摘要：本发明提供了一种星间测量和陀螺的姿态轨道一体化滤波估计方法，仅依靠陀螺和星间测量信息，由惯性系下误差四元数建立的姿态动力学和追踪星轨道系下建立的相对运动动力学组成的编队卫星姿轨一体化动力学方程，通过大量的星间测量和陀螺测量数据结合卡尔曼滤波算法解决系统的可观性问题，实现对非合作目标的相对导航和姿态确定。本发明与现有技术相比，其效果是：系统配置要求简单，仅需要星间测量和陀螺信息，减少了系统对星敏等定姿系统的依赖，提高了系统可靠性；能够应用于非合作编队卫星；采用间接测量方程，观测阵的耦合特性不强，算法计算简单，易于工程应用。

摘要：本实用新型公开了一种反作用飞轮抽气装置，抽气装置包括锥座、钢球、锁紧螺母、橡胶密封圈，抽气装置设于反作用飞轮的底座孔内，与反作用飞轮的底座相连接。本实用新型采用抽气装置，替代了现有的抽气嘴，避免了现有只能一次性使用的不足和烦琐，可以反复使用。采用钢球与锥座的锥孔线接触，提高反作用飞轮内腔真空密封性能，使反作用飞轮内腔长期保压。

摘要：本发明涉及卫星控制技术，为解决减轻控制电路的重量和体积，本发明公开一种小型化反作用飞轮控制电路，其包括AD转换器、电机驱动电路、电流采集电路、通信接口电路，在通信接口电路与电机驱动电路之间设有一个FPGA芯片，FPGA芯片的一端与通信接口电路相连，另一端分别与电机驱动电路、AD转换器、光电编码器相连通。本发明电路把多个模块集成在一片FPGA芯片上,实现了控制电路小型化。控制电路通过修改FPGA芯片软件的方法实现控制参数的更改，从而使反作用飞轮控制电路适应各种规格飞轮通用的需求。

摘要：一种增益可调的比例压力电磁阀滑阀级结构，包括阀芯、阀套、弹簧、堵头、三个密封圈、三组孔，阀芯置于阀套内，弹簧和堵头置于阀芯的一端，堵头与阀套相连接，弹簧置于堵头内，三个密封圈置于阀套上，将阀套分割成高压腔、输出腔、回油腔三个腔，三个腔上分别布有相同的通油孔，所述的阀芯的一端设有台阶孔，衬套设于台阶孔内，与台阶孔过盈配合；衬套内设有销，销与衬套间隙配合；堵头内端面上设有沉孔槽，槽的中间设有凸台，阻尼小孔设于堵头外端上，与阀芯台阶孔相连通。本发明采用衬套和销结构，可随时更换，用于改变压力阀的增益，使压力阀能满足不同工况需求。采用阻尼孔结构，防止液压冲击影响，提高阀的稳定性。

摘要：本发明公开一种空间光学姿态敏感器杂散光保护角的测量装置及测试方法。该测量装置包括二维转台、安装于二维转台且用于夹持待测光学姿态敏感器的工装夹具、向所述待测光学姿态敏感器发射太阳光的太阳模拟器、向所述待测光学姿态敏感器发射杂散光的杂散光模拟器和测试计算机，所述太阳模拟器的光轴与待测光学姿态敏感器的光轴重合，所述测试计算机连接安装于工装夹具上的待测光学姿态敏感器和二维转台，获取工装夹具上的待测光学姿态敏感器对太阳模拟器的出射光进行成像而获得的灰度值、主参数和辅助参数，基于保护角的计算模型对灰度值、主参数和辅助参数进行计算而获得保护角。本发明解决了现有技术没有设备检测光学姿态敏感器的保护角的问题。

摘要：本发明提供了一种用于卫星姿态跟踪机动的余弦过渡加速度路径方法，在BCB路径的角加速度突变处采用偏置的半个周期余弦函数过渡，根据角加速度路径按照预先确定的机动方向矢量投影到卫星本体系三轴，积分后获得角速度路径，再运用运动学解算姿态角或姿态四元数路径。与现有技术相比，可以大幅减少挠性附件的振动，进而提高稳定度和快速性，挠性抑制效果好。设计方法简单，易于工程实现，可适宜于挠性耦合较大的卫星姿态机动。

摘要：本发明公开了一种星敏感器外场试验卫星星历计算方法，其包括如下步骤：确定计算输入输出量参数，利用输入量，根据球面三角形、天文星历计算等公式计算输出量。与现有技术相比，其优点和有益效果是：解决了卫星在地面静止工况下与在轨飞行轨道星历不一致的问题，实现了试验过程中卫星真实飞行轨道的模拟。此方法经验证结果正确，效果良好，除可应用于星敏感器外场试验外，还可应用于太阳敏感器等其他光学测量部件的系统级外场试验。

