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公开(公告)号：CN103278346A
公开(公告)日：2013-09-04
申请号：CN201310220502.0
申请日：2013-06-05
Applicant: 北京空间飞行器总体设计部
IPC: G01M99/00
Abstract: 本发明公开了一种着陆器稳定性试验方法，通过采用一个具有倾斜角的倾斜着陆板作为着陆器的着陆面，采用过着陆器质心的吊绳吊挂着陆器在倾斜着陆面上进行着陆试验，使着陆器获得了与在月表相同的重力，由此使得地表试验真实模拟月面真实重力环境；同时该方法具有原理简单容易实现的特点；通过在倾斜着陆板上铺设尼龙搭扣和粉刷油漆和铝粉模拟月壤对着陆器足垫的摩擦力大小，使本发明的稳定性试验更加真实模拟月球表面的重力环境和自然环境，由此提高试验真实性和试验数据的准确性。
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公开(公告)号：CN119749894A
公开(公告)日：2025-04-04
申请号：CN202411740506.6
申请日：2024-11-29
Applicant: 北京空间飞行器总体设计部
Abstract: 本发明公开了一种用于地外星体表面气固样品装容密封的装置，包括：开合驱动机构与密封盖体组件和进样漏斗组件连接；振动压实组件，实现对装容的星壤样品进行振荡压实；样品称量组件，对装容的星壤样品进行在轨重量实时反馈；密封盖体组件，对密封罐体组件进行密封，在开合驱动机构的驱动下实现开启；密封罐体组件，用于容纳不同规格的固体样品；火工拔销组件，对称安装在主体底座组件的两侧，实现密封罐体组件和主体底座组件之间的锁紧；进样漏斗组件，中心为漏斗结构，固体样品通过漏斗结构进入密封罐体组件；开合驱动机构，为提供密封盖体组件和进样漏斗组件的开合盖、转位和密封的动力机构。本发明解决了在轨样品收集过程中一体化密封、装容状态实时反馈和星壤斜坡堆积现象。
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公开(公告)号：CN113978767B
公开(公告)日：2022-08-12
申请号：CN202111189025.7
申请日：2021-10-12
Applicant: 北京空间飞行器总体设计部
Abstract: 本发明涉及一种探测器弹道升力式火星进入的方法：S1、发射前偏置着陆巡视器的质心；S2、按照预设的飞行时序开始降轨；S3、降轨后，探测器沿进入轨道滑行；S4、着陆巡视器继续沿进入轨道滑行，机动至分离滑行三轴稳定姿态；S5、着陆巡视器调整到进入姿态，直到着陆巡视器进入火星大气之后，着陆巡视器进入攻角配平阶段；S6、着陆巡视器保持滑行三轴稳定姿态继续飞行，之后后，着陆巡视器进入升力控制阶段；S7、在升力控制阶段，控制着陆巡视器的倾侧角，调整升力的方向，使得着陆巡视器跟踪预设标称弹道飞行；S8、着陆巡视器弹出配平翼，着陆巡视器气动力逐渐使着陆巡视器攻角回到0°；S9、着陆巡视器弹出降落伞，将着陆巡视器速度降至亚音速。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN104369877B
公开(公告)日：2016-08-17
申请号：CN201410445809.5
申请日：2014-09-03
Applicant: 北京空间飞行器总体设计部
IPC: B64G1/66
Abstract: 本发明提供一种深空探测器天线指向的设计方法，具体步骤为：步骤一、计算探测器?地心方位矢量在机械坐标系上的表示步骤二、根据所述计算全向天线方位矢量与探测器?测控站间的夹角θ；步骤三、在所述夹角θ大于最大允许角度γ时，使探测器绕探测器机械坐标系的+x轴旋转，使得旋转后全向天线的增益满足上、下行链路要求。该方法通过绕对日定向轴转动一定角度，保证测控过程连续，减少地面切换使用天线的操作，降低地面操作复杂度，同时天线处于增益较大的区间，提高链路信道余量。
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公开(公告)号：CN104029828A
公开(公告)日：2014-09-10
申请号：CN201410191786.X
申请日：2014-05-07
Applicant: 北京空间飞行器总体设计部
IPC: B64G1/58
Abstract: 本发明公开了一种探测器发动机隔热装置，能够达到降低热流反射对发动机的影响的目的；该装置由两个完全相同的支架结构组装而成，采用半圆型法兰将该装置上端固定在探测器发动机顶端，且该法兰的上表面与侧面之间的夹角有一定的取值范围，并在法兰设置呈夹角为钝角的条形结构，即桁条并固定有连接环，即形成该装置的支架，在支架的中空区域贴合隔热材料后，便形成该装置。
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公开(公告)号：CN104020678A
公开(公告)日：2014-09-03
申请号：CN201410220623.X
申请日：2014-05-23
Applicant: 北京空间飞行器总体设计部
IPC: G05B17/02
Abstract: 本发明提供一种基于月表地形的动力下降初始点参数优化方法，该方法的具体过程为：步骤一：设定动力下降初始点月理纬度和月心距，其中RL为引入测距处当地一定区域的平均月球半径；步骤二：在近月制动后至环月降轨前，优化动力下降初始点的月理纬度和月心距，并将优化的结果带入步骤三；步骤三：环月降轨后至动力下降前，若判定月心距偏差或/且月理纬度偏离大于设计允许的最大包络，按照步骤二的方式优化动力下降初始点的月理纬度和月心距，直至在设计允许的最大包络内，此时将动力下降当天优化得到的月理纬度和月心距作为动力下降阶段的初始参数。利用该方法确定的初始参数，可以使探测器在软着陆过程中，安全落入指定目标区域。
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公开(公告)号：CN105659876B
公开(公告)日：2012-05-02
申请号：CN200810076689.0
申请日：2008-09-19
Applicant: 北京空间飞行器总体设计部
IPC: G04G5/00
Abstract: 本发明属于一种卫星校时方法，具体涉及一种无GPS系统卫星的校时方法。其特点在于：利用地面测试设备采集到的GPS时间，由计算机自动完成星地时间比对并实现卫星的GPS校时，避免了人工干预容易出错并且费时的不足，提高了校时的可靠性和高效性。在进行校时之前，先对不同遥测模式的星地时差进行精确的测定，能有效提高校时的精确性和可靠性，同时GPS时间信息为微秒级，能满足卫星毫秒级校时的需要，提高了校时的精度。
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