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公开(公告)号：CN118145027A
公开(公告)日：2024-06-07
申请号：CN202410571560.6
申请日：2024-05-10
Applicant: 北京理工大学
Abstract: 本发明涉及一种用于空间飞行器的着陆缓冲器及其修复方法，属于飞行器防护技术领域，解决了现有技术中空间飞行器的吸能装置可调节性差、功能单一和使用寿命短等问题的问题。本发明包括吸能结构（1），外壳和足垫；其中，所述吸能结构（1）被设置在所述外壳的内部，所述足垫被设置在所述外壳的底部。本发明采用独特的吸能结构胞元组成吸能结构（1），能够承受轴向压缩载荷的同时，还能够通过自身变形耗散冲击能量，达到能量吸收的目的，具有出色的大变形性能和压缩扭转性能。
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公开(公告)号：CN118124824A
公开(公告)日：2024-06-04
申请号：CN202410571548.5
申请日：2024-05-10
Applicant: 北京理工大学
Abstract: 本发明提供了一种零热膨胀减隔振集成的卫星承载结构、卫星，涉及航空飞行器技术领域。卫星承载结构包括多个胞元结构，该胞元结构同时具有压扭性能和零热膨胀性能，胞元结构包括N个曲型杆以及相对设置的两个框架结构，框架结构包括N个直杆，每个直杆具有相对的第一端和第二端，其中，N为大于或等于4的偶数；同一框架结构中，各个直杆的第一端相连接，每个直杆的第二端为自由端；不同框架结构中的直杆一一相对，每个曲型杆的一端与一个框架结构中的直杆的第二端相连，另一端与另一个框架结构中相对的直杆相邻的另一直杆的第二端相连，并且沿着各个曲型杆的分布周向，各个曲型杆扭转方向一致。该卫星承载结构同时具有热尺寸稳定性和减隔振特性。
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公开(公告)号：CN118153209B
公开(公告)日：2024-07-19
申请号：CN202410571540.9
申请日：2024-05-10
Applicant: 北京理工大学
IPC: G06F30/15 , G06F30/20 , G06F119/08 , G06F119/14
Abstract: 本发明涉及一种用于空间飞行器的吸能胞元结构的机械性能调节方法，属于飞行器防护技术领域，解决了现有技术中航天设备的吸能装置可调节性差、使用寿命短的问题。本发明包括如下步骤：S1：构建吸能胞元结构的模型并按照模型制作吸能胞元结构；S2：通过实验获得吸能胞元结构的压缩率与机械性能参数之间的关系；S3：根据使用条件确定吸能胞元结构的目标机械性能参数的范围；S4：批量制作吸能胞元结构，并对吸能胞元结构的机械性能进行调节，使吸能胞元结构的最终机械性能参数处于目标机械性能参数的范围之内。本发明通过对吸能胞元结构进行高度预压缩处理，提高了吸能胞元结构的可调节性，延长了使用寿命。
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公开(公告)号：CN118124824B
公开(公告)日：2024-07-19
申请号：CN202410571548.5
申请日：2024-05-10
Applicant: 北京理工大学
Abstract: 本发明提供了一种零热膨胀减隔振集成的卫星承载结构、卫星，涉及航空飞行器技术领域。卫星承载结构包括多个胞元结构，该胞元结构同时具有压扭性能和零热膨胀性能，胞元结构包括N个曲型杆以及相对设置的两个框架结构，框架结构包括N个直杆，每个直杆具有相对的第一端和第二端，其中，N为大于或等于4的偶数；同一框架结构中，各个直杆的第一端相连接，每个直杆的第二端为自由端；不同框架结构中的直杆一一相对，每个曲型杆的一端与一个框架结构中的直杆的第二端相连，另一端与另一个框架结构中相对的直杆相邻的另一直杆的第二端相连，并且沿着各个曲型杆的分布周向，各个曲型杆扭转方向一致。该卫星承载结构同时具有热尺寸稳定性和减隔振特性。
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公开(公告)号：CN118124823A
公开(公告)日：2024-06-04
申请号：CN202410571544.7
申请日：2024-05-10
Applicant: 北京理工大学
Abstract: 本发明提供了减隔振零热膨胀航天飞行器承载结构、航天飞行器，涉及航天飞行器技术领域。该航天飞行器承载结构中的胞元结构包括两个互为镜像的子胞元结构，子胞元结构包括N个曲型杆以及相对设置的两个框架结构，框架结构包括N个直杆，每个直杆具有相对的第一端和第二端，其中，N为大于或等于4的偶数；同一框架结构中，各个直杆的第一端相连接，每个直杆的第二端为自由端；同一子胞元结构，不同框架结构中的直杆一一相对，每个曲型杆的一端与一个框架结构中的直杆的第二端相连，另一端与另一个框架结构中相对的直杆相邻的另一直杆的第二端相连；两个子胞元结构中相连的框架结构相对于两个子胞元结构中相互远离的框架结构扭转。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN118145027B
公开(公告)日：2024-07-23
申请号：CN202410571560.6
申请日：2024-05-10
Applicant: 北京理工大学
