CN107544466B - 一种单框架控制力矩陀螺低速框架故障诊断方法 - Google Patents
一种单框架控制力矩陀螺低速框架故障诊断方法 Download PDFInfo
- Publication number
- CN107544466B CN107544466B CN201710832118.4A CN201710832118A CN107544466B CN 107544466 B CN107544466 B CN 107544466B CN 201710832118 A CN201710832118 A CN 201710832118A CN 107544466 B CN107544466 B CN 107544466B
- Authority
- CN
- China
- Prior art keywords
- low speed
- speed frame
- value
- gimbal control
- fcmg
- Prior art date
- Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
- Active
Links
Landscapes
- Gyroscopes (AREA)
Abstract
本发明涉及一种单框架控制力矩陀螺低速框架故障诊断方法,属于航天器姿态确定与控制技术领域,特别涉及一种应用于航天器上的单框架控制力矩陀螺作为航天器姿态控制执行机构的故障诊断方法,适用于采用单框架控制力矩陀螺(SGCMG)作为执行机构的航天器。本发明的方法利用SGCMG低速框架理论运动角度和实际低速框架运行的角度偏差进行故障检测,并在故障判定阈值设计上与SGCMG运动状态结合起来,根据SGCMG指令角速度大小自主动态调整故障诊断阈值,提高了SGCMG低速框架运动速度变化较大应用场合的故障诊断可靠性和准确性。
Description
技术领域
本发明涉及一种单框架控制力矩陀螺低速框架故障诊断方法,属于航天器姿态确定与控制技术领域,特别涉及一种应用于航天器上的单框架控制力矩陀螺作为航天器姿态控制执行机构的故障诊断方法,适用于采用单框架控制力矩陀螺(SGCMG)作为执行机构的航天器。
背景技术
单框架控制力矩陀螺(SGCMG)通过控制低速框架转动引起高速转子进动产生陀螺力矩进而获得较大的控制力矩输出,是目前对控制力矩有较大需求航天器首选控制执行机构。从SGCMG的控制原理可以看出,控制力矩输出与低速框架转速直接相关,因此如果在控制过程中低速框架转动出现故障会导致输出较大干扰力矩直接作用于航天器上,如果不能获得及时处理则可能危及整星安全。因此对于配置SGCMG作为执行机构的航天器,需要提出一种低速框架的故障诊断方法,及时识别低速框架故障并及时处理,以提高该类航天器执行机构在轨使用的安全性以及可靠性。
发明内容
本发明的目的是为了提出一种单框架控制力矩陀螺低速框架故障诊断方法,该方法采用一致性比对原则,对故障检测时间内指令角速度积分值与SGCMG单机测量输出的实际转角进行比对进行SGCMG低速框架故障检测,并在故障判定阈值设计上与SGCMG运动状态结合起来,根据SGCMG指令角速度大小自主动态调整故障诊断阈值,提高了SGCMG低速框架运动速度变化较大应用场合的故障诊断可靠性和准确性,提高执行机构在轨使用的安全性和可靠性。
本发明的技术解决方案是:
一种单框架控制力矩陀螺低速框架故障诊断方法,该单框架控制力矩陀螺应用于航天器上,并作为航天器的执行机构,且航天器上还包括姿态与轨道控制计算机(AOCC),姿态与轨道控制计算机(AOCC)用于对执行机构发送控制指令并接收执行机构返回的测量数据;
该方法包括如下步骤:
(1)确定单框架控制力矩陀螺低速框架故障检测时间间隔ΔtFDcmg=tk+1-tk,其中tk+1为终点时刻,tk为起点时刻,tk+1>tk;0<ΔtFDcmg<20s;
(2)计算故障检测时间间隔内AOCC发送给单框架控制力矩陀螺的低速框架角速度指令的积分,得到积分值,以该积分值作为低速框架的理论转角值Δδr;
(3)计算单框架控制力矩陀螺的低速框架在终点时刻tk+1和起点时刻tk返回给AOCC的转角变化值,以该转角变化值作为低速框架的实际转角值Δδm;
(4)计算故障检测时间间隔内,单框架控制力矩陀螺的低速框架的理论转角值与实际转角值的偏差值εCMG:
(5)在故障检测终点时刻tk+1时,根据偏差值εCMG确定单框架控制力矩陀螺的低速框架故障分值FCMG;
