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 |
|---|---|---|---|---|---|---|
| 81 | 一种飞行器表面静电电位监控系统及方法 | CN202410276790.X | 2024-03-12 | CN117864432A | 2024-04-12 | 李鹏斐; 王嫚屿; 韩若愚; 陈曦; 秦泗超; 王伟 |
| 本发明提供了一种飞行器表面静电电位监控系统及方法，属于航天技术领域，本系统包括电极、集成实时监测系统、采样电阻和终端；电极与集成实时监测系统电连接；集成实时监测系统与采样电阻电连接；采样电阻与终端电连接；终端与飞行器的发动机控制系统电连接；电极将探测到的电位信号传输到集成实时监测系统；集成实时监测系统对电位信号进行处理后，通过采样电阻传输到终端；终端生成表面电位评估结果，并将表面电位评估结果传输给发动机控制系统。本方法通过对多部位电位的实时监测改变发动机工作状态，实现飞行器姿态的调控，避免与空间强场目标的进一步接近，甚至发生碰撞，保证了飞行器的安全性，提高飞行器自我保护能力。 | ||||||
| 82 | 面向微小航天器抵近探测任务的相对运动自适应控制方法 | CN202311775074.8 | 2023-12-21 | CN117864429A | 2024-04-12 | 刘建彪; 肖余之; 徐峰; 李鹏; 祝强军; 郭晶 |
| 本发明提供了一种面向微小航天器抵近探测任务的相对运动自适应控制方法，其特征在于，包括以下步骤：步骤1，将抵近探测对象视为目标航天器，将微小航天器视为服务航天器，构建两者之间的相对轨道动力学模型；步骤2，根据抵近探测任务要求设计全流程标称飞行轨迹，包括一些关键悬停点、悬停点之间转移轨迹和转移时间的参数；步骤3，将相对轨道动力学模型和标称飞行轨迹分别采用状态空间进行表示；步骤4，将标称飞行轨迹视为参考模型，将相对轨道动力学模型视为被控对象，运用自适应控制理论SAC设计相对运动自适应控制器。本发明在控制对象存在建模不确定性项、未知干扰以及控制能力有限等影响因素下，仍有良好的控制效果。 | ||||||
| 83 | 一种控制力矩陀螺群机动中穿越奇异的方法 | CN202311760175.8 | 2023-12-19 | CN117864427A | 2024-04-12 | 钟金凤; 裴甲瑞; 刘德庆; 吴敬玉; 陈撼; 陈秀梅; 张增安; 郭思岩; 胡文坤; 石晓涵; 张超 |
| 一种控制力矩陀螺群机动中穿越奇异的方法，首先根据机动过程中控制力矩陀螺群的控制率计算出相应的控制指令力矩和奇异度，然后根据设定的判据条件得到控制力矩陀螺外框架角速度，快速穿越奇异，恢复系统正常的控制能力。本发明解决了控制力矩群控制过程中框架构型“锁死”问题，有效避免了系统因奇异失去控制能力使得卫星机动任务受到影响甚至造成姿态异常的现象，实现了控制力矩陀螺机动过程中快速穿越奇异。 | ||||||
| 84 | 一种高折展比的自引导空间支撑结构 | CN202410015136.3 | 2024-01-04 | CN117864423A | 2024-04-12 | 刘胜; 李洋; 陈清扬; 何祥洪 |
| 本申请涉及空间可展结构领域，具体公开了一种高折展比的自引导空间支撑结构，包括多个依次连接的空间支撑单元和用于驱使多个空间支撑单元沿自身轴向压缩的驱动件，空间支撑单元包括由多个支撑板首尾相连合围形成截面封闭的薄壁结构，支撑板可沿自身中线折叠，使薄壁结构可沿自身轴向压缩；每个支撑板上设置有两组折线槽组，折线槽组由支撑板的顶点向中线方向倾斜延伸，支撑板的内侧固定设置有多个肋板，肋板位于相应的折线槽的侧边；支撑板的边缘开设有三角槽，三角槽的一个顶点位于支撑板的中线上。本申请可实现空间支撑结构的便捷压缩和伸展，驱动方式简单，稳定可靠且成本较低。 | ||||||
