RU188471U1 - TRANSFORMABLE FRAME - Google Patents
TRANSFORMABLE FRAME Download PDFInfo
- Publication number
- RU188471U1 RU188471U1 RU2018139923U RU2018139923U RU188471U1 RU 188471 U1 RU188471 U1 RU 188471U1 RU 2018139923 U RU2018139923 U RU 2018139923U RU 2018139923 U RU2018139923 U RU 2018139923U RU 188471 U1 RU188471 U1 RU 188471U1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- frame
- spacecraft
- sections
- transformable
- compact
- Prior art date
Links
- 230000007246 mechanism Effects 0.000 claims abstract description 10
- 230000006641 stabilisation Effects 0.000 abstract description 8
- 238000011105 stabilization Methods 0.000 abstract description 8
- 230000000694 effects Effects 0.000 abstract description 6
- 238000000034 method Methods 0.000 abstract description 3
- 230000009466 transformation Effects 0.000 description 3
- 230000002411 adverse Effects 0.000 description 2
- 230000001133 acceleration Effects 0.000 description 1
- 230000015572 biosynthetic process Effects 0.000 description 1
- 244000309464 bull Species 0.000 description 1
Images
Classifications
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B32—LAYERED PRODUCTS
- B32B—LAYERED PRODUCTS, i.e. PRODUCTS BUILT-UP OF STRATA OF FLAT OR NON-FLAT, e.g. CELLULAR OR HONEYCOMB, FORM
- B32B3/00—Layered products comprising a layer with external or internal discontinuities or unevennesses, or a layer of non-planar shape; Layered products comprising a layer having particular features of form
- B32B3/10—Layered products comprising a layer with external or internal discontinuities or unevennesses, or a layer of non-planar shape; Layered products comprising a layer having particular features of form characterised by a discontinuous layer, i.e. formed of separate pieces of material
- B32B3/12—Layered products comprising a layer with external or internal discontinuities or unevennesses, or a layer of non-planar shape; Layered products comprising a layer having particular features of form characterised by a discontinuous layer, i.e. formed of separate pieces of material characterised by a layer of regularly- arranged cells, e.g. a honeycomb structure
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64G—COSMONAUTICS; VEHICLES OR EQUIPMENT THEREFOR
- B64G1/00—Cosmonautic vehicles
- B64G1/22—Parts of, or equipment specially adapted for fitting in or to, cosmonautic vehicles
- B64G1/222—Parts of, or equipment specially adapted for fitting in or to, cosmonautic vehicles for deploying structures between a stowed and deployed state
-
- E—FIXED CONSTRUCTIONS
- E04—BUILDING
- E04C—STRUCTURAL ELEMENTS; BUILDING MATERIALS
- E04C2/00—Building elements of relatively thin form for the construction of parts of buildings, e.g. sheet materials, slabs, or panels
- E04C2/30—Building elements of relatively thin form for the construction of parts of buildings, e.g. sheet materials, slabs, or panels characterised by the shape or structure
- E04C2/34—Building elements of relatively thin form for the construction of parts of buildings, e.g. sheet materials, slabs, or panels characterised by the shape or structure composed of two or more spaced sheet-like parts
- E04C2/36—Building elements of relatively thin form for the construction of parts of buildings, e.g. sheet materials, slabs, or panels characterised by the shape or structure composed of two or more spaced sheet-like parts spaced apart by transversely-placed strip material, e.g. honeycomb panels
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Architecture (AREA)
- Remote Sensing (AREA)
- Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
- Civil Engineering (AREA)
- Structural Engineering (AREA)
- Photovoltaic Devices (AREA)
Abstract
Полезная модель относится к области трансформируемых элементов конструкций космических аппаратов, в частности к каркасам солнечных батарей и антенн.Сборный трансформируемый каркас состоит из секций 1, соединенных между собой шарнирами 2, прикрепленных к корпусу космического аппарата 3. Секции 1 имеют форму равновеликих параллелограммов, при шарнирном соединении которых по всем сторонам образуется складчатая структура типа зигзагообразного гофра, а механизмы развертывания выполнены в виде упругих шарниров 2 в форме скобы с двумя фиксированными положениями, соответствующими компактному и развернутому положению каркаса (виды А и Б соответственно). Само раскрытие каркаса реализуется за счет упругих сил, накопленных в упругих шарнирах, объединяющих секции в каркас.