摘要：本发明公开了一种航天器高可靠感性负载驱动技术，该驱动技术包括由第一NMOS管、第二NMOS管、第三NMOS管和第四NMOS管构成的OC门、第五NMOS管和第六NMOS管，通过控制所述第一驱动信号、第二驱动信号、第三驱动信号和第四驱动信号使得控制所述第一NMOS管和第二NMOS管先于第三NMOS管和第四NMOS管断开，第三NMOS管和第四NMOS管先于第一NMOS管和第二NMOS管导通，从而，解决串联的第一NMOS管和第三NMOS管或者第二NMOS管和第四NMOS管在通断时产生漏栅极反电压的问题，又由于采用OC门，所以，可靠性高。

摘要：本发明揭露载人航天器FPGA全局时钟检测技术，该电路包括全局时钟分频电路、第一同步化电路、第二同步化电路，非门和二输入端的异或门，全局时钟分频电路对全局时钟进行分频，产生分频时钟信号。第一同步化电路的输入端对分频时钟信号进行同步化处理，使得检测时钟和分频时钟信号同步，由检测时钟信号控制而基于分频时钟信号产生第一检测信号；非门的输入端连接分频电路的输出端，对分频时钟信号进行非运算。第二同步化电路连接非门的输出端，由检测时钟信号控制而基于非门对分频时钟信号的计算结果而产生第二检测信号。异或门对第一检测信号和第二检测进行异或运算。本发明能够根据异或门的输出判断全局时钟是否故障。

摘要：一种多引脚表贴器件半自动成型工艺技术包括：获取肩宽B、调节模块的厚度MB、引脚厚度F、引脚下表面到多引脚表贴器件本体底面高度H、引脚参数D、单边成型切脚长度C、弯曲半径R；获取肩宽调节参数X（E）、站高调节参数X（G）和焊接面长度调节参数X（C），X（E）=B‑MB,X（G）=D‑H、X（C）=C‑MC+R+F；将多引脚表贴器件置于器件夹具，使得所述器件与夹具面在一个平面上，且使多引脚表贴器件加工侧面靠紧成型工位下模块；在模具的数字千分尺上设置X（E）、X（G）和X（C）后，成型引脚。本发明通过控制X（E）、X（G）和X（C）而使多引脚表贴器件的成型一致性好、共面性好和成型精度高。

摘要：本发明提供了星环式多孔位膨胀夹紧装置，包括V形槽星环基架、圆形膨胀组件，圆形膨胀组件置于V形槽星环基架内，所述的V形槽星环基架是一个平板，平板内设有若干个V形槽构成的星环，圆形膨胀组件插于V形槽星环内，圆形膨胀组件在轴向力作用下径向可均匀圆周膨胀外鼓，将置于V形槽星环与圆形膨胀组件之间的薄壁空心管状件径向夹紧。本发明采用两个橡胶圈径向膨胀外鼓与V形槽星环之间来定位薄壁空心管状件，夹紧力均匀，能保证薄壁空心管状件垂直度，避免定位偏折。提高了加工效率，降低了研磨难度，解决了小直径薄壁空心管状件的端面精度。

摘要：本发明公开了一种航天器姿态确定方法，该方法以星敏感器和陀螺为卫星的姿态敏感器，采用粒子滤波与扩展卡尔曼滤波结合的方式完成高精度的姿态确定。其中针对于粒子退化的问题，将传统的非线性滤波算法引入到粒子滤波之中，通过结合最新的观测值得到更好的重要性密度函数；此方法通过采用一种前期使用粒子滤波、后期转为EKF的混合滤波器的方式减小计算量，节省了大量繁琐而困难的计算工作，获得了适合工程应用的高精度姿态确定算法。

摘要：本发明公开了一种用于磁悬浮风力发电机的驱动控制电路，包括：位移监测与调理模块、磁轴承驱动控制模块和通讯模块；所述的位移检测与调理模块还包括输入信号隔离电路，输入信号隔离电路的一端与A/D转换电路连通，另一端与磁轴承驱动控制模块的磁轴承控制电路相连；所述的磁轴承驱动控制模块还包括输出信号隔离电路，输出信号隔离电路设于磁轴承控制电路与D/A转换电路之间，与现有的技术相比，其优点和有益效果是：能有效降低信号测量噪声、驱动回路串联反馈、负载扰动等对控制器的影响，悬浮状态更稳定，功耗更低。采用径向电磁悬浮和轴向永磁卸载的方案，消除机械摩擦，大大降低风机的启动风速，提高发电效率。

