| 序号 | 专利名 | 申请号 | 申请日 | 公开（公告）号 | 公开（公告）日 | 发明人 |
|---|---|---|---|---|---|---|
| 261 | 一种航天的热控设计方法及航天器 | CN202310894817.7 | 2023-07-19 | CN116842642A | 2023-10-03 | 孙日思; 尹茂贤; 王翠林; 杨子鹏; 龚金来; 彭岳军 |
| 本发明适用于航天器领域，公开了航天器的热控设计方法及航天器，航天器的热控设计方法包括：将航天器的主体结构设计成顶部敞开的多面框体结构，并通过铝合金机加工工艺将主体结构加工成一体结构；将主体结构的各个外侧面喷涂白漆和/或贴装F46镀银二次表面镜，使主体结构的太阳吸收比小于0.3，红外发射率大于0.9；设计与主体结构适配的柔性隔热舱板，并将柔性隔热舱板覆盖在主体结构的顶部，柔性隔热舱板包括多个隔热单元、设置在隔热单元表层的双面镀铝聚酯膜和设置在双面镀铝聚酯膜上的单面镀铝聚酰亚胺薄膜；该方法既满足了航天器内部设备的温度指标要求，又能够避免外部舱板包覆多层隔热组件，使得各部分结构便于自动化装配，提升了生产效能。 | ||||||
| 262 | 一种航天器碎片陨落落区预报方法 | CN201811394291.1 | 2018-11-21 | CN109558660B | 2023-10-03 | 何跃龙; 喻海川; 李盾 |
| 一种航天器碎片陨落落区预报方法，包括以下步骤：根据当前待处理航天器或者碎片，建立基础气动数据库；所述的基础气动数据库包括基础静态气动数据库以及基础动态气动数据库；基础静态气动数据库中存储与飞行条件对应的气动力和力矩数据；基础动态气动数据库中存储与飞行条件对应的气动导数数据；从基础静态气动数据库中插值得到实时的气动力数据、从基础动态气动数据库中插值对应条件的气动导数数据，解算得到航天器或碎片的实时受力数据；根据上述确定的航天器/碎片的实时受力数据进行六自由度弹道仿真，确定航天器或者碎片的陨落轨迹，进而确定其陨落落区。 | ||||||
| 263 | 航天器综合集成化智能信息系统 | CN202210044417.2 | 2022-01-14 | CN114513244B | 2023-09-26 | 党建成; 周军; 吴侃侃; 陈议; 汪少林; 魏晓阳; 孙杰; 侯蕾; 蒯文林; 李林伟 |
| 本发明提供了一种航天器综合集成化智能信息系统，由勤务中心、任务中心、数据中心组成。勤务中心由若干台平台服务单元组成，任务中心由若干台群智任务单元组成，数据中心由若干台数据服务单元组成。平台服务单元、群智任务单元、数据服务单元采用基于共享资源机制的集成模块化体系结构，由一系列标准化、通用化硬件模块构建，模块类型包括处理类模块、存储类模块、信道类模块、通信类模块、测量类模块、驱动类模块、交换类模块、电源类模块。本发明以统一的电子架构和标准化硬件模块为基础，采用交换网络满足高可靠、高带宽数据传输，打造天基智能计算、星载处理、高效传输、组网协同的通用化、开放式硬件平台。 | ||||||
| 264 | 一种在轨服务型航天器软件系统 | CN202310705786.6 | 2023-06-15 | CN116794967A | 2023-09-22 | 陈雯雯; 张龙; 刘洁; 张耀军; 李昭; 康宝鹏; 金凤; 容建刚 |