| 85 | 一种空间线性桁架结构连续缠绕成形与连接装置 | CN202311826488.9 | 2023-12-27 | CN117863585A | 2024-04-12 | 颜家勇; 张利新; 张斌; 王书超; 李鹏; 王成; 陈玉平; 王存义; 王大鹏; 李荣军; 肖燕妮 |
| 本发明公开一种空间线性桁架结构连续缠绕成形与连接装置，包括：壳体框架结构、纵梁成型制造单元、腹杆缠绕与连接单元、桁架牵引单元、桁架定长截断单元及中心支撑导轨；纵梁成型制造单元用于纵梁杆件成形，并将纵梁杆件送入腹杆缠绕与连接单元；腹杆缠绕与连接单元在纵梁成型制造单元推送的纵梁杆件上交叉缠绕腹杆，形成桁架结构；桁架牵引单元为桁架结构沿中心支撑导轨运动提供牵引力，桁架定长截断单元在设定位置对桁架结构进行截断，中心支撑导轨为桁架结构运动提供轨道和支撑。本发明解决可折展型的空间桁架结构发射成本高、体积受火箭约束、展开过程故障率高的问题。 | ||||||
| 86 | 一种基于数字伴飞在轨卫星的故障诊断系统及方法 | CN202410025921.7 | 2024-01-08 | CN117850269A | 2024-04-09 | 张世俊; 吕楠; 肖帅; 刘忠汉; 刘蕊; 张弛; 刘细军 |
| 本发明提供了一种基于数字伴飞在轨卫星的故障诊断系统，该系统包括包括数字镜像模块、数据管理模块和故障诊断模块，数字镜像模块、数据管理模块和故障诊断模块之间通过以太网实现数据交互；其中，数字镜像模块为真实物理空间卫星的数字镜像体，用于对真实物理空间的卫星状态进行仿真；数据管理模块用于实时接收、关联并存储数字镜像模块的仿真数据和真实物理空间的卫星遥测数据，并对仿真模型进行修正，以使数字镜像体与真实物理空间的卫星状态同步；故障诊断模块用于根据数据管理模块中的仿真数据和遥测数据，对当前真实物理空间的卫星的健康状态进行评估。本方案能够实现在轨卫星系统的故障准确诊断，且能够识别潜在未知的故障和风险。 | ||||||
| 87 | 整体式空间飞行器球型接头及组件的保护装置及使用方法 | CN202311617846.5 | 2023-11-29 | CN117847081A | 2024-04-09 | 白雪蕊; 汤海赵; 赵春华; 张以伟; 顾杨杰; 任慧杰; 白山崎 |
| 本发明提供了一种涉及航天飞行器球型接头及球型接头组件使用、周转过程中的防护技术领域的整体式空间飞行器球型接头及组件的保护装置及使用方法，包括外壳、滑针以及弹性元件，弹性元件连接于滑针上，且滑针在外壳内进行滑动；当外壳闭合时，外壳上的斜面驱使滑针向球型接头方向运动，使得滑针末端与球型接头贴实接触；当外壳打开时，压缩的弹性元件带动滑针向远离球型接头方向运动，使得球型接头与保护装置分离。本发明装置通过滑针与球型接头端面接触，消除了现有技术中直接与球型接头密封面接触密封，或与球型接头的外套螺纹的螺纹接触密封而产生碎屑的问题；且滑针的材料硬度选择低于球型接头的材料硬度，降低了对球型接头端面的损伤。 | ||||||
| 88 | 一种适用于舱外ORU在轨维修的导向定位防漂装置及方法 | CN202410162822.3 | 2024-02-05 | CN117842400A | 2024-04-09 | 魏玮; 郭涛; 刘杰; 唐赖颖; 杨佳鑫; 马勇利; 郭翠; 张毅瑄 |
