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公开(公告)号：CN108491582A
公开(公告)日：2018-09-04
申请号：CN201810164239.0
申请日：2018-02-27
Applicant: 中国空间技术研究院
IPC: G06F17/50
Abstract: 本发明公开了一种基于设计流程的卫星设计知识本体关联方法和系统，其中，所述方法包括：采用七元数组对卫星设计流程中的设计活动进行描述；对七元数组进行解析，得到设计活动所使用的设计标准和设计规范、设计输入和设计活动关键词；根据设计活动所使用的设计标准和设计规范，检索设计标准库，建立相关设计标准与设计活动的关联关系；根据设计输入，确定设计活动的设计文件，建立已输出的设计文件与设计活动的关联关系；根据设计活动关键词，基于领域本体从多个信息系统的数据库中检索得到设计知识，形成参考知识集，并建立参考知识集与设计活动的关联关系。通过本发明实现了通信卫星研制知识的全面受控，支撑了卫星创新研制过程。
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公开(公告)号：CN110957711B
公开(公告)日：2022-04-12
申请号：CN201911114185.8
申请日：2019-11-14
Applicant: 中国空间技术研究院
Abstract: 本发明涉及一种地面测试用等效航天器电源过压保护装置，该装置包括过压保护负载组件、散热支撑板、绝缘保护罩、绝缘支撑腿；过压保护负载组件安装在散热支撑板上，绝缘保护罩安装在散热支撑板上，用于覆盖过压保护负载组件，绝缘支撑腿用于支撑散热支撑板，过压保护负载组件跨接在航天器电缆网的母线正端与负端之间，用于与星上电源控制器内部过压保护电路配合使用，当母线电压高于额定值时，星上电源控制器内部过压保护电路将被触发，转而接通过压保护负载组件，过压保护负载组件接通之后，消耗过载功率，并通过散热支撑板将产生的热量散出，使母线电压重新维持在安全范围内。
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公开(公告)号：CN114243253A
公开(公告)日：2022-03-25
申请号：CN202111442919.2
申请日：2021-11-30
Applicant: 中国空间技术研究院
Abstract: 本发明一种压紧释放装置及固面天线可展开稳定性判定方法，包括：底座固定安装在卫星舱板上；大端盖固定安装在固面天线上；小端盖通过螺钉固定安装在大端盖上；小端盖的顶部加工有凹球面用于安装球面套；凹球面与球面套使压紧杆能够绕轴转动；垫圈位于大端盖和小端盖之间，起到安装导向作用；螺母用于把压紧杆压紧至球面套上，使得球面套和压紧杆形成一个整体，压紧杆可以随着球面套的摆动而转动；压紧杆的一端依次插入球面套、小端盖、垫圈、大端盖和底座后固定连接在卫星舱板上。本发明明确了流程中不同影响环节的计算原则及调整手段，实现可展开部件在轨展开情况的地面预判，可应用于星上所有可展开部件的展开稳定性计算中，具有普遍适用性。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN110963085B
公开(公告)日：2021-04-13
申请号：CN201911114191.3
申请日：2019-11-14
Applicant: 中国空间技术研究院
IPC: B64G1/40
Abstract: 本发明涉及一种飞行器的推力器布局及基于该布局的飞行器位保方法，属于高轨卫星设计领域，该飞行器共提供了20台推力器，分为两个分支，每个分支10台推力器，每个分支均能单独完成对服务飞行器自身6自由度姿轨解耦控制，以及对组合体南北、东西位置保持与姿态控制。本发明提供的每种位保方式均包含备份，对于备份的选择采用与组合体质心高度与多任务飞行器推力器推力角度相关的公式计算位保效率，保证所选择的位保方式效率最高。
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公开(公告)号：CN110957711A
公开(公告)日：2020-04-03
申请号：CN201911114185.8
申请日：2019-11-14
Applicant: 中国空间技术研究院
Abstract: 本发明涉及一种地面测试用等效航天器电源过压保护装置，该装置包括过压保护负载组件、散热支撑板、绝缘保护罩、绝缘支撑腿；过压保护负载组件安装在散热支撑板上，绝缘保护罩安装在散热支撑板上，用于覆盖过压保护负载组件，绝缘支撑腿用于支撑散热支撑板，过压保护负载组件跨接在航天器电缆网的母线正端与负端之间，用于与星上电源控制器内部过压保护电路配合使用，当母线电压高于额定值时，星上电源控制器内部过压保护电路将被触发，转而接通过压保护负载组件，过压保护负载组件接通之后，消耗过载功率，并通过散热支撑板将产生的热量散出，使母线电压重新维持在安全范围内。
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公开(公告)号：CN109931917A
公开(公告)日：2019-06-25
申请号：CN201910155759.X
申请日：2019-03-01
Applicant: 中国空间技术研究院
Abstract: 本发明提供了一种星载可展开天线系统的指向精度计算方法，所述可展开天线系统包括馈源和反射面，馈源固定安装在卫星本体上，反射面通过M个级联的展开臂连接至卫星本体，该方法包括：(1)、定义馈源本体坐标系ΣF、各展开臂本体坐标系Σ1～ΣM和反射面本体坐标系ΣA；(2)、以反射面为基准，建立理想抛物面天线系统，得到可展开天线系统的理论指向；(3)、测量馈源和第1级展开臂的安装精度，根据可展开天线系统各组成部分的固有误差传递关系，通过传递矩阵的方法计算可展开天线系统的实际指向；所述固有误差为由于制造公差带来的展开臂展开后的角度误差；确定可展开天线系统的实际指向；(4)、比较可展开天线系统的实际指向与理论指向，得出天线系统的指向精度。
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公开(公告)号：CN207595299U
公开(公告)日：2018-07-10
申请号：CN201721650354.6
申请日：2017-11-30
Applicant: 中国空间技术研究院
IPC: B64G1/28
Abstract: 一种动量轮支架，为一体化结构，包括动量轮安装面(1)、支架安装底面(2)、薄壳锥筒支撑体(3)；薄壳锥筒支撑体(3)为锥台形壳体；位于薄壳锥筒支撑体(3)底部的外翻平面结构为支架安装底面(2)；动量轮安装面(1)位于薄壳锥筒支撑体(3)侧面，与支架安装底面(2)垂直，与薄壳锥筒支撑体(3)锥面过渡连接。本实用新型既满足安装角度和精度的要求，满足强度、刚度等力学指标要求，又能保证其重量最轻，可靠性、结构稳定性最高。
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