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公开(公告)号：CN115164824B
公开(公告)日：2023-06-09
申请号：CN202210811853.8
申请日：2022-07-11
Applicant: 上海宇航系统工程研究所
Abstract: 本发明公开了一种星载天线压紧适配座位置度测调方法，包括：星体调平后，经纬仪建立测量系统；在上、下铰链调节安装块安装铰链模拟工装、适配座调节安装块安装适配座模拟工装，经纬仪测量各个安装位置上模拟工装刻划十字线中心的位置坐标并根据定义建立测调基准坐标系；在适配座调节安装块安装适配座模拟工装，经纬仪测量位置坐标，根据实测位置和理论位置偏差调节安装块，使其满足理论位置要求；在上铰链调节安装块安装铰链模拟工装，经纬仪测量位置坐标，根据实测位置和理论位置偏差调节安装块距离，使其满足理论位置要求；安装天线铰链、压紧适配座。本发明能够适用于在压紧适配座、天线安装铰链位置关系相互约束情况下的位置度测量及调整。
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公开(公告)号：CN111883937B
公开(公告)日：2022-10-18
申请号：CN202010697301.X
申请日：2020-07-20
Applicant: 上海宇航系统工程研究所
Abstract: 本发明的多板平面天线阵面姿态精度快速精准调整方法包括建立阵面姿态测调基准；多板平面天线进行模块化装配，每一模块装配完成后依次进行阵面姿态快速测试、测试结果分析判定、量化调整方案制定及调整，使各模块装调后阵面姿态精度均符合要求，最终保证多板平面天线阵面姿态精度符合要求。本发明的多板平面天线阵面姿态精度快速精准调整方法，结合多板平面天线的装配过程，实现了对影响天线阵面姿态精度各因素的剥离分析、消除了各影响因素间的耦合关系，可针对各影响因素开展精准调试。
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公开(公告)号：CN110861787B
公开(公告)日：2022-09-23
申请号：CN201911134311.6
申请日：2019-11-19
Applicant: 上海宇航系统工程研究所
IPC: B64G1/22
Abstract: 本发明公开了一种到位锁定机构，包括锁定杆、框体、限位套管、中心杆、第一弹性预紧件、至少两个旋转锁头、至少两个弹性预紧件和若干止动件。在初始状态下，锁定杆和到位锁定机构的其他部分分离，止动件卡入止动孔以限制旋转锁头转动。锁定杆的一端设有凸台，旋转锁头的第二端设有卡块，卡块靠近中心杆轴线方向有缺口，卡块和限位套管之间有凸台容置空间。在锁定状态下，凸台通过卡块缺口形成的通道进入凸台容置空间，中心杆被锁定杆下压，使止动件容置空间增大，止动件脱离止动孔并解除对旋转锁头的限位，旋转锁头旋转，容凸台通过的通道消失，凸台无法离开凸台容置空间，卡块的下表面与凸台相接并限制锁定杆的上下移动，从而实现锁定功能。
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公开(公告)号：CN110884694B
公开(公告)日：2023-04-11
申请号：CN201911079036.2
申请日：2019-11-04
Applicant: 上海宇航系统工程研究所
IPC: B64G1/64
Abstract: 本发明涉及用于航天飞行器领域的压紧释放机构，公开了一种可减小航天器包络的压紧释放机构，包括分离螺母或切割器、内板压紧杆和外板压紧杆；其中，分离螺母或切割器设于星体上；内板压紧杆穿设有内板，外板压紧杆穿设有外板，内板压紧杆与外板压紧杆通过销轴连接，可相对旋转，内板压紧杆还与分离螺母或切割器相连，在近外板外侧的外板压紧杆上套设有承力块，并螺旋有锁紧螺母，且通过锁紧螺母将内板和外板压紧在星体上。本发明由于内板压紧杆和外板压紧杆可相对折叠收纳在尾罩上，且无需提供额外的动力装置即可实现释放分离，所以，尾罩的长度较小。
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公开(公告)号：CN110861787A
公开(公告)日：2020-03-06
申请号：CN201911134311.6
申请日：2019-11-19
Applicant: 上海宇航系统工程研究所
IPC: B64G1/22
Abstract: 本发明公开了一种到位锁定机构，包括锁定杆、框体、限位套管、中心杆、第一弹性预紧件、至少两个旋转锁头、至少两个弹性预紧件和若干止动件。在初始状态下，锁定杆和到位锁定机构的其他部分分离，止动件卡入止动孔以限制旋转锁头转动。锁定杆的一端设有凸台，旋转锁头的第二端设有卡块，卡块靠近中心杆轴线方向有缺口，卡块和限位套管之间有凸台容置空间。在锁定状态下，凸台通过卡块缺口形成的通道进入凸台容置空间，中心杆被锁定杆下压，使止动件容置空间增大，止动件脱离止动孔并解除对旋转锁头的限位，旋转锁头旋转，容凸台通过的通道消失，凸台无法离开凸台容置空间，卡块的下表面与凸台相接并限制锁定杆的上下移动，从而实现锁定功能。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN110854542A
