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[发明专利]用于空间伸缩杆机构的热控装置及星载激光雷达-CN202310533273.1在审
发明人：杜嘉旻;陈占胜;王佳雯;茹海忠;靳春帅;周砚耕;成飞;曲耀斌;吴方玉;蔡宗宝 -专利权人：上海卫星工程研究所
申请日： 2023-05-11 - 公布日： 2023-09-08 - 主分类号： B64G1/66 文献下载
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。
用于空间伸缩机构装置激光雷达

[发明专利]深空光学载荷主镜部件的高精度温控装置-CN202210065764.3有效
发明人： 靳春帅;盛松;杨金;周砚耕;吴自帅;姜新建;杜嘉旻;朱新波;翟载腾 -专利权人：上海卫星工程研究所
申请日： 2022-01-20 - 公布日： 2023-08-22 - 主分类号： G05D23/30 文献下载
摘要：本发明提供了一种深空光学类载荷主镜部件的高精度温控装置，包括载荷外壳、遮光罩、主镜、底板、主镜背板以及内置遮光罩，其中：所述主镜通过安装固定附件固定在主镜背板上；所述主镜背板光滑面一端与主镜的凹槽面一端相对安装；主镜背板通过安装固定附件紧固于底板表面；所述底板安装在载荷外壳上；遮光罩设置在所述载荷外壳的前端；主镜背板光滑面分多个区域粘贴加热片与铂电阻并喷涂黑漆，在主镜圆柱面粘贴加热器与铂电阻；主镜背板凹槽面和主镜凹槽面喷涂黑漆；所述内置遮光罩设置在所述主镜背板的光滑面的中部。这样通过辐射换热和导热的方式把主镜控制在高精度温度范围内，该设计具有超高精度、高适应性和高可靠性。
光学载荷部件高精度温控装置

[发明专利]结合热管理的星体结构减重装置-CN202210240416.5在审
发明人：陈占胜;周砚耕;赵吉喆;靳春帅;马昌健 -专利权人：上海卫星工程研究所
申请日： 2022-03-10 - 公布日： 2022-07-29 - 主分类号： B64G1/58 文献下载
摘要：本发明提供了一种涉及空间设备领域的结合热管理的星体结构减重装置，包括辐射热交换隔离装置和星体框架，所述辐射热交换隔离装置通过螺钉和包扎固定搭扣固定于星体框架的侧面。所述辐射热交换隔离装置为若干个隔离单元组成的组件，每个隔离单元由双面镀铝聚酯薄膜和涤纶网布相间隔组成，辐射热交换隔离装置外表面加一层喷涂有SR107白漆的25μm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。
结合管理星体结构装置

[发明专利]卫星动力系统热控制方法及系统-CN202210232706.5在审
发明人：陈占胜;周砚耕;赵吉喆;杜嘉旻;靳春帅 -专利权人：上海卫星工程研究所
申请日： 2022-03-09 - 公布日： 2022-07-08 - 主分类号： B64G1/50 文献下载
摘要：本发明提供了一种卫星动力系统热控制方法及系统。基于动力系统安装在一个单独的动力舱，采用的设计方法为整个舱外表面包覆外热流隔离组件；部分推力器在舱外需包覆外热流隔离组件；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外热流隔离组件；动力舱内不作任何热控处理。本发明采用小卫星动力系统热控制方法，可减少舱内部件加热器和外热流隔离组件的设计，其功耗和质量有了较大幅度的减少，达到了缩短研制周期和减少研制经费的目的；采用小卫星动力系统热控制方法，对于新型低温动力剂条件下动力系统优化设计提供了热设计基础；满足了设计简单、研制周期快速的设计要求，可靠性好、设计灵活。
卫星动力系统控制方法

[发明专利]火星环绕器行波管组件热控设计系统及方法-CN202210038759.3在审
发明人：盛松;张玉花;王献忠;朱新波;杨金;靳春帅;吴自帅;翟载腾;姜新建;缪洪康 -专利权人：上海卫星工程研究所
申请日： 2022-01-13 - 公布日： 2022-05-13 - 主分类号： B64G1/50 文献下载
摘要：本发明提供了一种火星环绕器行波管组件热控系统及方法，包括散热模块和补偿保温模块；所述散热模块包括散热通道设计单元和均温措施设计单元，所述补偿保温模块包括补偿加热设计单元和隔热组件设计单元；所述散热通道设计单元具体为：对行波管组件的热流集中的行波管放大器设置散热通道；所述均温措施设计单元具体为：在行波管组件下预埋热管进行等温化；所述隔热组件设计单元具体为：在行波管组件外表面包覆隔热组件；所述补偿加热设计单元具体为：在热管区域设置补偿加热组件。本发明解决了火星环绕器行波管组件工作时的散热问题，同时解决了火星环绕器行波管组件不工作时的保温问题，具有精准控制和节省能源的有益效果。
火星环绕行波组件设计系统方法

