基于星体角速度估计的陀螺故障诊断

为在星载惯性基准单元(IMU)正常工作的陀螺的冗余度不满足奇偶方程法条件时诊断陀螺故障，通过卫星稳态运行期间高精度星敏感器输出的姿态四元数信息，根据卫星姿态运动学和动力学方程，采用非线性广义卡尔曼滤波(EKF)得到星体角速度的估计值。在此基础上，通过设计的故障诊断器对陀螺故障进行定位。仿真结果表明，该法可检测陀螺的突变和缓变故障。     

基于数值微分方法的卫星陀螺故障诊断(英文)

提出一种基于数值微分的卫星陀螺故障诊断方法。通过引入代数可观测的概念,将故障诊断问题转化为求解数值微分问题。并根据卫星姿态运动学方程证明了陀螺故障的代数可观性。然后通过高增益观测器的方法来近似姿态敏感器测量输出的数值导数,并利用李雅普诺夫理论分析和设计高增益观测器。基于陀螺故障的代数可观性和星敏感器测量输出的数值微分,可以直接得到陀螺组件的故障估计值。最后,通过突变、缓变和并发故障等仿真算例验证了算法的有效性,仿真结果表明所提出的方法不仅可以检测故障的发生,而且能够估计故障幅值。     

星上惯性姿态敏感器故障诊断方法评述

惯性姿态敏感器是卫星控制系统中重要的测量部件,其性能的好坏将直接影响整个卫星的姿态控制精度和可靠性。在进行大量资料调研的基础上,将目前国内外现有的陀螺故障诊断方法通过分类进行了归纳和总结,分析了各类方法的优缺点和应用场合,并对各种方法进行比对,最后得出各类陀螺故障诊断方法的发展前景,可为工程应用提供参考。     

基于四元数估计角速率的陀螺故障定位

当卫星速率积分陀螺的配置冗余度不满足一致性检验条件时，不能单纯利用硬件冗余实现陀螺的故障定位。鉴于角度和角速度敏感器的输出通过卫星运动学相关，本文利用姿态测量敏感器的输出来诊断陀螺故障。首先根据姿态测量敏感器的输出得到卫星姿态四元数，进而根据四元数动力学方程得到粗略的姿态角速度信息，并将此角速度作为输出信息用于对卫星动力学方程的滤波，从而得到较精确的角速度信息，为单冗余度陀螺组件的故障定位提供解析冗余信息。利用四元数方法可以避免出现奇点。仿真结果证明了该方法的有效性。     

采用简化滤波器思想的卫星姿态确定系统故障诊断

针对星上计算机运算资源有限的问题，为了降低卫星姿态确定系统故障诊断的运算量，提出一种基于卡尔曼滤波器的故障检测与分离方法。该方法首先基于卫星姿态运动方程设计了一种加性卡尔曼滤波器，然后将卡尔曼滤波器与简化观测器思想相结合，进一步提出一种采用简化滤波器思想的姿态敏感器故障诊断律。所提出的故障诊断方法既可以实现对陀螺故障的检测与分离，又能够诊断星敏感器的故障。此外，该方法只利用一个滤波器即可实现故障检测与分离，其计算量小，有利于在轨实施。最终采用一个由三正交一斜装陀螺组件和星敏感器构成的姿态确定系统对所提出的方法进行了仿真校验，仿真结果表明了所提方法的有效性。     

一种基于SGCMG的欠驱动姿态控制方法

针对以单框架控制力矩陀螺(SGCMG)为执行机构的卫星,提出分步设计控制律和操纵律来实现欠驱动姿态控制。用两个SGCMG进行三轴控制时,将控制系统分解为控制律设计和操纵律设计两部分,来实现角速度稳定和姿态角稳定。通过卫星姿态动力学方程和运动学方程,分别设计状态反馈控制器和反步法控制器;再进行SGCMG的操纵律设计。结合所设计的控制律和操纵律,能够实现基于SGCMG的欠驱动卫星姿态控制,数学仿真验证了该算法的有效性。     

某卫星姿态角的确定和对测量部件的故障诊断

卫星三轴姿态的确定是对卫星进行姿态控制的基础,利用陀螺和红外敏感器互补的特性,并对测量所得到的数据进行处理,便可得到卫星姿态角的估计值。陀螺和红外地球敏感器是卫星姿态控制系统中关键的测量部件,两者的测量输出通过卫星运动学方程相关,有冗余关系,可以用于故障检测。本文对所设计的观测器进行了数值仿真,证实了其有效性,并直接利用所设计的观测器进行故障检测,首先得出陀螺和红外地球敏感器在各种故障下的输出残差曲线,然后分析陀螺和红外地球敏感器的不同故障对输出残差信号的不同影响,找出各种故障与不同输出残差的对应关系,从而确定发生故障的部件。     

