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公开(公告)号：CN106774635B
公开(公告)日：2019-11-29
申请号：CN201611105640.4
申请日：2016-12-05
Applicant: 上海航天控制技术研究所
Abstract: 本发明提供了一种三冗余计算机同步方法，该方法采用表决模块为冗余计算机系统提供三路同步脉冲信号，冗余计算机的CPU对这三路同步脉冲信号进行故障检测，并采用相同的切换策略确定统一的同步脉冲信号，这样可以确保时钟系统出现一度或两度故障状态下，仍然能为冗余计算机提供连续的高精度同步时钟信号，从而提高了冗余计算机系统的可靠性；另外，本发明采用统一的同步脉冲信号，并通过三个冗余计算机间的状态交互，确保冗余计算机软件时间基准的同步性，并采用同步脉冲信号作为软件实时执行时的软终端触发信号，确保冗余计算机的工作进程同步；上述同步方法可以确保冗余计算间的时间误差小于10μs，同步方法实现简单，便于工程实现。
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公开(公告)号：CN119882415A
公开(公告)日：2025-04-25
申请号：CN202411753397.1
申请日：2024-12-02
Applicant: 上海航天控制技术研究所
IPC: G05B13/04
Abstract: 本发明公开一种运载火箭自适应增广控制器安全保护设计方法，包括对自适应增广控制器的误差项进行简化，获得单输入输出AAC控制器；对单输入输出AAC控制器的误差项回路、阻尼项回路的参数角速率偏差Δω、误差项er、运载火箭姿态角#imgabs0#和阻尼项ys信号进行限幅设计；对输出回路的输出通道进行限幅，并对AAC控制器的输出变化率进行限幅；对单输入输出AAC控制器的输出变化率设置触发接入机制。本发明设计一种运载火箭自适应增广控制器安全保护设计方法，解决运载火箭采用自适应增广控制器的安全性保护设计问题，达到有益无害、设计简便、灵活可靠的工程应用效果。
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公开(公告)号：CN112857817A
公开(公告)日：2021-05-28
申请号：CN202110157204.6
申请日：2021-02-04
Applicant: 上海航天控制技术研究所
Abstract: 本发明公开一种运载火箭发动机喷管摆角和摆角加速度测量系统及方法。属于运载火箭发动机摆角测量技术领域。所述系统包括：线位移传感器，用于测量发动机喷管侧壁上第一预设测试点的线位移；加速度传感器，用于测量发动机喷管侧壁上第二预设测试点的加速度；数据采集终端，采集线位移传感器输出的线位移信息，发送至数据显示处理终端；采集加速度传感器输出的加速度信息，发送至数据显示处理终端；数据显示处理终端，同步接收线位移以及加速度信息，将线位移信息代入发动机摆角的数学模型，计算得到发动机摆角；将加速度传感器输出的加速度信息代入发动机摆角加速度的数学模型，计算得到发动机摆角加速度。本发明提高了发动机摆角加速度准确性。
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公开(公告)号：CN110824988B
公开(公告)日：2021-02-09
申请号：CN201911077229.4
申请日：2019-11-06
Applicant: 上海航天控制技术研究所
IPC: G05B19/042
Abstract: 一种基于1553B总线冗余的姿控输出信号表决方法，首先控制姿态控制执行机构内部各CPU分别向其它内部CPU周期发送工作状态信息，并判断姿态控制执行机构内部各个CPU的通信是否正常，然后根据各CPU接收的姿控指令数据、通信情况判断姿控指令数据的有效性，当三路姿控指令数据均有效时，将中间值作为姿控输出信号，当两路有效时，将均值作为姿控输出信号，当一路有效时，延时K1毫秒其它两路均通信异常，直接执行接收到的姿控指令数据，否则等待下一周期完成姿控输出信号表决。本发明方法解决了基于1553B总线通信的三冗余火箭姿态控制系统中姿态输出信号冗余表决处理的问题，达到了可靠、容错的工程应用效果。
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公开(公告)号：CN107239433A
公开(公告)日：2017-10-10
申请号：CN201710419360.9
申请日：2017-06-06
Applicant: 上海航天控制技术研究所
IPC: G06F15/173 , G06F1/04