(6)根据步骤(5)得到的故障分值FCMG对单框架控制力矩陀螺低速框架是否故障进行判断,如果故障分值FCMG小于设定阈值mFCMG1,则判定该单框架控制力矩陀螺低速框架故障,如果故障分值FCMG不小于设定阈值mFCMG1,则判定该单框架控制力矩陀螺低速框架无故障,即单框架控制力矩陀螺低速框架运行正常。
所述的步骤(2)中,理论转角值Δδr计算方法如下:将AOCC发送给单框架控制力矩陀螺的指令角速度在故障检测时间区间[tk,tk+1]内进行积分计算,即
所述的步骤(3)中,实际转角值Δδm的计算方法如下:
其中为起始时刻tk时低速框架的转角实测值,为终点时刻tk+1时低速框架的转角实测值;
所述的步骤(4)中,偏差值计算方法为:εCMG=mod(Δδr-Δδm,180°),
函数εCMG=mod(Δδr-Δδm,180°)的含义如下:
εCMG=(Δδr-Δδm)+2k×180°,k为整数使得|εCMG|≤180°
所述的步骤(5)中,计算低速框架故障分值FCMG的方法为:
设初始时刻t0时,低速框架为无故障状态,FCMG的初值为mFCMG2;
当|εCMG|≤mL1时,低速框架故障分值FCMG在前一时刻的基础上加1;
当(mL2+mΔδ·|Δδr|)≤|εCMG|<mL3时,低速框架故障分值FCMG在前一时刻的基础上减1;
当|εCMG|≥mL3时,低速框架故障分值FCMG在前一时刻的基础上减2;
当当前FCMG≥mFCMG2时,令FCMG=mFCMG2;
当当前FCMG≤mFCMG1时,令FCMG=mFCMG1;
即:
其中,mFCMG1为设定的故障记分阈值,mFCMG2为设定的故障记分阈值,一般取10≤mFCMG1≤30,10<mFCMG2≤40,mFCMG1<mFCMG2;
mL1、mL2、mL3为故障检测区间设定的角度阈值,一般取0°<mL1<10°,0°<mL2<20°,0°<mL3<50°,mL1<mL2<mL3;
mΔδ为故障检测区间设定的角度阈值随低速框架角速度指令积分值大小自主调整系数,取值根据低速框架角速度指令积分值大小确定,一般取0<mΔδ<10。
本发明与现有技术相比的优点在于:
(1)对于配置单框架控制力矩陀螺(SGCMG)作为姿态控制执行机构的航天器,由于SGCMG输出控制力矩大,当SGCMG低速框架出现故障后若未能及时处理时则有可能影响整星的安全。为了及时识别SGCMG故障并及时处理,本发明提出了一种单框架控制力矩陀螺低速框架故障诊断方法。
(2)本发明所提方法基于一致性原理利用SGCMG低速框架理论运动角度和实际低速框架运行的角度偏差进行故障检测。传统的一致性比对方法通常选取固定的判定阈值,由于SGCMG低速框架转速随航天器的快速机动速度不同而变化较大,采用固定阈值方法存在阈值难以确定且选取不当容易导致误检漏检的情况。针对这一问题,本发明创造性的提出了一种故障判定阈值自主动态调整的方法,根据SGCMG指令角速度大小自主动态调整故障诊断阈值,提高了SGCMG低速框架运动速度变化较大应用场合的故障诊断可靠性和准确性,解决了采用单一阈值对小角速度运动时故障判定不敏感而大角度运动故障判定过于敏感的问题。为配置SGCMG部件的航天器控制系统提供了有效的诊断手段,极大的提升了采用SGCMG作为执行机构的航天器在轨使用的安全性以及可靠性。
附图说明
图1为本发明方法的流程框图;
图2为SGCMG低速框架指令角速度曲线(0~10s);
图3为SGCMG低速框架转角实际值曲线(0~10s)。
具体实施方式
下面结合附图对本发明的具体实施方式进行进一步的介绍。
如图1所示,为本发明提出的一种单框架控制力矩陀螺(SGCMG)低速框架故障诊断方法,具体实施步骤如下:
(1)确定SGCMG低速框架故障检测时间间隔ΔtFDcmg=tk+1-tk,其中tk+1为终点时刻,tk为起点时刻,tk+1>tk;0<ΔtFDcmg<20s
(2)计算故障检测时间间隔内SGCMG低速框架理论转角值Δδr,将AOCC发送给单框架控制力矩陀螺的低速框架角速度指令的积分,得到积分值,以该积分值作为低速框架的理论转角值Δδr,即:
(3)计算故障检测时间间隔内SGCMG低速框架实际转角值Δδm,依据故障检测时间起点tk和终点时刻tk+1的SGCMG单机输出的实际框架角度计算该期间实际转角变化值Δδm,计算方法如下:
其中为起始时刻转角tk实测值,为终止时刻tk+1转角实测值
(4)计算故障检测时间内SGCMG理论转角和实际转角的偏差值εCMG:εCMG=mod(Δδr-Δδm,π)
其中,函数εCMG=mod(Δδr-Δδm,180°)的含义如下:
