[实用新型]一种火箭轻质高效全动空气舵有效

专利信息
申请号: 201820291183.0 申请日: 2018-03-02
公开(公告)号: CN208602720U 公开(公告)日: 2019-03-15
发明(设计)人: 崔深山;蔡晶琦 申请(专利权)人: 北京星际荣耀空间科技有限公司
主分类号: B64G1/24 分类号: B64G1/24;B32B9/00;B32B5/02;B32B9/04;B32B5/26;B32B27/28;B32B5/18;B32B3/08;B32B33/00
代理公司: 北京卫智畅科专利代理事务所(普通合伙) 11557 代理人: 邵胜男
地址: 100176 北京市大兴区北*** 国省代码: 北京;11
权利要求书: 查看更多 说明书: 查看更多
摘要:
搜索关键词: 蒙皮 泡沫夹层 空气舵 加强件 轻质 碳纤维树脂基复合材料 火箭 本实用新型 舵面 舵轴 承载
【权利要求书】:

1.一种火箭轻质高效全动空气舵,其特征在于,包括空气舵本体,所述空气舵本体包括骨架和与所述骨架相连的舵轴,所述骨架的左侧设有左蒙皮,所述骨架的右侧设有右蒙皮;还包括位于左蒙皮和右蒙皮之间的泡沫夹层,所述泡沫夹层内设有加强件。

2.如权利要求1所述的火箭轻质高效全动空气舵,其特征在于,所述加强件为加强棒,所述加强棒的第一端朝向所述左蒙皮,所述加强棒的第二端朝向所述右蒙皮。

3.如权利要求1所述的火箭轻质高效全动空气舵,其特征在于,所述舵轴为空心轴,所述舵轴的外表面有键槽。

4.如权利要求1所述的火箭轻质高效全动空气舵,其特征在于,所述泡沫夹层设在所述空气舵本体的前缘和后缘,位于所述前缘和后缘之间的所述空气舵本体的内腔为空腔。

5.如权利要求2所述的火箭轻质高效全动空气舵,其特征在于,所述加强棒为碳纤维树脂基复合材料棒,所述加强棒由同方向碳纤维束组成。

6.如权利要求1所述的火箭轻质高效全动空气舵,其特征在于,所述泡沫夹层为PMI250泡沫。

7.如权利要求1所述的火箭轻质高效全动空气舵,其特征在于,所述左蒙皮和所述右蒙皮为碳纤维树脂基复合材料层合板结构,所述左蒙皮和右蒙皮的内外表面各铺设2层编织布,内部为单向带,铺层方向角为±45°/+45°/-45°/90°/0°。

8.如权利要求1所述的火箭轻质高效全动空气舵,其特征在于,所述骨架和所述舵轴为一体式结构。

9.如权利要求8所述的火箭轻质高效全动空气舵,其特征在于,所述骨架与舵轴为一体化碳纤维树脂基三维编织结构。

10.如权利要求1所述的火箭轻质高效全动空气舵,其特征在于,所述骨架、舵轴、加强件、泡沫夹层、左蒙皮、右蒙皮均为复合材料,骨架、舵轴、加强件、泡沫夹层、左蒙皮和右蒙皮单独成型后采用二次固化工艺装配在一起。

下载完整专利技术内容需要扣除积分,VIP会员可以免费下载。

该专利技术资料仅供研究查看技术是否侵权等信息,商用须获得专利权人授权。该专利全部权利属于北京星际荣耀空间科技有限公司,未经北京星际荣耀空间科技有限公司许可,擅自商用是侵权行为。如果您想购买此专利、获得商业授权和技术合作,请联系【客服

