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公开(公告)号：CN113060304A
公开(公告)日：2021-07-02
申请号：CN202110325892.2
申请日：2021-03-26
Applicant: 上海卫星工程研究所
Abstract: 本发明提供了一种应用于微小卫星的T构型太阳电池阵，包括：连接架、太阳电池阵左板、太阳电池阵中板、太阳电池阵右板、板间铰链、根部铰链、左板时序展开机构和右板时序展开机构；所述太阳电池阵左板通过所述板间铰链连接所述太阳电池阵中板左侧，所述太阳电池阵右板通过所述板间铰链连接所述太阳电池阵中板右侧，所述连接架通过所述根部铰链连接所述太阳电池阵中板上侧；当处于折叠状态时，T构型太阳电池阵左侧安装所述左板时序展开机构，所述T构型太阳电池阵右侧安装所述右板时序展开机构。采用T构型太阳电池阵，收拢包络小，展开面积大，展开过程简单。
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公开(公告)号：CN107804484B
公开(公告)日：2020-08-04
申请号：CN201710876483.5
申请日：2017-09-25
Applicant: 上海卫星工程研究所
Abstract: 本发明提供了一种应用于航天器的高收纳比可控展开桁架装置，其包括三棱柱桁架和可控展开装置，三棱柱桁架由上三角框、上支撑杆、铰链、下支撑杆、下三角框、限位螺钉、拉伸螺钉组成，可控展开装置包括拉伸臂、梯形丝杆、限位臂、丝杆螺母、支撑架、导向杆等，上三角框位于上支撑杆的上方，铰链位于上支撑杆和下支撑杆之间，下三角框位于下支撑杆和限位螺钉之间，拉伸螺钉位于限位螺钉的下方，下三角框位于上支撑杆的下方，上三角框位于拉伸螺钉的上方，拉伸臂位于梯形丝杆的上方等。本发明采用单根丝杆和一台电机实现了三棱柱桁架的可控展开，相比于三根丝杆的方式，实现了产品的轻量化，提高了系统的可靠度，同时降低了系统的径向尺寸。
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公开(公告)号：CN111409874A
公开(公告)日：2020-07-14
申请号：CN202010163557.2
申请日：2020-03-10
Applicant: 上海卫星工程研究所
IPC: B64G1/64
Abstract: 本发明提供了一种适用于航天器的二维转台锁紧及解锁装置，包括：解锁转动装置101与连接支架102；所述解锁转动装置101与连接支架102紧固连接；所述解锁转动装置101包括：压板201、柔性压紧释放装置202以及母铰203；所述压板201通过柔性压紧释放装置202与母铰203紧固连接。所述解锁转动装置101还包括：公铰204与转轴208；所述公铰204通过转轴208与母铰203紧固连接。本发明整体结构紧凑，收拢包络小，重量轻，具有解锁冲击小，可重复使用的特点。
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公开(公告)号：CN110501015A
公开(公告)日：2019-11-26
申请号：CN201910595813.2
申请日：2019-07-03
Applicant: 上海卫星工程研究所
IPC: G01C21/24 , B64G1/44 , H01L31/042
Abstract: 本发明公开了一种应用于小卫星的太阳敏感器绝缘安装方法，采用聚酰亚胺螺钉直接将太阳敏感器安装于太阳电池阵基板上，太阳敏感器与帆板之间加一层聚酰亚胺薄膜，从而实现太阳敏感器的绝缘安装。此种绝缘安装方法省去了传统太阳敏感器的安装支架、绝缘衬套等零部件，安装方法简单可靠，绝缘效果好，是一种适用于小卫星的太阳敏感器绝缘安装方法。
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公开(公告)号：CN109110162A
公开(公告)日：2019-01-01
申请号：CN201810614657.5
申请日：2018-06-14
Applicant: 上海卫星工程研究所
IPC: B64G1/64
Abstract: 本发明提供了一种分离速度在轨可调装置及其制作方法，包括在轴向呈串联式布置的外筒、推杆、推力弹簧、推力调节滑块、丝杆、丝杆定位支架、关节轴承、联轴器、电机驱动组件，丝杆通过关节轴承、丝杆定位支架实现定位，与外筒相对固定；推力调节滑块具有在外筒内作直线运动的自由度；电机驱动组件通过联轴器与丝杆后端连接，并带动丝杆转动；丝杆前端螺纹部分与推力调节滑块上的螺纹配合，形成丝杆传动，带动推力调节滑块在轴向移动，调节推力弹簧的压缩行程，从而实现弹簧推杆装置的推力调节，并最终实现分离速度的在轨调节。本发明具有一体式轻量化、结构紧凑、可在轨调整推力，尤其适用于小卫星在轨部署分离领域，具有广泛的应用适用性。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN109018447A
