-
公开(公告)号：CN102303709A
公开(公告)日：2012-01-04
申请号：CN201110253688.0
申请日：2011-08-31
申请人： 北京航空航天大学
IPC分类号： B64G1/28
摘要： 一种大力矩磁悬浮飞轮，可作为卫星、对地观测平台等航天器的姿态稳定和姿态机动的执行机构，主要由底座、密封罩、径向解耦锥形磁轴承组件、芯轴、转子组件、洛仑兹力磁轴承组件、电机组件和传感器组件等部件组成。其中芯轴位于轮体的中心，芯轴的径向外侧是定子组件，定子组件的径向外侧是转子组件，转子组件由轮缘和轮毂组成，洛伦兹力磁轴承组件由磁轴承定子部分和磁轴承转子部分构成，转接板连接芯轴、定子组件和电机定子，传感器组件由传感器壳和传感器组成。本发明各个组件布局合理、紧凑，不仅可以进行航天器的姿态稳定，而且利用磁悬浮飞轮的陀螺效应提供的较大控制力矩，可以实现航天器的姿态机动。
-
公开(公告)号：CN101934863A
公开(公告)日：2011-01-05
申请号：CN201010296539.8
申请日：2010-09-29
申请人： 哈尔滨工业大学
摘要： 基于磁力矩器和飞轮的卫星姿态全方位控制方法，涉及一种利用磁力矩器和飞轮完成卫星入轨阶段全方位姿态控制方法。解决了现有的卫星姿态全方位控制技术可靠性低、寿命短的问题，具体过程如下：一、根据控制系统要求，设定控制器参数；二、测量地磁场强度向量Bb、卫星角速度向量Wb和太阳方位角，并将测量数据发送至卫星控制器；三、计算期望控制力矩向量Tm和控制磁矩向量Mm，并将控制磁矩向量Mm发送至磁力矩器；四、获得有效太阳方位角向量Alfa；五、计算控制输入力矩向量Tw，并发送至飞轮；六、磁力矩器根据控制磁矩向量Mm，飞轮根据控制输入力矩向量Tw共同完成卫星姿态全方位控制。本发明适用于卫星姿态控制领域。
-
公开(公告)号：CN100441483C
公开(公告)日：2008-12-10
申请号：CN200610165165.X
申请日：2006-12-14
申请人： 北京航空航天大学
IPC分类号： B64G1/28 , G05D1/08 , G05B19/042
摘要： 一种集成化磁悬浮控制力矩陀螺控制平台，对磁悬浮控制力矩陀螺系统进行集成化控制，其主要包括应用层、系统层、现场总线及控制层。应用层建立在系统层之上，主要完成信号的数据采集、复杂算法运算及监控功能，包括状态采集模块、监控模块、通讯模块和人机接口模块。系统层为应用层提供操作平台及实时基准，包括基于CORBA协议的应用平台、RTOS(实时操作系统)及嵌入式系统硬件。控制层完成对被控部件的电流环的控制，包括基于Nios II的FPGA运动控制卡、高速电机、框架电机、磁轴承及每个被控部件的伺服放大器。系统层则通过现场总线与控制层进行通讯。本发明主要应用于航空航天领域姿态控制执行机构。
-
公开(公告)号：CN100437031C
公开(公告)日：2008-11-26
申请号：CN200710065551.6
申请日：2007-04-16
申请人： 北京航空航天大学
摘要： 完全非接触单框架磁悬浮控制力矩陀螺，主要由磁悬浮框架系统和磁悬浮转子系统两大部分组成。磁悬浮框架系统主要由框架连接件、框架保护轴承、框架芯轴、框架力矩电机、角位置传感器、框架径向磁轴承、框架轴向磁轴承、框架系统径向/轴向一体化位移传感器、导电滑环、框架底座、框架连接件组成；磁悬浮转子系统主要由陀螺转子、轴座、轴向磁轴承、径向磁轴承、转子系统径向/轴向一体化位移传感器、保护轴承、驱动电机、密封罩、转子系统底座、转子系统连接件组成。本发明采用了磁轴承支撑的转子系统，大大提高了陀螺转子的工作转速和使用寿命；同时框架系统采用磁悬浮单端支撑方式，消除了机械摩擦，提高了系统的控制精度。
