| 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 | 航天器磁异常定位方法 | CN201910031891.X | 2019-01-14 | CN109613458A | 2019-04-12 | 徐超群; 易忠; 孟立飞; 王斌; 刘超波; 黄魁 |
| 本发明公开了一种航天器磁异常定位的方法，包括：设置航天器测量模型空间，建立坐标系，模型空间网格化处理，通过测量空间模型某表面的磁异常数据，利用四个相邻测量点的垂向梯度张量联合建立方程，计算异常点位置，然后得到很多位置点，密集点所在的网格，即为异常位置，再计算磁异常磁矩大小。本发明的方法简单易实现，计算结果可靠。 | ||||||
| 82 | 航天器离轨电动力绳系 | CN201811308255.9 | 2018-11-05 | CN109264036A | 2019-01-25 | 师鹏; 雷冰瑶; 刘思帆; 程琦翔; 赵育善 |
| 本发明涉及航天器离轨技术领域，公开了一种航天器离轨电动力绳系，包括电动力绳和充放气装置，电动力绳包括导电线和套设在导电线外的弹性层，充放气装置与电动力绳连接，用于向弹性层内进行充放气。本发明提供的航天器离轨电动力绳系，通过充放气装置向套设在导电线外的弹性层内充气，使弹性层成为具有内部气压并具有一定伸展张力的气柱，进而使电动力绳在空间中成为具有一定弯曲及扭转刚度的杆，提高了电动力绳系在空间中的稳定性，避免出现往回折叠导致系绳有效长度减小的问题，不需要考虑系绳出现轴线方向的扰动，使对电动力绳系整体的状态控制变得相对简单。另外，方便建模，使得电动力绳系在理论分析和模型运算上都更加方便、简洁。 | ||||||
| 83 | 航天器生活垃圾抛射器 | CN201810935716.9 | 2018-08-16 | CN109178356A | 2019-01-11 | 游代华 |
| 本发明公开了航天器生活垃圾抛射器，包括电机、气缸、活塞、从动齿轮、主动齿轮、螺杆、垃圾罐和齿轮架；所述垃圾罐一端封闭，另一端通过螺纹连接垃圾罐端盖；所述气缸为圆柱形结构，其出口端向内收缩；气缸的入口端位于航天器内部，并和位于航天器内的齿轮架连接；出口端位于航天器内壁与航天器外壁之间的空间内，用于安装垃圾罐；气缸外圆周与航天器内壁密封；气缸出口端的直径与垃圾罐带端盖侧的直径匹配；气缸内装有活塞，螺杆的一端通过螺杆套固定在活塞端面的中心位置，另一端依次穿过从动齿轮和固定在齿轮架上的轴承。本发明能够顺利的将航天器内的生活垃圾抛向地球，又不会使航天器内部气体外泄。 | ||||||
| 84 | 航天器囊舱太空农场 | CN201610588950.X | 2016-07-25 | CN106005486B | 2018-06-19 | 董兰田; 董婷婷; 高炽扬; 贾雲; 张峰 |
| 本发明公开一种航天器囊舱太空农场，包括航天器、接口A、接口B、工作囊舱和种植囊舱，其特征是通过接口A和接口B，连接固定于航天器上，展开后具有巨大空间的工作囊舱和种植囊舱，构建一个分隔为不同环境和条件的生产、利用、加工、再利用的循环生态圈。本发明与现有技术相比，具有较大范围和规模的系统性和全面性生态循环系统，能够支持航天器驻守人员长期生存和生活需要的优越环境和条件，并为地球和未来移居其他星球提供新产品、新技术、经验和物质支持。 | ||||||
| 85 | 用于航天器的测试电路 | CN201711039327.X | 2017-10-27 | CN107884641A | 2018-04-06 | 杨枫; 任亮; 刘武通 |
