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公开(公告)号：CN106240849A
公开(公告)日：2016-12-21
申请号：CN201610583591.9
申请日：2016-07-22
Applicant: 上海宇航系统工程研究所
IPC: B64G1/64
Abstract: 本发明提供了一种航天器对接系统及方法，该系统包括主动对接装置和被动对接装置，所述主动对接装置包括主动对接环和对接框体，所述主动对接装置还包括三组缓冲机构，每组所述缓冲机构包括一个主缓冲器、两个丝杠螺母组件和一个自差缓冲器，所述丝杠螺母组件的上下两端分别活动连接于所述主动对接环和对接框体；每组中的两个所述丝杠螺母组件同时被一个所述主缓冲器驱动伸缩，两个所述丝杠螺母组件之间还通过所述自差缓冲器互相连接，进而通过所述自差缓冲器实现两个所述丝杠螺母组件相对的伸缩调整。
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公开(公告)号：CN112081863A
公开(公告)日：2020-12-15
申请号：CN202010808298.4
申请日：2020-08-12
Applicant: 上海宇航系统工程研究所
Abstract: 本发明一种悬臂梁式主被动一体化正交六自由度隔振装置，包括：上平台(1)、3个三接头准零转动刚度铰链(2)、6个碳纤维杆(3)、6个两接头准零转动刚度铰链(4)、6个主被动一体化的直线隔振机构(5)；每个主被动一体化的直线隔振机构(5)与外部航天器固定连接，上平台(1)与外部载荷连接；低频在外部航天器沿六自由度方向运动时产生的低频和高频微振动，通过3个三接头准零转动刚度铰链(2)、6个碳纤维杆(3)、6个两接头准零转动刚度铰链(4)共同配合，以解耦的形式转换成沿主被动一体化的直线隔振机构(5)的轴向振动，由主被动一体化的直线隔振机构(5)进行高频微振动的隔离和低频微振动的抑制，以减小外部航天器微振动对与上平台(1)连接的外部载荷的稳定度和指向精度的影响。
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公开(公告)号：CN106240849B
公开(公告)日：2020-05-12
申请号：CN201610583591.9
申请日：2016-07-22
Applicant: 上海宇航系统工程研究所
IPC: B64G1/64
Abstract: 本发明提供了一种航天器对接系统及方法，该系统包括主动对接装置和被动对接装置，所述主动对接装置包括主动对接环和对接框体，所述主动对接装置还包括三组缓冲机构，每组所述缓冲机构包括一个主缓冲器、两个丝杠螺母组件和一个自差缓冲器，所述丝杠螺母组件的上下两端分别活动连接于所述主动对接环和对接框体；每组中的两个所述丝杠螺母组件同时被一个所述主缓冲器驱动伸缩，两个所述丝杠螺母组件之间还通过所述自差缓冲器互相连接，进而通过所述自差缓冲器实现两个所述丝杠螺母组件相对的伸缩调整。
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公开(公告)号：CN106856384A
公开(公告)日：2017-06-16
申请号：CN201510893594.8
申请日：2015-12-08
Applicant: 上海宇航系统工程研究所
Abstract: 一种大柔性负载伺服控制系统测试与评估装置，包括安装支架、伺服控制组件、气浮台、柔性负载、六维力力矩传感器、测控计算机和控制计算机；安装支架对整个测试装置提供各安装机械接口，包括伺服控制组件和六维力力矩传感器的安装面，以及与气浮台的相对位置；伺服控制组件可以实现电流环、速度环、位置环、力矩环控制，以及四环控制中的多环复合控制；气浮台和柔性负载组合，提供扭转方向的大柔性负载，在扭转方向可以实现大变形；六维力力矩传感器可以实时测量评估不同的驱动控制方案对安装面的扰动载荷；测控计算机和控制计算机对整个测试装置进行管理，数据采集、处理、以及不同控制模型的建立和下载。
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公开(公告)号：CN104390656B
公开(公告)日：2017-02-22
申请号：CN201410690777.5
申请日：2014-11-25
Applicant: 上海宇航系统工程研究所
IPC: G01D11/08
Abstract: 本发明公开了一种四自由度被动随动重力平衡装置，主要包括：一底座，安装于一基础支架上；枢转连接于所述底座的一转臂前段，以及枢转连接于所述转臂前段的一转臂后段；其中，所述转臂后段的在其两个不同的位置分别连接设有一滑轮组A和一滑轮组B，所述滑轮组A和所述滑轮组B之间安装一钢丝绳，所述钢丝绳的两端分别连接一可绕轴旋转的配重装置和一可绕轴旋转的用于转接试验对象的转接工装，并且所述转接工装位于所述钢丝绳相对于所述转臂前段的远端。本发明具有结构简单、加工零件少、质量轻、成本低、经济性好的有益效果。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN115675943B
公开(公告)日：2025-04-08
申请号：CN202210850888.2
申请日：2022-07-19
