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公开(公告)号：CN108801127B
公开(公告)日：2020-04-21
申请号：CN201810663328.X
申请日：2018-06-25
Applicant: 上海卫星工程研究所
IPC: G01B7/00
Abstract: 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：CN106295088B
公开(公告)日：2020-03-10
申请号：CN201610972107.1
申请日：2016-11-03
Applicant: 上海卫星工程研究所
Abstract: 本发明提供了一种航天器空间机热耦合载荷高精度自适应传递的通用方法，步骤1：提取航天器机热耦合仿真模型数据和耦合载荷初始数据，并对提取的数据进行多变元一致性处理；步骤2：设定耦合载荷传递精度需求，对航天器结构仿真模型进行区域分解和区域边界识别；步骤3：运用紧支撑径向基函数对航天器结构仿真模型分解的区域进行分级耦合载荷传递；步骤4：提取已传递的耦合载荷的区域并与耦合载荷初始特征数据进行校验，判断是否满足设定的耦合载荷传递精度需求。本发明减少仿真过程中人工干预和定制模式等带来的干扰，提供高精度自适应的传递方法，兼顾效率和精度协调平衡，实现各类航天器机热耦合仿真分析过程中耦合载荷通用化应用传递。
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公开(公告)号：CN106707211B
公开(公告)日：2019-08-02
申请号：CN201611084665.0
申请日：2016-11-30
Applicant: 上海卫星工程研究所
IPC: G01R35/00
Abstract: 本发明公开了一种针对全极化微波辐射计角速度波动量的高精度测试方法，其包括下列步骤：步骤一，为全极化微波辐射计配置合适的惯量盘，通过理论计算或转动惯量测试获取全极化微波辐射计的转动惯量；步骤二，选用符合承载力、分辨率、量程、带宽四个指标的三向微干扰力传感器；步骤三，选用刚性支撑的矩形平台；步骤四，将三向微干扰力传感器固定在矩形平台上；步骤五，对三向微干扰力传感器质心的连线所形成的矩形尺寸长度、宽度经过专门的标定设备进行标定；步骤六，设计全极化微波辐射计和微干扰力测试平台间的转接工装板。本发明所得角速度精确，避免了全极化微波辐射计信号失真导致的测试数据误差。
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公开(公告)号：CN106406332B
公开(公告)日：2019-06-28
申请号：CN201611086269.1
申请日：2016-11-30
Applicant: 上海卫星工程研究所
IPC: G05D1/08
Abstract: 本发明公开了一种利用推力器实现在轨太阳阵模态激励方法，其包括下列步骤：步骤一，建立卫星本体布局的主基准坐标系和推力器的自基准坐标系；步骤二，根据推力器的喷气特点，构造基于主基准的X、Y、Z三个方向的激励，对卫星施加单方向的激励；步骤三，对每个方向的激励分别选择合适的反向激励方式，在轨激励时当卫星安全偏转角度超出安全范围，施加反向的推力使得卫星达到稳定的姿态，当卫星安全偏转角度处于安全范围则维持当前偏转角度。本发明能够对不同卫星的太阳翼布局方案进行适应性修改，满足不同型号卫星太阳翼模态辨识的要求，具有较高的通用性，适合卫星太阳翼在轨模态测量，针对性强。
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公开(公告)号：CN106697334B
公开(公告)日：2019-03-29
申请号：CN201611074524.0
申请日：2016-11-29
Applicant: 上海卫星工程研究所
IPC: B64G1/44
Abstract: 本发明提供一种卫星太阳翼帆板驱动控制方法，采用太阳翼帆板摆动的新型驱动及控制方法，太阳翼帆板回归零位的方法，太阳翼帆板摆动精度周期自动标定方法等组成。中央处理模块实时接收星载计算机发送的遥控指令，根据遥控指令内容驱动控制太阳翼帆板的摆动，同时安装在太阳翼帆板端的霍尔传感器反馈太阳翼帆板的位置信息，结合太阳翼帆板的控制信息，反馈遥测数据至星载计算机。本发明利用霍尔传感器的信息标定太阳翼帆板的机械零位，结合用于驱动步进电机转动的步数和方向，实现太阳翼帆板位置信息每周期自动标定及太阳翼帆板能够停止在机械零位的功能，拓展了卫星太阳翼帆板的驱动控制手段，可直接应用于我国各个型号的卫星太阳翼驱动控制任务。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN106742083B
公开(公告)日：2019-01-08
申请号：CN201610986223.9