| 本发明涉及一种用于航天器的测试电路，包括：隔离电路，所述隔离电路的输入端用于接收输入信号；延时电路，所述延时电路的输入端与所述隔离电路的输出端相连接；驱动电路，所述驱动电路的输入端与所述延时电路的输出端相连接；事件计时器，所述事件计时器的输入端与所述驱动电路的输出端相连接。输入信号均通过隔离电路进行隔离，从而保证了输入信号与后续电路的完全隔离，进一步保证了整个测试电路的安全性。通过采用光耦隔离的方式，完全将输入信号与隔离电路后的电路隔离开。实现了航天器在地面测试过程中，航天器测试点与地面测试系统之间的电气隔离。保证了航天器在地面测试过程中，航天器内部电路的安全性。 | ||||||
| 86 | 航天器磁场标定方法 | CN201410550718.8 | 2014-10-16 | CN104237810B | 2017-05-10 | 肖琦; 孟立飞; 耿晓磊; 张文彬; 张艳景; 李娜; 史尧宜; 王琪 |
| 本发明公开了一种用于航天器的磁场标定方法，利用大型磁环境模拟设备，在所述设备中心建立均匀的零磁场环境，零磁场环境的磁场均匀区大于航天器的外包络，通过有限次数的磁场环境模拟、测量和计算，可以得到航天器在轨任意空间磁场环境下，任意工作状态下的干扰磁场值。该方法考虑了剩磁场、工作磁场和感应磁场的影响，能够降低航天器磁场控制的难度，显著提高航天器在轨磁场探测精度。根据目前实际应用，标定后能够将航天器磁场干扰不确定量至少降低一个数量级。 | ||||||
| 87 | 航天器推进系统和方法 | CN201580041827.X | 2015-07-27 | CN106574607A | 2017-04-19 | 弗雷德里克·马尔尚迪斯 |
| 本发明涉及航天器推进的领域，更确切地涉及一种电驱动的航天器推进。根据本发明的航天器推进系统(100)包括至少一个静电推进器(101)，具有至少一个第一耗电器，电阻引擎(102)，用于供给推进剂流体的回路(104)，以及用于供电的回路(103)，所述回路(103)包括至少一个第一电源线路(131)和第一开关(114‑1、114’‑1、114”‑1)，所述第一开关能够在连接所述第一电源线路(131)到电阻引擎(102)以及连接所述第一电源线路(131)到静电推进器(101)的所述第一耗电器之间选择。该系统因此允许应用航天器推进方法，包括用于选择电阻引擎(102)被激活的第一推进模式或静电推进器(101)被激活的第二推进模式的切换步骤。 | ||||||
| 88 | 航天器对接系统及方法 | CN201610583591.9 | 2016-07-22 | CN106240849A | 2016-12-21 | 刘志; 张崇峰; 靳宗向; 时军委; 谢哲; 胡雪平 |
| 本发明提供了一种航天器对接系统及方法，该系统包括主动对接装置和被动对接装置，所述主动对接装置包括主动对接环和对接框体，所述主动对接装置还包括三组缓冲机构，每组所述缓冲机构包括一个主缓冲器、两个丝杠螺母组件和一个自差缓冲器，所述丝杠螺母组件的上下两端分别活动连接于所述主动对接环和对接框体；每组中的两个所述丝杠螺母组件同时被一个所述主缓冲器驱动伸缩，两个所述丝杠螺母组件之间还通过所述自差缓冲器互相连接，进而通过所述自差缓冲器实现两个所述丝杠螺母组件相对的伸缩调整。 | ||||||
| 89 | 航天器囊舱太空农场 | CN201610588950.X | 2016-07-25 | CN106005486A | 2016-10-12 | 董兰田; 董婷婷; 高炽扬; 贾雲; 张峰 |
| 本发明公开一种航天器囊舱太空农场，包括航天器、接口A、接口B、工作囊舱和种植囊舱，其特征是通过接口A和接口B，连接固定于航天器上，展开后具有巨大空间的工作囊舱和种植囊舱，构建一个分隔为不同环境和条件的生产、利用、加工、再利用的循环生态圈。本发明与现有技术相比，具有较大范围和规模的系统性和全面性生态循环系统，能够支持航天器驻守人员长期生存和生活需要的优越环境和条件，并为地球和未来移居其他星球提供新产品、新技术、经验和物质支持。 | ||||||
