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公开(公告)号：CN113097720B
公开(公告)日：2022-09-30
申请号：CN202110217984.9
申请日：2021-02-26
申请人： 北京空间飞行器总体设计部
IPC分类号： H01Q3/02
摘要： 本发明提供了一种保证月面无人自动采样任务可靠数传的天线控制方法，能够保证快速指向时效性的“粗指向”，又能保证采样工作过程中高码速率精确指向的“精调整”，满足月面采样工作紧凑时序和天线高精度的控制要求。本发明实施“粗指向”+“精调整”的目标指向控制方法，从而解决月面无人自动采样过程中，能够在有限时间内以最短时间、最优路径完成对天线指向，可靠保证月面采样任务实施，对于月面/地外天体表面无人自动采样这类时序紧凑、数据传输要求高的任务的工程实施具有非常重要的意义。
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公开(公告)号：CN113340603B
公开(公告)日：2022-09-27
申请号：CN202110303945.0
申请日：2021-03-22
申请人： 北京空间飞行器总体设计部
摘要： 本申请公开了一种发动机真空羽流力热效应的试验系统及方法，该系统包括：控制子系统，用于根据预设的环境信息控制真空环境子系统提供真空环境；真空环境子系统，用于提供并保持发动机点火过程中的真空环境；验证器子系统，用于实现点火操作喷射出高温燃气羽流，以及模拟高温燃气羽流影响范围内的几何边界和物理边界；试验结构子系统，用于为验证器子系统提供安装接口，并设置试验的多工况；测量子系统，用于测量发动机羽流场及力热效应参数、真空环境子系统及验证器子系统的工作参数、测量数据采集与处理。本申请解决了现有技术中大推力发动机真空羽流效应的试验验证和测量处于空白的技术问题。
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公开(公告)号：CN113097720A
公开(公告)日：2021-07-09
申请号：CN202110217984.9
申请日：2021-02-26
申请人： 北京空间飞行器总体设计部
IPC分类号： H01Q3/02
摘要： 本发明提供了一种保证月面无人自动采样任务可靠数传的天线控制方法，能够保证快速指向时效性的“粗指向”，又能保证采样工作过程中高码速率精确指向的“精调整”，满足月面采样工作紧凑时序和天线高精度的控制要求。本发明实施“粗指向”+“精调整”的目标指向控制方法，从而解决月面无人自动采样过程中，能够在有限时间内以最短时间、最优路径完成对天线指向，可靠保证月面采样任务实施，对于月面/地外天体表面无人自动采样这类时序紧凑、数据传输要求高的任务的工程实施具有非常重要的意义。
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公开(公告)号：CN108444724B
公开(公告)日：2019-10-18
申请号：CN201810393813.X
申请日：2018-04-27
申请人： 北京空间飞行器总体设计部
IPC分类号： G01M15/14
摘要： 本发明公开了一种导流空间受限羽流对发动机影响的综合试验方法，包括如下步骤：确定导流空间受限条件下发动机羽流的导流条件。设定发动机工作在真空环境、导流空间受限条件下，采用数值求解纳维斯托克斯Navier‑Stokes方程的方法对发动机进行仿真求解。根据仿真求解结果，判断发动机喷管内部是否出现正激波进入发动机喷管喉部，若是，重新确定导流空间受限条件下发动机羽流的导流条件，返回仿真求解；否则判断若正激波没有发生贴壁现象，导流空间受限羽流不会对发动机自身产生影响，否则获取激波环境模拟参数，对正激波贴壁位置的发动机试片进行地面试验验证，采用压力‑真空式超声速电弧风洞作为激波环境模拟设备，判断导流空间受限羽流对发动机的影响。
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公开(公告)号：CN108444724A
公开(公告)日：2018-08-24
申请号：CN201810393813.X
申请日：2018-04-27
申请人： 北京空间飞行器总体设计部
IPC分类号： G01M15/14
摘要： 本发明公开了一种导流空间受限羽流对发动机影响的综合试验方法，包括如下步骤：确定导流空间受限条件下发动机羽流的导流条件。设定发动机工作在真空环境、导流空间受限条件下，采用数值求解纳维斯托克斯Navier-Stokes方程的方法对发动机进行仿真求解。根据仿真求解结果，判断发动机喷管内部是否出现正激波进入发动机喷管喉部，若是，重新确定导流空间受限条件下发动机羽流的导流条件，返回仿真求解；否则判断若正激波没有发生贴壁现象，导流空间受限羽流不会对发动机自身产生影响，否则获取激波环境模拟参数，对正激波贴壁位置的发动机试片进行地面试验验证，采用压力-真空式超声速电弧风洞作为激波环境模拟设备，判断导流空间受限羽流对发动机的影响。
