子分类：
| 序号 | 专利名 | 申请号 | 申请日 | 公开（公告）号 | 公开（公告）日 | 发明人 |
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| 21 | 航天器开发试验台系统 | CN201210234741.7 | 2012-07-06 | CN102880193B | 2017-06-13 | M·A·维瑞纳; J·L·维安 |
| 本发明涉及一种包括方位参考系统和控制模块的方法和设备。该方位参考系统被配置为生成若干移动平台在环境中的方位信息。该控制模块被配置为从方位参考系统接收若干移动平台的方位信息。该控制模块进一步被配置为利用方位信息为若干移动平台生成命令信号。该控制模块进一步被配置为发送命令信号到若干移动平台以在环境中运行若干移动平台，使得若干移动平台的运行模仿若干航天器系统在非地球陆地环境中的运行。 | ||||||
| 22 | 一种基于压电的模块式主被动一体化正交隔振平台 | CN201611071263.7 | 2016-11-29 | CN106763398A | 2017-05-31 | 陈照波; 张洋; 王帅; 王晓宇 |
| 本发明是一种应用于机电设备隔振的基于压电的模块式主被动一体化正交隔振平台，用来解决目前隔振器对微振动隔振效果不明显，工作空间受限问题，尤其适用于航天工程如空间相机、干涉仪等对微小振动敏感的高精度设备的隔振。本发明包括3个无间隙主被动隔振模块，每个模块由两个正交支链构成，包括有球型凹槽的上下转接板、无间隙球铰、球铰压板、力传感器、剪切型橡胶隔振器、压电作动器、螺钉。无间隙主被动隔振模块可单独使用，也可根据隔振需求，将模块以不同布置方式组成正交Stewart隔振平台、八杆隔振平台等。本发明可以实现包括超低频在内的全频段微振动有效衰减，具有模块化、小型化、轻量化、低能耗、响应速度快、高精度等特点。 | ||||||
| 23 | 一种无舱板开放式一体化探测器构型 | CN201611089691.2 | 2016-11-30 | CN106742064A | 2017-05-31 | 陆希; 姚红莲; 杜洋; 徐亮; 应继英 |
| 本发明提供了一种无舱板开放式一体化探测器构型，包括探测器平台和有效载荷，有效载荷位于探测器平台上方，探测器平台采用开放式构型，利用桁架作为主承力结构，有效载荷的载荷背板与桁架的顶部连接，载荷背板下部为载荷后光路，载荷后光路嵌入平台内部。本发明平台采用无舱板开放式构型，利用桁架作为主承力结构，具有传力路径直接、结构简单、布局空间大的优点，有效提高平台承载能力，降低整器结构比重。同时采用载荷平台一体化设计，将有效载荷部分嵌入平台内部，结构紧凑，降低整器质心和包络，提高探测器整体性能。 | ||||||
| 24 | 内含式卫星构型 | CN201611086255.X | 2016-11-30 | CN106742063A | 2017-05-31 | 张伟; 廖波; 倪涛; 周必磊; 孔祥龙; 裘俊; 赵洪波 |
| 本发明提供的一种内含式卫星构型，包括：平台舱，所述平台舱为一个中空的环状结构；载荷舱，所述载荷舱设置在所述平台舱内；对接锁紧解锁机构及非接触磁悬浮直接力控制机构，所述对接锁紧解锁机构及所述非接触磁悬浮直接力控制机构分别设置在所述平台舱与所述载荷舱之间；太阳电池阵，所述太阳电池阵设置在所述平台舱的侧部。本发明解决了卫星超高精度超高稳定度控制要求、提升卫星质量特性和敏捷机动性能、改善载荷空间环境、降低平台扰动和热交变对卫星载荷影响的问题。本发明采用非接触分体设计、集中控制的设计概念，具有结构构型紧凑、控制精度高、环境适应性强、研制风险低、周期短、集成总装简单易行的技术优点。 | ||||||
