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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| 41 | 一种电动火箭 | CN201610949815.3 | 2016-11-03 | CN106428631A | 2017-02-22 | 不公告发明人 |
| 本发明“一种电动火箭”属于航空航天及宇航领域，可使飞行器、航天运载火箭和/或宇航器不再使用化学燃料产生的动力作为推力，不受火箭等飞行器外部因素影响，随意随时飞、停，配合核能等长效电源、超导导线等，可解决长时间宇航问题。技术方案要点：动力单元导线通电后受到磁场的洛伦磁力的作用而产生动力，用一个或若干个动力单元或若干个动力单元组或若干个动力单元小组的动力作为电动火箭移动的动力，通过自动和/或手动控制系统对动力单元分时分片顺序加电，使得飞行器稳定移动。主要用途：主要用于制作航空航天宇航器，潜水艇潜航器、潜地钻探器、和/或卫星的外壳及动力部分等。 | ||||||
| 42 | 隔振系统及其方法 | CN201180022184.6 | 2011-11-01 | CN103221308B | 2017-02-22 | C·D·约翰逊; P·S·维尔克; J·M·霍瓦特 |
| 一种隔振器（100），其包括挠性体（102）、粘弹性材料约束层联接器（104）及构造成阻碍挠性体的点之间的相对平移和旋转运动的粘弹性材料约束层（106）。该挠性体可以是环形挠性体，并且可以包括多个环，所述环在总体方面上例如可以为椭圆形、圆形、矩形或方形。在多环实施例中，这些环可以共用公共主轴，或者它们的主轴可以彼此形成一定角度。该设备通过提供与可在挠性体表面上获得的相比更多的粘弹性表面积来增强阻尼，并且提供一种在挠性体发生偏转时调节VEM上的应力的方法。 | ||||||
| 43 | 太阳翼挠性模拟器 | CN201610916201.5 | 2016-10-20 | CN106394945A | 2017-02-15 | 马广程; 夏红伟; 王常虹; 李丹阳; 温奇咏 |
| 本发明公开了一种太阳翼挠性模拟器，包括基座、第一模拟部件、第二模拟部件、第三模拟部件及力矩传感器；其中，第一模拟部件、第二模拟部件、第三模拟部件依次连接，并通过与第一模拟部件连接的基座安装于气浮平台；第一模拟部件用于模拟太阳翼第一阶模态转动惯量及频率，第二模拟部件用于模拟太阳翼第六阶模态转动惯量及频率，第三模拟部件用于模拟太阳翼第十二阶模态转动惯量及频率，力矩传感器设置于模拟器近于气浮平台处，用于测量模拟器向气浮平台输出的力矩。本发明能够分析出不同转动惯量、不同模态频率对航天器本体结构的影响，在此基础上可对太阳翼结构进行优化设计。 | ||||||
| 44 | 自适应展开变截面深空撞击缓冲气囊及其构建方法 | CN201611021570.4 | 2016-11-17 | CN106394942A | 2017-02-15 | 李彦之; 尤伟; 彭玉明; 徐晴 |
| 本发明公开了一种自适应展开变截面深空撞击缓冲气囊及其构建方法，该缓冲气囊包括连接装置、充气装置、展开装置、气囊、柔性太阳电池片，所述连接装置设置在气囊与撞击器的连接处，所述充气装置设置在撞击器外壁上，且设置在气囊内部，所述展开装置根部设置在连接装置处，并与气囊上表面连接，所述气囊外形随撞击坑外形自适应变化，所述柔性太阳电池片设置在气囊上表面。本发明具有自适应、多功能利用的特点，可为我国后续深空撞击器研制奠定基础。 | ||||||
| 45 | 多通道冷却室 | CN201310016138.6 | 2013-01-16 | CN103206880B | 2017-01-18 | K·M·约斯特; G·J·米勒; D·E·鲍德尔 |
| 公开了一种冷却粘结垫（102、200、500）和方法。多个内冷却通道（112）冷却该冷却粘结垫102、200、500）。内流通道（208）被联接到内冷却通道（112），并引导内部冷却剂流（302）至内冷却通道（112）。外流通道（210）引导通过的冷却剂流304）通过冷却粘结垫（102、200、500）。 | ||||||
