航天器相关的专利数据

序号	专利名	申请号	申请日	公开（公告）号	公开（公告）日	发明人
61	一种航天器推力室夹套的修复方法及航天器推力室	CN202010654327.6	2020-07-09	CN111531321B	2020-10-16	杨瑞康; 袁宇; 宣智超; 黄乐; 周涛; 韩建业; 常克宇
本发明公开一种航天器推力室夹套的修复方法及航天器推力室，提供推力室，推力室包括外壁、内壁和凸肋，内壁通过凸肋与外壁焊接连接，凸肋在外壁和内壁焊接后在内壁和外壁之间限定多条供冷却剂流通的通道；向通道内打压，检验外壁与凸肋间的脱粘部位，通过打压使得外壁对应脱粘部位的位置出现凸起；在内壁的内侧设置成像底片；通过射线照射凸起，使对应凸起的凸肋在成像底片上形成第一影像；比较第一影像与凸起和凸肋在成像底片上的位置关系，在外壁上确定待焊接的轨迹；沿轨迹对外壁进行激光焊接，完成推力室夹套修复。整个工艺设计合理，节约成本。
62	航天器的轨道转移控制方法、装置、介质及航天器	CN202310309085.0	2023-03-28	CN117550097A	2024-02-13	陈倩茹; 吴新林; 吴凌根; 何镇武; 吴琳琳
本申请提供一种基于全电推进器的航天器的轨道转移控制方法、装置、介质及航天器，能够克服轨道转移过程中电推进器调整倾角时推力方向的误差对半长轴的耦合影响，以及采用斜向推力可以提高轨控的效率。该方法包括：获取目标倾角和目标半长轴；在航天器每次到达交点前的预设时刻控制全电推进器沿着预设方位角的方向施加持续时间的固定推力；确认航天器所处轨道的倾角为目标倾角；在航天器每次到达远地点或者近地点前的预设时刻控制全电推进器沿着与航天器速度相关的方向施加持续时间的固定推力；确认航天器所处轨道的半长轴为目标半长轴；其中，预设方位角的方向与误差调整系数k、以及相关。
63	航天器	CN201720654036.0	2017-06-06	CN206857028U	2018-01-09	刘丽坤; 束浩然; 杨叶南; 李源; 黄忠; 彭媛媛; 谢涛; 戴煦璋
本实用新型涉及一种航天器。该航天器包括：航天器主体；帆板组件，位于航天器主体侧面，帆板组件一侧面上设置有太阳能电池板，另一侧面上设置有反光部件；控制组件，用于根据航天器轨道、太阳轨道以及目标反射区的位置关系，控制所述帆板组件到达所述目标位置，以使太阳光通过所述反光部件反射到所述目标反射区。根据本实用新型实施例，能够控制帆板组件到达目标位置，使得太阳光可以通过帆板组件一侧面上设置的反光部件反射到目标反射区，实现了目标反射区内肉眼可较长时间观测太阳反射光的目的，且具备低成本、低重量代价以及可操作性强等特点。(ESM)同样的发明创造已同日申请发明专利
64	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	CN117251941A	2023-12-19	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。
65	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。
66	一种在轨航天器组合体的各航天器基频指标确定方法	CN202310431353.6	2023-04-20	CN116579077A	2023-08-11	吴松; 肖余之; 陈燕毫; 靳宗向; 赵玉震; 江晟; 胡迪科; 郭其威; 臧旭; 沈涛
本发明的一种在轨航天器组合体的各航天器基频指标确定方法，通过构建航天器组合体系统的简化动力学模型，推导建立标准的动力学方程，求解组合体各航天器固支边界基频与航天器组合体系统基频之间的关系表达式，并基于一定的定量关系对表达式进行简化，进而依据在轨航天器系统基频约束要求，提出各航天器固支边界基频约束指标，实现航天器组合体系统基频指标的逐级分解。该方法不仅适用于在轨航天器组合体系统基频指标分解，也可适用于其他自由状态组合体结构的基频指标分解，有效改善了航天器基频指标分解的不确定性。
67	一种应用航天器舱外监视图像的航天器损伤检测方法	CN202311421650.9	2023-10-30	CN117372398A	2024-01-09	许嘉毅; 李悦; 徐晨露; 祝周鹏; 孙行
本发明提出了一种应用航天器舱外监视图像的航天器损伤检测方法，属于航天器损伤检测领域，通过对航天器舱外监视设备的成像结果，包括视频或照片进行图像轮询、提取、处理以及对比，最终获取损伤可疑区域并通过位置转换得到损伤可疑点的具体位置，得到航天器损伤的检测结果。本发明解决了未安装碰撞类传感器的航天器没有有效监测空间碎片损伤的现实困难、航天器舱外图像分析受飘飞颗粒物影响以及航天器损伤检测难以高精度定位的问题，具有计算快速、收敛性好、结果可靠性强、适用性好、无需安装专门检测设备等优点，同时可以排除图像噪声以及自由飘飞的颗粒物对计算结果的影响，并且对于已入轨航天器，无需进行软硬件升级，高效经济。
