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[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]航天器控制力矩陀螺的快速奇异躲避规划方法-CN202011006501.2有效
发明人：徐瑞;王卓;崔平远;朱圣英;梁子璇;李朝玉 -专利权人：北京理工大学
申请日： 2020-09-23 - 公布日： 2021-09-03 - 主分类号： G05D1/08 文献下载
摘要：本发明公开的航天器控制力矩陀螺的快速奇异躲避规划方法，属于航天器姿态规划和控制力矩陀螺控制领域。根据当前控制系统的指令力矩，计算当前控制力矩陀螺的饱和奇点，计算饱和状态对控制力矩陀螺的零运动引导方向，使控制力矩陀螺能够保持较大的角动量，同时考虑控制力矩陀螺的零运动方向，考虑奇异躲避的零运动方向，计算控制力矩陀螺的零运动总方向，设计控制力矩陀螺的零运动的大小，再靠近控制力矩陀螺奇异状态时零运动的值变大，得到控制力矩陀螺的零运动方程，将零运动方程和伪逆操纵律进行组合，得到控制力矩陀螺的奇异躲避操纵律，从而实现航天器控制力矩陀螺的快速奇异躲避规划
航天器控制力矩陀螺快速奇异躲避规划方法

[发明专利]一种基于控制力矩陀螺群控制的系统极性确定方法-CN201910993782.6有效
发明人：陈秀梅;万亚斌;吴敬玉;裴甲瑞;陈撼 -专利权人：上海航天控制技术研究所
申请日： 2019-10-18 - 公布日： 2021-10-29 - 主分类号： B64G1/28 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系统极性确定方法，该方法通过控制力矩计算，间接计算控制力矩陀螺群各对象角动量输出，再由角动量输出极性，判断控制力矩陀螺群极性。本发明的优点是能简单准确判断控制力矩陀螺群合成角动量输出，间接获取星体控制力矩输出极性，为卫星控制力矩陀螺群接入闭环回路提供系统控制极性信息，分步考核系统控制极性的正确性。
一种基于控制力矩陀螺系统极性确定方法

[发明专利]一种基于指令力矩矢量调节的控制力矩陀螺奇异规避方法-CN201510860445.1在审
发明人：雷拥军;姚宁;刘洁;赵江涛;朱琦;何海锋;李晶心;曹荣向 -专利权人：北京控制工程研究所
申请日： 2015-11-30 - 公布日： 2016-03-09 - 主分类号： G05D1/08 文献下载
摘要：一种基于指令力矩矢量调节的控制力矩陀螺奇异规避方法，首先采集控制力矩陀螺群框架角向量，进而计算控制力矩陀螺运动方程的雅克比矩阵、奇异度量值、指令力矩矢量调节系数，然后根据姿态控制器给出的控制力矩指令得到控制力矩指令调节矢量、零运动奇异规避强度系数，最后根据控制力矩指令调节矢量、零运动奇异规避强度系数得到控制力矩陀螺框架角速度指令向量来控制力矩陀螺框架角速度。本发明克服了在框架“锁死”时力矩指令与其特定方向重合而无法脱离的情况，解决了在现有技术在奇异规避过程中所存在的框架角“锁死”问题，实现了对控制力矩陀螺奇异的有效规避。
一种基于指令力矩矢量调节控制陀螺奇异规避方法