| 本发明属于航天飞行器软件系统技术领域，具体涉及一种在轨服务型航天器软件系统，包括在轨操作模块、数据和任务管理模块和服务管理模块，在轨操作模块包括姿态控制子模块、轨道控制子模块和目标接近与在轨操作子模块，数据和任务管理模块包括环境维护子模块、供电管理子模块、数据管理子模块、通信管理子模块、融合与故障处理子模块、重构与升级子模块，服务管理模块包括大数据量管理子模块、飞行器实验管理子模块和敏感环境控制子模块。各个功能子模块和单机统一管理，结合三模冗余的计算机电子系统，本发明实现多层级的冗余和故障诊断，保障了航天系统的高可靠性。 | ||||||
| 265 | 一种用于航天器的GNSS自主定轨方法 | CN202310259354.7 | 2023-03-10 | CN116794693A | 2023-09-22 | 陶然; 王猛; 郇浩; 岳富占 |
| 本发明提供一种用于航天器的GNSS自主定轨方，根据GNSS信号捕获跟踪后实时获得的观测量，结合轨道动力学模型和观测量模型，实现航天器在轨实时自主定轨，提高航天器定位定轨精度。同时，提出了基于多项式拟合的GNSS观测量预处理，以及自主定轨滤波器收敛判决条件，保证了航天器自主定轨滤波稳定性。本发明实现的用于航天器的GNSS自主定轨方法，可广泛应用于高中低轨道航天器高精度导航定位和自主定轨服务场景，具有广阔的推广应用前景。 | ||||||
| 266 | 一种航天器防护系统及其防护方法 | CN202310625103.6 | 2023-05-30 | CN116588356A | 2023-08-15 | 辛晓洲; 冷劲松; 刘彦菊; 刘立武; 李炳勋 |
| 本发明提供了一种航天器防护系统及防护方法，属于航空航天技术领域，航天器防护系统应用于航天器，包括空间碎片预警装置、防护屏和驱动装置；防护屏设置于航天器的外舱壁上，空间碎片预警装置与驱动装置电连接，驱动装置和防护屏驱动连接；防护屏由形状记忆聚合物复合材料制得，防护屏的结构为折纸结构，包括收拢状态和展开状态，在航天器发射过程中，防护屏为收拢状态，当航天器到达运行轨道后，通过施加外界刺激将防护屏从收拢状态转换为展开状态。本发明提供的航天器防护系统能够根据空间碎片的轨迹实现主动防御，提高了防护屏的主动防护能力，从而对航天器进行全方位的保护，避免航天器受到损伤。 | ||||||
| 267 | 一种航天器设备冲击防护装置 | CN202310589925.3 | 2023-05-24 | CN116576220A | 2023-08-11 | 巩庆涛; 滕瑶; 王寿军; 胡鑫; 李康强; 韩彦青; 孙忠玉; 神克常; 何士龙 |
| 本发明公开了航天器防护领域的一种航天器设备冲击防护装置，包括缓冲箱，缓冲箱上设有开口和支撑板。当航天器受到的冲击力小于缓冲块的极限变形力时，第一弹簧和第二弹簧直接会被挤压变形，吸收冲击力。推杆推动第二活塞在第二连接管内滑动，第二活塞挤压第四弹簧，对冲击力进行进一步缓冲。同时第一活塞上方的气体输入中空的缓冲块内，此时中空的缓冲块内气体增多，气压增大，使缓冲块更好地分散反作用力并将能量消耗掉。当航天器受到的冲击力大于缓冲块的极限变形力时，缓冲块变形，通过各种不同的弹簧和缓冲设计，有效地吸收外部冲击或振动，并经过缓冲处理后将这些能量逐步释放出去，从而增强对航天器设备的冲击防护。 | ||||||
| 268 | 一种用于感知空间碎片的航天器 | CN202310549338.1 | 2023-05-12 | CN116573170A | 2023-08-11 | 张贺; 麻铁昌; 刘飞; 司先锋; 黄丛; 刘旭东 |
| 本申请实施例公开一种用于感知空间碎片的航天器，包括：囊体；与囊体连通的气体瓶；航天器还包括：展开状态和折叠状态；当航天器处于折叠状态时，还包括有用以包裹囊体的保护壳；当航天器发射至预定轨道时，气体瓶开启以向囊体充气，使航天器由折叠状态转化为展开状态；航天器还包括：贴合设置于囊体外侧壁上的感知结构；与感知结构电连接的信号调制解调装置；当空间碎片撞击航天器时，信号调制解调装置通过感知结构获取空间碎片撞击航天器的位置、力度和面积。本申请提供的航天器可以获取处于不同轨道的载人航天器或其他航天器被空间碎片撞击的碰撞频率、撞击位置分布、撞击面积、毁伤程度等。 | ||||||
