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公开(公告)号：CN106996730A
公开(公告)日：2017-08-01
申请号：CN201710218080.1
申请日：2017-04-05
Applicant: 上海航天控制技术研究所
IPC: G01B5/00
CPC classification number: G01B5/003
Abstract: 一种燃气舵面安装零位偏差测量系统，包含：测量平台，其用于放置待测的燃气舵；测量工装，其安装在燃气舵的舵机舱上，并连接燃气舵的内联动机构；带有千分表的高度尺，其设置在测量平台上，高度尺上的千分表可以在测量工装上移动，根据移动距离和高度尺的刻度变化，计算燃气舵面安装零位偏差。本发明提供一种燃气舵面安装零位偏差的测量系统及其测量方法，能够准确测量燃气舵面安装位置偏差，有利于稳定导弹姿态。
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公开(公告)号：CN106828871B
公开(公告)日：2019-07-26
申请号：CN201710128812.8
申请日：2017-03-06
Applicant: 上海航天控制技术研究所
IPC: B64C1/40
Abstract: 一种隔热结构，设置在飞行器的机身和转轴上，隔热结构包含：本体，其具有本体通孔，本体通孔周围具有机身安装凸台和凸起部，通过机身安装凸台将本体安装在机身上，凸起部伸入机身上的凹槽部；多个轴承，通过该轴承将转轴安装到本体上，转轴的端部位于机身的转轴通孔中；多个轴承挡板，其固定安装在本体上，位于轴承和机身之间，用于限制轴承移动；隔热板，其套设在本体的机身安装凸台周围，位于本体和机身之间；隔热环，其套设在本体的凸起部上，位于本体的凸起部和机身的凹槽部之间。本发明方便实施、节约空间，可在狭小空间内有效降低飞行器机内结构件温升速率，保证结构件刚度及高速飞行时翼面的颤振裕量。
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公开(公告)号：CN107054696A
公开(公告)日：2017-08-18
申请号：CN201710301349.2
申请日：2017-05-02
Applicant: 上海航天控制技术研究所
IPC: B64G1/22
CPC classification number: B64G1/22
Abstract: 本发明涉及一种高精度可分离联动机构，包含：连杆套筒；第一连杆，其一端插入连杆套筒内并通过拔销器与连杆套筒的一端可拆卸连接；第二连杆，其一端插入连杆套筒内并与连杆套筒的另一端固定连接，使得连杆套筒分别与第一连杆和第二连杆连接构成刚体；其中，所述的高精度可分离联动机构与第一摇臂、第二摇臂及机架连接构成平行四边形联动机构，将设置在第一摇臂上的第一型面的运动传递至设置在第二摇臂上的第二型面。本发明能够实现第一型面与第二型面之间运动联动和分离，同时确保第二型面的高精度安装以及运动分离后的高可靠滑动。
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公开(公告)号：CN106838179A
公开(公告)日：2017-06-13
申请号：CN201710120550.0
申请日：2017-03-02
Applicant: 上海航天控制技术研究所
Abstract: 一种机械传动结构，包含连接滚珠丝杠螺母和舵轴的摇臂、套设在滚珠丝杠螺母的拔杆上且位于摇臂内的消隙环组件，摇臂的通孔内设置有相邻的第一偏置轨道和第二偏置轨道，第一偏置轨道的水平对称中心线与第二偏置轨道的水平对称中心线不在同一水平面上，消隙环组件包含套设在拔杆上的第一消隙环和第二消隙环，第一消隙环位于第一偏置轨道内，第二消隙环位于第二偏置轨道内，第一偏置轨道的水平对称中心线与第二偏置轨道的水平对称中心线的垂直距离为H。本发明实现了丝杠螺母拨杆与摇臂之间的滚动运动，并且在减小摩擦力的基础上使二者之间的配合间隙可调。
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公开(公告)号：CN114944797A
公开(公告)日：2022-08-26
申请号：CN202210555932.7
申请日：2022-05-20
Applicant: 上海航天控制技术研究所
IPC: H02P21/00 , H02P21/14 , H02P21/22 , H02P25/022
Abstract: 本发明提供了一种基于电磁功率反馈的永磁同步电机最优效率控制方法，属于大功率电动推进领域。本发明引入精确的损耗模型，针对电机的不同运动状态，计算得出损耗最小时对应的最优定子电流，从而提升电机系统的效率；采用参数观测器对电机不同工况下的参数进行辨识，再更新至损耗模型中，使得损耗模型中计算的最优励磁更接近于最优定子电流；采用电磁功率反馈控制对电机q轴电流进行矫正，以此来实现电机电磁功率的预测控制，实现最大功率跟踪。本发明在采用电磁功率预测控制的基础上，加入电机损耗模型，通过在线参数辨识，实时计算最优定子电流，保证系统的最优效率控制。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN110793405B