本文链接:http://www.vipzhuanli.com/pat/books/201820291183.0/1.html,转载请声明来源钻瓜专利网。

同类专利
  • 一种基于分段控制的卫星姿态机动方法-201710202232.9
  • 钟超;王文妍;石晓涵;秦捷;陈撼 - 上海航天控制技术研究所
  • 2017-03-30 - 2019-11-12 - B64G1/24
  • 本发明公开了一种基于分段控制的卫星姿态机动方法,该方法包含如下步骤:确定卫星姿态机动过程中的姿态;对卫星滚动轴方向分别进行加速、匀速、减速机动控制;对卫星滚动轴方向进行稳定控制;分别对卫星俯仰轴和偏航轴方向进行机动控制;将卫星的滚动轴、俯仰轴和偏航轴切换到稳态控制。本发明利用机动过程加减速的对称性,能够自主将卫星的姿态机动分为加速‑匀速‑减速‑快速稳定‑稳态控制几个过程,每个过程进行相应的控制,实现机动过程自动衔接。
  • 在轨卫星对地勘察的轨道机动方法-201710260635.9
  • 赵军;赵鞭;王西京;吴智斌;张莹;袁勇;高敏;鹿光;王际舟;卞燕山;习斌 - 中国人民解放军63789部队
  • 2017-04-20 - 2019-11-05 - B64G1/24
  • 本发明提供了一种在轨卫星对地勘察的轨道机动方法,利用卫星地固系星历计算出卫星载荷波束在地面目标方向的覆盖能力,通过比较地面目标与卫星经过地面目标的同纬度圈的经度、轨道机动时刻计算得到地面目标与卫星载荷地面投影相遇的时间差,由相遇时间差及运行圈次计算出卫星满足勘察要求所要具备的轨道周期,进而得到卫星轨道机动半长轴所需调整量,筛选出在卫星控制窗口期最小控制量及对应的地面目标覆盖时间,此控制量即为约束条件下最节省燃料的轨道机动控制量。本发明实现了短时内以最节省燃料的方式进行轨道机动在特定时间段内对地面目标的勘察。
  • 姿轨控一体化微型冷气推进系统-201910597583.3
  • 韩戴如;李经广;张翔;汪忠辉;刘幸川;梁振华;陈国星 - 南京理工大学
  • 2019-07-04 - 2019-11-01 - B64G1/24
  • 本发明公开了一种姿轨控一体化微型冷气推进系统,包括储气箱、缓压箱、压力传感器、隔离阀、进气阀、出气管接头、五个电磁阀、控制单元、顶部喷口、四个侧向喷口;储气箱上设有进气阀和出气管接头;出气管接头通过隔离阀与缓压箱相连;缓压箱固定在储气箱上;缓压箱上设有压力传感器;缓压箱上设有六个管接头,分别与隔离阀、五个电磁阀相连;五个电磁阀分别与顶部喷口和四个侧向喷口相连;顶部喷口、四个侧向喷口分别设置在储气箱顶部和四侧;顶部喷口喷射方向向上,四个侧向喷口喷向向下,且四个侧向喷口喷向与顶部喷口喷向夹角均为75°;压力传感器、隔离阀、五个电磁阀均与控制单元电连接;本发明可实现卫星姿轨控制。
  • 一种基于大推力卫星的姿轨耦合调节方法-201710430912.6
  • 张严;于灵慧;王晓宇;侯小瑾;李洋;崔宇佳 - 航天东方红卫星有限公司
  • 2017-06-09 - 2019-10-18 - B64G1/24
  • 本发明一种基于大推力卫星的姿轨耦合调节方法,步骤如下:1)在卫星结构设计的基础上,以卫星星体内对称设计,星体外推进剂释放喷口周围无遮挡为原则,完成对卫星星体内、星体外两部分结构布局优化;2)分析卫星推进剂释放时产生的大推力对卫星星体的影响,设计姿控系统,保证推进剂释放后卫星的正常运行;3)对卫星上推进剂储瓶进行处理,使得推进剂释放满足大推力的正常释放要求;4)由姿控系统对卫星姿态进行控制,实现大推力卫星的姿轨耦合控制。本发明通过对卫星结构优化设计,以及推力剂释放后卫星的质心位置及质心坐标系中的转动惯量的计算分析,在每次推进剂释放前对卫星的姿态进行调节。
  • 一种小天体软着陆避障的能量优化方法-201710536924.7
