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公开(公告)号：CN106697333B
公开(公告)日：2019-09-06
申请号：CN201710022244.3
申请日：2017-01-12
Applicant: 北京理工大学
Abstract: 本发明涉及一种轨道控制策略的鲁棒性分析方法，属于航天器轨道动力学与控制领域。本发明通过高斯轨道要素摄动方程对航天器的轨道运动进行建模；对低轨卫星的非球形摄动以及大气阻力摄动进行分析；设计轨道保持策略对航天器轨道要素进行保持控制；采用微分修正算法提高轨道保持的精度；建立航天器运行过程中的位置误差，速度误差，发动机推力误差模型；设计了航天器控制误差均值，方差，以及误差分布比例的计算模型；利用蒙特卡洛仿真方法对带有误差下的航天器轨道控制策略进行仿真分析，建立轨道控制策略的鲁棒性评价体系。在控制策略设计中，充分考虑星上轨道控制的实际情况，以简便可行为前提，贴合实际情况，保证该方法在实际工程中的可行性。
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公开(公告)号：CN110104220A
公开(公告)日：2019-08-09
申请号：CN201910380728.4
申请日：2019-05-08
Applicant: 北京理工大学
Abstract: 本发明涉及一种流体式反作用装置，用于航天器姿态调整的执行器，属于航空航天技术领域。该装置用于航天器的姿态控制和调整；所述流体式反作用装置包含执行机构、控制单元和安装支架；所述执行机构包含基座、空心圆环和永磁体，空心圆环由抱箍固定在基座上，永磁体安装在基座中心并用法兰盖固定；所述空心圆环外表面由电阻丝缠绕，空心圆环腔内充满导电流体，空心圆环内外并均匀分布四组正负电极。本发明中采用磁流体的转动实现航天器的姿态控制，质量小，成本低，结构简单可靠，磁流体与空心圆环之间的摩擦小，损耗低，无振动，效率高。
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公开(公告)号：CN110007681A
公开(公告)日：2019-07-12
申请号：CN201811432334.0
申请日：2018-11-28
Applicant: 北京理工大学
Abstract: 本发明公开的一种利用连续推进器实现绳系编队自旋稳定展开优化方法，属于航天器制导与控制领域。本发明实现方法为：定义不同的参考坐标系来描述绳系编队系统运动，利用拉格朗日方程来建立自旋稳定绳系编队系统的动力学模型；在实时域中描述有限时域最优控制问题，然后基于时域映射将其转化为Mayer形式，对自旋稳定绳系编队系统的动力学模型给定控制输入和状态变量约束，构建自旋稳定绳系编队系统最优展开模型；利用Legendre-Gauss离散化方法，将绳系编队系统自旋稳定展开的最终状态和控制输入离散在一系列离散点上，通过高斯伪谱法对绳系编队系统地自旋稳定展开动力学过程进行数值求解，能够减少需要输入的参数，提高计算精度。
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公开(公告)号：CN109581356A
公开(公告)日：2019-04-05
申请号：CN201910006085.7
申请日：2019-01-04
Applicant: 北京理工大学
IPC: G01S13/72
Abstract: 本发明公开了一种常值机动空间目标的约束滤波追踪方法，属于航天器导航制导与控制领域。本发明首先将空间目标的机动加速度作为状态变量的一部分，构造扩维卡尔曼滤波器；针对常值机动的空间目标，对机动加速度施加范数约束，通过使扩维目标函数最小化来获得最优估计；对扩维目标函数进行最小化可以通过分别对系统状态及机动函数的性能指标进行最小化获得；最后，给出了局部范数约束的扩维卡尔曼滤波跟踪算法的流程，相比于无约束的扩维卡尔曼滤波，该算法可以有效提高对常值机动空间目标的跟踪精度。此外，按照该算法进行计算，可减少计算机的计算负荷，缓解星载计算机资源有限的问题。
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公开(公告)号：CN105468011B
公开(公告)日：2018-03-02
申请号：CN201511034012.7
申请日：2015-12-31
Applicant: 北京理工大学
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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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN107226221A
公开(公告)日：2017-10-03
申请号：CN201710438977.5
申请日：2017-06-12
