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公开(公告)号：CN108897012A
公开(公告)日：2018-11-27
申请号：CN201810617276.2
申请日：2018-06-15
Applicant: 上海卫星工程研究所
Abstract: 本发明提供了一种针对卫星偏心展开附件的可调节悬吊装置及其应用，包括：悬吊横梁、调位横梁、悬吊竖梁、悬吊绳索、弹簧秤，悬吊横梁与调位横梁连接，调位横梁与悬吊竖梁连接，悬吊绳索一端绑缚在悬吊竖梁上，一端绑缚在弹簧秤上，悬吊横梁与偏心展开附件连接，在悬吊状态下，调节悬吊绳索长度，使弹簧秤的拉力等于展开附件的重力，以精确卸载偏心展开附件的重力。本发明能有效防止因偏心而产生的摩擦、倾覆等导致试验失败，可靠地保证卫星偏心展开附件的地面展开试验有效地、顺利地完成。
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公开(公告)号：CN107618196A
公开(公告)日：2018-01-23
申请号：CN201710632215.9
申请日：2017-07-28
Applicant: 上海卫星工程研究所
Abstract: 本发明提供了一种航天器结构装配中不规则间隙的补偿方法，根据结构间间隙的尺寸，选择适合厚度的柔性纤维布，将纤维布浸入胶黏剂或表面涂刷，将含胶黏剂的纤维布黏在连接面表面，安装结构调整至所需精度并紧固，两连接结构间紧固的力将含胶黏剂的柔性纤维布压成间隙的形状，并挤出多余胶黏剂，擦除被挤出的多余胶黏剂，待胶黏剂固化后，补贴层就能完全补充装配结构间的间隙。本发明采用柔性纤维布与胶黏剂作补偿层，补偿层充分利用纤维布的柔性与胶黏剂的流动性，实现不规则界面复杂间隙的完全填充，并具备较高的强度与刚度。
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公开(公告)号：CN106768915A
公开(公告)日：2017-05-31
申请号：CN201611031083.6
申请日：2016-11-16
Applicant: 上海卫星工程研究所
IPC: G01M13/00
CPC classification number: G01M13/00
Abstract: 本发明公开了一种卫星双组元推进系统的电爆阀地面极性测试方法，其步骤包括：步骤一，管路放气，减少管路残留气体干扰；步骤二，对推进管路分段充放气，判断电爆阀安装极性。本发明通过对推进管路分段充放气，对系统内所有电爆阀的极性进行判别，通过优化管路充放气的步骤，减少电爆阀地面极性检查所需的充放气次数。
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公开(公告)号：CN117540902A
公开(公告)日：2024-02-09
申请号：CN202311332050.5
申请日：2023-10-13
Applicant: 上海卫星工程研究所
IPC: G06Q10/063 , G06Q10/0637 , G06Q10/10 , G06F30/15
Abstract: 本发明提供了一种卫星AIT设计制造并行协同研制方法及系统，包括步骤S1：进行卫星配套及总装技术要求定义，获取完整的整星产品配套及相应装星技术要求的结构化设计数据；步骤S2：进行卫星AIT流程设计，得到整星级AIT技术流程和各阶段任务的项目级AIT具体实施子流程；步骤S3：对AIT流程中的任一工作项目进行实施状态反馈确认工作；步骤S4：自动流转至下一阶段项目或指定流转至某一特定阶段项目，直至完成整星级AIT技术流程中的所有项目。本发明实现了卫星AIT设计制造一体化，达到AIT研制全过程信息流贯通和业务闭环的效果，确保了卫星研制状态一致性和过程质量稳定性，有效提升了卫星全周期研制效率和质量。
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公开(公告)号：CN115258201A
公开(公告)日：2022-11-01
申请号：CN202210859800.3
申请日：2022-07-21
Applicant: 上海卫星工程研究所
IPC: B64G1/44
Abstract: 本发明提供了一种倾斜轨道卫星的偏置太阳翼构型设计方法及系统，包括：步骤S1：确定卫星平台的功率、太阳翼安装面尺寸、运载包络；步骤S2：得到卫星所处轨道的太阳高度角变化范围；步骤S3：计算太阳翼固定偏置角度和太阳翼基板面积；步骤S4：选取合适的太阳翼构型；步骤S5：在太阳翼SADA驱动轴过太阳翼基板质心的约束下，结合太阳翼偏置角度计算太阳翼构型的根铰展开角度，选取根铰展开角度大于30°的太阳翼构型；步骤S6：计算太阳高度角最大时卫星本体对太阳翼本体的遮挡面积；步骤S7：增加与遮挡面积相等的太阳翼基板面积，重复步骤S4、步骤S5，得到符合要求的太阳翼构型。本发明优化了太阳翼设计，显著提高了倾斜轨道上太阳翼的光能利用效率。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN113176072A
