航天器
101. 小型板件式航天器
申请号: CN201310390864.4
申请日: 2013-08-31
公开（公告）号: CN103434660A
公开（公告）日: 2013-12-11
发明人: 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。
更多102. 航天器的磁推进器
申请号: CN200910249902.8
申请日: 2009-12-04
公开（公告）号: CN102085917A
公开（公告）日: 2011-06-08
发明人: 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。
更多103. 航天器的加速方法
申请号: CN200810040367.0
申请日: 2008-07-08
公开（公告）号: CN101624095A
公开（公告）日: 2010-01-13
发明人: 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。
更多104. 多功能服务航天器
申请号: CN202410797153.7
申请日: 2024-06-20
公开（公告）号: CN118514874A
公开（公告）日: 2024-08-20
发明人: 朱俊杰; 王叶奔儒; 柴煜; 严晨; 姜策; 欧阳文; 朱虹; 吴建桔; 靳宗向; 刘鲁江
本发明公开了一种多功能服务航天器，包括货物舱和仪器舱；多功能服务航天器采用特殊内外双承力筒构型；上部的仪器舱采用一种密封型的中心承力筒构型；下部的货物舱以外承力筒为主承力结构，与仪器舱中心承力筒通过一段截锥相连，同时内部还有一密封型内承力筒，与仪器舱中心承力筒一起形成一个密封空间；仪器舱配置有机械臂、推进剂补加装置、轻量化航天器对接停靠机构；货物舱配置有航天器对接停靠机构。本发明所述的多功能服务航天器长期在轨，可以根据需求进行轨道机动，具备高度集成化的优势，主要用于提供包括货物运输、姿轨控接管、维修维护、推进剂补给等综合在轨服务。
更多105. 多航天器发射系统
申请号: CN201610239117.4
申请日: 2013-05-10
公开（公告）号: CN105775164A
公开（公告）日: 2016-07-20
发明人: 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。
更多106. 航天器磁推进装置
申请号: CN201410743774.3
申请日: 2014-12-08
公开（公告）号: CN104554825B
公开（公告）日: 2016-04-27
发明人: 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。
更多107. 用于航天器的设备
申请号: CN201080055436.0
申请日: 2010-12-07
公开（公告）号: CN102656090B
公开（公告）日: 2014-12-24
发明人: 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。
更多108. 设备支架及航天器
申请号: CN202211006193.2
申请日: 2022-08-22
公开（公告）号: CN115447810A
公开（公告）日: 2022-12-09
发明人: 严洲; 高恩宇; 孔令波; 阎凯
本申请涉及航空航天技术领域，具体而言，涉及一种设备支架及航天器，所述设备支架的至少一部分为增材制造成型单元，所述增材制造成型单元为点阵结构或蜂窝结构，所述设备支架的一端用于固定连接航天器的主体，所述设备支架的另一端用于固定连接航天器的电子设备。本申请的目的在于针对背景技术中所述的至少一种技术问题，提供一种设备支架及航天器。
更多109. 一种飞碟式航天器
申请号: CN201610940441.9
申请日: 2016-10-31
公开（公告）号: CN106428555B
公开（公告）日: 2018-10-12
发明人: 成立
