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[发明专利]一体式太阳翼支撑机构-CN201810267735.9有效
发明人：张道威;侯燚红;谷松;谭陆洋;辛建;赵相禹 -专利权人：长光卫星技术股份有限公司
申请日： 2018-03-29 - 公布日： 2023-09-15 - 主分类号： B64G1/44 文献下载
摘要：一体式太阳翼支撑机构涉及航天技术领域，解决支撑机构结构复杂和易发生不共轴卡死的问题。星体支撑座、第一短支撑管、第一带状弹簧、第一长支撑管、第二带状弹簧、第二长支撑管、第三带状弹簧、第二短支撑管和太阳翼支撑座顺次胶结，星体支撑座固定在卫星星体上，太阳翼支撑座固定在太阳翼上；第一带状弹簧、第二带状弹簧和第三带状弹簧的上述的胶结均为内表面胶结；还包括一一对应胶结在第一带状弹簧、第二带状弹簧和第三带状弹簧两端外表面的六个封圈。本发明支撑机构的结构零件数量少、结构简单、能够自展开自锁定，一个或多个同时使用均不易发生不共轴卡死现象，可靠性高，提高太阳翼的展开刚度，提高光学卫星太阳翼展开的基频。
体式太阳支撑机构

[发明专利]一种适用于微小卫星的单向冲击隔离装置-CN201811208406.3有效
发明人： 赵相禹;谷松;陈善搏;高飞;张雷;姜姝羽;段胜文;孙洪雨 -专利权人：长光卫星技术股份有限公司
申请日： 2018-10-17 - 公布日： 2023-08-29 - 主分类号： B64G1/52 文献下载
摘要：一种适用于微小卫星的单向冲击隔离装置涉及飞行器减冲击设备技术领域，解决了火工品起爆对卫星内精密电子设备造成损伤的问题，装置包括结构板一、结构板二、隔冲垫和螺钉，结构板一和结构板二均包括设置在其下表面上的凸台，隔冲垫与螺钉头的高度之和小于凸台的高度；卫星主框架、结构板一、结构板二和卫星底板从上至下依次螺钉连接；结构板一、结构板二和卫星底板与螺钉连接处的上下均设有隔冲垫。本发明的隔离装置具有优良的纵向减振隔冲效果，将火工品爆炸时产生的冲击载荷有效的隔离吸收，解决火工品起爆对卫星内精密电子设备造成损伤，保证微小卫星发射的安全性；且能将卫星底板与卫星主框架可靠连接，保证微小卫星整星的强度和刚度。
一种适用于微小卫星单向冲击隔离装置

[发明专利]基于结构热控一体化设计适用于批产的框架式卫星结构-CN202310312491.2在审
发明人：陈善搏;张亮;张雷;赵相禹;杨睿光;郑小石;袁梓馨 -专利权人：长光卫星技术股份有限公司
申请日： 2023-03-28 - 公布日： 2023-07-04 - 主分类号： B64G1/10 文献下载
摘要：本发明公开了一种基于结构热控一体化设计适用于批产的框架式卫星结构，包括不同材质和结构的飞行前向+X安装板、飞行后向‑X安装板、太阳翼+Y侧安装板、太阳翼‑Y侧安装板、+Z侧安装板、‑Z侧安装板以及中心承力板。本发明的框架式卫星结构采用七块安装板进行载荷的合理安装，缩小星体包络，提升了结构利用率，增大了功能密度；七块安装板采用不同材料和结构形式，在满足结构强度的基础上，能够满足热控散热等需求，并极大程度减轻整星结构质量，七块载荷安装板均可以独立进行载荷安装、热控实施和线缆敷设，再进行整星框架拼装，合理安排装配时间，适合卫星批产，为快速组网提供便利。
基于结构一体化设计适用于框架卫星

[发明专利]微小卫星太阳翼展开锁定装置-CN201710928669.0有效
发明人： 赵相禹;谷松;陈善搏;张道威;高飞;张洪雨;段胜文;姜姝羽 -专利权人：长光卫星技术股份有限公司
申请日： 2017-10-09 - 公布日： 2023-05-30 - 主分类号： B64G1/44 文献下载
摘要：微小卫星太阳翼展开锁定装置属于航空航天技术领域，目的在于提供一种微小卫星太阳翼展开锁定装置，解决现有技术存在的尺寸大、质量重及冲击大的问题。本发明包括：公铰，公铰包括第一平板以及固定设置在第一平板两端部的第一连接环和端部连接筒；母铰，母铰包括第二平板以及固定设置在第二平板两端部的第二连接环和端部连接片；连接公铰和母铰的连接机构，公铰和母铰绕中心轴相对转动，转动最大角度时，第一平板和第二平板处于同一平面；用于展开公铰和母铰的展开装置，展开装置为套在中心轴上的扭簧，扭簧两边的伸出结构分别和第一平板及第二平板上端面接触；用于太阳翼展开时锁紧公铰和母铰相对位置的锁紧机构；以及提供太阳翼展开到位信号的信号开关。
微小卫星太阳翼展开锁装置

