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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| 181 | 一种基于动态均值聚类的卫星波束布局优化方法 | CN202311585955.3 | 2023-11-24 | CN117614512A | 2024-02-27 | 曾浩; 陈逸祥; 董涛; 石云; 刘志慧; 文霄杰; 殷杰 |
| 本发明公开了一种基于动态均值聚类的卫星波束布局优化方法，包括以下步骤：(1)建立卫星波束规划模型；(2)波束布局初始化；(3)进行用户分组并更新波束指向；(4)代聚类指标收敛性判断；(5)波束分配条件判断；(7)根据判断结果调整波束分配，直到满足波束分配条件。本发明能够在给定可用波束宽度条件和波束内用户数量上限的条件下，根据用户分布产生波束布局方案，用户密集区域波束数量多，用户稀疏区域波束数量少，使用尽可能少的波束覆盖所有用户，从而充分利用波束资源。本发明能够应用于卫星通信领域。 | ||||||
| 182 | 一种同步轨道下电推进在轨测试方法 | CN202311574873.9 | 2023-11-23 | CN117606663A | 2024-02-27 | 刘忠汉; 李宗良; 刘蕊; 高俊; 丁凤林; 宋飞; 周明霞; 彭政; 李中; 刘亦卓 |
| 本发明涉及空间电推进技术领域，特别涉及一种同步轨道下电推进在轨测试方法。包括：在卫星定点前进行无推力预处理项目测试；在目标起始工作周期到达升交点点火区和降交点点火区时，分别进行第一栅极预处理和第二栅极预处理；栅极预处理结束后，基于第一栅极预处理和第二栅极预处理的实际平均推力，分别确定卫星在升交点点火区进行的第一推力矢量指向质心测试的第一测试时长和在降交点点火区进行的第二推力矢量指向质心测试的第二测试时长；直至第一推力矢量指向质心测试/第二推力矢量指向质心测试完成后的下一个工作周期的升交点点火区/降交点点火区进行第一点火测试/第二点火测试。本方案可以消除测试推力对轨道的影响，可以提高测试效率。 | ||||||
| 183 | 一种卫星热管调水平装置 | CN202410006977.8 | 2024-01-03 | CN117606277A | 2024-02-27 | 马洪进 |
| 本发明公开了一种卫星热管调水平装置，包括安装板，安装板的顶部设有第一热管定位板和第二热管定位板，第一热管定位板的顶部设有两组支撑板，支撑板上开设有通孔，通孔的内部设有第一螺纹杆和第一螺纹块，支撑板的顶部设有电机，第一热管定位板的顶部开设有弧形槽，第一螺纹块的侧边设有支撑杆；该一种卫星热管调水平装置通过设置第二螺纹杆和伸缩杆，通过转动第二螺纹杆带动第二螺纹块在第二螺纹杆上进行移动，从而能够带动第二热管定位板进行移动，从而能够对弧形板上的热管进行横向调节，同时通过伸缩杆对热管的高度进行适当调节，从而能够使热管之间能够相互水平，从而防止热管在使用时连接处出现错开的现象。 | ||||||
| 184 | 一种高热流环境模拟系统 | CN202311472842.2 | 2023-11-07 | CN117602116A | 2024-02-27 | 藏磊; 臧博; 程捷; 高鹏; 邢立明; 王行智 |
| 一种高热流环境模拟系统，包括红外灯阵、液氮冷却系统、冷却水系统、高温热流计、温度传感器、灯阵功率控制系统、上位机、数据采集设备；数据采集设备通过高温热流计与温度传感器采集热流值与温度值；上位机对采集到的数据进行处理后，通过灯阵功率控制系统对红外灯阵进行功率控制；液氮冷却系统对红外灯阵的背面与灯头位置进行冷却，使红外灯阵工作在正常温度范围；冷却水系统对高温热流计进行冷却。本发明测量原理较为简单，易于实现。除液氮冷却板与红外灯阵外其余均为标准件，通用性强、故障率低。 | ||||||