本发明公开了一种飞碟式航天器包括飞碟式本体，以及中央控制室和旋转装置。飞碟式本体包括内层和外层，内层和外层之间形成夹层。飞碟式本体、中央控制室和旋转装置围成。在夹层内未有气体时，飞碟式本体微型飞碟形状，夹层内充入气体后飞碟式本体膨胀呈增大型飞碟形状，中央控制室内设有储能系统。本发明利用浮力做功和重力能的相互交换实现的飞行，并且通过能量的储备和转换，实现的波浪式或螺旋式飞行，并且通过能量的储备和转换，控制飞行方向，并最终达到了UFO飞行的效果。
更多110. 航天器充退磁方法
申请号: CN201110428712.X
申请日: 2011-12-20
公开（公告）号: CN102436901A
公开（公告）日: 2012-05-02
发明人: 史尧宜; 易忠; 肖琦; 耿晓磊; 王斌; 孟立飞
本发明公开了一种航天器的充退磁方法，包括充磁、航天器测试和退磁步骤，退磁是按照三维直角坐标系的三个方向分别对测试后的航天器进行退磁，每次退磁都通过线圈中通入交流电来实现，交流电频率1Hz以下，幅值逐渐衰减，最大磁感应强度不大于5mT，衰减到的值为不大于最大磁感应强度的1％，衰减以直线或指数方式进行。本发明的航天器充退磁方法，通过测量航天器充磁前后的磁场、磁矩参数，可以了解航天器抗磁污染的能力。此外，退磁步骤能在不给航天器附加任何额外负载和损伤的情况下，将由软磁材料磁饱和引起的剩磁退掉，有效地改善航天器的磁指标。
更多111. 航天器推力室身部组件的焊接加工方法及航天器推力室
申请号: CN202011375177.1
申请日: 2020-12-01
公开（公告）号: CN112177799B
公开（公告）日: 2021-03-19
发明人: 杨瑞康; 宣智超; 常克宇; 袁宇; 黄乐; 周涛
本发明提供一种航天器推力室身部组件的焊接加工方法及航天器推力室，提供外壁和内壁，其中所述内壁的外侧设有凸肋，所述凸肋的另一侧用于与所述外壁内表面紧贴连接，在所述外壁和所述内壁连接后，所述凸肋在所述外壁和所述内壁之间限定多条供冷却剂流通的通道；至少部分地抽出所述外壁与所述内壁之间的气体，进行第一次加压处理；经过第一次加压处理后，使至少部分气体进入所述外壁与所述内壁之间，之后进行第二次加压处理；所述第二次加压处理的最大压力大于所述第一次加压处理的最大压力；获得由所述外壁和所述内壁构成的推力室身部结构。具有工艺简单，制造周期短，节约成本。
更多112. 一种航天器垂直回收着陆系统、航天器及回收着陆方法
申请号: CN202010713224.2
申请日: 2020-07-22
公开（公告）号: CN111792060A
公开（公告）日: 2020-10-20
发明人: 不公告发明人
本发明给出了一种航天器垂直回收着陆系统、航天器及回收着陆方法，其中回收着陆系统包括设置在航天器底部的底部反推装置，用于在所述航天器降落时提供反向于降落方向的制动力；还包括至少3组均匀设置在所述航天器底部侧面的着陆缓冲装置。使用该系统的航天器包括但不限于运载器、返回舱及月球或行星着陆器，该系统主要由垂直反推装置和着陆缓冲装置两大部分组成；二者相互结合，相比于现有技术中的着陆装置，可避免着陆过程冲击过大而导致航天器及其主仪器设备的损坏。
更多113. 一种温度控制系统，航天器以及航天器温度控制的方法
申请号: CN201811492069.5
申请日: 2018-12-07
公开（公告）号: CN109324648A
公开（公告）日: 2019-02-12
发明人: 童铁峰; 靳书岩
本申请提出一种航天器，包括一种温度控制系统。该温度控制系统包括：至少一个温度传感器，所述至少一个温度传感器中的每个温度传感器安装在被测量设备的一个测温点上，测量所述测温点的温度数据，所述被测量设备包括多个位于其他位置的目标温度控制点；加热系统，所述加热系统在通电状态下对所述被测量设备产生附加温度场；温度控制单元，所述温度控制单元在所述被测量设备工作状态下：接收所述至少一个温度传感器测得的所述至少一个测温点温度数据；基于预先存储的所述被测量设备在预设工作状态下的温度场模型，判断所述多个位于其他位置的目标温度控制点的温度；控制加热系统对所述被测量设备加热，调控所述目标温度控制点温度。
更多114. 一种用于近距离航天器轨道脉冲博弈的航天器控制方法
申请号: CN202310161150.X
申请日: 2023-02-23
公开（公告）号: CN115892519A
公开（公告）日: 2023-04-04
发明人: 郭延宁; 叶睿卿; 梁维奎; 宋斌; 李兴龙; 李传江
