-
公开(公告)号：CN113033065B
公开(公告)日：2023-06-09
申请号：CN202110359452.9
申请日：2021-04-02
Applicant: 南京理工大学 , 上海航天控制技术研究所
IPC: G06F30/25 , G06F30/17 , G06F119/14
Abstract: 本发明公开了一种两关节绳驱连续型机械臂逆运动学求解方法，包括以下步骤：首先利用分段常曲率假设建立两关节绳驱连续型机械臂的参数化模型；其次，求解机械臂末端位置点到目标位置点在位置和姿态上的误差，并作为目标函数；然后，利用粒子群算法快速找到使目标函数达到最小的关节变量；最后，分析得到两个关节之间的运动耦合量，并在关节空间到驱动空间的映射中进行解耦，得到绳长变化量。本发明能够快速的得到绳驱连续型机械臂的逆运动学解，并且考虑了两关节之间的耦合，使得逆运动学模型更加精确。
-
公开(公告)号：CN117334104A
公开(公告)日：2024-01-02
申请号：CN202311119674.9
申请日：2023-08-31
Applicant: 上海航天控制技术研究所
Abstract: 本发明提供了一种基于涡喷动力的垂直起降GNC技术验证平台，旨在验证可重复使用火箭在垂直返回过程中的GNC技术：发动机大范围推力调节技术、动态轨迹优化技术、多约束组合制导技术、垂直返回高精度控制技术、高精度组合导航技术等。验证平台主要包括：结构系统、动力系统、控制系统。动力系统采用涡喷发动机，用于提供推力和控制力，通过执行机构来调节控制力的大小；结构系统主要用于保证平台的整体有效性，承受各类内力和外力；控制系统主要用于完成平台的导航、制导和控制的实现，保证平台的稳定性和目标性。该平台可用于考察垂直返回GNC技术的可行性、可靠性和工程实用性。
-
公开(公告)号：CN113033065A
公开(公告)日：2021-06-25
申请号：CN202110359452.9
申请日：2021-04-02
Applicant: 南京理工大学 , 上海航天控制技术研究所
IPC: G06F30/25 , G06F30/17 , G06F119/14
Abstract: 本发明公开了一种两关节绳驱连续型机械臂逆运动学求解方法，包括以下步骤：首先利用分段常曲率假设建立两关节绳驱连续型机械臂的参数化模型；其次，求解机械臂末端位置点到目标位置点在位置和姿态上的误差，并作为目标函数；然后，利用粒子群算法快速找到使目标函数达到最小的关节变量；最后，分析得到两个关节之间的运动耦合量，并在关节空间到驱动空间的映射中进行解耦，得到绳长变化量。本发明能够快速的得到绳驱连续型机械臂的逆运动学解，并且考虑了两关节之间的耦合，使得逆运动学模型更加精确。
-
公开(公告)号：CN112249369A
公开(公告)日：2021-01-22
申请号：CN202011041995.8
申请日：2020-09-28
Applicant: 上海航天控制技术研究所
Abstract: 本发明提供了一种火箭动力定点着陆制导方法，主要包括考虑气动阻力的火箭动力定点着陆制导模型建立、制导模型凸化处理及二阶锥规划问题滚动时域优化计算步骤。本发明旨在解决飞行器动力下降段发动机推力与气动阻力协同作用下的定点着陆制导问题，采用无损松弛与序列迭代相结合的技术，将原火箭动力定点着陆制导问题转化为序列二阶锥规划问题求解，采用滚动时域优化计算当前制导周期指令，提高了制导方法对模型参数不确定性和运动状态偏差的适应性，同时通过控制余量调整方法权衡了燃料最优性与制导鲁棒性，有效提升了返回安全性与着陆控制精度。
-
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。
-
Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN112099035A
公开(公告)日：2020-12-18
申请号：CN202010973533.3
申请日：2020-09-16
Applicant: 上海航天控制技术研究所
IPC: G01S17/10
Abstract: 一种长距离高精度测距系统及测距方法，长距离高精度测距系统包含飞秒激光测距光路和多路同步相位测量与距离解算电路。飞秒激光测距光路包含调制光源和迈克尔逊型干涉仪，光源是经过光纤电光调制器调制的飞秒激光脉冲，迈克尔逊型干涉仪作为测距光路，分别获得参考光路的参考信号和测量光路的测量信号；多路同步相位测量与距离解算电路获取测量信号和参考信号之间的相位差，并进行多路相位测距数据融合与距离解算。本发明克服传统激光测距无法同时兼顾测量距离和测量精度的缺点，以及现有飞秒激光测距光路结构复杂、需异步操作、存在测量死区的缺点。
-
公开(公告)号：CN119617990A
公开(公告)日：2025-03-14
申请号：CN202411602202.3
申请日：2024-11-11
Applicant: 上海航天控制技术研究所
Abstract: 一种基于实时操作系统的运载火箭闭环测试方法，包括：步骤1：启动闭环测试设备，将闭环测试软件运行在实时操作系统中；步骤2：外部指令控制闭环测试软件读取装订参数，开始动力学模型计算；步骤3：闭环测试软件MT(总线监视器)监视到的箭机消息作为输入给动力学模型，计算输出位置、速度、姿态、角速度、加速度信息；步骤4：惯组模型和GNSS模型根据动力学模型结果计算出陀螺、加表脉冲和GNSS的位置、速度；步骤5：陀螺、加表脉冲激励信号和GNSS位置、速度通过串口发送给惯组设备和箭机；步骤6：惯组收到激励信号后，叠加自身敏感误差输出给箭机。本发明方法集成性好、可实施性高，具有高效、安全、可靠的工程应用效果。
-
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。
-
公开(公告)号：CN112249369B
公开(公告)日：2022-01-04
申请号：CN202011041995.8
申请日：2020-09-28
Applicant: 上海航天控制技术研究所
Abstract: 本发明提供了一种火箭动力定点着陆制导方法，主要包括考虑气动阻力的火箭动力定点着陆制导模型建立、制导模型凸化处理及二阶锥规划问题滚动时域优化计算步骤。本发明旨在解决飞行器动力下降段发动机推力与气动阻力协同作用下的定点着陆制导问题，采用无损松弛与序列迭代相结合的技术，将原火箭动力定点着陆制导问题转化为序列二阶锥规划问题求解，采用滚动时域优化计算当前制导周期指令，提高了制导方法对模型参数不确定性和运动状态偏差的适应性，同时通过控制余量调整方法权衡了燃料最优性与制导鲁棒性，有效提升了返回安全性与着陆控制精度。
-
公开(公告)号：CN217085268U
公开(公告)日：2022-07-29
申请号：CN202122876762.6
申请日：2021-11-19
Applicant: 上海航天控制技术研究所
Abstract: 本发明涉及一种微型飞秒激光测距装置，包括箱体、飞秒光纤激光器，光路模块、信号处理模块；所述箱体分为第一层和第二层，光路模块置于第一层，飞秒光纤激光器和信号处理模块置于第二层；光路模块的两个输出端与信号处理模块连接，光路模块的光路输出端通过第一层箱体上的飞秒光纤激光器的输出端与光路模块的输入端连接，给光路模块提供激光；激光通过光路模块射向靶标，经过靶标反射后的激光沿着光路逆向进入所述光路模块；光路模块将入射激光以及经靶标反射激光的信号传递至信号处理模块，信号处理模块进行靶标测距解算。本实用新型微型飞秒激光测距装置结构紧凑、体积小巧、便于携带，采用合成波长法，可实现远距离高精度的实际需求。
-
-
-
-
-
-
-
-
-
Search Results
10
records
(took 0.029 seconds)
