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公开(公告)号：CN118004455A
公开(公告)日：2024-05-10
申请号：CN202410054399.5
申请日：2024-01-15
Applicant: 北京航空航天大学
Abstract: 本发明提出一种变速度双框架风扇结构，包括：轴流风扇模块、双框架结构、机翼结构和机电控制模块；其中，轴流风扇模块包括风扇扇叶、风扇电机和风扇支撑保护结构件；双框架结构包括两个转轴电机和双框架结构件，两个转轴电机与双框架结构件固连；机翼结构，一端通过转轴电机和双框架结构相连，另一端与舱内机器人机身相连；机电控制模块包括风扇电机的电调和两个转轴电机的控制器；风扇电机的电调用于控制风扇电机的转速，转轴电机的控制器用于控制转轴电机的转角。本发明能够使风扇产生朝任意方向产生推力，从而在保证机器人六自由度的同时，减少所需的电机数量，优化舱内机器人的电路设计。减小舱内机器人的体积，以提高机器人运动的灵敏性。
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公开(公告)号：CN113721644B
公开(公告)日：2023-07-21
申请号：CN202110902077.8
申请日：2021-08-06
Applicant: 北京航空航天大学
IPC: G05D1/08
Abstract: 本发明公开一种实现控制力矩陀螺框架倾角主动调节的装置，包括：陀螺模块、伞构型框架以及机电控制部分；所述的陀螺模块为4个，均包括陀螺、轴承、联轴器、陀螺电机及用于支撑固定上述部件的陀螺框架；伞构型框架用于传递控制力矩陀螺与航天器间的角动量，并实现倾角的改变；伞构型框架包括：支架、底座、丝杠电机、丝杠底座、联轴器、丝杠、丝母、中圈、大杆、小杆；机电控制部分，包括测距模块及舵机。本发明可以使航天器在运行过程中可靠性增加；可以改变系统的角动量包络，使航天器在需要在特定的方向输出时增大该方向的角动量包络，达到良好的输出性能；相较于SGCMG有着更优秀的容错机制，因此有着更高的可靠性。
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公开(公告)号：CN115982513A
公开(公告)日：2023-04-18
申请号：CN202211642352.8
申请日：2022-12-20
Applicant: 北京航空航天大学
Abstract: 本发明提供了燃料最优跟踪旋转目标特征面的半解析方法，属于卫星相对轨道控制中的燃料最优控制技术领域。半解析方法利用两点边值问题解析解和状态变换，保证动力学约束和路径约束的满足，通过数值方法得到燃料最优解。本发明解决了现有解析方法数值积分误差较大和算力消耗较大的问题，能够保证动力学约束的满足，且无需将控制量作为优化的自变量，具有更少的优化参数，因此优化计算速度更快，同时相比于打靶法，本发明无需进行数值轨道外推，规避了数值积分误差较大和算力消耗较大的缺点。
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公开(公告)号：CN117842386A
公开(公告)日：2024-04-09
申请号：CN202311684071.3
申请日：2023-12-08
Applicant: 北京航空航天大学 , 航天东方红卫星有限公司
IPC: B64G1/24
Abstract: 本发明提供了一种基于星间距离和误差补偿的轨控推力自适应标定方法，属于航天器轨控推力标定技术领域。根据卫星相对距离与速度和相对动力学方程，建立推力标定系统；以卫星的星间距离与相对速度信息作为观测量，建立状态方程、演化方程和观测方程；运用对称采样方法选取样本点集及其权重值，状态更新方程和观测更新方程；根据残差协方差，计算噪声协方差自适应矩阵，对观测噪声协方差和系统噪声协方差进行自适应更新，得到卫星相对轨道状态估计值；根据卫星相对轨道状态估计值计算卫星轨控推力矢量的最小二乘解，实现轨控推力实时标定。本发明的方法克服了测控信息来源的局限性，弥补了发动机等硬件缺陷误差，提高了推力标定精度。
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公开(公告)号：CN103034237A
公开(公告)日：2013-04-10
申请号：CN201210580550.6
申请日：2012-12-27
Applicant: 北京航空航天大学
IPC: G05D1/08
Abstract: 一种使用两个单框架控制力矩陀螺的航天器姿态机动控制方法，包括三个控制阶段：阶段一是陀螺初始奇异规避阶段，它由陀螺奇异判断逻辑和陀螺奇异脱离控制器组成，它使两个单框架控制力矩陀螺脱离在控制起始时刻可能出现的内、外奇异，然后进入阶段二的控制；阶段二是误差姿态收敛阶段，它由误差姿态收敛控制器组成，旨在使航天器的姿态误差收敛到指定的姿态误差阈值以内，从而进入阶段三的控制；阶段三是稳态控制阶段，由稳态控制器组成，旨在使姿态误差进一步收敛，并保证框架指令转速平稳的收敛到零。本发明可用于航天器中控制力矩陀螺群部分失效的情况，也可用于仅安装两个平行单框架控制力矩陀螺的航天器的姿态控制。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN119239996A