Applicant: 上海宇航系统工程研究所
IPC: B64G4/00
Abstract: 一种摆臂滑车在轨组装系统，属于空间大型结构机构技术领域。本发明包括卫星平台、组装基座、摆臂、滑车、模块堆栈和攀爬机器人；所述卫星平台位于中心，组装基座与卫星平台周边固定连接；摆臂通过正交二维驱动机构与组装基座的连接；摆臂根部设置有放置模块单元的堆栈；沿摆臂长度方向上设有导轨，导轨上安装一个或多个滑车；所述滑车上装有拾取模块堆栈的机械臂；所述攀爬机器人处于组装基座或已安装完成的模块单元上。本发明满足了超大型空间结构构建目标，具体为反射面天线、平面阵天线、薄膜光学阵、太阳电池阵、空间太阳帆、空间遮光罩等，减小了一次性展开机构的尺寸和工程实施难度，简化了在轨组装操作。
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公开(公告)号：CN112081863B
公开(公告)日：2022-05-31
申请号：CN202010808298.4
申请日：2020-08-12
Applicant: 上海宇航系统工程研究所
Abstract: 本发明一种悬臂梁式主被动一体化正交六自由度隔振装置，包括：上平台(1)、3个三接头准零转动刚度铰链(2)、6个碳纤维杆(3)、6个两接头准零转动刚度铰链(4)、6个主被动一体化的直线隔振机构(5)；每个主被动一体化的直线隔振机构(5)与外部航天器固定连接，上平台(1)与外部载荷连接；低频在外部航天器沿六自由度方向运动时产生的低频和高频微振动，通过3个三接头准零转动刚度铰链(2)、6个碳纤维杆(3)、6个两接头准零转动刚度铰链(4)共同配合，以解耦的形式转换成沿主被动一体化的直线隔振机构(5)的轴向振动，由主被动一体化的直线隔振机构(5)进行高频微振动的隔离和低频微振动的抑制，以减小外部航天器微振动对与上平台(1)连接的外部载荷的稳定度和指向精度的影响。
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公开(公告)号：CN106483872B
公开(公告)日：2018-12-28
申请号：CN201510531727.7
申请日：2015-08-26
Applicant: 上海宇航系统工程研究所
IPC: G05B19/04
Abstract: 本发明公开了一种评判模拟柔性太阳翼驱动动力学仿真试验台的精度方法。主要包括扭振装置、扭振频率的实现、柔性太阳翼驱动模拟、评判精度的量化。本发明用惯量盘与扭杆模拟柔性太阳翼驱动过程中的动力学振动，通过调整惯量盘质量与扭杆扭转刚度实现不同的扭振频率，施加阶跃速度驱动模拟太阳翼对日定向转动，用扭矩传感器测量动态加载力矩作为理论值，以仿真试验台加载的力矩与理论值的幅值与频率偏差来量化评判仿真试验台的精度。本发明设计了模拟柔性太阳翼驱动动力学仿真试验台的精度评判方法，经济、高效的实现了模拟柔性太阳翼驱动动力学仿真试验台的精度评判，取得了经济、实施容易、准确度高的有益效果。
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公开(公告)号：CN106855582A
公开(公告)日：2017-06-16
申请号：CN201510893643.8
申请日：2015-12-08
Applicant: 上海宇航系统工程研究所
Abstract: 一种卫星对日定向驱动装置地面六自由度加载测试系统，任务管理单元对加载测试系统进行管理，实现动力学模型的下载和管理、加载单元驱动软件管理、测试数据处理等功能；三自由度运动平台作为整个系统的支撑结构和运动平台，为卫星对日定向驱动装置和六自由度加载模块提供了安装和布置基准，实现卫星对日定向驱动装置三个平动方向的位置调整，确保与所述六自由度加载模块实现上下同轴安装；所述测控模块实现在系统工作状态下对系统中的所有传感器进行数据采集、处理和分发；所述柔性负载动力学仿真模块进行柔性负载模型的解算功能，其输入为所述测控模块采集到的系统角度信息，输出为控制所述六自由度加载模块的六方向加载指令。
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公开(公告)号：CN106483872A
公开(公告)日：2017-03-08
申请号：CN201510531727.7
申请日：2015-08-26
Applicant: 上海宇航系统工程研究所
IPC: G05B19/04
CPC classification number: G05B19/04
Abstract: 本发明公开了一种评判模拟柔性太阳翼驱动动力学仿真试验台的精度方法。主要包括扭振装置、扭振频率的实现、柔性太阳翼驱动模拟、评判精度的量化。本发明用惯量盘与扭杆模拟柔性太阳翼驱动过程中的动力学振动，通过调整惯量盘质量与扭杆扭转刚度实现不同的扭振频率，施加阶跃速度驱动模拟太阳翼对日定向转动，用扭矩传感器测量动态加载力矩作为理论值，以仿真试验台加载的力矩与理论值的幅值与频率偏差来量化评判仿真试验台的精度。本发明设计了模拟柔性太阳翼驱动动力学仿真试验台的精度评判方法，经济、高效的实现了模拟柔性太阳翼驱动动力学仿真试验台的精度评判，取得了经济、实施容易、准确度高的有益效果。
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