| 46 | 一种高刚度、轻量化套筒 | CN201610633027.3 | 2016-08-04 | CN106275516A | 2017-01-04 | 任守志; 杨巧龙; 王举; 闫泽红; 梁世杰; 马静雅 |
| 本发明公开了一种高刚度、轻量化的套筒。使用本发明能够实现大型空间展开机构从较小包络展开到较大面积的最终工作状态，并且具有较高的展开状态刚度和较轻的重量。本发明包括多个套筒、展开绳索、绕线轮和驱动电机；其中，多个套筒依次套接，展开绳索绕过安装在各套筒上的滑轮与绕线轮连接，绕线轮与驱动电机连接，展开绳索在驱动电机的驱动下，牵动各级套筒展开。相邻两级套筒展开后通过锥配合及锁定块实现锁定状态高刚度，并通过内键实现周向定位，展开后，套筒机构具有高刚度、重量轻的特点，且展开过程无杠丝等机械结构，稳定性高。 | ||||||
| 47 | 一种航天飞机专用部件 | CN201610907331.2 | 2016-10-17 | CN106275514A | 2017-01-04 | 周末 |
| 本发明涉及一种航天飞机专用部件，包括推进台，推进台的正上方安装有焊接台和限位挡板，所述焊接台的下侧设有焊接块，焊接台的正右侧安装有竖直传感器套，所述竖直传感器套的右侧设有距离限位焊接板，焊接台上焊接有加固筋板和窄隔防护板，所述加固筋板的上侧设有宽隔防护板，所述宽隔防护板的左侧安装有竖直传感器套。本发明通过设置推进台、焊接块和加固筋板有助于安装推进器等部件并固定焊接台的位置，通过设置焊接台、竖直传感器套、距离限位焊接板和窄隔防护板有助于安装传感器、限制限位挡板的位置及设备仪器的防护，通过设置宽隔防护板有助于防护不同高度位置的设备仪器。 | ||||||
| 48 | 空间飞行器发射回收平台 | CN201610679665.9 | 2016-08-17 | CN106240850A | 2016-12-21 | 杨文清 |
| 本发明公开了一种空间飞行器发射回收平台，它包括发射塔，所述发射塔上设置电梯井，所述电梯井内设置空气电梯，所述空气电梯与所述电梯井滑动密封连接，所述空气电梯下部与所述电梯井内壁形成的空腔与调节阀连接，所述调节阀与所述空气压缩机连接。通过本发明在已基本无地球重力影响、无空气阻力的情况下发射空间飞行器，只需要地面发射的三分之一动力，就可以发射到与之相当的高度，大大节省了燃料费用，并提高了可靠性和安全性，空间飞行器的体积和质量也不受限制。 | ||||||
| 49 | 卫星振动隔离装置和方法 | CN201610511834.8 | 2016-06-30 | CN106218920A | 2016-12-14 | 岳荣刚; 王虎妹; 宋鹏飞; 王世涛; 孙晓峰; 刘晓磊 |
| 本发明公开了一种卫星振动隔离装置和方法，其中的卫星振动隔离装置包括：上法兰、下法兰、柔性铰链以及至少两个驱动装置；所述上法兰与卫星载荷固定连接；所述下法兰与卫星平台固定连接；所述柔性铰链设置于上法兰和下法兰之间，且柔性铰链与上法兰和下法兰均固定连接；所述驱动装置设置于上法兰和下法兰之间，且驱动装置与上法兰以及下法兰分别固定连接，所述驱动装置根据控制器传输来的驱动控制信号跟随下法兰绕卫星载荷进行径向转动。本发明提供的技术方案可以为卫星载荷提供安静且稳定的工作环境，满足了卫星载荷对稳定性的要求。另外，本实施例的卫星振动隔离装置还具有结构简单、控制精度高以及低刚度耦合等特点。 | ||||||
| 50 | 利用安培力的推进方式 | CN201610268757.8 | 2016-04-18 | CN106184822A | 2016-12-07 | 刘德智 |
| 本发明为利用安培力的推进方式，是一种新的推进方式。如今的喷气推进技术能量转换效率很低。这种推进方式通过安培力将电能转换为动能。相比于喷气推进技术，此装置的能量转换效率可达到50％及以上。此推进方式可用于今后的火箭、飞机以及空间飞行器。 | ||||||
| 51 | 一种用于三轴气浮台的大负载高精度同步支撑系统 | CN201610537618.0 | 2016-07-11 | CN106143955A | 2016-11-23 | 李志慧; 宋涛; 陈立; 王珂 |
| 本发明公开了气浮台支撑系统及其工作方法，本发明提供的气浮台支撑系统包括：支撑组件和同步控制系统；所述支撑组件包括伺服电机、升降机构、球头球窝组件、监测传感器；伺服电机驱动升降机构运动，监测传感器监测升降高度，球头球窝实现支撑接触和定位；同步控制系统控制3个支撑组件的同步升降。通过本发明的方案可以实现对气浮台平稳、同步、高精度支撑，确保气浮台关键零部件气浮球轴承能精确、安全落入或脱离轴承座。 | ||||||