| 90 | 多航天器发射系统 | CN201610239117.4 | 2013-05-10 | CN105775164A | 2016-07-20 | 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。 | ||||||
| 91 | 航天器无损检测方法 | CN201310714258.3 | 2013-12-20 | CN103760226A | 2014-04-30 | 郑阔海; 李存惠; 杨生胜; 苗育君; 王鷁; 孔风连; 全小平; 顾征; 王彤 |
| 本发明提供一种航天器无损检测方法，包括：将无损检测传感器放置在航天器的待检测部位；为无损检测传感器中的励磁机构提供方波脉冲电流以在航天器的待检测部位产生涡流磁场；通过无损检测传感器中的隧道磁致电阻检测所述待检测部位的涡流磁场的变化情况，并输出检测信号；对所述检测信号进行相应处理，根据处理结果分析所述待检测部位的损伤情况;采用高灵敏度的隧道磁致电阻作为检测元件，利用方波脉冲电流激励励磁机构在待检测部位产生涡流磁场，该涡流磁场可渗透至材料内部，因此本发明提供的航天器无损检测方法能够兼顾检测深度和检测灵度敏。 | ||||||
| 92 | 小型板件式航天器 | CN201310390864.4 | 2013-08-31 | CN103434660A | 2013-12-11 | 岳晓奎; 王星又; 袁建平; 宁昕 |
| 本发明提供了一种小型板件式航天器，包括主体结构板、内部功能元件板、内部隔板与外部功能元件，所述的主体结构板为正方形板件，相对的两组边框中间分别有凸起结构和凹进结构，一侧为封闭平面；所述的凹进结构和凸起结构能够通过圆头弹簧钉和连接杆连接；所述的内部隔板内嵌于主体结构板中，固定内部功能元件板，并使各内部功能元件板之间相互连通；所述的外部功能元件与主体结构板固定。本发明能够实现航天器内部元件的可替换，减小集成扩展时存在的非必要性元件，降低对机械臂的控制要求，提高小型航天器空间操作性。 | ||||||
| 93 | 原地自动起飞航天器 | CN201310007465.5 | 2013-01-09 | CN103144768A | 2013-06-12 | 张春平 |
| 目的是提供一种设计合理，结构紧凑，体积小、重量轻、易生产、好安装、易操作，造价低、经过弹拉翅膀实现原地自动起飞航天器。原地自动起飞航天器，其特征在于：包括后机轮（2）装在机体（1）的后下部，曲轴架（3）装在机体（1）后中部，轴套（4）接于曲轴架（3）底端、套于曲轴（7）无曲段的两端，齿轮（6）装在曲轴架（3）中间部分的曲轴上，链条（5）装于齿轮（6）与机体（1）内的动力机主动轮之间，拉索（8）接于曲轴（7）与机翼（11）之间，弹簧（9）接于机体（1）与机翼（11）之间，前机轮（10）装在机体（1）前下部，机翼转轴（12）装在机体（1）和机翼（11）之间。 | ||||||
| 94 | 航天器磁性的仿真方法 | CN201110406679.0 | 2011-12-09 | CN102446242A | 2012-05-09 | 肖琦; 易忠; 马青永; 孟立飞; 史尧宜 |
| 本发明公开了一种磁性仿真方法，该方法包括获取航天器部组件的初始磁试验数据；构建航天器部组件的多偶极子模型；建立航天器部组件的磁试验仿真系统后台数据库；建立三维交互系统；航天器磁性的仿真等步骤。本发明方法中，多偶极子建模本身引入的误差小于5％，每组数据建模所需时间大约为0-1分钟左右，改进后的算法运算速度大大提高，满足了建模的时间要求。 | ||||||
| 95 | 航天器的热控制膜 | CN200680017120.6 | 2006-05-17 | CN101194391B | 2012-01-04 | P·J·布鲁克斯 |
| 提供一种应用于航天器中的热控制膜，包括适用于呈现对太阳辐射的高反射率，在微波谱内的低吸收率，以及对远红外的高发射率的多层干扰滤波器。该膜没有金属且遍布航天器承载的天线的工作面。这样的膜展现了所期望的热控制散热器表面的热-光特性且可以在不中断RF信号下应用于通信或雷达天线的工作面上。 | ||||||