| 269 | 一种航天器自主控制系统 | CN202210148195.9 | 2022-02-17 | CN114435631B | 2023-08-04 | 朱静; 麦钦; 杜晓楠; 尹邦政; 梁顺棠; 林伟照; 张颂研; 牛子晗; 孙淑颖; 梁健 |
| 本发明涉及航天技术领域，且公开了一种航天器自主控制系统，使用遗传+蚁群+模拟退火混合算法模型在物理仿真模型下对数据集进行训练并输出对最优转移轨道、最优着陆地点、最优姿态等的预测结果，传统的遗传算法或蚁群算法单一使用时会出现限入局部最优解、收敛速度慢、计算量大且复杂扥问题。本发明使用者输入任务内容和目标；航天器通过自带的摄像头、激光雷达和其他各类传感器感知所处环境和自身状态的具体信息；处理感知数据形成数据集；搭建物理仿真模型；使用遗传+蚁群+退火混合算法在物理仿真模型下进行任务轨道、航天器姿态最优解决策；使用智能控制算法控制航天器执行任务，使用高效。 | ||||||
| 270 | 一种航天器试验测试仪器搭载系统 | CN201710494275.9 | 2017-06-26 | CN107153428B | 2023-08-01 | 师小琦; 李审修 |
| 本发明属于航天器地面试验技术领域，具体涉及一种航天器试验测试仪器搭载系统。该航天器试验测试仪器搭载系统包括固定导轨，固定导轨设置在安装基础的下部，固定导轨为圆形导轨，其横截面为工字型；还包括滑车组合和动力机构；滑车组合可在固定导轨上移动，动力机构为滑车组合提供动力。本发明用一台测量相机就可完成测量任务；电机舱的温度可进行调控，隔离试验舱环境温度变化对伺服电机的影响，保证伺服电机工作在最佳工作温度下工作；滑车组合在滑动过程中始终保持水平状态，从而保证搭载的测试仪器的平稳性。 | ||||||
| 271 | 一种航天器太阳帆加工方法及太阳帆 | CN202310461238.3 | 2023-04-23 | CN116497312A | 2023-07-28 | 任仲靖; 李承阳; 谢可才; 孙首禹; 徐阳; 许泽昊; 闫鹏 |
| 本发明涉及一种航天器太阳帆加工方法及太阳帆，包括以下步骤：在硅片上旋涂底层，然后在底层上旋涂柔性基底薄膜；使用光刻工艺在柔性基底薄膜上形成第一沉积区，在第一沉积区内沉积薄膜电极；对完成薄膜电极沉积后的整体结构使用光刻工艺形成第二沉积区，然后在第二沉积区沉积合金梁，合金梁沉积在相邻两个薄膜电极之间；使用光刻工艺在合金梁上形成第三沉积区，在第三沉积区沉积反射梁，去除合金梁和柔性基底薄膜、薄膜电极之间因光刻工艺残留的光刻胶和牺牲层，将柔性基底薄膜从底层上剥离，以使得柔性基底薄膜产生残余应力，采用本发明的加工方法加工出的太阳帆抗弯刚度高，省去了支撑机构。 | ||||||
| 272 | 一种航天器海上回收方法与装备 | CN201710876876.6 | 2017-09-25 | CN107487424B | 2023-07-28 | 徐志强; 谌志新; 刘平; 王志勇; 汤涛林; 林礼群; 叶建设; 沈熙晟; 倪汉华; 仉喜洋; 张敬峰 |