| 本发明公开了一种适用于舱外ORU在轨维修的导向定位防漂装置及方法。所述ORU设备在零重力环境下更换时需要通过一种装置及方法防止设备漂离安装面。所述导向定位防漂装置由固定式定位块、簧式定位块两部分组成。其中2件固定式定位块和2件簧式定位块为一组套，分别安装在ORU设备的对角侧(如左下和右上)。本发明所述的一种适用于舱外ORU在轨维修的导向定位防漂装置及方法，包括两个阶段的实施步骤，地面安装阶段与在轨安装阶段。地面安装阶段包括设备安装、安装固定式定位块、安装簧式定位块、拆下设备、地面复装设备检验，在轨安装阶段包括手持通用把手转移设备、设备贴合固定式定位块、设备贴合簧式定位块、在轨确认状态。 | ||||||
| 89 | 一种星间分离机构及星间分离方法 | CN202311840031.3 | 2023-12-28 | CN117842398A | 2024-04-09 | 胡宝义; 高恩宇; 姜秀鹏; 严洲 |
| 本发明涉及航空航天技术领域，具体而言，涉及一种星间分离机构及星间分离方法。星间分离机构包括顶部法兰、安装基座、锁定件、弹性件和压紧释放件；锁定件设置在顶部法兰上，用于将顶部法兰连接在相邻的卫星上；弹性件的一端固定设置在安装基座上，弹性件的另一端与顶部法兰相抵接；压紧释放件连接顶部法兰和安装基座，能够通过压紧弹性件后实现安装基座和顶部法兰之间的可拆卸连接。星间分离方法为：自上向下逐级分离；或，上下交替分离；或，自上向下逐级分离的同时，延时启动自下向上逐级分离。本发明通过星间分离机构的锁定件实现无需螺纹连接即可进行自动锁死，通过压紧释放件的控制实现星间的自动分离。星间分离机构的安装简单，适应性强。 | ||||||
| 90 | 一种大椭圆轨道太阳阵变速驱动方法 | CN202410077488.1 | 2024-01-19 | CN117842391A | 2024-04-09 | 周连文; 何益康; 林书宇; 孙梓煜; 沈怡颹 |
| 本发明提供了一种大椭圆轨道太阳阵变速驱动方法，包括：建立对日跟踪姿态基准系中大椭圆轨道卫星与太阳位置关系模型；根据卫星与太阳位置关系模型定义大椭圆轨道卫星的太阳阵驱动偏差；以太阳阵驱动偏差作为太阳阵驱动控制的输入，确定大椭圆轨道卫星的太阳阵变速跟踪控制规律，实施太阳阵对日定向。采用本发明大椭圆轨道太阳阵变速驱动方法，太阳阵变速驱动平缓，可以确保太阳阵对日稳定跟踪，也有效地减小了对姿态稳定的影响。 | ||||||
| 91 | 一种适用于超低轨道卫星的吸气式喷射推进装置 | CN202410161799.6 | 2024-02-05 | CN117842390A | 2024-04-09 | 耿金越; 李梦天; 李晓琪; 曹进文; 孟显; 闫聪; 黄河激 |
| 本发明实施例公开了一种适用于超低轨道卫星的吸气式喷射推进装置，包括外部气体吸入结构和喷气式推进结构，以及连通设置于所述外部气体吸入结构和所述喷气式推进结构之间的气体选择性分离供给结构；其中，所述喷气式推进结构上形成有一个或多个供气通道；所述气体选择性分离供给结构用于将通过所述外部气体吸入结构吸入的气体按照组分分离成一组或多组后，选择性地供入对应的所述供气通道中。本发明通过超低轨道运行环境下，针对性地对气体收集分离，而后重组使用，避免了对设备和部件的损伤，在有效实现对周边环境的利用的前提下，能够有效提高利用效率，降低使用成本。 | ||||||
| 92 | 一种单发航天引擎及推进方法 | CN202311636743.3 | 2023-12-01 | CN117842389A | 2024-04-09 | 普松炎 |
| 本发明属于航天引擎技术领域，公开了一种单发航天引擎及推进方法，一种单发航天引擎，从前向后依次包括：能源模组，用于吸入宇宙空间中的氢原子；反应模组，为氕氕、氕氘、氘氘、氘氚、氚氚五大反应的反应场所；释放模组，用于释放反应物质实现推进。本发明结构合理，通过能源模组来吸入宇宙空间中的氢原子，通过反应模组为核反应提供场所场所，通过释放模组释放反应产物实现推进，既不需要携带燃料，运行也较稳定，引擎的可控性较好。 | ||||||
