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公开(公告)号：CN116714788A
公开(公告)日：2023-09-08
申请号：CN202310533273.1
申请日：2023-05-11
申请人： 上海卫星工程研究所
摘要： 本发明提供了一种用于空间伸缩杆机构的热控装置及星载激光雷达，包括套筒、推杆、支撑框架以及隔热组件；所述推杆的一端伸入伸缩套筒内并与其滑动配合，所述支撑框架的一端与推杆伸出伸缩套筒的一端连接，所述推杆带动支撑框架罩沿伸缩套筒长度方向同步运动，且所述支撑框架罩设推杆；所述隔热组件包覆支撑框架。通过与推杆随动的支撑框架和隔热组件，使支撑框架与推杆始终保持相对静止的状态，借助包覆在支撑框架上的隔热组件对推杆进行热防护，使推杆始终不受外热流的直接影响，有助于减少推杆的热变形，实现对推杆的热保护。
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公开(公告)号：CN111741642B
公开(公告)日：2022-08-12
申请号：CN202010163569.5
申请日：2020-03-10
申请人： 上海卫星工程研究所
摘要： 本发明提供了一种大功率多种工作时长单机高精度控温的热控方法和装置，大功率单机具有功率值大且工作时长多样的特点，单机工作时需要较强散热能力为其散热，使其工作温度稳定在20±2℃，单机不工作时还要保持在10～30℃，需要加热器补偿。本发明利用电机驱动改变可展开的电控隔热屏和散热面的角度，改变大功率单机散热面与空间背景的可视角对大功率单机控温，大功率单机工作时增大散热面与空间背景的可视角，从而增加散热面散热能力，大功率单机贮存时减小散热面与空间背景的可视角或关闭散热面，减小散热面散热能力，满足较低加热器功耗补偿情况下的存储温度要求，具有重量小、控温能力强、可适应多种工作时长、成熟活动部件且量少、可靠性高的特点。
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公开(公告)号：CN106255388A
公开(公告)日：2016-12-21
申请号：CN201610810963.7
申请日：2016-09-08
申请人： 上海卫星工程研究所
IPC分类号： H05K7/20
CPC分类号： H05K7/2039
摘要： 本发明提供了一种星外单机扩展散热装置，包括散热基板、二次表面镜、热控涂层和散热膏层；所述散热基板的外表面设置有二次表面镜；所述散热基板设置有单机安装区域，所述单机安装区域在二次表面镜外表面设置有散热膏层；所述散热基板与待安装单机相对的二次表面镜外表面设置有热控涂层。所述散热基板采用U型铝板。本发明设置有二次表面镜，能够有效维持空间飞行器正常的工作温度；本发明中单机安装区域在二次表面镜外表面设置有散热膏层，待散热的单机热量能够有效迅速传向散热基板。
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公开(公告)号：CN114408221B
公开(公告)日：2024-05-07
申请号：CN202210060731.X
申请日：2022-01-19
申请人： 上海卫星工程研究所
摘要： 本发明提供了一种卫星用星敏温控系统，包括星敏、星敏支架、遮光罩、铈玻璃二次表面镜、热管、多层、隔热垫、卫星散热面等；所述星敏头部隔热安装在星敏支架上，热管一端安装在星敏头部并且紧贴星敏头部，另一端延伸至散热面位置；热管舱内部分包覆多层，舱外散热面与热管相对的部分包覆多层并适用隔热垫与热管隔热，热管外表面粘贴铈玻璃二次表面镜片，其中铈玻璃二次表面镜片吸收率和发射率是固定的，这样热管就有完全独立并且稳定的散热面。根据星敏热耗的大小调整热管的长度以达到改变散热面的目的。这样可以通过较少的资源把星敏温度控制在合适的温度范围内，而且精度达到1℃。
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公开(公告)号：CN112996349B
公开(公告)日：2022-08-12
申请号：CN202110156193.X
申请日：2021-02-04
申请人： 上海卫星工程研究所
