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公开(公告)号：CN106570315B
公开(公告)日：2018-12-21
申请号：CN201610917036.5
申请日：2016-10-20
Applicant: 北京空间飞行器总体设计部
IPC: G06F17/50
Abstract: 基于推进剂预算的低轨近圆轨道卫星成功入轨判定方法，通过得到半长轴调整量、偏心率调整量、倾角调整量与推进剂消耗量的关系，利用卫星变轨所能提供的总推进剂消耗量得到包含半长轴调整量、偏心率调整量与倾角调整量的入轨成功判断公式；根据各方约束确定卫星允许提供的初始变轨推进剂量，在星箭分离后确定卫星的半长轴、偏心率、倾角的偏差量，利用判断公式对卫星是否能成功入轨进行判断。本发明方法采用轨道机动理论及公式，所得到的解析计算公式，准确合理、简洁高效，易于操作、特别适合运载发射成功与否快速判断；在运载发射中出现问题之后为卫星实施抢救措施提供依据及指导；还可推广到直接入轨的中高轨近圆轨道卫星。
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公开(公告)号：CN114921690B
公开(公告)日：2023-06-09
申请号：CN202210502932.0
申请日：2022-05-10
Applicant: 有研工程技术研究院有限公司 , 北京空间飞行器总体设计部
IPC: C22C21/00 , C22C27/02 , C22C30/00 , B22F1/052 , B22F3/04 , B22F3/15 , B22F3/18 , B22F3/00 , C22C1/04 , B64G1/54
Abstract: 本发明提出一种抗高能电子辐射铝基复合屏蔽材料制备方法，包括以下步骤：(1)将钨粉、钽粉与铝粉按一定配比，使用双锥混料机混合均匀，得到多种复合粉体；(2)将复合粉体进行逐层装填至冷等静压模具中，冷等静压成型，冷等静压压力为50MPa～200MPa，保压时间为10min～40min，得到冷等静压坯锭；(4)将冷等静压坯锭装在铝包套中，使用热等静压烧结或者真空热压烧结的方法成型，得到层状分布的铝基复合屏蔽材料；(5)铝基复合屏蔽材料采用高温双向交替轧制的成型方式，获得抗高能电子辐射铝基复合屏蔽材料成品板材。采用本发明的方法制备的复合材料具有致密度高、增强相分布均匀、综合力学性能好、屏蔽性能好及可靠性高等优点。
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公开(公告)号：CN103136444B
公开(公告)日：2015-10-21
申请号：CN201310032558.3
申请日：2013-01-29
Applicant: 北京空间飞行器总体设计部
IPC: G06F19/00
Abstract: 一种导航卫星不同控制模式下太阳帆板的受照分析方法，根据太阳星历，计算目标时刻太阳在地心赤道惯性坐标系的单位矢量；根据卫星的初始轨道参数，计算目标时刻卫星的轨道参数；根据目标时刻卫星的轨道参数，计算目标时刻太阳在轨道坐标系的单位矢量；根据卫星的主要飞行事件及时序确定目标时刻卫星的工作模式；根据目标时刻卫星的工作模式及太阳在轨道坐标系的单位矢量，得到目标时刻帆板法向和太阳在卫星本体坐标系的单位矢量；根据目标时刻帆板法向和太阳在卫星本体系的单位矢量，得到帆板法向和太阳光线的夹角，完成太阳帆板受照分析。本发明对帆板法线与太阳的夹角进行事前预报，为飞控期间电源状态监视、功率计算以及热分析提供依据。
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公开(公告)号：CN103064423A
公开(公告)日：2013-04-24
申请号：CN201210543834.8
申请日：2012-12-11
Applicant: 北京空间飞行器总体设计部
IPC: G05D1/10
Abstract: 多约束多航天器飞行间距预示及碰撞规避方法，(1)根据在轨已发射航天器巡航姿态下姿控消耗推进剂的遥测数据值，确定姿控平均力的大小；(2)根据各航天器的初始星历信息以及步骤(1)中确定的姿控平均力进行高精度轨道预报，计算任一时刻各航天器在惯性坐标系的星历以及任一时刻各航天器之间的相对距离，确定航天器间的最小相对距离；(3)改变姿控平均力的作用方向，重复步骤(1)、(2)，计算各航天器最小相对距离的最小值，该最小值对应的姿控平均力作用方向即为最恶劣情况；(4)将步骤(3)中确定的最小值与最小安全距离进行比较，若最小值大于最小安全距离，则航天器无碰撞风险，否则在第一圈测控跟踪弧段内，选择其中一个航天器进行一次轨道机动，拉开航天器之间的距离，规避航天器碰撞风险。
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公开(公告)号：CN111323018A
公开(公告)日：2020-06-23
申请号：CN202010098887.8
申请日：2020-02-18
Applicant: 北京空间飞行器总体设计部
Abstract: 本发明提供一种基于特征点分析IGSO卫星对区域覆盖弧段的方法，过程为：根据给定的初始时刻和轨道参数，并设定时间步长，计算指定时段内每间隔时间步长的各时刻对应的卫星在地心惯性系中的位置；根据给定的目标区域，确定其对应的标志点；判断在指定时段内每间隔时间步长的各时刻，IGSO卫星是否可以对目标区域进行覆盖，记录下可以覆盖所对应的时刻，根据记录的时刻形成覆盖弧段；IGSO卫星是否可以对目标区域进行覆盖为：根据卫星位置计算各标志点对应的临界张角和卫星张角来判断，当存在一个标志点对IGSO卫星不可见时，则认为IGSO卫星在对应时刻不可以对目标区域进行覆盖。根据获取的IGSO卫星对区域覆盖弧度，指导后续利用IGSO卫星进行星地通信的实际工程应用。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN106570316A