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公开(公告)号：CN105883006A
公开(公告)日：2016-08-24
申请号：CN201510035936.2
申请日：2015-01-23
申请人： 北京空间飞行器总体设计部
IPC分类号： B64G1/24
摘要： 本发明提出一种深空再入返回服务平台和返回器分离姿态设计方法，根据返回器分离后的飞行姿态和姿态机动能力，确定服务平台和返回器分离的基准姿态；在基准姿态的基础上，分析服务平台和返回器的测控条件、服务平台和返回器的分离安全性、服务平台星敏感器可用性的要求等约束条件，最后综合考虑分离后飞行姿态、探测器测控条件、探测器供电要求、分离安全性和星敏感器的要求，给出满足要求的服务平台和返回器的分离姿态范围，满足了返回器再入过程中的高精度自主导航、可靠分离及安全再入的要求。
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公开(公告)号：CN105186671A
公开(公告)日：2015-12-23
申请号：CN201510677252.2
申请日：2015-10-19
申请人： 北京空间飞行器总体设计部
IPC分类号： H02J7/35
摘要： 本发明提供一种双舱组合式航天器联合供电系统及方法，其中系统包括：上升舱电源系统和着陆舱电源系统；其中，上升舱电源系统包括：第一太阳电池阵、第一充电分流调节模块、放电调节模块和蓄电池组；着陆舱电源系统包括：第二太阳电池阵和第二充电分流调节模块；双舱组合式航天器联合供电系统的供电对象为航天器中各个负载，负载包括：上升舱的全调节母线负载和不调节母线负载，以及着陆舱的全调节母线负载和不调节母线负载。本发明提供的双舱组合式航天器联合供电系统及方法既能够保证航天器组合飞行时供电需求，也能够保证舱独立飞行时供电需求。
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公开(公告)号：CN113148239A
公开(公告)日：2021-07-23
申请号：CN202110211356.X
申请日：2021-02-25
申请人： 北京空间飞行器总体设计部
摘要： 本发明公开了一种适用于地外天体起飞的航天器羽流导流装置，在上升级主发动机正下方的起飞平台上设计圆锥形导流装置，可以避免羽流喷射到起飞平台后被其反弹到发动机，从而保护发动机及起飞平台的热蚀；防热蒙皮材料采用高模量碳纤维材料，能够阻挡高温气流的侵入，达到防热效果；防热蒙皮下方设置增强框架，使防热蒙皮1具有足够的刚度和强度抵抗羽流的冲击；在起飞平台上增加羽流导流装置后，大量的发动机气动离子经羽流导流装置的导向四周，大大降低了对上升级的作用，从而提升了起飞稳定性。
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公开(公告)号：CN113104236A
公开(公告)日：2021-07-13
申请号：CN202110217422.4
申请日：2021-02-26
申请人： 北京空间飞行器总体设计部
摘要： 本发明公开了一种适用于月面自动采样返回的月球探测器，包括：轨道器、返回器、着陆器和上升器；所述轨道器、着陆器、上升器按顺序从下至上串联连接；所述返回器位于轨道器内部；所述轨道器包括：推进仪器舱、对接舱及支撑舱；所述推进仪器舱的顶部与支撑舱的底部同轴对接；所述对接舱位于支撑舱内；所述轨道器位于所述月球探测器的最下端，轨道器的推进仪器舱的底部与运载火箭对接；所述返回器的下部通过返回器转接环安装在轨道器内，且返回器的上部位于轨道器的对接舱内；所述着陆器的底部与所述轨道器的支撑舱顶部同轴对接；所述上升器通过上升器支架安装在着陆器顶部；本发明能够实现月球表面无人自动采样，并携带月球样品返回地球。
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公开(公告)号：CN109884458A
公开(公告)日：2019-06-14
申请号：CN201910174399.8
申请日：2019-03-08
申请人： 北京空间飞行器总体设计部
IPC分类号： G01R31/04
摘要： 本发明涉及一种推进系统及其极性数字化测试方法，特别是航天器双组元推进系统姿控路极性数字化测试方法。本发明的工装，与发动机接口靠橡胶柔性密封、固定，测试过程中不会对发动机喷管涂层造成损伤，无需特殊工艺，工艺方案简单可行、无风险，提高了测试安全性；本发明的方法避免通过目视、听声音、手触摸等方法造成的推进系统极性误判、漏判等风险，提高了极性测试的准确性、可靠性。
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