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公开(公告)号：CN119598598A
公开(公告)日：2025-03-11
申请号：CN202411620648.9
申请日：2024-11-14
Applicant: 上海航天控制技术研究所
Abstract: 一种运载火箭控制器参数智能设计系统及方法，属于运载火箭姿态控制技术领域。针对传统姿态控制系统设计人工方式时间长、效率低、依赖经验值、易出错等弊端，采用专家系统进行运载火箭控制器参数智能设计，能够快速有效达到智能设计控制参数的目的。使用本发明可大大提升人工调整姿控设计参数的效率，密集发射背景下姿控设计效率提升80％以上。能够快速沿用成功型号设计参数，或在成功型号设计参数中适配组合参数，甚至可以根据自主选参方法快速智能生成适配设计需求的新设计参数，且参数具有稳定性良好的效果，对现役运载火箭姿态控制系统设计有较大实用价值。
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公开(公告)号：CN116627105A
公开(公告)日：2023-08-22
申请号：CN202310451431.9
申请日：2023-04-24
Applicant: 上海航天控制技术研究所
IPC: G05B23/02
Abstract: 本发明公开了一种运载火箭伺服机构卡死故障诊断方法，包括根据摆角信息计算摆角偏差；根据摆角偏差确定伺服摆角伸缩标志；根据伺服摆角伸缩标志判断伺服机构摆角是否异常；如果伺服机构摆角正常，则认为伺服机构未发生卡死故障；如果伺服机构摆角异常，则进一步判断箭体姿态角偏差是否异常；如果箭体姿态角偏差正常，则认为伺服机构未发生卡死故障；如果箭体姿态角偏差异常，则认为伺服机构发生卡死故障。发明能够实现快速诊断伺服机构卡死故障，进一步实现了摆角重构，达到故障条件下运载火箭稳定控制、可靠性高的效果。
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公开(公告)号：CN116215883A
公开(公告)日：2023-06-06
申请号：CN202211713494.9
申请日：2022-12-29
Applicant: 上海航天控制技术研究所
Abstract: 一种适应推力响应大滞后的着陆制导方法，利用多项式制导计算参考轨迹，将发动机响应特性考虑到多项式制导方法的计算过程中，解决在飞行过程中由于发动机指令推力响应大滞后带来的技术问题，能够使得飞行器按照多项式制导规划的轨迹完成飞行任务。本发明通过发动机特性得到指令加速度与响应加速度之间的关系，利用多项式的参考轨迹将延迟特性补偿到加速度指令中，得到考虑推力响应大滞后的多项式着陆制导方法，能够保证输出的指令为多项式计算的目标加速度，精确实现着陆的目标速度位置控制。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN107037739B
公开(公告)日：2020-02-14
申请号：CN201611100052.1
申请日：2016-12-02
Applicant: 上海航天控制技术研究所
Abstract: 本发明涉及一种运载火箭控制系统半实物仿真试验惯组模拟的方法，在进行半实物仿真调试、测试及正式试验阶段，可用于替代真实惯组及转台进行仿真试验，另外还具备测试真实转台和惯组动态特性的功能，该方法接收动力学模型的姿态、速度、位置信号，解算得到惯组陀螺及加表测量信号，模拟出惯组及转台的主要功能，实现正常模式及故障模式下的开环、闭环半实物仿真试验，测出转台+惯组组合体的动态特性，并且该方法可对现有转台与惯组的动态特性进行测试和模拟，在测试试验时惯组模拟器可模拟转台和惯组的主要功能，由姿态、速度、位置生成加表和陀螺测量信息，在试验过程中可代替真实设备进行试验，显著降低成本，并降低试验复杂度，简化流程。
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公开(公告)号：CN107037739A
公开(公告)日：2017-08-11
申请号：CN201611100052.1
申请日：2016-12-02
Applicant: 上海航天控制技术研究所
Abstract: 本发明涉及一种运载火箭控制系统半实物仿真试验惯组模拟的方法，在进行半实物仿真调试、测试及正式试验阶段，可用于替代真实惯组及转台进行仿真试验，另外还具备测试真实转台和惯组动态特性的功能，该方法接收动力学模型的姿态、速度、位置信号，解算得到惯组陀螺及加表测量信号，模拟出惯组及转台的主要功能，实现正常模式及故障模式下的开环、闭环半实物仿真试验，测出转台+惯组组合体的动态特性，并且该方法可对现有转台与惯组的动态特性进行测试和模拟，在测试试验时惯组模拟器可模拟转台和惯组的主要功能，由姿态、速度、位置生成加表和陀螺测量信息，在试验过程中可代替真实设备进行试验，显著降低成本，并降低试验复杂度，简化流程。
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公开(公告)号：CN119644731A
公开(公告)日：2025-03-18
申请号：CN202411753395.2
申请日：2024-12-02
Applicant: 上海航天控制技术研究所
IPC: G05B13/04
Abstract: 本发明公开一种面向运载火箭应用的自适应增广控制器频域分析方法，包括：对改进型AAC控制器的非线性阻尼模块进行进一步简化，得到AAC控制器的频域模型，向其输入正弦特征信号，获得AAC控制器输出值的解析解，对解析解去除高阶谐波，得到与输入信号同频段的输出信号；利用积分器在低频段的频域响应作为积分滤波器对输出信号做简化，将结果的线性部分作为AAC控制器频域解析模型；通过扫频测试对AAC控制器频域解析模型的精度和适用范围进行评估，给出AAC控制器的适用范围；将获得的AAC控制器频域解析模型集成到运载火箭控制模型中，通过调整控制参数，使运载火箭控制系统的频域裕度在高频和低频段都有所提升。
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公开(公告)号：CN117606305A
公开(公告)日：2024-02-27
申请号：CN202311660244.8
申请日：2023-12-05
Applicant: 上海航天控制技术研究所
Abstract: 一种运载火箭抗气动干扰能力提升方法，(1)、在临射前生成减载弹道程序角同时修正滚动程序角，使得在飞行过程中箭体最大控制力方向对准射前实测风向；(2)、在允许滚动修正区间内，采用观测器观测出法向和横向扣除杆臂效应的视加速度；(3)、利用扣除杆臂效应的视加速度，得到横向和法向的气动干扰力，将气动干扰力除以气动力系数得到气流攻角和侧滑角；(4)、计算气流总攻角，判断总攻角是否超门限值。当总攻角超门限值时，继续余下流程；当总攻角小于门限值时，返回到步骤(2)；(5)、基于气流攻角和侧滑角计算箭体体系下的来流风向角；(6)、基于来流风向角计算修正滚动程序角增量，进而重新生成新的滚动程序角。
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公开(公告)号：CN117826855A
公开(公告)日：2024-04-05
申请号：CN202311773022.7
申请日：2023-12-20
Applicant: 上海航天控制技术研究所
IPC: G05D1/495 , G05D1/46 , G05D101/10 , G05D109/20
Abstract: 本发明涉及一种无尾翼运载火箭抗干扰姿态控制方法和系统，该系统包括：四元数控制与网络校正模块、干扰补偿控制模块、自适应增益控制模块、信号综合模块、伺服摆角分配模块。本发明用于解决运载火箭无尾翼状态气动干扰较大、系统控制能力偏弱的问题，通过干扰补偿控制估计出系统干扰并进行补偿，并通过自适应控制提高系统对干扰的适应能力，减小箭体姿态角偏差，达到无尾翼运载火箭抗干扰能力强、适应性高的效果。
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