  • 崔平远;龙嘉腾;刘阳;高艾;徐瑞 - 北京理工大学
  • 2017-07-04 - 2019-10-18 - B64G1/24
  • 本发明公开的一种小天体软着陆避障的能量优化方法,属于深空探测技术领域。本发明将能量消耗作为优化指标得到确定小天体软着陆能量最优制导律,在能量最优制导律的基础上通过调节时间参数得到避障制导律,根据避障制导律能够保证着陆过程中,探测器与小天体表面不发生碰撞的同时,最大限度地减少避障过程中的能量消耗,从而为小天体软着陆提供更大的能量裕度,保证任务的安全实施。本发明要解决的技术问题为保证着陆器能够有效规避障碍的同时,节省能量消耗,为小天体软着陆保障足够的能量裕度。
  • 一种编队控制模式下的卫星姿态控制方法-201910480432.X
  • 陈秀梅;王文妍;陈桦;万亚斌;杨盛庆 - 上海航天控制技术研究所
  • 2019-06-03 - 2019-10-11 - B64G1/24
  • 一种编队控制模式下的卫星姿态控制方法,在由编队推力器干扰力矩引起的星体三轴角动量的积累值小于等于飞轮可吸收的角动量值时,采用反作用飞轮实现卫星姿态控制,通过反作用飞轮PID控制对编队推力器干扰力矩进行补偿,在由编队推力器干扰力矩引起的星体三轴角动量的积累值大于飞轮可吸收的角动量值时,采用推力器实现卫星姿态控制,通过推力器PD控制对编队推力器干扰力矩进行补偿。本发明实现了满足编队飞行的姿态控制精度和卫星快速姿态稳定控制要求,提高了卫星在轨编队飞行工作寿命和在轨可靠性,减少了卫星编队飞行姿态控制对地面测控资源的依赖。
  • 一种可重复使用运载火箭芯一级箭体回收动力系统-201920051799.5
  • 不公告发明人 - 北京星际荣耀空间科技有限公司
  • 2019-01-14 - 2019-10-08 - B64G1/24
  • 本实用新型提供了一种可重复使用运载火箭芯一级箭体回收动力系统,其中间发动机为摇摆发动机且其轴线与芯一级箭体的轴线重合,三台周向发动机沿中间发动机的周向均匀布置,中间发动机及周向发动机的推力方向均与芯一级箭体的轴线平行。中间发动机及周向发动机均无安装角度,芯一级箭体上升段中俯仰、偏航控制利用液氧甲烷发动机的节流能力实现,滚动控制利用末级辅助动力系统实现,再入过程中中间发动机及周向发动机均工作一次,利用周向发动机的节流能力实现芯一级箭体减速和姿态控制,着陆前利用中间发动机实现精确着陆控制,这样中间发动机及三台周向发动机只需要具备两次启动能力即可实现上述目的,降低了液氧甲烷发动机的成本。
  • 卫星旋转部件动静不平衡干扰力矩自补偿装置-201710866917.3
  • 张锐;谢祥华;黄志伟;严玲玲;何夏维;胡志强;祁海铭;刘剑;赵璟 - 上海微小卫星工程中心
  • 2017-09-22 - 2019-10-01 - B64G1/24
  • 本发明提供卫星旋转部件动静不平衡干扰力矩自补偿装置及动静不平衡干扰力矩在轨标定方法,发明所提供卫星旋转部件动静不平衡干扰力矩自补偿装置包括:配置于旋转部件内或表面配置两台偏置动量轮,所述两台偏置动量轮的旋转轴垂直于旋转部件的旋转轴,且相互夹角不等于0°或180°;第一偏置动量轮的转速r1和第二偏置动量轮的转速r2分别为式中,I1和I2分别为第一偏置动量轮和第二偏置动量轮对于其旋转轴的转动惯量;h1为第一偏置动量轮的角动量,h2为第二偏置动量轮的角动量θh1_sd为第一偏置动量轮的旋转轴与动静不平衡干扰力矩的夹角,A0为动静不平衡干扰力矩的大小,ω0为旋转部件的旋转速度。
  • 一种长拨叉式舵面驱动机构-201910604762.5
  • 任宏喜;陈永红;王竟;薛州伟 - 贵州航天控制技术有限公司
  • 2019-07-05 - 2019-09-20 - B64G1/24