| 185 | 一种线约束低冲击熔断式解锁器 | CN202311629990.0 | 2023-11-30 | CN117602112A | 2024-02-27 | 龚康; 刘立成; 李咚咚; 胡黎明; 肖燕妮; 姚文蕊; 李永成; 颜家勇; 田昀; 王大鹏; 穆亚峰 |
| 本发明的一种线约束低冲击熔断式解锁器，包括：紧固单元、分瓣组件、熔断组件、连接件和壳体组件。紧固单元、分瓣组件、熔断组件和连接件均设置在壳体组件内部；分瓣组件固定连接在外部压紧端与被压紧端中的一者；紧固单元用于周向向内夹紧分瓣组件，从而使得分瓣组件夹持固定连接件，限制连接件的轴向运动；熔断组件通电解除紧固单元对分瓣组件的夹紧固定，从而使得连接件在预紧力或者外部载荷作用下沿轴向运动，外部的压紧端与被压紧端分离解锁。本发明采用的技术方案，具有温度适应范围广、大载荷承载低冲击释放、解锁响应快、机构简单、结构扁平化的特点，能够适应航空航天应用中星箭或有效载荷压紧释放的需求。 | ||||||
| 186 | 一种航天器组件及航天器 | CN202311616617.1 | 2023-11-29 | CN117602109A | 2024-02-27 | 马二瑞; 张锐; 徐晓帆; 施琦; 师晨光 |
| 本发明涉及航天应用领域，公开一种航天器组件及航天器。一种航天器组件，包括：集热器以及安装于集热器上的功能模块；功能模块包括：真空等温腔基板和发热器件，真空等温腔基板内部具有相变换热介质；真空等温腔基板具有用于安装发热器件的第一表面；第一表面和发热器件之间填充有导热填料。上述航天器组件采用真空等温腔基板代替传统的金属安装框架安装发热器件，真空等温腔基板内部具有相变换热介质，通过相变换热介质发生相变如液体换热介质吸热气化，进行传热，传热系数大，传热量大，真空等温腔基板收集功能模块的热量并将热量传导至集热器进行散热，能够满足更大功率的使用要求，不需要额外增加导热组件。 | ||||||
| 187 | 一种方向可调的推力器 | CN202311712473.X | 2023-12-13 | CN117602106A | 2024-02-27 | 韩建斌; 刘江; 唐斌; 钟红军; 李晓蓥 |
| 本发明涉及一种方向可调的推力器，属于卫星推力器安装技术领域；底座为竖直放置的框架结构；弧形接头设置在底座的顶部；弧形支架安装在弧形接头的顶部；推力器固定安装在弧形支架的上表面；推力器直角管阀件竖直设置在弧形接头和底座的内腔中；推力器直角管阀件的顶部穿过弧形支架与推力器连通；管路螺接件水平设置，且管路螺接件的轴向一端与推力器直角管阀件底端连接，管路螺接件的另一端与管路直角管阀件的一端连接；管路直角管阀件的另一端与外部主管路连接；本发明结构简单，设计、加工难度低，充分利用了现有零件，通用化程度高，可以在一定范围内调整推力器的方向。 | ||||||
| 188 | 一种航天卫星一体式异形展开结构 | CN202311747220.6 | 2023-12-19 | CN117602104A | 2024-02-27 | 张尧; 唐跃川; 胡建平 |
| 本发明涉及航天卫星技术领域，具体为一种航天卫星一体式异形展开结构，包括卫星、展开机构一、展开机构二、盖板，所述卫星上设有电机，展开机构一包括：限位板一、天线面板一、推动杆一，限位板一安装在卫星上，限位板一上方安装弹簧，天线面板一位于限位板一下方，天线面板一向下共堆叠四个，天线面板一包括：T形限位凸起一、T形限位槽、限位孔一，T形限位凸起一位于天线面板一主体一端，T形限位槽位于天线面板一主体另一端，T形限位槽与另一块天线面板一上的T形限位凸起一配合连接，限位孔一位于T形限位槽两侧；本发明通过卫星、展开机构一、展开机构二之间的配合实现天线面板的展开，可以减小卫星的外包络面积，进而减少发射成本。 | ||||||