公开(公告)日：2020-02-28
申请号：CN201911198198.8
申请日：2019-11-29
Applicant: 上海宇航系统工程研究所
IPC: H01Q15/16
Abstract: 本发明公开了可展格栅支撑折叠肋式天线反射器，包括天线反射器底座、固体反射面、内层折叠肋、外层折叠肋、肋间转动关节、可折展支撑格栅以及柔性反射面，底座连接的中心区域为高精度固体反射面，底座边缘连接的为径向展开格栅支撑反射面，可展部件包括内外层多个折叠肋，折叠肋通过内层折叠肋根部与底座边缘的铰链以及折叠肋之间的转动关节实现天线机构的多级展开，折叠肋周向肋间连接可折展支撑格栅，柔性反射面铺设在折叠肋和格栅之上，可展格栅编织成可折展的菱形形状，折叠肋及格栅支撑反射面端按理想曲面或曲线加工，消除原理误差，柔性反射面张拉在菱形及折叠肋支撑结构上，实现反射面成形，适应于星载大型载荷天线反射器。
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公开(公告)号：CN115663447A
公开(公告)日：2023-01-31
申请号：CN202211243285.2
申请日：2022-10-11
Applicant: 燕山大学 , 上海宇航系统工程研究所
Abstract: 本发明涉及一种含等效转动铰链连杆机构的折展单元机构及平板折展天线，其包括天线组件、等效转动铰链连杆机构和支撑机构；等效转动铰链连杆机构与支撑机构均设置在天线组件的同一侧面；等效转动铰链连杆机构包括两组相同的四连杆机构，支撑机构在完全展开时呈稳定的梯形与三角形结构；两组及以上天线组件呈竖向排列时，组成一维平板折展天线机构；两组天线组件呈横向排列时，组成二维折展单元机构A，两组及以上折展单元机构A呈横向排列时，组成二维平板折展天线机构；多组天线组件呈横竖向排列时，组成二维折展单元机构B；本发明单元机构展开到位后面板间隙小、反射面平整、刚度高，展开稳定性好，收拢率大，具有很强的实用性。
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公开(公告)号：CN110854542B
公开(公告)日：2021-06-18
申请号：CN201911198198.8
申请日：2019-11-29
Applicant: 上海宇航系统工程研究所
IPC: H01Q15/16
Abstract: 本发明公开了可展格栅支撑折叠肋式天线反射器，包括天线反射器底座、固体反射面、内层折叠肋、外层折叠肋、肋间转动关节、可折展支撑格栅以及柔性反射面，底座连接的中心区域为高精度固体反射面，底座边缘连接的为径向展开格栅支撑反射面，可展部件包括内外层多个折叠肋，折叠肋通过内层折叠肋根部与底座边缘的铰链以及折叠肋之间的转动关节实现天线机构的多级展开，折叠肋周向肋间连接可折展支撑格栅，柔性反射面铺设在折叠肋和格栅之上，可展格栅编织成可折展的菱形形状，折叠肋及格栅支撑反射面端按理想曲面或曲线加工，消除原理误差，柔性反射面张拉在菱形及折叠肋支撑结构上，实现反射面成形，适应于星载大型载荷天线反射器。
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公开(公告)号：CN111883937A
公开(公告)日：2020-11-03
申请号：CN202010697301.X
申请日：2020-07-20
Applicant: 上海宇航系统工程研究所
Abstract: 本发明的多板平面天线阵面姿态精度快速精准调整方法包括建立阵面姿态测调基准；多板平面天线进行模块化装配，每一模块装配完成后依次进行阵面姿态快速测试、测试结果分析判定、量化调整方案制定及调整，使各模块装调后阵面姿态精度均符合要求，最终保证多板平面天线阵面姿态精度符合要求。本发明的多板平面天线阵面姿态精度快速精准调整方法，结合多板平面天线的装配过程，实现了对影响天线阵面姿态精度各因素的剥离分析、消除了各影响因素间的耦合关系，可针对各影响因素开展精准调试。
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公开(公告)号：CN107246862B
公开(公告)日：2020-01-07
申请号：CN201710355324.0
申请日：2017-05-19
Applicant: 上海宇航系统工程研究所
IPC: G01C1/02
Abstract: 本发明利用经纬仪测量出重质星载可展开天线地面试验时在重力卸载前后的姿态变化量，通过反向预置该变化，获取天线在安装基体有刚度条件下的初始位姿，在此基础上进行重力卸载，达到平衡重力的目的，消除了天线安装基体刚度对天线重力平衡的影响，从而较好的模拟了在轨展开的失重环境条件，保证了天线的展开性能。本发明提出一种重质星载可展开天线的地面试验重力平衡方法，属于空间技术领域，为了解决重质星载可展开天线在地面试验时受安装基体的刚度影响，重力卸载不能有效模拟在轨失重的环境条件，最终影响天线展开性能的问题。
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