| 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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| 221 | 一种航天器垂直回收着陆系统、航天器及回收着陆方法 | CN202010713224.2 | 2020-07-22 | CN111792060B | 2022-04-01 | 不公告发明人 |
| 本发明给出了一种航天器垂直回收着陆系统、航天器及回收着陆方法，其中回收着陆系统包括设置在航天器底部的底部反推装置，用于在所述航天器降落时提供反向于降落方向的制动力；还包括至少3组均匀设置在所述航天器底部侧面的着陆缓冲装置。使用该系统的航天器包括但不限于运载器、返回舱及月球或行星着陆器，该系统主要由垂直反推装置和着陆缓冲装置两大部分组成；二者相互结合，相比于现有技术中的着陆装置，可避免着陆过程冲击过大而导致航天器及其主仪器设备的损坏。 | ||||||
| 222 | 用于附接装置的散热片、航天器壁和航天器的方法 | CN201980087830.3 | 2019-12-18 | CN113286744A | 2021-08-20 | 安德鲁·瓦尔克 |
| 本发明涉及一种用于将发热装置和毛细热管附接到航天器壁的面板的方法，所述方法包括以下步骤：a)将毛细热管定位在所述面板的一部分上的步骤(18)；b)将凹形附接主体附接到所述面板的步骤(26)，所述凹形附接主体相对于所述毛细热管突出；c)将导热且自固化型膏体放置在所述毛细热管的一部分上方或发热装置上方的步骤(38)；d)将发热装置放置在所述导热且自固化型膏体上和所述凹形附接主体上的步骤(46)，所述发热装置抵着所述凹形附接主体支承且与所述凹形附接主体直接接触，以及e)通过将凸形附接部件附接到所述凹形附接主体而将所述发热装置和所述毛细热管附接到所述面板的步骤(48)。 | ||||||
| 223 | 一种航天器推力室夹套的修复方法及航天器推力室 | CN202010654327.6 | 2020-07-09 | CN111531321B | 2020-10-16 | 杨瑞康; 袁宇; 宣智超; 黄乐; 周涛; 韩建业; 常克宇 |
| 本发明公开一种航天器推力室夹套的修复方法及航天器推力室，提供推力室，推力室包括外壁、内壁和凸肋，内壁通过凸肋与外壁焊接连接，凸肋在外壁和内壁焊接后在内壁和外壁之间限定多条供冷却剂流通的通道；向通道内打压，检验外壁与凸肋间的脱粘部位，通过打压使得外壁对应脱粘部位的位置出现凸起；在内壁的内侧设置成像底片；通过射线照射凸起，使对应凸起的凸肋在成像底片上形成第一影像；比较第一影像与凸起和凸肋在成像底片上的位置关系，在外壁上确定待焊接的轨迹；沿轨迹对外壁进行激光焊接，完成推力室夹套修复。整个工艺设计合理，节约成本。 | ||||||
| 224 | 用于航天器的发动机和包括这种发动机的航天器 | CN201580035230.4 | 2015-05-13 | CN106662041B | 2019-06-04 | S·J·祖巴赫; F·R·J·玛珊黛丝 |
| 一种航天航空器发动机(10)，包括具有用于喷射燃烧气体的喷嘴(30)的化学推进器，以及霍尔效应推进器。发动机布置成使得喷嘴用作当霍尔效应推进器在操作时喷射的粒子的喷射通道。发动机可以以较低的比冲量输送高推力或以较大的比冲量输送相对低的推力。 | ||||||
| 225 | 一种温度控制系统，航天器以及航天器温度控制的方法 | CN201811492069.5 | 2018-12-07 | CN109324648A | 2019-02-12 | 童铁峰; 靳书岩 |
