公开(公告)号：CN118734424A

公开(公告)日：2024-10-01

申请号：CN202410560503.8

申请日：2024-05-08

Applicant: 哈尔滨工业大学 ,  上海宇航系统工程研究所

Inventor： 韩鹏程 ,  刘瑜妍 ,  傅宇蕾 ,  胡迪奇 ,  迟润强 ,  王景永 ,  曹武雄 ,  康志宇 ,  庞宝君

IPC: G06F30/15 ,  G06F30/20 ,  G06F111/08 ,  G06F119/02

Abstract: 本发明涉及一种基于航天器系统生存力的敏感部件筛选方法及系统，该方法包括如下步骤：步骤一、确定航天器与空间碎片环境数据；步骤二、计算部件撞击期望数、结构失效撞击期望数、部件遭受碎片撞击概率及部件结构失效概率；步骤三、计算航天器部件和系统的功能失效概率及非失效概率；步骤四、实现基于航天器系统生存力的敏感部件的筛选。本发明以部件的生存力及重要度作为敏感部件选择的指标，即综合考虑了空间碎片环境条件、部件自身易损性以及部件对航天器系统的重要程度，使得敏感部件的筛选更客观且科学，为后续的防护设计以及优化提供参考依据，提升防护的有效性，进一步提升了航天器在空间碎片环境下的在轨运行生存力。

公开(公告)号：CN115691839A

公开(公告)日：2023-02-03

申请号：CN202211433562.6

申请日：2022-11-16

Applicant: 上海宇航系统工程研究所

Inventor： 孟涛 ,  康志宇 ,  王钊 ,  卫国宁 ,  王仲远 ,  罗超 ,  徐焘 ,  夏陈超

IPC: G21C1/32 ,  G21C15/00 ,  B64G1/40

Abstract: 本发明提供了一种环形核燃料分区冷却双模式空间核反应堆以及航天器。反应堆的特征在于，其包括外压力容器壳体、内环形壳体(10)、和喷管(9)，环形核燃料放置在内环形壳体(10)内形成独立的环形核燃料内部流道(7)和环形核燃料外部空间(3)用于形成冷却工质循环回路，核热推进模式用冷却剂由反应堆上部核热入口管(5)进入堆芯，经环形核燃料内部流道(7)流过堆芯，自堆芯底部的喷管(9)直接喷出产生推力，核电推进模式用冷却剂自堆芯上部的核电入口管(1)流入。本发明解决了核热推进、核电推进双模式共同工作或分时工作的问题，可实现在有限空间内既实现双模式同时工作，又可同时仅使用一种模式，提高了灵活性，降低了成本。

公开(公告)号：CN107908105B

公开(公告)日：2020-10-23

申请号：CN201710536490.0

申请日：2017-07-04

Applicant: 上海宇航系统工程研究所

Inventor： 张庆展 ,  郑鹏飞 ,  葛卫平 ,  宋斌 ,  范庆玲 ,  肖余之 ,  刘鲁江 ,  靳永强 ,  颜根廷 ,  康志宇 ,  陈欢龙 ,  何志文 ,  梁维奎

IPC: G05B13/04

Abstract: 本发明公开了一种基于推力器开关控制的绳系组合体拖曳移除方法，包括：步骤1，飞行器捕获目标形成稳定绳系组合体调整为水平构型后，相对目标悬停且保持系绳张紧；步骤2，飞行器沿系绳方向推力器工作，系绳收放装置释放系绳；步骤3，当系绳释放速度大于设定速度时，推力器关机，飞行器开始加速靠近目标，系绳收放装置回收系绳；步骤4，当系绳回收速度大于设定速度时，推力器开机，飞行器开始加速远离目标，系绳收放装置释放系绳；步骤5，重复步骤3和步骤4，直至绳系组合体变轨至目标轨道；步骤6，调整组合体为垂直构型后，释放目标，完成拖曳移除任务。本发明为基于系绳连接的抓捕载荷实现对废弃卫星的拖曳移除提供了有利条件。