εCMG=(Δδr-Δδm)+2k×180°,k为整数使得|εCMG|≤180°
(5)在故障检测终点时刻t=tk+1,根据偏差值εCMG确定单框架控制力矩陀螺的低速框架故障分值FCMG,规则如下:
设初始时刻t0时,低速框架为无故障状态,FCMG的初值为mFCMG2;
当|εCMG|≤mL1时,低速框架故障分值FCMG在前一时刻的基础上加1;
当(mL2+mΔδ·|Δδr|)≤|εCMG|<mL3时,低速框架故障分值FCMG在前一时刻的基础上减1;
当|εCMG|≥mL3时,低速框架故障分值FCMG在前一时刻的基础上减2;
当当前FCMG≥mFCMG2时,令FCMG=mFCMG2;
当当前FCMG≤mFCMG1时,令FCMG=mFCMG1;
其中:mFCMG1为设定的故障记分阈值,mFCMG2为设定的故障记分阈值,一般取10≤mFCMG1≤30,10<mFCMG2≤40,mFCMG1<mFCMG2;
mL1、mL2、mL3为故障检测区间设定的角度阈值,一般取0°<mL1<10°,0°<mL2<20°,0°<mL3<50°,mL1<mL2<mL3;
mΔδ为故障检测区间设定的角度阈值随低速框架角速度指令积分值大小自主调整系数,取值根据低速框架角速度指令积分值大小确定,一般取0<mΔδ<10。
(6)根据步骤(5)得到的故障分值FCMG对单框架控制力矩陀螺低速框架是否故障进行判断,如果故障分值FCMG小于设定阈值mFCMG1,则判定该单框架控制力矩陀螺低速框架故障,如果故障分值FCMG不小于设定阈值mFCMG1,则判定该单框架控制力矩陀螺低速框架无故障,即单框架控制力矩陀螺低速框架运行正常。
实施例
一种单框架控制力矩陀螺低速框架故障诊断方法,该单框架控制力矩陀螺应用于卫星上,并作为卫星的执行机构,且卫星上还包括姿态与轨道控制计算机(AOCC),姿态与轨道控制计算机(AOCC)用于对执行机构发送控制指令并接收执行机构返回的测量数据;
设定mFCMG1=10,mFCMG2=13,mL1=0.5°,mL2=1°,mL3=10°,mΔδ=0.1。
该方法包括如下步骤:
(1)确定单框架控制力矩陀螺低速框架故障检测时间间隔ΔtFDcmg=tk+1-tk=3s,以t0=0作为初始时刻同时也作为起点时刻,t1为终点时刻,即终点时刻为3s时刻;
(2)计算故障检测时间间隔内即时间从0s到3s时间范围内,AOCC发送给单框架控制力矩陀螺的低速框架角速度指令的积分,得到积分值,以该积分值作为低速框架的理论转角值Δδr,在0s到3s时间范围内,低速框架角速度指令曲线如图2所示,利用公式进行积分,得到Δδr=13.7°;
(3)单框架控制力矩陀螺的低速框架在终点时刻3s时刻的转角为-15°,起点时刻0s时刻的转角为0°,转角变化值=15°,如图3所示,以该转角变化值作为低速框架的实际转角值Δδm=-15°;
(4)计算故障检测时间间隔内即时间从0s到3s时间范围内,单框架控制力矩陀螺的低速框架的理论转角值与实际转角值的偏差值εCMG:
εCMG=mod(Δδr-Δδm,π)=28.7°
(5)在初始时刻0s时,低速框架为无故障状态,设FCMG的初值为13;在故障检测终点时刻3s时刻,由于|εCMG|>10°;则FCMG=13-2=11;
(6)根据步骤(5)得到的故障分值FCMG=11>10,则判定该单框架控制力矩陀螺低速框架无故障,即单框架控制力矩陀螺低速框架运行正常。
依次判定下一个故障检测区间单框架控制力矩陀螺低速框架故障分值。
(7)确定单框架控制力矩陀螺低速框架故障检测时间间隔ΔtFDcmg=tk+1-tk=3s,以t1=3作为起点时刻,t2为终点时刻,即终点时刻为6s时刻;
(8)计算故障检测时间间隔内即时间从3s到6s时间范围内,AOCC发送给单框架控制力矩陀螺的低速框架角速度指令的积分,得到积分值,以该积分值作为低速框架的理论转角值Δδr,在3s到6s时间范围内,低速框架角速度曲线如图2所示,利用公式进行积分,得到Δδr=47.5°;
(9)单框架控制力矩陀螺的低速框架在终点时刻6s时刻的转角为-30°,起点时刻3s时刻的转角为-15°,转角变化值=-15°,如图3所示,以该转角变化值作为低速框架的实际转角值Δδm=-15°;
(10)计算故障检测时间间隔内即时间从3s到6s时间范围内,单框架控制力矩陀螺的低速框架的理论转角值与实际转角值的偏差值εCMG:
εCMG=mod(Δδr-Δδm,π)=62.5°
(11)在起始时刻3s时,FCMG的值为13,在故障检测终点时刻6s时刻,由于|εCMG|>10°;则FCMG=11-2=9;