Abstract: 本发明涉及一种用于空间飞行器的着陆缓冲器及其修复方法，属于飞行器防护技术领域，解决了现有技术中空间飞行器的吸能装置可调节性差、功能单一和使用寿命短等问题的问题。本发明包括吸能结构（1），外壳和足垫；其中，所述吸能结构（1）被设置在所述外壳的内部，所述足垫被设置在所述外壳的底部。本发明采用独特的吸能结构胞元组成吸能结构（1），能够承受轴向压缩载荷的同时，还能够通过自身变形耗散冲击能量，达到能量吸收的目的，具有出色的大变形性能和压缩扭转性能。
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公开(公告)号：CN118143288B
公开(公告)日：2024-07-19
申请号：CN202410571546.6
申请日：2024-05-10
Applicant: 北京理工大学
IPC: B22F10/38 , G06F30/17 , G06F30/23 , G06T17/20 , G16C60/00 , B22F10/28 , B22F10/34 , B22F10/80 , B33Y50/00 , B33Y80/00 , G06F111/04 , G06F111/10 , G06F113/10 , G06F119/14 , G06F119/08
Abstract: 本发明提供零热变形异质异构卫星承载结构制备方法、卫星承载结构，涉及航空飞行器技术领域。包括：构建子胞元结构模型并对子胞元结构模型进行空间阵列，得到第一阵列结构模型；子胞元结构包括N个曲型杆以及相对设置的两个框架结构，框架结构包括N个直杆，每个直杆具有相对的第一端和第二端，其中，N为大于或等于4的偶数；同一框架结构中，各个直杆的第一端相连接，每个直杆的第二端为自由端；不同框架结构中的直杆一一相对，每个曲型杆的一端与一个框架结构中的直杆的第二端相连，另一端与另一个框架结构中相对的直杆相邻的另一直杆的第二端相连；依据子胞元结构模型及第一阵列结构模型基于增材制造工艺进行制作，得到卫星承载结构。
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公开(公告)号：CN118124823B
公开(公告)日：2024-07-19
申请号：CN202410571544.7
申请日：2024-05-10
Applicant: 北京理工大学
Abstract: 本发明提供了减隔振零热膨胀航天飞行器承载结构、航天飞行器，涉及航天飞行器技术领域。该航天飞行器承载结构中的胞元结构包括两个互为镜像的子胞元结构，子胞元结构包括N个曲型杆以及相对设置的两个框架结构，框架结构包括N个直杆，每个直杆具有相对的第一端和第二端，其中，N为大于或等于4的偶数；同一框架结构中，各个直杆的第一端相连接，每个直杆的第二端为自由端；同一子胞元结构，不同框架结构中的直杆一一相对，每个曲型杆的一端与一个框架结构中的直杆的第二端相连，另一端与另一个框架结构中相对的直杆相邻的另一直杆的第二端相连；两个子胞元结构中相连的框架结构相对于两个子胞元结构中相互远离的框架结构扭转。
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公开(公告)号：CN118143288A
公开(公告)日：2024-06-07
申请号：CN202410571546.6
申请日：2024-05-10
Applicant: 北京理工大学
IPC: B22F10/38 , G06F30/17 , G06F30/23 , G06T17/20 , G16C60/00 , B22F10/28 , B22F10/34 , B22F10/80 , B33Y50/00 , B33Y80/00 , G06F111/04 , G06F111/10 , G06F113/10 , G06F119/14 , G06F119/08
Abstract: 本发明提供零热变形异质异构卫星承载结构制备方法、卫星承载结构，涉及航空飞行器技术领域。包括：构建子胞元结构模型并对子胞元结构模型进行空间阵列，得到第一阵列结构模型；子胞元结构包括N个曲型杆以及相对设置的两个框架结构，框架结构包括N个直杆，每个直杆具有相对的第一端和第二端，其中，N为大于或等于4的偶数；同一框架结构中，各个直杆的第一端相连接，每个直杆的第二端为自由端；不同框架结构中的直杆一一相对，每个曲型杆的一端与一个框架结构中的直杆的第二端相连，另一端与另一个框架结构中相对的直杆相邻的另一直杆的第二端相连；依据子胞元结构模型及第一阵列结构模型基于增材制造工艺进行制作，得到卫星承载结构。
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公开(公告)号：CN118124826B
公开(公告)日：2024-07-23
申请号：CN202410532778.0
申请日：2024-04-30
Applicant: 北京理工大学
Abstract: 本发明涉及一种减振性能可调节的卫星动量轮减振器，属于飞行器防护技术领域，解决了现有卫星减振频域窄、使用寿命短的问题。包括第一部分、第二部、及减振模块（5）；第一部分与第二部分通过减振模块（5）弹性连接，减振模块（5）包括多层减振单元，减振单元包括弹性减振件（501），弹性减振件（501）包括顶面和底面，顶面与底面之间通过弹性杆连接，弹性杆在弹性减振件（501）受压时产生弯曲变形，使得顶面和底面之间的距离缩短，同时使得顶面与底面绕弹性减振件（501）的轴线相对转动。本发明的减振模块（5）减振性能可调节，且减振频域宽、减振效果好、使用寿命长，能够为各型遥感卫星提供高效的振动控制。
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