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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| 61 | 用于极地纬度的卫星系统及方法 | CN201180047754.7 | 2011-09-30 | CN103298695B | 2016-10-19 | 安德烈·E·比格斯; 彼得·迈耶; 杰克·里格利; 阿里雷扎·侯赛因; 保罗·吴; 苏里德·帕尔·辛格 |
| 本发明涉及卫星系统并且更特别地，提供了一种在较高纬度，被称为极地地区并且这里定义为北半球或南半球纬度高于60°的区域，进行天气和气候监测，通讯应用，和科学研究的卫星系统。与本领域的教导相反的是已经发现能够提供一种通过选择24恒星时（地球同步）轨道上使用的卫星的倾角（70°至90°）、轨道平面、赤经和偏心率（0.275‑0.45）来优化位于高纬度的特定服务区域覆盖的卫星系统和方法。具有两颗卫星的星座能够提供极地地区的连续覆盖。此轨道上的卫星避免了大部分的范艾伦带（Van Allen Belts）。 | ||||||
| 62 | 一种悬挂式六自由度微重力环境模拟系统 | CN201610414344.6 | 2016-06-13 | CN106005497A | 2016-10-12 | 贾英民; 贾娇; 孙施浩; 杜军平 |
| 本发明一种悬挂式六自由度微重力环境模拟系统包括模拟航天器、空间三维主动随动单元、姿态随动及固定单元、缓冲及传感器安装单元和控制单元，空间三维主动随动单元主动跟随航天器的位置运动，并补偿航天器所受到的重力；姿态随动及固定单元可跟随航天器的姿态调整运动，并可在航天器姿态调整好后保持航天器现有姿态；缓冲及传感器安装单元包括缓冲模块和传感器安装测量模块，缓冲模块利用弹簧上的力不会瞬间改变的性质提高系统重力补偿的精度，传感器安装测量模块包括无线倾角传感器和张力传感器，为系统提供闭环控制；控制单元根据传感器的测量结果控制伺服电机的运动，主动跟随航天器的运动。 | ||||||
| 63 | 三种典型的无约束悬挂姿态维持系统 | CN201610409154.5 | 2016-06-12 | CN106005495A | 2016-10-12 | 贾英民; 贾娇; 孙施浩 |
| 三种典型的无约束悬挂姿态维持系统包括模拟航天器、俯仰及姿态保持单元、滚转单元、悬挂架及偏航单元，具有三种不同的实现形式，可保证航天器在地面验证时其姿态调整不受重力影响，且在航天器姿态调整完成后保持航天器现有姿态以顺利完成对接、在轨服务等任务，本发明只需更换简单的附属连接件就能完成对不同航天器的任务验证，适用范围广，根据具体的任务需求可以选用不同的姿态随动及保持系统，且可以和空间三维运动系统结合，再现航天器的空间运动，进一步提高航天器地面验证的置信度。 | ||||||
| 64 | 基于磁液混合悬浮的地面微重力模拟实验通用载荷平台 | CN201610389008.0 | 2016-06-02 | CN106005494A | 2016-10-12 | 朱战霞; 张红文; 赵素平; 袁建平 |
| 本发明公开了一种基于磁液混合悬浮的地面微重力模拟实验通用载荷平台，包括立式框架和水平框架，立式框架的两侧边设置第一转轴和第二转轴，水平框架的另一组对边上分别安装第三转轴和第四转轴，第三转轴和第四转轴的内侧分别安装第一顶杆和第二顶杆，第一顶杆和第二顶杆的末端分别安装第一夹盘和第二夹盘，第一夹盘和第二夹盘之间夹持载荷模型。本发明可以用于固定任何尺寸、形状的载荷模型。并且安装于其上的载荷模型可以进行3自由度的角运动。通过该平台施加剩余重力补偿力，不会影响该平台的角运动，并且能保证剩余重力补偿力始终通过载荷模型的质心。 | ||||||
