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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| 1 | 空间防御自感知修复卫星电源系统及方法 | CN202311812456.3 | 2023-12-27 | CN117955429A | 2024-04-30 | 徐拓奇; 吴雨生; 张刘; 时信华; 张柯; 张贵祥; 郑潇逸 |
| 空间防御自感知修复卫星电源系统及方法，涉及卫星电源系统领域，解决现有太阳电池阵表面电池片受到破坏时，造成太阳电池阵整体出现故障且无法正常工作，导致卫星失效等问题。本系统中的太阳电池阵由若干个太阳电池微阵组件组成；电源控制器控制微阵组件器，将若干个太阳电池微阵组件组成太阳电池阵为系统供电，当太阳电池微阵组件出现异常时，电源控制器通过相机矩阵监控太阳电池微阵组件的实际情况，通过图像识别和分析，判断出现故障的太阳电池微阵组件，将太阳电池阵进行重构，将失效的太阳电池微阵组件剔除系统，实现太阳电池阵利用率最大化。本发明最大限度地利用保留的帆板电池子阵为系统供电。 | ||||||
| 2 | 平板式星体的柔性太阳翼对称布置结构以及工作方法 | CN202311854797.7 | 2023-12-29 | CN117944900A | 2024-04-30 | 李红帅; 黄洪昌; 程保义; 王涛; 申绪男; 顾军; 刘磊; 庄忠平; 贾石磊; 方圆斌 |
| 本发明公开了平板式星体的柔性太阳翼对称布置结构，其设置在平板卫星上，所述平板卫星上包括第一星体、第二星体和第三星体，包括：柔性太阳翼设置于所述平板卫星，柔性太阳翼均设置在所述第一星体、所述第二星体和所述第三星体上，柔性太阳翼包括设置在所述平板卫星上的第一柔性太阳翼和第二柔性太阳翼。该平板式星体的柔性太阳翼对称布置结构，提供的柔性太阳翼布局结构应用于平板式星体发射场景，采用堆叠柔性太阳翼折叠布置在相邻星体之间，通过柔性太阳翼自身压紧装置压紧柔性太阳翼，并且在堆叠方向上，两个柔性太阳翼以星体中心对称布置，因此，本发明的柔性太阳翼布置结构对空间的利用率高。 | ||||||
| 3 | 一种纯电无工质航天飞行器 | CN202410272683.X | 2024-03-11 | CN117944899A | 2024-04-30 | 赖林; 齐天; 柯明辉 |
| 一种纯电无工质航天飞行器，包括正极圆盘、电池、蓄电球、高压包和集电装置，蓄电球和正极圆盘均由金属材料制成，正极圆盘和蓄电球之间连接有壳体，壳体由绝缘材料制成，正极圆盘的外径为蓄电球的外径的两倍以上，正极圆盘和蓄电球构成一对非对称电极；电池连接高压包的输入端，高压包的输出端正极通过导线连接正极圆盘，高压包的输出端负极将负电荷输送到集电装置，集电装置连接蓄电球并将负电荷累积集中在蓄电球上。本发明在开始工作后高压包电离出的负电荷不断地通过集电装置被运输到蓄电球中并积累，正极圆盘与蓄电球之间产生上百万伏的电压差，实现了内部电池即可产生高电压差，不需要外部高压电源，属于飞行器技术领域。 | ||||||
| 4 | 基于微电推进的高精度姿态控制方法 | CN202410137098.9 | 2024-01-31 | CN117944898A | 2024-04-30 | 陈昱池; 于晓洲; 薛国粮; 官军昌; 李会敏 |
| 本申请涉及航天器姿态控制技术领域，公开了基于微电推进的高精度姿态控制方法，包括以下步骤：S1、使用姿态传感器获取航天器当前的姿态信息；S2、基于测量到的姿态信息，使用姿态估计算法对航天器的姿态进行预测；S3、通过姿态控制算法计算出所需的推力指令；将计算得到的推力指令转化为微电推进器的控制信号；S4、根据控制信号实施相应的推力指令，实现航天器的精确姿态控制，S5、在推力指令实施后重新进行姿态测量，并将测量结果与期望姿态进行比较。通过融合微电子技术和控制系统，实现航天器实时高精度姿态控制，提升稳定性和性能，采用微电推进方法为航天器提供大比冲推力，显著提高执行任务效率和轨道寿命，同时降低能耗。 | ||||||
| 5 | 一种低轨卫星轨道预报方法、系统、终端及介质 | CN202410173804.5 | 2024-02-07 | CN117724128B | 2024-04-30 | 陈祥; 戴吾蛟; 唐成盼; 李凯; 胡小工 |