Предлагаемый трансформируемый каркас имеет повышенную компактность при выведении на орбиту в силу того, что его конструкция является складчатой структурой типа z-гофр, а значит, при складывании из развернутого положения в компактное, размеры каркаса сокращаются сразу в двух направлениях: перпендикулярно оси космического аппарата и вдоль оси космического аппарата.При раскрытии предлагаемого каркаса из компактного положения в рабочее, развернутое динамическое влияние процесса раскрытия на точность стабилизации космического аппарата является минимальным. Трансформируемый каркас имеет высокое массовое совершенство и упрощенный механизм развертывания, т.к. развертывание осуществляется за счет простых по конструкции упругих шарниров с исключением электро-пневно-механических приводов.1 илл.The utility model relates to the field of transformable elements of spacecraft structures, in particular, to solar cell frames and antennas. The modular transformable frame consists of sections 1 interconnected by hinges 2 attached to the body of the spacecraft 3. Sections 1 are in the form of equal parallelograms with hinged the joints of which on all sides form a folded structure of the zigzag corrugation type, and the deployment mechanisms are made in the form of elastic hinges 2 in the form of a bracket with two fixed oval positions corresponding to the compact and unfolded position of the frame (types A and B, respectively). The skeleton opening itself is realized due to the elastic forces accumulated in the elastic joints, which unite the sections into the skeleton. The proposed transformable frame has an increased compactness when placed into orbit due to the fact that its design is a folded structure of z-corrugation type, and therefore, when folded out deployed position in a compact, the dimensions of the frame are reduced in two directions at once: perpendicular to the axis of the spacecraft and along the axis of the spacecraft. When opening the proposed frame from a compact position Nia in the workplace, a detailed dynamic effect on the accuracy of the spacecraft stabilization of the discovery process is minimal. Transformable frame has a high mass perfection and a simplified deployment mechanism, because the deployment is carried out by means of simple design elastic hinges with the exception of electro-pneumatic-mechanical drives. 1 ill.
Description
Полезная модель относится к области трансформируемых элементов конструкций космических аппаратов, в частности к каркасам солнечных батарей и антенн.The utility model relates to the field of transformable elements of spacecraft structures, in particular, to frames of solar batteries and antennas.
Известна саморазворачивающаяся солнечная батарея (патент США 3 690 080 Solar array with self-erecting, self-rigidizing roll-up sheets, опубл. 12 сентября 1972).A self-expanding solar battery is known (US Patent 3,690,080, Solar array with self-erecting, self-rigidizing roll-up sheets, published September 12, 1972).
Данная панель состоит из отдельных секций, соединенных между собой шарнирами, которые удерживают панель в сложенном состоянии в процессе транспортировки и разворачивают в плоскость. Разворачивание конструкции осуществляется за счет гибких элементов, которые закреплены на ребрах отдельных элементов и находятся в плоском состоянии, когда панель находится в сложенном состоянии. По мере разворачиваниия за счет энергии упругости гибкие элементы скручиваются в трубчатые балки и обеспечивают таким образом жесткость солнечной батареи в конечном развернутом состоянии.This panel consists of separate sections, interconnected by hinges, which hold the panel in a folded state during transport and unfold into a plane. The unfolding of the structure is carried out by means of flexible elements, which are fixed on the edges of individual elements and are in a flat state when the panel is in the folded state. As they unfold due to the energy of elasticity, the flexible elements are twisted into tubular beams and thus provide the rigidity of the solar battery in the final unfolded state.
Недостатком такой конструкции является низкая компактность в сложенном состоянии, сложный механизм развертывания, имеющий большой вес.The disadvantage of this design is the low compactness in the folded state, a complex deployment mechanism that has a lot of weight.
Известна солнечная батарея (патент США 5487791 Stowable and self-deployable parallelogram-type panel array, опубл. 30 января 1996 г.).The solar battery is known (US Pat. No. 5,487,791 to Stowable and self-deployable parallelogram-type panel array, published January 30, 1996).
