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公开(公告)号：CN103984354A
公开(公告)日：2014-08-13
申请号：CN201410199411.8
申请日：2014-05-12
Applicant: 上海宇航系统工程研究所
Abstract: 本发明涉及一种快速圆绕飞监测的相对位置和姿态解算方法，应用于一绕飞航天器绕一目标航天器进行快速圆绕飞监测运动中，包括以下步骤：S1：设置绕飞中心和绕飞半径，得出绕飞中心与目标航天器质心的距离；S2：设置绕飞方位，并以与绕飞中心和目标航天器质心连线垂直且过绕飞中心的平面作为绕飞平面；S3：定义绕飞参考坐标系以及期望姿态坐标系，计算绕飞参考坐标系和期望姿态坐标系之间的坐标转换矩阵；S4：快速圆绕飞监测的相对位置解算；S5：快速圆绕飞监测的姿态解算。通过本发明可以将空间任意方位的快速圆绕飞监测的复杂运动转化为简单的平面运动和姿态跟踪，简化了问题的分析与设计。
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公开(公告)号：CN104335697B
公开(公告)日：2011-03-30
申请号：CN200610119721.X
申请日：2006-08-30
Applicant: 上海宇航系统工程研究所
IPC: B64G1/64
Abstract: 本发明公开了一种空间对接机构缓冲试验台，包括位置相向布置的主动端与被动端，通过同步制动连杆与各自的平动制动机构相连；主动端上安装有追踪飞行器模拟件及其主动对接机构；被动端上安装有目标飞行器模拟件及其被动对接机构；主动端上还安装有对接环重力平衡装置。除上述不同点，主动端和被动端的其他结构完全相同。飞行器模拟件的质量、惯量、长度、质心位置与真实的飞行器相同。本发明可根据试验设置两飞行器的对接位姿和初始速度，由于采用了气浮和低摩擦技术模拟失重条件下物体的运动过程，两飞行器模拟件能够在惯性的力的作用下以设定的姿态和速度对接，达到了所谓“1∶1全物理仿真”的有益效果。
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公开(公告)号：CN118494780A
公开(公告)日：2024-08-16
申请号：CN202410531040.2
申请日：2024-04-29
Applicant: 上海宇航系统工程研究所
Abstract: 本发明公开了一种空间站应用可重构可在空间往返的小型模块化飞行器，包括：主模块、正Y向推进模块、负Y向推进模块、载荷模块和太阳翼模块；主模块为立方体单舱五面箱板结构，两个推进模块和载荷模块以品字形对称安装在主模块上，分别提供空间往返动力和在轨技术验证功能，太阳翼模块安装在主模块上，提供能源并承担部分力学载荷。该飞行器可应用于空间站进行在轨技术验证，各个模块设计均小型化并由货运飞船上行至空间站，易在轨组装拆卸，模块更换后功能可重构，单机设备可在轨维修延长寿命。本发明飞行器构型具有小型模块化设计、易装拆可重构、可在轨技术验证、可维修寿命长的突出优点。
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公开(公告)号：CN117864429A
公开(公告)日：2024-04-12
申请号：CN202311775074.8
申请日：2023-12-21
Applicant: 上海宇航系统工程研究所
IPC: B64G1/24
Abstract: 本发明提供了一种面向微小航天器抵近探测任务的相对运动自适应控制方法，其特征在于，包括以下步骤：步骤1，将抵近探测对象视为目标航天器，将微小航天器视为服务航天器，构建两者之间的相对轨道动力学模型；步骤2，根据抵近探测任务要求设计全流程标称飞行轨迹，包括一些关键悬停点、悬停点之间转移轨迹和转移时间的参数；步骤3，将相对轨道动力学模型和标称飞行轨迹分别采用状态空间进行表示；步骤4，将标称飞行轨迹视为参考模型，将相对轨道动力学模型视为被控对象，运用自适应控制理论SAC设计相对运动自适应控制器。本发明在控制对象存在建模不确定性项、未知干扰以及控制能力有限等影响因素下，仍有良好的控制效果。
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公开(公告)号：CN117400253A
公开(公告)日：2024-01-16
申请号：CN202311508817.5
申请日：2023-11-13
Applicant: 上海宇航系统工程研究所
IPC: B25J9/16
Abstract: 本发明公开了一种空间机械臂抓捕工具的平稳释放目标方法，包括：机械臂运动，带动抓捕工具运动至抓捕位置；驱动抓捕工具电机反向转动，抓捕工具夹持目标适配部件；抓捕工具电机加电保持，使抓捕工具保持对目标适配部件的夹持锁紧状态；机械臂运动，带动抓捕工具、目标适配部件和待释放目标整体运动至目标释放构型；驱动抓捕工具电机正向转动，执行第一步释放，到位后抓捕工具电机停转，并加电保持；驱动抓捕工具电机正向转动，执行第二步释放，到位后抓捕工具电机停转，并加电保持；待确定目标适配部件脱离抓捕工具的捕获范围后，控制机械臂连同抓捕工具后撤至安全构型。本发明实现了对目标的平稳释放。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN117022691A
