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 |
|---|---|---|---|---|---|---|
| 21 | 月面飞跃验证飞行器推进系统 | CN202311791413.1 | 2023-12-22 | CN117963182A | 2024-05-03 | 赵京; 曹伟; 潘一力; 毕绍康; 卫佳; 陈鹏; 李和军 |
| 本发明提供了一种月面飞跃验证飞行器推进系统，包括：气瓶、高压压力传感器、充气阀、气路高压自锁阀、减压阀、单向阀、气路隔离自锁阀、气路加排阀、贮箱、液路加排阀、液路隔离自锁阀、管路加排阀、轨控发动机、姿控发动机、室压传感器和低压压力传感器。本发明克服了倾斜起飞、多次加注推进剂、推进剂晃动和推进剂可靠隔离等难题，可用于月面飞跃的地面验证器使用。 | ||||||
| 22 | 一种复合纤维杆 | CN202410355477.5 | 2024-03-27 | CN117963177A | 2024-05-03 | 杨天光; 兰星 |
| 本发明公开了一种复合纤维杆，其特征在于，包括端头（1）、纤维杆（2）、内衬柱（3）、芯杆（4）、端头纤维（5），该复合纤维杆的比刚度高于纯金属杆，可以用于降低堆叠式压紧释放装置的重量或用于提升装置的整体刚度。 | ||||||
| 23 | 一种锁紧释放机构 | CN202410254172.5 | 2024-03-06 | CN117963176A | 2024-05-03 | 董杰伟; 殷爱平; 董毅; 经贵如; 张彦; 王学强; 陈伟堤; 徐庆; 李军彪 |
| 本发明提供了一种锁紧释放机构，包括载荷连接支架1、左夹块2、右夹块15、底座8、限位块10、解锁器4、固定板5、收集盒12、销轴9、法兰14、加载螺母13、锁钩11以及锁紧组件7；其中，载荷连接支架1、底座8通过机械接口分别与器上主载荷以及星体安装面连接，第一状态时，左夹块2和右夹块15在解锁器4以及加载螺母13的作用下分别与载荷连接支架1、底座8紧密接触，以限制器上主载荷相对星体安装面的移动；第二状态时，解锁器4接受控制信号解锁分离，左夹块2和右夹块15与载荷连接支架1分离，转动到位后锁紧组件对锁钩可靠锁紧防止左夹块2和右夹块15回弹，此时器上主载荷可以在驱动机构的作用下相对星体面运动。 | ||||||
| 24 | 一种重复锁紧释放机构 | CN202410254168.9 | 2024-03-06 | CN117963175A | 2024-05-03 | 董杰伟; 殷爱平; 董毅; 张彦; 经贵如; 王学强; 陈伟堤; 瞿佳蔚; 李军彪 |
| 本发明提供了一种重复锁紧释放机构，包括驱动组件(1)、锁钩(2)、约束支架(3)、解锁器组件(4)、轴承(5)和支撑底座(6)；所述约束支架(3)通过机械接口与器上主载荷连接，所述解锁器组件(4)包括两个相互正交的解锁器并固定在约束支架(3)的两个侧面；所述驱动组件(1)、轴承(5)以及解锁器组件(4)均通过机械接口与所述支撑底座(6)连接，所述支撑底座(6)固定在飞行器舰体上；其中，所述解锁器组件(4)执行锁固或解锁操作时，所述驱动组件(1)接受控制信号产生输出力矩，驱动所述锁钩(2)和所述约束支架(3)相对转动实现对器上主载荷的锁定或分离。 | ||||||
| 25 | 铰接式整流罩瓣的进入减速伞 | CN202310494875.0 | 2023-04-25 | CN117963173A | 2024-05-03 | 穆骞 |