68	航天器、控制系统	CN201980089674.4	2019-01-21	CN113348133A	2021-09-03	福岛忠德; 山田淳; 平田大辅; 戎崎俊一; 和田智之
本发明的航天器是在宇宙空间中向对象物照射激光来改变所述对象物的轨道或姿态的航天器，具有：激光装置，产生激光；聚焦单元，使所述激光汇聚；检测单元，获取包括所述航天器与所述对象物的距离的检测信息；以及照射控制单元，基于所述距离以在所述对象物处使激光汇聚的方式控制所述聚焦单元。
69	航天器飞行模拟器	CN201780089592.0	2017-06-07	CN110520918A	2019-11-29	亚历山大·尤利耶维奇·贝兰基
本发明涉及用于载人航天器的模拟器，所述模拟器装备有电子显示系统和光学观测系统，并且可以被用于娱乐或教育目的，其目的是开发控制Soyuz航天器的技能。航天器飞行模拟器包括具有引导元件的支撑结构，以及被设计成可以沿着引导元件移位的半圆形式的俯仰框架。垂直支撑结构被安排在用户座椅的前方，其被连接到俯仰框架并且包括具有用于平移移动的引导元件的桌台。引导元件具有控制把手以及被安排在垂直支座的顶部并且包括侧面监视器的控制后台。本发明的技术效果是扩展了航天飞行模拟器的功能能力。
70	多航天器发射系统	CN201310170861.X	2013-05-10	CN103387058B	2016-05-18	R·W·阿斯顿; A·M·托马兹斯卡; G·N·卡普林
本发明涉及一种多航天器发射系统（10），其可以适合置于运载火箭整流罩（14）的有效载荷区域（20）内。发射系统（10）可以包含第一航天器（16）和第二航天器（18），该第二航天器（18）可释放地附连到第一航天器（16）并相对于第一航天器（16）取向，使得当它们置于整流罩（14）内时，第一航天器（16）的发射载荷被传送到第二航天器（18）并由其承担。在某些实施例中，第一和第二航天器（16、18）中的每个都可以包含电力推进单元（40）以及化学和电力混合推进单元（42）其中之一。电力或化学和电力混合推进单元（40、42）的使用使第二航天器（18）能承担第一航天器（16）的全部或大部分发射载荷，从而消除对额外的支撑结构的需求。
71	多航天器发射系统	CN201310170861.X	2013-05-10	CN103387058A	2013-11-13	R·W·阿斯顿; A·M·托马兹斯卡; G·N·卡普林
本发明涉及一种多航天器发射系统（10），其可以适合置于运载火箭整流罩（14）的有效载荷区域（20）内。发射系统（10）可以包含第一航天器（16）和第二航天器（18），该第二航天器（18）可释放地附连到第一航天器（16）并相对于第一航天器（16）取向，使得当它们置于整流罩（14）内时，第一航天器（16）的发射载荷被传送到第二航天器（18）并由其承担。在某些实施例中，第一和第二航天器（16、18）中的每个都可以包含电力推进单元（40）以及化学和电力混合推进单元（42）其中之一。电力或化学和电力混合推进单元（40、42）的使用使第二航天器（18）能承担第一航天器（16）的全部或大部分发射载荷，从而消除对额外的支撑结构的需求。
72	用于航天器的设备	CN201080055436.0	2010-12-07	CN102656090A	2012-09-05	海德利·史多克斯
本发明涉及对于航天器（501）针对碎片（701）的保护，并涉及大气阻力式离轨装置，以及涉及用于从空间环境中移除碎片的碎片清扫设备。航天器的碎片防护设备（200）包括：包含用于阻碍入射的碎片的防护表面的防护单元（210），用于将防护单元安装至航天器主体的安装装置（204），及用于使防护单元相对于航天器主体定位的驱动设备（204a-204d），其中，驱动设备能使防护单元在第一收起位置和第二展开位置之间运动，且在第二展开位置中防护单元的防护表面的平面相对于航天器主体呈一角度。防护单元包括可进一步展开以增加航天器的有效表面积从而产生阻力和/或从空间环境中清扫碎片的防护层。
73	航天器的热控制膜	CN200680017120.6	2006-05-17	CN101194391B	2012-01-04	P·J·布鲁克斯
提供一种应用于航天器中的热控制膜，包括适用于呈现对太阳辐射的高反射率，在微波谱内的低吸收率，以及对远红外的高发射率的多层干扰滤波器。该膜没有金属且遍布航天器承载的天线的工作面。这样的膜展现了所期望的热控制散热器表面的热-光特性且可以在不中断RF信号下应用于通信或雷达天线的工作面上。
74	航天器的热控制膜	CN200680017120.6	2006-05-17	CN101194391A	2008-06-04	P·J·布鲁克斯
提供一种应用于航天器中的热控制膜，包括适用于呈现对太阳辐射的高反射率，在微波谱内的低吸收率，以及对远红外的高发射率的多层干扰滤波器。该膜没有金属且遍布航天器承载的天线的工作面。这样的膜展现了所期望的热控制散热器表面的热－光特性且可以在不中断RF信号下应用于通信或雷达天线的工作面上。