| 本申请提出一种航天器，包括一种温度控制系统。该温度控制系统包括：至少一个温度传感器，所述至少一个温度传感器中的每个温度传感器安装在被测量设备的一个测温点上，测量所述测温点的温度数据，所述被测量设备包括多个位于其他位置的目标温度控制点；加热系统，所述加热系统在通电状态下对所述被测量设备产生附加温度场；温度控制单元，所述温度控制单元在所述被测量设备工作状态下：接收所述至少一个温度传感器测得的所述至少一个测温点温度数据；基于预先存储的所述被测量设备在预设工作状态下的温度场模型，判断所述多个位于其他位置的目标温度控制点的温度；控制加热系统对所述被测量设备加热，调控所述目标温度控制点温度。 | ||||||
| 226 | 航空器或航天器的结构的增强部件、航空器或航天器及方法 | CN201710232137.3 | 2017-03-30 | CN107472502A | 2017-12-15 | 贝恩德·施温; 斯文·维尔纳; 马诺斯·特鲁利斯 |
| 本发明涉及用于航空器或航天器的结构的增强部件，其包括：第一部件部分，其特别是细长的，用以增强至少一个其他元件；以及至少一个第二部件部分，其永久地连接至第一部件部分。在第一部件部分和第二部件部分的每一个中使用热塑性塑料材料形成增强部件。在第一部件部分中，热塑性塑料材料形成了其中嵌有连续的增强纤维的基质。在第二部件部分中，增强部件包括非连续的增强纤维或不具有增强纤维。 | ||||||
| 227 | 飞机或航天器的结构部件和飞机或航天器的机身部件装置 | CN200980147229.5 | 2009-11-16 | CN102224070B | 2014-12-10 | 克劳斯-彼得·格罗斯 |
| 在飞机或航天器的结构部件(2)的方案中，其包括：机身部分连接区域(10)，用于连接到相关的机身部分(5)并具有与所述相关的机身部分(5)近似相等的热膨胀系数；内部连接区域(11)，用于连接到相关的安装元件并具有与所述相关的安装元件近似相等的热膨胀系数；以及分隔区域(12)，用于连接所述机身部分连接区域(10)和所述内部连接区域(11)，其中所述区域(10、12、11)中的至少一个具有高传热阻(R13、R14、R15)。 | ||||||
| 228 | 飞机或航天器的结构部件和飞机或航天器的机身部件装置 | CN200980147229.5 | 2009-11-16 | CN102224070A | 2011-10-19 | 克劳斯-彼得·格罗斯 |
| 在飞机或航天器的结构部件(2)的方案中，其包括：机身部分连接区域(10)，用于连接到相关的机身部分(5)并具有与所述相关的机身部分(5)近似相等的热膨胀系数；内部连接区域(11)，用于连接到相关的安装元件并具有与所述相关的安装元件近似相等的热膨胀系数；以及分隔区域(12)，用于连接所述机身部分连接区域(10)和所述内部连接区域(11)，其中所述区域(10、12、11)中的至少一个具有高传热阻(R13、R14、R15)。 | ||||||
| 229 | 无拖曳航天器的自由落体验证装置 | PCT/CN2012/073110 | 2012-03-27 | WO2013123690A1 | 2013-08-29 | 周泽兵; 白彦峥; 吴书朝; 李洪银; 罗俊 |
一种无拖曳航天器的自由落体验证装置，包括航天器模拟装置（1），用于在地面上做自由落体运动；惯性传感器或加速度计（2），用于测量航天器模拟装置（1）的残余扰动加速度；姿态敏感器（3），用于测量航天器模拟装置（1）的姿态参数；无拖曳控制器（4），用于对残余扰动加速度和姿态参数进行处理得到反馈控制信号；推进器（5），用于在反馈控制信号控制下产生推力作用在所述航天器模拟装置（1）上，使得航天器模拟装置（1）克服外界环境的残余扰动和维持姿态。通过航天器在地面短时间内的自由落体运动，模拟空间运行环境，把惯性传感器或加速度计（2）、姿态敏感器（3）、无拖曳控制器（4）和推进器（5）综合起来，在短时间可以实现空间无拖曳航天系统技术地面环境下地性能和功能测试验证。 |
