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公开(公告)号：CN113867375B
公开(公告)日：2024-06-14
申请号：CN202111006865.5
申请日：2021-08-30
Applicant: 北京空间飞行器总体设计部
IPC: G05D1/49
Abstract: 本发明涉及基于空间环境力矩的航天器变构形过程被动稳定转位方法，属于近地轨道大型航天器在轨组装及建造领域；步骤一、计算航天器在轨运行期间受到的重力梯度力矩Tg；步骤二、计算航天器转位前的大气阻力Fd和大气阻力矩Md；步骤三、计算转位后航天器的压心位置；步骤四、调整太阳翼转动角度，实现转位后航天器的质心在前压心在后；将转位方向设定为航天器飞行方向的反方向，此时大气阻力矩成为偏航方向的被动稳定力矩，配合重力梯度力矩，实现航天器转位过程的三轴被动稳定，完成航天器的转位；本发明实现俯仰和偏航轴被动稳定控制，进一步通过对系统大气阻力距分析设计，实现滚动轴被动稳定控制，最终形成复杂航天结构转位过程三轴被动稳定控制。
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公开(公告)号：CN107291988B
公开(公告)日：2020-08-14
申请号：CN201710376825.7
申请日：2017-05-25
Applicant: 北京空间飞行器总体设计部
IPC: G06F30/23 , G06F119/14
Abstract: 一种动量轮与航天器安装界面等效激励力的获取方法，利用的试验数据不需要在动量轮主结构上安装传感器，不会打破动量轮的保护结构，试验方案简单易行，以动量轮的质量矩阵、刚度矩阵元素作为修正对象，降低了修正的计算量，提高了分析效率，利用本发明所提供的动量轮安装界面等效激励力进行扰动响应分析，分析精度高。将方法获得的动量轮等效激励力施加于动量轮与航天器的安装界面，能够准确反应航天器与动量轮间的耦合作用，提高动量轮扰动分析预示的精度。
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公开(公告)号：CN108917772A
公开(公告)日：2018-11-30
申请号：CN201810300378.1
申请日：2018-04-04
Applicant: 北京空间飞行器总体设计部
IPC: G01C21/24
Abstract: 本发明提供了基于序列图像的非合作目标相对导航运动估计方法，实施非合作目标在轨任务对相对导航的快速性、高精度和高可靠性有较高要求，特别是当主动航天器不借助地面操作、自主完成对非合作目标的相对导航及制导与控制时尤为重要。本发明克服现有非合作目标相对导航运动参数估计方法的不足，采用序列距离图像作为输入，通过体单元对图像进行空间离散化处理，结合非合作目标动力学方程进行卡尔曼滤波，克服了特征识别方法的局限性，提高了估计精度和效率，降低了数据处理量。
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公开(公告)号：CN105631234B
公开(公告)日：2018-05-04
申请号：CN201610121944.3
申请日：2016-03-03
Applicant: 北京空间飞行器总体设计部
IPC: G06F17/50
Abstract: 本发明公开了一种动量轮扰动响应评估方法，将力与力矩之间的相位差视为随机变量，通过构造指定的传递函数与白噪声进行卷积，获得的力向量时间序列内，力与力矩的相位差包含了所有可能出现的情况。将此力向量作为激励，获得的响应时间序列包含了所有可能出现的幅值。通过一次响应分析，该方法就能获得响应的极值，这对降低动量轮扰动响应评估的技术风险是非常有意义的。
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公开(公告)号：CN113867375A
公开(公告)日：2021-12-31
申请号：CN202111006865.5
申请日：2021-08-30
Applicant: 北京空间飞行器总体设计部
IPC: G05D1/08
Abstract: 本发明涉及基于空间环境力矩的航天器变构形过程被动稳定转位方法，属于近地轨道大型航天器在轨组装及建造领域；步骤一、计算航天器在轨运行期间受到的重力梯度力矩Tg；步骤二、计算航天器转位前的大气阻力Fd和大气阻力矩Md；步骤三、计算转位后航天器的压心位置；步骤四、调整太阳翼转动角度，实现转位后航天器的质心在前压心在后；将转位方向设定为航天器飞行方向的反方向，此时大气阻力矩成为偏航方向的被动稳定力矩，配合重力梯度力矩，实现航天器转位过程的三轴被动稳定，完成航天器的转位；本发明实现俯仰和偏航轴被动稳定控制，进一步通过对系统大气阻力距分析设计，实现滚动轴被动稳定控制，最终形成复杂航天结构转位过程三轴被动稳定控制。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN107491594A
