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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| 101 | 一种开环控制反作用轮转速变化及卸载方法 | CN201610081918.2 | 2016-02-05 | CN105644810A | 2016-06-08 | 白涛; 熊淑杰; 武国强; 秦贵军; 颜艳腾 |
| 本发明提供了一种开环控制反作用轮(简称飞轮)转速变化及卸载方法，具体步骤如下：步骤一，采用四个飞轮进行控制，并将第四飞轮的反作用轮控制力矩指令大小调整至与理论标称转速摩擦力矩大小一致；步骤二，将控制器输出控制指令限幅在最大输出力矩，并按照飞轮分配矩阵分配每个飞轮的控制力矩，分配后将输出力矩最大的飞轮限幅在最大力矩，并将其它两个飞轮的控制力矩成比例缩放；步骤三，计算四个飞轮合成角动量，任意轴角动量达到卸载阈值范围内，并符合卸载时磁场强度和角动量夹角关系时，启动磁力矩器卸载；步骤四，选择卸载能力最大的方向上的磁力矩器工作，采用开关控制方式，对飞轮进行卸载。 | ||||||
| 102 | 一种光动力飞行器 | CN201610091273.0 | 2016-02-06 | CN105599921A | 2016-05-25 | 刘南林 |
| 一种光动力飞行器是采用聚焦太阳光的方法，将光能转换为热能储存在热容量高的载体中作为动力能源的球形运载工具，不仅可以减小自重和体积，增加续航能力和有效负荷，而且可以实现太空与大气层空间两栖作业。其特征是由光热转换系统、复合动力系统、球形船体、自动控制系统四部分构成。其技术属于运载工具领域。该飞行器球形船体一方面利于采集不同角度的阳光，另一方面具有运动稳定性和转向灵活性；其动力仓内处于真空状态，有利于隔热，用于安置光热转换系统与复合动力系统，减少高热容载体热量损失；工作仓用于安置操作室和运载装备。光动力飞行器既可以无人自动航行，也可以载人航行，适宜作为航天器、航空器及返回式卫星。 | ||||||
| 103 | 半刚性机械展开进入减速着陆装置 | CN201610018900.8 | 2016-01-13 | CN105584645A | 2016-05-18 | 张鹏; 李旭东; 尚明友; 侯向阳; 童明波; 张红英 |
| 本发明公开了一种半刚性机械展开进入减速着陆装置，属于航天器进入与返回领域。包括主体、控制环、刚性头锥、半刚性防热罩、半刚性防热罩控制机构和柔性防热罩机构，主体与控制环固连，控制环与刚性头锥之间连接驱动机构，驱动机构控制控制环与刚性头锥作相对运动；半刚性防热罩覆盖安装在半刚性防热罩控制机构上，半刚性防热罩控制机构分别与主体与刚性头锥相铰接，控制半刚性防热罩的展开或收拢；半刚性防热罩的外侧边上设有可向外侧二次展开的柔性防热罩机构。本发明展开后的总面积大于一次展开面积，而收拢发射状态下保持较小的体积，提高了装置的收纳比，提高了气动面减速效果，降低了系统复杂性，实现了两级减速与着陆缓冲的有机统一。 | ||||||
| 104 | 结构部件以及生产结构部件的方法 | CN201510843205.0 | 2015-11-05 | CN105584618A | 2016-05-18 | 梅米什·蒂尔亚基; 迈克尔·索尔 |
| 本发明涉及加固飞行器或航天器的机身(6)的结构部件(1)，其中结构部件(1)一体形成并被分段成面状加固部分，由此至少一个加固部分形成为刚性网格部分(2)，并且至少一个加固部分形成为实心部分(3)。本发明进一步涉及生产这类型的结构部件的方法。 | ||||||