| 本发明公开了铰接式整流罩瓣的进入减速伞，涉属于航天技术领域。该铰接式整流罩瓣的进入减速伞十分巧妙地利用了大型整流罩“现成之有利条件”，通过驱动各片铰接式整流罩瓣同步向外展开，刚性支撑与之柔性连接的耐热织物减速伞伞面，形成一具气动阻力面积特别巨大的减速伞。以轨道速度再入上层稀薄大气层，巨大阻力面积即可产生很大的激波气动动压阻力。因而能够“长时间、提前、充分地”制动减速上面级火箭。使其以“超低弹道系数”方式再入返回。那么抵达下层稠密大气层时飞行速度已经减慢至非常慢，从而达到极大幅度降低气动加热负荷和气动动压载荷，有效保护脆弱箭体结构之目的。最终完好无损地回收了上面级火箭。并且还顺带回收了整个价值不菲的整流罩。同理，亦可以完全回收一级半火箭之芯一级。 | ||||||
| 26 | 基于全驱系统理论的挠性航天器姿态控制方法 | CN202311539162.8 | 2023-11-17 | CN117963168A | 2024-05-03 | 李志; 张颖; 吴爱国 |
| 本发明公开了一种基于全驱系统理论的挠性航天器姿态控制方法，所述方法利用挠性航天器的动力学模型，并考虑外部环境干扰，通过状态同胚变换将挠性航天器系统转化为全驱系统，以解决挠性航天器的姿态控制问题，采用观测器和自适应律来估计航天器的挠性模态和外部环境干扰，结合全驱系统方法的参数化设计，进一步设计得出控制律，实现挠性航天器的精确姿态控制。该方法能够将挠性航天器系统与全驱系统框架相结合，从而实现了更高精度、更灵活和更适应多样任务需求的姿态控制，通过状态变换和设计挠性观测器，为航天器任务的成功执行提供了坚实的技术支持。 | ||||||
| 27 | 一种通过充气式展开提高刚度的盘绕式伸展臂结构 | CN202410389557.2 | 2024-04-02 | CN117963166A | 2024-05-03 | 孙亮; 王鹏程; 赵旭瑞; 牛晓洁; 黄海; 陈珅艳; 赵泽林 |
| 本发明适用于航天技术领域，提供了一种通过充气式展开提高刚度的盘绕式伸展臂结构，包括：底架；顶部展开协调控制机构，顶部展开协调控制机构包括顶板，顶板通过轴承二与转动盘相连；盘绕式伸展臂，安装在底架和顶板之间；展开控制机构，安装在底架上，与盘绕式伸展臂相配合；气瓶，气瓶的阀门与展开控制机构中的充气控制机构配合，气瓶的出气口设有充气杆，充气杆缠绕盘旋在限位杆上，限位杆的一端与底架相连，另一端安插在转动盘的开孔中；电加热片，安装在底架上，与充气杆配合。本发明在盘绕式伸展臂完全展开后，充气杆完成展开，利用气瓶为充气杆充气，再对充气杆进行加热固化，提高刚度，从而实现指向精度的提高。 | ||||||
| 28 | 一种基于内置螺柱展开的空间盘绕式伸展臂机构 | CN202410389407.1 | 2024-04-02 | CN117963165A | 2024-05-03 | 孙亮; 赵炜佳; 赵旭瑞; 赵泽林; 刘宇; 黄海; 刘家俊 |
| 本发明适用于航天技术领域，提供了一种基于内置螺柱展开的空间盘绕式伸展臂机构，包括：卫星舱板；盘绕式伸展臂，盘绕式伸展臂底端连接有转盘，转盘与卫星舱板轴承连接；内置螺柱展开结构，安装在卫星舱板上，位于盘绕式伸展臂的底端，处于盘绕式伸展臂的中心；其中，盘绕式伸展臂包括多层滚珠杆，滚珠杆依次与内置螺柱展开结构配合，用于带动盘绕式伸展臂重复展开或收拢。本发明将内置螺柱展开结构布置在盘绕式伸展臂的内部，利用了展开部分原本被搁置的空间，实现盘绕式伸展臂的重复收展，顶端部件及展开部分相对卫星舱板不发生转动，可以满足空间光学照相机等科学载荷高指向精度的要求。 | ||||||
| 29 | 一种大型折卷一体化的柔性可展开帆板结构 | CN202410215853.0 | 2024-02-27 | CN117963163A | 2024-05-03 | 刘彦菊; 刘立武; 刘政贤; 张风华; 李丰丰; 冷劲松 |
