-
公开(公告)号：CN109050977B
公开(公告)日：2020-07-14
申请号：CN201810709132.X
申请日：2018-07-02
Applicant: 上海卫星工程研究所
Abstract: 本发明提供一种基于双组元统一推进系统的高轨卫星总装方法，分为星体结构装配、推进产品焊装及热控产品总装，其中星体结构装配、推进产品焊装均分Ⅰ和Ⅱ两个阶段实施，按照星体结构装配I阶段、推进产品焊装I阶段、星体结构装配Ⅱ阶段、推进产品焊装Ⅱ阶段顺序实施；热控产品包括推进热控产品和星体结构热控产品，根据工艺不可逆的原则于整个总装过程中穿插实施。本发明流程有利于提高总装效率，保证总装精度及产品质量。经工程实践，本发明的总装流程协调性好，总装效率高，产品安装精度和多余物控制均得到有力保证。
-
公开(公告)号：CN109050977A
公开(公告)日：2018-12-21
申请号：CN201810709132.X
申请日：2018-07-02
Applicant: 上海卫星工程研究所
Abstract: 本发明提供一种基于双组元统一推进系统的高轨卫星总装方法，分为星体结构装配、推进产品焊装及热控产品总装，其中星体结构装配、推进产品焊装均分Ⅰ和Ⅱ两个阶段实施，按照星体结构装配I阶段、推进产品焊装I阶段、星体结构装配Ⅱ阶段、推进产品焊装Ⅱ阶段顺序实施；热控产品包括推进热控产品和星体结构热控产品，根据工艺不可逆的原则于整个总装过程中穿插实施。本发明流程有利于提高总装效率，保证总装精度及产品质量。经工程实践，本发明的总装流程协调性好，总装效率高，产品安装精度和多余物控制均得到有力保证。
-
公开(公告)号：CN112977882A
公开(公告)日：2021-06-18
申请号：CN202110271633.6
申请日：2021-03-12
Applicant: 上海卫星工程研究所
Abstract: 本发明提供了一种中心承力筒式贮箱并联平铺的高轨卫星平台构型，包括平台结构、推进系统以及太阳电池阵，所述推进系统安装在所述平台结构上，所述太阳电池阵安装在所述平台结构的外部并能够在折叠状态和伸展状态之间切换，本发明平台结构内部将电子舱与推进舱进行功能区域划分，推进舱具有完整独立物理实体，能够实现电子舱与推进舱并行集成，一方面便于利用推进舱对推进系统进行焊装集成、推进阀门部组件的测试与维护，另一方面电子舱侧的支撑结构开畅性好，舱容大，为电子舱灵活适应星上仪器设备的装拆、测试和检查等创造便捷条件，可满足高轨遥感卫星的应用需求。
-
公开(公告)号：CN102680172A
公开(公告)日：2012-09-19
申请号：CN201110425584.3
申请日：2011-12-15
Applicant: 上海卫星工程研究所
IPC: G01M1/38
Abstract: 本发明公开了一种大型旋转载荷动平衡控制方法，包括：创建多体挠性姿态动力学与控制模型，利用该模型验证旋转载荷残余动不平衡量指标，然后根据所述旋转载荷的特点和所述残余动不平衡量指标，选择合适的动平衡机；对所述旋转载荷中的转动体做平衡试验；将所述转动体安装到所述旋转载荷中后，对整个旋转载荷做动平衡试验，根据试验结果做配平操作，直到残余动不平衡量满足指标要求，最后输出旋转载荷最终的残余动不平衡量；对旋转载荷的残余动不平衡量进行校验。本发明解决了大型旋转载荷动平衡控制的工程实际问题，能有效减小由于动不平衡引起的干扰力矩对姿态的扰动。
-
公开(公告)号：CN108020360B
公开(公告)日：2020-07-10
申请号：CN201710994444.5
申请日：2017-10-23
Applicant: 上海卫星工程研究所
IPC: G01L3/14
Abstract: 本发明提供了一种星上干扰力矩补偿的高精度半物理测试方法，包括以下步骤：步骤一、实测载荷运动机构、力矩补偿轮转动惯量、卫星转动惯量；建立载荷运动机构运动干扰力矩数学模型；步骤二、按照卫星正常测试状态连接载荷运动机构、力矩补偿轮供电及通讯电缆；步骤三、将载荷运动机构接口、力矩补偿轮地面测试接口通过电缆与高速高精度采集设备相连接；步骤四、将仿真机接收到的载荷运动机构的转角数据和补偿轮的转速数据进行差分处理。本发明在卫星厂房常规测试过程中，实现卫星上干扰力矩补偿的动态特性测试，验证补偿系统设计的正确性，测试力矩补偿精度，满足指标要求，准确率可以保证在95％以上。
-
Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN108759821A
公开(公告)日：2018-11-06
申请号：CN201810616041.1
申请日：2018-06-14
Applicant: 上海卫星工程研究所