[发明专利]一种构型可调的单框架控制力矩陀螺群设计方法-CN201010503114.X无效
发明人：张景瑞;罗杨;靳瑾 -专利权人：北京理工大学
申请日： 2010-10-12 - 公布日： 2011-05-18 - 主分类号： G06F17/50 文献下载
摘要：本发明涉及一种构型可调的单框架控制力矩陀螺群设计方法，属于航天器姿态控制领域。本发明的方法首先在原有航天器本体固定单框架控制力矩陀螺群位置的连线的圆周上固定滑轨，每个单框架控制力矩陀螺与滑轨固定并相对滑轨保持对称分布，且每个单框架控制力矩陀螺的陀螺框架轴与滑轨平面的过圆心的垂线之间的夹角相同；当有单框架控制力矩陀螺失效时，控制失效单框架控制力矩陀螺关闭，并驱动剩余有效单框架控制力矩陀螺在滑轨上滑动，重新保持相对滑轨对称分布。本发明的设计方法引入了安装角的可变性，改变了目前对于陀螺失效之后十分有限的利用和控制，提高了控制力矩陀螺群的利用率，有效改善陀螺群的运转异常问题。
一种构型可调框架控制力矩陀螺设计方法

[发明专利]一种控制力矩陀螺群的高精度力矩输出控制方法-CN200910093791.6有效
发明人：于灵慧;刘胜利;杨芳 -专利权人：航天东方红卫星有限公司
申请日： 2009-10-19 - 公布日： 2010-04-14 - 主分类号： G05B13/04 文献下载
摘要：一种控制力矩陀螺群的高精度力矩输出控制方法，步骤：(1)首先建立控制力矩陀螺群的动力学模型；(2)构造奇异回避操纵律算法和确定控制力矩陀螺群接近奇异区域的距离阈值d1和阈值d2，(3)对控制力矩陀螺群的动力学模型进行奇异性判断，计算控制力矩陀螺群奇异度量值D，如果D＞d1则控制力矩陀螺群的操纵律直接用伪逆操纵律算法，如果d2＜D＜d1，则减小参数λ的调节幅度，如果0＜D＜d2，则增大参数λ的调节幅度；(4)计算控制力矩陀螺群各个控制力矩陀螺的框架角速率值；(5)将所述的框架角速率积分计算得到框架角位置输入给步骤(1)进行循环计算，并根据框架角速率值驱动控制力矩陀螺群输出力矩给卫星。
一种控制力矩陀螺高精度输出方法

[发明专利]一种飞轮与3台控制力矩陀螺联合姿态机动控制方法-CN202310857065.7在审
发明人：朱庆华;蔡陈生;吴梦旋;操宏磊;于常利;曾红郡;刘斌;唐文国 -专利权人：上海航天控制技术研究所
申请日： 2023-07-12 - 公布日： 2023-10-13 - 主分类号： G05D1/08 文献下载
摘要：本发明公开了一种飞轮与3台控制力矩陀螺联合姿态机动控制方法，包括：获取并根据控制力矩陀螺安装矩阵，绘制奇异面分布图；以飞轮角动量矢量顶点为机动起点，在控制力矩陀螺群动量体内部寻找最大可供使用的角动量运动空间；根据选定的角动量运动起点，反算飞轮补偿所需的偏置转速和对应的控制力矩陀螺群初始框架角；在喷气控制保护下，通过地面注数完成飞轮起旋和所述控制力矩陀螺群初始框架角调整，建立姿态控制的初始状态；保持飞轮转速不变，根据控制力矩陀螺群的角动量运动空间和力矩输出能力，地面注数完成控制力矩和机动角速度限幅设置后，将控制力矩陀螺群接入闭环进行姿态控制。本发明在卫星剩3台控制力矩陀螺时，维持卫星姿态机动。
一种飞轮控制力矩陀螺联合姿态机动方法