| 一种大型折卷一体化的柔性可展开帆板结构，涉及航天帆板设计技术领域。单元帆板及铰链中间段均采用形状记忆聚合物复合材料制备，单元帆板收拢状态下卷曲处理为由多个单胞连续排布成的平板结构，单胞呈S形卷曲且截面呈圆形，展开状态下通过太阳能驱动释放为平面结构，铰链中间段截面呈“)(”形且两端分别设置固定部，展开状态下通过电热能驱动释放为直杆结构，帆板结构分为叠放收拢和箱型收拢两种形式。采用形状记忆聚合物复合材料制备的单元帆板和铰链装配组合而成，通过对单元帆板的卷曲处理和铰链的弯曲处理降低收拢状态下的尺寸，结构简单重量轻，收拢效率高，利用形状记忆效应驱动释放，展开过程可控性强，减缓展开过程对航天器的冲击。 | ||||||
| 30 | 一种高折展比的折展机构、折展装置及其卫星平台 | CN202410170135.6 | 2024-02-06 | CN117963162A | 2024-05-03 | 李秉洋; 秦刘通; 王鹏飞; 耿新宇; 段慧玲; 王昕; 章琪; 刘家鑫; 李宏源; 李振; 迟百宏 |
| 本发明公开了一种高折展比的折展机构、折展装置及其卫星平台，包括主动连杆折展机构和从动连杆折展机构，主动连杆折展机构包括转动连接的上、下摇杆，下摇杆设置有用于提供原动力的热致变形旋转驱动关节，热致变形旋转驱动关节固定于下主动杆固定块，从动连杆折展机构包括转动连接的上、下从动杆，上主动杆固定块与上顶板固定连接，下主动杆固定块与下底板相连。本发明结构简单可靠、整体可压缩折叠、具有较高的折展比高，同时整个结构对驱动关节的转角要求较低，有效解决了形状记忆合金驱动机构大变形与高承载的矛盾问题，满足了卫星高折展比骨架机构运载过程中整体可极致压缩、部署后可在轨展开的需求。 | ||||||
| 31 | 运载火箭伺服机构的活动式运输卡箍及箭上零位保持方法 | CN202410052061.6 | 2024-01-12 | CN117963161A | 2024-05-03 | 李泽宸; 张艳; 张仲良; 高古月; 万天宇; 郑吉 |
| 本发明提供了一种运载火箭伺服机构的活动式运输卡箍及箭上零位保持方法，包括：活塞杆、作动器、第一运输卡箍、连接螺杆以及第二运输卡箍，所述活塞杆滑动安装在所述作动器内，所述活塞杆上安装所述第一运输卡箍，所述作动器安装所述第二运输卡箍，所述第一运输卡箍和所述第二运输卡箍可调节安装在所述连接螺杆上。本申请通过连接螺杆可在一定范围内适应安装卡槽的不同间距，直接避免伺服机构旁通阀的开闭，有效保证其密封圈的形貌，发动机喷管也不再需要吊装，有效保证发动机产品安全。 | ||||||
| 32 | 一种基于三浦折纸的双稳态折展结构 | CN202410021660.1 | 2024-01-05 | CN117963160A | 2024-05-03 | 刘胜; 李洋; 王鹤鸣; 何祥洪 |
| 本申请涉及可展结构领域，具体公开了一种基于三浦折纸的双稳态折展结构，其包括四个面板和四个柔性铰链，柔性铰链连接于相邻的两个面板之间，一组呈相对设置的铰链高度之和与另一组呈相对设置的铰链高度之和相等，且各铰链的高度差需规避四铰链过约束机构条件。本申请提供的双稳态折展结构在完全折叠及展开两稳态下具有良好的刚度，通过结构的几何约束提升稳态刚度，无需多余的锁定装置；当双稳态结构变形越过中间能量势垒后，能够自驱动到达另一稳态，具有驱动简单、可重复折展、简并度高的优点。 | ||||||
| 33 | 一种先导式快速响应的多喷嘴推进器 | CN202410361625.4 | 2024-03-28 | CN117963145A | 2024-05-03 | 潘海林; 姚丁夫; 沈博 |
| 本申请涉及一种先导式快速响应的多喷嘴推进器，其包括外壳、主阀、多个喷嘴以及与喷嘴对应设置的先导式电磁阀，每个先导式电磁阀分别控制一个喷嘴的通断；主阀包括一个气源管道以及与多个与喷嘴对应设置的主阀芯，外壳内开设有与喷嘴连通的多个气腔，各主阀芯对应设置在气腔内主阀芯后方的空间形成第四容腔，外壳内开设有与气腔连通的第二容腔，先导式电磁阀设置在气源管道和对应的主阀芯之间，且其内部的流道与第四容腔连通，控制其内部的流道与大气压、第二容腔的通断以建立第二容腔与第四容腔之间的压差，主阀芯受压差作用沿对应喷嘴的轴线移动以控制第二容腔与对应喷嘴的通断。本申请具有实现推进器多方位姿态调整的效果。 | ||||||