| 52 | 一种喷气飞碟 | CN201610501637.8 | 2016-06-30 | CN106143907A | 2016-11-23 | 李乐水; 李贤明; 刘晓鹏 |
| 一种喷气飞碟，机体是圆环形的，主发动机为涡轮风扇喷气发动机，副发动机为火箭发动机主要用于太空飞行时调整飞行姿态与变轨以及在外星球降落和起飞时使用；发动机和机翼在机体内部，机体下面有起落架；机翼后面有方向舵；在大气层内飞行时，可以垂直起降和空中悬停；升空后可以喷气口朝后斜下方，像直升飞机一样沿水平方向飞行，也可以整体旋转大约90度，发动机进气口朝前，喷气口朝后沿水平方向高速巡航，用大推力火箭发射到宇宙空间后，可以进行长距离太空飞行；加装导航、雷达、武器系统和摄相、拍照设备，具备空、天侦察、救援、运输、测绘和作战功能。 | ||||||
| 53 | 一种具有负载大范围可调功能的微重力模拟张力控制机构 | CN201610452497.X | 2016-06-21 | CN106114920A | 2016-11-16 | 班晓军; 卢鸿谦; 尹航; 王博; 黄显林 |
| 一种具有负载大范围可调功能的微重力模拟张力控制机构，以解决现有吊索式微重力模拟张力控制缓冲机构存在负载重量不可调及弱阻尼特性的问题。驱动轴驱动驱动部件，绕线轮固装在驱动轴上，摆臂底轮安装在被动轴上，摆轮安装在摆轮轴上，前摆杆与后摆杆通过连接元件连接，绳轮固装在上支座上，阻尼铝板设置在两个磁铁之间，每个导轨上滑动连接两个滑块，螺母与丝杠螺纹连接，螺母和四个滑块均与弹簧底座固接，弹簧装置的一端与弹簧底座铰接、另一端与钢丝绳固接，钢丝绳的另一端绕过绳轮固连在钢丝固定轮上，吊索的一端缠绕在绕线轮上、另一端绕过摆臂底轮和摆轮与工件相连接。本发明用于在地面环境下模拟空间机构的工作情况和各项技术指标。 | ||||||
| 54 | 一种基于气垫可容许碰撞的空间碎片抓捕装置及方法 | CN201610590635.0 | 2016-07-25 | CN106114918A | 2016-11-16 | 袁建平; 乔桥; 陈诗瑜; 李晨; 车德佳; 高琛 |
| 本发明公开了一种基于气垫可容许碰撞的空间碎片抓捕装置及方法，在减速过程中，抓捕机构表面的电场使抓捕机构表面产生等离子体，在电场作用下等离子体将形成一层可以变刚度缓冲的等离子体气垫，并将碰撞能量均匀地分布到抓捕机构整个表面，避免碰撞对抓捕机构的损坏；在对空间碎片消旋过程中，电场中的等离子体在外部磁场的作用下对碎片的翻滚运动进行阻碍，从而进行消旋；碎片消旋完成后抓捕机构将对其进行抓捕。本发明能对空间碎片进行变刚度的缓冲，避免抓捕结构在碰撞过程中的损坏，且可对任意材质的空间碎片进行非接触式的消旋，适用于对空间碎片高效安全的主动清理。 | ||||||
| 55 | 一种采用无质损磁光双帆组合推进的深空探测器 | CN201610667777.2 | 2016-08-12 | CN106114913A | 2016-11-16 | 柳明星; 徐亮; 王伟; 张嵬; 李彦之; 张恒 |
| 本发明提供了一种采用无质损磁光双帆组合推进的深空探测器，包括：探测器本体、供电装置、驱动装置、磁帆展开机构、磁场发生装置、光帆、伸缩杆机构，所述探测器本体位于磁帆与光帆中间，并通过机械连接装置进行连接；所述供电装置对推进系统进行供电，所述磁帆展开机构将磁帆伸缩展开，所述磁场发生装置作为磁帆的主要装置，通电后电流产生磁场与太空中太阳风等离子体流相互作用产生推力，所述的伸缩杆机构将光帆展开，所述光帆在太阳光的照射下产生光压驱动力.本发明所提供的深空探测器无需携带推进剂，推力可持续，具有传统化学推进和电推进无可比拟的优势和广阔的应用前景。 | ||||||
| 56 | 三维主动悬吊式空间飞行器微重力模拟装置 | CN201610569803.8 | 2016-07-19 | CN106081173A | 2016-11-09 | 刘振; 于海涛; 项升; 丁亮; 李楠; 高海波; 邓宗全 |
