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公开(公告)号：CN106467177A
公开(公告)日：2017-03-01
申请号：CN201610815972.5
申请日：2016-09-08
Applicant: 上海卫星工程研究所
CPC classification number: B64G1/58 , B32B3/12 , B32B5/02 , B32B27/08 , B32B27/36 , B32B2255/10 , B32B2255/26 , B32B2262/0284 , B64G1/10
Abstract: 本发明提供了一种替代卫星侧板的方法及适用于替代卫星侧板的多层结构，包括多个多层隔热单元；所述多层隔热单元由一层双面镀铝聚酯薄膜和一层涤纶网布相间隔组成；所述适用于替代卫星侧板的多层结构的外表面加设有一层喷涂有白漆的聚酰亚胺薄膜。本发明为卫星减重提供一种新的途径，具有安装方便、可靠性好、重量轻的特点。
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公开(公告)号：CN106467176A
公开(公告)日：2017-03-01
申请号：CN201610810994.2
申请日：2016-09-08
Applicant: 上海卫星工程研究所
Abstract: 本发明提供了一种卫星推进舱的温控方法，其基于推进系统安装在一个单独的推进舱，采用的设计方法为整个舱外表面包覆多层隔热组件；部分推力器在舱外需包覆多层隔热组件；设计补偿加热器保障电磁阀的温度水平；舱外管路和支架包覆多层隔热组件；推进舱内不作任何热控处理。在新型低温推进剂的基础上采用上述发明，可以解决卫星推进舱的温控要求。
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公开(公告)号：CN114476139B
公开(公告)日：2024-01-30
申请号：CN202210038759.3
申请日：2022-01-13
Applicant: 上海卫星工程研究所
Abstract: 本发明提供了一种火星环绕器行波管组件热控系统及方法，包括散热模块和补偿保温模块；所述散热模块包括散热通道设计单元和均温措施设计单元，所述补偿保温模块包括补偿加热设计单元和隔热组件设计单元；所述散热通道设计单元具体为：对行波管组件的热流集中的行波管放大器设置散热通道；所述均温措施设计单元具体为：在行波管组件下预埋热管进行等温化；所述隔热组件设计单元具体为：在行波管组件外表面包覆隔热组件；所述补偿加热设计单元具体为：在热管区域设置补偿加热组件。本发明解决了火星环绕器行波管组件工作时的散热问题，同时解决了火星环绕器行波管组件不工作时的保温问题，具有精准控制和节省能源的有益效果。
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公开(公告)号：CN116702314A
公开(公告)日：2023-09-05
申请号：CN202310553753.4
申请日：2023-05-16
Applicant: 上海卫星工程研究所
IPC: G06F30/15 , B64G1/50 , B64G1/40 , G06F119/08
Abstract: 本发明提供了一种膜片贮箱的控温装置的设计方法及系统，包括如下步骤：步骤1：将球形贮箱按照气液分布方向作为上下半球，进行纬度分隔和经度分隔，形成经纬度分隔区域；步骤2：将球形贮箱表面形成的经纬网格作为加热片粘贴区域，并将单个的网格展开尺寸作为加热片设计尺寸；步骤3：定义第i行单列加热片几何尺寸，加热片设计为轴对称结构；步骤4：设计加热片走线布局间距D；步骤5：根据膜片贮箱的结构特点和形状尺寸设计加热片尺寸、加热片功率分布；步骤6：采用点贴工艺将加热片粘贴到贮箱的碳纤维编制层上。本发明实现了碳纤维编织表层铝合金内胆的膜片贮箱的轻量化高稳定度的控温。
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公开(公告)号：CN116164156A
公开(公告)日：2023-05-26
申请号：CN202310094622.4
申请日：2023-02-06
Applicant: 上海卫星工程研究所
Abstract: 本发明提供了一种涉及航天热控技术领域的航天器490N发动机电磁阀的散热装置，包括电磁阀、散热件以及星体支架法兰，490N发动机通过发动机法兰与卫星支架法兰螺钉安装装配，散热件通过接触导热填料分别与电磁阀和星体支架法兰相连接，电磁阀通过散热件增加散热面积，使电磁阀直接与星体支架法兰进行换热。本发明利用490N发动机电磁阀散热装置，使电磁阀直接与星体支架法兰进行良好换热，从而使电磁阀拥有更强的散热能力，具有寿命长、重量小、控温能力强、可适应极端高低温工况、可靠性高的特点。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN114546002A
