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公开(公告)号：CN118637079B
公开(公告)日：2024-11-12
申请号：CN202411124182.3
申请日：2024-08-16
申请人： 北京理工大学
摘要： 本发明提供了一种零热膨胀卫星承载结构、卫星，涉及航天飞行器技术领域。该卫星承载结构包括多个胞元结构，胞元结构包括四个梁，各个梁依次首尾通过立方块相连；梁具有两个直杆段以及连接于两个直杆段之间的圆弧形曲杆段；曲杆段包括凹侧的第一曲杆部和凸侧的第二曲杆部，第二曲杆部的热膨胀系数大于第一曲杆部的热膨胀系数；曲杆段的弦长L3与梁的长度L之比的取值范围为0.4～0.8，曲杆段所对应的圆心角大于0°且小于或等于140°；四个梁中的两个梁的曲杆段向胞元结构的外侧凸起，另两个梁的曲杆段向胞元结构的内侧凸起。该卫星承载结构在空间环境中具有热尺寸稳定性。
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公开(公告)号：CN118906570A
公开(公告)日：2024-11-08
申请号：CN202410973756.8
申请日：2024-07-19
申请人： 江苏天鸟高新技术股份有限公司
摘要： 本发明提供一种非对称碳纤维仿形穿刺织物及其制备方法，所述非对称碳纤维仿形穿刺织物包括碳纤维布，以及Z向纤维束；所述Z向纤维束将若干层X‑Y向的所述碳纤维布经穿刺工艺形成所述非对称碳纤维仿形穿刺织物；所述Z向纤维束在X‑Y向的分布自碳纤维布中心向外侧依次包括n个分布区，其中n为≥2的整数，且Z向纤维束在第i个分布区的间距＜Z向纤维束在第i‑1个分布区的间距，i为1至n的整数。本发明能够提高使整体碳纤维布在穿刺和纤维置换过程中受力更加均匀，最终能够得到碳纤维布褶皱小且内部金属碎屑少的非对称碳纤维仿形穿刺织物产品。
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公开(公告)号：CN115570853B
公开(公告)日：2024-11-01
申请号：CN202211204376.5
申请日：2022-09-29
申请人： 航天特种材料及工艺技术研究所
IPC分类号： B32B9/00 , B32B9/02 , B32B9/04 , B32B5/06 , B32B3/04 , B32B3/24 , B32B38/00 , B32B38/08 , B32B38/04 , B64G1/58
摘要： 本发明提供了一种多功能隔热材料及其制备方法，该多功能隔热材料包括刚性隔热材料、柔性隔热材料和纤维布；所述柔性隔热材料位于所述刚性隔热材料的表面，所述纤维布用于包裹所述柔性隔热材料和所述刚性隔热材料；所述刚性隔热材料上设有穿孔结构，纤维纱线通过所述穿孔结构将所述柔性隔热材料和所述刚性隔热材料缝合固定在一起。本发明中制备得到的多功能隔热材料不仅具有较低的导热系数，而且具有较好的压缩性能，使得隔热材料能够在复杂空间隔热时，不仅能够具有较好的装配性能，而且能够对构件之间的空隙进行动态调整，进而保证隔热材料充分的发挥隔热性能。
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公开(公告)号：CN118790516A
公开(公告)日：2024-10-18
申请号：CN202410785544.7
申请日：2024-06-18
申请人： 上海机电工程研究所
摘要： 本发明提供了一种适用于宽域飞行器的防隔热承载一体化舱体结构，舱体包括由内至外依次通过粘结层紧固连接的：承载层、隔热层以及防冲刷烧蚀层，所述舱体两端均设置有用于连接的端框，所述承载层用于承受机械载荷，所述防冲刷烧蚀层用于防止高温气动热流的冲刷和烧蚀，所述隔热层用于阻止所述防冲刷烧蚀层的热流传入所述承载层。本发明舱体壁厚小，实现了轻量化设计，同时为内部设备提供更好的安装空间；零泊松比的蜂窝承载结构在受热条件下不会发生热膨胀，与隔热材料之间热匹配性能优良，层间连接牢固，安全性高；防隔热承载一体化结构能同时承受外部的多种载荷，确保飞行器的气动外形不发生改变，达到维形的目的。
