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公开(公告)号：CN106125759B
公开(公告)日：2019-01-01
申请号：CN201610579926.X
申请日：2016-07-21
Applicant: 北京理工大学
IPC: G05D1/10
Abstract: 本发明公开的一种地球静止轨道上的绳系‑库仑力混合卫星编队方法，涉及混合卫星编队方法，属于卫星编队领域。本发明通过将N颗主星和两颗辅星发射入轨；借助收放装置逐步放出绳子，在重力梯度力作用下，最终使两颗辅星分别位于主星平面的铅垂正上方和正下方；绳子释放到预定长度时，通过电子枪使各主星带同种电荷且电量相等，在库伦力的排斥作用下主星向四周分开至N颗主星位于地球静止轨道附近，构成面向地球的多边形编队构型；当编队构型需要改变时，通过调节各主星的带电量控制和改变编队平衡构型。本发明可实现多星共位编队，拓展地球静止轨道卫星容量，还可降低编队维持和重构控制的燃料消耗。本发明在对地干涉测量方面也有潜在的应用价值。
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公开(公告)号：CN105574261B
公开(公告)日：2018-09-21
申请号：CN201510937574.6
申请日：2015-12-15
Applicant: 北京理工大学
IPC: G06F17/50
Abstract: 本发明涉及一种月球借力约束的地月平动点转移轨道设计方法，属于航天器轨道设计与优化领域。选择目标Halo轨道入轨点位置与期望的月球借力约束大小，利用方程(1)对入轨点的状态量进行积分，至航天器到达预期的月球借力位置。通过相关的优化算法对入轨点状态量进行修正调整，使得借力位置的状态满足方程(3)的约束条件，进而确定航天器进入Halo轨道所需要的机动速度增量大小。通过合理选择月球借力约束条件及Halo轨道入轨点等参数，能够有效地设计出满足任务要求的低耗能转移轨道。
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公开(公告)号：CN105259907B
公开(公告)日：2018-04-13
申请号：CN201510685080.3
申请日：2015-10-20
Applicant: 北京理工大学
IPC: G05D1/08
Abstract: 本发明涉及一种通过内部隔振结构实现航天器姿态稳定控制的方法，属于高频振动控制领域。由多个柔性支撑结构组成；柔性支撑结构位于转子与框架之间以及框架与航天器之间；当控制力矩陀螺工作时，柔性支撑结构即会开始产生隔振效果，从而抑制转子产生的扰动。所述多个柔性支撑结构中部分固定连接在转子与框架之间，其余部分固定连接在框架与航天器之间；该结构的使用能够有效地解决单框架控制力矩陀螺的振动问题，并且由于具有解耦的特性，能够有效快速地实现对隔振元件的参数设计。通过使用该隔振元件，也能够大幅度提高卫星的姿态稳定度。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN105468011A
公开(公告)日：2016-04-06
申请号：CN201511034012.7
申请日：2015-12-31
Applicant: 北京理工大学
CPC classification number: G05D1/0883 , G05D1/101
Abstract: 本发明公开的一种辐射开环绳系卫星编队匀速自旋展开控制方法，涉及绳系卫星编队匀速自旋展开成辐射开环构型的动力学搭建与控制策略设计，属于航天器编队控制领域。本发明针对在地球中心引力场中运行于圆形Kepler轨道上的辐射开环绳系卫星编队，考虑多体系统运动特点和重力梯度力矩作用，经由拉格朗日方程建立系统自旋展开动力学；在此基础上设计主星匀速自旋展开，针对重力梯度力矩进行补偿并在展开末段加入阻尼以抑制系统振荡的闭环控制策略。所述的动力学和控制方法简单，有效，易于实现；控制绳系卫星系统进行匀速展开的全过程平稳、安全、可靠性高。
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公开(公告)号：CN105259907A
公开(公告)日：2016-01-20
申请号：CN201510685080.3
申请日：2015-10-20
Applicant: 北京理工大学
IPC: G05D1/08
Abstract: 本发明涉及一种通过内部隔振结构实现航天器姿态稳定控制的方法，属于高频振动控制领域。由多个柔性支撑结构组成；柔性支撑结构位于转子与框架之间以及框架与航天器之间；当控制力矩陀螺工作时，柔性支撑结构即会开始产生隔振效果，从而抑制转子产生的扰动。所述多个柔性支撑结构中部分固定连接在转子与框架之间，其余部分固定连接在框架与航天器之间；该结构的使用能够有效地解决单框架控制力矩陀螺的振动问题，并且由于具有解耦的特性，能够有效快速地实现对隔振元件的参数设计。通过使用该隔振元件，也能够大幅度提高卫星的姿态稳定度。
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公开(公告)号：CN103245335B
公开(公告)日：2015-11-04
申请号：CN201310189125.9
申请日：2013-05-21
Applicant: 北京理工大学
Abstract: 本发明涉及一种自主在轨服务航天器超近距离视觉位姿测量方法,特别涉及一种用于自主在轨服务航天器的超近距离基于散焦图像的位姿测量方法，属于航天器相对视觉测量与自主导航领域。通过相机同步采集两幅模糊程度不同的散焦图像，图像1与图像2，其中图像1为相机CCD1所成的像，图像2为相机CCD2所成的像。采用基于S变换的DFD算法对目标进行散焦测距，获取目标图像每个像素点的整体深度信息u。图像处理提取特征点图像坐标值，结合图像坐标信息最终获取目标的位置姿态信息。本发明采用单镜头双CCD相机同时获取两幅图像用于散焦测距，能同时采集两幅相机参数不同的散焦图像。测量过程中无需改变相机参数，提高测量系统实时性。
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公开(公告)号：CN102759927B
公开(公告)日：2014-05-14
申请号：CN201210275120.3
申请日：2012-08-03
Applicant: 北京理工大学
Abstract: 本发明涉及一种提高光学载荷成像质量的方法，特别涉及一种使用多级隔振平台提高光学载荷成像质量的方法，属于高频振动控制领域。一种隔振平台包括：上平台、下平台以及连接上平台和下平台的支杆。所述的一种隔振平台可以安装在飞轮或者控制力矩陀螺等卫星执行机构和卫星星体之间，或光学有效载荷和卫星星体之间；控制力矩陀螺、安装架和隔振平台的上平台共同组成了上平台系统；当需要在光学有效载荷和卫星星体加装隔振平台时，光学有效载荷的底座和隔振平台的上平台固连，同样能够组成一套上平台系统。所有隔振平台的下平台都固定连接在卫星星体上，共同组成了下平台系统。解决了星上光学有效载荷成像精度和稳定度低的问题。
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公开(公告)号：CN103235597A
公开(公告)日：2013-08-07
申请号：CN201310120557.4
申请日：2013-04-09
Applicant: 北京理工大学
IPC: G05D1/08
Abstract: 本发明涉及一种航天器的快速姿态机动快速稳定联合控制方法，属于航天器姿态控制和振动控制领域。（1）吸取航天器姿态机动轨迹规划技术和输入成形技术的优势，发明一种航天器快速姿态机动快速稳定联合控制方法，能够使得航天器在任务要求时间内完成机动，并且机动后能够保证航天器姿态快速稳定到指标要求值以内；（2）本发明还综合考虑了航天器姿态控制执行机构的力矩输出能力和航天器的最大角速度机动能力，使航天器姿态控制执行机构的输出力矩能够易于实现。
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