公开(公告)号：CN105511483B

公开(公告)日：2018-01-12

申请号：CN201510875617.2

申请日：2015-12-02

Applicant: 上海宇航系统工程研究所

Inventor： 唐生勇 ,  沈晓凤 ,  曾占魁 ,  康志宇 ,  肖余之

IPC: G05D1/08 ,  B64G1/10

Abstract: 鸟巢式星座及其设计方法，本发明涉及一种星座设计方法，所要解决的技术问题是提供一种多颗卫星在空间中的分布式设计方法，在不影响星座性能的前提下，解决传统walker、δ星座设计采用相似轨道、生存能力弱的问题。其特征在于：将卫星设计分布在轨道参数近似的几个虚拟轨道面内，近似同轨道面的几颗卫星以松散形式近似均匀分布，通过卫星间的多重协同覆盖完成特定任务。本发明使用复杂星座构型完成协同覆盖任务，在不影响星座性能的同时可提高星座运行鲁棒性。

公开(公告)号：CN107364589A

公开(公告)日：2017-11-21

申请号：CN201710536500.0

申请日：2017-07-04

Applicant: 上海宇航系统工程研究所

Inventor： 张庆展 ,  郑鹏飞 ,  葛卫平 ,  宋斌 ,  肖余之 ,  康志宇 ,  靳永强 ,  刘鲁江 ,  袁秋凡 ,  闫海江 ,  范庆玲

IPC: B64G1/24 ,  B64G1/66

CPC classification number: B64G1/24 ,  B64G1/66

Abstract: 本发明公开了基于多系绳连接点对空间失稳目标的绕飞消旋控制方法。包括：飞行器利用网状捕获载荷捕获失稳目标形成系绳连接；根据目标形状将网状捕获载荷与目标的接触等效为多个系绳连接点；飞行器对目标进行主动绕飞，根据目标姿态运动及系绳伸展方向判断目标上的主系绳连接点，根据主系绳连接点计算所需期望张力，利用系绳张力控制机构输出所需张力，实现对目标的消旋控制，判断连续消旋结束时间阈值T时间内目标角速度ωt是否小于等于ωdown，若满足则绕飞消旋控制结束，若不满足则维持。本发明解决了飞行器利用网状捕获载荷沿自旋轴方向捕获失稳目标后，利用多系绳连接点对失稳目标的消旋控制难题，为利用网状捕获载荷拖曳移除空间碎片提供了先决条件。

公开(公告)号：CN107161359A

公开(公告)日：2017-09-15

申请号：CN201710356048.X

申请日：2017-05-19

Applicant: 上海宇航系统工程研究所

Inventor： 陈佳 ,  顾铖璋 ,  宋林郁 ,  林仁邦 ,  江晟 ,  康志宇 ,  胡励

IPC: B64G1/40

CPC classification number: B64G1/40 ,  B64G1/402

Abstract: 本发明公开了一种主结构与推进贮箱集成化设计的飞行器推进模块构型，应用于空间探测飞行器的大型推进模块，属于航天领域。该飞行器推进模块构型包括推进贮箱、推进承力筒、贮箱安装法兰。其中，推进承力筒和贮箱安装法兰之间通过螺栓连接，装配形成推进模块的主结构；推进贮箱则与贮箱安装法兰之间通过机械连接，以内嵌的方式，安装在推进承力筒侧壁，与推进承力筒、贮箱安装法兰共同参与推进模块承载，形成高度集成化的飞行器推进模块构型。本发明满足了大型空间探测飞行器的推进布局、质量和力学特性的优化要求。

