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201811459745.9-一种主从式空间微小型飞行器

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申请人: 中国运载火箭技术研究院申请日: 2018-11-30 主分类号: B64G1/00 公开号: 109606734A 公开日: 2019-04-12 分类号: B64G1/00 ; B64G1/10 ; B64G1/24 ; B64G1/40

摘要: 本发明公开了一种主从式空间微小型飞行器，包括一个主飞行器和多个微小型飞行器，主飞行器包括激光控制模块和主控制模块，微小型飞行器最初通过锁紧机构安装在主飞行器上，通过释放机构将微小型飞行器沿垂直于主飞行器轴向方向释放；激光控制模块发出的激光波束覆盖微小型飞行器所在区域，空间微小型飞行器被释放后，通过探测模块接收主飞行器发送的指令信息；本发明采用发动机与结构一体化成形设计、电气系统模块化以及一体化布局方式实现空间飞行器的模块化、小型化，使其达到厘米尺度、百克量级。

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201910024089.8-一种太空中转站

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申请人: 中山市博林树投资管理有限公司

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申请日: 2019-01-10 主分类号: B64G1/10 公开号: 109533394A 公开日: 2019-03-29 分类号: B64G1/10 ; B64G1/24 ; B64G1/44 ; B64G5/00

摘要: 本发明公开了一种太空中转站，包括本体、发动机、太阳能帆板、物资储备仓和空间通讯系统，发动机嵌入设置于本体尾部；太阳能帆板为可折叠式太阳能帆板，太阳能帆板设于本体两侧；物资储备仓设于本体内，本体上设有对应物资储备仓的接口，物资储备仓可通过接口与其他中转站的物资储备仓对接形成更大的物资储备仓；空间通讯系统包括信号发射装置与信号接收装置。本发明的有益效果为：该太空中转站通过地面监控系统、通讯系统、能量补给系统和维护系统解决太空新星球通信、空间物资补给以及卫星故障维护的问题。

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201711195015.8-低轨微纳卫星及适用于脉冲微弧电推力器的在轨安装方法

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申请人: 北京千乘探索科技有限公司

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申请日: 2017-11-24 主分类号: B64G1/10 公开号: 107985631A 公开日: 2018-05-04 分类号: B64G1/10 ; B64G1/28 ; B64G1/36 ; B64G1/44

摘要: 本发明提供了一种低轨微纳卫星及适用于脉冲微弧电推力器的在轨安装方法，所述低轨微纳卫星包括：脉冲微弧电推力器、太阳帆板、星敏感器和太阳敏感器；所述星敏感器和太阳敏感器，分别用于测量星图和太阳，获得低轨微纳卫星的姿态信息；所述太阳帆板，用于获取太阳能，为低轨微纳卫星在轨工作提供能源；所述脉冲微弧电推力器，用于低轨微纳卫星的姿态调整。本发明提供的低轨微纳卫星，采用脉冲微弧电推力器，能够较为方便地实现低轨微纳卫星的姿态调整。此外，本发明提供的所述适用于脉冲微弧电推力器的在轨安装方法，结合姿轨控系统工作情况，能够获得脉冲微弧电推力器的在轨标定值。

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201811428786.1-载人月面电磁发射月面加速轨道

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申请人: 北京空间技术研制试验中心申请日: 2018-11-27 主分类号: B64G1/24 公开号: 109573104A 公开日: 2019-04-05 分类号: B64G1/12 ; B64G1/22 ; B64G1/24

摘要: 本发明涉及一种载人月面电磁发射月面加速轨道，其特征在于，包括：入口段，月面上升器从基地场站出场并进入电磁发射入口的过渡段，一套电磁发射装置仅设置一个入口段，长度在100m量级；环形加速段，电磁发射主要工作阶段，电磁发射装置通过多圈助推逐步将月面上升器相对月面速度从零提升至出口状态要求值，一套电磁发射装置仅设计一个所述环形加速段，半径在2km量级；出口段，月面上升器从所述环形加速段导出，抬升高度并调整方向，确保与所述环形加速段和后续动力飞行阶段顺利过渡，一套电磁发射装置设计四个所述出口段。本发明在载人月面起飞上升时采用电磁发射方式为月面上升器建立一定的初始运动状态，可以分担速度增量，节省大量推进剂。

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201811517443.2-一种基于角动量信息重复使用的卫星姿态控制方法

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申请人: 上海航天控制技术研究所申请日: 2018-12-12 主分类号: B64G1/24 公开号: 109625330A 公开日: 2019-04-16 分类号: B64G1/24 ; B64G1/28 ; B64G1/36

摘要: 本发明公开了一种基于角动量信息重复使用的卫星姿态控制方法，该方法包含：步骤1、在星载软件的每个控制周期内，计算磁卸载力矩Tmpre与角动量相关项的差值，并对该差值进行积分累加得到累加值hIpre；步骤2、设置合适的采样时间间隔tm，在采样间隔点，将当前时刻指令角动量Hc以及步骤1得到的累加值hIpre相加后作为存储量uhpre进行存储；步骤3、在姿态敏感器失效时刻，计算失效时刻角动量hc(tfail)与上一周期相应时刻存储量uhpre(tfail‑Torbit)的差值C1；步骤4、计算姿态敏感器失效后每个控制周期的指令角动量Hc。本发明的方法能够确定卫星姿态敏感器失效情况下的指令角动量，以完成卫星的姿态控制，其原理清晰，算法简单，星载软件容易实现。