公开(公告)日：2023-11-10
申请号：CN202311066895.4
申请日：2023-08-23
Applicant: 上海宇航系统工程研究所
IPC: B64G4/00
Abstract: 本发明提供了一种空间自旋目标接触消旋方法，包括以下步骤：S1：空间机器人对空间自旋目标太阳翼旋转面逼近并悬停；S2空间机器人对空间自旋目标运动状态进行估计；S3：空间机器人动态跟踪空间自旋目标太阳翼并悬停等待；S4：空间机器人控制机械臂使消旋工具与空间自旋目标太阳翼接触；S5：重复上述步骤S2～步骤S4步直到空间自旋目标角速度减小到期望的阈值范围内。本发明针对空间自旋目标的消旋问题，提供一种空间自旋目标的接触消旋方法，由空间机器人悬停在空间自旋目标星太阳翼的旋转范围之外，利用其机械臂携带的特制消旋工具直接接触帆板边框，通过角动量交换逐步减小空间自旋目标的角速度，从而达到消旋的效果。
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公开(公告)号：CN116424583A
公开(公告)日：2023-07-14
申请号：CN202310226805.7
申请日：2023-03-09
Applicant: 上海宇航系统工程研究所
Abstract: 本发明一种灵巧式在轨电液导通式对接方法，包括主动端和被动端；被动端为无源空腔结构，主动端与被动端具备通用接口，作为载荷模块与飞行器之间的可重复连接接口，支持飞行器在轨功能重构；在机械臂提供初始对接条件后，按照粗校正‑精校正‑断接器插合并形成组合体的流程完成捕获连接；分离时则按照其逆过程，即机构解锁、断开断接器、组合体分离的顺序实现分离，后续由机械臂转移，使得主动端和被动端分离。本发明提供一种灵巧式在轨电液导通式对接方法，在锁紧阶段可为飞行器提供足够的连接力及较好的连接刚度，具有连接可靠的特点；同时具有可重复性高、结构简单可靠、轻量化等特点。
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公开(公告)号：CN116011131A
公开(公告)日：2023-04-25
申请号：CN202211062737.7
申请日：2022-08-29
Applicant: 上海宇航系统工程研究所
IPC: G06F30/17 , G06F30/20 , G06F17/16 , G06F111/10 , G06F119/14
Abstract: 一种用于空间机械臂地面试验重力补偿的吊挂力设计方法，包括以下步骤：获取机械臂运动学参数和动力学参数；获取重力补偿系统吊挂工装的安装参数与质量参数；推导重力环境和重力补偿系统作用下，机械臂在任意臂型时各旋转关节所受力矩的数学模型；选取若干机械臂典型任务构型；根据机械臂关节力矩数学模型和机械臂典型任务构型，设计目标函数，采用数学优化方法，确定重力补偿系统的最优吊挂力。
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公开(公告)号：CN115585206A
公开(公告)日：2023-01-10
申请号：CN202211228869.2
申请日：2022-10-09
Applicant: 上海宇航系统工程研究所
IPC: F16F7/12
Abstract: 本发明提供了一种基于蜂窝材料的冲击减缓装置，用于吸收主动冲击能量，保障主设备运行安全。所述装置包括有效载荷支架、第一冲击作用法兰、第二冲击作用法兰、主设备支架、蜂窝结构；其中，有效载荷支架用于连接产生冲击力的部件，有效载荷支架的下表面与第一冲击作用法兰接触，第一冲击作用法兰与蜂窝结构上表面接触，蜂窝结构下表面与第二作用法兰接触；有效载荷支架、第一冲击作用法兰、蜂窝结构、第二冲击作用法兰之间通过螺栓套筒连接，第二作用法兰通过螺栓与主设备支架连接，主设备支架与飞行器本体连接。本发明有效降低冲击瞬时反作用力，适用于导弹发射、重要设备意外掉落、在轨飞行器对接等急需防护冲击载荷的场所。
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公开(公告)号：CN113258249B
公开(公告)日：2022-07-05
申请号：CN202110542050.2
申请日：2021-05-18
Applicant: 上海宇航系统工程研究所
Abstract: 本发明公开了一种在轨超大型可展开空间结构系统，包括：星体；若干肋杆，以星体为中心圆周设置且其第一端铰接于星体；若干可折叠的圈梁，相邻肋杆的第二端之间均设有一个所述圈梁，且肋杆的第二端与相邻圈梁的相邻端均通过虎克铰连接；若干可折叠的斜撑杆，两端分别铰接于星体和肋杆的第二端；若干第一展开机构，每根肋杆均通过一个所述第一展开机构与星体相对固定，且第一展开机构可驱动肋杆远离星体旋转以展开；收拢时：若干肋杆的第二端相互靠拢，圈梁和斜撑杆均折叠；展开时：第一展开机构驱动肋杆旋转展开，肋杆带动圈梁和斜撑杆展开。该系统尺寸小、展开后面积大。
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