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公开(公告)号：CN118395736B
公开(公告)日：2024-10-01
申请号：CN202410777375.2
申请日：2024-06-17
申请人： 中国科学院长春光学精密机械与物理研究所
IPC分类号： G06F30/20 , G03B17/55 , B64G1/58 , G06F119/08
摘要： 本发明涉及航天器热控制技术领域，具体提供一种地球静止轨道空间相机阳光规避期间受照热设计方法，将空间相机坐标系下的散热面法向矢量变换到地心惯性坐标系下，并计算散热面法向矢量与太阳矢量的夹角，该夹角是关于卫星阳光规避策略、机动成像角度、卫星所处轨道位置、太阳矢量与轨道面夹角等设计参数变量的函数，在以上设计参数变量确定后，可得到该夹角随各设计参数的变化规律，在夹角函数取极小值条件下，即可获得极端高温工况下的散热面上的热辐射。本发明有效解决了现有技术中散热设计受卫星姿态、阳光规避策略等多因素影响，无法直接通过计算外热流确定极端工况的问题，避免了极端高温工况选取不当对空间相机热设计的影响。
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公开(公告)号：CN118637079A
公开(公告)日：2024-09-13
申请号：CN202411124182.3
申请日：2024-08-16
申请人： 北京理工大学
摘要： 本发明提供了一种零热膨胀卫星承载结构、卫星，涉及航天飞行器技术领域。该卫星承载结构包括多个胞元结构，胞元结构包括四个梁，各个梁依次首尾通过立方块相连；梁具有两个直杆段以及连接于两个直杆段之间的圆弧形曲杆段；曲杆段包括凹侧的第一曲杆部和凸侧的第二曲杆部，第二曲杆部的热膨胀系数大于第一曲杆部的热膨胀系数；曲杆段的弦长L3与梁的长度L之比的取值范围为0.4～0.8，曲杆段所对应的圆心角大于0°且小于或等于140°；四个梁中的两个梁的曲杆段向胞元结构的外侧凸起，另两个梁的曲杆段向胞元结构的内侧凸起。该卫星承载结构在空间环境中具有热尺寸稳定性。
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公开(公告)号：CN118493980A
公开(公告)日：2024-08-16
申请号：CN202410651489.2
申请日：2024-05-24
申请人： 江苏新扬新材料股份有限公司
摘要： 本发明公开了复材制品技术领域内的一种轻质高抗压隔热型热防护结构，包括：气凝胶隔热板，包括方形盒体，盒体的四个角以及中心设有凸台，凸台上开设有圆孔；混合粉末，包括气凝胶粉末及SiC粉末，填充在气凝胶隔热板凸台与盒体之间形成的腔体内；陶瓷圆柱，填装在凸台的圆孔内；碳纤维增强树脂基复合板，粘接在气凝胶隔热板上，用以密封气凝胶隔热板的腔体，本发明结构承载好、质量轻、隔热效果优异，结构简单，通过采用梯度隔热材料，有效降低了整体结构质量，同时样件能够耐受800℃高温热考核，结构中的Si3N4陶瓷圆柱，能够承受更高的压力载荷。
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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
申请人： 北京理工大学
摘要： 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：CN117784389A
公开(公告)日：2024-03-29
申请号：CN202311716429.6
申请日：2023-12-13
申请人： 北京空间机电研究所
摘要： 一种用于高轨空间望远镜的多级缓冲抑热结构，通过对望远镜主体结构及入光口结构的屏蔽层包覆设计，利用多级隔热及控温，隔离太阳光进入入光口，同时大幅抑制多层漏热对望远镜的热扰动，解决高轨空间望远镜受太阳光的影响，从系统角度实现望远镜高温度稳定性需求，实现镜头组件温度稳定性达标，满足引力波微弱信号的探测需求。
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