| 65 | 一种宇航用超轻型简易锁紧装置 | CN201610552754.7 | 2016-07-14 | CN106005492A | 2016-10-12 | 张健军; 刘良玉; 胡俊毅 |
| 本发明的一种宇航用超轻型简易锁紧装置，包括固定座、展开座、旋转轴、扭簧、锁紧片、螺母。本发明利用锁紧片自身的结构特点，当展开座展开到位后，可轻易地弹进锁紧片内侧，而在弹出时由于此时锁紧片的受力部位刚度足够大，将展开座卡死在锁紧片内侧，以达到锁紧目的。其中固定座通过螺钉与可展开结构的一部分固接，展开座与可展开结构的另一部分固接；固定座、展开座以及扭簧安装在旋转轴上；锁紧片通过螺钉固定在固定座底部，通过移动锁紧片的安装位置将其调节到合适的锁紧位置。传统的锁紧装置是扭簧锁紧，一般配合涡卷弹簧展开使用。本发明与传统方式相比，具有结构简单、体积小、重量轻、成本低、移植性强等有优势，具有很好的应用前景。 | ||||||
| 66 | 一种高速运载器保温层及其安装方法 | CN201610492898.8 | 2016-06-28 | CN106005485A | 2016-10-12 | 徐国伟; 范开春; 刘庆; 胡善刚 |
| 本发明公开了一种高速运载器保温层及其安装方法，属于高速运载器保温层安装领域，其包括多个保温块、航空用胶以及阻燃胶带，多个保温块对接粘贴形成圆筒状包覆在舱段的外壁上，多个保温块的周向对接面为坡口状，两两保温块的周向对接面粘贴处涂覆有航空用胶，航空用胶以分段间隔形式涂覆在周向对接的坡口面上，在多个保温块对接粘贴形成的缝隙处均粘贴有阻燃胶带，阻燃胶带沿长度方向的中间轴线处设置了间隔分布的隔断。本发明还提供了保温层快速安装的方法。本发明保温层能够满足保温层在无需脱落的时候不脱落，在需要脱落的时候及时脱落，该方法能实现保温层在运载器上的快速安装。 | ||||||
| 67 | 一种记忆合金驱动的星载锁紧释放装置 | CN201610496829.4 | 2016-06-29 | CN105984595A | 2016-10-05 | 王伟; 史明; 张文会 |
| 本发明公开了一种记忆合金驱动的星载锁紧释放装置,包括分瓣螺母、承压钢球、保持架、第一压缩弹簧、卡簧、外壳、上盖和分离杆，卡簧直径增大后，其沿保持架凸台下滑，保持架在第一压缩弹簧作用下被向上顶起，带动承压钢球沿第一滚动槽向上运动，直至落入第二滚动槽中，分瓣螺母被解除限制而外张，第二压缩弹簧带动分离杆向下弹出。本发明具有体积小、重量轻、承载能力强、释放冲击小、可靠性高、二次装配简单、可重复使用等优点，具有广泛的适用性和推广应用价值。 | ||||||
| 68 | 测位追踪装置 | CN201380036786.6 | 2013-04-12 | CN104471433B | 2016-10-05 | 松崎贵史; 高林佑树; 龟田洋志; 猪田健太 |
| 设置追踪误差协方差矩阵更新部(6)，该追踪误差协方差矩阵更新部(6)使用标称距离差误差参数σΔrnom更新采样时刻k的更新前的追踪误差协方差矩阵Pk(‑)，输出更新后的追踪误差协方差矩阵Pk(+)，TrackDOP计算部(7)使用更新后的追踪误差协方差矩阵Pk(+)和标称观测误差参数σΔrnom，计算针对目标的追踪精度的评价指标TrackDOP。 | ||||||
| 69 | 抛子束火箭推进系统 | CN201610380658.9 | 2016-05-31 | CN105966641A | 2016-09-28 | 郭宗帅; 邱小林; 郭鹏飞; 谢猛 |