[发明专利]卫星地面试验柔性支撑零应力悬吊装置及悬吊方法-CN202210619939.0有效
发明人：张冰;段胜文;任珊珊;陈善搏;高飞;赵相禹;杨立国 -专利权人：长光卫星技术股份有限公司
申请日： 2022-06-02 - 公布日： 2023-03-17 - 主分类号： B66C13/08 文献下载
摘要：卫星地面试验柔性支撑零应力悬吊装置及悬吊方法，涉及航天器试验技术领域。解决了现有的验证卫星关键部件力学性能方法中，由于柔性支撑受到额外应力而导致试验测试结果不准确的问题。本发明的悬吊方法中，通过装配体A和装配体B分别将光学载荷和卫星平台吊起，分别通过装配体A和装配体B上的调平部件，使所述光学载荷、卫星平台都处于水平姿态；通过装配体A调整光学载荷与卫星平台的相对位置，完成光学载荷与卫星平台的柔性支撑结构的连接，通过力传感器监测每个柔性支撑结构所承受的外力，调整装备体A、装备体B，使得每个力传感器采集的力信号均在‑10mN～10mN之间完成悬吊。本发明适用于卫星地面试验。
卫星地面试验柔性支撑应力悬吊装置方法

[发明专利]一种用于立方卫星电子设备高效散热的轻型装置-CN202110724019.0有效
发明人：孔林;孙强强;谭陆洋;柏添;赵相禹 -专利权人：长光卫星技术股份有限公司
申请日： 2021-06-29 - 公布日： 2023-01-10 - 主分类号： H05K7/20 文献下载
摘要：一种用于立方卫星电子设备高效散热的轻型装置，属于航空航天技术领域。本发明解决了现有的立方卫星电子设备散热面积有限，热量传递路径所需零件过多，热阻较大，不利于大功率电子设备的散热，使得立方卫星难以在轨业务化常态运行的问题。第二导热铜层平行夹装在上下两个绝缘材料板之间，第三导热铜层的数量为两个且相对固装在第一导热铜层的两端，印制电路板的顶面分别安装有插座，每个插座对应与其上方印制电路板上的排针连接，实现相临两个印制电路板之间的电气连接，若干印制电路板的两端对应卡装在卡槽式结构外壳的侧面凹槽内，顶部表面异形端盖盖装在两个卡槽式结构外壳顶端。
一种用于立方卫星电子设备高效散热轻型装置

[发明专利]一种适于批产的模块化机热一体化业务立方星系统-CN202210942367.X在审
发明人： 赵相禹;杨睿光;张雷;贺小军;陈善搏;谭陆洋;郑小石;张亮;袁梓馨 -专利权人：长光卫星技术股份有限公司
申请日： 2022-08-08 - 公布日： 2022-11-18 - 主分类号： B64G1/10 文献下载
摘要：本发明提供了一种适于批产的模块化机热一体化业务立方星系统，属于卫星技术领域。解决了了现有立方星存在的研制、总装周期长、功能单一、可扩展性差、散热难、不适于批量化生产问题。它包括平台部分和载荷部分，平台部分包括结构分系统、热控分系统、姿轨控分系统、测控数传分系统、电源分系统和大综电分系统，载荷部分包括主载荷和搭载载荷，结构分系统包括七块单机板，七块单机板由螺钉紧固组成整个立方星系统的主承力框架；主载荷包括相机本体、弹出遮光罩和遮光罩展开熔断器，测控数传分系统包括测控数传一体机、测控天线和数传天线；电源分系统包括蓄电池、±Y侧太阳翼。本发明适用于批量生产且组网需求。
一种适于模块化一体化业务立方星系

[发明专利]一种适用于多种分离方式的业务化立方星构型及装配方法-CN202210942095.3在审
发明人： 赵相禹;杨睿光;赵春娟;陈善搏;高飞;张雷;郑小石;张亮;袁梓馨 -专利权人：长光卫星技术股份有限公司
申请日： 2022-08-08 - 公布日： 2022-11-01 - 主分类号： B64G1/10 文献下载
摘要：本发明创造提供了一种适用于多种分离方式的业务化立方星构型及装配方法，属于卫星设计领域。解决了现有立方星分离方式单一、搭载机会少问题。它包括整星框架、可展开太阳翼、舱内单机、舱外单机和分离组件，舱内单机设置在整星框架内部，可展开太阳翼、舱外单机和分离组件均设置在整星框架的外部，可展开太阳翼设置两组，分别安装在+Y单机板和‑Y单机板上；舱内单机包括飞轮、推进、陀螺、星敏、大综电系统、蓄电池和相机组件；舱外组件安装在+Z单机板上，+Y单机板的前后两端设置两根分离导轨，‑Y单机板的前后两端设置两根分离导轨，分离组件安装在分离导轨或‑Z单机板上。本发明创造适用于多种星箭分离方式，增加卫星搭载发射机会。
一种适用于多种分离方式业务立方构型装配方法

