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公开(公告)号：CN110848254A
公开(公告)日：2020-02-28
申请号：CN201911153338.X
申请日：2019-11-22
Applicant: 北京理工大学
Abstract: 本发明公开的一种磁气复合式磁悬浮气足，属于气悬浮吊挂装置领域。本发明包括吊环、套轴、出气口、磁块、进气口。磁块用于使所述的磁气复合式磁悬浮气足产生磁吸力。出气口与磁块通过组装后由套轴紧密套连固定，套轴上安装吊环。套轴、出气口、磁块、进气口形成用于容纳高压气体的空间。出气口由密集的微小气孔组成，高压气体通过进气口进入容纳高压气体的空间后，经由出气口上的密集气孔在磁气复合式磁悬浮气足底面与磁悬浮板接触面之间产生高压气膜，通过高压气膜消除磁气复合式磁悬浮气足底面与磁悬浮板接触面之间的摩擦，实现无摩擦悬浮。本发明能在空间吊挂悬浮，并沿着磁悬浮板无摩擦运动，实现悬吊式磁气悬浮，保证使用的精度和准确性。
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公开(公告)号：CN105659874B
公开(公告)日：2013-10-16
申请号：CN201010048904.3
申请日：2010-07-02
Applicant: 北京理工大学
Abstract: 本发明公开了一种旋转弹射流执行机构及其延迟时间测试方法，属于飞行器控制领域。该方法是在活塞两端增加了磁性部件，并在对应的位置的堵头中加装霍尔传感器，运用信号处理电路将活塞和位置信号提取出来，通过控制信号和位置信号的时间差来确定射流执行机构的延迟时间。由于活塞和摇臂采用机械连动结构，当活塞向右运动时，摇臂向左运动并堵住左主喷口，从而产生向右的射流力，当活塞向左运动时，摇臂向右运动并堵住右主喷口，从而产生向左的射流力。因此左右射流力的切换时间就是活塞运动到中间位置的时刻。所以将控制信号发出到活塞运动到达中间位置的时间差值作为射流执行机构的延迟时间。
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公开(公告)号：CN101539476A
公开(公告)日：2009-09-23
申请号：CN200910079816.7
申请日：2009-03-12
Applicant: 北京理工大学
IPC: G01M13/00
Abstract: 本发明涉及一种舵机非舵偏负载力矩跟踪装置，将已有技术中的扭杆弹簧定位滑块改进为“非舵偏角负载力矩跟踪机构”，使“发明”在飞行器飞行仿真实验中，能够跟踪由于飞行攻角、侧滑角和飞行器自旋速度等非舵偏因素造成的飞行器舵机负载力矩。本发明涉及的飞行器舵机非舵偏负载力矩跟踪机构根据当前负载刚度将非舵偏负载力矩转换为力矩当量角，通过位置伺服系统进行实时跟踪，从而达到跟踪飞行器舵机由于飞行攻角、侧滑角和飞行器自旋速度等非舵偏因素造成的负载力矩的目的，使“仿真加载装置”能够更好的复现飞行器舵机在实际飞行中的负载情况。
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公开(公告)号：CN101509543A
公开(公告)日：2009-08-19
申请号：CN200910080473.6
申请日：2009-03-19
Applicant: 北京理工大学
Abstract: 本发明涉及一种用于角度输出的滚珠丝杠减速机构，包含滚珠丝杠1、丝杠螺母2、齿条3、扇形齿轮4、输出轴5、壳体6、轴承，其特征在于：可在动力元件的带动下回转的滚珠丝杠1通过轴承与壳体6相连，并通过自身回转带动丝杠螺母2往复运动，齿条3的内侧面与丝杠螺母2的外侧面相互配合，并与丝杠螺母2固连，扇形齿轮4齿部与齿条3相互啮合，输出轴5通过扇形齿轮4的中心孔，并与扇形齿轮4固连。本发明涉及的减速机构主要用于位置伺服系统，实现角度输出。采用滚珠丝杠和齿轮齿条两级传动，使减速器具有工作效率高，减速比大、侧隙小和体积小、重量轻的特点。
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公开(公告)号：CN101105423A
公开(公告)日：2008-01-16
申请号：CN200710119937.0
申请日：2007-08-03
Applicant: 北京理工大学
IPC: G01M13/00
Abstract: 本发明涉及一种用于飞行器等控制系统仿真的执行机构加载装置，即变刚度舵机仿真加载装置。它根据飞行器飞行时舵机负载与飞行器海拔高度和飞行速度相关的性质特点，改传统主动施力为被动加载，即通过改变弹簧片工作长度实现模拟飞行器在不同高度不同速度时舵片所受的气动力，可有效消除传统舵机伺服加载仿真中产生多余力的现象，使用该装置为舵机加载，可使飞行器控制系统仿真具有更高的精度。此外，装置通过专门的反力矩加载系统实现了装置的反力矩加载能力。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN114572429B
公开(公告)日：2023-10-24