| 93 | 基于有效垂直基线的单星或多星重轨干涉轨控方法 | CN202311608041.4 | 2023-11-29 | CN117842385A | 2024-04-09 | 徐明; 丁纪昕; 陈娟; 王帅雷; 梅名宣; 白雪; 李林澄; 孙秀聪; 王海了 |
| 本发明提供了基于有效垂直基线的单星或多星重轨干涉轨控方法，属于星载SAR重轨干涉技术领域。单星或多星重轨干涉轨控方法基于偏心率矢量和相对倾角，建立重轨干涉的参考‑观测虚拟编队模型；基于目标探测区域纬度和星下点纬度与轨道根数的几何关系，得到目标探测区域纬度与有效垂直基线的关系，确定参考‑观测卫星的虚拟编队有效垂直基线；以有效垂直基线为评价指标，得到适用于单星、多星重轨干涉的面内/面外轨控策略。本发明解决了目前国内外相对缺乏单星重轨干涉的轨控策略研究的问题，可为建立我国遥感体系提供新方法、新方向，也可应用于空基态势感知，为完善我国空基攻防体系作支撑。 | ||||||
| 94 | 一种卫星铰链展开装置 | CN202410177765.6 | 2024-02-08 | CN117842384A | 2024-04-09 | 王战辉; 赵成; 李晓明; 文毅; 胡桢; 高彦 |
| 本发明涉及一种卫星铰链展开装置，包括与卫星结构固定侧和活动侧连接的铰链模块。铰链模块包括与卫星结构固定侧连接的铰链固定端以及与卫星结构活动侧连接且与铰链固定端转动连接的铰链活动端。在铰链活动端转动至预设角度的情况下，设置于铰链固定端中的滑销向着铰链活动端所在的方向弹出，并以端部伸入设置在铰链活动端的转盘的卡口的方式阻止铰链活动端回弹，且设置于铰链活动端的限位螺钉以其与铰链固定端抵接的形式阻止铰链活动端继续转动。本发明的卫星铰链展开装置通过设置滑销和限位螺钉分别实现了防止铰链活动端回弹和过度旋转的功能，提高了自锁的容错，避免了卫星结构展开过快导致的滑销无法及时弹出进而自锁失败的问题。 | ||||||
| 95 | 一种辐射开环绳系卫星系统分段自旋展开方法 | CN202410135193.5 | 2024-01-31 | CN117842383A | 2024-04-09 | 张越; 陈凯; 过佳雯 |
| 本发明公开了一种辐射开环绳系卫星系统分段自旋展开方法，涉及绳系卫星系统技术领域，包括：根据绳系与中心航天器连接处所承受的最大张力，将绳系展开过程分为两个阶段，分别为第一阶段和第二阶段；其中，绳系的一端与中心航天器固定连接，绳系的另一端与子星固定连接；在第一阶段，绳系先以变速进行展开，再引入摆角线性归零，使得绳系以减速进行展开；在第一阶段，以第一驱动力矩驱动中心航天器以恒定转速保持自旋；在第二阶段，绳系以恒定速度展开，并在展开结束时引入展开速度平滑过渡；在第二阶段，以第二驱动力矩驱动中心航天器的转速，使得中心航天器的转速与子星的转速相同。本发明能够保证辐射开环绳系卫星系统稳定、高效的展开。 | ||||||
| 96 | 卫星用结构板装配电缆转接支架及安装方法 | CN202311477028.X | 2023-11-07 | CN117842382A | 2024-04-09 | 张朋松; 郭斐; 沈昱昊; 贾鹏飞; 秦冉冉; 曾齐; 申军烽; 袁荣钢 |
| 本发明提供了一种卫星用结构板装配电缆转接支架及安装方法，包括：结构板本体及埋件、紧固件，支架板本体及安装孔、紧固件，转接电缆电连接器及紧固件。结构板设置支架板安装需要的安装埋件，支架板通过紧固件安装在结构板上，转接电缆电连接器通过紧固件安装在支架板上，支架板根据需要按照转接电缆电连接器安装尺寸进行开孔和表面处理。本发明通过与结构板一体化设计，在卫星电缆布局路径上择优选择结构板的合适开孔位置，结构板和支架板均可以在正反两面安装，使得转接电缆设计更加灵活，减轻了整星总体电路系统重量，转接支架的设计、加工、安装、操作更加方便。 | ||||||
