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公开(公告)号：CN117131784B
公开(公告)日：2024-02-23
申请号：CN202311361414.2
申请日：2023-10-20
Applicant: 北京航空航天大学 , 北京空间飞行器总体设计部
IPC: G06F30/27 , G06N3/048 , G06F119/14 , G06F119/02
Abstract: 本公开的实施例提供了一种基于全局代理优化的加速退化试验设计方法和装置。属于可靠性工程领域，所述方法包括：基于产品性能退化历史数据建立产品的加速性能退化模型；确定试验设计变量，结合产品的加速性能退化建模及可靠性分析，构建优化目标函数和约束条件，从而建立优化模型；基于径向基神经网络构建代理模型，结合遗传算法对优化模型中的试验设计变量进行全局寻优得到优化设计结果。以此方式，可以快速得到航空飞行器产品的加速退化试验最优的试验方案，基于此试验方案开展试验可以获取最丰富的产品寿命信息，从而在一定的试验资源约束下实现产品寿命评估精度的有效提升。
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公开(公告)号：CN114386159A
公开(公告)日：2022-04-22
申请号：CN202011131491.5
申请日：2020-10-21
Applicant: 北京空间飞行器总体设计部 , 北京航空航天大学
IPC: G06F30/15 , G06F30/20 , G06F111/08 , G06F119/02
Abstract: 本发明公开了一种基于数字仿真的航天器机械产品可靠性测试方法。其中，测试方法包括：获取航天器机械产品的任务与功能需求，进而构建数字化仿真模型并确定标称工况；基于数字化仿真模型进行标称工况物理实验与标称工况仿真分析，进而根据得到的性能数据和仿真分析结果，对模型的准确性进行定量验证；若验证通过，则基于航天器机械产品真实工作时可能工况得到全工况；进行全工况仿真分析并得到仿真分析结果，从而对航天器机械产品的可靠性进行综合评估。该测试方法，可以实现通过有限次数、工作环境易于模拟的标称工况物理实验，结合通过数字仿真得到的大样本数据，对数字化仿真模型进行定量评判，从而得到航天器机械产品的全工况可靠性评估结果。
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公开(公告)号：CN112013078B
公开(公告)日：2022-03-04
申请号：CN202010734219.X
申请日：2020-07-27
Applicant: 北京空间飞行器总体设计部
Abstract: 本发明公开了一种精密仪器隔振平台。包括载荷平台模块、隔振系统模块以及移动支撑模块。所述隔振装置的三个模块呈自上而下式分布，其中隔振系统模块(由三个隔振器组件组成)位于中部，分别上、下连有载荷平台模块和移动支撑模块。本发明所设计的隔振系统模块为封闭式多组并联结构，具有承载能力大、稳定性好等特点；同时隔振器组件采用三点六弹簧斜向会聚式支撑设计，实现空间坐标系下三向等刚度、等基频功能，具有较好的减隔振性能；此外，隔振装置均并联设有限位锁定组件，能够对精密测量仪起到限位保护作用，具由较好的安全性。该隔振装置整体采用行车一体化设计，可移动、可锁紧、方便快捷、具有很强的环境适应性。整体结构简单、制造成本低，应用前景广阔。
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公开(公告)号：CN112046790A
公开(公告)日：2020-12-08
申请号：CN202010732695.8
申请日：2020-07-27
Applicant: 北京空间飞行器总体设计部
IPC: B64G1/22 , F16F15/06 , F16F15/067
Abstract: 本发明公开了一种适用于卫星设备隔振的变刚度大承载隔振器。其主要由隔振模块、绳索模块和连接模块组成。所述隔振模块位于隔振器内部，绳索模块通过与连接模块连接形成与隔振模块并联的承载路径。连接模块上下两端分别卫星设备与卫星结构相连。绳索组件具有大变形下大承载、高刚度特点，能够很好的适应发射过程的大载荷环境。隔振模块具有微变形下高阻尼、低刚度特点，能够很好的满足在轨阶段的高效隔振需求。该隔振器结构简单、空间环境适应性好、可靠性高、质量轻，具有广阔的应用前景。
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公开(公告)号：CN107839905B
公开(公告)日：2019-10-29
申请号：CN201710915050.6
申请日：2017-09-30
Applicant: 北京空间飞行器总体设计部
Abstract: 本发明公开了一种低冲击自分离杆式压紧释放装置，包括两个连接杆、弹簧、锁栓、锁紧套、锁头及紧固绳；锁紧时，紧固绳上施加预紧力，将锁紧套卡入锁头内，从而将两端连接杆通过锁头和锁紧套连接为一个整体，提供连接承载的功能；解锁时，释放紧固绳的约束，两端锁栓在弹簧作用下向中间运动，将锁紧套向径向外侧方向推开，使得锁紧套从锁头中脱离，从而断开两端连接杆的连接，起到解锁的功能。本发明解锁时实现低冲击防止对相机造成伤害，且解锁后能够在相机和卫星主结构连接位置不变的前提下自行分离，保障隔振装置的正常工作。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN107839906A
