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公开(公告)号：CN110454656A
公开(公告)日：2019-11-15
申请号：CN201910749313.X
申请日：2019-08-14
申请人： 上海卫星工程研究所
摘要： 本发明提供了一种框架式对偶机构，包括框架和顶部负载组件，所述框架的底部与基座连接，所述框架的顶部与顶部负载组件连接；所述框架是由多根弧形框架组件构成的弧形镂空式曲杆结构，所述弧形框架组件包括第一框架连杆和第一框架连杆，所述第一框架连杆的顶端通过第一关节组件与顶部负载组件连接，所述第一框架连杆的底端通过第二关节组件与第二框架连杆的顶端连接，所述第二框架连杆的底端通过第三关节组件与基座连接。本发明的框架式对偶机构，利用对偶与多点支撑，减少了由负载引起的支反力和振动影响，结构合理,同时发挥了主动关节的响应迅速的随动特点。
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公开(公告)号：CN110017768A
公开(公告)日：2019-07-16
申请号：CN201910164661.0
申请日：2019-03-05
申请人： 上海卫星工程研究所
IPC分类号： G01B11/00
摘要： 本发明公开了一种避免PSD信号处理电路输出负压的设计方法，具体为：定义PSD信号处理电路的I/V转换电路中运算放大器输出失调电压为△u1，运算放大电路的放大倍数为K、运算放大器输出失调电压为△u2，在背景光强为零的情况下，信号处理电路输出电压U1＝△u1*K+△u2，合理选择参数K、△u1和△u2，保证U1＝△u1*K+△u2>0，即避免PSD信号处理电路输出负压。本发明可达到从设计源头避免PSD信号处理电路输出负压的目的。
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公开(公告)号：CN106515091B
公开(公告)日：2019-03-26
申请号：CN201610958014.3
申请日：2016-11-03
申请人： 上海卫星工程研究所
IPC分类号： B32B3/08 , B32B3/12 , B32B7/08 , B32B7/12 , B32B9/00 , B32B9/04 , B32B15/14 , B32B15/20 , B32B33/00 , B32B37/12
摘要： 本发明提供了一种高导热碳纤维面板预埋热管的铝蜂窝夹层板及其制备方法，包括高导热碳纤维面板、常温固化结构胶层、铝蜂窝芯子、发泡胶、热管以及定位铆钉；所述铝蜂窝芯子中设置有热管，热管周围设置有发泡胶，所述高导热碳纤维面板通过常温固化结构胶层分别铺设在铝蜂窝芯子的上下两面上。本发明解决了铝合金材料热管与碳纤维面板材料之间由于热膨胀系数不匹配引起的胶接界面抗剪切性能不足的问题。本发明利用该材料高刚度微变形及高导热的性能，使航天器碳纤维材料面板铝蜂窝板的应用范围进一步扩大，解决了航天器在轨变形及大功耗单机的散热问题。
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公开(公告)号：CN106250649B
公开(公告)日：2019-02-15
申请号：CN201610666904.7
申请日：2016-08-12
申请人： 上海卫星工程研究所
IPC分类号： G06F17/50
摘要： 本发明提供了一种针对星载高精度载荷安装结构在轨变形指向精度预示方法，包括以下步骤：步骤一，运用数据处理方法对卫星高精度载荷安装结构在星上安装精度特征测试数据进行处理，提取该结构在星上的精度特性；步骤二，根据实物状态下高精度载荷安装结构与卫星的安装关系和实测提取的精度特性，建立二者之间的精度特性关系和基准坐标系转换模型；步骤三，将上述精度表征关系引入安装结构在轨变形指向精度仿真模型并对模型进行修正；步骤四，最终实现精确预示高精度载荷安装结构在轨变形指向精度。本发明实现高精度载荷安装结构在轨变形指向精度精确预示。
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公开(公告)号：CN106314830B
公开(公告)日：2019-01-08
申请号：CN201610666861.2
申请日：2016-08-12
申请人： 上海卫星工程研究所
IPC分类号： B64G7/00