75	小型板件式航天器	CN201310390864.4	2013-08-31	CN103434660B	2015-10-28	岳晓奎; 王星又; 袁建平; 宁昕
本发明提供了一种小型板件式航天器，包括主体结构板、内部功能元件板、内部隔板与外部功能元件，所述的主体结构板为正方形板件，相对的两组边框中间分别有凸起结构和凹进结构，一侧为封闭平面；所述的凹进结构和凸起结构能够通过圆头弹簧钉和连接杆连接；所述的内部隔板内嵌于主体结构板中，固定内部功能元件板，并使各内部功能元件板之间相互连通；所述的外部功能元件与主体结构板固定。本发明能够实现航天器内部元件的可替换，减小集成扩展时存在的非必要性元件，降低对机械臂的控制要求，提高小型航天器空间操作性。
76	航天器磁推进装置	CN201410743774.3	2014-12-08	CN104554825A	2015-04-29	全荣辉; 程世豪; 许猛; 高著秀; 方美华; 黄朝艳; 王志强
本发明公开一种航天器磁推进装置，其结构设计简单，推进装置采用条状线圈结构，可以由小电流导线通过多圈绕接产生较大的总线圈电流；推力方向与大小均可以随着线圈的方向和线圈电流的大小调整，推力方向与线圈电流方向垂直，采用本发明推进装置的航天器控制更为简单；本发明航天器磁推进装置的推进方法相比磁矩推进方法在同等电流强度与地球磁场环境下推力更大，且本发明推进装置可以多个平行排列叠加，进行组合使用，实现航天器大推力推进；本发明推进装置工作时周围产生磁场，空间带电粒子靠近航天器时将受到磁场作用偏折，本发明装置对航天器具有一定带电粒子屏蔽与防护作用，而且推进装置磁矩大小相互抵消，对航天器不产生额外磁力矩作用。
77	小型板件式航天器	CN201310390864.4	2013-08-31	CN103434660A	2013-12-11	岳晓奎; 王星又; 袁建平; 宁昕
本发明提供了一种小型板件式航天器，包括主体结构板、内部功能元件板、内部隔板与外部功能元件，所述的主体结构板为正方形板件，相对的两组边框中间分别有凸起结构和凹进结构，一侧为封闭平面；所述的凹进结构和凸起结构能够通过圆头弹簧钉和连接杆连接；所述的内部隔板内嵌于主体结构板中，固定内部功能元件板，并使各内部功能元件板之间相互连通；所述的外部功能元件与主体结构板固定。本发明能够实现航天器内部元件的可替换，减小集成扩展时存在的非必要性元件，降低对机械臂的控制要求，提高小型航天器空间操作性。
78	航天器的磁推进器	CN200910249902.8	2009-12-04	CN102085917A	2011-06-08	易忠; 王斌; 孟立飞; 张超; 唐小金
本发明公开了一种航天器磁推进器主要包括电源系统、驱动部件、可伸缩的金属杆、杆两端设置有金属球，电源系统与驱动部件上设置的导电环电连接，通过动连接的电刷电连接到金属杆和金属球上。本发明的航天器推进器的优点在于无需工质、寿命不受燃料影响且卫星所需携带的燃料量减少，降低了发射重量。
79	航天器的加速方法	CN200810040367.0	2008-07-08	CN101624095A	2010-01-13	何振华
一种航天器的加速方法，涉及航天技术领域，所解决的是现有技术中航天器积累飞行速度时间长的技术问题。该方法的特征在于，具体步骤如下：1)从地球上发射一枚搭载有航天器的主体火箭，使其进入同步轨道作绕地飞行；2)发射一枚搭载有配重体的辅助火箭，使其进入航天器所在的同步轨道作绕地飞行，并在该同步轨道的远地点与航天器会合并对接，从而为航天器增加配重体；3)航天器飞行至同步轨道的近地点时将配重体抛离；4)重复步骤2)-3)，直至达到辅助火箭的指定发射次数或直至航天器飞离地球同步轨道进入转移轨道飞向其它星球。利用本发明提供的方法，能增加航天器探索航程。
80	多航天器发射系统	CN201610239117.4	2013-05-10	CN105775164A	2016-07-20	R·W·阿斯顿; A·M·托马兹斯卡; G·N·卡普林
本发明涉及一种多航天器发射系统(10)，其可以适合置于运载火箭整流罩(14)的有效载荷区域(20)内。发射系统(10)可以包含第一航天器(16)和第二航天器(18)，该第二航天器(18)可释放地附连到第一航天器(16)并相对于第一航天器(16)取向，使得当它们置于整流罩(14)内时，第一航天器(16)的发射载荷被传送到第二航天器(18)并由其承担。在某些实施例中，第一和第二航天器(16、18)中的每个都可以包含电力推进单元(40)以及化学和电力混合推进单元(42)其中之一。电力或化学和电力混合推进单元(40、42)的使用使第二航天器(18)能承担第一航天器(16)的全部或大部分发射载荷，从而消除对额外的支撑结构的需求。

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