公开(公告)号：CN106364703A

公开(公告)日：2017-02-01

申请号：CN201610981288.4

申请日：2016-11-08

Applicant: 上海宇航系统工程研究所

Inventor： 何玲 ,  康志宇 ,  唐峰 ,  赵真 ,  肖余之 ,  刘鹏宇

IPC: B64G1/44

CPC classification number: B64G1/44

Abstract: 本发明公开了一种在轨太阳帆板展开系统，包括飞行器主系统和飞行器子系统，其中所述飞行器主系统包括第一主体、太阳帆板展开机构，所述太阳帆板展开机构压紧折叠在所述第一主体上，当所述太阳帆板展开机构展开出现故障时，所述飞行器子系统对所述太阳帆板展开机构进行激光切割，用以辅助所述太阳帆板展开机构展开。本发明通过机械臂携带切割头进入第一主体与连接架之间狭缝，光纤激光器机构发射激光熔断飞行器主系统的压紧杆，实现辅助太阳帆板展开功能，从而解决太阳帆板因切割器失效导致无法展开，无法实现整星能源供给的在轨故障，保证了飞行器在轨精细维修需求。

公开(公告)号：CN103970145A

公开(公告)日：2014-08-06

申请号：CN201410199480.9

申请日：2014-05-12

Applicant: 上海宇航系统工程研究所

Inventor： 张庆展 ,  康志宇 ,  肖余之 ,  靳永强

IPC: G05D1/12

Abstract: 本发明公开了一种对空间失控目标的自主逼近方法。首先，根据失控目标姿态的实际运动情况解算其被动捕获装置在目标轨道坐标系的运动形式；其次，根据被动捕获装置的运动形式，设计服务航天器相对目标的位置矢量，使其与被动捕获装置安装矢量在一条直线上；然后，控制服务航天器的姿态，使其主动捕获装置安装矢量与其相对目标的位置矢量在一条直线上；最后，由服务航天器任务需求及相对目标的位置矢量，设计逼近过程的相对距离的变化规律。

公开(公告)号：CN116842639A

公开(公告)日：2023-10-03

申请号：CN202310826918.0

申请日：2023-07-06

Applicant: 上海宇航系统工程研究所

Inventor： 张华 ,  刘汉武 ,  康志宇 ,  赵春慧 ,  胡震宇 ,  赖东方

IPC: G06F30/15 ,  G06F30/23 ,  G06F111/08 ,  G06F119/14

Abstract: 本发明提供一种哑铃型航天器力学载荷与结构设计方法,包括：建立哑铃型航天器主结构的有限元模型；建立哑铃型航天器伸展机构、有效载荷的有限元模型；基于物理模型连接形式，对航天器主结构、伸展机构、有效载荷有限元模型进行装配、动力学分析，提取哑铃型航天器的频率、振型；基于哑铃型构型，建立伸展机构全耦合动力学模型，分析在外部激励条件下简化为部分耦合的适用条件；考虑关键设计因素，进一步建立全柔性‑全耦合/部分耦合多体动力学模型。将全柔性‑全耦合/部分耦合多体动力学模型置于不同在轨工况进行动力学分析，解决哑铃型航天器在不同边界、工况下的载荷设计问题，确保载荷设计的完整性，进而保证哑铃型航天器设计的充分有效性。

公开(公告)号：CN116374204A

公开(公告)日：2023-07-04

申请号：CN202211088457.3

申请日：2022-09-07

Applicant: 上海宇航系统工程研究所

Inventor： 夏陈超 ,  苟永杰 ,  王燕 ,  卫国宁 ,  陈瑛 ,  康志宇 ,  杨东春

IPC: B64G1/00 ,  B64G1/10 ,  B64B1/06

Abstract: 本发明公开了一种在临近空间电磁发射卫星的系统和方法，系统包括：飞艇系统、电磁发射系统、卫星系统；飞艇系统运行于20～100km高度的临近空间范围内，用于承载电磁发射系统和卫星系统，包括：大型气囊及其支撑结构系统、基于柔性薄膜太阳电池阵及储能装置的能源系统、气动舵面及飞行控制系统、任务管理系统、电动螺旋桨推进系统；电磁发射系统布置于飞艇系统下方，用于为卫星提供进入低地球轨道空间所需的速度，包括：发射控制系统、直线电机驱动系统、直线加速轨道系统；卫星系统为电磁发射的微小型航天器系统。本发明为小型卫星提供了一种进入空间的平台和方法，具有可重复使用、安全可靠、快速高效、灵活性强的特点。