(12)根据步骤(11)得到的故障分值FCMG=9<10,则判定该单框架控制力矩陀螺低速框架故障。
本发明说明书中未作详细描述的内容属本领域技术人员的公知技术。
Claims (7)
1.一种单框架控制力矩陀螺低速框架故障诊断方法,其特征在于该方法包括如下步骤:
(1)确定单框架控制力矩陀螺低速框架故障检测时间间隔ΔtFDcmg=tk+1-tk,其中tk+1为终点时刻,tk为起点时刻;
(2)计算故障检测时间间隔内姿态与轨道控制计算机AOCC发送给单框架控制力矩陀螺的低速框架角速度指令的积分,得到积分值,以该积分值作为低速框架的理论转角值Δδr;
(3)计算单框架控制力矩陀螺的低速框架在终点时刻tk+1和起点时刻tk返回给AOCC的转角变化值,以该转角变化值作为低速框架的实际转角值Δδm;
(4)计算故障检测时间间隔内,单框架控制力矩陀螺的低速框架的理论转角值与实际转角值的偏差值εCMG:
(5)在故障检测终点时刻tk+1时,根据偏差值εCMG确定单框架控制力矩陀螺的低速框架故障分值FCMG;
(6)根据步骤(5)得到的故障分值FCMG对单框架控制力矩陀螺低速框架是否故障进行判断,如果故障分值FCMG小于设定阈值mFCMG1,则判定该单框架控制力矩陀螺低速框架故障,如果故障分值FCMG不小于设定阈值mFCMG1,则判定该单框架控制力矩陀螺低速框架无故障;
所述的步骤(5)中,计算低速框架故障分值FCMG的方法为:
设初始时刻t0时,低速框架为无故障状态,FCMG的初值为mFCMG2;
当当前FCMG≥mFCMG2时,令FCMG=mFCMG2;
当当前FCMG≤mFCMG1时,令FCMG=mFCMG1;
当|εCMG|≤mL1时,低速框架故障分值FCMG在前一时刻的基础上加1;
当(mL2+mΔδ·|Δδr|)≤|εCMG|<mL3时,低速框架故障分值FCMG在前一时刻的基础上减1;
当|εCMG|≥mL3时,低速框架故障分值FCMG在前一时刻的基础上减2;
mFCMG1为设定的故障记分阈值,mFCMG2为设定的故障记分阈值,mL1、mL2、mL3为故障检测区间设定的角度阈值,mΔδ为一系数,mFCMG1<mFCMG2。
2.根据权利要求1所述的一种单框架控制力矩陀螺低速框架故障诊断方法,其特征在于:0<ΔtFDcmg<20s。
3.根据权利要求1所述的一种单框架控制力矩陀螺低速框架故障诊断方法,其特征在于:所述的步骤(2)中,理论转角值Δδr计算方法如下:将AOCC发送给单框架控制力矩陀螺的指令角速度在故障检测时间区间[tk,tk+1]内进行积分计算,即
4.根据权利要求1所述的一种单框架控制力矩陀螺低速框架故障诊断方法,其特征在于:所述的步骤(3)中,实际转角值Δδm的计算方法如下:
其中为起始时刻tk时低速框架的转角实测值,为终点时刻tk+1时低速框架的转角实测值。
5.根据权利要求1所述的一种单框架控制力矩陀螺低速框架故障诊断方法,其特征在于:所述的步骤(4)中,偏差值的计算方法为:εCMG=mod(Δδr-Δδm,180°)。
6.根据权利要求5所述的一种单框架控制力矩陀螺低速框架故障诊断方法,其特征在于:εCMG=(Δδr-Δδm)+2k×180°,k为整数使得|εCMG|≤180°。
7.根据权利要求6所述的一种单框架控制力矩陀螺低速框架故障诊断方法,其特征在于:10≤mFCMG1≤30,10<mFCMG2≤40,mFCMG1<mFCMG2;0°<mL1<10°,0°<mL2<20°,0°<mL3<50°,mL1<mL2<mL3;0<mΔδ<10。
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
CN201710832118.4A CN107544466B (zh) | 2017-09-15 | 2017-09-15 | 一种单框架控制力矩陀螺低速框架故障诊断方法 |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
CN201710832118.4A CN107544466B (zh) | 2017-09-15 | 2017-09-15 | 一种单框架控制力矩陀螺低速框架故障诊断方法 |
Publications (2)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
CN107544466A CN107544466A (zh) | 2018-01-05 |
CN107544466B true CN107544466B (zh) | 2019-08-09 |