公开(公告)日：2017-12-19
申请号：CN201710607715.7
申请日：2017-07-24
Applicant: 北京空间飞行器总体设计部
IPC: G06F17/50
Abstract: 本发明克服现有索网天线形面精度计算方法的不足，考虑索网天线在轨展开过程对索网天线在轨展开后形面精度的影响，提出的计算流程可有效补充索网天线地面展开试验有地球重力和大气影响的不足，能较准确地预测索网天线在太空在轨工作状态下的形面精度及工作性能。同时提出根据节点与整个抛物面的最小距离计算误差均方根值，该方法能更准确反映天线的索网网面的光滑度；提出了一种指向误差计算方法，该方法能更直观反映天线索网网面的电信号反射精度。
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公开(公告)号：CN107092779A
公开(公告)日：2017-08-25
申请号：CN201710203826.1
申请日：2017-03-30
Applicant: 北京空间飞行器总体设计部
IPC: G06F19/00
Abstract: 本发明公开了一种基于最小交叉位移熵的传感器作动器位置优化方法，该方法包括以下步骤：步骤一：建立受控结构坐标系，根据受控结构的振型方程和正则坐标得到受控结构在任意位置的振动位移响应函数；步骤二：根据t1时刻的作动器位移响应函数与传感器位移响应函数得到作动器与传感器的交叉位移熵；步骤三：根据作动器与传感器的交叉位移熵和最小交叉位移熵优化准则得到传感器作动器位置的优化目标函数；步骤四：对优化目标函数寻优得到交叉位移熵之和的最小值，交叉位移熵之和的最小值对应的位置为作动器在受控结构中的最优位置，得出传感器的最优位置。本发明能够有效地完成传感器/作动器的优化配置，并具有同时优化传感器和作动器位置的优点。
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公开(公告)号：CN105659888B
公开(公告)日：2014-07-09
申请号：CN201218003470.5
申请日：2012-08-24
Applicant: 北京空间飞行器总体设计部
IPC: G06F9/455
Abstract: 本发明涉及一种基于全柔性卫星模型的控制闭环微振动建模与分析方法，考虑控制系统对结构响应的反馈作用，可为光学载荷成像质量评估提供微振动结构传递特性和时/频响应分析手段，属于建模与分析技术领域。计算整星有限元结构模型的模态振型和模态频率；建立包含控制律和硬件特性的姿态控制系统模型；建立整星结构与姿态控制系统的闭环模型；分析微振动输入到评价节点输出通道的结构传递特性、微振动时/频响应、以及响应数据的统计分析，用于光学载荷成像质量的评估。本发明的方法可以有效消除开环动力学仿真的刚体姿态“漂移”现象，仿真结果更接近在轨实际情况。
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公开(公告)号：CN104732071B
公开(公告)日：2017-11-07
申请号：CN201510094599.4
申请日：2015-03-03
Applicant: 北京空间飞行器总体设计部 , 中国长城工业集团有限公司
IPC: G06F19/00
Abstract: 本发明一种动量轮与航天器结构的耦合动响应获取方法。首先测量航天器结构的传递矩阵，然后利用本文给出的弹簧‑质量块模型对动量轮进行建模，获得动量轮的传递矩阵，再根据位移协调方程及力协调方程，计算得到系统耦合分析矩阵，最后通过傅立叶逆变换得到系统的时域脉冲响应函数，利用杜哈梅积分公式得到系统时域响应。该方法所利用的航天器结构传递矩阵通过试验测量所得，精度高于传统有限元建模得到的传递矩阵；该方法利用弹簧‑质量块对动量轮的结构动力学特性进行刻画，计算简便、模型易于利用试验数据修正；该方法获得的系统传递矩阵准确反映了动量轮安装于航天器结构上之后，自身模态特性的变化及对其对航天器局部结构的影响。
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公开(公告)号：CN105631234A
公开(公告)日：2016-06-01
申请号：CN201610121944.3
申请日：2016-03-03
Applicant: 北京空间飞行器总体设计部
IPC: G06F19/00
CPC classification number: G06F19/00
Abstract: 本发明公开了一种动量轮扰动响应评估方法，将力与力矩之间的相位差视为随机变量，通过构造指定的传递函数与白噪声进行卷积，获得的力向量时间序列内，力与力矩的相位差包含了所有可能出现的情况。将此力向量作为激励，获得的响应时间序列包含了所有可能出现的幅值。通过一次响应分析，该方法就能获得响应的极值，这对降低动量轮扰动响应评估的技术风险是非常有意义的。
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