Панель данной батареи состоит из двух рядов секций, имеющих прямоугольную форму и соединенных между собой шарнирами. Каждый ряд при трансформировании имеет форму линейного гофра с меняющейся амплитудой. Между собой ряды секций находятся в противофазе, соединены по узлам с образованием пантографа. Данная батарея крепится к космическому аппарату и в сложенном состоянии имеет форму блока. Шарниры, расположенные между панелями, имеют привод, за счет которого осуществляется разворачивание конструкции в космосе и который может быть реализован, например, в виде скрученной пружины.The panel of this battery consists of two rows of sections, having a rectangular shape and connected by hinges. Each row in the transformation has the shape of a linear corrugation with varying amplitude. Between themselves, the rows of sections are in antiphase, connected by nodes with the formation of a pantograph. This battery is attached to the spacecraft and in the folded state has the form of a block. Hinges located between the panels have a drive, due to which the structure is deployed in space and which can be realized, for example, in the form of a twisted spring.
Недостатками данной конструкции являются низкая компактность панелей солнечной батареи в сложенном состоянии, а также большое количество структурных элементов механизма развертывания и, как следствие, увеличение общей массы конструкции и снижение ее надежности.The disadvantages of this design are the low compactness of solar panels in the folded state, as well as a large number of structural elements of the deployment mechanism and, as a result, an increase in the total mass of the structure and a decrease in its reliability.
Известна конструкция солнечной батареи, установленной на космическом аппарате «Экспресс -000» (Спутниковая платформа «Экспресс-1000». Учебное пособие/ под ред. В.А. Бабука, Н.А. Тестоедова, Санкт-Петербург, 2015). Ее каркас состоит из двух прямоугольных секций, нарнирно соединенных между собой с возможностью складывания.The design of the solar battery installed on the Express-000 spacecraft (Satellite Platform Express-1000. Study Guide / edited by VA Babuk, N. А. Testoedova, St. Petersburg, 2015) is known. Its frame consists of two rectangular sections, narnirno interconnected with the possibility of folding.
Недостатком данной конструкции является низкая компактность в сложенном состоянии, т.к. сложенный пакет по своим габаритам не может быть меньше размеров в плане одной секции; кроме этого, такие каркасы при раскрытии оказывают существенное вредное динамической влияние на стабилизацию космического аппарата.The disadvantage of this design is the low compactness in the folded state, since folded package in its dimensions can not be less than the size in terms of one section; in addition, such frameworks, when deployed, have a significant adverse dynamic effect on the stabilization of the spacecraft.
Известен каркас солнечной баратеи (Крылов А.В., Чурилин С.А. Моделирование раскрытия солнечных батарей различных конфигураций. Вестник МГТУ им. Н.Э. Баумана. Сер. «Машиностроение», 2011, №1. С. 106-112).The solar carcass frame is known (Krylov A.V., Churilin S.A. Modeling of the opening of solar batteries of various configurations. Bulletin of the Moscow State Technical University na NE Bauman. Ser. "Mashinostroenie", 2011, No. 1. P. 106-112) .
Данный каркас состоит из прямоугольных секций, шарнирно соединенных между собой по боковым кромкам с возможностью складывания, имеющий конфигурацию топологического дерева с дополнительными боковыми секциями и снабженный системой тросовой синхронизации.This frame consists of rectangular sections, hinged interconnected along the side edges with the possibility of folding, having the configuration of a topological tree with additional side sections and equipped with a cable synchronization system.
Недостатком является низкая компактность конструкции, сложная система синхронизации раскрытия и снижения динамического влияния на точность стабилизации космического аппарата.The disadvantage is the low compactness of the design, a complex system for synchronizing the opening and reducing the dynamic effect on the accuracy of the stabilization of the spacecraft.
Известен каркас солнечной батареи (Патент RU 2247683 С1 «Модульная конструкция космического аппарата», авторов Медведева А.А., Недайводы А.К., Радугина И.С. и др., опубл. 10.03.2005, бюл. №7), состоящий из прямоугольных секций, шарнирно связанных между собой по кромкам с возможностью складываться с пониженным вредным динамическим влиянием на точность стабилизации космического аппарата за счет повышенной жесткости их конструкции и использования привода раскрытия солнечных батарей с устройством динамической разгрузки или пологим законом нарастания управляющего момента.The known frame of the solar battery (Patent RU 2247683 C1 "Modular design of the spacecraft", authors Medvedev AA, Nedayvody AK, Radugin IS, etc., publ. 10.03.2005, bull. No. 7) consisting of rectangular sections pivotally interconnected along edges with the ability to fold with reduced harmful dynamic effects on the accuracy of the spacecraft stabilization due to the increased rigidity of their design and the use of a drive for opening solar cells with a dynamic unloading device or a gentle increase law for ruling moment.