  • 本公开涉及一种长拨叉式舵面驱动机构,包括:电机,所述电机固定安装于舵机的壳体上,与电机齿轮同轴固连,电机齿轮与传动齿轮啮合,所述传动齿轮连接丝杠螺母止转结构,所述丝杠螺母止转结构包括丝杠,所述丝杠与螺母啮合,以实现丝杠螺母上下移动的传递,在所述丝杠螺母止转结构上设置具有拨叉的力臂结构,所述力臂结构具有第一轴承,在所述螺母的驱动下实现实现拨叉通过第一轴承驱动舵面绕着舵轴旋转。本发明的优点是:结构简单、能够根据使用,调整结构的大小,以适应不同型号舵机的使用,成本低、适用范围广。
  • 一种小型大力臂宽行程电动舵机-201910605698.2
  • 陈永红;任宏喜;王竟 - 贵州航天控制技术有限公司
  • 2019-07-05 - 2019-09-20 - B64G1/24
  • 本公开涉及一种小型大力臂宽行程电动舵机,包括外部结构,所述外部结构包括电机,还包括:在所述电机的下部设置壳体,所述壳体的侧面设置电位计组件,所述电机连接有主传动结构,所述电机与所述主传动机构相对于壳体同侧安装,所述主传动结构通过二级减速结构连接拨叉及丝杠组件,使得电机通过主传动结构的传动,再通过丝杠组件,带动拨叉上下移动。本发明的优点是:结构简单,合理利用导弹舱体内有限空间的传动执行机构,实现了舵系统的小空间大行程以及微舵机大力矩的功能,同时具有大减速比的功能,实现了舵系统的微型化、小型化、集成化,提高了系统零部件的工艺性,降低了产品的成本。
  • 一种航天器轨道控制策略的鲁棒性分析方法-201710022244.3
  • 张景瑞;杨科莹;祁瑞;李延艳;赵书阁 - 北京理工大学
  • 2017-01-12 - 2019-09-06 - B64G1/24
  • 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。
  • 一种霍尔推力器扭矩抵消方法-201810107735.2
  • 张旭;魏鑫;李新刚;吕红剑;李静涛;裴胜伟;王敏 - 中国空间技术研究院
  • 2018-02-02 - 2019-09-06 - B64G1/24
  • 一种霍尔推力器扭矩抵消方法,具体过程为:对选用的霍尔推力器工作产生的扭矩大小进行评测并筛选,选用推力大小相近的霍尔推力器作为成组工作实现扭矩抵消的单机对象;确定正向励磁电流方向;根据航天器推力器布局方案和工作模式,按各推力器采用正向励磁电流产生相同扭矩方向的条件,确定各安装位置间推力器的扭矩叠加或抵消关系;对各台霍尔推力器进行极性设计;对不同极性的霍尔推力器进行励磁电流方向设计;对不同极性的推力器进行极性表识。本发明方法使得成组工作的推力器所产生的扭矩相互抵消,进而降低扭矩对航天器姿态控制所产生的影响。
  • 一种运载火箭伺服机构线性平滑归零方法-201711100041.8
  • 张宇;王辉;冯昊;李学峰;苏磊;尚腾;徐帆 - 北京航天自动控制研究所;中国运载火箭技术研究院
  • 2017-11-09 - 2019-09-06 - B64G1/24
  • 一种运载火箭伺服机构线性平滑归零方法,首先确定各个伺服机构的开始线性归零时刻,然后确定各个伺服机构的线性归零时刻、线性归零时间,最后计算得到各个伺服机构伺服归零系数,进而得到修正后伺服机构发动机摆动的角度,完成伺服机构线性平滑归零。本发明实现方式简单,易于推广,通过伺服机构线性归零,可以有效减少级间分离时段(如助推器分离、一级分离)的火箭姿态偏差,为下一飞行段的姿态控制提供较好的初始姿态条件,可广泛用于各种飞行器的转级、转段控制,具有很好的使用价值。
  • 一种姿态控制推力器的控制方法-201710081266.7
  • 张艳召;陈为伟;石晓涵;张云霞;张增安 - 上海航天控制技术研究所
  • 2017-02-15 - 2019-08-30 - B64G1/24