摘要： 本发明提供了一种大功耗发射机的轻量化热控装置，包括：轻型OSR，轻量化预埋热管，大功耗发射机A‑TWT，大功耗发射机A‑EPC，大功耗发射机B‑TWT，大功耗发射机B‑EPC，低温热补偿加热器，结构安装板和轻量化胶黏剂，所述轻量化预埋热管预埋在所述结构安装板中，所述大功耗发射机A‑TWT、所述大功耗发射机A‑EPC、所述大功耗发射机B‑TWT和所述大功耗发射机B‑EPC安装在所述结构安装板上，所述低温热补偿加热器粘贴在所述轻量化预埋热管所在区域的所述结构安装板上，所述轻型OSR通过所述轻量化胶黏剂粘贴在所述结构安装板表面。节省了扩热板及发射机安装板的重量；提高了大功耗发射机废热的排散效率；减轻了结构安装板表面辐射涂层的重量；减轻了大功耗发射机的热控重量。
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公开(公告)号：CN114408221A
公开(公告)日：2022-04-29
申请号：CN202210060731.X
申请日：2022-01-19
申请人： 上海卫星工程研究所
摘要： 本发明提供了一种卫星用星敏温控系统，包括星敏、星敏支架、遮光罩、铈玻璃二次表面镜、热管、多层、隔热垫、卫星散热面等；所述星敏头部隔热安装在星敏支架上，热管一端安装在星敏头部并且紧贴星敏头部，另一端延伸至散热面位置；热管舱内部分包覆多层，舱外散热面与热管相对的部分包覆多层并适用隔热垫与热管隔热，热管外表面粘贴铈玻璃二次表面镜片，其中铈玻璃二次表面镜片吸收率和发射率是固定的，这样热管就有完全独立并且稳定的散热面。根据星敏热耗的大小调整热管的长度以达到改变散热面的目的。这样可以通过较少的资源把星敏温度控制在合适的温度范围内，而且精度达到1℃。
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公开(公告)号：CN106467177A
公开(公告)日：2017-03-01
申请号：CN201610815972.5
申请日：2016-09-08
申请人： 上海卫星工程研究所
CPC分类号： B64G1/58 , B32B3/12 , B32B5/02 , B32B27/08 , B32B27/36 , B32B2255/10 , B32B2255/26 , B32B2262/0284 , B64G1/10
摘要： 本发明提供了一种替代卫星侧板的方法及适用于替代卫星侧板的多层结构，包括多个多层隔热单元；所述多层隔热单元由一层双面镀铝聚酯薄膜和一层涤纶网布相间隔组成；所述适用于替代卫星侧板的多层结构的外表面加设有一层喷涂有白漆的聚酰亚胺薄膜。本发明为卫星减重提供一种新的途径，具有安装方便、可靠性好、重量轻的特点。
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公开(公告)号：CN106467176A
公开(公告)日：2017-03-01
申请号：CN201610810994.2
申请日：2016-09-08
申请人： 上海卫星工程研究所
摘要： 本发明提供了一种卫星推进舱的温控方法，其基于推进系统安装在一个单独的推进舱，采用的设计方法为整个舱外表面包覆多层隔热组件；部分推力器在舱外需包覆多层隔热组件；设计补偿加热器保障电磁阀的温度水平；舱外管路和支架包覆多层隔热组件；推进舱内不作任何热控处理。在新型低温推进剂的基础上采用上述发明，可以解决卫星推进舱的温控要求。
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公开(公告)号：CN103488163B
公开(公告)日：2016-01-06
申请号：CN201310350007.1
申请日：2013-08-12
申请人： 上海卫星工程研究所
IPC分类号： G05B23/02
摘要： 本发明提供了一种快速检测自动控温功能的测试方法，通过数管计算机注数的方法修改控温阈值实现控温功能的检测，在热敏电阻未接入控温回路的情况下：通过注数上传控温阈值至数管计算机，设置加热器打开/关闭时的控温阈值，观察加热器是否打开/关闭；在热敏电阻接入控温回路的情况下：通过注数上传控温阈值至数管计算机，设置加热器打开时的控温阈值略高于实际温度测量值，观察加热器是否打开，并观察当温度升高到超过控温阈值时，加热器是否关闭。本发明利用温度控制阈值可修改的特点，通过注数修改温度阈值使得数管的自动控温功能可以快速得到检测和验证。该方法具有操作简单、测试成本低、可靠性高的优点。
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