申请号：CN202210165058.6
申请日：2022-02-15
Applicant: 北京理工大学
IPC: B64G5/00
Abstract: 本发明的目的是提供一种基于凸轮外形设计的普适火箭回收索系统，该系统适用于在着陆阶段捕获和减速缓冲各类型可重复使用火箭，可保证非理想着陆状态火箭回收着陆过程的安全稳定；该系统将一根回收索编织成捕获框，并利用电机驱动捕获框主动地跟随并捕获着陆火箭，扩大了火箭着陆点偏差和着陆姿态角偏差范围，降低了对箭上导航制导控制系统的技术要求。针对特定的着陆火箭，根据所述设计方法修改凸轮的形状可实现火箭减速缓冲的目标运动学特性。该系统可以通过调节捕获索框的大小和调整减速缓冲系统能力对不同的着陆火箭进行回收。该系统具有结构简单易实现、普适性良好和技术难度低的特点，有利于提高火箭回收的成功率，实现一种鲁棒性回收。
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公开(公告)号：CN114655474B
公开(公告)日：2023-10-20
申请号：CN202210170453.3
申请日：2022-02-15
Applicant: 北京理工大学
IPC: B64G5/00 , G06F30/17 , G06F30/23 , G06F111/04 , G06F119/14
Abstract: 本发明的目的是提供一种火箭回收索系统，该系统适用于在着陆阶段捕获和减速缓冲各类型可重复使用火箭，可保证非理想着陆状态火箭回收着陆过程的安全稳定；该系统将一根回收索编织成捕获框，并利用电机驱动捕获框主动地跟随并捕获着陆火箭，扩大了火箭着陆点偏差和着陆姿态角偏差范围，降低了对箭上导航制导控制系统的技术要求。该系统可以通过调节捕获索框的大小和调整减速缓冲系统能力对不同的着陆火箭进行回收。该系统具有结构简单易实现、普适性良好和技术难度低的特点，有利于提高火箭回收的成功率，实现一种鲁棒性回收。
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公开(公告)号：CN114802829A
公开(公告)日：2022-07-29
申请号：CN202210151173.8
申请日：2022-02-15
Applicant: 北京理工大学
IPC: B64G5/00
Abstract: 本发明的目的是提供一种基于无迹卡尔曼滤波器的精确控制火箭回收索系统，该系统适用于在着陆阶段捕获和减速缓冲各类型可重复使用火箭，可保证非理想着陆状态火箭回收着陆过程的安全稳定；该系统将一根回收索编织成捕获框，并利用电机驱动捕获框主动地跟随并捕获着陆火箭，扩大了火箭着陆点偏差和着陆姿态角偏差范围，降低了对箭上导航制导控制系统的技术要求该系统可以通过调节捕获索框的大小和调整减速缓冲系统能力对不同的着陆火箭进行回收。该系统具有结构简单易实现、普适性良好和技术难度低的特点，有利于提高火箭回收的成功率，实现一种鲁棒性回收。
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公开(公告)号：CN113232897A
公开(公告)日：2021-08-10
申请号：CN202110499628.0
申请日：2021-05-06
Applicant: 北京理工大学 , 中国人民解放军军事科学院国防科技创新研究院
IPC: B64G1/64
Abstract: 本发明是一种五自由度容差自复位机构，属于航空航天技术领域。本发明的机构具有五个自由度方向的容差调整能力及自动复位能力。初始时服务对象被机构内置的多个弹簧柱销预压在零位，机构可根据服务对象的需求被动地对其进行五个自由度的调整适应。当工作完毕后，机构可以通过内置的弹簧力将服务对象回复到零位。该机构复位原理简单可靠，只需多个弹簧柱销即可实现，并且整体结构简单，布局紧凑，刚度质量比大，是一种高度集成的模块化装置。
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公开(公告)号：CN110926843B
公开(公告)日：2021-08-03
申请号：CN201911307527.8
申请日：2019-12-18
Applicant: 北京理工大学
IPC: G01M99/00
Abstract: 本发明公开的七自由度空间机械臂地面微重力等效实验装置及方法，属于空间机械臂微重力模拟地面实验领域。本发明包括肩部悬吊支撑架气足装置B、肘部支架气足装置C、腕部悬吊支撑支架气足装置D、七自由度机械臂A、关节悬吊轴装置E、气缸装置F、气缸装置G。七自由度机械臂包括第一臂杆A‑8、第二臂杆A‑9两根臂杆，肩部旋转关节A‑5、肩部旋转关节A‑6、肩部旋转关节A‑7三个旋转关节，肘部旋转关节A‑4，腕部旋转关节A‑1、腕部旋转关节A‑2、腕部旋转关节A‑3旋转关节。肩部与腕部属于对称结构。本发明能够模拟七自由度空间机械臂在运动过程中对其他卫星载荷和设备的姿态影响，显著改善空间机械臂在地面进行微重力等效模拟的实验效果。
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