| 189 | 一种适用于高精度空间磁场探测的卫星构型 | CN202311712477.8 | 2023-12-13 | CN117602101A | 2024-02-27 | 韩建斌; 刘江; 袁仕耿; 徐森; 谭继宇 |
| 本发明涉及一种适用于高精度空间磁场探测的卫星构型，属于卫星构型设计领域；平台舱水平放置；锥段设置在平台舱的顶部；星箭接口设置在平台舱的底部；体装式太阳电池阵设置在平台舱和锥段的侧壁上；伸杆机构的根部安装在锥段的顶部；所述平台舱内腔安装卫星所需星务、能源等电子设备；星箭接口实现与外部火箭的内部支架对接，实现卫星在外部火箭内腔中呈竖直发射状态；锥段为棱锥结构；伸杆机构的轴向与锥段的侧壁平行，贴放在锥段的侧壁上；锥段为伸杆机构提供压紧面；卫星入轨后，通过体装式太阳电池阵提供能源；本发明能够综合考虑并降低自身剩磁、柔性振动、在轨热交变、稀薄大气阻力等各种在轨干扰因素的影响，满足高精度磁场探测的需求。 | ||||||
| 190 | 多自由度测试系统 | CN202210459001.7 | 2022-04-28 | CN114572430B | 2024-02-27 | 强洪夫; 戴陈超; 王学仁; 杜金榜; 杨艳丽; 王哲君 |
| 本发明实施例公开了一种多自由度测试系统，涉及测试技术领域。该多自由度测试系统中的第一气浮机构能够产生气体，进而使得气浮装置和设于气浮装置上的动力装置一同气浮于基台。此时，气浮件可通过锁紧组件锁紧，以避免动力装置旋转，动力装置能够通过释放高压气体产生推力，以驱动气浮装置和动力装置一同相对基台旋转和水平运动。同时，得到上述运动参数，并与预先设定的运动参数对比分析，以测试作用于动力装置的控制程序的可靠性与稳定性。第一气浮机构在不产生气体时会落于基台固定，此时，若气浮件气浮于固定件，则可通过动力装置释放高压气体产生推力以驱动气浮件相对固定件旋转，通过姿态角速度计算动力装置的推力大小，以测试控制模型中推力参数的准确性。 | ||||||
| 191 | 一种基于力学超材料的空间抓捕结构 | CN202311717014.0 | 2023-12-13 | CN117585203A | 2024-02-23 | 辛晓洲; 冷劲松; 刘彦菊; 张锐康 |
| 本发明涉及航空航天技术领域，具体而言，涉及一种基于力学超材料的空间抓捕结构；该空间抓捕结构包括从左至右依次连接的展开结构、点阵超材料夹芯层、缓冲结构和吸附结构；缓冲结构包括多个缓冲单元，所述缓冲单元包括从左至右间隔设置的多个节点部件，两个相邻的节点部件之间通过多个韧带连接，缓冲单元的左端与点阵超材料夹芯层连接，所述缓冲单元的右端与所述吸附结构连接；点阵超材料夹芯层和缓冲结构的韧带均由具有形状记忆特性的材料制成，所述点阵超材料夹芯层和所述缓冲结构的韧带通过加热均能够在两种形态之间切换。本发明提供的空间抓捕结构在进行太空垃圾抓捕时，能够对冲击载荷起到一定的缓冲作用，还具有较佳的吸能减振功能。 | ||||||
| 192 | 一种面向杆件无源在轨可重复连接拆卸接口装置 | CN202311511259.8 | 2023-11-13 | CN117585198A | 2024-02-23 | 王存义; 颜家勇; 龚康; 赵健; 皇甫宜龙; 王大鹏; 李咚咚; 刘立成; 张斌; 张利新 |