[发明专利]一种用于批产卫星快速质量特性测试的工装及测试方法-CN202011155641.6有效
发明人：杨立国;赵相禹;张雷;谷松;高飞;姚智;贾齐 -专利权人：长光卫星技术股份有限公司
申请日： 2020-10-26 - 公布日： 2022-11-01 - 主分类号： G01M1/12 文献下载
摘要：本发明提供了一种用于批产卫星快速质量特性测试的工装及测试方法，工装包括外支撑框架、内支撑框架、轴系一、轴系二、轴系三、转接板、定位块、水平挡块和竖直挡块，内支撑框架布置外支撑框架内，内支撑框架绕轴系一和轴系二转动，转接板绕轴系三转动；通过水平挡块与定位块配合定位实现外支撑框架和内支撑框架之间夹角为0°；通过竖直挡块与定位块配合定位实现内支撑框架与外支撑框架之间夹角为90°；通过在转接板上安装定位销实现转接板的定位。本发明测试效率高、结构简单、尺寸小、测试精度高、通用性强、操作安全可靠，将卫星一次安装后即可测出其质量、质心、转动惯量参数，极大提高测试效率，尤其适用于批量化的卫星质量特性测试需求。
一种用于卫星快速质量特性测试工装方法

[发明专利]一种机热一体化立方星主承力结构及组装方法-CN202210942094.9在审
发明人： 赵相禹;杨睿光;赵春娟;郑小石;张亮;袁梓馨;陈善搏;高飞;张雷 -专利权人：长光卫星技术股份有限公司
申请日： 2022-08-08 - 公布日： 2022-10-11 - 主分类号： B64G1/10 文献下载
摘要：本发明提供了一种机热一体化立方星主承力结构及装配方法，属于立方星技术领域。解决现有的卫星主承力结构难以满足立方星业务化组网需求及散热的问题。所述主承力结构为长方体框架结构，它包括+Y单机板、‑Y单机板、+X单机板、‑X单机板、+Z单机板、‑Z单机板和中心承力板，所述中心承力板设置在长方体框架结构的底部中心处，所有单机板均为镂空板；+Y单机板的前后两端为两根分离导轨，‑Y单机板的前后两端为两根分离导轨，在+Y单机板、+X单机板和‑Z单机板上分别设有多个热控散热面，所述热控散热面为在散热蒙皮上喷有热控白漆。本发明适用于立方星的承载。
一种一体化立方星主承力结构组装方法

[发明专利]一种适用于立方星的太阳翼线束管理装置-CN202011082588.1有效
发明人：张道威;李佳乐;臧宏达;程浩;谷松;赵相禹;赵春娟;于济崧 -专利权人：长光卫星技术股份有限公司
申请日： 2020-10-12 - 公布日： 2022-08-02 - 主分类号： B64G1/44 文献下载
摘要：一种适用于立方星的太阳翼线束管理装置属于航天技术领域，该装置包括：星体、驱动机构、铰链、连接杆、太阳电池阵、电缆和收线盒；驱动机构设置在星体内，控制连接杆运动，连接杆的另一端与太阳电池阵连接；电缆的一端固定在星体上，另一端与太阳电池阵连接；在星体上设有收线盒；当太阳翼收拢时，太阳电池阵通过连接杆与星体压紧，电缆收纳在收线盒中，由连接杆压紧，当卫星入轨后，铰链带动连接杆展开，此时电缆从收线盒中脱离，连接杆及太阳电池阵在驱动机构带动下旋转实现对日定向，通过电缆将太阳电池阵上的电信号和电功率传输至星体。本发明具有发射阶段有序压紧以及入轨工作阶段大角度扭摆的优点，提供更加可靠和易实施的线束管理方案。
一种适用于立方太阳翼线束管理装置

