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公开(公告)号：CN109305391B
公开(公告)日：2021-12-21
申请号：CN201810895744.2
申请日：2018-08-08
Applicant: 上海宇航系统工程研究所
Abstract: 本发明的压紧释放机构及其方法，解决板件数量多、大距离压紧和释放问题。压紧释放机构包括基座、承力组件、弹簧和弹簧套，承力组件包括解锁端、主承力件和调整端，调整端包括角度微调组件和调节螺母；解锁端安装在基座上；弹簧套安装在离基座最远的板件上；调整端置于所述弹簧套内；主承力件贯穿各板件后一端与解锁端连接；角度微调组件和调节螺母依次套在主承力件另一端上，角度微调组件支撑在主承力件上，通过拧紧调节螺母施加压紧力，该压紧力通过角度微调组件传递至各板件；弹簧置于所述弹簧套内，一端与弹簧套连接，另一端与主承力件另一端连接。
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公开(公告)号：CN116393971A
公开(公告)日：2023-07-07
申请号：CN202310392882.X
申请日：2023-04-13
Applicant: 上海宇航系统工程研究所
Abstract: 本发明提供了一种太阳翼收拢状态柔性装星方法，包括：a、用上固定工装将太阳翼内板、中板及外板的上侧固定连接；b、用下固定工装将太阳翼的内板、中板及外板的下侧固定连接；c、用左固定工装将太阳翼的连接架、内板、中板及外板的左侧固定连接；d、用右固定工装将太阳翼的连接架、内板、中板及外板的右侧固定连接；e、用根部固定工装将太阳翼的根部铰链与左固定工装连接；f、用整体固定工装将上下左右固定工装连接并固定；g、将太阳翼与工装组合体悬吊至移动车的吊臂上；h、移动车缓慢行驶至卫星附近；i、调整移动车吊臂，使太阳翼压紧点与星上压紧底座基本对齐；j、调整压紧点与卫星底座精确贴合，安装太阳翼压紧杆及根部铰链螺钉。
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公开(公告)号：CN115057008A
公开(公告)日：2022-09-16
申请号：CN202210713835.6
申请日：2022-06-22
Applicant: 上海宇航系统工程研究所
IPC: B64G1/44
Abstract: 本发明涉及一种体装式可展开太阳电池阵，属于太阳电池阵设计领域；包括左板、右板、4个展开锁定机构、压紧释放机构、体装板、上板和下板；其中，体装板为正方形板状结构；体装板固定安装在外部星体的侧壁上；压紧释放机构设置在体装板表面的中心处；左板、右板、上板和下板分别通过1个展开锁定机构与体装板的一个侧壁对接；左板、右板、上板和下板的板面上均安装电池阵；本发明解决了太阳电池阵发射状态收拢时需要占用多个卫星侧面的问题，收拢状态包络小、展开面积大，卫星布局更加灵活等优点，可以实现1～4个太阳阵地收拢压紧，同时能够适应较小的收拢包络和布局。
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公开(公告)号：CN110884694A
公开(公告)日：2020-03-17
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：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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Patent Agency Ranking
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：CN109305391A
公开(公告)日：2019-02-05
申请号：CN201810895744.2
申请日：2018-08-08
Applicant: 上海宇航系统工程研究所
Abstract: 本发明的压紧释放机构及其方法，解决板件数量多、大距离压紧和释放问题。压紧释放机构包括基座、承力组件、弹簧和弹簧套，承力组件包括解锁端、主承力件和调整端，调整端包括角度微调组件和调节螺母；解锁端安装在基座上；弹簧套安装在离基座最远的板件上；调整端置于所述弹簧套内；主承力件贯穿各板件后一端与解锁端连接；角度微调组件和调节螺母依次套在主承力件另一端上，角度微调组件支撑在主承力件上，通过拧紧调节螺母施加压紧力，该压紧力通过角度微调组件传递至各板件；弹簧置于所述弹簧套内，一端与弹簧套连接，另一端与主承力件另一端连接。
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公开(公告)号：CN116399569A
公开(公告)日：2023-07-07
申请号：CN202310395786.0
申请日：2023-04-13
Applicant: 上海宇航系统工程研究所
IPC: G01M13/00
Abstract: 本发明提供了一种小型验证试验用太阳翼，包括：基板、压紧机构、电缆固定装置、钢丝绳张紧装置以及两套展开锁定机构；所述两套展开锁定机构固定在所述基板的一端，用于在轨将所述基板展开并锁定，保持所述基板的位置和姿态；所述电缆固定装置、钢丝绳张紧装置固定设置在所述基板上与展开锁定机构相对的另一端；所述压紧机构设置在所述基板的中部，用于将所述基板压紧在卫星侧板上。
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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：CN211530164U
公开(公告)日：2020-09-18
申请号：CN201921978089.3
申请日：2019-11-15
Applicant: 上海宇航系统工程研究所
Abstract: 本实用新型提出一种大口径天线径向展开机构，包括中心杆(1)、滑块(2)、撑杆(3)和套筒杆(4)组成的组件单元。中心杆(1)提供整体结构的支撑和固定；滑块(2)可以在中心杆(1)上下滑动；套筒杆(4)根部连接与中心杆(1)端头上，可绕中心杆(1)进行转动；撑杆(3)一端连接于滑块(2)，一端连接于套筒杆(4)，控制滑块(2)在中心杆(1)上的上下滑动的时候，可以通过撑杆(3)控制套筒杆(4)的展开，由于所有的撑杆(3)长度一致，可以保证套筒杆(4)的同步收拢和展开。当套筒杆(4)展开到指定位置后，套筒杆(4)里面的小套筒依次进行伸缩展开，达到最大展开直径。
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