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公开(公告)号：CN110764487A
公开(公告)日：2020-02-07
申请号：CN201911018134.5
申请日：2019-10-24
Applicant: 上海航天控制技术研究所
IPC: G05B23/02
Abstract: 本发明公开了一种基于控制力矩陀螺群控制的星上自主故障诊断方法，其包含：步骤1，星上计算机与控制力矩陀螺通讯状态检查；步骤2，根据控制力矩陀螺返回的工作状态进行诊断；步骤3，根据控制力矩陀螺返回的数据进行诊断。控制力矩陀螺为两自由度输出，根据控制力矩陀螺控制方式分别对内框架数据及外框架数据进行诊断，其中内框架进行转速诊断，外框架进行转速、位置诊断。本发明的优点是能及时有效诊断潜在数据异常，通过设计系统故障数值阈值和故障累计频率阈值，及时设置故障标志，避免异常数据引入系统控制，也便于系统快速响应故障应对，工程应用相对简易又便于实施。
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公开(公告)号：CN106767846B
公开(公告)日：2019-10-25
申请号：CN201710146943.9
申请日：2017-03-13
Applicant: 上海航天控制技术研究所
IPC: G01C21/24
Abstract: 本发明公开了一种三轴稳定卫星不用陀螺的姿态估计方法，包含：利用卫星姿态动力学方程对卫星惯性角速度进行估计，因此可以代替测量卫星角速度的惯性基准单元；利用卫星运动学方程及星敏感器、红外地球敏感器和数字太阳敏感器等对姿态确定值进行滤波估计；同时利用星敏感器、红外地球敏感器和数字太阳敏感器的姿态确定角进行卫星姿态角的估计，并将星敏感器姿态测量值作为基准。本发明取得了不用惯性基准单元，采用星敏感器、红外地球敏感器和数字太阳敏感器等进行卫星姿态角和姿态角速度的估计，提高卫星姿轨控系统可靠性的有益效果。
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公开(公告)号：CN106500680B
公开(公告)日：2019-05-17
申请号：CN201710018308.2
申请日：2017-01-10
Applicant: 上海航天控制技术研究所
Abstract: 一种陀螺组合轴向测量量的配置切换方法，将当前使用的陀螺轴向测量量组合状态与陀螺轴向测量量可用状态做“按位与”操作，按照陀螺轴向测量量组合状态全集中的优先级，依次将陀螺轴向测量量可用状态与陀螺轴向测量量组合状态全集中的每个陀螺轴向测量量组合状态做“按位与”操作，将第一个“按位与”操作的结果与陀螺轴向测量量组合状态一致的陀螺轴向测量量组合状态切换设置为当前使用的陀螺轴向测量量组合状态。本发明能够在不改变算法的状态下，灵活便捷的控制和更改陀螺组合配置时的优先级，提高了多冗余陀螺组合使用的可靠性和灵活性，可以广泛应用在使用含有多冗余测试数据的陀螺组合的系统中，提升陀螺测试数据配置、切换和重构的效率。
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公开(公告)号：CN106444815B
公开(公告)日：2019-01-22
申请号：CN201610976806.3
申请日：2016-11-07
Applicant: 上海航天控制技术研究所
IPC: G05D1/08
Abstract: 本发明涉及一种单轴机动航天器的输入成型控制方法，包含：S1、根据含有挠性附件的航天器的任务要求，规划该航天器的姿态以及姿态角速度运动路径，建立该航天器姿态运动的状态方程；S2、应用简化的系统特征矩阵来近似计算航天器挠性附件对应的特征值，并计算挠性附件的等效振动频率；S3、计算出输入成型器的共轭特征值，求取输入成型器的参数，完成输入成型器的设计；S4、在航天器的控制器中加入角加速度反馈项，补偿姿态运动状态方程因简化所引起的残余振动。本发明适用于绕欧拉轴单轴机动的航天器，通过简化系统特征矩阵来实现非线性系统方程的求解问题，通过角加速度补偿来消除系统特征矩阵因简化所带来的残余振动。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN106882398A
公开(公告)日：2017-06-23
申请号：CN201710081266.7
申请日：2017-02-15
Applicant: 上海航天控制技术研究所
IPC: B64G1/24