多敏感器信息融合技术在卫星姿态确定中的应用

针对惯性陀螺、星敏感器和红外地平仪组成的卫星姿态确定系统,基于联邦卡尔曼滤波技术和多敏感器信息融合技术,提出了二级分散滤波方案,该方案能够实现系统的故障诊断与系统重构,提高系统的可靠性,最后通过仿真解算出高精度的姿态测量信息。     

卫星姿态的鲁棒反馈滤波器方法研究

针对传统卫星姿态估计过程中计算量大的问题,提出了基于控制反馈的卫星姿态鲁棒滤波方法,将滤波器的新息作为闭环系统的输入,由此可以分离动态滤波方程中的时变因素(卫星姿态角速度),再将时变因素作为系统的不确定性考虑,最终通过鲁棒滤波方法对线性时不变系统的最终稳态值进行求解。该方法可以通过陀螺与星敏感器的参数信息,提前离线计算出滤波器的相关参数,具有很强的工程可用性。仿真结果表明,在卫星存在旋转角速度时,三轴的估计精度(MSE)比不考虑系统时变因素的控制反馈滤波器分别提升了12%,21. 05%,4%。     

一种基于线性伪量测方程的无陀螺姿态确定方法

基于一种新型的四元数伪量测模型,给出了一种无陀螺卫星姿态确定算法.该滤波算法不需要对量测方程作线性化近似,能够有效提高大姿态角情况下的姿态确定性能.并通过引入强跟踪性,使算法获得了更高的收敛性.仿真结果表明,算法能够有效的提高无陀螺卫星在初始消旋、三轴稳定等工况下的姿态估计收敛速度,并能够实现高速旋转工况下的姿态跟踪.该算法具有简明的线性结构,计算负担符合实时要求,结构简单,对硬件配置要求不高,尤其适用于低成本的微小卫星.     

利用特征结构指定隔离卫星滚动偏航陀螺故障的新方法

对于卫星滚动轴陀螺和偏航轴陀螺的故障隔离,给出了一种新的方法。利用姿态运动学的关系建立关联卫星各个敏感器输出信息的系统,对于这个系统设计隔离观测器,使不同陀螺的故障在残差空间的不同方向定向,达到故障隔离的目的。文中给出了隔离观测器存在的一个充分条件和求解步骤。最后的数学仿真表明这种方法能够有效地隔离滚动陀螺和偏航陀螺故障。     

基于统计参数分析和RBF网络的动调陀螺故障诊断方法

针对动调陀螺故障振动信号的特点,提出了一种基于振动统计参数分析和神经网络的动调陀螺故障诊断方法.该方法通过计算原始振动信号的一组统计参数作为表征故障的特征信息,以此作为RBF神经网络的输入参数来学习并识别陀螺故障.实验结果表明,采用对统计参数的计算能够简单、有效地提取陀螺故障特征信息;运用神经网络进行故障诊断建模,使诊断具有自适应、自学习的能力,诊断结果更加可靠.     

Fault detection,identification and reconstruction for gyroscope in satellite based on independent component analysis

Although satellites are designed with high reliability, faults do occur when satellites are in orbit. To avoid the important services being affected, redundancy is used in satellites. There are many sensors in satellites. In order to reduce the cost, space, weight and power consumption, redundant sensors should be added to satellite as few as possible. Analytical redundancy is an efficient way to optimize the application of redundant. The gyroscope is the attitude determination sensor of the satellite. The minimum redundant structure of the gyroscope system is as follows: three gyroscopes installed in three-axis orthogonally and one gyroscope installed with slantwise for redundancy(3o+1S).To achieve fault detection, identification and reconstruction, hypothesis of statistical independence between the three-axis angular rates and hypothesis of statistical independence between the angular rates and fault are proposed. The scenario that only one sensor is faulting and there are only additive fault and full fault is supposed. Under these assumptions, firstly a threshold method is used for fault detection. After a fault is detected, independent component analysis (ICA) based algorithm for fault identification is employed. To overcome the ambiguities of ICA, correlation coefficients and prior information of the mixed matrix are used. Finally, the reconstruction matrix is obtained. By using this matrix fault signal is extracted so that the yaw, roll and pitch axes (three-axis) angular rates of the satellite can be recovered. Numerical simulations show this method can fulfill fault detection, identification and reconstruction of the gyroscope system.     

运载火箭姿态控制稳定性多速率陀螺组合策略

针对运载火箭飞行姿态控制中采用多速率陀螺组合代替单速率陀螺的问题，提出了任意数量速率陀螺组合的斜率计算方法，方法适用于大型运载火箭一级飞行速率陀螺组合姿态控制方式。推导了组合斜率不确定度的计算公式，并将不确定度纳入组合系数矩阵的计算当中，从而给出了一套工程实用的多速率陀螺组合姿态控制弹性稳定性策略。利用工程实例说明了组合速率陀螺较单个陀螺的优势。多速率陀螺的使用降低了对全箭模态试验振型斜率选位和斜率测量精度的要求，可为未来运载火箭不开展全箭试验提供支撑。