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| 230 | 一种航天器用高精密指向装置 | CN202410244765.3 | 2024-03-04 | CN118004448A | 2024-05-10 | 娄家明; 赵艳文; 张强 |
| 本发明公开了一种航天器用高精密指向装置，包括底座，所述底座中心位置设置有固定板，还包括设置在所述固定板上的驱动机构，所述驱动机构包括固定安装在固定板中心位置的驱动电机、丝杆和圆盘，所述凸柱的上端通过第一球铰和微动平台的底部中心连接；还包括用于对微动平台进行调节的传动机构，所述传动机构包括安装在丝杆上的滑座、铰接在滑座边缘的第一连杆和铰接在第一连杆上端的第二连杆，所述第二连杆的上端通过第二球铰和微动平台的底部连接。本发明结构简单、紧凑，使用方便，便于安装和维护；指向精度高、稳定性好，可满足航天器在复杂环境中的高精度指向需求；使用寿命长、可靠性高，能够保证航天器的长期稳定运行。 | ||||||
| 231 | 一种核动力航天器组合式阴影屏蔽体 | CN202311844498.5 | 2023-12-28 | CN117894494A | 2024-04-16 | 赵富龙; 谢林; 廖浩仰; 田瑞峰; 李宇峰; 付清; 姚凯; 谭思超 |
| 一种核动力航天器组合式阴影屏蔽体，属于核辐射安全防护技术领域。本发明解决了现有的常规组合式屏蔽体质量较大的问题。包括沿轴向依次布置的第一至第四屏蔽层，每层屏蔽层均为圆台形结构，其中第一屏蔽层及第三屏蔽层的材料均为碳化硼，第二屏蔽层的材料为钨，第四屏蔽层的材料为304不锈钢，每层屏蔽层内部均开设有环腔。通过在每层屏蔽层内部开设环腔，进而对组合式阴影屏蔽体内部结构进行合理切除，进一步显著降低组合式阴影屏蔽体的质量，实现屏蔽减重，以适用于更高功率的反应堆，避免因屏蔽体质量占比过大而降低航天器必要设备的重量，影响航天器正常功能。 | ||||||
| 232 | 航天器遥测遥控文本比对分析装置 | CN202311787948.1 | 2023-12-22 | CN117852534A | 2024-04-09 | 周捷; 许莹; 董房; 周汝志; 王冲; 董月莎; 王巳予 |
| 本发明提供了一种航天器遥测遥控文本比对分析装置，包括输入格式转换及预处理模块、数据一致性比对模块和比对结果统计分析模块，主要实现了遥测遥控设计文件和测试文件的一致性比对，并自动生成比对结果文件。装置输入为受控版的测控设计基线和测试细则，采用正则化表达建立通用比对规则，适用于不同航天器研制文件判读比较；根据细则分别建立遥测参数和遥控参数信息结构化数据，与测控基准遥控指令代号、遥控指令名称、遥测代号、遥测参数名称和判据范围进行一致性比对。通过检测文本一致性，确保遥控发送和遥测判读的精确性和准确性，及时发现测试现场测控需求变更频繁导致与受控库不一致的情况，确保卫星测试安全和在轨运行安全。 | ||||||
| 233 | 一种航天器电连接器的强脱装置 | CN202311766789.7 | 2023-12-20 | CN117832941A | 2024-04-05 | 王惠颖; 杨佳椿; 孙拥军; 田乙玄; 高洪如; 孟皓; 张敖放; 田亚雄; 张华; 任宏杰 |
