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公开(公告)号：CN111114837A
公开(公告)日：2020-05-08
申请号：CN202010070622.7
申请日：2020-01-21
Applicant: 上海宇航系统工程研究所
Abstract: 一种柔性太阳翼的有源高刚度锁定组合机构，包括下箱体展开锁定机构、上箱体展开锁定机构；下箱体展开锁定机构分别设置在伸展机构两侧，每个下箱体展开锁定机构两侧分别设置一个上箱体展开锁定机构；下箱体展开锁定机构旋转轴与上箱体展开锁定机构旋转轴设置于同轴位置；在下箱体展开锁定机构展开时，上箱体展开锁定机构跟随展开进而锁定。有源机构在展开到位后可以继续动作消除机构间隙以提高锁定高度，具有锁定刚度高的优点；无源铰链在有源机构的带动下展开锁定，具有简单、可靠的优点；在有源机构带动无源铰链展开锁定后，电池阵组合体可以在伸展机构作用下分离进而展开。本发明结构简单、可靠、机构鲁棒性强、锁定刚度高、收拢包络小。
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公开(公告)号：CN109635427A
公开(公告)日：2019-04-16
申请号：CN201811508939.3
申请日：2018-12-11
Applicant: 上海宇航系统工程研究所
IPC: G06F17/50
CPC classification number: G06F17/5009
Abstract: 本发明提供了一种卫星太阳电池阵快速设计系统及方法，该系统包括：骨架快速设计模块，用于获取输入的太阳电池阵总体参数，依据总体主要技术指标，产生太阳电池阵的总体骨架模型；单机快速设计模块，用于完成太阳电池阵的各部分的单机详细设计工作，生成单机模型；及总体装配模块，用于根据总体骨架模型及单机模型进行总体骨架和单机模型的总体装配，得到总体装配模型。该方法执行设计时首先生成太阳电池阵的总体骨架模型，然后生成各单机的详细设计模型，最后对各单机模型进行装配，组成总体装配模型。该系统及方法采用自顶而下的设计方法规范太阳电池阵的设计流程，实现建模过程的全自动化，可以缩短产品研制周期，提高产品的设计质量。
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公开(公告)号：CN111262517B
公开(公告)日：2020-12-18
申请号：CN202010070631.6
申请日：2020-01-21
Applicant: 上海宇航系统工程研究所
Inventor： 何文松 , 罗斌 , 施飞舟 , 王治易 , 咸奎成 , 程雷 , 崔琦峰 , 张雷 , 马季军 , 付清山 , 倪啸枫 , 霍杰 , 彭志龙 , 许文彬 , 殷爱平 , 宋佳 , 蒋秋香 , 王威 , 袁伟 , 郑宗勇 , 汤亮 , 顾珏华
Abstract: 本发明公开了一种伸展机构支撑双边阵的大面积柔性太阳电池翼，包括：抬升机构、伸展机构、两个柔性太阳电池阵、压紧释放装置和箱体展开锁定机构；伸展机构顶部两端分别连接两个柔性太阳电池阵，底部与抬升机构连接；初始状态时，两个柔性太阳电池阵关于伸展机构对称；伸展机构和柔性太阳电池阵上分别设置有多个压紧点，压紧释放装置设置在相应的压紧点位置处，实现对伸展机构和柔性太阳电池阵的压紧；伸展机构顶部两端与第一柔性太阳电池阵和第二柔性太阳电池阵的连接位置处设置有箱体展开锁定机构，用于将柔性太阳电池阵向两侧展开到位并锁定。本发明具有收拢包络小、展开面积大、展开构型稳定的优点，适用于大功率航天器平台。
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公开(公告)号：CN118484919A
公开(公告)日：2024-08-13
申请号：CN202410485565.7
申请日：2024-04-22
Applicant: 上海宇航系统工程研究所
IPC: G06F30/20 , G06F30/15 , B64F5/00 , G06F119/14
Abstract: 本发明公开了一种航天器内部组件载荷条件设计方法。包括：根据原始模型获得动力学特性近似的等效模型；对等效模型进行各工况下的响应分析，获得各个一维单元的载荷并折算其加速度等效过载；对原始模型进行各工况下的响应分析，获得内部组件的节点加速度响应幅值的均值过载；对比等效过载和均值过载，得到最终的内部组件的载荷条件。本发明所述方法可以有效获得航天器内部组件在不同工况下与航天器主结构之间的载荷条件量级，包含时域瞬态分析工况和频域振动分析工况等，避免了常规求解方法带来的放大效果。
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公开(公告)号：CN117874909A
公开(公告)日：2024-04-12
申请号：CN202311766091.5
申请日：2023-12-20
Applicant: 上海宇航系统工程研究所
IPC: G06F30/15 , G06F30/20 , G06F111/04 , G06F119/14