| 97 | 一种环形桁架三维随动系统及其控制方法 | CN202111446973.4 | 2021-11-30 | CN114185271B | 2024-04-09 | 董强; 陈强; 黄科; 邢伟; 程刚 |
| 本发明涉及一种环形桁架三维随动系统的控制方法，其具体包括如下步骤：S1：以m根绳索具有n自由度索并联系统为研究对象建立坐标系；S2：建立系统广义力平衡模型；S3：计算索并联系统的广义力W：S4：通过判断m根索组成的拉力矢量T是否满足如下关系：Tmin≤T≤Tmax，确保各拉索不虚牵；S5：以张力最小方差minf(T)为目标对所建立的索系统广义力平衡模型进行优化；S6：计算索并联驱动系统力控工作空间；S7：建立索并联驱动系统随动控制方程；S8：建立水平快速随动系统控制模型；S9：设置拉力变化曲线，确定伺服电机工作在力矩模式，进行拉力闭环反馈控制。 | ||||||
| 98 | 深空探测航天器高温隔热屏性能测试装置及方法 | CN202111216067.5 | 2021-10-19 | CN113928604B | 2024-04-09 | 庞乐; 代善良; 王晓占; 赵凯璇; 张鹏; 季琨; 孙敬文 |
| 本发明提供了一种深空探测航天器高温隔热屏性能测试装置及方法，包括待测高温隔热屏，还包括试验台架、灯阵组件、反射屏、液氮真空罐组件、加热测温组件及质谱测试仪组件；所述待测高温隔热屏、所述反射屏及所述灯阵组件均设置在所述试验台架上，所述反射屏位于所述待测高温隔热屏和所述灯阵组件之间；所述试验台架设置在所述液氮真空罐组件内，所述加热测温组件连接所述待测高温隔热屏，所述质谱测试仪组件连接所述待测高温隔热屏。本发明安装方便，应用范围广，适用于对高温隔热屏或其他种类隔热组件进行不同温区特别是高温区测试。 | ||||||
| 99 | 一种卫星热控检测方法与系统 | CN202110376292.9 | 2021-04-07 | CN113125181B | 2024-04-09 | 任文胜 |
| 本发明提供了一种基于数据库管理系统的卫星热控检测方法，包括以下步骤：对多个待测点分别设置温度传感器；将所述温度传感器连接平衡桥电路，所述温度传感器的两个引脚分别接入到所述平衡桥电路；将采集的数据保存到数据库中，分析出单点的温度趋势和多点的温度趋势，获取卫星的热平衡趋势。本发明还提供了一种基于数据库管理系统的卫星热控检测平台。本发明的有益效果是：实现快速采集温度、应力等传感器数据，并将数据分析处理后转换成效果图，给出实测的热平衡区间，对卫星的热控管理系统作闭环验证测试，较好的满足卫星的热控要求。 | ||||||
| 100 | 一种着陆缓冲腿结构 | CN202110244919.5 | 2021-03-05 | CN112874816B | 2024-04-09 | 孙竞; 陈先宝; 刘仁强; 高峰; 尹科 |
| 本申请公开了一种着陆缓冲腿结构，包括：大腿部、小腿部以及缓冲机构，其中，所述大腿部与所述小腿部转动连接，所述缓冲机构的第一端与所述大腿部转动连接，所述缓冲机构的第二端与所述小腿部转动连接。本申请通过设置缓冲机构，使其集成缓冲着陆和移动功能，可解决反复着陆以及移动的技术问题；当本申请着陆时可切换为缓冲作用模式，在缓冲机构的作用下为腿提供被动缓冲能力，从而削弱腿上驱动机构受到的冲击载荷峰值；当本申请行走时切换为休眠模式，缓冲机构不工作，进入休眠模式，可提高腿的动态响应能力。 | ||||||
QQ群二维码
意见反馈
意见反馈