| 一种面向杆件无源在轨可重复连接拆卸接口装置，包括基座、支撑环、压紧块、套筒、螺纹块、导向端盖；基座一端用于与外部结构连接，另外一端伸出中空悬臂轴，作为接口装置的支撑部件；在悬臂轴上设计有与压紧块配合的导向槽，压紧块安装在基座的导向槽处，并沿导向槽可滑动；压紧块上设与螺纹块配合的斜面；利用螺纹块沿基座悬臂轴的轴向运动，驱动压紧块沿导向槽滑动；套筒与螺纹块螺纹配合，通过套筒对螺纹块实现螺纹传动；支撑环安装于基座的一端，另一端安装导向端盖，导向端盖用于对连接对象导向。本发明操作简单，可实现多次锁紧与分离，锁紧与分离过程振动冲击小，无附加污染物，易于维护。 | ||||||
| 193 | 基于精度分配的飞行器复杂电源系统装配方法和系统 | CN202311499398.3 | 2023-11-10 | CN117585196A | 2024-02-23 | 陈昱桦; 李磊; 顾宋庆; 徐培利; 原潇; 马宇豪; 金纯洁; 皮刚; 栾浩 |
| 本发明提供了一种基于精度分配的飞行器复杂电源系统装配方法和系统，包括：步骤1，安装柔性太阳电池翼支架，测量柔性太阳电池翼支架安装精度，并调整至设定区间；步骤2，安装对日定向装置，测量对日定向装置安装精度，并调整至设定区间；步骤3，安装桁架组件，测量对桁架组件安装精度，并调整至设定区间；步骤4，安装柔性太阳电池翼驱动机构，测量驱动机构安装精度，并调整至设定区间；步骤5，安装柔性太阳电池翼，测量柔性太阳电池翼安装精度，并调整至设定区间。本发明明确了飞行器复杂电源系统装配的工艺流程以及相关参数，对飞行器复杂电源系统的装配具有指导作用。 | ||||||
| 194 | 一种超低轨卫星星座地面飞行控制和运维支持系统 | CN202311505570.1 | 2023-11-13 | CN117585194A | 2024-02-23 | 高旭东; 李鹏杰; 谢成清; 张宇翔; 郭世亮 |
| 本发明涉及一种超低轨卫星星座地面飞行控制和运维支持系统,将预报的空间环境信息、卫星姿态变化信息和轨控信息引入卫星高精度轨道预报过程中，能够有效保证超低轨星座具备更高的轨道预报精度，可以最大限度的帮助卫星过境的地面测控站捕获跟踪卫星。卫星姿态与轨道控制系统仿真模块将姿态控制和轨道控制对轨道机动的影响都进行实时仿真，从而能够实现更高的轨道控制精度，对于超低轨星座精准的实施任务提供更好的保证。对地遥感和数传任务进行自动编排，地面系统对卫星的故障识别与处理以及碰撞预警对于超低轨星座的运行提供了更加智能的保障支持。 | ||||||
| 195 | 一种空间双向承压舱门 | CN202210838631.5 | 2022-07-18 | CN115419349B | 2024-02-23 | 王波; 夏祥东; 王宁; 何冰; 庄原; 施丽铭; 苏慕萍; 李潇; 李林; 杨建中; 陈同祥 |
| 196 | 一种间歇式控速空间展开机构 | CN202311536147.8 | 2023-11-17 | CN117570104A | 2024-02-20 | 丁松; 于济菘; 张道威; 陈善搏; 程浩; 袁梓馨; 于良 |
| 本发明公开了一种间歇式控速空间展开机构，包括外壳；以及转接组件，其与弹簧铰链相连；传动组件，具有输入端和输出端，通过所述输入端与所述转接组件相连；控速组件，所述控速组件能够控制所述弹簧铰链的展开速度。本发明无需改变现有弹簧铰链结构，使铰链的连续转动转变为间歇性运动，使得展开铰链锁定冲击力大幅降低；在传动组件中使用了谐波传动机构代替多级齿轮组，实现增加转速减小扭矩的功能，简化了传动轮系组成，降低了加工和装配难度；使用谐波传动机构取代多级齿轮组，能够抑制控速机构启动时的因为轮齿背隙的存在产生的短暂自由转动过程，从而降低了对擒纵轮转轴和卡瓦转轴的径向剪切冲击，提高了组件可靠性。 | ||||||
