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
141	航天器对接系统及方法	CN201610583591.9	2016-07-22	CN106240849B	2020-05-12	刘志; 张崇峰; 靳宗向; 时军委; 谢哲; 胡雪平
本发明提供了一种航天器对接系统及方法，该系统包括主动对接装置和被动对接装置，所述主动对接装置包括主动对接环和对接框体，所述主动对接装置还包括三组缓冲机构，每组所述缓冲机构包括一个主缓冲器、两个丝杠螺母组件和一个自差缓冲器，所述丝杠螺母组件的上下两端分别活动连接于所述主动对接环和对接框体；每组中的两个所述丝杠螺母组件同时被一个所述主缓冲器驱动伸缩，两个所述丝杠螺母组件之间还通过所述自差缓冲器互相连接，进而通过所述自差缓冲器实现两个所述丝杠螺母组件相对的伸缩调整。
142	一种航天器热试验工装	CN201811561009.4	2018-12-20	CN109855893A	2019-06-07	马二瑞; 林士峰; 蒋桂忠; 李锴; 卞永刚; 任烜; 许红阳; 张筱娴
本发明涉及一种航天器热试验工装，主要由进罐车、卫星支撑工装以及外热流模拟设备支撑工装三部分组成。卫星支撑工装主要由横向调节安装孔、加固支撑组件、水平调节组件、测试设备定位销、玻璃钢隔热垫块、试验工装闭环控温组件、工装固定装置构成。此外，在试验工装各方向设计调节孔，增强其适应性，简化试验流程，提高在试验过程中的可操作性及安全性，对于组网批生产卫星可缩短研制周期，节约研制成本。本发明提供的工装具有可扩展性、操作使用简单、结构刚性好、与试验产品绝缘、使用安全等特点。
143	航天器离轨电动力绳系	CN201811308255.9	2018-11-05	CN109264036A	2019-01-25	师鹏; 雷冰瑶; 刘思帆; 程琦翔; 赵育善
本发明涉及航天器离轨技术领域，公开了一种航天器离轨电动力绳系，包括电动力绳和充放气装置，电动力绳包括导电线和套设在导电线外的弹性层，充放气装置与电动力绳连接，用于向弹性层内进行充放气。本发明提供的航天器离轨电动力绳系，通过充放气装置向套设在导电线外的弹性层内充气，使弹性层成为具有内部气压并具有一定伸展张力的气柱，进而使电动力绳在空间中成为具有一定弯曲及扭转刚度的杆，提高了电动力绳系在空间中的稳定性，避免出现往回折叠导致系绳有效长度减小的问题，不需要考虑系绳出现轴线方向的扰动，使对电动力绳系整体的状态控制变得相对简单。另外，方便建模，使得电动力绳系在理论分析和模型运算上都更加方便、简洁。
144	用于航天器的测试电路	CN201711039327.X	2017-10-27	CN107884641A	2018-04-06	杨枫; 任亮; 刘武通
本发明涉及一种用于航天器的测试电路，包括：隔离电路，所述隔离电路的输入端用于接收输入信号；延时电路，所述延时电路的输入端与所述隔离电路的输出端相连接；驱动电路，所述驱动电路的输入端与所述延时电路的输出端相连接；事件计时器，所述事件计时器的输入端与所述驱动电路的输出端相连接。输入信号均通过隔离电路进行隔离，从而保证了输入信号与后续电路的完全隔离，进一步保证了整个测试电路的安全性。通过采用光耦隔离的方式，完全将输入信号与隔离电路后的电路隔离开。实现了航天器在地面测试过程中，航天器测试点与地面测试系统之间的电气隔离。保证了航天器在地面测试过程中，航天器内部电路的安全性。
145	一种航天器主动补磁系	CN201410439499.6	2014-09-01	CN104210676A	2014-12-17	陶盖
本发明提供了一种航天器主动补磁系统，该系统包括线圈、供电电路及控制电路；供电电路用于给线圈提供电流，其包括n路与航天器在轨工作状态对应的电流输出，该n路电流输出分别为线圈提供n个不同的电流；线圈上电后产生所需的磁场；控制单元用于接收航天器指令，并发出开关指令来控制供电电路产生对应的电流给线圈供电。在大型航天器研制中，本发明所提供的航天器主动补磁系统的重量比常用的磁块要小很多，降低了航天器的发射成本。另外，本发明的航天器主动补磁系统可以提供可控制的补偿磁场，满足大型航天器不同工作状态下的剩磁要求。