| 本发明涉及一种航天器海上回收方法与装备，包括救助打捞船，所述救助打捞船用伸缩吊、航天器座架、前后张紧装置；所述伸缩吊向舷侧伸出并可转动，航天器座架位于伸缩吊的半径范围内；所述伸缩吊上设有打捞拦截臂、油缸、倾角传感器，控制中心根据倾角传感器的倾角参数控制油缸的伸缩，从而根据船舶横摇进行对打捞拦截臂的水平度进行补偿；所述打捞拦截臂下部吊接防摇装置；打捞拦截臂下部吊接网具。本发明利用补偿油缸、蓄能器与气瓶组组成被动补偿装置，有效减少船体深沉对拖网的影响，改善网型，该补偿装置能量消耗少；利用外控液压油打开回转制动刹车装置，使拦截臂水平方向处于相对浮动状态，大大改善拦截臂恶劣海况下的受力状态。 | ||||||
| 273 | 一种应用于航天器顶盖的加工工艺 | CN202210255762.0 | 2022-03-15 | CN114570988B | 2023-07-25 | 卢永成; 许明甫; 刘国富 |
| 本发明涉及零件加工技术领域，具体为一种应用于航天器顶盖的加工工艺，包括对顶盖采用真空吸盘的方式进行装夹，配合定位机构进行定位，利用固废清理机构进行固废清理，本发明通过将顶盖放置在固定台上进行定位，接着利用活动架内部设置的铣刀下移到顶盖的顶部，通过铣刀在活动架的内部以X、Z轴两个直线轴为轴线旋转，同时铣刀在活动架的内部进行Y、Z轴两个直线轴的运动，在数控系统控制下实现五轴联动，在加工中让铣刀始终垂直于顶盖的被加工面，利用物理铣削的方式完成对顶盖的铣削加工，相较于化学铣削的方式，物理铣削的操作工序简单，加工效率高，同时铣削加工的成本较化学铣削低，对加工过程中产生的固废处理起来较为简单。 | ||||||
| 274 | 一种多航天器追捕博弈轨道控制方法 | CN202310430248.0 | 2023-04-20 | CN116449714A | 2023-07-18 | 江秀强; 谢怡飞; 黄祺; 宁张弛; 潘嘉伟; 黄正东; 季袁冬; 钟苏川; 孙国皓 |
| 本发明公开了一种多航天器追捕博弈轨道控制方法，其包括以下步骤：建立多航天器系统的追逃微分对策模型和代价函数；进行目标控制点预分配；求解追逃微分对策模型，得到追逃博弈对应的矩阵黎卡提微分方程；获取航天器轨道机动的推力加速度矢量；获取追逃博弈最优轨迹和完成追捕后的状态参数；将多航天器的围捕构型保持问题转化为单个航天器的轨道保持问题；将单个航天器轨道控制的初状态作为DQN网络的输入；将追逃博弈最优轨迹作为对应航天器的目标轨迹，将DQN网络输出的动作作为对应航天器的轨道控制动作。本方法通过博弈论及微分对策和深度学习算法解决多航天器追捕博弈及其围捕后构型维持的问题，可以高效实现多航天器追捕博弈轨道控制。 | ||||||
| 275 | 一种航天器慢速压力平衡装置 | CN202310380460.0 | 2023-04-11 | CN116398675A | 2023-07-07 | 刘子钰; 崔志武; 周明; 王柳 |
| 本发明属空间飞行器技术领域，尤其涉及一种航天器慢速压力平衡装置，包括：固接在航天器安装接口上的支撑座，支撑座与航天器安装接口之间设置有第一密封组件，支撑座上可拆卸连接有保护帽，支撑座与保护帽之间设置有第二密封组件，支撑座与保护帽之间设置有气压平衡机构，气压平衡机构的两侧设置有防堵机构，气压平衡机构与防堵机构之间留有间隙。本发明通过在支撑座以及保护帽之间设置气压平衡机构，根据不同的使用环境以及工况，调节通过气压平衡机构的气流量，实现内外压差的稳态、慢速平衡，有效保证压力敏感器件的安全；同时，在气压平衡机构的两侧设置防堵机构，有效保证气压平衡机构不会被堵塞。 | ||||||
| 276 | 一种多航天器分离试验方法 | CN202310203569.7 | 2023-03-02 | CN116374222A | 2023-07-04 | 李志军; 吴淼; 范伯钧; 王豫枢 |