[发明专利]一种用于无滑环太阳翼驱动机构的线束管理装置-CN202011508560.X有效
发明人：李佳乐;张道威;谷松;臧宏达;赵春娟;程浩;于济菘;赵相禹;关永亮;于航 -专利权人：长光卫星技术股份有限公司
申请日： 2020-12-18 - 公布日： 2022-07-12 - 主分类号： H02G3/08 文献下载
摘要：本发明公开了一种用于无滑环太阳翼驱动机构的线束管理装置，包括盒体、集成于盒体的容纳腔内的线束固定套；线束与线束压紧套一端配合位置被配置为整束线束，线束的整束线束通过分线器分割为四股分线束；盒体沿其周向分布有分线束引出孔；分线束部分收纳于容纳腔内，分线束的远端由分线束引出孔引出。本发明的装置将整束线束分为四股分线束，极大地降低了线束的臃肿性，由于线束变细，单股线束对应的阻力矩将大大减小，对线束固定套的压紧力要求也会减小，从而降低线束固定端线缆损坏的风险；另外，还可以提高线束的扭转性，这样会使线束管理装置的回转角度变大，从而增加其对不同线束管理要求的适用性。
一种用于滑环太阳驱动机构管理装置

[发明专利]一种应用于微纳卫星可调节阻值的热刀结构-CN202011229697.1有效
发明人： 赵相禹;张道威;赵春娟;张雷;谷松;陈善搏;高飞;段胜文;孙洪雨 -专利权人：长光卫星技术股份有限公司
申请日： 2020-11-06 - 公布日： 2022-04-15 - 主分类号： B64G1/44 文献下载
摘要：一种应用于微纳卫星可调节阻值的热刀结构，属于航天器太阳帆板展开技术领域。本发明解决了现有的太阳翼解锁方式分离冲击较大、太阳翼所需禁布区大的问题。包括封装壳体、穿装在封装壳体内的排线板、轴向滑动套装在封装壳体上的安装座及螺纹套装在封装壳体上的限位螺母，排线板上排布有电阻丝，排线板的两侧与封装壳体内壁之间夹设有绝缘压板，排线板的两端部与两个绝缘压板之间分别通过螺钉连接，所述安装座固装至星体表面，限位螺母与安装座之间的封装壳体上套设有预紧弹簧，排线板的一端固装有熔断部。本申请结构简单，容易装配、质量轻、冲击小、生产成本低，制作周期短，并且不占用空间，能够满足微纳卫星研发成本低以及可靠性高的需求。
一种应用于卫星调节阻值结构

[发明专利]一种基于热刀的太阳帆板展开系统-CN202011229723.0有效
发明人： 赵相禹;张道威;赵春娟;张雷;谷松;陈善搏;高飞;孙洪雨;段胜文 -专利权人：长光卫星技术股份有限公司
申请日： 2020-11-06 - 公布日： 2022-04-15 - 主分类号： B64G1/44 文献下载
摘要：一种基于热刀的太阳帆板展开系统，属于航天器太阳帆板展开及锁定技术领域。本发明解决了现有的微纳卫星太阳能帆板的压紧释放与展开锁定方式存在的分离冲击较大、太阳翼所需禁布区大的问题。每个帆板与卫星本体之间均通过微型铰链连接，所述帆板上均预埋压紧埋件，所述热刀结构安装在卫星本体上，两个压紧埋件之间通过大力马线连接，通过热刀结构切割大力马线实现帆板的展开，每个帆板与卫星本体之间至少设置一个支撑座，且每个支撑座均与卫星本体固接。本申请用于微纳卫星太阳帆板的压紧释放及展开锁定。具有低成本、结构简单、容易装配、质量轻、冲击小、布片率高、易于标准化模块化等特点。
一种基于太阳帆板展开系统

[发明专利]一种用于立方体微纳卫星的轨道部署器-CN202111021666.1在审
发明人：李佳乐;赵相禹;张道威;谷松;臧宏达;赵春娟;程浩 -专利权人：长光卫星技术有限公司
申请日： 2021-09-01 - 公布日： 2021-11-26 - 主分类号： B64G1/64 文献下载
摘要：一种用于立方体微纳卫星的轨道部署器属于航空航天技术领域，目的在于解决现有技术存在的承载能力差、容易变形、装配难度大、轨道与轨道间的距离公差无法控制以及振动工况下卫星在分离机构中振荡导致损坏的问题。本发明包括舱体以及设置在舱体内的弹出机构；舱体至少包括一个设置在舱体一端和舱体转动连接的舱门，舱门相对舱体关闭时，通过关闭锁紧机构锁紧，打开时，通过到位锁定机构锁紧，舱门内表面远离与舱体转动连接的一侧上下分别设置有一个楔形块；弹出机构包括和舱体滑动配合的推动板以及设置在推动板和舱体另一端面之间的圆柱螺旋弹簧，推动板内表面三个角处设置有楔形面，楔形面和舱门上的楔形块配合将立方星压紧在舱体的底面和侧面。
一种用于立方体卫星轨道部署

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