| 105 | 多航天器发射系统 | CN201310170861.X | 2013-05-10 | CN103387058B | 2016-05-18 | R·W·阿斯顿; A·M·托马兹斯卡; G·N·卡普林 |
| 本发明涉及一种多航天器发射系统（10），其可以适合置于运载火箭整流罩（14）的有效载荷区域（20）内。发射系统（10）可以包含第一航天器（16）和第二航天器（18），该第二航天器（18）可释放地附连到第一航天器（16）并相对于第一航天器（16）取向，使得当它们置于整流罩（14）内时，第一航天器（16）的发射载荷被传送到第二航天器（18）并由其承担。在某些实施例中，第一和第二航天器（16、18）中的每个都可以包含电力推进单元（40）以及化学和电力混合推进单元（42）其中之一。电力或化学和电力混合推进单元（40、42）的使用使第二航天器（18）能承担第一航天器（16）的全部或大部分发射载荷，从而消除对额外的支撑结构的需求。 | ||||||
| 106 | 小型柔性万向接头和包含该接头的航天器 | CN201180059596.7 | 2011-10-12 | CN103261711B | 2016-05-18 | Y·博达斯 |
| 柔性万向接头包括中空的中心纵向轴Z，两个中空枢轴（10，11）相对于彼此正交地安装并且能够分别绕旋转轴X、旋转轴Y旋转，三个轴X、轴Y、轴Z互相正交并且在位于所述万向接头的中间的旋转点处。枢轴（10，11）的每一个包括沿包含中心纵向轴Z并分别正交于枢轴的所述旋转轴X或所述旋转轴Y的平面的环形外框架（15，20），与外框架同轴的中空内环（16，21），以及与外框架（15，20）和与内环（16，21）连接的多个柔性叶片组（12，17，18，19），以及两个枢轴（10，11）通过刚性连接片（50a，50b）连接在一起。应用到航天器的元件或设备的优良的旋转引导装置。 | ||||||
| 107 | 一种分段依次渐进展开的盘绕式伸展臂 | CN201610045736.X | 2016-01-22 | CN105564668A | 2016-05-11 | 陈务军; 游晋; 樊鹏玄 |
| 本发明公开了一种分段依次渐进展开的盘绕式伸展臂，包括：锁定与释放机构以及依次连接的伸展臂桁架、收藏筒和机电传动机构；其中，伸展臂桁架固定安装于收藏筒，且伸展臂桁架被设置为可盘绕收拢；收藏筒被设置为能够存储盘绕收拢状态下的伸展臂桁架；锁定与释放机构设置于收藏筒的筒壁周围，用于实现伸展臂桁架收拢状态时的压紧锁定与伸展臂桁架回弹展开时的展开释放；机电传动机构用于驱动伸展臂桁架和所述锁定与释放机构。本发明的伸展臂结构简单、展开冲击较小和可靠、臂顶端保持定向，且整体质量轻、刚度大，可用于空间可展天线、太阳电池阵、太阳帆、空间平台、探测臂机构等。 | ||||||
| 108 | 一种卫星偏航控制导引方法 | CN201610081901.7 | 2016-02-05 | CN105539884A | 2016-05-04 | 白涛; 熊淑杰; 张锐; 王昊光; 刘伟; 李笑月 |
| 本发明提供了一种卫星在进行偏航姿态控制时的导引律设计方法，该方法包括如下步骤：步骤一、计算轨道太阳角(简称β角)和轨道系下太阳矢量，步骤二、当β角大于等于给定阈值时，按照当前轨道系太阳矢量计算偏航目标角，当β角小于给定阈值时，按照β角为指定角度的假想太阳矢量计算偏航目标角；步骤三、当β角过零时，同时满足目标偏航角为小角度条件后，切换偏航目标角的计算方法。 | ||||||