Недостатком данной конструкции являются низкая компактность солнечной батареи в сложенном состоянии при выведении на орбиту, сложность и большой вес привода раскрытия с устройством динамической разгрузки для повышения точности стабилизации космического аппарата.The disadvantage of this design is the low compactness of the solar battery in the folded state when placed into orbit, the complexity and high weight of the disclosure drive with a dynamic unloading device to improve the accuracy of spacecraft stabilization.
Данная конструкция принята за прототип.This design is adopted for the prototype.
Проблемой является создание трансформируемой конструкции, способной складываться до минимальных габаритов при выводе на орбиту, с минимальным вредным динамическим влиянием раскрытия на точность стабилизации космического аппарата.The problem is the creation of a transformable structure capable of folding to the minimum dimensions when placed into orbit, with minimal adverse dynamic impact of the disclosure on the accuracy of the stabilization of the spacecraft.
Технический результат, на достижение которого направлена заявляемая полезная модель, заключается в повышении компактности в сложенном виде при выведении на орбиту при силовом корпусе космического аппарата призматической формы, упрощении механизма развертывания и кинематики развертывания солнечной батареи с исключением электромеханических, электрических, пневмо-гидравлических приводов, а также снижении динамического влияния процесса раскрытия каркаса на точность стабилизации космического аппарата.The technical result, which is achieved by the claimed utility model, is to increase compactness when folded when placed into orbit with the power body of a spacecraft of a prismatic shape, simplifying the deployment mechanism and kinematics of the deployment of a solar battery with the exception of electromechanical, electric, pneumatic-hydraulic actuators, and also reducing the dynamic effect of the framework opening process on the accuracy of spacecraft stabilization.
Технический результат достигается тем, что в трансформируемом каркасе солнечной батареи, состоящем из плоских секций, соединенных между собой шарнирами, и механизмов развертывания каркаса, новым является то, что секции имеют форму равновеликих параллелограммов при шарнирном соединении которых по всем сторонам образуется складчатая структура типа зигзагообразного гофра, а механизмы развертывания выполнены в виде упругих шарниров в форме скобы с двумя фиксированными положениями, соответствующими компактному и развернутому состоянию каркаса.The technical result is achieved by the fact that in a transformable solar cell frame consisting of flat sections interconnected by hinges and frame deployment mechanisms, the sections are shaped as equal-sized parallelograms with a hinged connection that forms a zigzag corrugation on all sides , and the deployment mechanisms are made in the form of elastic hinges in the form of a bracket with two fixed positions corresponding to a compact and unfolded state frame.
Сущность полезной модели показана на Фиг. 1.The essence of the utility model is shown in FIG. one.
Здесь: 1 - секции каркаса, имеющие форму параллелограммов; 2 - упругие шарниры; 3 - корпус космического аппарата в виде прямоугольного параллелепипеда; фиг. 1, а - корпус космического аппарата с каркасом в компактном (сложенном) состоянии; фиг. 1, б, и фиг. 1, в - корпус космического аппарата с трансформируемым каркасом на этапах его развертывания; фиг. 1, г - корпус космического аппарата с полностью развернутым каркасом; фиг. 1, д - разметка, соответствующая складчатой структуре типа z-гофр; фиг. 1, е - упругий шарнир: А - в сложенном состоянии, Б - в развернутом состоянии.Here: 1 - frame sections having the form of parallelograms; 2 - elastic hinges; 3 - spacecraft body in the form of a rectangular parallelepiped; FIG. 1, a - the body of the spacecraft with the frame in a compact (folded) state; FIG. 1, b, and FIG. 1, в - the body of the spacecraft with a transformable frame at the stages of its deployment; FIG. 1, g - the body of the spacecraft with a fully deployed frame; FIG. 1, d - marking corresponding to the folded structure of the z-corrugation type; FIG. 1, е - elastic hinge: A - in the folded state, B - in the unfolded state.