  • 本发明提供一种姿态控制推力器的控制方法,包括以下步骤:步骤一、星上控制软件根据姿态控制算法解算三个方向的脉冲宽度;步骤二、星上控制软件对需复用推力器的两轴,计算脉冲宽度并进行限幅处理;步骤三、星上控制软件将限幅后的脉冲宽度叠加发送给复用的推力器。本发明通过对两轴控制复用的推力器脉宽进行等比叠加,实现同时进行两轴控制,提高姿态控制的抗干扰能力。
  • 一种适用于导弹机载发射的过渡导航方法-201610864500.9
  • 刘建雄;夏飞;许方家;王志军;姚少君;蒋金龙;宋长哲;李悍;黄鑫鑫;陈兴褔;徐国伟 - 湖北航天技术研究院总体设计所
  • 2016-09-29 - 2019-08-20 - B64G1/24
  • 本发明提供一种适用于导弹机载发射的过渡导航方法,具体为:S1、实时采集载机的姿态、速度和经纬高;S2、以采集的载机姿态为基准,通过动基座对准得到导弹相对载机的姿态;S3、导弹离开载机时刻,动基座对准的导弹相对载机的姿态采用四元数表达,依据姿态四元数计算零时姿态角,进而求取导弹相对地面发射系的姿态:选定导航周期的一个整节点,以该整节点的载机速度和经纬高为导弹的导航初始值,推算导弹离开载机时刻导弹相对地理坐标系的速度和经纬高,再通过坐标转换得到导弹相对发射坐标系的速度和经纬高。本发明在导弹离开载机之前,与动基座对准完成之后,增加一段过渡导航,避免了初始导航基准误差大的问题,提高了导航精度。
  • 一种用于小型探空火箭的姿态调整装置-201821818089.2
  • 林培涵;黄迅;崔敏 - 五邑大学
  • 2018-11-06 - 2019-08-16 - B64G1/24
  • 本实用新型一种用于小型探空火箭的姿态调整装置,包括箭体、以及设置在箭体内的结构相同的第一姿态调整机构和第二姿态调整机构,所述的第一姿态调整机构和第二姿态调整机构对称设置在箭体内侧的左右两端,所述的第一姿态调整机构用于控制其中两对称设置的机翼的转动角度;第二姿态调整机构用于控制另外两对称设置的机翼的转动角度,通过第一姿态调整机构和第二姿态调整机构的相互配合,实现探空火箭的姿态调整。本实用新型具有结构紧凑轻便、质量小、重心位于箭体中央位置的优点;通过第一姿态调整机构和第二姿态调整机构控制翼面的偏转,从而达到对箭体的姿态调整功能;这种结构的效率高,并且工作稳定可靠;功能更加容易实现,调试难度更低。
  • 卫星姿态控制与大角动量补偿复用飞轮的构形与控制方法-201910251351.2
  • 许海玉;程卫强;张大伟;田华;崔伟;杨珺;沈海军;钟鸣 - 上海卫星工程研究所
  • 2019-03-29 - 2019-08-09 - B64G1/24
  • 本发明公开了一种卫星姿态控制与大角动量补偿复用飞轮的构形与控制方法,包括如下步骤:卫星俯仰轴Y轴正装配置一台25Nms角动量的飞轮,其正角动量方向与卫星本体坐标系+Y轴方向相反,卫星采用偏置动量控制;卫星偏航轴Z轴斜装配置两台50Nms角动量的飞轮,其正角动量方向在卫星本体坐标系的XOZ面内,分别偏向滚动轴+X轴与滚动轴‑X轴方向,且与偏航轴Z轴夹角为10°;卫星滚动轴X轴正装配置一台25Nms的动量轮,其正角动量方向与卫星本体坐标系+X轴方向一致;计算得到飞轮转速指令,得到飞轮的控制用电压指令,驱动飞轮,输出控制角动量。本发明以较少的飞轮数量同时完成了姿态控制和补偿角动量的控制输出。
  • 一种实施空间任务自主规划的可配置综合电子系统-201610909293.4
  • 冯忠伟;梁君;刘冬;张声艳;陈玉坤;李智;韩威 - 中国运载火箭技术研究院
  • 2016-10-18 - 2019-08-09 - B64G1/24
