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公开(公告)号：CN110160407B
公开(公告)日：2021-09-07
申请号：CN201910440241.0
申请日：2019-05-24
Applicant: 上海宇航系统工程研究所
Abstract: 本发明公开一种运载火箭子级落区范围控制系统，包括栅格舵结构系统、栅格舵控制系统、栅格舵遥测系统和地面信息接收系统。在控制单元对姿态、位置、速度等测量信息的解算下，通过发送指令控制伺服机构偏转舵面，实现运载火箭子级姿态稳定，并导引其向目标落区飞行着陆；通过遥测系统和地面信息接收系统对子级再入飞行信息的进行测量和接收，实时监测子级状态信息。所述系统综合本发明公开的飞行控制时序和流程，使其具备对运载火箭改动量少、对运载能力损失小、不影响运载火箭主任务飞行安全、可大幅缩小运载火箭子级落区范围、实时监测子级返回信息等优点。
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公开(公告)号：CN111538345B
公开(公告)日：2023-08-25
申请号：CN202010384519.X
申请日：2020-05-07
Applicant: 上海宇航系统工程研究所
IPC: G05D1/08
Abstract: 本发明的运载火箭星箭分离段的程序角生成方法包括：1)获取程序角生成参数；2)依据程序角生成参数计算加速调姿时间t+js、匀速调姿时间tys、减速调姿时间t‑js、加速调姿的角度Δθ+js、匀速调姿的角度Δθys和减速调姿的角度Δθ‑js；3)判断匀速调姿时间tys是否大于0，若是，生成五段式程序角，若否，则生成一段式程序角。本发明的运载火箭星箭分离段的程序角生成方法，考虑工程实际调姿实现过程，实现调姿所需时间的优化，能有效地满足星箭分离后的卫星测控时间和星箭安全性要求。
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公开(公告)号：CN110160407A
公开(公告)日：2019-08-23
申请号：CN201910440241.0
申请日：2019-05-24
Applicant: 上海宇航系统工程研究所
Abstract: 本发明公开一种运载火箭子级落区范围控制系统，包括栅格舵结构系统、栅格舵控制系统、栅格舵遥测系统和地面信息接收系统。在控制单元对姿态、位置、速度等测量信息的解算下，通过发送指令控制伺服机构偏转舵面，实现运载火箭子级姿态稳定，并导引其向目标落区飞行着陆；通过遥测系统和地面信息接收系统对子级再入飞行信息的进行测量和接收，实时监测子级状态信息。所述系统综合本发明公开的飞行控制时序和流程，使其具备对运载火箭改动量少、对运载能力损失小、不影响运载火箭主任务飞行安全、可大幅缩小运载火箭子级落区范围、实时监测子级返回信息等优点。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN111538345A
公开(公告)日：2020-08-14
申请号：CN202010384519.X
申请日：2020-05-07
Applicant: 上海宇航系统工程研究所
IPC: G05D1/08
Abstract: 本发明的运载火箭星箭分离段的程序角生成方法包括：1)获取程序角生成参数；2)依据程序角生成参数计算加速调姿时间t+js、匀速调姿时间tys、减速调姿时间t-js、加速调姿的角度Δθ+js、匀速调姿的角度Δθys和减速调姿的角度Δθ-js；3)判断匀速调姿时间tys是否大于0，若是，生成五段式程序角，若否，则生成一段式程序角。本发明的运载火箭星箭分离段的程序角生成方法，考虑工程实际调姿实现过程，实现调姿所需时间的优化，能有效地满足星箭分离后的卫星测控时间和星箭安全性要求。
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公开(公告)号：CN111522326A
公开(公告)日：2020-08-11
申请号：CN202010305952.X
申请日：2020-04-17
Applicant: 上海宇航系统工程研究所
IPC: G05B23/02
Abstract: 本发明涉及一种火箭子级回收综合控制器仿真测试系统及测试方法，系统包括动力学仿真机、伺服控制系统、舵机加载系统、三轴转台、光纤惯组、GNSS模拟器；动力学仿真机用于箭体姿态解算；伺服控制系统用于舵机动作控制、实际舵偏角采集；舵机加载系统用于阻尼力矩输出；三轴转台用于接收动力学仿真机发射坐标系姿态角信息，驱动转台旋转；光纤惯组测量自身惯性信息；GNSS模拟器，接收动力学仿真机位置信息，用于模拟卫星导航星座信息，利用本发明，可提高返回式运载火箭自主导航、姿态控制过程的仿真及算法验证问题。
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公开(公告)号：CN116466572A
公开(公告)日：2023-07-21
申请号：CN202310289258.7
申请日：2023-03-22
Applicant: 上海宇航系统工程研究所
IPC: G05B13/02
Abstract: 本发明公开了一种基于自适应修正程序角的运载火箭高空风减载设计方法，可以用于气动静不稳定火箭大风区减载，属于运载火箭高空风主动减载领域，包括步骤如下：步骤一、计算实际姿态角与程序角的偏差；步骤二、计算程序角修正量；步骤三、将程序角修正量过低通滤波器；步骤四、将原程序角与程序角修正量叠加得到新的程序角；步骤五、将新程序角带入闭环控制。本发明通过实际姿态角与程序角的偏差来实时修正程序角，减小了火箭姿态角与原程序角的偏差，从而减小了大风区摆角和气动攻角。本方法原理简洁，工程实现便捷，能有效减小火箭下限状态下的发动机摆角和气动攻角。
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公开(公告)号：CN117192981A
公开(公告)日：2023-12-08
申请号：CN202311085814.5
申请日：2023-08-28
Applicant: 上海宇航系统工程研究所
IPC: G05B13/04
Abstract: 本发明涉及在运载火箭伺服机构故障情况下，一种基于故障诊断与容错控制的姿态动力学建模方法，属于运载火箭控制领域，包括：1运载火箭伺服故障模式；2芯级和助推等效摆角的分配；3伺服故障状态下的绕质心动力学方程的建模；4伺服故障状态下的三维弹性振动方程建模；5基于故障的姿态动力学模型对于伺服故障的适应性。本发明所述的运载火箭伺服机构故障情况下的基于故障诊断与容错控制的姿态动力学建模方法，满足运载火箭伺服机构故障下的姿控系统设计与分析，实现了伺服机构故障情况下的运载火箭控制。
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公开(公告)号：CN116477070A
公开(公告)日：2023-07-25
申请号：CN202310287195.1
申请日：2023-03-22
Applicant: 上海宇航系统工程研究所
IPC: B64G1/24 , G06N3/084 , G06N3/0499
Abstract: 本发明公开了一种基于BP神经网络的火箭控制信号校正算法，用于控制系统信号的幅值相位校正，属于运载火箭控制领域，包括步骤如下：步骤一、根据箭体特性，在控制信号考虑的频率范围内给出期望的校正幅值和校正相位特性；步骤二、根据期望的幅值相位特性，生成包含常值和多种频率成分的BP神经网络时域信号训练样本序列；步骤三、设计合适规模的BP神经网络；步骤四、采用样本对BP神经网络进行训练直至收敛到较好效果；步骤五、对训练好的BP网络进行幅值相位特性辨识，校验其效果。本方法原理简洁，弥补了线性校正系统幅相特性存在硬性关系的缺陷，在低频相位超前的同时实现高频段信号的衰减，可以使运载火箭控制系统有较大的裕度，降低设计难度。
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