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公开(公告)号：CN109818151B
公开(公告)日：2021-05-21
申请号：CN201910131313.3
申请日：2019-02-19
Applicant: 上海卫星工程研究所
Abstract: 本发明公开了一种星载可展开网状天线，所述星载可展开网状天线包括天线反射面伸展臂(1)、天线反射面可展开支撑组件(2)以及索网结构(3)。天线反射面伸展臂采用碳纤维复合材料中空圆杆设计，降低伸展臂重量和伸展臂的在轨热变形，保证天线指向精度。天线反射面可展开支撑组件(2)由模块单元组成，可根据天线反射面的口径要求进行增减，可扩展性强。索网结构使用多层索网形式设计，实现对反射面型面精度的地面调节，以满足微波天线探测对反射面型面精度的要求。本发明综合考虑了天线发射收拢与在轨展开、天线反射面功能与性能的测试、天线反射面的型面精度的调节等因素进行设计，能够满足卫星在轨对地探测的要求。
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公开(公告)号：CN109612666A
公开(公告)日：2019-04-12
申请号：CN201910020505.7
申请日：2019-01-09
Applicant: 上海卫星工程研究所
IPC: G01M7/02
Abstract: 本发明提供了一种利用陀螺数据辨识卫星挠性附件在轨振动相对位移的方法，包含以下步骤：姿态角速度获取步骤：获取卫星在轨喷气闭环控制后的欠阻尼自由振动区的i轴对应的姿态角速度测量数据ωi(t)；滤波步骤：对ωi(t)进行滤波获得滤波后的i轴姿态角速度数据ω′i(t)；时间序列计算步骤：根据ω′i(t)计算获得模态变量的时间序列ηi(t)；相对位移计算步骤：根据ηi(t)与挠性附件上任意两结点的阵型数据计算得到挠性附件上任意两结点的相对位移m12(t)。本发明还提供了一种利用陀螺数据辨识卫星挠性附件在轨振动相对位移的系统。本方法不需要在挠性附件上其他安装传感器，仅利用卫星平台现有姿态敏感器的测量数据进行分析处理。
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公开(公告)号：CN106553771A
公开(公告)日：2017-04-05
申请号：CN201610920793.8
申请日：2016-10-21
Applicant: 上海卫星工程研究所
Abstract: 本发明提供的一种适用于五棱锥构形布局的SGCMG一体化支撑装置，包括：支架安装板；棱锥支架，所述棱锥支架设置在所述支架安装板上，在所述棱锥支架上设有安装孔；转接环，所述转接环设置在所述安装孔内；精测基准支架，所述精测基准支架设置在所述棱锥支架的顶部。与现有技术相比，本发明有以下优势：不但能提高卫星携带有效载荷的能力，满足多个载荷多角度高精度一体化安装的要求，提高了航天器内部空间利用率，达到减轻航天器结构重量，降低发射成本的要求。
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公开(公告)号：CN106516163A
公开(公告)日：2017-03-22
申请号：CN201611022173.9
申请日：2016-11-17
Applicant: 上海卫星工程研究所
IPC: B64G1/22
CPC classification number: B64G1/22
Abstract: 本发明公开了一种基于高导热碳纤维复合材料的大尺寸高稳定桁架结构，包括高导热碳纤维面板铝蜂窝夹层板、天线支撑桁架、高模量碳纤维面板铝蜂窝夹层板、铝面板铝蜂窝夹层板，天线支撑桁架为若干碳纤维多通接头与若干碳纤维杆件胶接装配而成的梯形立方体，天线支撑桁架下底面通过常温结构胶黏剂设有铝面板铝蜂窝夹层板，天线支撑桁架下端两侧通过常温结构胶黏剂对称设有高模量碳纤维面板铝蜂窝夹层板，天线支撑桁架内通过常温结构胶黏剂水平铺设有高导热碳纤维面板铝蜂窝夹层板。本发明桁架构型由传统四方体优化为梯形立方体，合理的改善了载荷的传力路线，有效降低了载荷部件安装位置的响应输入；解决了大功耗单机散热问题。
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公开(公告)号：CN106477072A
公开(公告)日：2017-03-08
申请号：CN201610986221.X
申请日：2016-11-09
Applicant: 上海卫星工程研究所
CPC classification number: B64G1/10 , B64G1/443 , B64G1/66 , B64G2001/1092