| 25 | 卫星测试流程的自动执行方法及终端 | CN201610986343.9 | 2016-11-09 | CN106742047A | 2017-05-31 | 徐敏儿; 闫蕾; 徐锡杰; 刘云峰 |
| 本发明提供的一种卫星测试流程的自动执行方法及终端，包括如下步骤：步骤1，载入预存的测试指令；步骤2，对测试指令进行先处理；步骤3，执行经过先处理后的测试指令；步骤4，根据测试指令对执行后的状态参数进行后处理。本发明有以下创新设计：具有良好的适用性和通用性，为卫星自动化测试提供了一个开放的定义清晰地指令发送终端。本发明不但可以基于测试流程的时间先后顺序，还可以通过卫星状态参数的变化来触发测试指令的执行，提高了自动化测试执行的灵活性；通过测试流程执行线程、测试实时监控线程的并行处理，之间明确的接口定义实现了测试流程的基于序列自动顺序执行和基于预定条件自动执行的功能，使测试执行覆盖已有的处理方式。 | ||||||
| 26 | 用于捕获空间目标的装置 | CN201480032523.2 | 2014-06-06 | CN105307939B | 2017-05-24 | 马蒂厄·尚贝尔 |
| 本发明涉及一种用于捕获空间中的目标(2)的装置(1)。该装置(1)包括压力元件(4)，该压力元件(4)构造成使得与待感测的空间目标(2)直接机械接合。装置(1)包括至少两个可重新封闭元件(7)，所述至少两个可重新封闭元件(7)能够在设置成用于感测空间目标(2)的打开位置与用于保持空间目标(2)的闭合位置之间移动。装置(1)还包括用于将运动从压力元件(4)机械地传输至每个可重新封闭元件(7)的部件(6)。机械传输部件(6)构造成使得通过将空间目标(2)按压到压力元件(4)上而使每个可重新封闭元件(7)在打开位置与闭合位置之间移动。 | ||||||
| 27 | 一种带柔性结构航天器的挠性参数在轨辨识地面测试系统 | CN201510759459.4 | 2015-11-10 | CN106672272A | 2017-05-17 | 朱东方; 宋婷; 谭天乐; 贺亮; 郑翰清 |
| 本发明公开了一种带柔性结构航天器的挠性参数辨识地面测试系统，所设计的地面测试系统包括气浮平台、速率陀螺、姿控飞轮、姿控推力器、冷喷气推进系统、挠性航天器运动模拟器、振动测量系统、地面测量系统、地面控制台及运动模拟器控制计算机。该地面仿真验证方法，基于大理石气浮平台，设计了能够模拟大挠性航天器的运动模拟器，通过振动测量系统、速率陀螺、地面测量系统分别获得挠性航天器运动模拟器的柔性结构振动信息、挠性航天器运动模拟器姿态信息和轨道信息，结合姿态控制和轨道控制算法，根据挠性参数辨识算法，采用地面仿真测试方法实现对挠性参数辨识方案的验证。 | ||||||
| 28 | 纳卫星电磁对接重构设备的设计方法 | CN201710021160.8 | 2017-01-12 | CN106672269A | 2017-05-17 | 陈雯雯; 慕忠成; 王玮; 孙国文; 张科科 |
| 本发明公开了纳卫星电磁对接重构设备的设计方法，包括：步骤101、建立第一电磁力设备和第二电磁力设备的吸引力约束，所述第一电磁力设备和第二电磁力设备分别与对接的两个纳卫星的卡锁相连接；步骤102、根据发热平衡约束设计磁棒参数；步骤103、根据线圈安匝数约束确定线圈线径；步骤104、根据步骤101至103建立的约束条件设计第一电磁力设备和第二电磁力设备。 | ||||||
| 29 | 一种一子级伞降回收运载火箭 | CN201611100673.X | 2016-12-05 | CN106628269A | 2017-05-10 | 汪小卫; 吴胜宝; 高朝辉; 申麟; 张旭辉; 彭小波; 何朔; 肖肖; 张雪梅; 郑正路; 徐振亮 |
