公开(公告)号：CN119758758A

公开(公告)日：2025-04-04

申请号：CN202411740788.X

申请日：2024-11-29

Applicant: 北京空间飞行器总体设计部

Inventor： 葛东明 ,  张熇 ,  邓润然 ,  柳翠翠 ,  郭璠 ,  许映乔 ,  邹元杰 ,  宫伟伟 ,  鄂薇 ,  于伟

IPC: G05B17/02

Abstract: 本发明公开了一种基于颗粒动力学的小天体采样过程动力学与控制仿真方法，包括：建立小天体颗粒动力学模型和探测器系统柔性多体动力学模型；建立颗粒动力学‑多体动力学‑控制耦合仿真模型，并利用数值积分算法，实现小天体采样过程的动力学与控制联合仿真求解计算。本发明针对小天体采样过程多学科、系统级动力学与控制联合仿真问题，给出了小天体星壤颗粒流动力学、探测器柔性多体动力学、探测器姿轨控制与机械臂控制的数学仿真模型，并定义了相互之间的接口关系，实现了小天体采样过程颗粒动力学‑多体动力学‑控制的多学科、系统级联合仿真，为小天体星壤风化层颗粒特性模拟及采用过程动力学与控制耦合特性分析提供了重要技术手段。

公开(公告)号：CN114132530A

公开(公告)日：2022-03-04

申请号：CN202111094458.4

申请日：2021-09-17

Applicant: 北京空间飞行器总体设计部

Inventor： 郭璠 ,  叶青 ,  董捷 ,  王闯 ,  许映乔 ,  周晓舟 ,  褚永辉

IPC: B64G1/24 ,  B64G1/36

Abstract: 本发明涉及一种基于触地关机的地外天体安全软着陆方法，包括：为航天器配置多源测量传感器；确定航天器下降段的动力学参数；确定软着陆全过程重点监控参数，作为判断安全软着陆的成功判据集；开展基于全因子实验设计的软着陆动力学分析；确定软着陆安全性最高的机械开关触发关机模式；确定加速度关机触发阈值；确定计时触发关机阈值；航天器在着陆过程中进行持续实施减速和姿态控制。本发明可确保关机时机合适，有效降低航天器的残余速度，提升着陆精度，减小对着陆缓冲的吸能需求，并降低发动机的热效应影响，提升航天器地外天体软着陆的安全性。

公开(公告)号：CN111361762B

公开(公告)日：2020-12-11

申请号：CN202010141058.3

申请日：2020-03-04

Applicant: 北京空间飞行器总体设计部

Inventor： 吴伟仁 ,  王大轶 ,  张熇 ,  周文艳 ,  高珊 ,  董捷 ,  李飞 ,  刘德成 ,  杨眉 ,  许映乔 ,  孟占峰

IPC: B64G1/24

Abstract: 本发明公开了一种地月转移轨道发动机试喷方法，将中途修正策略与试喷需求进行联合设计，在确保转移轨道近月点状态的前提下，以推进剂最优的原则满足发动机试喷需求。将发动机试喷与地月转移中途修正结合，根据地月转移轨道某一时刻的位置速度数据，计算中途修正控制量并结合发动机试喷要求确定合适的试喷时机和策略，可以覆盖不同误差情况的推进剂最优试喷方法，可同时满足转移轨道终端目标要求和发动机试喷需求，具有良好的工程可操作性。

公开(公告)号：CN111361762A

公开(公告)日：2020-07-03

申请号：CN202010141058.3

申请日：2020-03-04

Applicant: 北京空间飞行器总体设计部

Inventor： 吴伟仁 ,  王大轶 ,  张熇 ,  周文艳 ,  高珊 ,  董捷 ,  李飞 ,  刘德成 ,  杨眉 ,  许映乔 ,  孟占峰

IPC: B64G1/24

Abstract: 本发明公开了一种地月转移轨道发动机试喷方法，将中途修正策略与试喷需求进行联合设计，在确保转移轨道近月点状态的前提下，以推进剂最优的原则满足发动机试喷需求。将发动机试喷与地月转移中途修正结合，根据地月转移轨道某一时刻的位置速度数据，计算中途修正控制量并结合发动机试喷要求确定合适的试喷时机和策略，可以覆盖不同误差情况的推进剂最优试喷方法，可同时满足转移轨道终端目标要求和发动机试喷需求，具有良好的工程可操作性。

公开(公告)号：CN103759765B

公开(公告)日：2015-07-29

申请号：CN201410001236.7

申请日：2014-01-02

Applicant: 北京空间飞行器总体设计部

Inventor： 陈向东 ,  王闯 ,  许映乔

IPC: B64G1/40 ,  F17C13/08 ,  G01D21/02

Abstract: 本发明提供了一种气瓶支撑紧固装置关键设计参数和安装参数的获得方法。基本思想为，以一定初始状态（两包带间施加初始力矩0.5Nm、缓冲垫与气瓶全接触、气瓶内充压35MPa）为起点，在满足安全准则的条件（包带应力小于包带材料屈服应力的60%、包带预紧前后气瓶伸长量的差值小于5%）下，调整包带力矩和缓冲垫与包带的接触面积，使气瓶与所述气瓶支撑紧固装置联合体的力学性能达到设计要求（所述气瓶与所述气瓶支撑紧固装置联合体的一阶频率大于90Hz），最终获得气瓶支撑紧固装置中的设计关键参数（缓冲垫接触面积）和安装参数（包带最终的预紧力矩）。本发明解决了现有技术中由于材料力学特性非线性引起的分析不准确、使设计参数和安装参数难以确定的难题。通过进行二维循环迭代试验，最终确定了设计参数和安装参数，同时验证了最终使用效果。

公开(公告)号：CN104034481A

公开(公告)日：2014-09-10

申请号：CN201410191801.0

申请日：2014-05-07

Applicant: 北京空间飞行器总体设计部

Inventor： 孙泽洲 ,  张熇 ,  吴学英 ,  许映乔 ,  傅子敬 ,  柏江 ,  陈向东

IPC: G01M1/38 ,  B64G5/00

Abstract: 本发明所提供的方法基于所设计的配重系统，该配重系统以控制器为中心，采用质测台测得每次进行推进剂加注前航天器的质量和质心位置，控制器根据质心位置，确定所需加注的对象，控制器根据加注对象、航天器质心位置和测得的各贮箱的质心位置，采用力矩平衡计算得到加注对象的质量，控制器根据计算得到的质量和加注对象，控制相应加注器通过贮箱接口加注推进剂至相应贮箱，此时，若质测台测得的航天器质心位置仍不满足设计要求，则控制台重复上述过程，直到航天器质心位置满足设计要求为止。