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[发明专利]一种用于控制力矩陀螺系统的误差分析与精度评价方法-CN201910784202.2有效
发明人：陈秀梅;吴敬玉;钟超;张艳召;陈为伟 -专利权人：上海航天控制技术研究所
申请日： 2019-08-23 - 公布日： 2023-03-31 - 主分类号： G05D1/08 文献下载
摘要：本发明公开了一种用于控制力矩陀螺系统的误差分析与精度评价方法，该方法包括以下步骤：步骤1：分析控制力矩陀螺总成精度所引入的输入误差；步骤2：根据控制力矩陀螺安装构型，分析因系统离散化设计引入的控制误差；步骤3：针对控制力矩陀螺群主控模式下系统具体设计，获取系统控制的误差传递函数，进而评价因步骤1和步骤2引入的误差对系统控制精度的影响。本发明针对控制力矩陀螺群主控模式下的控制力矩陀螺系统进行误差分析与精度评价，可量化分析各误差项对卫星姿态控制的影响，从而评估控制力矩陀螺群主控模式下系统的姿态控制精度，符合工程应用实际。
一种用于控制力矩陀螺系统误差分析精度评价方法

[发明专利]一种五棱锥构型控制力矩陀螺群自主重构方法-CN201911036870.3有效
发明人：王新;吴敬玉;钟超;李小斌;陈为伟 -专利权人：上海航天控制技术研究所
申请日： 2019-10-29 - 公布日： 2021-07-30 - 主分类号： B64G1/28 文献下载
摘要：本发明公开了一种五棱锥构型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。
一种棱锥构型控制力矩陀螺自主方法

[发明专利]一种基于存储分区的星载软件异构备份方法-CN201710201975.4有效
发明人：张增安;林荣峰;吴敬玉;陈为伟;张艳召 -专利权人：上海航天控制技术研究所
申请日： 2017-03-30 - 公布日： 2021-04-23 - 主分类号： G06F11/14 文献下载
摘要：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。
一种基于存储分区软件备份方法

[发明专利]一种控制力矩陀螺群初始框架位置确定方法-CN201911074488.1有效
发明人：林扬皓;钟超;吴敬玉;王新;李小斌;陈为伟 -专利权人：上海航天控制技术研究所
申请日： 2019-10-31 - 公布日： 2021-03-16 - 主分类号： B64G1/28 文献下载
摘要：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。
一种控制力矩陀螺初始框架位置确定方法

[发明专利]一种存储器数据分层校验方法-CN201710035619.X有效
发明人： 陈为伟;张增安;林荣峰;吴敬玉;郭思岩 -专利权人：上海航天控制技术研究所
申请日： 2017-01-17 - 公布日： 2020-04-10 - 主分类号： G06F11/07 文献下载
摘要：一种存储器数据分层校验方法，对存储器的所有空间进行读操作，如果发现存储器单位翻转异常，将读取的该单位翻转异常地址的数据作为操作数回写到该单位翻转异常地址，完成对存储器单位翻转异常的修复，如果发现存储器多位翻转异常，将该多位翻转异常的地址本身作为操作数回写到该多位翻转异常地址，并标记该多位翻转异常地址，对该多位翻转异常地址中存储的三份完全相同的数据进行“三取二”检查，将“三取二”检查结果作为操作数回写到该多位翻转异常地址。本发明快速准确地定位发生存储器多位翻转异常的地址空间，能及时纠正存储器单位翻转异常和多位翻转异常，保证存储器中的存储数据持续稳定可靠，软件实现简单，成本低廉。
一种存储器数据分层校验方法

[发明专利]一种基于控制力矩陀螺群控制的星上自主故障诊断方法-CN201911018134.5在审
发明人：陈秀梅;李小斌;王新;陈为伟;陈撼 -专利权人：上海航天控制技术研究所
申请日： 2019-10-24 - 公布日： 2020-02-07 - 主分类号： G05B23/02 文献下载
摘要：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。
控制力矩陀螺诊断外框架控制力矩陀螺群工程应用故障标志故障诊断控制方式快速响应框架数据两自由度潜在数据设计系统通讯状态异常数据引入系统有效诊断内框架返回简易输出计算机检查

