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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| 81 | 可消亡的燃料供应系统 | CN201210075527.1 | 2012-03-21 | CN102691592B | 2016-08-31 | W.H.塔特尔 |
| 一种用于卫星的可消亡燃料供应系统包括加压铝合金箱，其内具有铝合金推进剂管理装置。推进剂管理装置（PMD）可具有本领域已知的任何毛细作用表面张力流体传输特征。用钛基涂层覆盖箱和PMD的选定内表面，以保证燃料供应系统的推进剂润湿性和抗腐蚀能力。 | ||||||
| 82 | 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。 | ||||||
| 83 | 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。 | ||||||
| 84 | 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。 | ||||||
| 85 | 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。 | ||||||
| 86 | 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。 | ||||||
| 87 | 一种航天员专用舒缓舱 | CN201610351074.9 | 2016-05-25 | CN105857645A | 2016-08-17 | 王振宇; 张乃珣; 于美汇; 伊娟娟 |
| 一种航天员专用舒缓舱，属于空间站舱室技术领域。它提供一种多功能航天员专用舒缓舱，能够为宇航员提供一个锻炼、休闲娱乐、清洁卫生以及放松身体的场所，使其在紧张繁重及枯燥的太空环境中身心得以放松，提高其工作效率，保证其身心健康。舱体的侧壁为具有中空腔的侧壁，舱体内腔表面开设有多个与中空腔相通的气孔，座椅底部与舱体转动连接，座椅上安装有安全带，远红外SPA汗蒸袋安装在座椅下方，模式选择器分别与锻炼系统、舒缓系统、清洁系统、负离子系统、高压氧系统、森林浴系统及远红外SPA汗蒸袋电连接。本发明是一种集锻炼、休闲、休息、清洁、舒缓等功能于一身的舱室，主要用于空间站及航天器中，还可以民用化。 | ||||||
| 88 | 可伸缩轨道舱 | CN201610343164.3 | 2016-05-16 | CN105857641A | 2016-08-17 | 李新亚 |
| 本发明涉及一种可伸缩轨道舱，包括内舱(1)、中舱(2)、外舱(3)。其由运载火箭发射升空过程中，该可伸缩轨道舱处于收缩状态，其体积大致等于外舱(3)的体积。入轨后该可伸缩轨道舱向外伸展，供宇航员生活或工作的空间显著增大；采用多重密封措施，能确保舱内宇航员的安全。构建相同规模空间站，发射可伸缩轨道舱可减少发射次数，节省发射经费，节省人力物力。该可伸缩轨道舱向外伸展过程中，宇航员无须出舱，操作程序简单，强度小，时间短，无须携带配件，需要携带的工具少。 | ||||||
| 89 | 一种基于输出反馈的挠性航天器精细姿态控制方法 | CN201610389633.5 | 2016-06-02 | CN105843244A | 2016-08-10 | 郭雷; 乔建忠; 张然; 张培喜; 张大发 |
| 本发明提供了一种基于输出反馈的挠性航天器精细姿态控制方法，所述控制方法包括如下步骤：a)搭建挠性航天器动力学系统Σ1，将挠性航天器动力学系统Σ1变换为挠性航天器动力学系统Σ2，所述挠性航天器动力学系统Σ2引入航天器刚柔耦合动态干扰；b)构造外部系统Σ3，所述刚柔耦合动态干扰通过外部系统Σ3进行描述；c)设计干扰观测器，所述干扰观测器对所述刚柔耦合动态干扰进行估值；d)设计动态输出反馈H∞控制器；e)将步骤c)中所诉的干扰观测器与步骤d)中所述的动态输出反馈H∞控制器进行复合，得到挠性航天器精细姿态控制系统Σ6；所述挠性航天器精细姿态控制系统Σ6通过估值对刚柔耦合动态干扰进行补偿。 | ||||||
| 90 | 空间环境地面模拟等离子体产生装置及采用该装置实现的等离子体产生方法 | CN201610293033.9 | 2016-05-05 | CN105836165A | 2016-08-10 | 肖青梅; 王志斌; 鄂鹏; 聂秋月 |