| 96 | 航天器的发射方法 | CN200810200440.6 | 2008-09-25 | CN101683899A | 2010-03-31 | 杨健世 |
| 一种航天器的发射方法，涉及航天技术领域，所解决的是现有航天器发射成本高的技术问题。该方法的特征在于：先将搭载有航天器的小型固体火箭悬挂在无人驾驶气球下方，并利用气球将其运载至平流层的预定位置，再通过无线电指令使火箭与气球分离，然后再通过无线电指令使火箭点火发射，由火箭将航天器送入预定的太空轨道。本发明提供的发射方法，简单易行，能降低发射成本。 | ||||||
| 97 | 航天器镁合金镶嵌件板 | CN200710172945.1 | 2007-12-25 | CN101468533A | 2009-07-01 | 陈树海 |
| 本发明涉及航天飞行器的结构板材，公开了一种航天器镁合金镶嵌件板，包括：依次层压的上面板[1]、上胶膜[2]、蜂窝芯子[3]、发泡胶[4]、镁合金镶嵌件[5]、下胶膜[6]、下面板[7]。本发明解决了航天器的重量问题，以及镁合金材料的镶嵌件与铝面板之间胶接强度低的问题，取得了降低发射成本、提高卫星携带有效载荷的能力、提高卫星性能等有益效果。 | ||||||
| 98 | 航天器的热控制膜 | CN200680017120.6 | 2006-05-17 | CN101194391A | 2008-06-04 | P·J·布鲁克斯 |
| 提供一种应用于航天器中的热控制膜，包括适用于呈现对太阳辐射的高反射率，在微波谱内的低吸收率，以及对远红外的高发射率的多层干扰滤波器。该膜没有金属且遍布航天器承载的天线的工作面。这样的膜展现了所期望的热控制散热器表面的热－光特性且可以在不中断RF信号下应用于通信或雷达天线的工作面上。 | ||||||
| 99 | 航天器返回减速装置 | CN200610029320.5 | 2006-07-25 | CN101112915A | 2008-01-30 | 徐亮良 |
| 本发明公开了一种航天器返回减速装置，属于航天领域。针对公知的航天器，返回大气层时返航速度极高，航天器表面和大气层剧烈摩擦产生高温，并产生等离子体和黑障现象，严重威胁航天器和航天人员安全的问题，提出了新的技术解决方案，提供了一种使航天器返航速度明显降低的装置，从而使航天器安全系数大幅度上升，显著提高航天器和航天人员安全。主要技术特征是，在返回舱[1]的尾部，即与大底[3]相反的地方，连接有一个减速灶[2]，减速灶[2]的形状是抛物面，减速灶[2]的底部和返回舱[1]尾部连接，减速灶[2]的开口和返回舱[1]的返回方向相反。主要用途是航天飞机和航天飞船返回舱的降落。 | ||||||
| 100 | 航天器的整体隔振平台 | CN200610009888.0 | 2006-03-31 | CN1824579A | 2006-08-30 | 郑钢铁; 刘丽坤; 梁鲁; 何玲 |
| 航天器的整体隔振平台，涉及一种航天器上使用的隔振、减振装置。针对现阶段为了保证航天器的发射成功而必须大幅度增加航天器质量的问题，本发明所述航天器的整体隔振平台在航天器连接端框(1)和运载火箭连接端框(2)之间安装弹性元件(3)和阻尼元件(4)。使用本发明所述航天器的整体隔振平台对于航天器的整体重量没有显著增加，可以不加大航天器在整流罩内的横向摆动，不显著影响全箭的振动模态。在航天器与运载火箭的连接部位设置本发明所述隔振平台后，传到航天器底部的振动将明显减弱，因此，所述隔振平台可以有效、经济、可靠地改善航天器发射过程中的整体动力学环境。 | ||||||
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