146	航天器减振约束阻尼层	CN200510009838.8	2005-03-22	CN1663884A	2005-09-07	郑钢铁; 梁鲁; 杜华军; 刘丽坤; 申智春; 张静; 黄文虎
航天器减振约束阻尼层，它涉及一种减振结构，具体涉及一种用于航天器的减振约束阻尼层。本发明的航天器减振约束阻尼层包括约束层(1)和阻尼层(2)，阻尼层(2)通过粘接剂粘接在连接件内外表层(3)上，约束层(1)通过粘接剂粘接在阻尼层(2)的上表面上。本发明的附加约束阻尼层不改变现有接口，不损伤原有结构也不降低支承刚度，以较小的质量代价获得了明显的减振效果。本发明在航天器运载火箭连接件原有结构基础上附加约束阻尼层结构对航天器具有明显的减振效果。计算机仿真表明，对接面瞬态加速度响应可以降低约70％，最大相对加速度由3.6g降低到1g；对接面瞬态位移响应降低约55％，最大相对位移由0.35mm降到0.15mm。
147	航天器用两维驱动装置	CN202211736340.1	2022-12-31	CN116039963A	2023-05-02	朱家豪; 陈秀群; 李伟; 盛唐; 余豪华; 王学强; 经贵如
本发明提供了一种航天器用两维驱动装置，包括回转机构及至少两个摆动机构，其中，所述回转机构装配在航天器的帆板装配处，所述回转机构与所述摆动机构传动连接，用于驱动所述摆动机构转动；每一所述摆动机构均单独控制，且每一所述摆动机构均与对应的太阳能帆板传动连接，用于驱动所述太阳能帆板摆动。本发明既能实现同时驱动两翼太阳能帆板360°转动功能，又能实现两翼帆板同时摆动或单翼摆动的功能，其中单个组件均有独立的功能特点，可以作为模块化功能使用，结构紧凑、重量轻，可适用于不同的空间航天器产品，适用范围广泛。
148	可替换航天器推进模块	CN202210790086.7	2022-07-05	CN115339657A	2022-11-15	郝刚刚; 汤海涛; 王光远; 穆远东; 李昂; 赵文; 屠永刚; 王腾; 刘奕鑫; 崔永军; 卢清荣; 吴蓓蓓; 余快; 张新星
本发明公开了一种可替换航天器推进模块，属于航天器技术领域，推进模块设置功能相对独立的结构模块使得推进系统结构与平台其他舱段结构在空间上解耦，同时推进系统管阀件按照功能进行模块化划分，实现模块的批量化快速研制和地面灵活选配替换；推进模块的主承力结构为桁架式外承力体系且位于模块的最外层；推进模块的上方通过配置具备特定分离对接功能的机构实现分离解锁和快速对接功能。本发明能够提高平台快速研制和地面灵活替换能力、平台接口及推进系统配置的灵活性，同时提高航天器在轨任务扩展能力。
149	锁紧释放装置及航天器	CN202110084763.9	2021-01-21	CN112896553B	2022-04-05	何宁泊
本发明公开一种锁紧释放装置及航天器，所公开的锁紧释放装置包括基座、多个分瓣锁环、限位组件、驱动组件和连接件，所述限位组件为环状结构件，且环绕于所述多个分瓣锁环设置；所述限位组件沿其中心轴可转动地设置于所述基座，且具有第一状态和第二状态，所述驱动组件与所述限位组件相连，并可驱动所述限位组件转动而由所述第一状态切换至所述第二状态；其中，在所述第一状态时，所述限位组件与所述多个分瓣锁环的外周侧面相抵接，以使得所述多个分瓣锁环围合形成锁止空间，所述连接件可卡接配合于所述锁止空间内；在所述第二状态时，所述限位组件释放所述多个分瓣锁环。上述方案能够达到减轻装置重量、降低冲击载荷和减少污染的技术效果。
150	航天器外表面除热装置	CN201710151664.1	2017-03-07	CN107054698B	2021-04-06	沈武云
发动机(5)启动后，发动机前方产生吸引力，后方排气气流进入锥体管(4)中，空气压力，流速增大，流量不变，出锥体管口后进入各个直径不同的直圆筒(2)中，锥体管出口和每个直圆筒出口处都会形成一个负压旋涡，负压旋涡的旋转产生的吸引力，会把大气中的空气从外蒙皮(1)上的微孔中吸入负压腔(3)内，与椎体管(4)喷出的高速气体进入混合，混合后的气体流速不变，流量增加了，发动机的马力增大了，负压腔(3)中的空气温度低于外界大气的温度。机舱内不再产生高温，外蒙皮(1)与空气摩擦产生的热量随发动机喷出的气流及时的排出机体外。发动机的工作是稳定地，负压腔内的温度也是一定地。因此航天器可以任意速度飞行，保证了航天器和航天员的安全。
