摩擦缓冲垫和一体化支架；所述一体化支架采用增材制造而得，其上端为球碗形凹槽，用于安放球形贮箱；一体化支架上端周向均匀设有四个安装座，十字包带箍在球形贮箱的外表面，且其四个端部分别固定在一体化支架的四个安装座上；其中，十字包带与球形贮箱之间设有包带摩擦缓冲垫，一体化支架与球形贮箱之间设有支架摩擦缓冲垫。
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公开(公告)号：CN117566124A
公开(公告)日：2024-02-20
申请号：CN202311402025.X
申请日：2023-10-27
Applicant: 北京空间飞行器总体设计部
Abstract: 本发明公开了一种刚柔结合的轻量化载人密封舱，包括金属壳体和柔性膜；金属壳体为前球锥、柱段和后锥构成的一体化结构，前球锥前端设有对接舱门，用于与飞船对接；后锥底端通过柔性膜密封，柔性膜在内压作用下贴附在伸入密封舱内部的贮箱表面；柱段上设有出舱舱门，同时柱段上还设有设备安装平台，用于搭载仪器。本发明能够满足极致轻量化和与贮箱等共型设计的需求。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN113734473B
公开(公告)日：2022-10-14
申请号：CN202111014969.0
申请日：2021-08-31
Applicant: 北京空间飞行器总体设计部
Abstract: 一种后体增阻增稳的高减速地外天体进入器气动布局，所述进入器的气动外形为轴对称回转体结构，包括迎风前体、背风后体和调节翼板；迎风前体包括球头和迎风锥台，球头设置在迎风锥台小端，球头与迎风锥台平滑过渡；背风后体包括后体锥台和后体球台，后体球台的大端与后体锥台的小端平滑过渡；调节翼板嵌入式安装在所述后体锥台侧壁上；迎风锥台与后体锥台之间采用外周圆弧过渡，形成过渡肩部。本发明适用于各类弹道式或半弹道式进入任务。
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公开(公告)号：CN113978767A
公开(公告)日：2022-01-28
申请号：CN202111189025.7
申请日：2021-10-12
Applicant: 北京空间飞行器总体设计部
Abstract: 本发明涉及一种探测器弹道升力式火星进入的方法：S1、发射前偏置着陆巡视器的质心；S2、按照预设的飞行时序开始降轨；S3、降轨后，探测器沿进入轨道滑行；S4、着陆巡视器继续沿进入轨道滑行，机动至分离滑行三轴稳定姿态；S5、着陆巡视器调整到进入姿态，直到着陆巡视器进入火星大气之后，着陆巡视器进入攻角配平阶段；S6、着陆巡视器保持滑行三轴稳定姿态继续飞行，之后后，着陆巡视器进入升力控制阶段；S7、在升力控制阶段，控制着陆巡视器的倾侧角，调整升力的方向，使得着陆巡视器跟踪预设标称弹道飞行；S8、着陆巡视器弹出配平翼，着陆巡视器气动力逐渐使着陆巡视器攻角回到0°；S9、着陆巡视器弹出降落伞，将着陆巡视器速度降至亚音速。
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公开(公告)号：CN109000868A
公开(公告)日：2018-12-14
申请号：CN201810424401.8
申请日：2018-05-07
Applicant: 北京空间飞行器总体设计部
IPC: G01M7/00
Abstract: 本发明公开了一种航天器正弦振动试验下凹条件制定方法，是一种严谨、准确的航天器正弦振动试验下凹条件制定的程序化方法。该方法包括如下步骤：在试验前，确定和汇总航天器所有待分析的测点、方向及相应测点通道的限幅条件；在试验现场，获取特征级扫频试验结果，线性推算得到指定大量级正弦振动试验的理论响应曲线；将大量级正弦振动试验的理论响应曲线与对应测点通道的限幅条件进行逐个频点地比较，找到所有需下凹的频点并保存各频点较低的下凹量值和对应通道名；对所有测点通道都完成上述分析比较，最终获得下凹条件预示曲线；综合考虑非线性因素，在器箭界面响应包络曲线与下凹条件预示曲线之间制定出用于航天器正弦振动试验控制的下凹条件。
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公开(公告)号：CN103759765A
公开(公告)日：2014-04-30
申请号：CN201410001236.7
申请日：2014-01-02
Applicant: 北京空间飞行器总体设计部
IPC: G01D21/02
Abstract: 本发明提供了一种气瓶支撑紧固装置关键设计参数和安装参数的获得方法。基本思想为，以一定初始状态（两包带间施加初始力矩0.5Nm、缓冲垫与气瓶全接触、气瓶内充压35MPa）为起点，在满足安全准则的条件（包带应力小于包带材料屈服应力的60%、包带预紧前后气瓶伸长量的差值小于5%）下，调整包带力矩和缓冲垫与包带的接触面积，使气瓶与所述气瓶支撑紧固装置联合体的力学性能达到设计要求（所述气瓶与所述气瓶支撑紧固装置联合体的一阶频率大于90Hz），最终获得气瓶支撑紧固装置中的设计关键参数（缓冲垫接触面积）和安装参数（包带最终的预紧力矩）。本发明解决了现有技术中由于材料力学特性非线性引起的分析不准确、使设计参数和安装参数难以确定的难题。通过进行二维循环迭代试验，最终确定了设计参数和安装参数，同时验证了最终使用效果。
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公开(公告)号：CN103274288A
公开(公告)日：2013-09-04
申请号：CN201310221485.2
申请日：2013-06-05
Applicant: 北京空间飞行器总体设计部
Abstract: 本发明公开了一种用于着陆器冲击试验的吊挂释放系统，仅仅采用吊梁、两条垂直吊带、挂弹钩和两条斜吊带等简单设备即实现了着陆器的吊挂与释放，使本发明的吊挂释放系统具有原理和结构简单、容易实现的优点；通过设计吊点转接件，将被支撑架的水平三角板遮挡住的整器吊点移位，且通过U型吊点转接件的作用后，将垂直吊绳的作用力间接加载在整器吊点上，并没有改变作用力的属性，因此不会对着陆器造成不必要的损伤；通过采用两条保护带，避免本发明的系统释放后，吊梁等部件对着陆器造成干涉或损伤；通过在着陆器两侧连接限位绳，避免着陆器在上升和释放过程中产生摆动或倾倒，保护斜吊带和垂直吊带等不受剪切力被切断。
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