IPC: G01C21/02
CPC classification number: G01C21/02
Abstract: 本发明公开了一种GEO卫星多个星敏感器构型，该星敏感器构型由多个星敏感器组成，放置在卫星的东侧或西侧位置；多个星敏感器集中放置在同一个支架上；所述支架与星载仪器相连。多个星敏感器之间的光轴夹角为60°或125.41°。本发明在某GEO轨道双太阳翼卫星的构型设计中，采用多个星敏感器集中于同一个支架并放置于GEO卫星的东西方向，通过支架与星载遥感探测仪器建立统一基准关系。本发明一方面采用将多个星敏感器集中于同一支架并布置在卫星的东西方向，实现了双太阳翼GEO卫星星敏感器大组合视场无遮挡约束下的布置，另一方面采用支架与星载遥感探测仪器直接连接，提高了卫星姿态的测量与确定精度。
-
公开(公告)号：CN102680172B
公开(公告)日：2014-11-05
申请号：CN201110425584.3
申请日：2011-12-15
Applicant: 上海卫星工程研究所
IPC: G01M1/38
Abstract: 本发明公开了一种大型旋转载荷动平衡控制方法，包括：创建多体挠性姿态动力学与控制模型，利用该模型验证旋转载荷残余动不平衡量指标，然后根据所述旋转载荷的特点和所述残余动不平衡量指标，选择合适的动平衡机；对所述旋转载荷中的转动体做平衡试验；将所述转动体安装到所述旋转载荷中后，对整个旋转载荷做动平衡试验，根据试验结果做配平操作，直到残余动不平衡量满足指标要求，最后输出旋转载荷最终的残余动不平衡量；对旋转载荷的残余动不平衡量进行校验。本发明解决了大型旋转载荷动平衡控制的工程实际问题，能有效减小由于动不平衡引起的干扰力矩对姿态的扰动。
-
公开(公告)号：CN109367821B
公开(公告)日：2020-12-11
申请号：CN201810616049.8
申请日：2018-06-14
Applicant: 上海卫星工程研究所
Abstract: 本发明公开了一种GEO轨道卫星推力器构型，由1台远地点发动机和16台姿控推力器组成，1台远地点发动机位于卫星底板中心，推力矢量与星体‑Z轴平行；16台姿控推力器中8台姿控推力器布置于底板，8台姿控推力器布置于卫星东侧和西侧。本发明采用较少数量的推力器和较为紧凑的布局构型方式实现功能要求的同时兼顾备份功能的实现，满足卫星变轨和三轴姿态控制需求，具有较高的冗余度，可简化推力器连接管路走向，便于推力器在卫星上的安装实施及测量，减少推力器羽流对星体影响。
-
公开(公告)号：CN106767714A
公开(公告)日：2017-05-31
申请号：CN201611076475.4
申请日：2016-11-29
Applicant: 上海卫星工程研究所
IPC: G01C11/02
CPC classification number: G01C11/025
Abstract: 本发明公开了一种提高卫星图像定位精度的等效失配模型多级标校方法，首先构建星载摆扫相机含等效失配角成像定位模型；在轨后通过控制相机间隔观恒星或地标；解算一轨不同采样时刻星上热变形引起的星载相机相对于星敏感器姿态基准间的等效失配角参数集；对星载相机全视场按照二维摆扫转角进行网格划分；在一轨周期内进行图像定位模型参数重构和高精度指向误差多级拟合标校，获得用于下一轨高精度图像定位所需的稳定热变形变化规律参数集，避免了相机在轨因观恒星或地标控制点稀疏、集中带来等效失配角解算奇异的图像定位问题。本发明解决了三轴稳定摆扫光学遥感卫星在控制点稀少时也能实现高精度定位的技术难题。
-
公开(公告)号：CN106767714B
公开(公告)日：2019-06-21
申请号：CN201611076475.4
申请日：2016-11-29
Applicant: 上海卫星工程研究所
IPC: G01C11/02
Abstract: 本发明公开了一种提高卫星图像定位精度的等效失配模型多级标校方法，首先构建星载摆扫相机含等效失配角成像定位模型；在轨后通过控制相机间隔观恒星或地标；解算一轨不同采样时刻星上热变形引起的星载相机相对于星敏感器姿态基准间的等效失配角参数集；对星载相机全视场按照二维摆扫转角进行网格划分；在一轨周期内进行图像定位模型参数重构和高精度指向误差多级拟合标校，获得用于下一轨高精度图像定位所需的稳定热变形变化规律参数集，避免了相机在轨因观恒星或地标控制点稀疏、集中带来等效失配角解算奇异的图像定位问题。本发明解决了三轴稳定摆扫光学遥感卫星在控制点稀少时也能实现高精度定位的技术难题。
-
-
-
-
-
-
-
-
-
Search Results
12
records
(took 0.026 seconds)