| 本发明涉及一种一子级伞降回收运载火箭，由两级火箭组合而成，包括设置在所述一子级火箭的所述壳体内的回收系统，所述回收系统包括减速装置和缓冲装置；减速装置设置在靠近壳体的级间段处，包括连接在壳体内壁的支撑架，在支撑架上设置有伞降装置，伞降装置用于对分离后的一子级火箭进行下落过程中的减速；缓冲装置包括两个缓冲气囊，其中一缓冲气囊设置在靠近级间段的位置，另一缓冲气囊设置在靠近尾段的位置，两个缓冲气囊用于对一子级火箭着陆过程进行缓冲。本发明的一子级火箭由于在缓冲装置和减速装置的共同作用下能够平稳无损落地，因此可以实现一子级火箭的无损回收，进行一子级火箭的二次利用，降低发射成本。 | ||||||
| 30 | 地球摄动引力场中近地航天器相对运动轨道的保持方法 | CN201610860433.3 | 2016-09-28 | CN106628257A | 2017-05-10 | 代洪华; 汪雪川; 孙冲; 岳晓奎; 袁建平 |
| 本发明公开了一种地球摄动引力场中近地航天器相对运动轨道的保持方法，通过对地球扁率摄动影响下近地轨道卫星的相对运动进行建模，并且提出一种基于时间离散法的周期解估计方案，能够简单有效地对周期性相对运动的初始条件进行较为精确的估计，以及定量地研究近地飞行器的相对运动在受地心引力摄动的作用下动力学特性的变化。为飞行器的编队飞行任务及其他任务中飞行器的绕飞阶段的轨道设计提供精确可靠的数学模型和数据参考。并且将一种闭合投影轨道引入相对运动轨道的保持方案，通过与DLQR控制方法结合进而设计了一种高效率、低燃耗的控制策略。 | ||||||
| 31 | 卫星旋转部件动静不平衡干扰力矩自补偿方法 | CN201611183882.5 | 2016-12-20 | CN106586034A | 2017-04-26 | 谢祥华; 严玲玲; 张锐; 刘剑; 胡志强; 祁海铭; 赵璟; 本立言; 何夏维 |
| 本发明揭示了一种卫星旋转部件动静不平衡干扰力矩自补偿方法。卫星上旋转部件快速旋转时产生的动静不平衡干扰力矩会影响卫星的稳定性，降低卫星的控制精度。传统的消除旋转部件动静不平衡干扰力矩的方法是对旋转部件进行动平衡配平，再通过卫星姿控系统对动静不平衡干扰进行主动控制，而这种方法对于惯量大，转速快，形状不规则的旋转部件应用具有局限性。本发明利用在星上旋转部件上配置两台小型偏置动量轮，根据动静不平衡干扰的在轨标定结果，配置两偏置动量轮的转速，以消除旋转部件旋转时产生的动静不平衡干扰力矩。本发明方法简单，效果明显，成本低廉，便于工程实现。 | ||||||
| 32 | 适用于五棱锥构形布局的SGCMG一体化支撑装置 | CN201610920793.8 | 2016-10-21 | CN106553771A | 2017-04-05 | 王舒楠; 满孝颖; 任友良; 李彪; 方无迪 |
| 本发明提供的一种适用于五棱锥构形布局的SGCMG一体化支撑装置，包括：支架安装板；棱锥支架，所述棱锥支架设置在所述支架安装板上，在所述棱锥支架上设有安装孔；转接环，所述转接环设置在所述安装孔内；精测基准支架，所述精测基准支架设置在所述棱锥支架的顶部。与现有技术相比，本发明有以下优势：不但能提高卫星携带有效载荷的能力，满足多个载荷多角度高精度一体化安装的要求，提高了航天器内部空间利用率，达到减轻航天器结构重量，降低发射成本的要求。 | ||||||
| 33 | 一种基于弹性势能的空间展开装置及其展开与收拢方法 | CN201611046438.9 | 2016-11-23 | CN106553769A | 2017-04-05 | 张利平; 刘钰; 曹争利; 严飙; 彭福军; 苗军 |