| 109 | 一种基于矢量匹配的多敏感器星上自主互校验方法 | CN201610081905.5 | 2016-02-05 | CN105539883A | 2016-05-04 | 张锐; 白涛; 熊淑杰; 武国强; 王昊光; 李笑月 |
| 本发明提出了一种利用卫星上多个姿态敏感器的测量输出信息自主进行互校验的方法，卫星在轨运行期间采用该方法能够自主校验出各姿态敏感器输出的正确性，确保卫星获得正确的姿态测量信息。本发明提出的多敏感器互校验方法包括如下步骤：步骤一、对各姿态敏感器的输出数据进行有效性自判断；步骤二、利用光轴矢量匹配法进行多个星敏感器(简称星敏)间的互校验；步骤三、利用太阳矢量匹配法进行星敏与太阳敏感器(简称太敏)的互校验；步骤四、利用地心矢量匹配法进行星敏与地球敏感器(简称地敏)的互校验；步骤五、利用角速度矢量匹配法进行星敏与陀螺的互校验；步骤六、利用日地夹角匹配法进行地敏与太敏的互校验。通过上述方法可校验出输出正确的敏感器。 | ||||||
| 110 | 一种用于微纳卫星的飞轮机构 | CN201511009067.2 | 2015-12-28 | CN105539882A | 2016-05-04 | 王峰; 郭金生; 陈雪芹; 张天赫; 吴凡; 苗悦; 王骋 |
| 一种用于微纳卫星的飞轮机构，本发明涉及一种飞轮机构，本发明为了解决现有技术的微纳卫星需要提供一种制造周期短、结构简单、成本低廉和性能可靠的飞轮，它包括电机支架、减震垫、无刷电机、轮体和保护罩；减震垫为长方形框体，长方形框体上加工有安装电机的通孔，减震垫安装在电机支架上，无刷电机安装在电机支架上，减震垫设置在无刷电机和电机支架之间，轮体套装在无刷电机转轴的输出端上，保护罩安装在电机支架上，且保护罩扣合在轮体的外部，本发明用于飞行航天领域。 | ||||||
| 111 | 电控隔热屏在轨使用系统及方法 | CN201510860948.9 | 2015-11-30 | CN105501469A | 2016-04-20 | 陈菡; 翟载腾; 胡明亮; 腊栋 |
| 本发明提供了一种电控隔热屏在轨使用系统，包括：光照角测量设备、数管计算机、电控隔热屏、电控隔热屏控制器。光照角测量设备，用于测量阳光与轨道面的夹角；数管计算机，用于接收光照角测量设备的测量数据，并根据测量数据发送不同的指令至电控隔热屏控制器；电控隔热屏控制器，用于控制电控隔热屏执行闭合或者打开指令；电控隔热屏，用于实现卫星设备的散热或者保温。本发明还提供了一种电控隔热屏在轨使用方法，能够据光照角变化控制电控隔热屏开合，从而提高了电控隔热屏的使用效率。 | ||||||
| 112 | 一种高精度航天器的太阳翼布局结构 | CN201510860794.3 | 2015-11-30 | CN105480437A | 2016-04-13 | 黄帆; 周益倩; 陈昌亚; 陈晓 |
| 本发明公开了一种高精度航天器的太阳翼布局结构，顶面太阳翼主板、顶面太阳翼侧板构成顶面太阳翼，通过螺栓固定安装在平台顶板上；顶面太阳翼主板与顶面太阳翼侧板之间的夹角为120度；航天器平台的截面为正六边形，顶面太阳翼主板为矩形，顶面太阳翼侧板为三角形，底面太阳翼安装在平台底板底部；在顶面太阳翼主板和顶面太阳翼侧板中预埋有顶面太阳翼蜂窝夹层埋件，在平台顶板中预埋有平台顶板蜂窝夹层埋件；顶面太阳翼压紧杆安装在顶面太阳翼主板、侧板及有效载荷之间。本发明可有效提高太阳翼与航天器平台的连接刚度，进而降低太阳翼微振动，提高航天器平台姿态稳定度，具有构型简单、连接方便、效果显著的优点。 | ||||||