公开(公告)日：2021-10-15
申请号：CN201910870547.X
申请日：2019-09-16
Applicant: 上海航天控制技术研究所
Abstract: 本发明的一种电动舵机抗折叠舵展开瞬时冲击的自适应控制方法，包括以下步骤：1)弹上计算机根据导弹飞行时序信息，利用数字通讯发送折叠舵工作状态字到电动舵机中；2)依据展开状态字，判断折叠舵工作状态，对折叠舵展开前后刚柔耦合模型进行控制，依据展开瞬时冲击动力学理论模型及期望姿态，建立瞬时冲击状态空间方程，预测下一时刻燃气驱动施加的舵轴扭矩，表征为系统的有界干扰及不确定因素；3)依据状态空间方程设计自适应滑模控制策略，对瞬时摆动角及反馈电流进行控制，采用前馈抗摆振控制弱化位置反馈信号正负反馈振动及舵轴扭矩冲击作用，控制器的输出转换成系统占空比δpwm，最终实现电机的闭环控制。
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公开(公告)号：CN110793405A
公开(公告)日：2020-02-14
申请号：CN201910870547.X
申请日：2019-09-16
Applicant: 上海航天控制技术研究所
Abstract: 本发明的一种电动舵机抗折叠舵展开瞬时冲击的自适应控制方法，包括以下步骤：1)弹上计算机根据导弹飞行时序信息，利用数字通讯发送折叠舵工作状态字到电动舵机中；2)依据展开状态字，判断折叠舵工作状态，对折叠舵展开前后刚柔耦合模型进行控制，依据展开瞬时冲击动力学理论模型及期望姿态，建立瞬时冲击状态空间方程，预测下一时刻燃气驱动施加的舵轴扭矩，表征为系统的有界干扰及不确定因素；3)依据状态空间方程设计自适应滑模控制策略，对瞬时摆动角及反馈电流进行控制，采用前馈抗摆振控制弱化位置反馈信号正负反馈振动及舵轴扭矩冲击作用，控制器的输出转换成系统占空比δpwm，最终实现电机的闭环控制。
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公开(公告)号：CN107054696B
公开(公告)日：2019-04-30
申请号：CN201710301349.2
申请日：2017-05-02
Applicant: 上海航天控制技术研究所
IPC: B64G1/22
Abstract: 本发明涉及一种高精度可分离联动机构，包含：连杆套筒；第一连杆，其一端插入连杆套筒内并通过拔销器与连杆套筒的一端可拆卸连接；第二连杆，其一端插入连杆套筒内并与连杆套筒的另一端固定连接，使得连杆套筒分别与第一连杆和第二连杆连接构成刚体；其中，所述的高精度可分离联动机构与第一摇臂、第二摇臂及机架连接构成平行四边形联动机构，将设置在第一摇臂上的第一型面的运动传递至设置在第二摇臂上的第二型面。本发明能够实现第一型面与第二型面之间运动联动和分离，同时确保第二型面的高精度安装以及运动分离后的高可靠滑动。
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公开(公告)号：CN106828871A
公开(公告)日：2017-06-13
申请号：CN201710128812.8
申请日：2017-03-06
Applicant: 上海航天控制技术研究所
IPC: B64C1/40
CPC classification number: B64C1/40
Abstract: 一种隔热结构，设置在飞行器的机身和转轴上，隔热结构包含：本体，其具有本体通孔，本体通孔周围具有机身安装凸台和凸起部，通过机身安装凸台将本体安装在机身上，凸起部伸入机身上的凹槽部；多个轴承，通过该轴承将转轴安装到本体上，转轴的端部位于机身的转轴通孔中；多个轴承挡板，其固定安装在本体上，位于轴承和机身之间，用于限制轴承移动；隔热板，其套设在本体的机身安装凸台周围，位于本体和机身之间；隔热环，其套设在本体的凸起部上，位于本体的凸起部和机身的凹槽部之间。本发明方便实施、节约空间，可在狭小空间内有效降低飞行器机内结构件温升速率，保证结构件刚度及高速飞行时翼面的颤振裕量。
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公开(公告)号：CN118034049A
公开(公告)日：2024-05-14
申请号：CN202410147405.1
申请日：2024-02-01
Applicant: 上海航天控制技术研究所
IPC: G05B13/04
Abstract: 本发明基于状态感知的强鲁棒弹上伺服系统频率特性控制方法，步骤为：对外部采样获取的供电输入电压、环境温度进行数字化处理，得到数字电压信号和数字温度信号；建立伺服系统闭环控制模型；计算获得考虑供电电压变化、温度环境状态后的伺服系统电压补偿参数和考虑电压状态后的温度补偿参数；计算得到伺服系统不同舵偏角度下传动比偏离标准值的分布情况，进而计算获得伺服系统的角度补偿参数；利用电压补偿参数、温度补偿参数、角度补偿参数对伺服系统闭环控制进行修正补偿，实现伺服系统不同状态下的强鲁棒控制，最终得到补偿后的伺服系统控制模型。本发明具有在宽温度、宽电压、宽舵偏角度条件下伺服系统频率特性强鲁棒性的特点。
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