[发明专利]卫星用星敏温控系统-CN202210060731.X在审
发明人： 靳春帅;杨金;盛松;吴自帅;杜嘉旻;周砚耕;朱新波;翟载腾;张玉花;徐涛 -专利权人：上海卫星工程研究所
申请日： 2022-01-19 - 公布日： 2022-04-29 - 主分类号： B64G1/36 文献下载
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℃。
卫星用星敏温控系统

[发明专利]航天器可变功率高精度控温方法、系统、介质及设备-CN202111007564.4在审
发明人：张旭光;张海;邹亿;徐亮;杜洋;査宏瑞;靳春帅 -专利权人：上海卫星工程研究所
申请日： 2021-08-30 - 公布日： 2021-11-09 - 主分类号： G05D23/30 文献下载
摘要：本发明提供了一种航天器可变功率高精度控温方法、系统、介质及设备，包括：步骤1：通过可编程逻辑器件实现多路同时电平/脉冲逻辑，对所有处于关闭状态的加热器进行上电；步骤2：通过温度测量电路反应被测目标的温度变化；步骤3：通过温度采集电路周期性采集多路被测目标温度；步骤4：通过处理器对被测目标控温阈值进行调整和准禁控制；步骤5：根据上一周期采集的被测目标实时温度和控温阈值，对加热器进行温度控制。本发明在不改变航天器控温硬件电路的前提下，通过可编程逻辑器件软件和处理器软件功能的调整实现航天器高精度控温的特殊要求，在一定程度上降低了热控的峰值功耗，具有一定的推广性。
航天器可变功率高精度方法系统介质设备

[发明专利]一种火星环绕器热试验的模拟验证方法和系统-CN202110839070.6在审
发明人：杨金;王伟;朱新波;褚英志;张玉花;盛松;靳春帅;翟载腾;牛俊坡 -专利权人：上海卫星工程研究所
申请日： 2021-07-23 - 公布日： 2021-09-28 - 主分类号： B64G7/00 文献下载
摘要：本发明提供了一种火星环绕器热试验的模拟验证方法，包括环绕器和模拟验证的模拟方法，所述环绕器采用红外加热笼和灯阵的模拟方法，所述模拟验证采用准瞬态模拟方法；所述环绕器侧板散热面采用红外加热笼模拟轨道外热流；所述环绕器上定向天线采用灯阵模拟轨道外热流；所述环绕器设置有四个红外加热笼模拟外热流，所述定向天线设置有五个灯阵模拟外热流。本发明解决了火星环绕器轨道热环境复杂、姿态变化多、探测火星经验欠缺的情况下，仍然要求热控系统具有高精度的热试验模拟验证能力，使得能够准确模拟火星环境，确保环绕器地面热试验模拟验证充分的技术问题，具有外热流模拟精度高、节省热试验资源和试验准确的优点。
一种火星环绕试验模拟验证方法系统

[发明专利]卫星舱内热管的固定装置-CN201911061756.6有效
发明人：吴自帅;顾志悦;盛松;周砚耕;靳春帅 -专利权人：上海卫星工程研究所
申请日： 2019-11-01 - 公布日： 2021-05-11 - 主分类号： F24F13/30 文献下载
摘要：本发明提供了一种卫星舱内热管的固定装置，包括热管、单机安装板、卫星舱侧板和第一紧固件，所述热管包括热管第一端和热管第二端，所述热管第一端和热管第二端顺滑相连接，所述热管呈“S”型，所述热管的一端与所述单机安装板固定连接，所述热管的另一端与所述卫星舱侧板通过所述紧固件固定连接。本发明的卫星舱内热管的固定装置，能够实现在舱内不具备直接固定外贴热管操作空间情况下，在封舱后由舱外固定热管，能够保证热管平面度而且能够调整热管的固定位置。
卫星热管固定装置

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