公开(公告)日：2025-01-03
申请号：CN202411525574.0
申请日：2024-10-30
Applicant: 北京航空航天大学
IPC: B64G1/24
Abstract: 本发明提供了一种控制航天器规避多级碰撞的方法及装置，属于航空航天技术领域。该方法将航天器的多个碰撞对象中的每个碰撞对象作为斥力源，并根据航天器与每个碰撞对象在预测碰撞时刻的动力学映射矩阵，计算得到每个碰撞对象对航天器产生的斥力加速度，再将多个碰撞对象的斥力加速度之和作为控制航天器规避目标碰撞对象的控制加速度。本发明不仅能够保证航天器规避目标碰撞对象，还可以确保航天器不与其他碰撞对象发生碰撞。
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公开(公告)号：CN116126493A
公开(公告)日：2023-05-16
申请号：CN202211676274.3
申请日：2022-12-26
Applicant: 北京航空航天大学
Abstract: 本发明提供了一种基于SA‑GA的异质多星协同任务规划方法，属于异质多星协同任务规划技术领域。方法包括以下步骤：S1、预报卫星集群与多目标的可见窗口；S2、建立异质多星协同任务规划约束满足模型；S3、对异质多星协同任务规划约束满足模型的解进行优化；S4、优化终止判断并输出最优的任务编排方案。本发明解决了传统虚拟卫星资源编码异质多星协同困难的问题，以及星间拥挤度不可控的问题，实现大规模卫星集群高效自协同工作，具有有效平衡星间任务拥挤度，大幅减少因拥挤度过高引起的任务冲突的优点。
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公开(公告)号：CN113721644A
公开(公告)日：2021-11-30
申请号：CN202110902077.8
申请日：2021-08-06
Applicant: 北京航空航天大学
IPC: G05D1/08
Abstract: 本发明公开一种实现控制力矩陀螺框架倾角主动调节的装置，包括：陀螺模块、伞构型框架以及机电控制部分；所述的陀螺模块为4个，均包括陀螺、轴承、联轴器、陀螺电机及用于支撑固定上述部件的陀螺框架；伞构型框架用于传递控制力矩陀螺与航天器间的角动量，并实现倾角的改变；伞构型框架包括：支架、底座、丝杠电机、丝杠底座、联轴器、丝杠、丝母、中圈、大杆、小杆；机电控制部分，包括测距模块及舵机。本发明可以使航天器在运行过程中可靠性增加；可以改变系统的角动量包络，使航天器在需要在特定的方向输出时增大该方向的角动量包络，达到良好的输出性能；相较于SGCMG有着更优秀的容错机制，因此有着更高的可靠性。
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公开(公告)号：CN116817932B
公开(公告)日：2024-03-15
申请号：CN202211602711.7
申请日：2022-12-13
Applicant: 北京航空航天大学
Abstract: 本发明提供了一种轨道维持、轨道确定和重力场实时测绘的一体化方法，属于航天器轨道维持和确定及星体重力场测绘技术领域。方法包括以下步骤：S1、建立轨道维持的控制律、轨道确定算法、重力场实时测绘的估计律；S2、通过控制律、轨道确定算法、估计律共同实现航天器对设定轨道的跟踪。发明解决了航天器推力存在误差以及存在其他未知外界摄动力等因素导致的航天器偏离期望轨道的问题，具有提高导航精度、增强控制的自适应性和鲁棒性的优点。
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公开(公告)号：CN103034237B
公开(公告)日：2015-04-22
申请号：CN201210580550.6
申请日：2012-12-27
Applicant: 北京航空航天大学
IPC: G05D1/08
Abstract: 一种使用两个单框架控制力矩陀螺的航天器姿态机动控制方法，包括三个控制阶段：阶段一是陀螺初始奇异规避阶段，它由陀螺奇异判断逻辑和陀螺奇异脱离控制器组成，它使两个单框架控制力矩陀螺脱离在控制起始时刻可能出现的内、外奇异，然后进入阶段二的控制；阶段二是误差姿态收敛阶段，它由误差姿态收敛控制器组成，旨在使航天器的姿态误差收敛到指定的姿态误差阈值以内，从而进入阶段三的控制；阶段三是稳态控制阶段，由稳态控制器组成，旨在使姿态误差进一步收敛，并保证框架指令转速平稳的收敛到零。本发明可用于航天器中控制力矩陀螺群部分失效的情况，也可用于仅安装两个平行单框架控制力矩陀螺的航天器的姿态控制。
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