  • 本发明公开了一种实施空间任务自主规划的可配置综合电子系统,包括配电模块、遥控管理模块、数据管理模块、火工品管理模块、热控管理模块、动力控制管理模块、传感器管理模块、驱动控制管理模块以及飞行任务自主规划单元,飞行任务自主规划单元接收各个模块的输入信息,对飞行器自身状态及任务需求作出评估,实现任务自主规划,通过指令输出完成任务实施。本发明实现了空间飞行器在无地面站干预下任务自主规划,有效提高了飞行器的自主性和自生存能力。同时飞行任务自主规划单元根据飞行器当前的任务需求,通过配电模块动态控制其他功能模块的离线/在线状态,实现飞行器上综合电子系统动态快速配置,有效提高了系统的可裁剪性和多任务模式的适应能力。
  • 一种卫星对日定向控制系统及其控制方法-201610414531.4
  • 晏也绘;梁纪秋;胡长伟;孙述鹏;池贤彬;郭一江;吴小萌;段枭;张健鹏;王坤 - 湖北航天技术研究院总体设计所
  • 2016-06-07 - 2019-08-02 - B64G1/24
  • 本发明提供了一种卫星对日定向控制系统及其控制方法。其系统包括:骨架、陀螺、星敏感器、太阳敏感器、电路、数据线路和星载控制组件,根据系统工作模式选择采用不同的姿态敏感器通过不同的方法计算出本体系下的太阳矢量,由卫星结构设计信息计算本体系下太阳帆板法线矢量,根据矢量旋转定义推导出误差四元数,计算误差角速度代入PID控制律,将计算的控制指令传送给反作用飞轮完成对日定向控制。该控制装置可满足两种工作模式下卫星的对日定向控制,统一了星上控制算法及参数设定,并使卫星对日定向机动路径最短,该发明可广泛适用于各种需要进行对日定向控制的卫星。
  • 一种小天体表面移动探测制导方法-201710332863.2
  • 崔平远;刘延杰;朱圣英;于正湜;高艾 - 北京理工大学
  • 2017-05-12 - 2019-07-12 - B64G1/24
  • 本发明公开的一种小天体表面移动探测制导方法,属于航天航空领域。本发明实现方法如下:首先基于抛物运动设计初始速度脉冲,使探测器以弹跳的方式向中间路径点或终端目标点移动;然后设计一阶滑模面,实现对探测器目标状态的定义。设计二阶滑模面,实现对一阶滑模面的跟踪,并利用二阶滑模面推导制导加速度的解析表达式;利用得到的制导加速度即实现探测器单次弹跳的精确转移;当着陆点不为终端目标点时,重复上述单次弹跳精确转移,当通过上述多次弹跳精确转移至终端目标点时,即完成探测器在小天体表面精确转移至终端目标点。本发明能够提高小天体表面弹跳移动探测制导方法控制精度,并提高制导方法的鲁棒性。
  • 卫星推进管路布局方法-201710354250.9
  • 那顺布和;王晓锋;袁伟;吴以平;徐沈鑫 - 上海卫星工程研究所
  • 2017-05-18 - 2019-06-28 - B64G1/24
  • 本发明公开了一种卫星推进管路布局方法,其包括以下步骤:步骤一,在承力筒内将气液加注的管路汇集在承力筒的一侧;步骤二,将管路从承力筒中穿出的开孔位置选在上部两块隔板中间与承力筒形成的锐角一侧;步骤三,将环形管路绕着承力筒的外壁成环状布置;步骤四,利用隔板与承力筒形成的锐角区域布置竖直管路,借助隔板上的电缆孔与承力筒上固定点进行限位,将横向走向的电缆与纵向走向的管路在空间上实现隔离。本发明能够尽可能的减少侧壁开孔对承力筒强度的影响,取消焊接管路时拆卸隔板的环节,实现取消桥式电缆支架隔离管路与电缆的目的,能够降低重量、减少操作风险。
  • 一种用于航天器接管控制的多单元力矩分配方法-201710285419.X
  • 黄攀峰;常海涛;孟中杰;张夷斋;刘正雄;张帆 - 西北工业大学
  • 2017-04-27 - 2019-06-21 - B64G1/24
  • 本发明涉及一种用于航天器接管控制的多单元力矩分配方法,通过执行器的储能信息交互,使得各个执行器能够根据自身储能情况输出控制力矩,使得所有执行器的总输出跟踪控制信号。在后续步骤描述中,各个独立供能的执行器均称为执行节点。在保证跟踪控制信号的同时满足控制输出幅值限制和能量均衡限制;适用于纯推力器、纯反作用飞轮或混合配置等情况下的控制力矩分配,可以根据实际需要调整燃料消耗。考虑到一般情况下执行输出不会在短时间导致超限,定时通信无需过于频繁,可以降低通信压力。