| 6 | 一种用于空间绳网的熔断式压紧释放机构 | CN202211324559.0 | 2022-10-27 | CN115783315B | 2024-04-30 | 王文凯; 侯彩玲; 何飞; 王申奥; 周学; 吴文虎; 蔡磊 |
| 7 | 一种用于空间燃料电池的吹扫系统 | CN202410064580.4 | 2024-01-16 | CN117936844A | 2024-04-26 | 罗军; 康琦; 段俐; 吴笛; 王佳; 胡良; 张璞 |
| 本发明公开了一种用于空间燃料电池的吹扫系统，包括空间燃料电池电堆、布设在空间燃料电池电堆两侧的氢气循环系统、氧气循环系统；还包括布设在空间燃料电池电堆下方和侧下方的液态水吹扫系统、气态水吹扫系统、离轨推进系统。本发明利用太空超低温、高真空的环境特点，在太空中没有空气可以利用的情况下，通过在液态吹扫水贮箱与阴极板之间形成分级失压，将阴极的液态水吹扫排入液态吹扫水贮箱；将膜电极中的部分孔隙水转换为气态吹扫排入气态吹扫水贮箱，并通过低温冷板对气态水吸附固化。同时，本发明中的卫星离轨推进系统，利用空间燃料电池的反应产物水，将其汽化喷出，产生毫牛级推力，为卫星离轨提供推力。 | ||||||
| 8 | 一种大幅太阳帆帆面快速折叠方法 | CN202410072525.X | 2024-01-18 | CN117922851A | 2024-04-26 | 骆海涛; 李清歌; 李玉新; 王铁军 |
| 本发明属于太阳帆航天器技术领域，特别涉及一种大幅太阳帆帆面快速折叠方法。该方法包括以下步骤：步骤S1：将方形太阳帆帆面沿两个对角线方向对折两次，形成等腰直角三角形帆面；步骤S2：将等腰直角三角形帆面以高度线为中线，左右两侧以Z形折叠方式反复对称折叠，形成长条形折叠帆面；步骤S3：将长条形折叠帆面缠绕于卷轴上。本发明不仅提高了太阳帆帆面的折叠质量和速度，而且大大减少了叠膜人员的数量，提高了工作效率；同时帆面不会出现相互缠绕等现象，提高了可靠性。 | ||||||
| 9 | 一种给定远火点的气动捕获进入条件空间搜索方法 | CN202410254296.3 | 2024-03-06 | CN117922849A | 2024-04-26 | 崔祜涛; 田阳; 周思琪 |
| 一种给定远火点的气动捕获进入条件空间搜索方法，涉及航空航天技术领域，针对现有技术中无法准确反映进入条件的边界，导致轨道捕获成功率低的问题，本申请给出一种针对给定目标轨道高度的气动捕获任务的进入条件空间搜索方法，基于轨迹优化问题求解了不同进入速度条件在控制量倾侧角可变情况下的进入航迹角范围，通过可调节的控制量和直接的优化指标保证了所求取航迹角边界的完整性和正确性。在进入条件空间搜索中，通过取值向两侧延伸的方式搜索问题的求解边界进而确定了进入速度的边界，从进入速度和进入航迹角两方面更全面地反映了针对特定任务的进入条件空间可行域，进而可以准确反映进入条件的边界，提升了轨道捕获的成功率。 | ||||||
| 10 | 同一轨道面星座卫星的轨控方法、装置、设备和介质 | CN202410019804.X | 2024-01-05 | CN117508648B | 2024-04-26 | 吴琳琳; 吴新林; 何镇武; 吴凌根; 陈倩茹; 王丽颖; 张琳娜; 彭秋月; 池国花 |
| 本发明涉及航空航天领域，提供一种同一轨道面星座卫星的轨控方法、模型、获取方法、设备和介质，解决了现有技术中由于卫星间相位差维持的难度高以及维持的周期短导致消耗更多的卫星燃料的技术问题。其中，该轨控方法包括：同一轨道面的卫星星座首次组网时，在组成卫星星座的卫星中选取一个卫星作为基准星；控制所述基准星升轨以到达标称轨道高度；将除所述基准星之外的非基准星与所述基准星之间的相位差控制在对应的目标范围之内；控制所述非基准星到达的轨道高度低于所述基准星高度，且每个所述非基准星到达的轨道高度与所述标称轨道高度的差值一致，使得每个所述非基准星与所述基准星之间的相位差漂移方向一致。 | ||||||
| 11 | 一种多平板堆叠卫星解锁系统 | CN202211455716.1 | 2022-11-21 | CN115783314B | 2024-04-26 | 孙志超; 杨浩亮; 张延瑞; 王英诚; 秦保平 |
