| 序号 | 专利名 | 申请号 | 申请日 | 公开（公告）号 | 公开（公告）日 | 发明人 |
|---|---|---|---|---|---|---|
| 101 | 航天器控温保温装置 | CN202310418444.6 | 2023-04-18 | CN116750213A | 2023-09-15 | 刘海娃; 周勇; 刘晓; 韩恒超; 李世恭; 宁静; 李会子 |
| 本发明涉及航天器推进系统用的发动机领域，提供了一种航天器控温保温装置，包括：隔热层，一面设置在舱壁内表面上；散热板，设置在所述隔热层另一面；PTC加热器，设置在所述散热板上。本发明采用PTC加热器结合散热板组成控温的加热器和散热器，结合隔热层阻隔外部低温环境影响，使得舱内环境和结构温度均在控制温度范围内，与传统的控温电器盒相比，本发明中的PTC陶瓷片也是加热器，并配置隔热层，使得热控系统规模减小，操作简单，成本降低，同时也提升了系统工作的可靠性。 | ||||||
| 102 | 航天器用两维驱动装置 | CN202211736340.1 | 2022-12-31 | CN116039963A | 2023-05-02 | 朱家豪; 陈秀群; 李伟; 盛唐; 余豪华; 王学强; 经贵如 |
| 本发明提供了一种航天器用两维驱动装置，包括回转机构及至少两个摆动机构，其中，所述回转机构装配在航天器的帆板装配处，所述回转机构与所述摆动机构传动连接，用于驱动所述摆动机构转动；每一所述摆动机构均单独控制，且每一所述摆动机构均与对应的太阳能帆板传动连接，用于驱动所述太阳能帆板摆动。本发明既能实现同时驱动两翼太阳能帆板360°转动功能，又能实现两翼帆板同时摆动或单翼摆动的功能，其中单个组件均有独立的功能特点，可以作为模块化功能使用，结构紧凑、重量轻，可适用于不同的空间航天器产品，适用范围广泛。 | ||||||
| 103 | 用于航天器的推进系统 | CN202080100416.4 | 2020-10-09 | CN115735061A | 2023-03-03 | 莱昂·B·金; 杰森·M·梅凯莱; 杰森·D·萨默维尔; 罗伯特·瓦谢莱斯基 |
| 一种用于航天器的推进系统，该推进系统包括推力发生器，该推力发生器用于产生推力以移动航天器。推进剂存储单元与推力发生器流体连通。控制组件与航天器通信。该控制组件包括推进剂管理组件，该推进剂管理组件构造成调节从存储单元向推力发生器的推进剂供应。控制器配置成控制该推进剂管理组件。该控制组件配置成选择性地在第一模式和第二模式下操作该推力发生器，其中在该第一模式中，该推力发生器使用推进剂来以静电方式生成推力，在该第二模式中，该推力发生器使用推进剂来以气动方式生成推力。 | ||||||
| 104 | 一种航天器的组装工艺 | CN202211431821.1 | 2022-11-15 | CN115649488A | 2023-01-31 | 张华; 刘勇; 宗宝; 彭欣 |
| 本发明提供了一种航天器的组装工艺，属于航天器生产装配技术领域。它解决了现有航天器的组装工艺效率较低技术问题。本航天器的组装工艺，包括如下步骤：舱板分装：将功能元件安装固定在对应的+Z舱板、‑Z舱板、+X隔板、‑X隔板、+X舱板、‑X舱板、+Y舱板和‑Y舱板上；测前合装：将‑Z舱板、+X隔板、‑X隔板、+Z舱板、+X舱板和‑X舱板依次拼合并通过连接件形成拼装；常压热循环试验：在常压条件下，将测前合装完成的航天器暴露于预设的高低温交替试验环境中进行的试验；封舱合装：将+Y舱板和‑Y舱板通过连接件拼装至完成常压热循环试验的航天器上。本航天器的组装工艺可在提高效率的同时保证航天器的组装质量。 | ||||||
| 105 | 载人航天器的头锥结构 | CN202210406654.9 | 2022-04-18 | CN114715442B | 2023-01-10 | 韩修柱; 李营; 刘峰; 臧晓云; 张高龙 |