| 空间环境地面模拟等离子体产生装置及采用该装置实现的等离子体产生方法，涉及低温等离子体的应用技术领域。本发明是为了解决现有的模拟空间等离子体的装置及方法缺少可靠的控制等离子体密度分布的问题。真空腔室为卧式圆柱形结构，以真空腔室的中心位置为圆心设置偶极场线圈，偶极场线圈用于产生模拟地球偶极场位型磁场，为ECR系统提供共振磁场结构，在真空腔室外圆柱形上设有两个相对的窗口，且该两个窗口与偶极场线圈的轴线垂直，ECR天线为微波馈入系统，用于将外部ECR源通过两个窗口馈入到真空腔室中，对指定区域气体电离，产生以偶极场线圈为中心，且产生于偶极场线圈的外部的ECR等离子体。它用于产生可控的等离子体。 | ||||||
| 91 | 一种自抗扰的超静飞轮及其应用方法 | CN201610195219.0 | 2016-03-31 | CN105819003A | 2016-08-03 | 刘磊; 李青; 李静 |
| 本发明涉及一种自抗扰的超静飞轮，包括飞轮和主动控制平台：主动控制平台，包括上平台、下平台和若干并联的支腿，上平台、下平台通过并联支腿活动连接在一起，通过控制并联支腿的伸长控制上、下平台的相对位置；飞轮，通过飞轮安装轴安装在主动控制平台的上平台上，其绕轴线旋转以提供航天器的姿态控制力矩。本发明还公开了一种自抗扰的超静飞轮的应用方法。本发明的优点体现在：采用活动连接的主动控制平台，并将飞轮安装在其上，可以快速反应并精确补偿飞轮的高频干扰力矩，从而输出高精度控制力矩，且控制简单。 | ||||||
| 92 | 一种临近空间发射卫星平台及方法 | CN201610226663.4 | 2016-04-08 | CN105819002A | 2016-08-03 | 曹宏伟; 范开春; 段祥军; 饶天亮; 方望林; 郝凌云; 张美宁 |
| 本发明一种临近空间发射卫星平台及方法利用浮空器作为发射卫星一级运载工具，除包括地面卫星发射指挥控制中心外，还包括浮空器、运载火箭发射装置，运载火箭发射装置固定在浮空器中央。浮空器优选一种无人驾驶飞艇，除包括飞艇必须飞行动力系统和结构外，还包括：中央控制指挥系统，自动驾驶仪，GPS+北斗卫星定位定向导航系统，飞行稳定系统，飞行控制系统，通信系统，运载火箭测试发射控制系统，运载火箭飞行监测系统。运载火箭发射装置包括发射筒本体，运载火箭装填适配系统，运载火箭自动化锁紧与解锁装置，冷发射系统。本发明可大大降低多次重复使用的费用。 | ||||||
| 93 | 一种液态金属宇航服 | CN201610143017.1 | 2016-03-14 | CN105799957A | 2016-07-27 | 王磊; 刘静 |
| 本发明涉及航天器材技术领域，尤其涉及一种液态金属宇航服，包括基础服装，还包括液态金属管路、控制装置、温度监控装置和对液态金属进行加热或冷却的调温装置；液态金属管路内装有液态金属，且固定于基础服装表面遍布全身；温度监控装置一端与液态金属管路连接，另一端与控制装置的第四端口连接，以将对液态金属管路检测的温度信息传送至控制装置；液态金属管路的管道出口与控制装置的第一端口连接，以供控制装置将流出液态金属管路的液态金属根据接收到的温度信息进行再次分配；控制装置的第二端口和第三端口分别与液态金属管路的管道入口和调温装置的一端连接，以使流出控制装置的液态金属形成温度不同的两通路送回液态金属管路。 | ||||||
| 94 | 运用在真空状态下的推进机构 | CN201610331378.9 | 2016-05-18 | CN105799955A | 2016-07-27 | 张金良 |
| 本发明公开了一种运用在真空状态下的推进机构，涉及电磁驱动领域，包括底座、供电系统、电流方向转换器和若干弧形轨道，所述弧形轨道设置在底座上，弧形轨道内设有沿轨道径向分布的磁场，弧形管道内设置有若干电流方向相同，且垂直任一磁场方向的直导线，直导线由供电系统供电，电流方向转换器设置在直导线和供电系统之间，直导线之间固定连接，每个所述弧形轨道的两端均设置有与电流方向转换器通讯连接的用于检测带电导线的传感器，底座上位于弧形轨道端部处还有缓冲结构。通过磁场对带电的直导线进行加速，利用导线具有的动量和动能对底座进行撞击从而达到加速效果，本发明中所有的能量均来自电能，无需携带化石燃料和压缩空气。 | ||||||
| 95 | 一种多自由度动量交换式航天飞行器姿态调整执行机构 | CN201610282557.8 | 2016-04-29 | CN105799952A | 2016-07-27 | 严亮; 张璐; 朱波; 吴泽武; 刘德龙 |