| 113 | 一种大型蜂窝夹层承力筒 | CN201510874990.6 | 2015-12-02 | CN105480435A | 2016-04-13 | 陈佳; 雷磊; 王勇; 宋林郁; 杨颜志; 王瑞凤; 侯建文; 胡震宇; 肖余之 |
| 本发明公开了一种大型蜂窝夹层承力筒，应用于探月三期工程的推进舱主承载结构，属于航天领域。该大型蜂窝夹层承力筒产品采用蜂窝夹层圆柱筒式构型，包括上端框(1)、筒壁(2)、下端框(3)，其中，筒壁(2)包括外蒙皮(201)、蜂窝夹芯(202)、内蒙皮(203)、承力梁(204)；外蒙皮(201)、蜂窝夹芯(202)、内蒙皮(203)共同组成蜂窝夹层壁板，并通过胶接方式与上端框(1)、下端框(3)连接；承力梁(204)内置于蜂窝夹层壁板内，与外蒙皮(201)、蜂窝夹芯(202)、内蒙皮(203)通过胶接连接，与上端框(1)、下端框(3)通过螺接连接。本发明满足了探月三期探测器系统的推进舱主结构的承载及轻量化技术要求。 | ||||||
| 114 | 一种具有缓冲功能的伸缩装置 | CN201510864158.8 | 2015-11-30 | CN105460239A | 2016-04-06 | 汤树人; 唐平; 张永杰; 刘珠煜; 曾占魁 |
| 本发明提供了一种具有缓冲功能的伸缩装置，包括装置底座上端主体结构为一级套筒，一级套筒内嵌套有二级套筒，二级套筒内嵌套有三级套筒；中间的齿轮丝杠轴在驱动电机组驱动下，可以使得丝杠螺母带动二级套筒运动；同时驱动电机组驱动拉索收放轮收放拉索，与处于二级套筒和三级套筒间的伸展压簧合力，使得三级套筒运动；并在处于伸出状态时，伸展压簧使之具有缓冲功能。本发明能够在较小的布局空间和重量范围下，将安装在其上端的捕获装置伸出或者收回操作之外，还能够实现捕获过程中的轴向缓冲，从而为顺利捕获目标飞行器提供便利条件，具有多功能、结构简单、动作可靠等优点。 | ||||||
| 115 | 空间飞行器 | CN201480006072.5 | 2014-01-17 | CN105452106A | 2016-03-30 | 欧金尼奥·费雷拉; 马尔科·普兰波利尼; 约翰·科拉伯夫 |
| 根据本发明，所述空间飞行器在涡轮发动机(4)的每个空气入口(5)的前方包括可动挡板(6)，所述可动挡板能够沿两个方向在第一位置与第二位置之间运动，在第一位置中，所述挡板打开所述空气入口(5)，并且在第二位置中，所述挡板防止空气进入所述空气入口(5)。 | ||||||
| 116 | 一种外置式电动收放着陆机构 | CN201510860540.1 | 2015-11-30 | CN105438502A | 2016-03-30 | 徐大富; 孙晓晖; 欧岳峰; 盛英华; 吴佳林; 林剑锋 |
| 本发明提供了一种外置式电动收放软着陆机构，包括至少三组相同的设于运载器本体上的支撑机构，每组支撑机构均包括一缓冲支柱及一着陆腿，其中，缓冲支柱包括电动传动机构和液压缓冲装置，电动传动机构包括电机、轴承、丝杠、依次嵌套的若干级传动套筒，液压缓冲装置包括螺旋紧固装置、活塞杆、活塞头、缓冲器外筒及密封装置。本发明的着陆机构适用于垂直起降重复使用，其在收拢状态下贴合运载器外表面，降低对运载器气动影响，收拢刚度好，展开状态下，支撑面积大，承载能力强，且该机构具有质量轻、制备工艺简单、缓冲过程平稳、中途没有反弹、缓冲效率高、可以多次利用的特点，机构外壳的凸起结构还可起到火箭尾翼的气动稳定作用。 | ||||||
| 117 | 绕空间轴的偏流角跟踪控制方法 | CN201510791542.X | 2015-11-17 | CN105438499A | 2016-03-30 | 尹海宁; 杜宁; 李芳华; 朱文山; 任家栋 |