| 一种抛子束火箭推进系统，包括抛子束火箭发动机系统及抛子束火箭动力控制系统，所述抛子束火箭发动机系统用于提供抛子束动力源，所述抛子束火箭动力控制系统用于控制所述抛子束火箭发动机系统的作业参数，所述抛子束火箭发动机系统包括电源子系统、离子子系统、激光子系统、激离叠加加速子系统、磁力约束子系统、及超微硒输出子系统。本发明提出的抛子束火箭推进系统，首先将氙气通过强电作用形成带电离子，再由高能激光载上，经过加速后首先产生初发态的抛子波束，再经超微硒网强化输出，形成抛子束流，能够立即产生强大的反向推力，推动火箭高速飞行，推力强劲，瞬间动力推进力较大，能够满足火箭飞行所需的强劲动力。 | ||||||
| 70 | 电能与力学环境管理多功能结构 | CN201610307086.1 | 2016-05-10 | CN105947235A | 2016-09-21 | 李东旭; 尹昌平; 廖一寰; 刘望; 蒋建平; 郝东; 彭超义; 吴军; 李德湛; 范才智 |
| 本发明提供一种电能与力学环境管理多功能结构，包括主结构模块、四个可充/放电源模块、减振系统以及传感器模块；主结构模块包括框架、上盖板和下盖板；每个电源模块的四周与用于容纳该电源模块的方格空腔壁之间、每个电源模块的底面与下盖板、以及每个电源模块的顶面与上盖板之间分别设置有弹性垫。优点为：本发明通过将电源模块以弹性约束的方式嵌入结构内部，使该结构实现了承载、供电、减振等多功能高度融为一体，且结构中采用了碳纤维复合材料等多种轻质材料及空心框架结构，有效减轻了结构重量；同时由于省出了原有电源所占空间，增大了有效载荷可利用空间。因此，本发明大幅提高了系统平台的载荷/质量比、载荷/体积比及功能/结构比。 | ||||||
| 71 | 一种可适应舱体变形的连接机构 | CN201610302725.5 | 2016-05-09 | CN105947234A | 2016-09-21 | 张啸雨; 李翔; 许焕宾; 梁东平; 张晓莉 |
| 一种可适应舱体变形的连接机构，其包括：上端横向杆件组件、下端横向杆件组件和拉杆组件；所述可适应舱体变形的连接机构在空间的整体布局呈Z型，且上端横向杆件组件、下端横向杆件组件和拉杆组件均包括：杆件，以及位于杆件两侧的连接接头和调整接头；其中，下端横向杆件组件的连接接头上有限位槽，拉杆组件的连接接头上有通孔；拉杆组件的连接接头通过拉杆角度调整接头与靠近下端横向杆件组件连接接头的杆件一端连接；上端横向杆件组件、下端横向杆件组件和拉杆组件的调整接头分别与一个球形铰链固定连接，三个球形铰链均与舱体内结构连接；上端横向杆件组件、下端横向杆件组件的连接接头分别与外部的产品活动连接。 | ||||||
| 72 | 一种球形机器人及控制方法 | CN201610302645.X | 2016-05-09 | CN105947006A | 2016-09-21 | 张忆非; 张莹; 赵凯; 丁洪利; 谷玉 |
| 本发明涉及机器人技术领域，公开一种球形机器人及控制方法，球形机器人包括球形壳体、球形壳体驱动机构、摄像机组件，球形壳体驱动机构安装于球形壳体内以驱动球形壳体绕其球心自转，还包括头部壳体，摄像机组件安装于头部壳体内，头部壳体位于球形壳体的外侧、且可沿球形壳体的外表面滑动；头部壳体设有第一磁性部件，球形壳体驱动机构上设有第二磁性部件，第一磁性部件与第二磁性部件磁性连接，且沿竖直方向，球形壳体驱动机构、头部壳体以及摄像机组件形成的模块的重心低于球形壳体的球心，该球形机器人的摄像机组件设置在球形壳体的外部，能够随球形壳体运动，且能够相对球形壳体转动，结构简单、运动灵活可靠且影像记录效果较好。 | ||||||