Family
ID=60964170
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
CN201710832118.4A Active CN107544466B (zh) | 2017-09-15 | 2017-09-15 | 一种单框架控制力矩陀螺低速框架故障诊断方法 |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
CN (1) | CN107544466B (zh) |
Families Citing this family (7)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
CN110018634B (zh) * | 2019-04-28 | 2021-11-16 | 北京控制工程研究所 | 一种提升控制力矩陀螺带宽的自适应框架控制系统及方法 |
CN110723316B (zh) * | 2019-09-16 | 2020-09-18 | 北京控制工程研究所 | 一种sgcmg的框架角速度确定方法 |
CN110672121B (zh) * | 2019-09-19 | 2020-11-20 | 北京控制工程研究所 | 一种控制力矩陀螺框架动态响应测试方法及系统 |
CN110764487A (zh) * | 2019-10-24 | 2020-02-07 | 上海航天控制技术研究所 | 一种基于控制力矩陀螺群控制的星上自主故障诊断方法 |
CN111412927B (zh) * | 2020-03-23 | 2021-02-05 | 北京控制工程研究所 | 一种基于零空间的cmg群故障诊断方法和系统 |
CN111912429B (zh) * | 2020-07-20 | 2022-08-12 | 北京控制工程研究所 | 一种航天器姿态控制系统不同类部件异常检测方法 |
CN116202558B (zh) * | 2023-05-04 | 2023-08-01 | 中国西安卫星测控中心 | 基于增量式数据统计的cmg转动部件工况检测方法 |
Citations (10)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US6473676B2 (en) * | 1999-12-22 | 2002-10-29 | Honeywell International, Inc. | Method, apparatus and computer program product for estimating airplane attitude with reduced sensor set |
CN101214861A (zh) * | 2007-12-26 | 2008-07-09 | 北京控制工程研究所 | 一种自主恢复轨控故障时的星敏感器定姿方法 |
CN102927995A (zh) * | 2012-10-24 | 2013-02-13 | 北京航天自动控制研究所 | 一种在五个陀螺仪配置下的一致性故障诊断方法 |
EP2347957A3 (en) * | 2008-12-30 | 2014-04-16 | Korea Aerospace Research Institute | Method for improving maneuverability and controllability by simultaneously applying both reaction wheel-based attitude controller and thruster-based attitude controller |
CN103759740A (zh) * | 2014-01-03 | 2014-04-30 | 北京控制工程研究所 | 一种巡视器静态时陀螺故障自主诊断方法 |
JP2015001385A (ja) * | 2013-06-13 | 2015-01-05 | コベルコ建機株式会社 | 建設機械 |
CN105424035A (zh) * | 2015-10-30 | 2016-03-23 | 北京航天控制仪器研究所 | 惯性测量系统多传感器冗余方法 |
CN105841697A (zh) * | 2016-03-25 | 2016-08-10 | 北京航天自动控制研究所 | 一种多源惯性导航信息合理性判别方法 |