Abstract: 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。
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公开(公告)号：CN106444815A
公开(公告)日：2017-02-22
申请号：CN201610976806.3
申请日：2016-11-07
Applicant: 上海航天控制技术研究所
IPC: G05D1/08
CPC classification number: G05D1/0825
Abstract: 本发明涉及一种单轴机动航天器的输入成型控制方法，包含：S1、根据含有挠性附件的航天器的任务要求，规划该航天器的姿态以及姿态角速度运动路径，建立该航天器姿态运动的状态方程；S2、应用简化的系统特征矩阵来近似计算航天器挠性附件对应的特征值，并计算挠性附件的等效振动频率；S3、计算出输入成型器的共轭特征值，求取输入成型器的参数，完成输入成型器的设计；S4、在航天器的控制器中加入角加速度反馈项，补偿姿态运动状态方程因简化所引起的残余振动。本发明适用于绕欧拉轴单轴机动的航天器，通过简化系统特征矩阵来实现非线性系统方程的求解问题，通过角加速度补偿来消除系统特征矩阵因简化所带来的残余振动。
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公开(公告)号：CN106980557B
公开(公告)日：2021-04-23
申请号：CN201710201975.4
申请日：2017-03-30
Applicant: 上海航天控制技术研究所
IPC: G06F11/14
Abstract: 本发明公开了一种基于存储分区的星载软件异构备份方法，将全功能软件及其功能降级软件存储于星载计算机的不同存储分区，全功能软件存储于可擦除只读存储分区，功能降级软件存储于只读存储分区。当第一星载计算机存储全功能软件的多个存储器异常导致全功能软件无法运行时，功能降级软件启动运行并实现所属系统的最小功能子集，临时替代全功能软件，同时功能降级软件通过外部接口与第二星载计算机的全功能软件进行数据交互，恢复本机全功能软件运行，实现对星载软件的存储安全保障。
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公开(公告)号：CN110712768B
公开(公告)日：2021-03-16
申请号：CN201911074488.1
申请日：2019-10-31
Applicant: 上海航天控制技术研究所
IPC: B64G1/28
Abstract: 本发明公开了一种控制力矩陀螺群初始框架位置确定方法，该方法包含以下步骤：S1、构建控制力矩陀螺群总角动量的约束方程；S2、构建奇异测度的指标函数；S3、结合步骤S1和S2的数据进行非线性叠代搜索，并将所述非线性迭代搜索的结果转化到0‑2π，作为初始框架角组合δ0；S4、将步骤S3所得的初始框架角组合δ0作为初始值继续代入到步骤S3中，计算出新的初始框架角组合δ0，并不断进行步骤S3和步骤S4的循环，直至前后两次所得的初始框架角组合δ0之间差值小于或等于0.001°时，输出当前的初始框架角组合δ0。其优点是：根据控制力矩陀螺群角动量约束方程和奇异测度指标函数，通过多次叠代搜索出控制力矩陀螺群初始框架的位置，具有简单可靠，运算量小，工程易于实现的优点。
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公开(公告)号：CN110712767A
公开(公告)日：2020-01-21
申请号：CN201911036870.3
申请日：2019-10-29
Applicant: 上海航天控制技术研究所
IPC: B64G1/28
Abstract: 本发明公开了一种五棱锥控制力矩陀螺群自主重构方法，该方法包含：在控制力矩陀螺控制模式下，当某一个控制力矩陀螺(CMGi，i＝1,2,…,6)因故障切除系统后，该控制力矩陀螺角动量回零；对控制力矩陀螺群合成的角动量计算进行设置处理，对控制力矩陀螺操纵律进行设置处理，实现控制力矩陀螺群重构控制。本发明采用了控制力矩陀螺群自主重构的方法，通过对控制力矩陀螺群合成的角动量计算和控制力矩陀螺操纵律进行设置处理，解决了在控制力矩陀螺姿态控制过程中发生控制力矩陀螺切换带来的姿态控制连续性问题，取得了在控制力矩陀螺重构过程中保持卫星姿态稳定控制的有益效果。
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