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[发明专利]一种远场安全性分析方法、系统、电子设备及存储介质-CN202211286126.0有效
发明人：李静琳;宋征宇;肖耘;李洪;吴义田;徐珊姝;陈晓飞;刘银;陈风雨;朱锡川;于龙;张志国;张博戎;沈安;周天帅;韩雪颖;王建明;肖清;王传魁;周敬;樊晨霄;孟庆尧;张晚晴 -专利权人：北京宇航系统工程研究所
申请日： 2022-10-20 - 公布日： 2023-05-12 - 主分类号： G06F30/20 文献下载
摘要：本申请实施例提供一种远场安全性分析方法、系统、电子设备及存储介质，所述方法包括：根据卫星布局及分离速度，建立星箭相对运动仿真模型；设置分离飞行参数，根据所述设置的分离飞行参数对实际飞行过程中的分离飞行参数偏差进行辨识，确定分离飞行参数偏差量范围；根据所述星箭相对运动仿真模型和所述分离飞行参数偏差量范围获得星箭分离后卫星与末级箭体的最小相对距离；根据星箭双方协商确定的最小安全距离和所述最小相对距离获得远场安全性分析结果。本申请仿真计算量小，仿真过程中充分考虑实际星箭分离情况，以提高仿真结果的准确性。
一种安全性分析方法系统电子设备存储介质

[发明专利]一种基于迭代制导的轨道面精确控制方法-CN202111005149.5有效
发明人：韩冬;陈佳晔;解永锋;郑莉莉;张利宾;王传魁;周文勇;陈益;叶成敏;杜大程;张兵;肖泽宁;冯荣 -专利权人：北京宇航系统工程研究所
申请日： 2021-08-30 - 公布日： 2023-02-03 - 主分类号： B64G1/24 文献下载
摘要：本发明涉及一种基于迭代制导的轨道面精确控制方法，用于执行GEO发射任务的上面级主动段轨道面精确控制。步骤包括：S1、统筹优化升交点赤经控制精度，S2、初步设定迭代制导目标值，S3、实时计算轨道面控制偏差，S4、重新设定上面级主动段迭代制导目标值。本发明采用多目标优化思想，对升交点赤经修正精度进行优化，在提升轨道面控制精度的同时，确保推进剂消耗量工程可接受。
一种基于制导轨道精确控制方法

[发明专利]一种应对一次点火故障的制导系统重构方法-CN202110593208.9有效
发明人：陈佳晔;韩冬;解永锋;王传魁;郑莉莉;张利宾;周文勇;陈益;叶成敏;杜大程;肖泽宁;冯荣;王紫扬 -专利权人：北京宇航系统工程研究所
申请日： 2021-05-28 - 公布日： 2022-12-13 - 主分类号： B64G1/24 文献下载
摘要：一种应对一次点火故障的制导系统重构方法，对于上面级通过两次主动段变轨保证卫星入轨的工作模式，当一次点火失效时，可立即启动第二次点火，保证在亚轨道变轨段上面级能够到达足够高度，第二主动段采用发动机挤压工作方式将上面级/卫星组合体推至入轨点。第一主动段采用迭代制导方法，第二主动段换制导方法及装订诸元，保证入轨精度。本发明提出的应对一次点火故障的制导系统重构方法能够在出现一次点火故障时，充分利用发动机挤压工作模式，自主在线判别并重构，保证故障情况下卫星入轨精度满足要求，提高系统可靠性。
一种应对一次点火故障制导系统方法

[发明专利]一种GEO直接定点发射轨道优化方法-CN202010524278.4有效
发明人： 王传魁;陈益;周文勇;王国辉;焉彬;张利宾;郑莉莉;叶成敏;杜大程;张苏闽;肖泽宁;冯荣;宫长辉;陈佳晔;韩冬 -专利权人：北京宇航系统工程研究所
申请日： 2020-06-10 - 公布日： 2022-07-29 - 主分类号： G05B13/04 文献下载
摘要：本发明一种GEO直接定点发射轨道优化方法，步骤如下：1)设置NSGA‑II优化参数；2)设置优化变量取值范围；3)生成发射轨道计算参数条件初始种群；4)生成发射轨道计算结果种群；5)子代种群生成；6)子代种群生成；7)下一代父代种群；8)遗传终止判断。
一种 geo 直接定点发射轨道优化方法

[发明专利]一种运载火箭奔火发射轨道的精确控制方法-CN202210435217.X有效
发明人：李东;王珏;沈安;王建明;黄兵;何魏;刘秉;董余红;吴洁;苏虹;于子文;王浩苏;金杰;黄辉;张博戎;肖清;王传魁;曲以广;王伟;李晓龙;向菁;李佳威;陈刚;耿言;周继时;节德刚 -专利权人：北京宇航系统工程研究所
申请日： 2022-04-24 - 公布日： 2022-07-15 - 主分类号： F42B15/01 文献下载
摘要：本申请属于运载火箭制导技术领域。具体提供了一种运载火箭奔火发射轨道的精确控制方法。该方法包括：在运载火箭的飞行段为末级入轨段或末速修正段时，根据运载火箭的第一关机控制参量确定运载火箭在当前控制周期内的关机量；根据运载火箭在当前控制周期内的关机量确定是否需要对运载火箭进行关机控制。基于本申请提供的技术方案，使运载火箭的运行轨道从闭合轨道过渡到非闭合轨道时，满足其轨道能量状态的高精度可靠的关机需求。
一种运载火箭发射轨道精确控制方法