| 本发明公开一种多自由度动量交换式航天飞行器姿态调整执行机构，用以解决现有航天飞行器动量交换式姿态调整执行机构结构冗余，功率损耗大的弊端；包括转子部分与定子部分，所述转子部分为一体球形结构并嵌有多个导磁磁极，所述导磁磁极可为永磁或软磁，所述定子部分为上下半球组装的球形结构并嵌有多个绕组磁极，所述绕组磁极可为空芯绕组线圈或含有软磁芯绕组线圈。定子磁极设置与定子磁极内部，同心，且两者间通过球轴承相连。进而采用不同的绕组通电策略，可驱动转子部分沿不同轴自旋，基于动量守恒原理实现单装置调整航天飞船姿态。 | ||||||
| 96 | 海上火箭回收装置 | CN201610142291.7 | 2016-03-14 | CN105783610A | 2016-07-20 | 门德君 |
| 本发明提供一种结构简单的海上火箭回收装置，能够在火箭垂直下降瞬间锁住降落中火箭。一种海上火箭回收装置，包括平台，三个以上支撑架和多组绑缚机构，支撑架呈多边形布置在平台上，多组绑缚机构呈上下安置在支撑架上，每组绑缚机构包括三个以上电机，电机输出轴通过减速机构连接一个卷盘，卷盘上连接软带，各个软带之间通过连接环依次串接为一体。 | ||||||
| 97 | 飞行器的散热器组、飞行器及装配散热器组的方法 | CN201610008972.4 | 2016-01-06 | CN105775172A | 2016-07-20 | 理查德·W·阿斯顿; 安娜·玛丽亚·汤姆钦斯卡 |
| 一种飞行器的散热器组、飞行器及装配散热器组的方法，散热器组包括：两个间隔开的面板，包括由纤维增强复合材料构造的内面板和外面板；蜂窝状芯，定位于两个间隔开的面板之间；以及一个或多个热管，延伸穿过蜂窝状芯。飞行器包括本体和彼此相对地操作地耦接至本体的两个散热器组。 | ||||||
| 98 | 四轮独立驱动巡视器运动控制系统 | CN201610189120.X | 2016-03-29 | CN105775168A | 2016-07-20 | 许红霞; 张亚琦; 杨惠强 |
| 本发明公开了四轮独立驱动巡视器运动控制系统，属于机械机构设计及自动控制领域。该系统要适应复杂多变的地形环境，驱动性能和可靠性要高，使之能够保证巡视器车厢内仪器平稳的完成探测任务。本发明系统包含上位机和下位机，上位机为PC机，下位机为工控机PC104，上位机采用无线方式与下位机通信。巡视器车轮内有一个驱动电机和一个转向电机，可以使巡视器以任意半径转向。两电机都位于车轮内部，防止沙尘进入，提高了电机的寿命和稳定性。选用嵌入式实时系统VxWorks和现场总线CAN总线分别作为控制系统和通信总线来提高系统实时性和通信效率。 | ||||||
| 99 | 一种基于柔性气囊实现对流换热的卫星结构 | CN201610255793.0 | 2016-04-21 | CN105775167A | 2016-07-20 | 高博; 徐明龙 |
| 本发明公开一种基于柔性气囊实现对流换热的卫星结构，由卫星本体、包覆于卫星本体外表面的可充气柔性气囊，气源设备以及分布式强迫对流设备组成；卫星发射阶段，可充气柔性气囊处于折叠状态包覆于卫星表面，卫星入轨后，可充气柔性气囊充气展开形成卫星温控舱，利用气囊内部的空气对流实现卫星系统的对流换热；本发明利用可充气柔性气囊形成卫星温控舱，解决了传统卫星所无法实现的星上对流换热问题，在气囊温控舱内可以实现接近常温的温度环境，有效降低了卫星各部件的研制成本；本发明所提出的可充气柔性气囊的解决方案，重量轻，收拢体积小，展开体积大，制备和发射成本低，经济性好，可广泛应用于卫星结构领域，为展开尺寸数百米以上卫星结构的高精度温控提供了可能；具有很强的实用性和竞争力。 | ||||||
| 100 | 一种基于在轨雷达全波段隐身卫星 | CN201610130117.0 | 2016-03-08 | CN105775165A | 2016-07-20 | 陈卫东; 周建江; 秦远田; 康国华; 廖文和; 张翔 |
| 本发明公开了一种基于在轨雷达全波段隐身卫星，包括内部结构和外部结构，所述的外部结构包括：低端柱体、连接在所述低端柱体上的卫星中部过渡台体及安装于过渡台体上面的隐身罩，低端柱体和和过渡台体表面均由面板覆盖；所述的内部结构包括：贯穿低端柱体和过渡台体的骨架、安装在过渡台体顶端的顶板及设置在顶板上面的散射背板，所述的隐身罩通过顶板与过渡台体连接，所述的散射背板与隐身罩相配合而形成吸波腔体。本发明缩小了因隐形功能而附加的外形尺寸，使卫星在增加隐身功能的同时，正常功能及载荷功能的实现不受影响。 | ||||||
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