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公开(公告)号：CN102145753A
公开(公告)日：2011-08-10
申请号：CN201010108596.9
申请日：2010-02-10
Applicant: 上海卫星工程研究所
IPC: B64G1/44
Abstract: 本发明涉及航天器领域。本发明的目的在于提供一种无应力安装方法，解决太阳电池阵与驱动机构的无应力对接等问题。其特征在于：太阳电池阵驱动机构安装板[1]保证安装平面的平面度、与基准轴的水平度或垂直度；太阳电池阵驱动机构产品[2]通过与产品外形相仿、精度提高的太阳电池阵驱动机构模拟工装[3]保证产品在相应安装板上的空间位置，通过定位块[4]保证其复位精度；太阳电池阵安装框架[5]以高精度的太阳电池阵驱动机构模拟工装[3]在航天器中确定的空间位置为基准，调整或加工；太阳电池阵[6]在展开状态下，通过整体平移、转动等措施实现与太阳电池阵驱动机构[2]的无应力对接。本发明取得了方法合理、操作可行、安装可靠、简单方便、适应性强等有益效果。
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公开(公告)号：CN109918724A
公开(公告)日：2019-06-21
申请号：CN201910091507.5
申请日：2019-01-30
Applicant: 上海卫星工程研究所
IPC: G06F17/50
Abstract: 本发明涉及一种遥感仪器技术领域的星载遥感仪器光路组件位移变形对视向量影响的分析方法，将仪器光路模型中的参数分为位移变形参数、旋转扫描角和其它结构参数，光路模型输出仪器指向探测目标的视向量簇，所述仪器指向探测目标的视向量簇，是从馈源出射波束-3dB包络渐近面上等间隔的波束边界视线矢量和波束中心视向量，经天线各反射面反射作用后从主反射面出射的视线单位向量的集合。本发明的星载遥感仪器光路组件位移变形对视向量影响的分析方法，适用于含有旋转抛物面反射面、旋转双曲面反射面、平面反射面以及旋转扫描机构等多种光路组件的微波遥感仪器。可定量分析星载微波遥感仪器上述任意光路组件位移变形的对视向量的影响。
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公开(公告)号：CN105035362B
公开(公告)日：2017-08-29
申请号：CN201510466099.9
申请日：2015-07-31
Applicant: 上海卫星工程研究所
IPC: B64G1/28 , F16F15/023 , F16F15/04
Abstract: 本发明提供了一种卫星控制力矩陀螺用振动隔振装置，用于控制力矩陀螺的振动隔振，包括隔振器组件和蜂窝板；其中，所述隔振器组件设置在所述蜂窝板上；所述隔振器组件包括封盖、连杆、隔振器、阻尼层、转接件和底座；所述连杆、隔振器、阻尼层、转接件和底座顺次相连；所述封盖设置在所述连杆、所述隔振器和所述阻尼层的外侧；所述底座连接所述蜂窝板；所述连杆用于连接所述控制力矩陀螺。所述隔振器组件的数量为四个；四个所述隔振器组件呈矩形分布；相邻两个隔振器组件对称分布。本发明结构设计合理，能够显著降低控制力矩陀螺在轨运行时引发的微振动响应对敏感载荷的干扰，保证星上高精度敏感载荷在轨运行时的稳定性、可靠性和安全性。
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公开(公告)号：CN103279595B
公开(公告)日：2016-04-27
申请号：CN201310153510.8
申请日：2013-04-27
Applicant: 上海卫星工程研究所
IPC: G06F17/50
Abstract: 本发明提供了一种准零刚度非线性悬吊系统设计方法，包括以下步骤：步骤1：根据被悬吊对象的质量和悬吊频率范围确定准零刚度非线性悬吊系统的零刚度区域；步骤2：根据空间环境和试验环境设计负刚度碟簧组的刚度；步骤3：设计正刚度线簧刚度；步骤4：校核并优化悬吊系统的零刚度区域；步骤5：校核悬吊系统极限承载强度和疲劳寿命；步骤6：对悬吊系统进行故障分析及应对，完成悬吊系统设计。本发明能够在悬吊对象及应用环境的约束条件下，快速可靠地实现准零刚度悬吊系统的设计，实施高校、可靠性、安全性和可扩展性高，具有广阔的应用前景及较高的适应经济价值。
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公开(公告)号：CN104373503B
公开(公告)日：2016-03-16
申请号：CN201410588435.2
申请日：2014-10-28
Applicant: 上海卫星工程研究所
IPC: F16F15/12 , F16F15/315
Abstract: 本发明提供了一种卫星飞轮用微振动会聚式隔振装置，包括上平台、衬套、下转接件、下平台、定片、阻尼层、动片、隔振器和上转接件，上平台沿圆周方向有三个均匀分布的梯形角，梯形角上有若干直径为3.3mm的第一光孔用于和上转接件连接；下平台沿圆周方向有三个均匀分布的凹槽用于和下转接件连接；上转接件、隔振器、动片、阻尼层、定片和衬套组合成为隔振器组件，隔振器组件共有三个，三个隔振器组件的三根轴线汇交于一点，汇交点位于上平台上方；上平台和下平台通过下转接件、隔振器组件连接；阻尼层夹在定片和动片之间。本发明能够显著降低飞轮在轨运行时引发的微振动响应，保证星上高精度敏感载荷在轨运行时的稳定性、可靠性和安全性。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN103205609B