| 本发明提供一种航天器电连接器的强脱装置，其包括：壳体，安装于航天器发射台的摆杆上侧；壳体由安装板和罩体构成，安装板固定安装于摆杆上侧，罩体对应扣合于安装板上，共同围成安装腔；安装腔内安装有沿摆杆轴线延伸的导轨，导轨上安装有可沿导轨轴向滑动的滑块；滑块与第一拉绳相连，第一拉绳经导向轮组件导向后、与两个电机组件分别相连；滑块还与至少一根第二拉绳相连，各第二拉绳分别经换向轮组件换向后、穿出壳体并分别与一电连接器相连。通过上述设置，使得承受不同方向拉力的同一滑块可以平稳的沿导轨运行，降低滑块受拉拽力作用产生倾倒的风险，进而达到了对强脱装置运行过程平稳性提升的显著技术进步。 | ||||||
| 234 | 固定时间航天器编队飞行控制方法 | CN202310447827.6 | 2023-04-24 | CN117826827A | 2024-04-05 | 宋申民; 庄明磊; 成国瑞 |
| 一种固定时间航天器编队飞行控制方法，属于航天器编队控制技术领域。本发明针对航天器编队飞行过程中的碰撞规避问题,以人工势函数为基础，结合滑模控制，设计具有固定时间收敛特性的控制器。包括：由航天器实际位置与期望位置的误差，得到航天器位置误差动力学模型；进一步得到第i个航天器与邻居航天器总的相对位置误差并求导得到的表达式；建立第i个航天器的初始终端滑模面；定义人工避碰势函数，结合人工势函数梯度信息得到具有安全距离约束的滑模面；结合无向通讯拓扑图得到编队系统的滑模面，并设计固定时间观测器估计系统的不确定性，进而设计得到协同控制器u，进一步得到修正后协同控制器u。本发明用于航天器编队飞行控制。 | ||||||
| 235 | 一种气囊式航天器储运容器 | CN202311701267.9 | 2023-12-12 | CN117819076A | 2024-04-05 | 王瑞文; 刘玉峰; 王勇; 徐硕; 乔瑞鑫; 孙福佳 |
| 本发明提供了一种气囊式航天器储运容器，包括顶盖、箱罩上法兰、柔性容器罩、导向组件、箱罩下法兰、容器底和柔性膜。本发明有益效果：采用气动和柔性罩自重作为动力，完成柔性容器罩的升降操作，避开厂房天车吊高限制；只通过充气和排气即可实现开箱和合箱操作，取消吊装套合操作，简化操作流程，降低操作风险；实现容器罩规则有序折叠存放，易于折展；展折比大于10：1，极大减小了存放体积；由硬质金属变为柔性膜材料，极大降低了容器自重。 | ||||||
| 236 | 一种航天器用新型飞轮支架结构 | CN202311816930.X | 2023-12-27 | CN117780858A | 2024-03-29 | 兰利东; 尹中开 |
| 本发明公开了一种航天器用新型飞轮支架结构，包括飞轮支架本体以及飞轮，所述飞轮支架本体的横截面呈“L”状，所述飞轮支架本体的侧壁设置有用于飞轮安装的安装面，所述安装面为四个，四个安装面包括设置于飞轮支架本体顶部的第一飞轮安装面、对称设置于飞轮支架本体上呈相互垂直的两个侧壁上的第三飞轮安装面、设置于两个第三飞轮安装面之间且位于第一飞轮安装面下方的第二飞轮安装面。该航天器用新型飞轮支架结构，通过设置的飞轮支架本体由铝合金一体加工成型，且三个飞轮与飞轮支架本体垂直安装，一个飞轮斜装，中间设置镂空腔体，结构简单新颖，同时实现了力学性能优异、质量轻、结构简单、制造成本低的目的。 | ||||||
| 237 | 一种航天器黑匣子系统及方法 | CN202311670630.5 | 2023-12-07 | CN117755530A | 2024-03-26 | 许培培; 姜连祥; 李明翔; 王菲; 张众正; 李文彬; 许滨贵; 刘中伟; 王磊 |