| 本发明公开了一种载人航天器的头锥结构，载人航天器的头锥结构中，圆锥壳体包括开口的底部和闭合的顶部，所述底部和顶部之间具有光滑的外壁和相对于所述外壁的内壁，至少一个双滑道纵筋固定于所述内壁且自所述底部朝向顶部纵向延伸，一对凸台平行地固定于所述双滑道纵筋且沿着所述双滑道纵筋纵向延伸以在头锥结构安装中导向和定位，多个纵向连接孔设于所述双滑道纵筋且位于其上的一对凸台之间以装配头锥结构。载人航天器的头锥结构质量轻、强度高且装配便捷精准。 | ||||||
| 106 | 补偿型航天器分离装置 | CN202211122143.0 | 2022-09-15 | CN115465478A | 2022-12-13 | 丁星; 李昱霖; 孙文钊; 张晓宏; 刘陆广; 许斌; 张兴勇; 高帆; 施臣钢; 张迪 |
| 本发明提供了一种补偿型航天器分离装置，包括安装底板、火工作动装置以及弹簧分离装置，所述火工作动装置和所述弹簧分离装置均安装在所述安装底板上；所述火工作动装置的一端与航天器连接，另一端穿过所述安装底板与运载器连接；所述弹簧分离装置沿所述安装底板的周向均匀分布，所述弹簧分离装置能够沿其与所述安装底板的中心连线方向移动；所述弹簧分离装置用于驱动所述航天器和所述运载器分离。本发明通过调整弹簧分离装置的位置，能够对被分离航天器质心分布进行补偿调节，能抵消航天器实测质心与理论值偏差带来的分离扰动，且能对弹簧加工不一致问题带来的分离扰动进行完全补偿，操作简单、质轻，有助于节省大量人力、物力。 | ||||||
| 107 | 载人航天器的头锥结构 | CN202210406654.9 | 2022-04-18 | CN114715442A | 2022-07-08 | 韩修柱; 李营; 刘峰; 臧晓云; 张高龙 |
| 本发明公开了一种载人航天器的头锥结构，载人航天器的头锥结构中，圆锥壳体包括开口的底部和闭合的顶部，所述底部和顶部之间具有光滑的外壁和相对于所述外壁的内壁，至少一个双滑道纵筋固定于所述内壁且自所述底部朝向顶部纵向延伸，一对凸台平行地固定于所述双滑道纵筋且沿着所述双滑道纵筋纵向延伸以在头锥结构安装中导向和定位，多个纵向连接孔设于所述双滑道纵筋且位于其上的一对凸台之间以装配头锥结构。载人航天器的头锥结构质量轻、强度高且装配便捷精准。 | ||||||
| 108 | 一种航天器缓冲装置 | CN202110283784.3 | 2021-03-17 | CN112977894B | 2022-04-19 | 马海波; 穆育强; 田博兴; 晁嫣萌; 刘洋达; 潘群力; 刘飞; 刘昕; 和宇硕 |
| 本发明实施例公开了一种航天器缓冲装置，所述缓冲装置包括若干个沿空间三个维度呈阵列排布的缓冲结构；所述缓冲结构包括：由边框架构成的呈正方形立体结构的结构体；以及由所述结构体的各角部所述结构体中心延伸的内支撑桁架；各内支撑桁架的内侧端部在所述结构体的中心聚合固定。本发明所提供的缓冲装置利用缓冲结构从完整状态到破坏状态因变形而吸能的过程，将沿空间的三个维度呈阵列排布在航天器的着陆面上，吸收航天器着陆时产生的冲击力，减缓航天器着陆时受到的冲击，可保证航天器在不同着陆角度的情况下实现缓冲吸能。 | ||||||
| 109 | 一种航天器支撑转运车 | CN202110962526.8 | 2021-08-20 | CN113500959A | 2021-10-15 | 匡豪; 刘洋; 王庄 |
| 本发明提供了一种航天器支撑转运车，包括支撑结构；所述支撑结构左右相对成对安装在径向滑动组件上并可横向移动，径向滑动组件安装在车架上；支撑结构的数量为两对以上。本发明通用化比较强，能够满足不同型号航天器的支撑及转运，达到一车多用的效果；转运过程便捷、省力，制造成本低，制作工艺成熟。 | ||||||
| 110 | 包括冷却系统的航天器 | CN202110227401.0 | 2021-03-02 | CN113340015A | 2021-09-03 | G·基姆; T·拉斯特三世 |