| 34 | 一种轮臂协同移动及作业机器人 | CN202410071513.5 | 2024-01-17 | CN117963029A | 2024-05-03 | 赵志军; 徐坤; 王耀兵; 田耀斌; 丁希仑 |
| 本发明公开一种轮臂协同移动及作业机器人，机器人身部中设置差速机构实现左右两侧主摇臂之间的俯仰差动以及身部姿态调整。差速机构两侧主摇臂连接副摇臂，两者间安装弹簧‑阻尼器形成腿部；每条腿部具有一个主动轮与一个被动轮；主动轮实现行进驱动以及差速转向；被动轮提供辅助支撑，且通过弹簧‑阻尼器提高机器人在复杂地形中的快速移动能力。身部两侧还安装有两条机械臂通过快拆机构配合身部上的工具箱内工具，实现机械臂末端执行器的快速更换。当机器人遇到障碍时，可通过控制身部俯仰角度形成爬行姿态，使机械臂与底面间配合，结合主动轮行进实现爬行越障。本发明机器人可实现融合轮行、轮臂协同行走、阻尼悬架、车体俯仰、协同操作等功能。 | ||||||
| 35 | 一种空间运动目标抓捕网爪机构及其操控方法 | CN202310971742.8 | 2023-08-03 | CN117002755B | 2024-05-03 | 袁建平; 成磊; 陈建林; 贺亮; 赵磊; 杨栋 |
| 一种空间运动目标抓捕网爪机构及其操控方法，包括抓捕网爪本体、基座、力矩传动机构、驱动机构以及被动消旋机构；所述抓捕网爪本体包括5个机械卷捕手指，5个机械卷捕手指设置在基座上方并且围绕基座中心呈圆形均匀分布，所述基座上表面设置有力矩传动机构、驱动机构，驱动机构输出的力矩通过力矩传动机构传递到抓捕网爪本体，可以同时开合5个机械卷捕手指。本发明所述的空间运动目标抓捕网爪机构及其操控方法，结构设计合理，可以实现对参数不确定、几何外形复杂多样的空间运动目标的自适应抓捕，通过被动消旋机构在一定程度上实现对空间运动目标的被动消旋，降低抓捕过程中碰撞的风险，增加抓捕的安全性。 | ||||||
| 36 | 一种星载合成孔径雷达天线与太阳翼一体展开装置 | CN202211077089.2 | 2022-09-05 | CN115332757B | 2024-05-03 | 丁强强; 廖祥; 李钦儒; 梁晓华; 张汉城 |
| 本发明涉及星载合成孔径雷达技术领域，具体涉及一种星载合成孔径雷达天线与太阳翼一体展开装置，包括星体与一体式折叠展板；所述星体对称的两个侧面分别设有可转动的方形转台；所述一体式折叠展板数量为两个，一体式折叠展板在折叠状态时为凹形，并且两个一体式折叠展板在折叠状态时可相互垂直交叉的围绕在星体的外周；通过设置一体式折叠展板，将柔性太阳翼通过压弹装置固定在相控阵天线板表面，在卫星发射时，天线与太阳翼一同折叠，发射完毕后，当天线展开时太阳翼也会一同展开，因此天线与太阳翼一同展开，效率更高，展开错误的风险更小，而且没有必要设置胶卷天线的展开手段，因此可以减轻人造卫星的重量。 | ||||||
| 37 | 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。 | ||||||
| 38 | 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。 | ||||||
| 39 | 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。 | ||||||
| 40 | 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。 | ||||||
QQ群二维码
意见反馈
意见反馈