公开(公告)日：2021-07-27
申请号：CN202110340727.4
申请日：2021-03-30
Applicant: 上海卫星工程研究所
Abstract: 本发明提供了一种适用于对地光学探测星座阳光干扰的通用分析方法，包括如下步骤：根据卫星高度、轨道面太阳角获得单星每轨阳光干扰特性；根据单轨道面内卫星分布特性、单星每轨阳光干扰特性，获得单轨道面所有卫星阳光干扰特性；根据卫星轨道高度、卫星轨道倾角获得卫星在轨运行过程中光照回归周期；根据卫星光照回归周期，获取星座内所有轨道面太阳角分布；根据光照回归周期内所有轨道面的太阳角分布，结合上述的结果，筛选极端工况；建立极端工况仿真场景，计算获取星座阳光干扰影响的分析结果。本发明通过从单星出发、继而到单轨道面，最终到多轨道面星座，分析原理清晰，方法简单，避免大计算量分析过程，最终将阳光干扰影响简化为统计分析。
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公开(公告)号：CN108791961B
公开(公告)日：2020-03-06
申请号：CN201810616044.5
申请日：2018-06-14
Applicant: 上海卫星工程研究所
IPC: B64G1/50
Abstract: 本发明公开了一种GEO卫星大跨度热管构型，该大跨度热管在两个维度上具有“U”字型构型，两个“U”字型跨度分别为1375mm和925mm；所述大跨度热管两端分别为支架连接端和散热面连接端，所述支架连接端和散热面连接端不在同一个平面上，两个连接端的安装面成90°夹角。所述大跨度热管总长为3000mm，长度与热管横截面最大尺寸长度比值为75，支架连接端直线长度为185mm，散热面连接端直线长度为625mm。本发明从力学环境和在轨热环境方面减少其对星敏感器安装精度的影响，提高星敏感器在轨安装基准的稳定性。
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公开(公告)号：CN109367821A
公开(公告)日：2019-02-22
申请号：CN201810616049.8
申请日：2018-06-14
Applicant: 上海卫星工程研究所
Abstract: 本发明公开了一种GEO轨道卫星推力器构型，由1台远地点发动机和16台姿控推力器组成，1台远地点发动机位于卫星底板中心，推力矢量与星体-Z轴平行；16台姿控推力器中8台姿控推力器布置于底板，8台姿控推力器布置于卫星东侧和西侧。本发明采用较少数量的推力器和较为紧凑的布局构型方式实现功能要求的同时兼顾备份功能的实现，满足卫星变轨和三轴姿态控制需求，具有较高的冗余度，可简化推力器连接管路走向，便于推力器在卫星上的安装实施及测量，减少推力器羽流对星体影响。
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公开(公告)号：CN105173125A
公开(公告)日：2015-12-23
申请号：CN201510466033.X
申请日：2015-07-31
Applicant: 上海卫星工程研究所
Abstract: 本发明提供了一种针对卫星偏心可展开附件的可调节气浮装置及其使用方法，包括：承载横梁、调心横梁、支撑竖梁、十字四脚底盘、气浮盘、气浮盘进气口、分气管。本发明是在卫星展开附件传统气浮装置的基础上，根据应用需要改进了适应偏心及其可调节的功能，在能可靠安全地承载展开附件重量以达到模拟在轨失重环境的同时，有效防止因偏心而产生的摩擦、倾覆等导致试验失败，可靠地保证卫星偏心展开附件的地面展开试验有效地、顺利地完成。
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公开(公告)号：CN118033966A
公开(公告)日：2024-05-14
申请号：CN202311689462.4
申请日：2023-12-08
Applicant: 上海卫星工程研究所
Abstract: 本发明提供了一种带可调节挡光板的外扩式遮光罩构型设计及效能评估方法，构型设计包括：遮光罩高度与光学系统杂散光抑制角的匹配性设计；遮光罩外扩角与光学系统视场角的匹配性设计；遮光罩斜切角设计；遮光罩多面构型设计；遮光罩顶端可调节板外形尺寸设计；遮光罩顶端可调节板旋转角度设计。遮光效能评估方法包括：太阳矢量在卫星本体系下的计算方法；遮光罩在相机通光平面内的可视化投影计算方法；遮光罩顶端可调节板最优转角计算方法。本发明相比于非外扩的直筒型遮光罩，可适应大视场相机的遮光应用；本发明提出的遮光罩效能评估方法，可对遮光罩各项参数进行量化评估。
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