申请日：2016-11-09
Applicant: 上海卫星工程研究所
IPC: B64G1/66
Abstract: 本发明公开了一种基于在轨柔性释放的面内定值卸载游离连接装置，包括低变形星敏感器安装支架、定值刚度连接装置、柔性释放装置；定值刚度连接装置预埋在低变形星敏感器安装支架两端，柔性释放装置安装在低变形星敏感器安装支架上，可根据具体承载情况进行布局，定值刚度埋件、安装基础垫环、特制连接螺钉、螺钉连接垫环、普通垫环和防剪螺钉，定值刚度埋件通过特制连接螺钉和螺钉连接垫环安装在低变形星敏感器安装支架内，低变形星敏感器安装支架上粘贴安装有基础垫环。本发明综合考虑了支架整体的连接刚度、在轨柔性释放和定值面内卸载三个方面的优化设计，为星敏感器提供了较高精度的安装界面，创造了一个较稳定的在轨基础。
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公开(公告)号：CN109139802A
公开(公告)日：2019-01-04
申请号：CN201810621931.1
申请日：2018-06-15
Applicant: 上海卫星工程研究所
IPC: F16G11/14
Abstract: 本发明公开一种用于航天器机构可重复拆装的绳索固定装置，该固定装置由固定底板、绳索安装块、压紧衬套、绳索及绳索安装块螺钉紧固件组成；所述绳索安装块下底面通过螺钉与固定底板形成可重复拆装状态，其上加工有一绳索安装沟槽，该绳索安装沟槽呈L型；绳索一端通过压紧衬套与绳索本体相连形成封闭的环，封闭的环套入绳索安装块，卡接在所述绳索安装沟槽内。通过本发明的装置可实现航天器机构中绳索的重复拆装和固定，且每次拆装不需要对绳索末端卡箍进行重复压紧，也不需要对绳索进行裁剪，保证绳索长度的不会发生改变，从而实现了绳索固定及拆装的工艺性和可靠性。
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公开(公告)号：CN108945524A
公开(公告)日：2018-12-07
申请号：CN201810617236.8
申请日：2018-06-15
Applicant: 上海卫星工程研究所
Abstract: 本发明公开了一种航天器用磁浮力器，包括外屏蔽、活动设置在外屏蔽内的内屏蔽、固定在内屏蔽两内侧壁中部处的永磁体以及通过线圈支架固定于外屏蔽内部中心位置的线圈，两块永磁体布置在线圈两侧；外屏蔽呈U形结构，内屏蔽呈倒U形结构，两者配合套接，内屏蔽外壁与外屏蔽外壁的间隙不小于5mm，内屏蔽开口端面与外屏蔽内底面的间隙不小于5mm，工作状态下两者之间所有运动方向均设有机械限位；线圈、外屏蔽与航天器平台连接，永磁体与被控制载荷连接。通电线圈在永磁体之间的磁场中产生电磁力调节被控制载荷的姿态精度。本发明为诸如动静分离式卫星平台的姿态控制系统提供输出力，外观简洁、结构紧凑、体积小。
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公开(公告)号：CN108825600A
公开(公告)日：2018-11-16
申请号：CN201810623977.7
申请日：2018-06-15
Applicant: 上海卫星工程研究所
Abstract: 本发明公开一种应用于航天器钢丝构件无外力安装装置，包括钢丝构件、平面底座、压片；所述压片胶接在所述平面底座上与平面底座上的插槽区域形成一U形插槽，所述钢丝构件的固定安装面呈U形状态放置在U形插槽中，两端分别穿过由所述压片的两条 形边与平面底座的两侧边构成的插口。本发明通过简单的结构就可以实现航天器结构中弯折处理的钢丝构件的无外力安装，钢丝构件安装后不受外力作用，其主体结构不会因为安装产生变形，整个装置具有简单实用、可靠性高的特点。
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公开(公告)号：CN105711861B
公开(公告)日：2017-12-15
申请号：CN201610188769.X
申请日：2016-03-29
Applicant: 上海卫星工程研究所
IPC: B64G1/64
Abstract: 本发明提供了一种航天器用单点柔性压紧释放装置，包括熔断式切割器、压紧座、张力索组件、移动块以及锁紧螺母；其中，移动块与压紧座之间通过张力索组件连接；所述锁紧螺母设置在所述张力索组件上且设置在所述移动块的外侧；所述熔断式切割器设置于压紧座上，用于熔断所述张力索组件；所述压紧座用于安装在航天器本体上，移动块用于设置在航天器展开附件的阶梯孔内，从而使得移动块只有一个绕中心轴的旋转自由度。本发明能够有效地将展开附件压紧于压紧座上，且压紧力可调；本发明中设置有熔断式切割器，实现热切割，从而释放过程低冲击、无污染。
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