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公开(公告)号：CN119646946A
公开(公告)日：2025-03-18
申请号：CN202411821394.7
申请日：2024-12-11
Applicant: 上海航天控制技术研究所
IPC: G06F30/13 , G06F30/20 , G06F30/18 , G06F30/15 , G06F119/14
Abstract: 本发明提供了一种竖立状态运载火箭自激振荡抑制网络设计方法，主要包括竖立状态运载火箭动力学模型构建、竖立状态运载火箭自激振荡抑制方法。针对运载火箭竖立状态下靶场测试中出现的自激振荡现象，提出了一种运载火箭自激振荡抑制方法。首先建立竖立状态运载火箭动力学模型；然后基于动力学模型进行频域分析；最后进行消抖网络设计以及时域仿真验证。该方法可有效解决运载火箭竖立状态靶场测试中出现自激振荡现象，消除运载火箭周期性抖动对装箭产品的影响，有效保证了火箭地面试验及起飞安全。
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公开(公告)号：CN112857817B
公开(公告)日：2023-03-21
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：CN113108779B
公开(公告)日：2022-10-28
申请号：CN202110265699.4
申请日：2021-03-11
Applicant: 上海航天控制技术研究所
Abstract: 本发明涉及一种基于1553B总线三冗余的自主箭测系统，属于运载火箭测试及发射流程设计领域；包括主控微机、前置主机、箭载计算机；箭载计算机设置在运载火箭上，且箭载计算机内部设置有3个独立的DPU；主控微机：向前置主机发送系统测试开始指令；前置主机：接收主控微机传来的系统测试开始指令，向箭载计算机上传测试数据；上传结束后，向箭载计算机发送系统测试开始指令；箭载计算机：确定运载火箭后续姿态角的初值；以后续姿态角初值作为初始值，按照测试数据开始运行并测试；本发明减少了地面测试设备和人员的干预，提高测试效率，提升运载火箭测试的可靠性、经济成本，减少测试复杂度。
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公开(公告)号：CN113108779A
公开(公告)日：2021-07-13
申请号：CN202110265699.4
申请日：2021-03-11
Applicant: 上海航天控制技术研究所
Abstract: 本发明涉及一种基于1553B总线三冗余的自主箭测系统，属于运载火箭测试及发射流程设计领域；包括主控微机、前置主机、箭载计算机；箭载计算机设置在运载火箭上，且箭载计算机内部设置有3个独立的DPU；主控微机：向前置主机发送系统测试开始指令；前置主机：接收主控微机传来的系统测试开始指令，向箭载计算机上传测试数据；上传结束后，向箭载计算机发送系统测试开始指令；箭载计算机：确定运载火箭后续姿态角的初值；以后续姿态角初值作为初始值，按照测试数据开始运行并测试；本发明减少了地面测试设备和人员的干预，提高测试效率，提升运载火箭测试的可靠性、经济成本，减少测试复杂度。
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公开(公告)号：CN110824988A
公开(公告)日：2020-02-21
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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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN107024922A
公开(公告)日：2017-08-08
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
CPC classification number: G05B23/0213 , G05B2219/24065
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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公开(公告)号：CN106774635A
公开(公告)日：2017-05-31
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：CN119960420A
公开(公告)日：2025-05-09
申请号：CN202411939913.X
申请日：2024-12-26
Applicant: 上海航天控制技术研究所
IPC: G05B23/02
Abstract: 本发明公开了一种基于输入偏差的运载火箭AAC控制器增益系数在线测试方法，包括：制作装订数据；控制各单机通电、且处于正常工作状态；控制转台运行至初始零位；对惯组进行合成精度测试；进入G系导航阶段，获取G系导航阶段伺服机构的舵摆角反馈；进行姿态角控制通道的AAC控制器增益系数在线测试；进行姿态角速度控制通道的AAC控制器增益系数在线测试；断电，结束测试。本发明所述方法，在控制系统单项测试过程中，通过伺服舵反馈、箭体姿态偏差采集结果及前向控制器放大系数对真实控制回路的AAC控制器增益系数进行计算，实现对AAC控制器的触发、收敛与限幅等功能进行考核，采用实物输入偏差的方式，获取的增益系数准确性高。
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公开(公告)号：CN119644730A
公开(公告)日：2025-03-18
申请号：CN202411753393.3
申请日：2024-12-02
Applicant: 上海航天控制技术研究所
IPC: G05B13/04
Abstract: 本发明公开一种基于频段响应需求的自适应增广控制器设计方法，包括：将传统的AAC控制器降低其非线性，得到调整后的AAC控制器；向AAC控制器输入正弦信号，通过扫频测试分析，获得AAC控制器的频域响应特性；将AAC控制器的频域相应分为三个频段，并基于不同频段AAC控制器响应需求提出参数设计要求；基于确定的AAC不同频段响应需求的参数设计要求和优先级，从优先级最低的低频特性信号入手设计AAC控制器的误差项权重，引入高频干扰频域响应需求设计阻尼项权重；基于设计好的权重值并参考优先级，对AAC控制器不敏感段进行覆盖设计。本发明实现对自适应增广控制器各参数的快速设计，达到简单可靠、高效快捷的目的，从而具备工程实践应用条件。
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公开(公告)号：CN116203332A
公开(公告)日：2023-06-02
申请号：CN202211716834.3
申请日：2022-12-29
Applicant: 上海航天控制技术研究所
IPC: G01R31/00
Abstract: 本发明公开了一种基于三模冗余实时镜像伴随的运载火箭测试方法，包括将运载火箭控制系统中的关键模块等效为算法模型；所述关键模块包括惯组、箭机、伺服控制器和伺服机构；将采集数据输入算法模型，各算法模型根据采集数据进行仿真计算，输出目标参数的模型计算值；获取各关键模块输出的目标参数的实际采集值，得到实际采集值与模型计算值的残差；根据所述残差判断各关键模块或总线的故障情况。本发明能够对三模冗余实时总线数据进行在线测试验证，达到了快速、准确的工程应用效果。
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