[发明专利]一种基于双控制力矩陀螺的防摆总成-CN202310596794.1在审
发明人：苏海波;付亚平;黄发木;鲁俊;王多才;李建君;李洪烈;孙云峰;张宏;张平;任众鑫;陈加松;侯磊 -专利权人：国家石油天然气管网集团有限公司
申请日： 2023-05-25 - 公布日： 2023-10-03 - 主分类号： E21B47/00 文献下载
摘要：本发明公开了一种基于双控制力矩陀螺的防摆总成，包括外壳、控制器、姿态传感器、两个双控制力矩陀螺组件和两个接头，外壳为竖向设置筒状件，两个接头分别设置在外壳两端的内部，两个双控制力矩陀螺组件设置在两个外壳内，并位于两个接头之间，姿态传感器设置在位于下方接头的中部，两个接头分别用以与外部设置连接，两个双控制力矩陀螺组件的陀螺力矩方向在水平向上相互垂直，控制器设置在外壳内，且姿态传感器和两个双控制力矩陀螺组件均与控制器电连接，两个双控制力矩陀螺组件用以减小外壳的摆动幅度，该基于双控制力矩陀螺的防摆总成可由其内的两个双控制力矩陀螺组件分别施加X向和Y向陀螺力矩来使得整个探测设备的摆幅降低以保持稳定。
一种基于控制力矩陀螺总成

[发明专利]一种双框架控制力矩陀螺平台系统及力矩测试方法-CN202111393332.7有效
发明人：刘亮;吕琼莹;赵经济;张瀚之;宋泽昕;任立志;李子涵;周伟 -专利权人：长春理工大学
申请日： 2021-11-23 - 公布日： 2023-04-25 - 主分类号： G01C25/00 文献下载
摘要：一种双框架控制力矩陀螺平台系统及力矩测试方法，属于控制力矩陀螺技术领域，包括支撑架组件、框架角度测量系统、金字塔式基座、控制力矩陀螺群以及控制系统，支撑架组件包括门型框架、立柱底座、横轴固定座以及桌面，所述桌面为平面结构；框架角度测量系统包括Y轴框架、Y轴固定轴以及弹簧测力器，金字塔式基座包括斜角连接板和塔座底板，控制力矩陀螺群包括两个单框架控制力矩陀螺，每个单框架控制力矩陀螺通过斜角连接板固定设置在塔座底板上本发明可以有效模拟微型控制力矩陀螺组合体在轨工作的实际力学工况,对产品的性能,极限能力进行直接测试。
一种框架控制力矩陀螺平台系统测试方法

[发明专利]分布式控制力矩陀螺群安装装置-CN202211489229.7在审
发明人：应继英;何赟晟;陈明花;王强;刘亦男;顾志悦;刘兴天;吕凯;黄朝围;饶启龙 -专利权人：上海卫星工程研究所
申请日： 2022-11-25 - 公布日： 2023-03-28 - 主分类号： G01C19/5783 文献下载
摘要：本发明提供了航天飞行器构型与布局设计一种分布式控制力矩陀螺群安装装置，包括微振动抑制支架、控制力矩陀螺件以及力矩陀螺安装板；微振动抑制支架设有多个，力矩陀螺安装板为微振动抑制支架提供安装接口，多个微振抑制支架通过安装接口设置在所述力矩陀螺安装板上，控制力矩陀螺件设有多个，微振动抑制支架为所述控制力矩陀螺件提供接口，微振动抑制支架抑制控制力矩陀螺件的微振动响应对敏感载荷的干扰，多个所述控制力矩陀螺件通过接口对应设置在多个所述微振动抑制支架上。本发明安装方式具有散热好、便于精度控制、操作方便，抑制了力矩陀螺微振动响应对敏感载荷干扰，保证星上高精度敏感载荷在轨运行时的稳定性、可靠性和安全性。
分布式控制力矩陀螺安装装置