151	航天器分布式电源系统	CN202010568201.7	2020-06-19	CN111711256A	2020-09-25	钟丹华; 唐筱; 舒斌; 辛利斌; 金磊; 涂浡; 张思义; 田源
本发明涉及一种航天器分布式电源系统，包括一个并网控制器和多个标准供电单元；所述的标准供电单元具备独立供电功能，分别通过供电电缆与并网控制器连接，各个标准供电单元在并网控制器内进行并网供电，提供航天器负载用电需求；并网控制器对标准供电单元的工作状态进行在线监测，对发生故障的标准供电单元进行故障隔离，并对入网的标准供电单元进行供电均衡控制，使得每个入网标准供电单元的输出功率均衡。
152	用于航天器的测试电路	CN201711039327.X	2017-10-27	CN107884641B	2020-09-15	杨枫; 任亮; 刘武通
本发明涉及一种用于航天器的测试电路，包括：隔离电路，所述隔离电路的输入端用于接收输入信号；延时电路，所述延时电路的输入端与所述隔离电路的输出端相连接；驱动电路，所述驱动电路的输入端与所述延时电路的输出端相连接；事件计时器，所述事件计时器的输入端与所述驱动电路的输出端相连接。输入信号均通过隔离电路进行隔离，从而保证了输入信号与后续电路的完全隔离，进一步保证了整个测试电路的安全性。通过采用光耦隔离的方式，完全将输入信号与隔离电路后的电路隔离开。实现了航天器在地面测试过程中，航天器测试点与地面测试系统之间的电气隔离。保证了航天器在地面测试过程中，航天器内部电路的安全性。
153	航天器用紧凑型惯性轮	CN201811520146.3	2018-12-12	CN109630655A	2019-04-16	任昊; 李旦望; 孙剑超; 顾杨杰; 徐宁; 包建国; 季冬辉
本发明提供了一种航天用紧凑型惯性轮，其特征在于，包括主惯性件、外接件、连接件；主惯性件、外接件通过连接件连接；主惯性件、外接件、连接件呈同心环状排列。连接件的圆周均匀设置有减重孔。外接件上设置有止口、螺纹。本发明外径小，惯量大，满足航天小型化使用需求；采用铼制作，通过增加密度提高惯性；螺纹处增加止口设计，提高对中性；设有减重孔，去除无用重量；铼具有耐腐蚀，耐高低温特性，适用于太空环境；母材为高温高压形成的铼饼，具备良好的机械加工性能。
154	一种航天器用磁浮力器	CN201810617236.8	2018-06-15	CN108945524A	2018-12-07	周丽平; 赵发刚; 郑京良; 刘兴天; 张如变; 申军烽
本发明公开了一种航天器用磁浮力器，包括外屏蔽、活动设置在外屏蔽内的内屏蔽、固定在内屏蔽两内侧壁中部处的永磁体以及通过线圈支架固定于外屏蔽内部中心位置的线圈，两块永磁体布置在线圈两侧；外屏蔽呈U形结构，内屏蔽呈倒U形结构，两者配合套接，内屏蔽外壁与外屏蔽外壁的间隙不小于5mm，内屏蔽开口端面与外屏蔽内底面的间隙不小于5mm，工作状态下两者之间所有运动方向均设有机械限位；线圈、外屏蔽与航天器平台连接，永磁体与被控制载荷连接。通电线圈在永磁体之间的磁场中产生电磁力调节被控制载荷的姿态精度。本发明为诸如动静分离式卫星平台的姿态控制系统提供输出力，外观简洁、结构紧凑、体积小。
155	一种航天器上的CL喷管	CN201210239379.2	2012-07-11	CN103541831A	2014-01-29	崔廉
一种航天器上的CL喷管，把收缩管、CL燃气流加速增压管和扩张管依次机械连接，根据“流体在管中运动时，截面积小处流速大，截面积大处流速小”的原理，把收缩管制成反喇叭型截面积逐渐缩小的金属管，之后，把燃气流在管中做第一次增压加速运动后，并达跨音速；根据“F·t＝ΔW·V公式，流体在截面积相同管内运动时，管长流速快”的原理，把燃气流在截面积相同的管中进行第二次增压和加速运动后并达数倍音速；根据“流体在管中运动时，截面积小处流速小，截面积大处流速大”的反原理，把扩张管制成正喇叭型截面积逐渐扩大的金属管，把燃气流继续在管中进行第三次提速后，并达数十倍音速。
156	航天器生活垃圾抛射器	CN201210232857.7	2012-07-06	CN102730204A	2012-10-17	安凯; 王谦