| 本发明的名称为包括冷却系统的航天器。描述了一种航天器(100)。航天器(100)包括一个或多个产热部件(102)和配置为去除由一个或多个产热部件(102)产生的热的闭环冷却系统(300)。闭环冷却系统(300)包括限定闭环的冷却剂通道(303)，位于冷却剂通道(303)内的冷却剂——该冷却剂包括100磅/平方英寸或更低的静压并且该冷却剂穿过冷却剂通道(303)处于单一液相，以及配置为使冷却剂移动穿过冷却剂通道(303)的一个或多个泵(334)。闭环冷却系统(300)进一步包括沿着冷却剂通道(303)布置的第一热交换部件(306)——该第一热交换部件(306)配置为将来自产热部件(102)的热传递至冷却剂，和沿着冷却剂通道(303)布置的第二热交换部件(342)——该第二热交换部件(342)配置为从冷却剂去除热。 | ||||||
| 111 | 航天器磁异常定位方法 | CN201910031891.X | 2019-01-14 | CN109613458B | 2020-12-01 | 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。 | ||||||
| 112 | 一种航天器点火装置 | CN202010518620.X | 2020-06-09 | CN111535940A | 2020-08-14 | 吕海娜 |
| 本发明公开了一种航天器点火装置，涉及航空航天技术领域。本发明包括推进装置和点火探测装置，其中推进装置表面设有若干点火管道，点火探测装置表面安装有火花塞。本发明通过在推进装置表面设置点火管道，并将点火管道延伸至推进装置内部，其中推进装置内部填充推进剂，与点火管道中填充的助燃剂相互配合，使燃烧速度更快；由于在推进装置周侧面的若干不同点位均设置有点火管道，并在点火管道内密封安装火花塞，使点火瞬间多点位同时瞬间燃烧，在各燃烧点相互配合下，推进剂在短时间内充分燃烧，产生足够的推进力；在分级控制块组表面安装的探测杆和数据传输板，能够在点火燃烧并喷出火焰后，对火焰以及火焰温度进行检测，并将数据及时反馈。 | ||||||
| 113 | 一种航天器MGSE存取装置 | CN202010046077.8 | 2020-01-16 | CN111196463A | 2020-05-26 | 傅浩; 于洋; 邱铁成; 陈大猛; 王哲; 冯同春; 姜旭; 张伯寅 |
| 本发明是一种航天器MGSE存取装置，包括支撑骨架，所述支撑骨架设置沿横向排布的M列L层存储位，所述存储位包括高层存储位和一层存储位，M≥2，L≥2，所述高层存储位和所述一层存储位均设置托板组件，所述托板组件包括左边梁、右边梁、至少一个波浪板、第一加强件、第二加强件和C形板。本发明能够适用大多数规格的航天器MGSE的存放，节省存储面积，提高上层的空间利用率。 | ||||||
| 114 | 航天器对接系统及方法 | CN201610583591.9 | 2016-07-22 | CN106240849B | 2020-05-12 | 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。 | ||||||
| 115 | 一种天线支架和航天器 | CN201911167175.0 | 2019-11-25 | CN110957558A | 2020-04-03 | 周红华; 李全贺 |
| 本发明提出了一种天线支架以及航天器，天线支架包括：架体，至少一个密封的隔仓，架体至少部分穿过每个隔仓且隔仓内灌注有粘滞流体。本发明提供的天线支架，基于调谐液体阻尼的原理，支架、隔仓以及与粘滞流体构成了减震缓冲装置。在航天器的发射阶段，航天器的振动和冲击传递至架体的底端，以使隔仓中的粘滞流体产生晃动，对架体产生动侧压力，降低了架体顶端的加速度响应；同时，粘滞流体的振荡可有效吸收和消耗支架振动能量，以达到减震缓冲的作用，降低了天线载荷在航天器发射段的加速度响应，提高了天线载荷和架体的适应性以及可靠性。 | ||||||
| 116 | 一种航天器热试验工装 | CN201811561009.4 | 2018-12-20 | CN109855893A | 2019-06-07 | 马二瑞; 林士峰; 蒋桂忠; 李锴; 卞永刚; 任烜; 许红阳; 张筱娴 |