| 197 | 地球同步轨道卫星自动轨道控制方法、系统和设备 | CN202311540348.5 | 2023-11-17 | CN117566125A | 2024-02-20 | 张文雅; 刘准; 晏杰; 吴琛; 姚凡凡; 付伟; 郭磊; 钟福贵; 张俊丽; 石吉锋; 李峰; 胡文静; 张欣; 蒋振伟 |
| 本发明提供了一种地球同步轨道卫星自动轨道控制方法、系统和设备，涉及航天导航技术的技术领域，包括：获取当前轨道的当日初始参数；基于所述当前轨道的当日初始参数，确定采用分散控制动态调整策略调整所述当前轨道的当日东西位置；其中，所述分散控制动态调整策略包括：根据所述当前轨道的当日位置和当日脉冲控制量，得到预设周期后的所述当前轨道的预设位置；基于所述当前轨道的预设位置，确定所述当前轨道的当日脉冲控制量，解决了地球静止轨道卫星轨道维持任务资源占用时间长的技术问题，达到了有效利用载荷任务间隙的碎片化资源，提高地球同步轨道卫星的资源可用度的技术效果。 | ||||||
| 198 | 一种航天器内航天器设备布局位置的确定方法及装置 | CN202311516384.8 | 2023-11-15 | CN117251941B | 2024-02-20 | 常正勇; 隋愿愿; 张雅彬; 王宇宁; 黄洪洲; 刘波; 孟怡楠 |
| 本申请提供了一种航天器内航天器设备布局位置的确定方法及装置，航天器内航天器设备布局位置的确定方法包括：根据各个目标航天器设备的实际温度参数值，确定各个目标航天器设备的目标类型；针对任一目标类型的目标航天器设备，基于目标航天器设备对应的实际安装面积和预设航天器腔室内各个结构板的有效安装面积，判断实际安装面积是否小于有效安装面积；若是，则基于预设航天器腔室内各个结构板的预设外热流参数、各个结构板上安装的目标航天器设备的温度均值以及各个结构板上安装的目标航天器设备的热耗参数值确定多个目标航天器设备的目标布局参数。本申请缩短了目标航天器的设计迭代周期，进而加速目标航天器设计的迭代优化时间。 | ||||||
| 199 | 基于形状记忆合金的电控按钮型对接锁定机构 | CN202311556768.2 | 2023-11-21 | CN117550102A | 2024-02-13 | 王海明; 丁奕冰; 周文祥; 唐恬恬; 罗凯 |
| 本发明涉及空间航天器对接锁定技术领域，提供了一种基于形状记忆合金的电控按钮型对接锁定机构，能够实现简单、可控和高效的解锁。本发明通过将形状记忆合金与机械式按钮型对接锁定机构相结合，在保证机构具有较大的夹紧力的同时重点考虑了解锁操作难度，使得所构建的按钮型对接锁定机构在保证有较大夹紧力的同时具有电控自动解锁的特点，解决了按钮型锁紧器在航天器对接锁定过程中解锁操作难度高的问题。 | ||||||
| 200 | 质心偏差情况下的联合位置保持控制方法和装置 | CN202311703263.4 | 2023-12-12 | CN117550099A | 2024-02-13 | 林波; 刘忠汉; 周亮; 郭廷荣; 刘蕊; 张世俊 |
| 本发明涉及航天器姿态轨道控制技术领域，特别涉及一种质心偏差情况下的联合位置保持控制方法和装置。方法包括：确定整星质心每偏离1mm时，共面安装电推力器产生的切向推力致使卫星漂移的方向以及卫星在位置保持控制周期内的半长轴变化量，以基于摄动加速度致使卫星平经度的漂移方向和地球摄动力作用下卫星在位置保持控制周期内的半长轴变化量，确定整星质心的目标偏移方向和目标偏移量；基于目标偏移方向和目标偏移量，调整卫星的整星质心位置；卫星在轨定点后，利用共面安装电推力器在每一个操作日自主进行南北位置保持控制时，由于卫星整星质心的偏移可以同时产生切向推力，故而完成南北位置保持控制的同时也完成了东西位置保持控制任务。 | ||||||
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