一种用于近距离航天器轨道脉冲博弈的航天器控制方法，涉及航天器轨道博弈领域。本发明是为了解决现有的航天器控制方法不符合实际的工作环境要求，导致航天器发动机无法在航天器轨道博弈对策下正常工作的问题。本发明包括：获取航天器状态信息，建立惯性坐标系和轨道坐标系，获取航天器在惯性坐标系和轨道坐标系下位置和速度信息；利用位置和速度信息建立C‑W方程，将C‑W方程转换为Ricaati方程，获得最优闭环反馈控制率；获取航天器所受推力，将航天器所受推力转换到惯性坐标系下，利用惯性坐标系下的推力变化获得航天器实时位置信息；根据航天器实时位置信息计算Lambert轨道转移的脉冲推力微分对策，获取交会过程所需速度增量。本发明用于实现航天器轨道博弈。
更多115. 航天器推力室身部组件的焊接加工方法及航天器推力室
申请号: CN202011375177.1
申请日: 2020-12-01
公开（公告）号: CN112177799A
公开（公告）日: 2021-01-05
发明人: 杨瑞康; 宣智超; 常克宇; 袁宇; 黄乐; 周涛
本发明提供一种航天器推力室身部组件的焊接加工方法及航天器推力室，提供外壁和内壁，其中所述内壁的外侧设有凸肋，所述凸肋的另一侧用于与所述外壁内表面紧贴连接，在所述外壁和所述内壁连接后，所述凸肋在所述外壁和所述内壁之间限定多条供冷却剂流通的通道；至少部分地抽出所述外壁与所述内壁之间的气体，进行第一次加压处理；经过第一次加压处理后，使至少部分气体进入所述外壁与所述内壁之间，之后进行第二次加压处理；所述第二次加压处理的最大压力大于所述第一次加压处理的最大压力；获得由所述外壁和所述内壁构成的推力室身部结构。具有工艺简单，制造周期短，节约成本。
更多116. 一种航天器垂直回收着陆系统、航天器及回收着陆方法
申请号: CN202010713224.2
申请日: 2020-07-22
公开（公告）号: CN111792060B
公开（公告）日: 2022-04-01
发明人: 不公告发明人
本发明给出了一种航天器垂直回收着陆系统、航天器及回收着陆方法，其中回收着陆系统包括设置在航天器底部的底部反推装置，用于在所述航天器降落时提供反向于降落方向的制动力；还包括至少3组均匀设置在所述航天器底部侧面的着陆缓冲装置。使用该系统的航天器包括但不限于运载器、返回舱及月球或行星着陆器，该系统主要由垂直反推装置和着陆缓冲装置两大部分组成；二者相互结合，相比于现有技术中的着陆装置，可避免着陆过程冲击过大而导致航天器及其主仪器设备的损坏。
更多117. 一种航天器的电源装置、航天器电源控制器及控制方法
申请号: CN202110863435.9
申请日: 2021-07-29
公开（公告）号: CN113746337B
公开（公告）日: 2023-08-15
发明人: 韩悦; 张艺; 刘锡洋; 朱洪雨; 王慕瑶
本发明提供了一种航天器的电源装置、航天器电源控制器及控制方法，该电源装置包括前级MPPT电路和后级S3R电路，所述前级MPPT电路与所述后级S3R电路相连，所述后级S3R电路用于实现分流调节功能，该电源装置具有MPPT工作模式与分流调节模式两种工作状态，具有自主切换MPPT模式和S3R模式的功能，在保证最大功率输出的同时，可以主动切换至S3R模式将前级输出功率传输到母线上。本发明的有益效果是：本发明的电源装置具有自主切换MPPT模式与S3R模式功能，无需增加后级变换器，兼具高太阳电池转换电能利用率与高功率传递效率的优点。
更多118. 一种航天器的电源装置、航天器电源控制器及控制方法
申请号: CN202110863435.9
申请日: 2021-07-29
公开（公告）号: CN113746337A
公开（公告）日: 2021-12-03
发明人: 韩悦; 张艺; 刘锡洋; 朱洪雨; 王慕瑶
本发明提供了一种航天器的电源装置、航天器电源控制器及控制方法，该电源装置包括前级MPPT电路和后级S3R电路，所述前级MPPT电路与所述后级S3R电路相连，所述后级S3R电路用于实现分流调节功能，该电源装置具有MPPT工作模式与分流调节模式两种工作状态，具有自主切换MPPT模式和S3R模式的功能，在保证最大功率输出的同时，可以主动切换至S3R模式将前级输出功率传输到母线上。本发明的有益效果是：本发明的电源装置具有自主切换MPPT模式与S3R模式功能，无需增加后级变换器，兼具高太阳电池转换电能利用率与高功率传递效率的优点。
更多