[发明专利]对地表固定区域目标稳定观测覆盖的星座快速设计方法-CN202110735990.3在审
发明人： 王传魁;陈佳晔;张兵;周文勇;陈益;马英;张利宾;郑莉莉;韩冬;解永锋;李重远;曹梦磊;王紫扬 -专利权人：北京宇航系统工程研究所
申请日： 2021-06-30 - 公布日： 2021-11-02 - 主分类号： G05D1/08 文献下载
摘要：本发明公开了一种对地表固定区域目标稳定观测覆盖的星座快速设计方法，包括：根据观测目标的位置信息，确定星座的飞行轨道倾角；根据回归轨道定义，结合选定的初始轨道高度，迭代求解得到星座的飞行轨道高度；根据位置信息、星座的飞行轨道倾角和飞行轨道高度，计算得到星座中首枚航天器的轨道参数；根据覆盖重访时长要求确定星座中航天器的数量；逐一确定星座中各航天器的轨道参数，完成星座的快速设计。本发明能够根据需求，快速实现星座轨道与构型规模初步论证与星座设计，满足工程快速论证设计需求。
地表固定区域目标稳定观测覆盖星座快速设计方法

[发明专利]一种基于运载火箭留轨末级的航天应用通信平台-CN201610849674.8有效
发明人：王国辉;安雪岩;陆浩然;刘靖东;于秀丽;王传魁;荣晶晶;彭越;王岩;夏伟强 -专利权人：北京宇航系统工程研究所;中国运载火箭技术研究院
申请日： 2016-09-23 - 公布日： 2019-04-09 - 主分类号： H04B7/185 文献下载
摘要：本发明涉及一种基于运载火箭留轨末级的航天应用通信平台，包括卫星适配器、仪器安装板、姿态控制系统敏感器、执行器、蓄电池、电源控制单元、任务管理器、通信中继载荷和太阳能电池板，所述通信中继载荷包括天线和信息处理设备，执行器包括反作用飞轮、磁力矩器和姿控喷管，其中卫星适配器为两端开口且中空的圆台结构，仪器安装板设置于圆台结构的底端，本发明通信平台充分挖掘运载火箭富余运载能力，通过“加装、改制”的思路，在卫星适配器结构舱段内布局实现扩展任务所需的设备，搭载通信中继载荷，构建可用于商业航天的高轨、中轨和低轨空间云通信服务体系，实现测控、通信等定向化服务，无需再次发射费用，具有低成本运行的特点。
一种基于运载火箭留轨末级航天应用通信平台

[发明专利]一种远程柔性控制开关-CN201610497612.5有效
发明人：张俊华;吴丰员;王传魁;赵明健 -专利权人：烟台大学
申请日： 2016-06-29 - 公布日： 2018-07-24 - 主分类号： F16K31/46 文献下载
摘要：一种远程柔性控制开关，包括支座、执行模块、控制模块，所述执行模块与所述控制模块安装于所述支座上，所述执行模块包括三角形摆臂、转轴、两个棘轮、两个棘爪、操作绳、杠杆、杠杆支座、阀门、滑动联轴器、重锤轴、重锤，所述控制模块包括两个控制绳、两限位柱、两个弹簧、两限位块，所述两个棘爪分别连接于三角形摆臂的两侧，且该所述两个棘爪分别设置于转轴两侧，分别控制转轴的不同转向，所述三角形摆臂设置有滑槽，所述滑槽上端设置有凹槽。本发明根据棘轮机构的单向转动原理，由重锤的上下运动提供三角形摆臂转动的动力，由两个方向相反的棘轮和棘爪分别控制阀门的开和关。本发明采用了机械机构能实现远程控制，结构简单可靠，易维修。
一种远程柔性控制开关

[实用新型]一种拉压力传感器标定装置-CN201720261146.0有效
发明人：陆国栋;孙晓帮;韩莹;马丽君;李妮;魏晓雪;王传魁;于泽 -专利权人：辽宁工业大学
申请日： 2017-03-17 - 公布日： 2017-10-24 - 主分类号： G01L25/00 文献下载
摘要：本实用新型公开了一种拉压力传感器标定装置。包括支撑架，其下部设有用于连接拉压力传感器的第一连接端；加力板，其可滑动地设置在所述支撑架上；以及标定环，其与所述加力板可拆卸连接；其中，所述标定环呈菱形，设有长端和短端，在所述标定环的四角分别设有用于连接拉压力传感器的第二连接端，在所述标定环的短端之间设有测力计。本实用新型的有益效果是其能够实现传感器量程范围内任意压力值的标定；所述标定环呈菱形，不仅能够进行拉力标定，还能够进行压力标定。
一种压力传感器标定装置

[发明专利]基于多个分体惯性基准的轨道半径曲线测量系统-CN200910090282.8无效
发明人：董云峰;范猛;熊小平;王皓;郭嘉;王传魁 -专利权人：北京航空航天大学
申请日： 2009-08-04 - 公布日： 2010-01-13 - 主分类号： G01B15/00 文献下载
摘要：基于多个分体惯性基准的轨道半径曲线测量系统，包括主处理器，存储和显示设备以及至少三套由载波相位差分GPS、惯性器件、数据处理单元组成的组合测量平台。通过载波相位差分GPS精确地测得由安装在车顶的GPS天线组成多组基线向量等数据，并与惯性器件测得的三维加速度和三维角速度耦合，结合角速度测量模型和基线测量模型进行处理，就可以得到精确的轨道曲率半径。本发明既提高了小半径时角速度测量法的精度，又利用基线测量法克服了角速度测量难以测量大半径的缺点，提高了轨道半径测量的精度和测量效率，而且测量精度受外力和干扰的影响比较小，适用于在列车较大的速度范围内测量轨道曲率半径，能够测量的半径范围增大，降低了轨道检测成本。
基于分体惯性基准轨道半径曲线测量系统

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