公开(公告)日：2017-04-19
申请号：CN201610917107.1
申请日：2016-10-20
Applicant: 北京空间飞行器总体设计部
IPC: G06F19/00
CPC classification number: G06F19/00
Abstract: 基于推进剂预算的低轨椭圆轨道卫星成功入轨判定方法，通过得到远地点、近地点、偏心率、倾角调整量与推进剂消耗量的关系，利用卫星变轨所能提供的总推进剂消耗量得到包含远地点、近地点、偏心率、倾角调整量的入轨成功判断公式；根据各方约束确定卫星允许提供的初始变轨推进剂量，在星箭分离后确定卫星的远地点、近地点、偏心率、倾角的偏差量，利用判断公式对卫星是否能成功入轨进行判断。本发明方法采用轨道机动理论及公式，所得到的解析计算公式，准确合理、简洁高效，易于操作、特别适合运载发射成功与否快速判断；在运载发射中出现问题之后为卫星实施抢救措施提供依据及指导。
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公开(公告)号：CN103064423B
公开(公告)日：2015-07-08
申请号：CN201210543834.8
申请日：2012-12-11
Applicant: 北京空间飞行器总体设计部
IPC: G05D1/10
Abstract: 多约束多航天器飞行间距预示及碰撞规避方法，(1)根据在轨已发射航天器巡航姿态下姿控消耗推进剂的遥测数据值，确定姿控平均力的大小；(2)根据各航天器的初始星历信息以及步骤(1)中确定的姿控平均力进行高精度轨道预报，计算任一时刻各航天器在惯性坐标系的星历以及任一时刻各航天器之间的相对距离，确定航天器间的最小相对距离；(3)改变姿控平均力的作用方向，重复步骤(1)、(2)，计算各航天器最小相对距离的最小值，该最小值对应的姿控平均力作用方向即为最恶劣情况；(4)将步骤(3)中确定的最小值与最小安全距离进行比较，若最小值大于最小安全距离，则航天器无碰撞风险，否则在第一圈测控跟踪弧段内，选择其中一个航天器进行一次轨道机动，拉开航天器之间的距离，规避航天器碰撞风险。
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公开(公告)号：CN103144784A
公开(公告)日：2013-06-12
申请号：CN201310059829.4
申请日：2013-02-26
Applicant: 北京空间飞行器总体设计部
IPC: B64G1/24
Abstract: 本发明公开了一种适用于导航GEO卫星的离轨方法，包括以下步骤，（1）确定离轨卫星中卫星设备的工作状态，及离轨前星上推进剂剩余情况；（2）根据所述卫星设备的工作状态及所述推进剂剩余情况，确定卫星离轨方案；（3）根据所述卫星离轨方案，对卫星离轨用推力器的性能进行标定；（4）利用所述卫星离轨用推力器实施所述卫星离轨方案，并在卫星完成离轨操作后，对离轨卫星进行钝化操作。本发明给出了导航GEO卫星离轨操作及要求，确保证了导航GEO卫星寿命结束后顺利进入弃置轨道。
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公开(公告)号：CN103136444A
公开(公告)日：2013-06-05
申请号：CN201310032558.3
申请日：2013-01-29
Applicant: 北京空间飞行器总体设计部
IPC: G06F19/00
Abstract: 一种导航卫星不同控制模式下太阳帆板的受照分析方法，根据太阳星历，计算目标时刻太阳在地心赤道惯性坐标系的单位矢量；根据卫星的初始轨道参数，计算目标时刻卫星的轨道参数；根据目标时刻卫星的轨道参数，计算目标时刻太阳在轨道坐标系的单位矢量；根据卫星的主要飞行事件及时序确定目标时刻卫星的工作模式；根据目标时刻卫星的工作模式及太阳在轨道坐标系的单位矢量，得到目标时刻帆板法向和太阳在卫星本体坐标系的单位矢量；根据目标时刻帆板法向和太阳在卫星本体系的单位矢量，得到帆板法向和太阳光线的夹角，完成太阳帆板受照分析。本发明对帆板法线与太阳的夹角进行事前预报，为飞控期间电源状态监视、功率计算以及热分析提供依据。
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公开(公告)号：CN219513307U
公开(公告)日：2023-08-11
申请号：CN202223486139.0
申请日：2022-12-27
Applicant: 航天恒星空间技术应用有限公司 , 北京空间飞行器总体设计部
IPC: H01P1/17
Abstract: 本实用新型涉及卫星通信领域，尤其涉及一种用于分频的新型波导圆极化器，H面功分器用于将通过第一矩形波导端口或第二矩形波导端口进入的信号等幅同相分为两路，分别进入两个E面90°正交波导电桥的同相端；E面90°正交波导电桥用于对两个正交模式进行90°移相，产生±90°相位差；频率分波器通过连接波导和E面90°正交波导电桥连接，频率分波器用于将正交波导电桥两个正交模式，进行圆极化合成，通过其上的圆形波导输出端口输出。该用于分频的新型波导圆极化器结构紧凑，能同时实现左右旋工作，加工方便，横向和纵向尺寸都较小，结构稳定可靠，性能优良，特别适合多频段共用圆极化天线的馈源系统。
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