| 本申请涉及卫星解锁技术领域，尤其涉及一种多平板堆叠卫星解锁系统，包括：堆叠卫星组、锁紧装置、解锁翻转装置、限位装置和卫星基座；卫星基座包括：上板和底座；堆叠卫星组包括：多个平板状卫星；锁紧装置包括：两个拉杆、压紧块和两个预紧螺母；解锁翻转装置包括：转轴、拔销器、连接块、固定座和上推弹簧；限位装置包括：限位块和球头柱塞。由于本申请所提供的多平板堆叠卫星解锁系统，在进行分离时，将拉杆旋转至后方，跟随火箭继续飞行，避免了抛出拉杆，从而实现了高轨道多星堆叠分离解锁时无多余物产生，进而避免了太空垃圾的产生，防止了污染太空轨道资源。 | ||||||
| 12 | 一种航天飞行器的工装结构 | CN202110874076.7 | 2021-07-30 | CN113682496B | 2024-04-26 | 贺乐和; 李晓明; 王战辉; 赵成 |
| 本发明涉及一种航天飞行器的工装结构，包括彼此连接的两个主铰链，两个主铰链分别用于装配至待展开机构的两展开侧，并且两个主铰链各自对应的主铰链臂之间保留有间隙，以使两主铰链能够相对彼此转动，所述工装结构还包括：固定销，其配置在一主铰链所对应的主铰链臂中；弹性部件，其可活动地配置在另一主铰链所对应的主铰链臂中，弹性部件具有相对固定销所形成的第一工作姿态和第二工作姿态，其中，在工装结构展开到位时，弹性部件通过由第一工作姿态转换至第二工作姿态的方式消除所述间隙，和/或限制主铰链单元展开后的自由度。 | ||||||
| 13 | 用于无拖曳卫星的变推力冷气推进系统及方法 | CN201911260252.7 | 2019-12-10 | CN110963086B | 2024-04-26 | 李永策; 黄含冰; 申智帅; 杭观荣 |
| 本发明为一种用于无拖曳卫星的变推力冷气推进系统及方法，用于无拖曳卫星的变推力冷气推进系统，包括气瓶、自锁阀、减压阀、质量流量传感器以及推力器，气瓶通过输出管路连接推力器；输出管路上设置有自锁阀，所述自锁阀将所述输出管路分为上路管路和下路管路；下路管路上设置有减压阀；推力器的入口端设置有实时检测气体质量流量的质量流量传感器。本发明利用推进剂质量流量与推力之间的关系，实时测量推力大小，推力器按控制指令调节喉部节流面积，将推力大小设置为卫星当前控制需求的推力，因此，提高了卫星无拖曳控制的精度，取得了结构简单、可靠性高、推力稳定等有益效果。 | ||||||
| 14 | 一种兼顾时效性和燃料最优的卫星集群协同迁移重构方法 | CN202311847299.X | 2023-12-29 | CN117908575A | 2024-04-19 | 李思远; 周荻; 邹昕光 |
| 本发明提出一种兼顾时效性和燃料最优的卫星集群协同迁移重构方法。所述方法首先，建立了考虑多种空间摄动的星群相对运动模型。随后，针对星群中的主星，提出了一种改进粒子群算法的时间最优轨迹规划方法，实现主星的快速迁移。进而，针对其余成员卫星设计了一种结合鲁棒模型预测控制和蜂拥控制的协同控制器，使从星能够快速协同的跟随主星到达任务指定的区域。最终，通过仿真实验，验证了控制策略的有效性，为星群的自主协同重构提供了一种有效的解决方案。 | ||||||
| 15 | 一种高性能柔性蒙皮 | CN202311804938.4 | 2023-12-26 | CN117902033A | 2024-04-19 | 李华; 黄菊伟; 李铁风; 周昊飞; 张岑楠 |
| 本发明公开了一种高性能柔性蒙皮，包括基底，所述基底上设置有多孔介质层；所述多孔介质层的表面为均匀的多孔结构；所述多孔介质层的内部有相互交错连通的微流孔；所述多孔介质层内设置有冷却剂主流道；所述基底内设置有若干个空腔，所述空腔内填充有液态金属。本发明的柔性蒙皮具有耐高温、应变量大、承载能力高等优点，可实现承受1300℃高温气流≤3min，工作温度高，工作时间长；还可通过控制蒙皮的温度实现玻璃态度到橡胶态的转变，应用范围广泛，不仅适用于跨域变体飞行器，还适用于返回式卫星、航天飞行器、火箭和战略导弹等。 | ||||||
| 16 | 非合作连续推力航天器推力参数辨识方法、系统和设备 | CN202310897508.5 | 2023-07-20 | CN116954075B | 2024-04-19 | 赵帅龙; 李智; 陶雪峰; 张雅声; 程文华; 刁华飞; 王训; 王雅如; 汪夏; 薛锦妍 |