| 本发明涉及一种绕空间轴的偏流角跟踪控制方法，针对可见光相机等有效载荷的偏流角控制需求，首次提出了基于四元数的绕空间轴的偏流角跟踪控制算法，实现了一种更具用通用性的偏流角跟踪方式。根据偏流角计算对应的基准姿态、相机摆镜摆角和相机偏流角，以四元数描述卫星目标姿态，结合当前卫星姿态进行控制偏差四元数计算，而控制用姿态将创新性的直接采用偏差四元数的矢部，以此完成绕空间轴的偏流角跟踪控制。通过预先偏置一个基准姿态扩大侦查和相机成像范围，在目标点确定后进行偏流角精修。本发明通过以四元数来描述目标姿态基准，并用四元数简化描述卫星同姿态基准之间的姿态偏差，一步到位的实现绕空间轴偏流角跟踪控制。 | ||||||
| 118 | 新型空间站舱外巡检维修装置 | CN201510801685.4 | 2015-11-19 | CN105416616A | 2016-03-23 | 周琼峰; 康国华; 黄怡欣; 王振宇 |
| 本发明公开了一种新型空间站舱外巡检维修装置（EIMU），属于航天飞行器设计领域。该装置包括舱内监视设备、天线和舱外EIMU装置，其中舱内监视设备和舱外EIMU装置通过天线进行通讯；所述舱内监视备包括视频显示终端、巡检装置操控平台和手动遥控装置；所述舱外EIMU装置包括太阳能电池板、微机械臂、太阳敏感器、氮气推进器、双目立体视觉相机、三轴磁力矩器、动量轮、星载计算机板和通讯板。本发明能够为空间站等大型航天器提供舱外巡检维修服务，保证航天器在轨运行安全，顺利完成任务。 | ||||||
| 119 | 一种星载合成孔径雷达卫星姿态导引方法与装置 | CN201310687784.5 | 2013-12-13 | CN103674033B | 2016-03-09 | 赵硕; 王宇; 邓云凯; 张志敏; 倪江; 刘亚波; 刘悦 |
| 本发明实施例公开了一种星载SAR卫星姿态导引方法，所述方法包括：建立二体模型和SAR模型，根据所述二体模型和所述SAR模型获取卫星所在的零多普勒面的法线方向；根据所述SAR模型，当所述卫星的波束指向与所述零多普勒面的法线方向垂直时，获取所述卫星的偏航导引角，根据所述偏航导引角对所述卫星的姿态进行导引。本发明实施例同时还公开了一种星载SAR卫星姿态导引装置。采用本发明实施例的技术方案，实现了在零俯仰角或者在特定俯仰角的情况下，降低SAR回波数据的多普勒中心频率，使所述多普勒中心频率降低至零赫兹附近。 | ||||||
| 120 | 一种GEO轨道卫星激光装置热控制方法 | CN201510857671.4 | 2015-11-30 | CN105346737A | 2016-02-24 | 曹桂兴; 唐勇; 李学林; 姚延风; 胡帼杰 |
| 一种GEO轨道卫星激光装置热控制方法，确定激光装置工作温度要求，包括内部元器件的工作温度范围、温度梯度和随时间波动要求；分析GEO轨道卫星轨道及姿态控制方案，选取高低温热工况进行空间外热流分析，获得激光装置的空间热量；确定在GEO轨道高低温热工况下，激光装置内部元器件的工作模式及热耗；确定激光装置的散热方案；进行激光装置内部导热和热辐射设计，设计最优热传递路径；最后进行激光装置内部对温度要求高的元器件采用主动控温回路进行热控制。本发明通过对激光装置导热和辐射的控制措施，设计合理的热传递路径，将激光装置内部热耗传递到散热面进行排散，对内部对温度要求高的元器件进行加热和致冷控制，达到激光装置的温度要求。 | ||||||
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