公开(公告)日：2018-03-27
申请号：CN201710916251.8
申请日：2017-09-30
Applicant: 北京空间飞行器总体设计部
Abstract: 本发明公开了一种旋转式低冲击自分离压紧释放装置，压紧杆上端通过压紧帽将分离弹簧压缩在上端盖上，压紧杆依次穿过上端盖、上底座、限位块及旋转锁瓣，且压紧杆下端与分离螺母固定连接，分离螺母与下底座固定连接；压紧杆上固定有压紧螺母，压紧螺母通过限位块限制旋转锁瓣的旋转运动；旋转锁瓣的挡块与上底座的挡块之间装有解锁弹簧，锁紧时，分离弹簧和解锁弹簧均处于预压缩状态，同时旋转锁瓣底部的锥型齿与下底座顶部的锥型齿正对咬合。本发明能够实现两端被连接对象的连接与分离，且被连接对象在分离时不会发生相对运动。
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公开(公告)号：CN105202105B
公开(公告)日：2017-08-29
申请号：CN201510604400.8
申请日：2015-09-21
Applicant: 北京空间飞行器总体设计部
IPC: F16F15/02
Abstract: 本发明公开了一种全向隔振器，包括底板、内壳、中壳、外壳、螺柱、螺套、内球壳和外球壳，通过组成内球壳和外球壳的金属橡胶材料内部相互咬合钩连的金属丝之间的摩擦，耗散由结构输入的振动能量，从而达到阻尼减振的目的，利用不同内球壳和外球壳的刚度匹配，实现不同振动量级下有效隔振频段的调节。本发明隔振器由底板、内壳、中壳、螺柱、螺套和外壳构成一空腔，将内球壳和外球壳封闭在内部，并通过中壳对分别置于其两侧的内球壳和外球壳施加压缩载荷，从而保证其刚度和阻尼性能的稳定输出。本发明隔振器具有结构简单、安装方便、适用于极端环境条件、可实现对不同量级载荷的有效抑制等优点。
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公开(公告)号：CN102951302B
公开(公告)日：2015-06-10
申请号：CN201210452823.9
申请日：2012-11-13
Applicant: 北京空间飞行器总体设计部
IPC: B64G1/62
Abstract: 一种航天器软着陆用触地信号装置，属于航天器技术领域。本发明装置主要由微动开关、预紧弹簧、波纹管组件、盖型螺母、随动杆等组成。通过随动杆的轴向运动，触发微动开关，使微动开关给出触地信号，为航天器提供反推发动机的关机信号，保障软着陆安全。本装置结构简单，受温度交变、电磁辐照等空间环境的影响小。
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公开(公告)号：CN103277403A
公开(公告)日：2013-09-04
申请号：CN201310204562.3
申请日：2013-05-28
Applicant: 北京空间飞行器总体设计部
IPC: F16C11/06
Abstract: 本发明公开了一种适合航天器高精度机构在轨应用的柔性球关节，属于机械结构技术领域。柔性球关节包括两个球面体、张紧绳、张紧螺柱和锁紧螺母。两个球面体为球体的一部分，球面体上开有圆孔和槽，张紧绳从圆孔中穿过。两个球面体通过张紧绳、张紧螺柱和锁紧螺母连接，二者接触面为球面。通过两个球面体的接触面和张紧绳对球关节的运动进行约束，并承受相应的作用力。张紧绳与张紧螺柱保证二者之间的可靠连接。张紧螺柱和对应锁紧螺母之间的连接为螺接，根据球关节预期承受的拉力确定张紧绳的张力，再由张紧绳的张力大小，确定锁紧螺母的拧紧力矩。两个球面体的接触部分构成球关节，二者之间可以实现三自由度、无间隙的高精度运动。
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公开(公告)号：CN115583364B
公开(公告)日：2025-03-21
申请号：CN202211197877.5
申请日：2022-09-29
Applicant: 北京空间飞行器总体设计部
IPC: B64G1/16 , B64G1/22 , B64G1/62 , B62D57/032 , B60K1/02
Abstract: 本发明公开了一种单源电驱锁紧释放的驱动支柱及驱动行走机构，该驱动支柱，包括：电机、丝母、丝杠、驱动外筒、驱动内筒、外筒端盖及锁紧单元；驱动外筒的端部安装有外筒端盖；驱动内筒同轴套装在驱动外筒内，并伸出于外筒端盖，且驱动内筒与外筒端盖的中心安装孔滑动配合；丝杠同轴安装在驱动外筒内；电机的输出轴与丝杠同轴连接；丝母与丝杠螺纹连接，且丝母被周向限位；所述丝母与驱动内筒固连；在电机正转时，驱动支柱伸长，电机反转时，驱动支柱收缩；所述锁紧单元用于对驱动支柱的收拢进行锁紧。本发明利用电机实现自身的收拢锁紧、解锁释放以及支柱的驱动伸缩功能，既可满足小包络发射空间及抗力学环境需求，又无需火工压紧措施。
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