Abstract: 本发明提供了一种多型载荷应用卫星构型，包括构型本体等；所述构型本体为正六棱柱八面体构型，所述构型本体包括框架、底板、侧板和顶板，所述底板、侧板和顶板都布置在所述框架周围形成封闭空间；所述太阳电池阵与所述侧板连接；所述天线机构与所述侧板连接；所述卫星平台仪器设备和所述有效载荷仪器设备都布置在所述底板和侧板内侧；所述天线有效载荷安装于所述天线机构上；所述光学有效载荷布置在所述顶板外侧。本发明将天线有效载荷和光学有效载荷安装在同一卫星平台，解决了运载火箭空间尺寸约束，实现了单星多种遥感手段。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN104691790B
公开(公告)日：2017-03-08
申请号：CN201510080467.6
申请日：2015-02-13
Applicant: 上海卫星工程研究所
IPC: B64G1/66
Abstract: 本发明公开了一种高精度微变形星敏感器安装支架，其中，星敏安装板连接在薄壁壳体结构外面上；热管位于薄壁壳体结构的内部，热管的一端连接在星敏安装板上，热管的另一端与热量收集板连接；热量收集板连接在薄壁壳体结构的顶部内侧，且部分伸出薄壁壳体结构的顶部；第一隔热垫安装在热量收集板与薄壁壳体结构之间；后盖板连接到薄壁壳体结构的背面，从而形成安装支架头部；支撑杆组件的一端与安装支架头部连接，支撑杆组件的另一端用于安装航天器光学成像有效载荷结构本体。本发明解决了高轨航天器星敏感器安装支架苛刻的热变形技术难题，从而满足了航天器高精度姿态确定以及图像导航配准要求，同时具有结构形式新颖，质量轻等优点。
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公开(公告)号：CN104743138B
公开(公告)日：2017-01-25
申请号：CN201510079961.0
申请日：2015-02-13
Applicant: 上海卫星工程研究所
IPC: B64G1/66
Abstract: 本发明公开了一种航天器用高精度微变形姿控仪器安装结构，仪器安装板包括第一翼板、第二翼板和腹板，第一翼板固定在薄壁壳体结构的外表面，第二翼板设置在薄壁壳体结构的内部，并与导热体的平面对接法兰连接，第一翼板和第二翼板之间通过腹板连接，并通过腹板进行热交换；导热体的安装面连接到封盖板上；封盖板与薄壁壳体结构连接，形成安装结构头部；支撑杆组件的一端与安装结构头部连接，支撑杆组件的另一端安装在航天器光学成像有效载荷结构本体上。本发明解决了姿控仪器安装结构苛刻的热变形技术难题，具有传热性能优与热变形隔离两种特性，从而满足了航天器高精度姿态确定以及图像导航配准要求，同时具有结构形式新颖，质量轻等优点。
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公开(公告)号：CN104455146B
公开(公告)日：2016-12-07
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：CN103448304B
公开(公告)日：2016-06-22
申请号：CN201310345339.0
申请日：2013-08-08
Applicant: 上海卫星工程研究所
Abstract: 一种卫星用低热阻蜂窝夹层板及其制作方法，包括面板、与面板胶接的蜂窝芯子以及与面板和蜂窝芯子胶接的热管，热管埋置在蜂窝夹层板内部，热管高度为，a为蜂窝夹层板面板厚度，H为蜂窝夹层板的总厚度，蜂窝芯子高度与热管等高，面板与热管之间采用液态胶液胶粘剂胶接，涂胶厚度为0.07mm～0.1mm，面板与蜂窝芯子之间采用固态胶膜胶粘剂胶接，热管与蜂窝芯子之间采用发泡胶胶粘剂胶接，液态胶液胶粘剂是由固态胶膜胶粘剂加热熔化后得到的。本发明的蜂窝夹层板及其制作方法，通过对热管以及蜂窝芯子的高度、对蜂窝芯子与面板的胶膜厚度、对热管与面板的胶粘剂状态及涂覆厚度的控制，实现热管区域的低热阻设计。
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公开(公告)号：CN105444669A
公开(公告)日：2016-03-30
申请号：CN201510861101.2
申请日：2015-11-30
Applicant: 上海卫星工程研究所
IPC: G01B11/00
Abstract: 本发明公开了一种用于大型平面指向变化的测量系统，包括线型激光发射器、一维PSD测点、测量控制器以及信息处理器；所述信息处理器与测量控制器数据连接，所述测量控制器与线型激光发射器控制连接，所述一维PSD测点为多个，其中每一个一维PSD测点处均设有一维PSD传感器，所述线型激光发射器输出的光线传输至一维PSD传感器，所述一维PSD传感器与测量控制器数据连接；多个所述一维PSD测点布置于大型平面上。同时提供了上述测量系统的测量方法。本发明的测量方法是通过线型激光器配合一维PSD的传感技术，得到各个测点的位置变化量，并求解得到大型平面的指向变化量，以便对大型平面进行进一步的调整或补偿。
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