Сборный трансформируемый каркас (Фиг. 1) состоит из секций 1, соединенных между собой шарнирами 2, прикрепленных к корпусу космического аппарата 3. Секции 1 имеют форму равновеликих параллелограммов, при шарнирном соединении которых по всем сторонам образуется складчатая структура типа зигзагообразного гофра, а механизмы развертывания выполнены в виде упругих шарниров 2 в форме скобы с двумя фиксированными положениями, соответствующими компактному и развернутому положению каркаса (виды А и Б соответственно).The modular transformable frame (Fig. 1) consists of
Секции каркаса в форме параллелограммов могут быть выполнены как сэндвич-панели с сотовым заполнителем многостеночных панелей, рам с натянутыми по площади струнами. Крепление каркаса к корпусу космического аппарата должно включать моментные узлы, один из которых должен быть фиксированным, а остальные узлы должны обеспечивать скольжение элементов каркаса вдоль направляющей на его боковой поверхности, чтобы была возможность реализации трансформирования складчатой структуры в двух направлениях, в том числе вдоль оси корпуса.The parallelogram-shaped frame sections can be made as sandwich panels with a honeycomb core of multi-wall panels, frames with strings stretched over the square. Mounting frame to the body of the spacecraft should include torque nodes, one of which should be fixed, and the remaining nodes should ensure the sliding of the frame elements along the guide on its side surface, so that it would be possible to implement the transformation of the folded structure in two directions, including along the axis of the body .
Само раскрытие каркаса реализуется за счет упругих сил, накопленных в упругих шарнирах, объединяющих секции в каркас.The opening of the frame itself is realized by the elastic forces accumulated in the elastic joints, which unite the sections into a frame.
Предлагаемый трансформируемый каркас имеет повышенную компактность при выведении на орбиту в силу того, что его конструкций является складчатой структурой типа z-гофр, а значит, при складывании из развернутого положения в компактное размеры каркаса сокращаются сращу в двух направлениях: перпендикулярно оси космического аппарата и вдоль оси космического аппарата. В существующих прототипах размеры сокращаются только в перпендикулярном к оси космического аппарата направлении, а вдоль оси остаются прежними.The proposed transformable frame has an increased compactness when placed into orbit due to the fact that its structures are a folded structure of the z-corrugation type, which means that when folded from the unfolded position into a compact frame, the frame is reduced spliced in two directions: perpendicular to the axis of the spacecraft and along the axis spacecraft. In existing prototypes, the dimensions are reduced only in the direction perpendicular to the axis of the spacecraft, but remain the same along the axis.
При раскрытии предлагаемого каркаса из компактного положения в рабочее развернутое динамическое влияние процесса раскрытия на точность стабилизации космического аппарата является минимальным. В отличие от прототипов складчатая структура типа z-гофр в любом промежуточном положении трансформирования является статически стабильной, т.е. все моменты от упругих шарниров уравновешены относительно срединной поверхности каркаса, а силы раскрытия сводятся в одну срединную плоскость каркаса. Таким образом, ускорение и само движение раскрытия происходят только в срединной плоскости каркаса и уравновешивается таким же движением трансформируемого каркаса, расположенного с симметрично противоположной стороны корпуса.When disclosing a proposed framework from a compact position to a working, the unfolded dynamic effect of the disclosure process on the accuracy of stabilization of a spacecraft is minimal. In contrast to the prototypes, the fold structure of the z-corrugation type in any intermediate position of the transformation is statically stable, i.e. all moments from elastic hinges are balanced relative to the median surface of the frame, and the forces of expansion are reduced to one median plane of the frame. Thus, the acceleration and movement of the opening itself occurs only in the median plane of the frame and is balanced by the same movement of the transformable frame located on the symmetrically opposite side of the body.
Трансформируемый каркас имеет высокое массовое совершенство и упрощенный механизм развертывания, т.к. развертывание осуществляется за счет простых по конструкции упругих шарниров с исключением электро-пневно-механических приводов.Transformable frame has a high mass perfection and a simplified deployment mechanism, because deployment is carried out at the expense of simple design elastic hinges with the exception of electro-pneumatic-mechanical drives.