| 本发明涉及航天器安全技术领域，具体涉及一种航天器黑匣子系统及方法，包括短报文模块及其天线、处理器模块、UHF/VHF通信模块及其天线、电源管理模块、分布式体装太阳电池阵、蓄电池组。本发明提出一种航天器黑匣子系统的工作方法，通过硬遥测方式采集卫星平台母线电压、放电电流、卫星平台计算机心跳信号等关键遥测，并通过采集卫星平台CAN总线上的工程遥测数据，综合判断卫星健康状况，并根据健康状况判断结果决定是否启动短报文和UHF/VHF模块向地面发出告警信号。在卫星发生致命故障时，可向地面发信标、短消息等，告知地面卫星位置、关键遥测，有利于地面进行故障定位分析和制定卫星抢救措施。 | ||||||
| 238 | 一种航天器在轨图像的压缩编码方法 | CN202010961895.0 | 2020-09-14 | CN112233197B | 2024-03-26 | 顾征; 杨孟飞; 陈丽平; 郑燕红; 王彤; 李铁映 |
| 航天器在轨工作过程中，会拍摄大量图像来进行可视化遥测、导航规划和科学观测等，而器地通信带宽有限，需要器上具有很高的编码效率，同时，受资源限制，航天器上的编码端难以进行多路并行、大规模、高复杂度的运算，而地面重建后的图像用于人工观测和计算分析，以快速支持航天器的状态评估和任务规划，对重建精度和速度也具有很高的要求。本发明提出了一种航天器在轨图像的压缩编码方法，将深度学习和传统压缩编码方法相结合，克服了现有图像压缩编码方法的缺点，解决了航天器在轨图像高压缩比、低复杂度、高重建精度和高实时性的压缩编码问题，可用于航天器在轨图像的压缩编码。 | ||||||
| 239 | 航天器用电加热器极性测试方法 | CN202010956245.7 | 2020-09-11 | CN112213576B | 2024-03-26 | 陈朝基; 刘宏泰; 王丹; 刘岩; 李慧军; 陈瑞勋; 徐晓光; 王志莹; 杜占超; 孙犇 |
| 本发明涉及一种航天器电加热器极性测试方法，在航天器总装阶段，待电加热器安装完毕后，将电加热器所在的设备电连接器接点转接到地面，采用万用表进行阻值测试，通过将实测阻值与理论阻值比对来判断电加热器安装后加热通路极性的正确性；在整器测试阶段，由温度控制器软件发送指令或注入数据进一步对所有电加热器的电极性进行测试，验证每一路加热器与其对应控温点的对应关系是否与设计状态一致。本发明将加热器总装阶段安装极性测试和整器测试阶段电极性测试相结合，具有地面设备需求少、实施简单、验证全面等特点，有效地提高了航天器用电加热器极性测试的覆盖性和有效性，可适应不同型号加热器极性测试工作，节约了成本，具有较好应用效果。 | ||||||
| 240 | 一种航天器部组件表面微生物消杀柜 | CN202311666720.7 | 2023-12-06 | CN117717634A | 2024-03-19 | 孟凡伟; 赵志纲; 董悫; 刘远; 孟少华; 冯伟; 陈启威; 杨武霖; 王伟; 许昀; 顾一兵; 刘伟 |
| 本发明公开了一种航天器部组件表面微生物消杀柜，包括柜体、置物台、光源及遮光件。柜体设有容置腔，容置腔具有第一部分和第二部分。光源设置于第一部分，所述光源包括紫外线光源和红外线光源；置物台设置于第二部分，置物台用于放置航天器部组件；遮光件划分容置腔以形成第一部分、第二部分，光源射出的光线经遮光件向航天器部组件表面的预设区域透射光点。本实施例通过紫外线可以对航天器部组件表面的预设区域的第一种微生物进行有效消杀；红外线可以对航天器部组件表面的预设区域的第二种微生物进行有效消杀，操作简单，方便，紫外线和红外线组合方式能够有效地对航天器部组件表面的微生物进行消杀。 | ||||||
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