摘要：本发明公开了一种防惯性平台框架翻滚的方法，其要点是在惯性平台进行测试时，当出现意外情况能够在规定时间内实现断电保护，使惯性平台内部的精密敏感器件和线路不受框架迅速翻滚导致损坏，与现有技术相比，其有益效果是：本方法是基于惯性平台自动测试系统的实现共同开发的，并嵌套于惯性平台自动测试系统中。能独立成型设计相应的保护机制，配合相应的惯性平台可以单独工作。本方法的物理解算和实现均基于惯性平台自身的模型和特性，并通过硬件实现了相应的功能，其响应时间有保证，不会受到外界的干扰。

摘要：本发明公开了一种控制力矩陀螺内框架密封方法，其包括如下步骤：确定内框架所需密封部位，包括对壳体、接插件、抽气孔三个部位密封；各部位采用的密封措施，先对接插件采用镀金钎焊密封、再对壳体采用合金镀层钎焊密封、后抽气孔密封先用抽气泵将内框架内的空气抽出；实现控制力矩陀螺内框气密性检测。与现有技术相比，其优点和有益效果是：用钎焊密封和O型圈密封相结合的密封方法代替了传统橡胶圈密封，提高了密封可靠性，具有低漏率、长寿命等优点。采用可重复抽气的方法，实现了内框架气压的可调节性，满足了控制力矩陀螺内框架密封要求。

摘要：本发明公开了一种实现卫星串口通信的方法，包括如下步骤：选实现串口通信的器件；上位机发送控制指令，转换芯片把差分信号转化为串行信号；在反熔丝现场可编程逻辑器件FPGA芯片中实现的串口接收程序接收串行信号并译码；数字信号处理DSP芯片经过数据处理后，将回传控制力矩陀螺的工作状态信息给FPGA芯片；读取DSP芯片的回传指令，经过编码后按串行数据帧格式按位发送并经差分信号转换芯片转换为两路差分信号给上位机，实现上位机与控制力矩陀螺的通信。其优点和有益效果是：能够有效地实现上位机与控制力矩陀螺通信，提高了通信精度高、速度和可靠性；减少了体积和重量，能够实时调整卫星姿态并保证其正常运行。

摘要：本发明公开一种微机械陀螺(MEMS)在深空探测中的使用方法，针对微机械陀螺零位随温度发生变化(温漂)、随时间发生变化(年漂)的特性，首先由地面标定试验拟合出陀螺零位系数，给出了在轨补偿算法，与现有技术相比，该方法为深空探测提供一种新的敏感器，在重量、体积、功耗等方面有较大优势，具有较强的实用推广价值。

摘要：本发明公开了一种微小型飞轮控制电路，其包括微处理器控制电路、通讯接口电路、电机电流反馈电路/温度信号采集和处理电路、电机功率驱动电路、霍尔信号电路，微处理器控制电路分别与通讯接口电路、电机功率驱动电路、霍尔信号电路、电机电流反馈电路/温度信号采集和处理电路相连通，电机功率驱动电路与电机相连通。与现有技术相比，其优点和有益效果是采用微型芯片，实现电路的集成化和小型化；整体尺寸小、重量轻、功耗低、适应温度范围广，能够满足深空探测航天器的使用要求。

摘要：本发明公开了一种基于FPGA的电机转速和转向检测装置，该装置是利用无刷直流电机三路霍尔信号对电机转子转速和转向进行可靠检测的检测装置，包括霍尔信号整形滤波电路、FPGA芯片。电机的霍尔信号HA、HB、HC经过整形滤波后，与FPGA芯片相连接，所述的FPGA芯片包括转速容错测量逻辑模块、转动方向容错测量逻辑模块。与现有技术相比，其优点和有益效果是直接利用FPGA芯片采集整形滤波后的霍尔信号，在FPGA内部对霍尔信号进行容错检测；该检测方法简单，检测可靠性高，适宜于航天器上的执行机构电机转速和转动方向检测，且能够广泛应用于采用霍尔传感器的直流无刷电机转速和转动方向的检测。

摘要：本发明公开一种大椭圆轨道火星探测器自主对火定向方法，使火星探测器在不完全依赖地面测控和没有自主导航敏感器的情况下，实现对火星定向的三轴稳定控制。根据初始轨道根数及描述该轨道根数的参考坐标系，进行相应的短期轨道递推计算；星上自主递推采用简化的解析方法，地面进行轨道递推采用高精度数值方法；以火星中心-探测器位置矢量为Z轴方向，建立对火定向基准坐标系；星上收到遥控指令后，自主转入对火定向的姿态工作模式。与现有技术相比，其有益效果是：在地面通讯存在延时，自主导航敏感器又做不到工程应用的情况下，通过轨道递推和定向基准坐标系的建立，可靠的实现火星探测器自主对火定向控制。