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公开(公告)号：CN118654089B
公开(公告)日：2024-11-08
申请号：CN202411124185.7
申请日：2024-08-16
Applicant: 北京理工大学
Abstract: 本发明涉及一种零膨胀减隔振在轨载荷支架及其设计方法，属于航天器载荷支架技术领域，解决了载荷支架受热变形或者振动会影响星敏感器指向精度问题。本发明包括：铝合金壳体、钛合金热变形协调块和体心立方体单胞；所述铝合金壳体的内部周期性排列用于减隔振的体心立方体单胞，所述铝合金壳体及其内部的体心立方体单胞通过增材制造技术一体化成型；所述钛合金热变形协调块设置在铝合金壳体的表面，与铝合金壳体形成一体结构，用于调控铝合金壳体的热变形；体心立方体单胞由多个异质金属胞元组成。本发明实现了载荷支架的零膨胀和减隔震，能够实现星敏感器姿态稳定。
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公开(公告)号：CN118654089A
公开(公告)日：2024-09-17
申请号：CN202411124185.7
申请日：2024-08-16
Applicant: 北京理工大学
Abstract: 本发明涉及一种零膨胀减隔振在轨载荷支架及其设计方法，属于航天器载荷支架技术领域，解决了载荷支架受热变形或者振动会影响星敏感器指向精度问题。本发明包括：铝合金壳体、钛合金热变形协调块和体心立方体单胞；所述铝合金壳体的内部周期性排列用于减隔振的体心立方体单胞，所述铝合金壳体及其内部的体心立方体单胞通过增材制造技术一体化成型；所述钛合金热变形协调块设置在铝合金壳体的表面，与铝合金壳体形成一体结构，用于调控铝合金壳体的热变形；体心立方体单胞由多个异质金属胞元组成。本发明实现了载荷支架的零膨胀和减隔震，能够实现星敏感器姿态稳定。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN119590646B
公开(公告)日：2025-05-16
申请号：CN202510142481.8
申请日：2025-02-10
Applicant: 北京理工大学
IPC: B64G1/58
Abstract: 本发明提供了一种复合相变热控数智设计的航天器结构，涉及航天技术领域，解决了航天器的热控结构难以抗激光热冲击、相变蓄热速率低的技术问题。该航天器热控结构，沿着远离航天器本体的方向，热控结构依次包括复合相变层、导热层和反射涂层；复合相变层包括第一骨架结构、第二骨架结构，其中，第一骨架结构为Schwarz P型三周期极小曲面结构经空心化处理得到，第二骨架结构为Gyroid型三周期极小曲面结构经空心化处理得到；复合相变层还包括相变结构，相变结构嵌设在第一骨架结构的第一孔隙和第一空心、第二骨架结构的第二孔隙和第二空心中。该航天器热控结构具有较高的抗激光热冲击性能，提高了相变蓄热速率。
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公开(公告)号：CN119590645A
公开(公告)日：2025-03-11
申请号：CN202510142482.2
申请日：2025-02-10
Applicant: 北京理工大学 , 鑫宝田(重庆)科技股份有限公司
Abstract: 本发明提供了一种航天器的防撞结构、航天器，涉及航天技术领域，解决了航天器难以有效应对撞击的技术问题。该防撞结构包括梁件和超材料结构，梁件的整体呈弧状且具有凸侧和凹侧，超材料结构连接在梁件的凹侧；超材料结构包括多个平行于第一方向的第一壁板和多个平行于第二方向的第二壁板，多个第一壁板和多个第二壁板相互交叉形成阵列排布的多个第一胞元结构；其中，第一方向垂直于第二方向，第一壁板和第二壁板相交形成多个阵列排布的相交壁段；第一胞元结构为方形的筒状结构；超材料结构还包括多个第二胞元结构，第二胞元结构的中心轴线与相交壁段的中心轴线重合。该防撞结构在确保刚度的基础上，提高能量吸收，能够有效应对撞击。
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公开(公告)号：CN119551218B
公开(公告)日：2025-05-16
申请号：CN202510122100.X
申请日：2025-01-26
Applicant: 北京理工大学 , 鑫宝田(重庆)科技股份有限公司
IPC: B64G1/22 , B64G1/66 , F16F15/067 , F16F15/02
Abstract: 本发明提供了一种基于轻量化减隔振点阵结构的航天器支架、航天器，涉及航天技术领域。该航天器支架由多个空间周期性排列的胞元结构形成，胞元结构的轮廓形成菱形十二面体；菱形十二面体包括八个第一顶点，两个第二顶点和四个第三顶点，其中，第一顶点由三个菱形的钝角相交形成；第二顶点、第三顶点均由四个菱形的锐角相交形成，并且两个第二顶点相对；胞元结构包括八个第一直杆、八个第二直杆、八个第一振子、四个第三振子和十六个弹簧，每个第一振子位于相应第一顶点，每个第三振子位于相应第三顶点；每个第一直杆的一端相交于菱形十二面体的体心，另一端连接于相应第一振子。该航天器支架在轻量化的基础上减隔振效果好。
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公开(公告)号：CN119590646A
公开(公告)日：2025-03-11
申请号：CN202510142481.8
申请日：2025-02-10
Applicant: 北京理工大学
IPC: B64G1/58
Abstract: 本发明提供了一种复合相变热控数智设计的航天器结构，涉及航天技术领域，解决了航天器的热控结构难以抗激光热冲击、相变蓄热速率低的技术问题。该航天器热控结构，沿着远离航天器本体的方向，热控结构依次包括复合相变层、导热层和反射涂层；复合相变层包括第一骨架结构、第二骨架结构，其中，第一骨架结构为Schwarz P型三周期极小曲面结构经空心化处理得到，第二骨架结构为Gyroid型三周期极小曲面结构经空心化处理得到；复合相变层还包括相变结构，相变结构嵌设在第一骨架结构的第一孔隙和第一空心、第二骨架结构的第二孔隙和第二空心中。该航天器热控结构具有较高的抗激光热冲击性能，提高了相变蓄热速率。
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公开(公告)号：CN119551218A
公开(公告)日：2025-03-04
申请号：CN202510122100.X
申请日：2025-01-26
Applicant: 北京理工大学 , 鑫宝田(重庆)科技股份有限公司
IPC: B64G1/22 , B64G1/66 , F16F15/067 , F16F15/02
Abstract: 本发明提供了一种基于轻量化减隔振点阵结构的航天器支架、航天器，涉及航天技术领域。该航天器支架由多个空间周期性排列的胞元结构形成，胞元结构的轮廓形成菱形十二面体；菱形十二面体包括八个第一顶点，两个第二顶点和四个第三顶点，其中，第一顶点由三个菱形的钝角相交形成；第二顶点、第三顶点均由四个菱形的锐角相交形成，并且两个第二顶点相对；胞元结构包括八个第一直杆、八个第二直杆、八个第一振子、四个第三振子和十六个弹簧，每个第一振子位于相应第一顶点，每个第三振子位于相应第三顶点；每个第一直杆的一端相交于菱形十二面体的体心，另一端连接于相应第一振子。该航天器支架在轻量化的基础上减隔振效果好。
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