Applicant: 北京理工大学
Inventor： 洛佩兹圣格雷戈里奥米格尔 , 艾哈迈德鲁海默德 , 谢侃 , 王宁飞 , 张景瑞
IPC: B64G4/00
Abstract: 本发明用于空间碎片去除的不同尺寸拖曳帆的空间制造机制，属于空间碎片去除的拖曳帆空间制造技术领域。包括空间子系统以及捕获目标碎片并释放拖曳帆的方法两部分；空间子系统包含机械容器和以及辅助子系统和原料容器；机械容器空又包含拖曳帆制造机构；辅助子系统和原料容器用于操作机械机构所需子系统和用于制造拖曳帆所需的材料；机械容器包括两个L形支撑结构、两个圆柱形杆、两个挤出机、两个压实器、两个输送臂和拖曳帆；辅助子系统和原料容器包括用于制造不同阻力帆尺寸的层压辊，还包括操作该机构所需的其他子系统和单元，如动力单元和热控制子系统。所提机制允许在空间中自动地制造几个拖曳帆且可根据需要改变。
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公开(公告)号：CN107150818A
公开(公告)日：2017-09-12
申请号：CN201710168059.5
申请日：2017-03-21
Applicant: 北京理工大学
Inventor： 艾哈迈德鲁海默德 , 洛佩兹圣格雷戈里奥米格尔 , 张景瑞 , 谢侃 , 王宁飞
IPC: B64G4/00
Abstract: 本发明一种基于伸缩技术和拉伸薄膜面板的空间碎片清除拖曳帆，属于空间碎片清除技术领域。拖曳帆包含可伸缩梁框架和由拉伸薄膜板制成的拖曳表面以及拖曳帆膨胀过程；将拉伸箔片面板折叠到一个面板上；面板展开以及面板膨胀到最终拖曳面。拖曳帆框架结构包括在拐角处连接在一起对称且有中心筒的四个双作用气密伸缩梁，其余阶段伸缩梁各段被包围在中心筒中；拖曳帆表面结构包括由高度可拉伸的拉伸膜制成的九个主面板，再通过相同高伸缩性拉伸膜制成的接合面板连接在一起；拖曳帆处于紧凑模式时，九个主面板被折叠到一个面板上；在中间相位，九个主面板展开直到最后的拖曳表面。所述拖曳帆具有高的包装效率且允许展开大的拖曳表面。
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公开(公告)号：CN106125759A
公开(公告)日：2016-11-16
申请号：CN201610579926.X
申请日：2016-07-21
Applicant: 北京理工大学
IPC: G05D1/10
CPC classification number: 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：CN105912819A
公开(公告)日：2016-08-31
申请号：CN201610297428.6
申请日：2016-05-06
Applicant: 北京理工大学
IPC: G06F17/50
CPC classification number: Y02T10/82 , G06F17/5036 , G06F17/5095
Abstract: 本发明涉及一种地月L1拉格朗日点转移轨道的快速设计方法，属于航天器轨道设计与优化技术领域。本发明包括如下步骤：探测器在目标Halo轨道的理想入轨点施加第一次机动脉冲，由L1拉格朗日点Halo轨道反向递推至满足借力约束的近月点位置；探测器在近月点施加第二次机动脉冲，进入地球?月球转移轨道段；探测器施加第三次机动脉冲，最终实现地球停泊轨道捕获。由于设计方法采用逆向积分策略，因此实际的探测器轨迹是从地球出发，最终达到地月L1拉格朗日点Halo轨道上。本发明针对不同的约束集合，能够自主调整目标Halo轨道入轨点，避免了入轨点选取的不确定性，可靠性高与实用性好，此外，本发明完成任务所需的速度增量小。
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公开(公告)号：CN105843239A
公开(公告)日：2016-08-10
申请号：CN201610209737.3
申请日：2016-04-06
CPC classification number: G05D1/0808 , G05B13/042
Abstract: 本发明涉及一种用于组合航天器姿态控制推力器布局优化方法，属于卫星姿态控制技术领域。本发明推力器的安装方向为倾斜安装；其次在推力器关节处加装具有双自由度的万向节；进而由期望控制力矩，以燃料消耗最少和万向节转动角度为约束，设计推力器推力分配模型；最后根据敏感器所反馈的姿态角及姿态角速度的变化，通过相平面控制方法，控制推力器的开关及喷气时长。实现了航天器姿态的快速机动，并减少燃料的消耗，形成完整控制回路。本发明基于万向节的转动，带动推力器喷气方向的改变，有效的解决了由交会对接引起的质心大范围偏移进而造成的不稳定控制问题。本发明能够减少燃料的消耗，延长航天器在轨服务寿命。
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