Abstract: 本发明的一种在轨航天器组合体基频指标分解方法，通过构建航天器组合体系统的简化动力学模型，推导建立标准的动力学方程，求解组合体各航天器固支边界基频与航天器组合体系统基频之间的关系表达式，并基于一定的定量关系对表达式进行简化，进而依据在轨航天器系统基频约束要求，提出各航天器固支边界基频约束指标，实现航天器组合体系统基频指标的逐级分解。该方法不仅适用于在轨航天器组合体系统基频指标分解，也可适用于其他自由状态组合体结构的基频指标分解。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN116353850A
公开(公告)日：2023-06-30
申请号：CN202310121734.4
申请日：2023-02-15
Applicant: 上海宇航系统工程研究所
Abstract: 本发明公开了一种小卫星太阳翼展开锁定机构，包括:公铰片、母铰片，连接公铰片与母铰片的回转轴，安装在母铰片上的微动开关，安装在公铰片上的动力轮，安装在动力轮上的恒力矩弹簧，防止恒力矩弹簧收拢的支撑轴，起锁定作用片簧钩等。该展开锁定机构绕着回转轴进行收拢和展开动作。在展开过程中，公铰片和母铰片在恒力矩弹簧的驱动下绕着回转轴进行展开，达到最大展开角度时两个片簧钩将母铰片上的两个楔形凸台钩住，并完成展开锁定机构的锁定动作。展开锁定机构收拢时，需提前解锁片簧钩，再缓慢收拢。本发明具有结构紧凑，可靠性高，重量轻，体积小，成本低等优点。
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公开(公告)号：CN115196049A
公开(公告)日：2022-10-18
申请号：CN202210907623.1
申请日：2022-07-29
Applicant: 上海宇航系统工程研究所
IPC: B64G1/44
Abstract: 本发明公开了一种可分步二次展开的大面积柔性太阳电池翼，包括：抬升机构、伸展机构、二次展开柔性太阳电池阵、压紧释放装置和箱体展开锁定机构；两个二次展开柔性太阳电池阵分别设置在伸展机构的顶部两端，二次展开柔性太阳电池阵与伸展机构的连接位置处设置有箱体展开锁定机构连接；抬升机构的顶部与伸展机构的底部连接；伸展机构和二次展开柔性太阳电池阵上分别设置有多个压紧点，各压紧释放装置分别设置在相应的压紧点位置处，通过在压紧点处施加压紧力，实现对伸展机构和二次展开柔性太阳电池阵的压紧。本发明所述柔性太阳电池翼具有收拢包络小、可分步展开、展开面积大、展开构型稳定的优点，适用于载荷要求高或控制要求高的大功率航天器平台。
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公开(公告)号：CN109614701A
公开(公告)日：2019-04-12
申请号：CN201811508952.9
申请日：2018-12-11
Applicant: 上海宇航系统工程研究所
IPC: G06F17/50
Abstract: 本发明提供了一种卫星太阳电池阵多学科仿真系统，包括：模态分析模块、刚柔耦合机构运动学分析模块、强度分析模块、机电耦合分析模块、人机交互界面模块、基础数据库模块及计算调度模块。该仿真方法步骤为调用分析软件，进行卫星太阳电池阵的模态分析、刚柔耦合机构运动学分析、强度分析、机电耦合分析；用人机交互界面获得用户输入的卫星太阳电池阵参数，以及显示计算结果，用基础数据库存储仿真分析所需的材料库、参数库、模型库，对计算资源进行计算调度。本系统及方法用于型号早期方案可行性论证、性能优化、可靠性设计，为卫星太阳电池阵提高研制质量、加快研制周期、提高可靠性提供有力的保障。
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公开(公告)号：CN103994847B
公开(公告)日：2016-01-13
申请号：CN201410198280.1
申请日：2014-05-12
Applicant: 上海宇航系统工程研究所
IPC: G01L5/00
Abstract: 本发明公开了一种空间展开机构锁定撞击力测试系统，包括：安装结构，第一部分与一航天飞行器本体模拟墙固支连接，第二部分与空间展开机构刚性连接；六维力/力矩测量组件，连接在第一部分和第二部分之间，用以检测空间展开机构在展开锁定撞击过程中的力和力矩的大小、方向；三向加速度传感器，连接空间展开机构，用以检测空间展开机构在展开锁定撞击过程中在三个方向上的加速度；角速度传感器，连接空间展开机构，用以检测空间展开机构在展开锁定撞击过程中的角速度；数据采集与分析系统，连接六维力/力矩测量组件、三向加速度传感器以及角速度传感器，用以根据检测得到的数据可直接或间接的解算空间展开机构在展开锁定工程中的锁定撞击力。
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公开(公告)号：CN105474784B
公开(公告)日：2014-07-16
申请号：CN201110015418.6
申请日：2011-12-14
Applicant: 上海宇航系统工程研究所
Abstract: 本发明公开了一种可展阵面导向机构，该机构包括：绕线轮(1)、支撑组件(2)、中心轴(3)、平面蜗卷弹簧(4)、卷簧盒(5)、导向绳(6)、导轮组件(7)，其特征在于：所述的绕线轮(1)是一个圆形的轮盘，所述的绕线轮(1)与中心轴(3)固定，并通过支撑组件(2)固定在阵面的一侧，所述的平面蜗卷弹簧(4)内端固定在中心轴(3)上；本发明解决了当前阵面展开过程中容易发生面外运动，展开不稳定等问题，具有体积小、质量轻、结构简单、导向力可调、可靠性与稳定性高等优点。
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