  • 一种低轨遥感卫星自主轨道控制方法-201710179460.9
  • 莫凡;丁建钊;任放;曹海翊;刘希刚;张新伟;景泉;赵晨光;陈曦;王家炜 - 北京空间飞行器总体设计部
  • 2017-03-23 - 2019-06-18 - B64G1/24
  • 本发明公开了一种低轨遥感卫星自主轨道控制方法,所述方法包括以下步骤:步骤一:在轨实时计算当前轨道半长轴与标称轨道半长轴之间的偏差;步骤二:根据轨控冲量得到轨控发动机工作的时间长度,自主通过轨道外推计算得到远地点位置,将卫星到达远地点位置的时间作为轨控中心时刻,根据轨控发动机工作的时间长度和轨控中心时刻得到发动机开始点火时刻和熄火时刻;步骤三:根据步骤二中的开始点火时刻自主控制轨控发动机点火,再根据步骤二中的熄火时刻自主控制轨控发动机熄火,最后低轨遥感卫星完成状态恢复。本发明能够实现无地面站支持情况下轨道半长轴误差的在轨自主补偿,降低卫星的地面运控成本,提升卫星的自主管理、自主运行能力。
  • 一种火星器器分离轨道设计方法-201610929612.8
  • 刘付成;冯建军;王卫华;周誌元;聂钦博;祖立业;朱庆华;周杰 - 上海航天控制技术研究所
  • 2016-10-31 - 2019-06-07 - B64G1/24
  • 本发明公开了一种火星器器分离轨道设计方法,包含以下步骤:S1、在近焦点坐标系下,根据着陆器在进入火星大气时的位置和速度,建立以着陆轨道偏心率为自变量的火星器器分离轨道设计方程;S2、以着陆器变轨时的速度增量最小为目标函数,采用预设求解算法求解火星器器分离轨道设计方程,得到着陆器的着陆轨道,完成火星器器分离轨道设计。本发明以变轨时速度增量最小为目标(即发动机开机时间最短的方式进行着陆),并且能够满足着陆器进入火星大气时进入角约束的条件,方法简单可行,为深空探测器器分离提供支撑。
  • 一种考虑推力器弧段损失的电推进角动量卸载方法-201610932772.8
  • 马雪;石恒;胡少春;陈守磊;韩冬;汤亮;刘潇翔 - 北京控制工程研究所
  • 2016-10-31 - 2019-05-24 - B64G1/24
  • 本发明公开了一种考虑推力器弧段损失的电推进角动量卸载方法,适用于锥形布局的地球同步轨道电推进卫星,通过调节电推力器的矢量调节机构产生动量矩,实现星上角动量交换执行机构的角动量卸载。首先,在给定任意卸载天数、对角线上电推力器任意位置保持点火组合(正常或故障模式)的情况下,建立了考虑弧段损失的电推进角动量卸载的一般化简化动力学模型;之后,给出了方法的成立条件和电推力器偏转角度的获取方法;最后,给出了在卸载角动量过载情况下的处理方式。本发明通过对动力学模型的适当简化,降低了卸载方法的计算量,并考虑了电推力器点火的弧段损失提高了角动量卸载精度,为实现电推力器的在轨角动量卸载提供了一种有效方法。
专利分类
×

专利文献下载

说明:

1、专利原文基于中国国家知识产权局专利说明书;

2、支持发明专利 、实用新型专利、外观设计专利(升级中);

3、专利数据每周两次同步更新,支持Adobe PDF格式;

4、内容包括专利技术的结构示意图流程工艺图技术构造图

5、已全新升级为极速版,下载速度显著提升!欢迎使用!

请您登陆后,进行下载,点击【登陆】 【注册】

关于我们 寻求报道 投稿须知 广告合作 版权声明 网站地图 友情链接 企业标识 联系我们

钻瓜专利网在线咨询

400-8765-105周一至周五 9:00-18:00

咨询在线客服咨询在线客服
tel code back_top