公开(公告)日：2016-03-16
申请号：CN201310103153.4
申请日：2013-03-27
Applicant: 上海卫星工程研究所
Abstract: 本发明公开了一种航天器结构材料及其纳米铝合金复合材料。该纳米铝合金复合材料是在纳米铝合金中复合碳纳米颗粒而制得的，所述碳纳米颗粒平行于所述纳米铝合金复合材料表面定向排列。航天器结构材料包括由上述纳米铝合金复合材料制得的上、下盖板和中间蜂窝结构层。本发明制得的纳米铝合金复合材料具备良好的力学、导热、导电性能，利用该纳米铝合金复合材料进一步制备得到新型蜂窝板结构材料具备良好的力学性能，同时兼具良好的导电导热性能，是适合航天应用的航天器结构材料；该航天器结构材料既可实现航天器结构“轻质化、长寿命、高可靠、高效能、低成本”的发展目标，同时也对简化航天器结构装配操作具有重大的意义。
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公开(公告)号：CN105134874A
公开(公告)日：2015-12-09
申请号：CN201510466123.9
申请日：2015-07-31
Applicant: 上海卫星工程研究所
IPC: F16F15/315 , F16F15/02 , F16F13/00
Abstract: 本发明提供了一种卫星飞轮用隔振与缓冲组合式支架，包括上平台、隔振组件和下平台；其中，所述隔振组件的上端连接所述上平台；所述隔振组件的下端连接所述下平台；所述上平台用于安装卫星飞轮；所述下平台用于安装卫星蜂窝板。所述隔振组件还包括隔振器和缓冲装置；所述缓冲装置设置在所述隔振器内侧；所述缓冲装置包括上撑杆、下撑杆、第一缓冲片、内套、活塞、第二缓冲片和衬套。本发明中隔振组件具有缓冲和隔振两种功能，缓冲装置能够使得本发明安全通过发射主动段、飞轮安装界面振动响应放大倍数不超过指标要求、不影响支架在轨隔振性能；隔振部分对卫星飞轮6个方向的振动进行抑制，达到降低敏感载荷安装板振动响应的目的。
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公开(公告)号：CN105035362A
公开(公告)日：2015-11-11
申请号：CN201510466099.9
申请日：2015-07-31
Applicant: 上海卫星工程研究所
IPC: B64G1/28 , F16F15/023 , F16F15/04
Abstract: 本发明提供了一种卫星控制力矩陀螺用振动隔振装置，用于控制力矩陀螺的振动隔振，包括隔振器组件和蜂窝板；其中，所述隔振器组件设置在所述蜂窝板上；所述隔振器组件包括封盖、连杆、隔振器、阻尼层、转接件和底座；所述连杆、隔振器、阻尼层、转接件和底座顺次相连；所述封盖设置在所述连杆、所述隔振器和所述阻尼层的外侧；所述底座连接所述蜂窝板；所述连杆用于连接所述控制力矩陀螺。所述隔振器组件的数量为四个；四个所述隔振器组件呈矩形分布；相邻两个隔振器组件对称分布。本发明结构设计合理，能够显著降低控制力矩陀螺在轨运行时引发的微振动响应对敏感载荷的干扰，保证星上高精度敏感载荷在轨运行时的稳定性、可靠性和安全性。
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公开(公告)号：CN104455146A
公开(公告)日：2015-03-25
申请号：CN201410588759.6
申请日：2014-10-28
Applicant: 上海卫星工程研究所
Abstract: 本发明提供了一种卫星飞轮用微振动隔振与吸振联合减振装置，包括上平台等，上平台沿圆周方向有三个均匀分布的矩形凸台用于和吸振器转接件连接；上平台沿圆周方向有三个均匀分布的梯形角，且梯形角位于相邻两个矩形凸台的对称面上，梯形角上有若干直径为3.3mm的第一光孔用于和上转接件连接；下平台沿圆周方向有三个均匀分布的凹槽用于和下转接件连接；上转接件、隔振器、动片、阻尼层、定片和衬套组合成为隔振器组件，上平台和下平台通过下转接件、隔振器组件连接；调谐质量块和吸振器弹性单元连接成为吸振器组件。本发明能够显著降低飞轮在轨运行时引发的微振动响应，保证星上高精度敏感载荷在轨运行时的稳定性、可靠性和安全性。
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公开(公告)号：CN104443435A
公开(公告)日：2015-03-25
申请号：CN201410674832.1
申请日：2014-11-21
Applicant: 上海卫星工程研究所
IPC: B64G1/36
Abstract: 本发明提供了一种用于热变形隔离与控制的星敏感器安装结构，星敏感器安装横梁组件、连接螺杆组件和连接分离组件，星敏感器安装横梁组件在两端通过连接螺杆组件与星体框架相连，以释放连接处绕螺杆轴线转动的自由度，这种半刚性连接方式使在空间极端温度环境下在星体框架发生热变形时，星敏感安装横梁形状保持不变，从而保证其上安装的星敏感器指向不发生变化。连接分离组件的作用是降低星敏感器在卫星发射段力学环境激励下的动力学响应；卫星入轨后对增加的连接点进行释放。本发明可用于对在轨指向精度稳定性要求较高的星敏感器的安装，对星敏感器安装横梁的在轨热变形进行隔离与控制，保证其使用要求。
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