摘要： 本发明提供了一种航天器舱段间点式分离的地面试验方法，包括以下步骤：步骤一：首先调试气浮试验平台，装配试验工装，通过气浮脚垫的螺纹连接调节高度，维持舱段模拟件的水平度；步骤二：采用电磁铁解锁，安装相同规格弹簧推杆，不安装分离插头的条件下进行解锁分离试验；用继电器控制两边电磁铁同时断电分离，测得同步解锁条件下舱段模拟件的分离速度，便于与不同步解锁试验作对比；步骤三：电磁铁同时断电分离，记录靶标的位移变化曲线；步骤四：设置解锁时间差，使第二端的电磁铁先解锁，观察不同解锁时间差对舱段模拟件分离状况的影响，记录靶标的位移变化曲线；步骤五：安装分离插头，重复步骤二，测得同步解锁条件下靶标的位移变化曲线。
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公开(公告)号：CN109004362A
公开(公告)日：2018-12-14
申请号：CN201810638644.1
申请日：2018-06-20
申请人： 上海卫星工程研究所
摘要： 本发明公开了一种基于多点位移调节的星载天线在轨型面主动控制装置，包括天线反射面、支撑背架、作动器、测量系统和控制器，天线反射面通过多组作动器安装在支撑背架上，作动器的输出端安装在天线反射面的背面，本体安装在支撑背架上，测量系统用于对天线反射面的变形情况进行测量，将测量结果提供给控制器，控制器根据精度需要输出控制命令到作动器，每组作动器均可实现推/拉的位移调节动作，对天线反射面局部型面进行调整。本发明可实现星载天线的在轨型面精度实时控制，有效抑制在轨剧烈温度场变化带来的天线变形，提高天线的型面精度和波束效率。
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公开(公告)号：CN108801127A
公开(公告)日：2018-11-13
申请号：CN201810663328.X
申请日：2018-06-25
申请人： 上海卫星工程研究所
IPC分类号： G01B7/00
摘要： 本发明提供了一种基于单霍尔传感器的太阳翼帆板转动精度标定方法，包括以下步骤：卫星加电，太阳翼帆板驱动机构及霍尔传感器加电，启动太阳翼帆板驱动机构转动；从ROM存储器中读取预先设定的霍尔传感器信号宽度值，设定太阳翼帆板的零点位置，标定霍尔传感器触发时刻太阳翼帆板位置；启动太阳翼帆板在轨跟踪太阳运行模式，每个跟踪周期内自动扫描霍尔传感器信号宽度，更新ROM存储器中霍尔传感器信号宽度值；跳转至上述步骤二，循环执行。本发明消除太阳翼帆板驱动电机的转动误差以及霍尔传感器磁钢磁性弱化引起的传感器检测误差，提高了太阳翼帆板在轨转动精度，可应用于各个型号的卫星太阳翼帆板转动控制任务。
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公开(公告)号：CN107101591A
公开(公告)日：2017-08-29
申请号：CN201710343714.6
申请日：2017-05-16
申请人： 上海卫星工程研究所
IPC分类号： G01B11/16
CPC分类号： G01B11/16
摘要： 本发明提供了一种基于激光测量的星载标校装置，其包括主激光角度测量单元、激光器、PSD位置传感器、辅激光角度测量单元、主反射镜、辅反射镜、数据采集与处理单元、基准平台、卫星平台、载荷，主激光角度测量单元位于辅激光角度测量单元上方，激光器、传感器都位于主激光角度测量单元的内部，辅激光角度测量单元与数据采集与处理单元左侧连接，主反射镜位于辅反射镜上方，辅反射镜位于辅激光角度测量单元左侧，数据采集与处理单元与基准平台上方连接，基准平台与卫星平台上方连接，载荷位于辅反射镜左侧等。本发明可以对卫星载荷指向变形进行在轨测量，得到载荷指向变形量以便进行标校。
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公开(公告)号：CN106704485A
公开(公告)日：2017-05-24
申请号：CN201611022596.0
申请日：2016-11-17
申请人： 上海卫星工程研究所
IPC分类号： F16G11/02
CPC分类号： F16G11/02
摘要： 本发明提供了一种用于航天器的绳索约束及释放的卡箍，包括：卡箍主体和压紧盖片以及压紧螺钉组件，压紧盖片将卡箍主体安装部位压紧，并通过压紧螺钉组件固定在航天器特定位置；卡箍主体由一根弹簧钢丝弯曲而成，包括了安装部位和穿绳部位，安装部位和穿绳部位呈90°垂直设置；安装部分为U形状态，穿绳部分为由钢丝两端部并紧形成的一个三角形区域，整个三角形转角处均形成弧度，末端为钢丝并紧区域，两个底角的夹角为60°‑70°。本发明解决了部分航天器上绳索需要固定限位并在受力后可以脱出的矛盾，同时具有质量轻、结构组成简单、体积小及兼容性好等特点，有效的保证了绳索在航天器上布局和使用的安全性和可靠性，具有广阔的应用前景。
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