公开(公告)日：2022-05-27
申请号：CN202210065764.3
申请日：2022-01-20
Applicant: 上海卫星工程研究所
IPC: G05D23/30
Abstract: 本发明提供了一种深空光学类载荷主镜部件的高精度温控装置，包括载荷外壳、遮光罩、主镜、底板、主镜背板以及内置遮光罩，其中：所述主镜通过安装固定附件固定在主镜背板上；所述主镜背板光滑面一端与主镜的凹槽面一端相对安装；主镜背板通过安装固定附件紧固于底板表面；所述底板安装在载荷外壳上；遮光罩设置在所述载荷外壳的前端；主镜背板光滑面分多个区域粘贴加热片与铂电阻并喷涂黑漆，在主镜圆柱面粘贴加热器与铂电阻；主镜背板凹槽面和主镜凹槽面喷涂黑漆；所述内置遮光罩设置在所述主镜背板的光滑面的中部。这样通过辐射换热和导热的方式把主镜控制在高精度温度范围内，该设计具有超高精度、高适应性和高可靠性。
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公开(公告)号：CN110906527B
公开(公告)日：2021-05-11
申请号：CN201911061756.6
申请日：2019-11-01
Applicant: 上海卫星工程研究所
Abstract: 本发明提供了一种卫星舱内热管的固定装置，包括热管、单机安装板、卫星舱侧板和第一紧固件，所述热管包括热管第一端和热管第二端，所述热管第一端和热管第二端顺滑相连接，所述热管呈“S”型，所述热管的一端与所述单机安装板固定连接，所述热管的另一端与所述卫星舱侧板通过所述紧固件固定连接。本发明的卫星舱内热管的固定装置，能够实现在舱内不具备直接固定外贴热管操作空间情况下，在封舱后由舱外固定热管，能够保证热管平面度而且能够调整热管的固定位置。
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公开(公告)号：CN110906527A
公开(公告)日：2020-03-24
申请号：CN201911061756.6
申请日：2019-11-01
Applicant: 上海卫星工程研究所
Abstract: 本发明提供了一种卫星舱内热管的固定装置，包括热管、单机安装板、卫星舱侧板和第一紧固件，所述热管包括热管第一端和热管第二端，所述热管第一端和热管第二端顺滑相连接，所述热管呈“S”型，所述热管的一端与所述单机安装板固定连接，所述热管的另一端与所述卫星舱侧板通过所述紧固件固定连接。本发明的卫星舱内热管的固定装置，能够实现在舱内不具备直接固定外贴热管操作空间情况下，在封舱后由舱外固定热管，能够保证热管平面度而且能够调整热管的固定位置。
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公开(公告)号：CN106275496B
公开(公告)日：2019-03-29
申请号：CN201610666959.8
申请日：2016-08-12
Applicant: 上海卫星工程研究所
Abstract: 本发明提供了一种一罐多星的热平衡试验方法，基于采用多颗卫星安装于一个真空罐内同时进行热平衡试验，首先在卫星的散热面上粘贴用于模拟外热流的加热片，再在加热片上喷涂散热面所用涂层；卫星其它区域采用红外笼模拟外热流，多颗卫星的安装位置采用卫星散热面区域相对安装，由于卫星散热面外热流较小采用此种安装布局可以减小多颗卫星外热流的互相影响。本发明方法简单、成本低，对于解决轨道条件相似多颗卫星的热平衡试验方法提供了新的思路。
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公开(公告)号：CN106275496A
公开(公告)日：2017-01-04
申请号：CN201610666959.8
申请日：2016-08-12
Applicant: 上海卫星工程研究所
IPC: B64F5/00
Abstract: 本发明提供了一种一罐多星的热平衡试验方法，基于采用多颗卫星安装于一个真空罐内同时进行热平衡试验，首先在卫星的散热面上粘贴用于模拟外热流的加热片，再在加热片上喷涂散热面所用涂层；卫星其它区域采用红外笼模拟外热流，多颗卫星的安装位置采用卫星散热面区域相对安装，由于卫星散热面外热流较小采用此种安装布局可以减小多颗卫星外热流的互相影响。本发明方法简单、成本低，对于解决轨道条件相似多颗卫星的热平衡试验方法提供了新的思路。
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