CPC classification number: G06F15/17325 , G06F1/04
Abstract: 一种三冗余计算机同步方法，三冗余计算机包含：表决模块，以及结构完全相同的第一CPU模块、第二CPU模块和第三CPU模块，表决模块包含结构完全相同且相互独立的三个冗余表决单元，每一个表决单元都包含高精度时钟源和表决FPGA，每一个CPU模块都包含CPU板FPGA和处理器，三冗余计算机根据多时钟源动态故障诊断与切换方法实现时钟脉冲同步，然后三冗余计算机根据同一个同源时钟信号，实现计算机中软件时间基准的同步。本发明能够解决冗余计算机时钟冗余和软件同步问题，成本低，可靠性高，简单易行。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN119416428A
公开(公告)日：2025-02-11
申请号：CN202411272052.4
申请日：2024-09-11
Applicant: 上海航天控制技术研究所
Abstract: 本发明属于运载火箭控制技术领域，针对运载火箭大风区受气动载荷干扰影响姿态控制精度较差的现象，提出了一种运载火箭非线性增益饱和自限幅PD控制方法，首先构造一类增益饱和自限幅非线性变增益函数；然后将运载火箭三通道实时姿态角信息带入到变增益函数中，经低通滤波得到三通道变增益系数；最后将变增益系数与离线设计的控制器增益系数相乘得到三通道非线性控制增益。该方法可有效减小运载火箭大风区姿态角偏差较大的现象，有效保证了火箭姿态控制精度。
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公开(公告)号：CN119292239A
公开(公告)日：2025-01-10
申请号：CN202411593137.2
申请日：2024-11-08
Applicant: 上海航天控制技术研究所
IPC: G05B23/02
Abstract: 本发明提供一种基于模飞测试的AAC控制器参数测试方法，在不增加集成试验、靶场测试加电模飞测试项目和测试流程的前提下，只需通过更改装订数据内容，分别模拟出刚体控制大偏差、弹性参数大偏差时的姿控输出，能够充分覆盖考核kt参数增大和减小的测试工况，提高了地面测试覆盖性，考核AAC技术对控制系统各单机的影响和系统稳定性。
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公开(公告)号：CN113008270B
公开(公告)日：2022-12-27
申请号：CN202110199495.5
申请日：2021-02-22
Applicant: 上海航天控制技术研究所
IPC: G01C25/00
Abstract: 本发明提供了一种基于三总线接口的十表光纤惯组合成精度测试方法，主要内容基于三通道总线十表光纤惯组，提高了单机可靠性，取消了双八表冗余惯组使用的一体化支架以及方位差瞄准操作，简化操作流程；合成精度测试由箭载计算机作为BC来组织消息，减少地面计算，提升了箭上自主测试能力。
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公开(公告)号：CN113008270A
公开(公告)日：2021-06-22
申请号：CN202110199495.5
申请日：2021-02-22
Applicant: 上海航天控制技术研究所
IPC: G01C25/00
Abstract: 本发明提供了一种基于三总线接口的十表光纤惯组合成精度测试方法，主要内容基于三通道总线十表光纤惯组，提高了单机可靠性，取消了双八表冗余惯组使用的一体化支架以及方位差瞄准操作，简化操作流程；合成精度测试由箭载计算机作为BC来组织消息，减少地面计算，提升了箭上自主测试能力。
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公开(公告)号：CN107024922B
公开(公告)日：2019-01-04
申请号：CN201710282595.8
申请日：2017-04-26
Applicant: 上海航天控制技术研究所
IPC: G05B23/02
Abstract: 一种半实物仿真试验三轴飞行模拟转台动态特性测试方法，测试内容包含频率响应特性和转台运转同步性两个方面。运用频响分析仪、验收计算机、转台控制计算机组成的测试系统完成上述两个方面的测试内容。本发明解决了新一代运载火箭控制系统使用的半实物仿真试验三轴飞行模拟转台动态特性测试问题，达到了转台动态特性测试试验数字化、自动化、智能化的工程应用效果。
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