[发明专利]三轴稳定卫星不用陀螺的姿态获取方法和系统-CN201710146943.9有效
发明人：王新;钟超;李小斌;陈为伟;石晓涵 -专利权人：上海航天控制技术研究所
申请日： 2017-03-13 - 公布日： 2019-10-25 - 主分类号： G01C21/24 文献下载
摘要：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。
稳定卫星不用陀螺姿态获取方法系统

[发明专利]一种姿态控制推力器的控制方法-CN201710081266.7有效
发明人：张艳召;陈为伟;石晓涵;张云霞;张增安 -专利权人：上海航天控制技术研究所
申请日： 2017-02-15 - 公布日： 2019-08-30 - 主分类号： B64G1/24 文献下载
摘要：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。
一种姿态控制推力方法

[发明专利]一种陀螺组合轴向测量量的配置切换方法-CN201710018308.2有效
发明人：林荣峰;张增安;陆智俊;陈为伟;王文妍 -专利权人：上海航天控制技术研究所
申请日： 2017-01-10 - 公布日： 2019-05-17 - 主分类号： G01C19/00 文献下载
摘要：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。
一种陀螺组合轴向测量配置切换方法

[发明专利]一种对陀螺组合测量数据的诊断方法-CN201710081787.2有效
发明人：林荣峰;陈为伟;王新;张增安;钟超 -专利权人：上海航天控制技术研究所
申请日： 2017-02-15 - 公布日： 2019-03-26 - 主分类号： G01C25/00 文献下载
摘要：一种对陀螺组合测量数据的诊断方法，建立陀螺正常标志、陀螺数据有效标志和陀螺数据基准，根据陀螺正常标志、陀螺数据有效标志、当前使用的三轴陀螺测量数据的正交投影关系、当前使用的三轴陀螺测量数据与所有陀螺组合中同方向的陀螺测量数据的一致性、第四个方向的陀螺测量数据与当前使用的三个方向的陀螺测量数据的正交投影关系、以及当前使用的三轴陀螺测量数据与陀螺数据基准的对应方向的数据变化量大小，采用不同方式更新和计算陀螺数据基准。本发明简单易行，不需增加任何硬件，可以仅靠软件算法实现，诊断正确性较高，能够对多种陀螺数据异常类型进行有效检测，误诊断率较低。
一种陀螺组合测量数据诊断方法

[发明专利]一种基于地球信号模拟的测试方法及测试系统-CN201611028233.8有效
发明人：陈秀梅;吴敬玉;钟超;张艳召;陈为伟 -专利权人：上海航天控制技术研究所
申请日： 2016-11-18 - 公布日： 2019-03-12 - 主分类号： G01C25/00 文献下载
摘要：本发明涉及一种基于地球信号模拟的测试方法及测试系统，由运动学计算控制机根据当前的卫星姿态计算红外地球敏感器的穿越角计算值，并输出与穿越角计算值相应的时间值；简易地球信号装置接收运动学计算控制机输出的时间值，和从红外地球敏感器提取的基准脉冲及计数频率信号，来生成地球模拟信号；所述红外地球敏感器接收地球模拟信号，进行地球信号检波与读取并输出穿越角信息；通过外部计算机接收红外地球敏感器输出的穿越角信息进行姿态计算，获取红外地球敏感器的姿态测量值。本发明采用电信号生成的模拟方式进行产品测试，保证对双圆锥扫描式红外地球敏感器产品测试的高效、准确。
一种基于地球信号模拟测试方法系统

