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公开(公告)号：CN117125268A
公开(公告)日：2023-11-28
申请号：CN202311106638.9
申请日：2023-08-30
Applicant: 北京理工大学
Abstract: 本发明公开的一种基于旋转电动力绳的低轨运载星座及其工作方法，属于航天载荷运送技术领域。本发明公开的一种基于旋转电动力绳的低轨运载星座，包含多颗卫星和通信网络，每颗卫星包含主星和子星两个部分。本发明通过在不同轨道高度部署由主星、子星和系绳组成的星座卫星构成运载星座，由载荷距离最近的子星接收载荷，通过系绳在洛伦兹力作用下的摆动，将载荷运送到下一卫星子星附近，借助推力器作用使两子星对接，完成载荷交接，在多次系绳旋转和载荷交接的接力过程后，载荷最终运动到目标轨道。本发明通过卫星接力实现载荷运送，避免传统火箭运载模式高能耗、高污染、低灵活性的问题，且能够解决传统单一旋转电动力绳载荷运送轨道范围小的问题。
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公开(公告)号：CN114384806B
公开(公告)日：2023-05-23
申请号：CN202210036780.X
申请日：2022-01-12
Applicant: 北京理工大学
IPC: G05B13/04
Abstract: 本发明公开的一种多摄动地影约束下电推进航天器多圈变轨的分段优化方法，属于航天器轨道动力学与控制领域。本发明通过建立考虑多摄动和地影约束的小推力轨道最优控制模型，建立考虑J2摄动长期影响的小推力轨道最优控制模型，将电推进推力幅值和J2摄动长期项增大相同的倍数后，对整体变轨过程进行分段，使得整体多圈变轨接近最优，并能够保证多圈变轨整体优化过程的鲁棒性，根据分段结果和所建立的考虑多摄动和地影约束的小推力轨道最优控制模型，依次求解每一段考虑多摄动和地影约束的小推力轨道最优控制问题，实现对多摄动地影约束下电推进航天器多圈变轨的优化。本发明具有优化精确、鲁棒性强、可靠性高、实现简便等优点。
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公开(公告)号：CN109063380B
公开(公告)日：2023-02-17
申请号：CN201811059085.5
申请日：2018-09-12
Applicant: 北京理工大学
IPC: G06F18/2433 , G06F17/11
Abstract: 本发明属于航天器轨道动力学与控制领域。本发明公开的一种静止轨道电推进卫星故障检测方法，实现方法如下，建立静止轨道卫星受环境摄动下的瞬时轨道运动模型；建立平均轨道运动模型；建立受控制力作用下的轨道运动模型；推导受所有力作用下的轨道运动模型；设计故障检测器，并验证所设计故障检测器的收敛性。本发明还公开的一种静止轨道电推进卫星故障模式的位置保持方法，在卫星故障检测方法基础上，计算推力器故障导致的轨道漂移；设计控制律，通过控制律修正推力器故障导致的轨道漂移；离散控制律，获得电推力器的开关序列；通过采用开关序列，实现静止轨道电推进卫星故障模式下的位置保持。本发明普遍适用于高轨及地球静止轨道电推进卫星。
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公开(公告)号：CN112036037B
公开(公告)日：2022-09-02
申请号：CN202010900499.7
申请日：2020-08-31
Applicant: 北京理工大学
IPC: G06F30/20 , G06F119/14
Abstract: 一种倾斜地球同步轨道的长期演化快速分析方法，首先推导各摄动项的一次或二次平均摄动势函数，包括地球非球形摄动带谐项地球非球形摄动田谐项J22,J31,J32,J33,J41,J42,J43,J44的1:1共振部分、日月引力摄动勒让德展开截取到4阶项、太阳光压摄动；其次，通过拉格朗日型轨道摄动方程，结合平均摄动势函数，建立IGSO轨道的二次平均半解析轨道递推器；对比分析不同摄动源和阶数考虑下的IGSO轨道长期演化情况，简化模型，进一步提高轨道递推效率；最后，借助高效的轨道递推，绘制一系列完整轨道根数以及初始历元时刻组合的动力学网格图，其中可划分的轨道根数为(e,i,Ω,ω)，它们的全部二元组合为e‑i,ω‑Ω；e‑ω,i‑Ω；e‑Ω,i‑ω，有关初始历元时刻InitialEpoch的全部二元组合为InitialEpoch‑e,InitialEpoch‑i,InitialEpoch‑Ω,InitialEpoch‑ω，根据动力学网格图完成对IGSO轨道长期演化的快速且全面的分析。
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公开(公告)号：CN113935176A
公开(公告)日：2022-01-14
申请号：CN202111224605.5
申请日：2021-10-19
Applicant: 北京理工大学
IPC: G06F30/20 , G06F17/16 , G06F119/14