| 三维主动悬吊式空间飞行器微重力模拟装置，它涉及一种空间飞行器微重力模拟装置。本发明解决了现有空间飞行器微重力地面模拟方法仅限于空间飞行器二维自由运动，无法完成空间飞行器的三维空间的运动实验问题。两个Y向直线导轨水平且平行安装在机架的上部，每个Y向直线导轨上设置有一个Y向随动平台，两个Y向随动平台之间连接有X向直线导轨，X向随动平台设置在X向直线导轨上，X向随动平台上设置有力矩电机及卷筒，X向随动平台的下端面上安装有角度传感器和激光测距传感器，吊索铰点设置在X向随动平台上，吊索的上端缠绕在卷筒上，平面反光镜和拉力传感器由上至下安装在吊索上，吊索的下端设置有球轴承。本发明用于空间飞行器微重力模拟。 | ||||||
| 57 | 空间在轨故障解除操作地面模拟实验系统 | CN201610397008.5 | 2016-06-07 | CN106081171A | 2016-11-09 | 范才智; 李东旭; 李思侃; 刘望; 孟云鹤; 郝瑞 |
| 本发明公开了一种空间在轨故障解除操作地面模拟实验系统，包括模拟服务航天器，模拟目标航天器，微重力模拟气浮平台和模拟地面控制站；模拟服务航天器和模拟目标航天器运行在微重力模拟气浮平台上，模拟服务航天器和模拟目标航天器通过无线通信与模拟地面控制进行通信；模拟服务航天器用于模拟具有在轨操作和服务能力的航天器，模拟目标航天器用于模拟具有在轨故障的航天器。本发明能够模拟在轨逼近和在轨抓捕，以及具有自动和人在回路等多种控制模式。 | ||||||
| 58 | 基于球形构型的太阳敏感器及太阳矢量方向解算方法 | CN201610529521.5 | 2016-07-06 | CN106081169A | 2016-11-09 | 王兆魁; 张育林; 王训 |
| 本发明提供一种基于球形构型的太阳敏感器及太阳矢量方向解算方法，包括球形卫星以及分布于球形卫星表面的若干个太阳电池片；太阳电池片布置方式为：在球形卫星的腔体设置内接正n面体；在内接正n面体的外表面选择若干个特征标志点，特征标志点和球形卫星球心的连接线的反向延长线与球形卫星外表面具有一个相交点，该相交点即为太阳电池片布置点。优点为：确定了在球卫星表面布设多片太阳电池片的布设方法，采用此种布设方法，一方面，可确保在任意姿态下都能敏感到太阳矢量，降低对姿态控制的要求；另一方面，采用此种布设方法，再结合通光照期的多个太阳电池片敏感的电流信息，可得到高精度的太阳矢量方向。 | ||||||
| 59 | 一种自适应热变形的空间展开同步机构 | CN201610480528.2 | 2016-06-27 | CN106081165A | 2016-11-09 | 沈军龙; 赵泓滨; 谭全芹; 刘世海 |
| 本发明提出一种自适应热变形的空间展开同步机构，包括两个导索环、一套联动绳索、两套自适应调整装置和两个钢索压紧板。当联动绳索因高温变形伸长时，自适应调整装置的调整弹簧伸长带动调整杆平移对联动绳索进行张紧；当联动绳索因低温变形缩短时，联动绳索张力变大带动自适应调整装置的调整杆平移压缩调整弹簧对联动绳索进行释放，确保联动绳索张力保持在不影响机构展开可靠性的范围内。本发明有效解决了在低温或高温极限工况下联动绳索因热变形伸缩所致的张力急剧变化问题，提高了机构展开的同步性和展开可靠性，扩大了太阳能电池阵的展开温度适应范围。 | ||||||
| 60 | 一种多传感器融合的超近距离自主导航装置与方法 | CN201410842913.8 | 2014-12-30 | CN104482934B | 2016-10-19 | 张天序; 凡速飞; 陈一梦; 药珩; 李正涛; 王正; 黄伟; 黄正华 |
| 本发明公开了一种多传感器融合的超近距离自主导航装置与方法。该装置包括传感器子系统、信息融合子系统、敏感器扫描结构和指向导引结构，将可见光成像敏感器与红外成像敏感器结合，并结合光学成像敏感器组成的被动式测量方式与激光测距传感器组成的主动式测量方式获取数据。自主导航分为三个阶段：远距离段采用双目可见光成像敏感器和双目红外成像敏感器组合的导航方式，近距离段采用双目可见光成像敏感器、双目红外成像敏感器和激光测距传感器阵列组合的导航方式，极近距离段采用激光测距传感器阵列的导航方式。本发明扩大了视场和探测范围，有效解决了被动式测量存在的遮挡问题，保证了数据测量的精度，提高了导航效率及导航的安全性和可靠性。 | ||||||
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