CN106494648A (zh) * | 2016-11-21 | 2017-03-15 | 上海航天控制技术研究所 | 两台星敏感器的在轨表决系统和方法 |
RU2614467C1 (ru) * | 2015-10-27 | 2017-03-28 | Открытое акционерное общество "Ракетно-космическая корпорация "Энергия" имени С.П. Королева" | Способ формирования управляющих воздействий на космический аппарат с силовыми гироскопами и поворотными солнечными батареями |
Family Cites Families (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
CN109506678B (zh) * | 2018-12-29 | 2020-09-15 | 中国电子科技集团公司第二十六研究所 | 基于微机电系统的惯性测量组合中陀螺仪动态自检方法 |
-
2017
- 2017-09-15 CN CN201710832118.4A patent/CN107544466B/zh active Active
Patent Citations (10)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US6473676B2 (en) * | 1999-12-22 | 2002-10-29 | Honeywell International, Inc. | Method, apparatus and computer program product for estimating airplane attitude with reduced sensor set |
CN101214861A (zh) * | 2007-12-26 | 2008-07-09 | 北京控制工程研究所 | 一种自主恢复轨控故障时的星敏感器定姿方法 |
EP2347957A3 (en) * | 2008-12-30 | 2014-04-16 | Korea Aerospace Research Institute | Method for improving maneuverability and controllability by simultaneously applying both reaction wheel-based attitude controller and thruster-based attitude controller |
CN102927995A (zh) * | 2012-10-24 | 2013-02-13 | 北京航天自动控制研究所 | 一种在五个陀螺仪配置下的一致性故障诊断方法 |
JP2015001385A (ja) * | 2013-06-13 | 2015-01-05 | コベルコ建機株式会社 | 建設機械 |
CN103759740A (zh) * | 2014-01-03 | 2014-04-30 | 北京控制工程研究所 | 一种巡视器静态时陀螺故障自主诊断方法 |
RU2614467C1 (ru) * | 2015-10-27 | 2017-03-28 | Открытое акционерное общество "Ракетно-космическая корпорация "Энергия" имени С.П. Королева" | Способ формирования управляющих воздействий на космический аппарат с силовыми гироскопами и поворотными солнечными батареями |
CN105424035A (zh) * | 2015-10-30 | 2016-03-23 | 北京航天控制仪器研究所 | 惯性测量系统多传感器冗余方法 |
CN105841697A (zh) * | 2016-03-25 | 2016-08-10 | 北京航天自动控制研究所 | 一种多源惯性导航信息合理性判别方法 |
CN106494648A (zh) * | 2016-11-21 | 2017-03-15 | 上海航天控制技术研究所 | 两台星敏感器的在轨表决系统和方法 |