| 本发明公开了一种非合作连续推力航天器推力参数辨识方法、系统和设备，解决了无法对非合作连续推力航天器推力参数辨识的技术问题；属于卫星轨道控制领域；包括：将接收到的非合作连续推力航天器的雷达数据转换为非初始时刻的轨道面数据，得到真实轨道倾角模型，并输出真实轨道倾角集；将理论轨道倾角解析表达，得到理论轨道倾角模型，输出理论轨道倾角集；采用最小二乘的思想，设置轨道倾角误差集的欧几里得范数作为评价指标；对欧几里得范数进行极值寻优，得到推力参数。本发明求解速度快，精度高，通过对非合作连续推力航天器的推力参数进行求解，能够研判机动策略，减少其碰撞风险。 | ||||||
| 17 | 空间用低剩磁太阳电池阵 | CN202311686277.X | 2023-12-11 | CN117894866A | 2024-04-16 | 杨宁; 赵文祺; 吕文佳; 马聚沙; 石梦奇; 许祺峰; 杨华 |
| 本发明的空间用低剩磁太阳电池阵包括太阳电池阵布片电路和印制电路，太阳电池阵布片电路包括太阳电池串和隔离二极管；印制电路包括压延铜线，压延铜线的正面和背面均粘贴聚酰亚胺薄膜；太阳电池串下方至少设有一第一压延铜线，第一压延铜线从太阳电池串负极端下方起始，经太阳电池串下方、隔离二极管下方后延伸出来；在第一压延铜线延伸段旁边设有第二压延铜线，第二压延铜线的长度＝该延伸段的长度；第一压延铜线两端开窗，一端与太阳电池串的负极端连接，另一端形成太阳电池阵正极引出端；第二压延铜线两端开窗，一端与隔离二极管的阳极连接，另一端形成太阳电池阵负极引出端；太阳电池阵正极引出端、负极引出端布置方式采用镜像对称设计。 | ||||||
| 18 | 一种天线共口径集成能源系统模块及其制备方法 | CN202311730309.1 | 2023-12-15 | CN117885918A | 2024-04-16 | 马宁华; 徐建明; 蒋帅; 王可; 丁帅; 王训春; 吴敏; 翟晗; 郑通 |
| 本发明公开了一种天线共口径集成能源系统模块及其制备方法，系统模块至少包含：太阳电池阵、平面天线阵、储能电池组、电源控制系统、轻质支撑框架；在长度方向上，轻质支撑框架包含若干个细中空组件和粗中空组件；在宽度方向上，轻质支撑框架包含细中空组件；粗中空组件上设有传输线缆接口；太阳电池阵、平面天线阵通过弹簧固定在轻质支撑框架上；储能电池组、电源控制系统设于粗中空组件内，通过传输线缆接口与太阳电池和天线相连接。系统模块不仅将太阳电池阵与平面天线阵进行集成，而且将储能电池组与电源控制系统从舱内转移到舱外，并集成到载荷上，大大减轻飞行器体积重量，实现轻量化、智能化、高品质的电源供应能力。 | ||||||
| 19 | 一种超高温环境用柔性防热蒙皮 | CN202311041344.2 | 2023-08-18 | CN116750214B | 2024-04-16 | 白光辉; 张璐; 齐征; 尘军; 王晨; 陈安宏; 梁轶 |
| 本发明提供一种超高温环境用柔性防热蒙皮，其特征在于，构成该柔性防热蒙皮，包括：柔性透波织物、柔性吸波橡胶和微孔渗流管道；所述微孔渗流管道嵌于所述柔性透波织物和柔性吸波橡胶之间，所述柔性透波织物的下表面与所述柔性吸波橡胶的上表面胶接；所述微孔渗流管道管壁开孔，用于输送并向所述柔性透波织物内渗入冷却工质。 | ||||||
| 20 | 在没有结构分布器的情况下将多个航天器布置在发射器的罩下方的方法和用这种方法得到的组件 | CN201980039173.5 | 2019-06-12 | CN112272640B | 2024-04-16 | E·泰克斯; Y·杜兰德; J·安迪; P·里拜伦; J·拉巴特 |
| 一种组件包括：‑至少第一集合(2)的多个航天器(20，21，22)，所述多个航天器旨在在发射阶段中被附接到发射器(23)，其特征在于，所述航天器绕中央轴线(Z)布置在与所述中央轴线垂直的同一横向平面中，所述航天器具有沿着纵向轴线的边缘，还被配置为使得所述航天器经由边缘通过位于所述边缘上的至少一个附接装置(B)连接到所述集合中的相邻航天器，从而确保所述航天器被相对于彼此机械地保持就位；‑卫星‑发射器转接器(24)，所述航天器沿着横向平面被附接到所述卫星‑发射器转接器。 | ||||||
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