公开(公告)日：2018-12-18
申请号：CN201810710278.6
申请日：2018-07-02
Applicant: 上海卫星工程研究所
IPC: B64G1/64
Abstract: 本发明提供了一种自起旋分离装置，一端安装于运载工具端，一端与星体通过轴孔配合，实现扭矩传递，提供微小卫星分离时的分离角速度，装置包括卷簧起旋组件，所述卷簧起旋组件包括可调扭矩卷簧和可拆卸的扭矩调节杆，可调扭矩卷簧作为储能组件，通过扭矩调节杆旋转至不同角度实现对卷簧初始扭矩不同档位的调整，适应不同微小卫星不同的起旋角速度需求。本发明所提供的自起旋装置，具有轻量化、结构紧凑、可靠性高的特点，是一种在微小卫星领域上具有较高应用价值的自起旋分离装置。
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公开(公告)号：CN108791953A
公开(公告)日：2018-11-13
申请号：CN201810623830.8
申请日：2018-06-15
Applicant: 上海卫星工程研究所
IPC: B64G1/10
Abstract: 本发明公开一种适应搭载的梯形式小卫星结构，该小卫星结构整体采用梯形式的构型，由蜂窝夹层板、内埋框、蜂窝埋件组成，可通过点式方式直接安装在运载火箭支撑舱锥段上。所述蜂窝夹层板采用铝蒙皮蜂窝夹层结构。本发明通过设计，结构内埋梁构成一相对连续的封闭构型，实现有效的力学支撑和力学传递。同时，内埋梁内敷设整星所需电路电缆，使得整星状态下，舱内电缆走线较少，整星内舱有效简洁。该特殊构型的小卫星本体结构具有适应运载能力强、内部空间大、质量轻、加工成本低等特点，是一种在搭载小卫星上有较强应用价值的结构形式。
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公开(公告)号：CN105035358B
公开(公告)日：2018-06-26
申请号：CN201510465801.X
申请日：2015-07-31
Applicant: 上海卫星工程研究所
IPC: B64G1/10
Abstract: 本发明提供了一种在轨展开式卫星结构，包括沿周向排列的多个构型相同的星体模块，相邻的星体模块之间通过展开式桁架连接，且相邻的星体模块之间设置有对应的星体连接和解锁装置；在发射阶段，星体连接和解锁装置将星体模块连接成一个整体，使得星体处于收拢状态，满足发射时运载包络需求；在星体入轨后，星体连接和解锁装置工作，实现星体模块之间的解锁，并在展开式桁架作用下，星体模块实现在轨展开；在轨工作期间，通过展开式桁架的锁定机构，实现展开式桁架的在轨高刚度锁定。本发明解决了星体不能超过运载限制与满足在轨大型载荷需要的结构构型间的矛盾；为后续大型载荷的应用提供了工程解决途径。
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公开(公告)号：CN108016634A
公开(公告)日：2018-05-11
申请号：CN201711022834.2
申请日：2017-10-27
Applicant: 上海卫星工程研究所
IPC: B64G1/22
Abstract: 本发明提供了一种模块化紧凑型无源展开锁定装置，包括展开臂、旋转轴、轴承垫圈、滚动轴承、展开弹簧、展开弹簧芯轴承套、销锁滑块、销锁推力弹簧、销锁拨杆，展开弹簧芯轴承套、展开弹簧、销锁滑块、销锁推力弹簧均布在展开臂包络范围内，展开弹簧驱动展开臂从初始位置到达锁定位置，展开臂、旋转轴、轴承垫圈、滚动轴承形成回转轴系，销锁滑块、销锁拨杆能够整体在展开臂中对应的活塞孔中做直线移动，通过销锁推力弹簧推动销锁滑块，使销锁滑块进入展开臂上对应的销锁槽内，形成有一定预紧力的自锁结构。本发明装置具有轻量化、模块化便于拓展、结构紧凑、展开锁定刚度高等特点，适用于天线等卫星载荷伸展，具有广泛的应用适用性。
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公开(公告)号：CN107804484A
公开(公告)日：2018-03-16
申请号：CN201710876483.5
申请日：2017-09-25
Applicant: 上海卫星工程研究所
Abstract: 本发明提供了一种应用于航天器的高收纳比可控展开桁架装置，其包括三棱柱桁架和可控展开装置，三棱柱桁架由上三角框、上支撑杆、铰链、下支撑杆、下三角框、限位螺钉、拉伸螺钉组成，可控展开装置包括拉伸臂、梯形丝杆、限位臂、丝杆螺母、支撑架、导向杆等，上三角框位于上支撑杆的上方，铰链位于上支撑杆和下支撑杆之间，下三角框位于下支撑杆和限位螺钉之间，拉伸螺钉位于限位螺钉的下方，下三角框位于上支撑杆的下方，上三角框位于拉伸螺钉的上方，拉伸臂位于梯形丝杆的上方等。本发明采用单根丝杆和一台电机实现了三棱柱桁架的可控展开，相比于三根丝杆的方式，实现了产品的轻量化，提高了系统的可靠度，同时降低了系统的径向尺寸。
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