| 73 | 一种可重复展收的桁架结构及其胞元 | CN201610264168.2 | 2016-04-26 | CN105923170A | 2016-09-07 | 许焕宾; 李伟杰; 史文华; 王文龙; 叶耀坤; 李潇; 曾福明; 丁锋; 石文静 |
| 本发明涉及一种桁架结构，具体涉及一种可重复展收的桁架结构及其胞元。一种可重复展收桁架结构的桁架胞元，它包括：3个刚性框(1)，横杆(2)，斜拉杆(3)以及锁定机构(4)；桁架胞元可以根据刚性框(1)，横杆(2)，斜拉杆(3)不同的几何参数，形成线性梁桁架胞元或圆形梁桁架胞元；桁架胞元沿长度方向顺次铰接组成一种可重复展收的桁架。本发明可提供多种构型桁架梁的连续展开，包括直线型、圆形及其它连续形状，但展开轨迹极其简单，均为直线，可以简化展开流程，提高展开效率。 | ||||||
| 74 | 适用于太阳帆板展开的冲击减振装置 | CN201610243642.3 | 2016-04-19 | CN105909714A | 2016-08-31 | 谷松; 姜姝羽; 陈善搏; 谭陆洋; 杨林; 高飞 |
| 适用于太阳帆板展开的冲击减振装置，涉及航天技术领域，解决现有太阳帆板展开时，由于受到火工冲击而引起器件损伤，进而导致卫星运行的安全性和可靠性差等问题，由蜂窝夹层板和阻尼器组成；蜂窝夹层板包括上面板、下面板以及蜂窝芯，蜂窝芯设置在上面板和所述下面板之间，蜂窝夹层板上靠近边缘处留有阻尼器的安装孔，阻尼器设置在安装孔中。本发明可直接串联在太阳帆板压紧释放机构和卫星单机安装板之间，不需要大规模改变太阳帆板和压紧释放机构的机构，并且在能保证具有优良的强度和刚度特性，并满足太阳帆板的安装精度和刚度要求，降低产生的多余物对空间载荷产生的不利影响下，提高了吸收或隔离冲击的能力。 | ||||||
| 75 | 一种包含不确定项的空间可机动飞网释放及展开控制方法 | CN201610322872.9 | 2016-05-16 | CN105905319A | 2016-08-31 | 黄攀峰; 张帆; 孟中杰; 刘正雄 |
| 本发明公开了一种包含不确定项的空间可机动飞网释放及展开控制方法，通过加入推力器，其大包络、可机动、长飞行距离的特点可以更好的完成空间非合作目标抓捕任务；本发明在运动学和动力学建模的基础上，设计了一种飞网控制器最优引入判据，可以充分利用弹射释放的动能，根据抓捕点的需要，在最佳时刻引入控制器；本发明在所设计的控制器中加入了不确定项，对系统的模型误差具有一定的鲁棒性。通过飞网展开阶段的控制输入，避免飞网的混沌状态，可以使飞网快速稳定的释放并展开，为后续的抓捕任务打下坚实基础。 | ||||||
| 76 | 用于控制航天器的日光采集阶段的方法和装置 | CN201480072346.0 | 2014-11-24 | CN105899430A | 2016-08-24 | 尼古拉斯·屈耶龙; 让·斯佩兰代伊; 菲利普·劳伦斯 |
| 本发明涉及用于控制具有DH轴的非零角动量的航天器(10)的日光采集阶段的方法(50)，所述航天器包括能够绕Y轴旋转的太阳能发电机(12)，该方法包括以下步骤：?(51)控制航天器的致动器以使所述航天器处于中间定向，在该中间定向中，所述Y轴与DH轴基本正交；?(52)控制太阳能发电机以使所述太阳能发电机朝向太阳；?(53)控制航天器的致动器以减小所述航天器的角动量；?(54)控制航天器的致动器以使所述航天器处于采集定向，在该采集定向中，Y轴与太阳相对于航天器的方向DS基本正交。 | ||||||