[发明专利]一种利用正交安装飞轮控制避免过零的方法-CN201710049171.7有效
发明人：王文妍;吴敬玉;石晓涵;陈为伟;秦捷 -专利权人：上海航天控制技术研究所
申请日： 2017-01-20 - 公布日： 2019-01-25 - 主分类号： B64G1/28 文献下载
摘要：本发明公开了一种利用正交安装飞轮控制避免过零的方法，其包含：根据当前卫星信息，分别计算X方向飞轮，Y方向飞轮以及Z方向飞轮分别需要产生的指令转速ω_cx(k)、ω_cy(k)、ω_cz(k)；将一对称偏置Δω_x分配到X方向的H_X1和H_X2两个飞轮上，使飞轮H_X1与飞轮H_X2的转速均不过零；对Y向飞轮H_Y的角动量卸载一偏置H_y0使Y向飞轮H_Y转速不过零；对Z向飞轮H_Z的角动量卸载一偏置H_z0使Z向飞轮H_Z转速不过零，该偏置H_z0根据外干扰力矩在卫星本体三周坐标系下X方向的常值分量T_ω0x确定。其优点是：在不影响系统要求的前提下通过利用正交安装飞轮使飞轮转速变高从而避免转速过零，以达到工作在此工况下的飞轮轴承组件的润滑环境较好，对其寿命有利。
一种利用正交安装飞轮控制避免方法

[发明专利]一种单轴机动航天器的输入成型控制方法-CN201610976806.3有效
发明人：郭思岩;吴敬玉;王新;钟超;陈为伟 -专利权人：上海航天控制技术研究所
申请日： 2016-11-07 - 公布日： 2019-01-22 - 主分类号： G05D1/08 文献下载
摘要：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。
一种机动航天器输入成型控制方法

[发明专利]基于三星敏感器的卫星姿态确定方法和系统-CN201710099793.0在审
发明人：郭思岩;张涛;王文妍;张艳召;陈为伟 -专利权人：上海航天控制技术研究所
申请日： 2017-02-23 - 公布日： 2017-06-27 - 主分类号： G05D1/08 文献下载
摘要：本发明公开一种基于三星敏感器的卫星姿态确定方法，该方法包含求取三台星敏感器的光轴矢量在卫星本体坐标系下的矩阵；求取三台星敏感器的光轴矢量在惯性系坐标下的矩阵；根据惯性系坐标与卫星本体坐标系的转换矩阵，及轨道坐标系对惯性坐标系的转换矩阵，求取轨道坐标系对卫星本体坐标系的姿态矩阵。本发明适用于安装三台及以上星敏感器的卫星，能够充分利用星上资源，能够补偿单星敏感器光轴精度差的不足，避免双星敏感器姿态确定算法中叉乘矢量的引入，减小定姿误差，可靠性高，且算法简单，星上软件容易实现。
基于三星敏感卫星姿态确定方法系统

[发明专利]一种高可靠性的空间飞行器时间基准校正方法-CN201710069481.5在审
发明人：林荣峰;吴敬玉;陈为伟;张增安;钟金凤 -专利权人：上海航天控制技术研究所
申请日： 2017-02-08 - 公布日： 2017-05-31 - 主分类号： H04J3/06 文献下载
摘要：本发明涉及一种高可靠性的空间飞行器时间基准校正方法，包含S1、由空间飞行器内的校时中心周期性产生时间校正数据并发送至各设备终端；S2、各设备终端每接收到时间校正数据后，保存本地时间基准数据；S3、各设备终端在接收到多次时间校正数据后，判断其是否正常有效；如是，执行S4；如否，执行S6；S4、计算本地时间基准的偏差量；S5、采用本地时间基准的偏差量，对空间飞行器内的各设备终端的本地时间基准进行校正；S6、重复执行S1～S5，进行连续校时。本发明简单有效，便于实现，在出现异常时间校正数据或校时中心故障时，保持各设备终端本地时间基准的稳定，提高卫星在轨运行的可靠性。
一种可靠性空间飞行器时间基准校正方法

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