Non-Patent Citations (3)
Title |
---|
《Application of gravimetry by helicopter to identify marine active faults and improve accuracy of geoid at coastal zones》;Segawa,J;《INTERNATIONAL ASSOCIATION OF GEODESY SYMPOSIA》;20051231;第128卷;全文 * |
《基于四元数估计角速率的陀螺故障定位》;邢琰 等;《宇航学报》;20030731;第24卷(第4期);全文 * |
《控制力矩陀螺在天宫一号目标飞行器姿态控制上的应用》;张志方 等;《空间控制技术与应用》;20111231;第37卷(第6期);全文 * |
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
CN107544466A (zh) | 2018-01-05 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
CN107544466B (zh) | 一种单框架控制力矩陀螺低速框架故障诊断方法 | |
CN110174899A (zh) | 一种基于敏捷卫星的高精度成像姿态指向控制方法 | |
CN105786036B (zh) | 一种抑制转子动不平衡扰动的控制力矩陀螺框架控制系统及方法 | |
CN105159083B (zh) | 一种双框架磁悬浮cmg框架系统的高精度摩擦补偿控制方法 | |
CN106494648B (zh) | 两台星敏感器的在轨表决系统和方法 | |
CN109189102B (zh) | 一种星上高精度计算双星半长轴偏差的方法 | |
CN110414125A (zh) | 基于事件驱动的航天器交会故障诊断与滤波器设计方法 | |
CN108227728A (zh) | 一种考虑混合执行机构切换的航天器姿态动态控制分配方法 | |
CN104085539A (zh) | 成像定标的姿态控制方法 | |
CN109870273A (zh) | 基于动量守恒的航天器在轨质心辨识方法 | |
CN109625329A (zh) | 一种基于离散喷气的飞轮角动量自主卸载方法 | |
CN111338367A (zh) | 一种偏心率冻结同轨双脉冲控制的中间轨道确定方法 | |
CN110658837A (zh) | 一种控制力矩陀螺故障情况下的平稳重构方法 | |
CN105241319B (zh) | 一种高速自旋制导炮弹空中实时对准方法 | |
CN108333944B (zh) | 基于框架角自适应调整的cmg操纵方法及系统 | |
CN113955152B (zh) | 一种星体对日定向控制方法 | |
CN109959390B (zh) | 一种旋转调制系统双位置安装偏差补偿方法 | |
CN108508905B (zh) | 一种基于最短空间轴的姿态机动控制和导引律规划方法 | |
CN108549412B (zh) | 一种考虑太阳角变化率和控制因子的磁控太阳捕获方法 | |
CN109445448B (zh) | 一种轮控小卫星自适应积分滑模姿态控制器 | |
CN107132850B (zh) | 基于角速度跟踪的变轨姿态保持控制方法 | |
CN102053622B (zh) | 用于偏置动量微小卫星章进动控制的方法 | |
CN110712769B (zh) | 一种基于cmg的无陀螺太阳定向控制方法 | |
TWI764735B (zh) | 基於四元數卡爾曼濾波器的載體姿態控制系統及其控制方法 | |
CN114802818A (zh) | 晨昏轨道卫星及其对日姿态计算方法、导引方法 |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
PB01 | Publication | ||
PB01 | Publication | ||
SE01 | Entry into force of request for substantive examination | ||
SE01 | Entry into force of request for substantive examination | ||
GR01 | Patent grant | ||
GR01 | Patent grant |