| 77 | 一种双单元立方体卫星平台 | CN201610385228.6 | 2016-06-03 | CN105883005A | 2016-08-24 | 张翔; 张晓华; 苇桑艾尔-马伊; 陆正亮; 马海宁; 廖文和; 于永军; 莫乾坤; 郑侃 |
| 本发明公开了一种双单元立方体卫星平台，其包括主承力机构、迎风面电池阵、背风面电池阵、对天面电池阵、对地面电池阵、第一展开电池阵和第二展开电池阵和电路模块组，沿立方体卫星飞行方向，迎风面电池阵设置在主承力机构的迎风面上，背风面电池阵设置在主承力机构的背风面上，对天面电池阵设置在主承力机构的对天面上，对地面电池阵设置在主承力机构的对地面上，第一展开电池阵和第二展开电池阵分别设置在主承力机构的另外两个面上，电路模块组固定在主承力机构内。本发明有质量轻、体积小、成本低、研制周期短、功能密度高、应用广等显著优势。 | ||||||
| 78 | 一种卫星光学载荷的平稳指向机动控制方法 | CN201610309061.5 | 2016-05-11 | CN105867435A | 2016-08-17 | 刘磊; 李静; 李青 |
| 本发明涉及一种卫星光学载荷的平稳指向机动控制方法，其包括以下步骤：(1)、稳定卫星本体的姿态；(2)、控制光学载荷的指向机构，使该指向机构指向按既定轨迹机动到目标方位；(3)、控制稳像机构对光轴抖动进行补偿，对目标方位稳定成像。本发明公开的一种卫星光学载荷的平稳指向机动控制方法具有以下有益效果：1、相对卫星本体，指向机构质量体积小，机动速度快，能源消耗少，稳像机构由压电材料驱动，带宽大，可有效补偿指向机构控制误差，抑制光轴抖动。并且载荷光轴的机动过程稳定度高，指向抖动小，轨迹光滑，对目标定向精度和稳定度高；2、为光学载荷提供平稳指向机动，保证其动中成像精度。 | ||||||
| 79 | 应用于航天器中柔性压紧释放装置中的张力索组件 | CN201610194295.X | 2016-03-30 | CN105864360A | 2016-08-17 | 聂斌斌; 王萌; 薛景赛; 张如变; 夏斯堃 |
| 本发明提供的一种应用于航天器中柔性压紧释放装置中的张力索组件，包括：绳索；卡销，所述卡销卡接在所述绳索的两端；移动端及固定端，所述移动端及所述固定端分别设置在所述绳索的两端，所述绳索两端的两个所述卡销分别设置在所述移动端及所述固定端内；紧固件，所述紧固件分别设置在所述移动端及所述固定端内。与现有技术相比，本发明的有益效果如下：1、高强度纤维绳能够有效固定于移动端和固定端。2、在长时间的受力情况下，绳索不会出现从固定端和移动端拖出情况。3、对外接口简单，装配方便。 | ||||||
| 80 | 一种球形锁紧分离机构 | CN201610215432.3 | 2016-04-08 | CN105857646A | 2016-08-17 | 刘广; 周树国; 许泉; 刘锋; 张晓宏; 穆希鹏; 苗晓婷; 张凤岗; 高方君 |
| 一种球形锁紧分离机构，包含：壳体，与尾推式发射装置的尾座固定连接；飞行器连接轴，第一端设置在壳体内，第二端伸出壳体与被发射的飞行器尾部连接；轴瓦，设置在壳体与飞行器连接轴之间，通过第一连接件与壳体固定连接；发射筒连接轴，第一端设置在飞行器连接轴内，通过第二连接件与飞行器连接轴固定连接，第二端从飞行器连接轴的第一端伸出，并与尾推式发射装置的发射筒尾部连接；多个钢球，设置在飞行器连接轴上，与飞行器连接轴、发射筒连接轴以及轴瓦相接触。本发明满足发射过程中的燃气密封要求，以及运输工况轴向大过载条件下的强度和刚度要求，实现发射工况瞬时条件下的自动解锁，确保飞行器与发射筒顺利分离。 | ||||||
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