| 本发明提供基于弹性势能的空间展开装置，包括：弹性件；公铰链，一端连接第一被连接体，顶部具有定位销；母铰链，一端连接第二被连接体，另一端通过弹性件与公铰链的另一端连接，母铰链的顶部具有与定位销相匹配的定位孔。还提供空间展开装置的展开与收拢方法，包括：空间展开装置进行展开时，弹性件由弯曲状态变为平直状态，使第一被连接体与第二被连接体位于同一平面；空间展开装置进行收拢时，折叠弹性件由平直状态变为弯曲状态，对第一被连接件和第二被连接件进行收拢定位。本发明提供的基于弹性势能的空间展开装置，结构简单、性能可靠、质量较轻，能够有效减少超大尺寸有效荷载中展开装置所占的比重。 | ||||||
| 34 | 一种基于优化的信息融合GEO卫星控制系统菜单式设计方法 | CN201510729488.6 | 2015-10-30 | CN105253330B | 2017-04-05 | 周志成; 孙宝祥; 魏强; 曹桂兴; 韩笑冬; 郭廷荣; 崔振江; 弓建军 |
| 本发明提出基于优化的信息融合GEO卫星控制系统菜单式设计方法，步骤如下：长寿命GEO卫星控制系统配置金字塔型的四个长寿命惯性姿态敏感器陀螺；按硬件菜单式设计要求配置各类用户所需敏感器；将三类卡尔曼滤波器进行排序：三个惯性姿态敏感器陀螺+光学姿态星敏感器；三个惯性姿态敏感器陀螺+地球敏感器+太阳敏感器；三个惯性姿态敏感器陀螺+其他类型可测三轴姿态的敏感器；若星载计算机应用软件中的FDIR模块检测到故障时，FDIR模块自主产生相应故障的报警，并且当前所选卡尔曼滤波器进行自主降阶滤波，若在设定时间内故障仍未消除，则由FDIR模块实现自主重组。本发明可提高卫星平台的性价比、载干比和可靠性，并且能明显缩短研制周期。 | ||||||
| 35 | 一种有序展开的柔性充气支撑臂 | CN201611210330.9 | 2016-12-24 | CN106516164A | 2017-03-22 | 卫剑征; 谭惠丰; 陈雪岩 |
| 一种有序展开的柔性充气支撑臂，属于柔性充气支撑臂展开控制技术领域，解决了现有Z形折叠的柔性充气支撑臂存在展开顺序无法控制的问题，它包含柔性充气支撑臂本体，在柔性充气支撑臂本体的一端设置有充气导管，在柔性充气支撑臂本体内设置有多片柔性挡片，在每片柔性挡片上设置有一个通孔，由设置充气导管的一侧起，每片柔性挡片上的通孔直径渐小，在柔性充气支撑臂本体的表面对应每相邻两片柔性挡片之间的位置分别设置有一组尼龙粘扣，每相邻的两组尼龙粘扣分别是绒毛面和钩毛面中的一面，柔性充气支撑臂本体在Z形折叠状态通过尼龙粘扣来粘接，由设置充气导管的一侧起，每组尼龙粘扣的粘接面积渐大；本发明用于充气支撑。 | ||||||
| 36 | 基于高导热碳纤维复合材料的大尺寸高稳定桁架结构 | CN201611022173.9 | 2016-11-17 | CN106516163A | 2017-03-22 | 王舒楠; 任友良; 葛钊; 赵发刚; 方无迪; 满孝颖 |
| 本发明公开了一种基于高导热碳纤维复合材料的大尺寸高稳定桁架结构，包括高导热碳纤维面板铝蜂窝夹层板、天线支撑桁架、高模量碳纤维面板铝蜂窝夹层板、铝面板铝蜂窝夹层板，天线支撑桁架为若干碳纤维多通接头与若干碳纤维杆件胶接装配而成的梯形立方体，天线支撑桁架下底面通过常温结构胶黏剂设有铝面板铝蜂窝夹层板，天线支撑桁架下端两侧通过常温结构胶黏剂对称设有高模量碳纤维面板铝蜂窝夹层板，天线支撑桁架内通过常温结构胶黏剂水平铺设有高导热碳纤维面板铝蜂窝夹层板。本发明桁架构型由传统四方体优化为梯形立方体，合理的改善了载荷的传力路线，有效降低了载荷部件安装位置的响应输入；解决了大功耗单机散热问题。 | ||||||