-
公开(公告)号：CN101214860A
公开(公告)日：2008-07-09
申请号：CN200710301590.1
申请日：2007-12-26
申请人： 北京控制工程研究所
IPC分类号： B64G1/28
摘要： 轨控过程中自主选取定姿方式的方法，包括：(1)根据陀螺测量数据预估卫星惯性姿态(2)判断是否需要引入星敏感器姿态修正：根据陀螺的测量信息，判断卫星的姿态角速度是否超过了陀螺的测量范围，若未超出测量范围，则继续利用陀螺预估卫星惯性姿态，转入步骤(1)，进行下一周期的卫星惯性姿态预估，若超过根据陀螺测量范围设定的门限值，则设定陀螺超限的标志，然后判断卫星三轴的姿态角速度是否满足星敏感器的工作条件要求，当满足星敏感器的工作条件要求时，则转入步骤(3)，否则转入(1)；(3)引入星敏感器进行姿态修正。本发明的方法减小了轨控过程中的姿态误差，提高轨控精度，有效地保证轨控及时、准确地完成。
-
-
-
公开(公告)号：CN86100685A
公开(公告)日：1987-04-01
申请号：CN86100685
申请日：1986-01-22
申请人： 福特航空通讯公司
发明人： 卡尔·T·普里斯希亚 , 多纳德·W·加布里
CPC分类号： G05D1/0883
摘要： 一闭环系统减小一台或多台空间飞行器的定向误差。每台仪器都有用来指令该仪器中运动的装置3和响应来自装置3的指令4来，在该仪器中传递运动的定向控制系统5。空间飞行器运动补偿逻辑25补偿由于仪器运动导致飞行器运动而引起的仪器定向误差。为每一仪器提供一定向控制系统5和指令装置3并使之与飞行器运动补偿逻辑相连，就可补偿任何有限数量的仪器。运动补偿逻辑25是该飞行器运动的动态模型的代数负值的电子形式。本申请提供了一个模型的例子和计算机模拟的结果。
-
公开(公告)号：CN118811124A
公开(公告)日：2024-10-22
申请号：CN202411157824.X
申请日：2024-08-22
申请人： 长光卫星技术股份有限公司
摘要： 本发明涉及一种零动量卫星四斜装构型飞轮角动量控制策略，属于航天器姿态控制技术领域。解决了现有技术中四斜装构型飞轮的角动量控制方案精确度低的技术问题。本发明的零动量卫星四斜装构型飞轮角动量控制策略，首先进行角动量卸载，将卫星角动量卸载至零动量附近；然后根据飞轮当前的角动量偏差情况判断是否进行飞轮角动量偏置控制力矩计算；然后根据当前姿态偏差计算姿态控制力矩；综合考虑角动量偏置控制力矩为与姿态控制力矩作为飞轮控制输出力矩。本发明的控制策略在飞轮角动量偏置过程中同时考虑了角动量偏置控制力矩的与姿态控制力矩，既保证了角动量偏置控制力矩的顺利执行，又保证了执行过程中姿态稳定。
-
公开(公告)号：CN118618636A
公开(公告)日：2024-09-10
申请号：CN202410683597.8
申请日：2024-05-30
申请人： 张敬
发明人： 张敬
摘要： 本发明公开了陀螺进动推进器，涉及航天推进器技术领域。该陀螺进动推进器有效解决了现有火箭发动机不适合在宇宙中持续航行和燃料耗尽的问题。本发明思路和方法是在推进器本体内部由U形连杆和陀螺仪旋转盘的组合起偏心轮的作用，可以使推进器本体产生上下位移，通过陀螺仪旋转盘的高速旋转使陀螺仪模组的稳定性和进动性起作用，通过电机模块调整飞轮的旋转方向，从而调整轴向阶段进动力的方向，使推进器本体的上下位移产生大小差异，就可以用本发明推动航天器在宇宙中持续飞行。
-
-
-
-
-
-
-
-
-
搜索结果
594 条记录 (耗时 0.014 秒)