[发明专利]一种并联桁架式控制力矩陀螺群减隔振装置-CN201610329702.3有效
发明人：罗敏;吴琼;罗文波;徐青华;刘国青;张国斌;杨文涛 -专利权人：北京空间飞行器总体设计部
申请日： 2016-05-18 - 公布日： 2018-05-04 - 主分类号： B64G1/38 文献下载
摘要：本发明公开了一种并联桁架式控制力矩陀螺群减隔振装置，属于遥感卫星减隔振技术领域，它包括控制力矩陀螺支架、隔振杆平台安装座、隔振杆组和卫星结构安装座；两个以上控制力矩陀螺均安装在控制力矩陀螺支架上；每个控制力矩陀螺对应一个隔振杆组，每个隔振杆组由两个以上隔振杆并联后形成；隔振杆组中隔振杆的一端分别通过隔振杆平台安装座与控制力矩陀螺支架未安装控制力矩陀螺的端面相连接，另一端通过同一个卫星结构安装座与卫星结构相连接；两个以上所述隔振杆组的一端均布在控制力矩陀螺支架上，另一端均布在卫星结构上；本发明通过隔振杆将控制力矩陀螺群工作时产生的微振动隔离和衰减。
一种并联桁架控制力矩陀螺群减隔振装置

[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

[实用新型]框架式控制力矩陀螺自平衡测试实验装置-CN202022913579.4有效
发明人：贺利乐;张世杰;孙昱;胡乾灏;贺宁;薛旭飞 -专利权人：西安建筑科技大学
申请日： 2020-12-07 - 公布日： 2021-06-22 - 主分类号： G01C25/00 文献下载
摘要：本实用新型公开了一种框架式控制力矩陀螺自平衡测试实验装置，包括控制力矩陀螺组件、实验框架、滑台模组、陀螺支座；实验框架包括底座，以及与底座通过轴承连接且具有一个自由度的内框架；控制力矩陀螺组件安装在陀螺支座上；滑台模组安装在内框架上并连接陀螺支座，且能够带动陀螺支座沿内框架上下往复运动。本实用新型实施例提供的框架式控制力矩陀螺自平衡测试实验装置，用于控制力矩陀螺在控制系统自平衡过程中的实验研究。能够改变系统重心的位置，研究控制力矩陀螺在系统重心发生变化时的自平衡性能，更加接近实际的复杂工况。
框架控制力矩陀螺平衡测试实验装置

[发明专利]一种操纵律奇异回避的航天器姿态控制系统-CN200810222230.7有效
发明人：于灵慧;刘胜利;王文松 -专利权人：航天东方红卫星有限公司
申请日： 2008-09-12 - 公布日： 2009-01-28 - 主分类号： B64G1/24 文献下载
摘要：一种操纵律奇异回避的航天器姿态控制系统，包括姿态任务管理单元、姿态控制器、姿态测量单元、陀螺群操纵律单元、框架角位置测量单元、控制力矩陀螺群和航天器。陀螺群操纵律单元通过控制力矩陀螺角动量表、零运动算法和伪逆操纵律算法相互配合计算控制力矩陀螺群的框架角速率，并将该角速率值作为控制力矩陀螺群的给定信号，以提高航天器姿态的控制精度。本发明引入基于查表法选择框架角速率和框架角位置初始值的操纵律设计方法，实现了控制力矩陀螺群精确的力矩输出，避免了伪逆操纵律计算方法求取控制力矩陀螺框架角速率过程中产生的奇异性问题，同时避免了采用零运动算法和鲁棒伪逆操纵律迭代计算时控制力矩陀螺操纵律所出现的
一种操纵奇异回避航天器姿态控制系统

[发明专利]控制力矩陀螺用微振动被动隔振装置-CN201610058919.5有效
发明人：魏展基;李东旭;罗青 -专利权人：中国人民解放军国防科学技术大学
申请日： 2016-01-28 - 公布日： 2019-01-11 - 主分类号： F16F15/02 文献下载
摘要：本发明提供一种控制力矩陀螺用微振动被动隔振装置，该隔振装置主要由上盖板，支承单元和底板组成。隔振装置安装在控制力矩陀螺与航天器舱板之间，用于减小控制力矩陀螺运转时产生的高频扰动力对航天器平台稳定度和敏感载荷指向精度的影响，同时保证控制力矩陀螺的姿态控制力矩正常传递到航天器舱板。
控制力矩陀螺振动被动装置

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