Abstract: 本发明公开的一种电动力绳的高精高效动力学建模方法，属于航天器轨道与姿态的动力学与控制领域。本发明实现方法为：在电动力绳系统中，将主星和子星视为质点，将导电系绳离散成多根刚性杆单元，即采用多根刚性杆铰接的离散体模型；通过结合Kane方程和多体动力学递推算法建立考虑多物理场耦合作用的离散电动力绳模型，利用递推算法计算复杂度与电动力绳系统自由度成线性关系的特点，在保证精度不变的前提下，尽量减少离散电动力绳模型中离散单元增加导致的数值仿真计算量增大的问题，实现电动力绳高精度高效率的动力学建模。本发明应用于航天器轨道与姿态的动力学与控制领域，能够解决航天器轨道与姿态相关工程技术问题。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN113252315A
公开(公告)日：2021-08-13
申请号：CN202110550820.8
申请日：2021-05-18
Applicant: 北京理工大学
IPC: G01M11/02
Abstract: 本发明公开的一种随动重力卸载悬吊装置，属于空间镜片地面微重力模拟实验领域。本发明包括两自由度悬吊支架和可调节悬吊装置。两自由度悬吊支架包括悬吊支架、水平转动导轨和水平滑动导轨。可调节悬吊装置包括定滑轮、动滑轮、连接绳、配重块和空间镜片。根据空间镜片地面模拟组装拼接的运动过程，重力卸载的配重块随动式沿着水平转动导轨和水平滑动导轨运动实现水平方向上两自由度运动，运动范围大，适应组装过程，重力卸载的精度高，微重力模拟的效果更接近空间镜片在轨组装工作的真实状态。本发明能满足不同数量重力卸载点和不同重力位置的空间镜片微重力模拟要求，能适应不同尺寸的空间镜片，能随空间镜片的组装拼接过程良好随动，适应性好。
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公开(公告)号：CN113131815A
公开(公告)日：2021-07-16
申请号：CN202110403660.4
申请日：2021-04-15
Applicant: 北京理工大学
Abstract: 本发明涉及一种面向空间灵巧载荷电动执行器的高带宽控制方法，特别涉及一种面向空间探测机器人的高带宽电动执行器的控制算法设计，属于机电伺服与控制领域。本发明首先建立永磁同步电机的电压方程，并推导得到电机q轴电压方程；将q轴电压方程中的扰动项以及由电机参数引起的变化看作总扰动，利用扩张状态观测器进行观测，并在线性状态误差反馈控制律中进行补偿，以消除扰动。在外环使用PD控制器完成位置与速度控制，最后实现了执行器的力矩、速度与位置控制，并确保了执行器的控制带宽达到4KHz以上。
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公开(公告)号：CN112208793A
公开(公告)日：2021-01-12
申请号：CN202011051296.1
申请日：2020-09-29
Applicant: 北京理工大学
IPC: B64G1/16 , B62D57/028
Abstract: 本发明公开的一种用于控制动量驱动机器人的智能跳跃方法，属于深空探测机器人控制领域。本发明利用机器人的动量轮刹车机构设计起跳过程，分为试跳、腾空、加速起跳和飞行四个阶段使动量驱动机器人完成跳跃，结合上述四个阶段的特征使动量驱动机器人的起跳过程清晰便于控制，提高落地点的精度；建立该动量驱动机器人在弱引力场环境下跳跃行为动力学模型；利用机器学习算法，找到环境参数与试跳阶段结束时运动参数之间的关系，在环境参数已知的情况下利用机器学习算法建立跳跃力矩参数和跳跃轨迹参数之间的关系，使动量驱动机器人具有感知外部环境参数并适应复杂环境的能力，基于环境参数设计跳跃参数规划动量轮转速使跳跃距离、腾空高度可控。
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公开(公告)号：CN111994304A
公开(公告)日：2020-11-27
申请号：CN202010898380.0
申请日：2020-08-31
Applicant: 北京理工大学
IPC: B64G1/24 , G06F30/20 , G06F30/15 , G06F119/14 , G06F111/04
Abstract: 本发明公开的一种静止轨道卫星小推力长期位置保持方法，通过球坐标建立卫星轨道面内和面外的平均轨道运动模型；通过相平面分析法给出静止轨道卫星在面内和面外的长周期运动规律；在此基础上，通过选取静止轨道卫星的定点位置保持窗口，获得在定点窗口内卫星无控状态的周期运动轨迹，即漂移段轨迹；设计小推力控制律，获得卫星受控状态下的运动轨迹，即推力段轨迹，使推力段轨迹与漂移段轨迹共同形成一个闭环轨迹，从而完成静止轨道卫星的小推力长期位置保持。
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公开(公告)号：CN109623812B
公开(公告)日：2020-09-15
申请号：CN201811470615.5
申请日：2018-12-04
Applicant: 北京理工大学
IPC: B25J9/16
Abstract: 本发明公开的考虑航天器本体姿态运动的机械臂轨迹规划方法，属于多体系统轨迹规划领域。本发明具体实现方法如下：首先在航天器初始状态下，通过五次多项式路径规划方法确定机械臂末端的位置和姿态指向的变化轨迹；根据航天器中心体姿态运动的规划，求取航天器本体坐标系下原期望位置与指向由于中心体姿态运动而产生的变化量，以此对机械臂的运动规划进行补偿；将机械臂末端的原轨迹规划与补偿规划对应求和，记为最终机械臂末端点轨迹，通过运动学伪逆算法对机械臂各关节角的运动轨迹进行规划，进而实现考虑航天器本体姿态运动的机械臂轨迹规划；本发明具有减轻星载计算机实时计算压力，提高轨迹规划效率等优点。
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