| 本发明涉及一种航天器热试验工装，主要由进罐车、卫星支撑工装以及外热流模拟设备支撑工装三部分组成。卫星支撑工装主要由横向调节安装孔、加固支撑组件、水平调节组件、测试设备定位销、玻璃钢隔热垫块、试验工装闭环控温组件、工装固定装置构成。此外，在试验工装各方向设计调节孔，增强其适应性，简化试验流程，提高在试验过程中的可操作性及安全性，对于组网批生产卫星可缩短研制周期，节约研制成本。本发明提供的工装具有可扩展性、操作使用简单、结构刚性好、与试验产品绝缘、使用安全等特点。 | ||||||
| 117 | 航天器用紧凑型惯性轮 | CN201811520146.3 | 2018-12-12 | CN109630655A | 2019-04-16 | 任昊; 李旦望; 孙剑超; 顾杨杰; 徐宁; 包建国; 季冬辉 |
| 本发明提供了一种航天用紧凑型惯性轮，其特征在于，包括主惯性件、外接件、连接件；主惯性件、外接件通过连接件连接；主惯性件、外接件、连接件呈同心环状排列。连接件的圆周均匀设置有减重孔。外接件上设置有止口、螺纹。本发明外径小，惯量大，满足航天小型化使用需求；采用铼制作，通过增加密度提高惯性；螺纹处增加止口设计，提高对中性；设有减重孔，去除无用重量；铼具有耐腐蚀，耐高低温特性，适用于太空环境；母材为高温高压形成的铼饼，具备良好的机械加工性能。 | ||||||
| 118 | 航天器超导磁推进装置 | CN201811284812.8 | 2018-10-30 | CN109573106A | 2019-04-05 | 全荣辉; 戴天屹; 马家兴; 方美华; 吕金鹏; 郭义盼 |
| 本发明公开了一种航天器磁推进装置，涉及航天器无工质动力技术领域。包括包括磁场测量模块、加速度计量模块、控制模块、电源模块、超导线圈单元和液氦制冷系统；所述控制模块分别与磁场测量模块、加速度计量模块、超导线圈单元和液氦制冷系统连接；所述超导线圈单元同时与电源模块和液氦制冷系统相连接。本发明能够放置在空间站等航天结构内部，实现百毫牛量级推力，而且可以通过多个局部屏蔽线圈叠加可以扩展至1牛量级推力，避免了常规磁推进装置的磁矩影响，本发明适用于具有较强磁场行星，如木星等。 | ||||||
| 119 | 一种航天器用磁浮力器 | CN201810617236.8 | 2018-06-15 | CN108945524A | 2018-12-07 | 周丽平; 赵发刚; 郑京良; 刘兴天; 张如变; 申军烽 |
| 本发明公开了一种航天器用磁浮力器，包括外屏蔽、活动设置在外屏蔽内的内屏蔽、固定在内屏蔽两内侧壁中部处的永磁体以及通过线圈支架固定于外屏蔽内部中心位置的线圈，两块永磁体布置在线圈两侧；外屏蔽呈U形结构，内屏蔽呈倒U形结构，两者配合套接，内屏蔽外壁与外屏蔽外壁的间隙不小于5mm，内屏蔽开口端面与外屏蔽内底面的间隙不小于5mm，工作状态下两者之间所有运动方向均设有机械限位；线圈、外屏蔽与航天器平台连接，永磁体与被控制载荷连接。通电线圈在永磁体之间的磁场中产生电磁力调节被控制载荷的姿态精度。本发明为诸如动静分离式卫星平台的姿态控制系统提供输出力，外观简洁、结构紧凑、体积小。 | ||||||
| 120 | 一种航天器用蜂窝板 | CN201810265381.4 | 2018-03-28 | CN108502208A | 2018-09-07 | 诸成; 赵妍妍; 何涛; 张永利; 段旭亮; 张文巧; 张晓峰; 余瞬京 |
| 本发明设计一种航天器用蜂窝板，该蜂窝板包括：蒙皮、蜂窝芯子和预埋组件，预埋组件与蜂窝芯子胶接，蜂窝芯子与蒙皮胶接，预埋组件包括：一体化碳纤维框架和金属预埋件，金属预埋件胶接于一体化碳纤维框架内部。一体化碳纤维框架包括：第一U型梁结构和第二U型梁结构，第一U型梁结构和第二U型梁结构开口方向相反。金属预埋件胶接于一体化碳纤维框架的第一U型梁结构和/或第二U型梁结构的开口内。一体化碳纤维框架为通过碳纤维铺层和/或缠绕的方式一体化成型的框架。该蜂窝板具有可多角度支撑、重量轻、结构紧凑、加工装调工艺性好、稳定性高、承载能力强、力学环境适应性好等优点。 | ||||||
QQ群二维码
意见反馈
意见反馈