Claims (1)
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2018139923U RU188471U1 (en) | 2018-11-12 | 2018-11-12 | TRANSFORMABLE FRAME |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2018139923U RU188471U1 (en) | 2018-11-12 | 2018-11-12 | TRANSFORMABLE FRAME |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU188471U1 true RU188471U1 (en) | 2019-04-15 |
Family
ID=66168851
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2018139923U RU188471U1 (en) | 2018-11-12 | 2018-11-12 | TRANSFORMABLE FRAME |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU188471U1 (en) |
Citations (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| FR2186944A5 (en) * | 1971-08-30 | 1974-01-11 | Scheel Henning | |
| US5131955A (en) * | 1991-01-14 | 1992-07-21 | General Dynamics Corporation/Space Systems Division | Depolyable retractable photovoltaic concentrator solar array assembly for space applications |
| RU2247683C1 (en) * | 2003-05-21 | 2005-03-10 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Государственный космический научно-производственный центр им. М.В. Хруничева" | Module-type spacecraft |
| RU2303501C2 (en) * | 2005-06-29 | 2007-07-27 | Валентин Илдарович Халиулин | Method for making parts with zigzag corrugated structure |
| US8066227B2 (en) * | 2006-03-31 | 2011-11-29 | Composite Technology Development, Inc. | Deployable structures having collapsible structural members |
| RU2632677C2 (en) * | 2015-12-07 | 2017-10-09 | Илья Валерьевич Молохин | Spacecraft solar battery |
-
2018
- 2018-11-12 RU RU2018139923U patent/RU188471U1/en not_active IP Right Cessation
Patent Citations (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| FR2186944A5 (en) * | 1971-08-30 | 1974-01-11 | Scheel Henning | |
| US5131955A (en) * | 1991-01-14 | 1992-07-21 | General Dynamics Corporation/Space Systems Division | Depolyable retractable photovoltaic concentrator solar array assembly for space applications |
| RU2247683C1 (en) * | 2003-05-21 | 2005-03-10 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Государственный космический научно-производственный центр им. М.В. Хруничева" | Module-type spacecraft |
| RU2303501C2 (en) * | 2005-06-29 | 2007-07-27 | Валентин Илдарович Халиулин | Method for making parts with zigzag corrugated structure |
| US8066227B2 (en) * | 2006-03-31 | 2011-11-29 | Composite Technology Development, Inc. | Deployable structures having collapsible structural members |
| RU2632677C2 (en) * | 2015-12-07 | 2017-10-09 | Илья Валерьевич Молохин | Spacecraft solar battery |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| US8616502B1 (en) | Deployable solar panel assembly for spacecraft | |
| US6637702B1 (en) | Nested beam deployable solar array | |
| US9249565B2 (en) | Deployable truss with orthogonally-hinged primary chords | |
| US4282394A (en) | Underwing reflector solar array | |
| US3435570A (en) | Erectable structure with scissors link | |
| CN106058415A (en) | Scissors type hexagonal-prism-shaped extensible unit and space extensible mechanism formed by the same | |
| CN109533323B (en) | Miniature flapping wing aircraft with single-degree-of-freedom foldable wings | |
| NL1013666A1 (en) | Foldable solar generator. | |
| CN209667394U (en) | A kind of large space development agency | |
| CN104319453B (en) | Double-layer annular truss antenna mechanism based on passive drive | |
| CN109592031A (en) | The bionic flapping-wing flying vehicle of unilateral single node | |
| CN109119739A (en) | One kind being based on three structure state transformation space development agency of scissor unit | |
| CN106450649A (en) | H-structure spaceborne-antenna unfoldable mechanism | |
| CN106450647A (en) | Shears-fork type hexagonal-prism extensible unit and space extensible mechanism formed by the same | |
| RU188471U1 (en) | TRANSFORMABLE FRAME | |
| CN108183308B (en) | Centrosymmetric multi-wing space folding and unfolding mechanism | |
| CN106498839B (en) | A kind of bi-directional folded truss-type bridges structure | |
| RU187288U1 (en) | TRANSFORMABLE FRAME | |
| RU193953U1 (en) | TRANSFORMABLE FRAME | |
| RU200653U1 (en) | Solar spacecraft battery deployment device | |
| CN111641020B (en) | Deployable mechanism of triangular prism unit modular planar antenna | |
| CN208368710U (en) | One kind being based on three structure state transformation space development agency of scissor unit | |
| CN106284803A (en) | A kind of deployable cylindrical reticulated shell structure with four pieces of rigid plate folding unit | |
| RU207349U1 (en) | MECHANICAL DEVICE OF BATTERY FOR SOLAR SPACE VEHICLE | |
| CN108583939A (en) | A kind of space development mechanism applied to the satellite sun wing |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| MM9K | Utility model has become invalid (non-payment of fees) |
Effective date: 20201113 |