| 37 | 电磁超静卫星平台设计方法 | CN201611046378.0 | 2016-11-22 | CN106516162A | 2017-03-22 | 范凯; 游月辉; 刘登岭; 王再明; 叶小舟; 沈庆丰; 陈占胜 |
| 本发明提供了一种电磁超静卫星平台设计方法，包括以下方面：第一方面，卫星结构舱板屏蔽设计方法；第二方面，卫星低频信号传输电缆屏蔽设计方法；第三方面，卫星高频信号传输电缆屏蔽设计方法；第四方面，星上单机的屏蔽设计方法，对星上时钟、二次电源等单机壳体以及接插件缝隙进行屏蔽处理。本发明能够实现对卫星平台系统信息流程中高次谐波或者多次调制产生的环境信号有效抑制，降低背景噪声，实现电磁超静卫星平台设计，以满足高灵敏度有效载荷对卫星平台的承载要求。 | ||||||
| 38 | 诸如为了定位地球上的干扰源等的用于获得与从地球发射的电磁能量有关的信息的设备、系统和方法 | CN201380063879.8 | 2013-11-21 | CN104884350B | 2017-03-15 | 布莱恩·蒙瓦塞尔 |
| 一种观察卫星，用于获得从地球上发射的电磁能量的信息。所述卫星在倾角大于90°且小于270°的轨道绕地球运行。此外，所述观察卫星包括：至少一个接收天线，所述至少一个接收天线具有指向地球的接收模式，并在所述卫星相对于地球表面沿轨道运行时，所述至少一个接收天线适于在射频范围内接收电磁能量。所述观察卫星还包括：传送器，被配置为具有以下至少一个功能：(i)重新传送所接收到的电磁能量的至少一部分，(ii)发射表示所接收到的电磁能量的至少一部分的信息，(iii)发射从所接收到的电磁能量的至少一部分推导出的信息。本发明还涉及相关的系统和方法。 | ||||||
| 39 | 一种天基大口径多约束系外类地行星探测器构型 | CN201611074527.4 | 2016-11-29 | CN106428651A | 2017-02-22 | 黄帆; 方宝东; 张嵬; 张恒; 饶启龙 |
| 本发明提供了一种天基大口径多约束系外类地行星探测器的构型，包括平台服务舱、平台推进舱、有效载荷、星敏感器和平台底板，有效载荷的后光路部分嵌入平台服务舱内部，星敏感器安装于有效载荷的高刚度背板处，从而减少姿态测量误差，提高整器的姿态控制精度；平台底板正面布置探测器各分系统器内单机，背面布置有推力器及气瓶。本发明通过载荷平台一体化设计，可有效降低整器质心，满足运载火箭整流罩包络限制，同时将星敏感器等姿态敏感器件布置于载荷的高刚度背板处，可减少姿态测量误差，提高整器的姿态控制精度。本发明可有效用于类似的带有大口径多约束空间相机的探测器构型布局设计中。 | ||||||
| 40 | 削弱外热流装置及其使用方法和空间飞行器 | CN201610810962.2 | 2016-09-08 | CN106428643A | 2017-02-22 | 周砚耕; 赵吉喆; 田敏; 翟载腾 |
| 本发明提供了一种削弱外热流装置及其使用方法和空间飞行器，包括第一立柱、第二立柱以及多层隔热组件；其中，所述多层隔热组件的一端连接所述第一立柱，另一端连接所述第二立柱；所述多层隔热组件包括顺序相连的第一连接区域、多层隔热组件主体和第二连接区域；所述第一连接区域设置有第一连接件扣体和第一连接件锁体；所述第一连接件扣体绕所述第一立柱旋转一周后连接所述第一连接锁体；所述第二连接区域设置有第二连接件扣体和第二连接件锁体；所述第二连接件扣体绕所述第二立柱旋转一周后连接所述第二连接锁体。本发明结构简易，成本低，仅需多层多层隔热组件和碳纤维材料立柱、锦纶线以及搭扣就可以达到削弱外热流的效果。 | ||||||
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