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201780048594.5-恶劣天气下的敏捷型推进器，以及相关联的系统和方法

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申请人: 蓝源有限责任公司

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申请日: 2017-06-01 主分类号: B64G1/00 公开号: 109641671A 公开日: 2019-04-16 分类号: B64G1/00 ; B64G1/40 ; B64G1/62

摘要: 公开了在恶劣天气下的敏捷型推进器以及相关联的系统和方法。代表性的系统包括发射载具，该发射载具具有第一端和与第一端大致相对的第二端，并且沿着在第一端和第二端之间延伸的运载器轴线伸长。推进系统由发射载具承载，并且具有至少一个主发动机，该主发动机具有朝向第一端设置的相应喷管以发射发射载具。至少一个横向定向的推进器朝向发射载具的第二端设置。该系统还包括与发射载具通信的控制器，并且用指令编程，当指令被执行时，在运载器上升期间沿第一方向引导发射载具，在运载器下降期间沿与第一方向相反的第二方向引导发射载具，并且直接激活至少一个横向定向的推进器以在下降期间引导发射载具。

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201810516443.4-一种内含式双体卫星平台构型

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申请人: 哈尔滨工业大学申请日: 2018-05-25 主分类号: B64G1/10 公开号: 108725843A 公开日: 2018-11-02 分类号: B64G1/10 ; B64G1/22 ; B64G1/24

摘要: 本发明提供了一种内含式双体卫星平台构型，属于航天飞行器结构设计技术领域。本发明包括服务舱和载荷舱，服务舱和载荷舱通过无接触的力执行器和位置传感器组合去控制相对位置及相对姿态；载荷舱完全内含在服务舱内；服务舱与载荷舱质心位置相重叠。本发明将并列式构型更改为内含式构型，将两个舱段的质心位置重叠，可以减少惯性力影响，内含式双体卫星构型与单体卫星构型相比并未明显增加体积和重量，与并列式双体卫星构型相比，明显减少了体积和重量，减少两个舱段的配套系统，并成功降低了暴漏在太空中的器件数量，节约卫星生产和发射成本。

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201721084115.9-一种空间非合作目标捕获机构

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申请人: 浙江理工大学申请日: 2017-08-28 主分类号: B64G1/64 公开号: 207311869U 公开日: 2018-05-04 授权日: 2018-05-04 分类号: B64G1/64 ; B64G1/66 ; B64G4/00

摘要: 本实用新型公开了一种空间非合作目标捕获机构。现有捕获机构无法适应不同尺寸的对接接口，捕获成功率低。本实用新型的第一电机驱动一级丝杠；第一螺母与一级丝杠构成螺旋副；提升台与第一螺母固定；中心承载筒固定在底座上；滑动筒固定套置在提升台外，并与中心承载筒内壁构成滑动副；支撑平台与提升台固定；第二阶梯型套筒通过第二固定支撑座固定在支撑平台上；第二电机驱动二级丝杠；第二螺母与二级丝杠构成螺旋副；顶端平台套置在二级丝杠外，并与第二阶梯型套筒固定；第一连杆尾端与顶端平台铰接；第二连杆中部与第二螺母铰接；第二连杆尾端与第一连杆中部铰接。本实用新型捕获时适应不同尺寸的对接接口。

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201811625151.0-一种基于推力器偏差估计的轨控策略在轨修正方法和系统

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申请人: 上海航天控制技术研究所申请日: 2018-12-28 主分类号: B64G1/24 公开号: 109649692A 公开日: 2019-04-19 分类号: B64G1/24 ; B64G1/26

摘要: 本发明公开了一种基于推力器偏差估计的轨控策略在轨修正方法和系统，该方法包括：分别获取整星质心、第一轨控推力器和第二轨控推力器相对布局系的位置信息；以及，获取第一轨控推力器和第二轨控推力器的推力矢量方向；进行在轨辨识，并根据在轨辨识结果，确定第一轨控推力器和第二轨控推力器产生的力矩；构建干扰力矩评价函数；对干扰力矩评价函数进行求解，确定干扰力矩评价函数的极小值，并计算得到喷气脉宽；根据计算得到的喷气脉宽，进行轨道控制。本发明采用能量最优原则在轨更新轨控推力分配策略，实现轨控干扰的最小化。

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201811528431.X-基于双向式螺旋槽驱动的锥杆伸缩胀紧机构

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申请人: 中国空间技术研究院申请日: 2018-12-13 主分类号: B64G1/64 公开号: 109573114A 公开日: 2019-04-05 分类号: B64G1/64 ; B64G4/00

摘要: 一种基于双向式螺旋槽驱动的锥杆伸缩胀紧机构，包括导向筒(1)、伸缩胀紧机构(001)、支撑座(20)；伸缩胀紧机构(001)前端安装在导向筒(1)内，后端安装在支撑座(20)内，前端在动力的驱动作用下沿导向筒(1)内壁实现伸缩运动。本发明采用双向螺旋槽驱动设计，驱动简单，动作准确可靠；锥杆伸缩和胀紧动作无需驱动反向，可高速运行，对目标快速捕获；结构紧凑，定位精度高，适用于末端执行装置的捕获机构，将此机构应用于高轨卫星通用抓捕装置中，可实现对目标卫星发动机喉管的多次可靠抓捕，也可作为空间对接机构精对准装置精对准后的锁紧机构。

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