| 本发明公开一种多航天器分离试验方法，包括：将航天器安装在适配器上，并通过悬吊释放机构将适配器悬吊在距离底面规定距离的位置；将惯性测量组合安装到航天器上通过电缆与惯性测量设备连接；将发火控制设备分别通过电缆与悬吊释放机构，航天器上的气动分离机构，适配器上的分离火工系统连接；根据设计的试验流程进行多航天器分离试验。 | ||||||
| 277 | 一种航天器帆板火工冲击缓冲装置 | CN202310293688.6 | 2023-03-22 | CN116280265A | 2023-06-23 | 蒋延达; 崔崎峰; 刘涛; 臧旭; 姬鸣; 陈胜珉; 肖望强 |
| 本发明提供了一种航天器帆板火工冲击缓冲装置，包括阻尼颗粒板，所述阻尼颗粒板具有第一侧面和第二侧面，所述第一侧面上设有第一凸台，所述第二侧面上设有第二凸台，所述阻尼颗粒板内容纳有金属小球。本发明的航天器帆板火工冲击缓冲装置，还可以包括蜂窝板，实现冲击波的再次衰减。本发明实现冲击波传递过程中的逐级衰减作用，达到火工品冲击缓冲的目的，具有高效率、可重复使用的优点。 | ||||||
| 278 | 航天器推进系统及其操作方法 | CN202180065532.1 | 2021-10-14 | CN116249832A | 2023-06-09 | J·科尔奇克; J·德霍兰达; R·莫德尔泽夫斯基 |
| 一种操作航天器推进系统的方法，包括在产生离子流前向航天器周围的等离子体中注入电子，并在开始产生离子流后继续注入足量的电子以保持航天器处于正电位。此方法可在单个推进器中实施。在带多个推进器的航天器中，同样的方法可在每个推进器中实施。在推进系统包括多个推进器的情况下，所述方法可包括：操作所述推进器中的至少一个作为驱动推进器，并操作所述推进器中的至少一个作为辅助或“备用”推进器。至少一个辅助推进器的电子源可在离子流产生前操作，以将电子注入航天器周围的等离子体中。 | ||||||
| 279 | 微纳航天器集群飞行控制系统及方法 | CN201710057796.8 | 2017-01-23 | CN107037811B | 2023-06-09 | 张博; 袁建平; 罗建军; 潘剑飞 |
| 本发明公开了一种微纳航天器集群飞行控制系统及方法，包括第一拓扑获取模块、第二拓扑获取模块、第三拓扑获取模块及节点辨识模块，所述第一拓扑获取模块根据微纳航天器之间的通信链路信息流确定出测控网络通信拓扑及测控网络动力学，所述第二拓扑获取模块根据微纳航天器自身状态节点之间的信息流确定出微纳航天器本体动力学网络拓扑，所述第三拓扑获取模块合并测控通信网络拓扑、微纳航天器本体动力学网络拓扑并确定出集群广义网络拓扑，所述节点辨识模块辨识出所述集群广义网络拓扑的最小驱动状态节点集。该集群飞行控制系统能够实现对测控接口节点的自动选择和微纳航天器上推力器的优化配置，从而能够有效保证集群飞行的可控性和控制性能。 | ||||||
| 280 | 航天器太阳反射片裁切设备 | CN202211709735.2 | 2022-12-29 | CN116217062A | 2023-06-06 | 陈砚朋; 焦斌斌; 陈小弟; 郭成; 陈冉冉; 李静; 孙敬文 |
| 本发明提供了一种航天器太阳反射片裁切设备，包括：准直切割系统、准直裂片系统、光学定位系统以及机械运动平台；所述机械运动平台的一侧设置所述准直切割系统和所述准直裂片系统，所述准直切割系统和所述准直裂片系统处安装所述光学定位系统。本发明通过红外皮秒激光成丝切割原理实现太阳反射片的局部切割，利用CO2激光加热切割轨迹产生的热胀冷缩微小变量使得玻璃按照切割轨迹开裂，碎片率降低。 | ||||||
QQ群二维码
意见反馈
意见反馈