本发明提供一种航天器生活垃圾抛射器，包括电机、气缸、活塞、从动齿轮、主动齿轮、螺杆、垃圾罐和齿轮架。当需要抛射生活垃圾时，将生活垃圾装入垃圾罐内，并拧紧垃圾罐端盖；将垃圾罐装入气缸内并压紧。打开航天器外壁口，启动电机，电机通过主动齿轮带动从动齿轮转动，使螺杆带动活塞进入气缸并沿气缸轴线方向运动，活塞压缩气缸内的空气，从而将垃圾罐抛射出去。当垃圾罐被抛射之后将航天器外壁口关闭。采用该装置能够顺利的将航天器内的生活垃圾抛向地球，又不会使航天器内部气体外泄。同时与传统的采用烘干和压缩机械相比，航天器生活垃圾抛射器造价低廉、重量体积小、结构简单、研制难度小，适合在任何载人航天器上使用。
157	一种航天器的组装工艺	CN202211431821.1	2022-11-15	CN115649488A	2023-01-31	张华; 刘勇; 宗宝; 彭欣
本发明提供了一种航天器的组装工艺，属于航天器生产装配技术领域。它解决了现有航天器的组装工艺效率较低技术问题。本航天器的组装工艺，包括如下步骤：舱板分装：将功能元件安装固定在对应的+Z舱板、‑Z舱板、+X隔板、‑X隔板、+X舱板、‑X舱板、+Y舱板和‑Y舱板上；测前合装：将‑Z舱板、+X隔板、‑X隔板、+Z舱板、+X舱板和‑X舱板依次拼合并通过连接件形成拼装；常压热循环试验：在常压条件下，将测前合装完成的航天器暴露于预设的高低温交替试验环境中进行的试验；封舱合装：将+Y舱板和‑Y舱板通过连接件拼装至完成常压热循环试验的航天器上。本航天器的组装工艺可在提高效率的同时保证航天器的组装质量。
158	航天器电源双母线系统	CN202010197420.9	2020-03-19	CN111361765B	2022-06-14	张朋松; 刘赞; 高宇翔; 冯帅; 徐天水
本发明提供了一种航天器电源双母线系统，包括：太阳电池阵模块、分流模块、充电控制模块、平台调节母线、载荷不调节母线、平台负载、载荷负载以及蓄电池组模块；所述太阳电池阵模块受分流模块控制后输出至平台调节母线为平台负载供电；所述太阳电池阵模块受充电控制模块控制后输出至蓄电池组模块，对蓄电池组模块进行充电；所述第一蓄电池组和第二蓄电池组串联后输出至载荷不调节母线给载荷负载供电；所述第一蓄电池组经过多个放电调节模块输出至平台调节母线给平台负载供电；所述第二蓄电池组经过多个放电调节模块至平台调节母线给平台负载供电。本发明能够降低系统复杂性，提高了系统稳定性。
159	一种航天器的组装工艺	CN202111437257.X	2021-11-26	CN114056605A	2022-02-18	莫丽东; 马贵根; 李敏; 张华
本发明提供了一种航天器的组装工艺，属于航天器生产装配技术领域。它解决了现有航天器的组装工艺效率较低技术问题。本航天器的组装工艺，包括如下步骤：舱板分装：将功能元件安装固定在对应的+Z舱板、‑Z舱板、+X隔板、‑X隔板、+X舱板、‑X舱板、+Y舱板和‑Y舱板上；测前合装：将‑Z舱板、+X隔板、‑X隔板、+Z舱板、+X舱板和‑X舱板依次拼合并通过连接件形成拼装；常压热循环试验：在常压条件下，将测前合装完成的航天器暴露于预设的高低温交替试验环境中进行的试验；封舱合装：将+Y舱板和‑Y舱板通过连接件拼装至完成常压热循环试验的航天器上。本航天器的组装工艺可在提高效率的同时保证航天器的组装质量。
160	一种航天器用磁浮力器	CN201810617236.8	2018-06-15	CN108945524B	2021-05-11	周丽平; 赵发刚; 郑京良; 刘兴天; 张如变; 申军烽
本发明公开了一种航天器用磁浮力器，包括外屏蔽、活动设置在外屏蔽内的内屏蔽、固定在内屏蔽两内侧壁中部处的永磁体以及通过线圈支架固定于外屏蔽内部中心位置的线圈，两块永磁体布置在线圈两侧；外屏蔽呈U形结构，内屏蔽呈倒U形结构，两者配合套接，内屏蔽外壁与外屏蔽外壁的间隙不小于5mm，内屏蔽开口端面与外屏蔽内底面的间隙不小于5mm，工作状态下两者之间所有运动方向均设有机械限位；线圈、外屏蔽与航天器平台连接，永磁体与被控制载荷连接。通电线圈在永磁体之间的磁场中产生电磁力调节被控制载荷的姿态精度。本发明为诸如动静分离式卫星平台的姿态控制系统提供输出力，外观简洁、结构紧凑、体积小。

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