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龙图腾网获悉中国西安卫星测控中心申请的专利单框架控制力矩陀螺群在轨奇异分析方法获国家发明授权专利权，本发明授权专利权由国家知识产权局授予，授权公告号为：CN115563720B 。

龙图腾网通过国家知识产权局官网在2026-03-24发布的发明授权授权公告中获悉：该发明授权的专利申请号/专利号为：202211526918.0，技术领域涉及：G06F30/15；该发明授权单框架控制力矩陀螺群在轨奇异分析方法是由卞燕山;黄晓峰;徐川;白庆华;王力;宁顺成;付枫;董广然;韩星;张雷;张朋设计研发完成，并于2022-12-01向国家知识产权局提交的专利申请。

本单框架控制力矩陀螺群在轨奇异分析方法在说明书摘要公布了：本公开实施例是关于单框架控制力矩陀螺群在轨奇异分析方法。该方法包括：基于SGCMG的各个框架角得到SGCMG的角动量矢量，并建立SGCMG群的角动量输出方程；根据角动量输出方程得到SGCMG群的输出力矩方程和SGCMG群的力矩矩阵；利用力矩矩阵和奇异状态的奇异框架角，得到SGCMG的奇异标准，并判断框架角是否为奇异点；若为奇异点，则判断奇异点的类型和奇异方向；根据奇异方向和角动量输出方程进行绘图；构建SGCMG的PID控制模型，对SGCMG群进行奇异影响机理仿真分析。本公开实施例，通过可视化绘图和通过机理仿真运行，可以直观展示部分SGCMG异常后的奇异点空间分布及变化；且能够精确得到SGCMG群在外力干扰下的航天器姿态机动性能变化。

本发明授权单框架控制力矩陀螺群在轨奇异分析方法在权利要求书中公布了：1.一种单框架控制力矩陀螺群在轨奇异分析方法，其特征在于，该方法包括： 基于SGCMG的各个框架角得到所述SGCMG的角动量矢量，并根据所述SGCMG的角动量矢量建立SGCMG群的角动量输出方程；其中，所述SGCMG群包括若干个所述SGCMG； 根据所述SGCMG群的角动量输出方程得到所述SGCMG群的输出力矩方程和所述SGCMG群的力矩矩阵； 利用所述SGCMG群的力矩矩阵和奇异状态的奇异框架角，得到所述SGCMG的奇异标准，并根据所述SGCMG的奇异标准判断所述SGCMG的各个框架角是否为奇异点； 若所述SGCMG的框架角为所述奇异点，则根据所述奇异点的判断矩阵判断所述奇异点的类型，并得到所述奇异点的奇异方向； 根据所述奇异方向和所述SGCMG群的角动量输出方程进行可视化绘制； 构建所述SGCMG的PID控制模型，结合所述SGCMG群的输出力矩方程，对所述SGCMG群进行奇异影响机理仿真分析； 所述SGCMG的PID控制模型包括： 控制器模块、执行机构模块和姿态动力学模块； 所述控制器模块，根据航天器的姿态偏差产生控制指令，并将所述控制指令发送至所述执行机构模块； 所述执行机构模块，接收所述控制指令并计算控制指令力矩，根据所述控制指令力矩，利用操纵率计算SGCMG低速框架角速度，产生实际控制力矩； 所述姿态动力学模块，建立惯量主轴坐标系下刚体航天器姿态动力学模型，输出航天器姿态； 所述控制器模块的数学模型为： 8 式中，Tcx为航天器滚动轴控制力矩，Tcy为航天器俯仰轴控制力矩，Tcz为航天器偏航轴控制力矩；Kpx为航天器滚动轴比例系数，Kpy为航天器俯仰轴比例系数，Kpz为航天器偏航轴比例系数；Kix为航天器滚动轴积分系数，Kiy为航天器俯仰轴积分系数，Kiz为航天器偏航轴积分系数；Kdx为航天器滚动轴微分系数，Kdy为航天器俯仰轴微分系数，Kdz为航天器偏航轴微分系数；Imx为航天器滚动轴惯量，Imy为航天器俯仰轴惯量，Imz为航天器偏航轴惯量；为航天器滚动轴的角度偏差，为航天器俯仰轴的角度偏差，为航天器偏航轴的角度偏差；为航天器滚动轴的角度变化率，为航天器偏航轴的角度变化率；为航天器滚动轴的角度偏差对时间的导数，为航天器俯仰轴的角度偏差对时间的导数，为航天器偏航轴的角度偏差对时间的导数，为轨道角速度，hx为沿航天器滚动轴向的角动量，hy为沿航天器俯仰轴向的角动量，hz为沿航天器偏航轴向的角动量，下标x为航天器惯量主轴坐标系中的航天器滚动轴，下标y为航天器惯量主轴坐标系中的航天器俯仰轴，下标z为航天器惯量主轴坐标系中的航天器偏航轴。

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