-
公开(公告)号：CN111949043B
公开(公告)日：2024-02-23
申请号：CN202010787986.7
申请日：2020-08-07
Applicant: 上海航天控制技术研究所
IPC: G05D1/46 , G05D109/28
Abstract: 回路或滚动回路仍未启控，将允许启控时间最大本发明公开了一种基于姿态角速度判别的 值作为俯偏回路或滚动回路的启控时刻。启控时刻在线提取方法，包括步骤如下：(1)将俯偏回路和滚动回路启控时刻初始化为允许启控时间最大值；(2)在飞行时间在允许启控时间最小值到最大值之间，对陀螺测量的俯仰、偏航、滚动回路姿态角速度信号进行滤波；(3)根据滤波处理后的滚动回路姿态角速度和滚动回路阻尼回路控制参数g2实时解算滚动回路的启控时刻；(4)根据滤波处理后的俯仰、偏航回路姿态角速(56)对比文件李菁菁;任章;曲鑫.机动滑翔飞行器的自抗扰反步高精度姿态控制.系统工程与电子技术.2010,(第08期),第1711-1715+1721页.宋少倩;周国峰;刘娟;迟学谦;韩英宏.面向级间冷分离的吸气式导弹起控策略研究.导弹与航天运载技术.2018,(第05期),第10-15页.Chang, YK等.Rapid initial detumblingstrategy for micro/nanosatellites using apitch bias momentum system.TRANSACTIONSOF THE JAPAN SOCIETY FOR AERONAUTICAL ANDSPACE SCIENCES.2007,第 63-69页.Attitude Tracking ControlReconfiguration for Space Launch VehicleWith Thrust Loss Fault.Attitude TrackingControl Reconfiguration for Space LaunchVehicle With Thrust Loss Fault.IEEEAccess.2019,第7卷第184353-184364页.
-
公开(公告)号：CN116247976A
公开(公告)日：2023-06-09
申请号：CN202211678373.5
申请日：2022-12-26
Applicant: 上海航天控制技术研究所
Abstract: 本发明公开了一种基于嵌套式螺旋传动的冗余伺服系统，包括：控制计算机、第一/二冗余支链、差速机构、位置反馈机构和外界负载；第一/二冗余支链包括：第一/二控制模块、第一/二伺服控制器、第一/二功率驱动器、第一/二伺服电机、第一/二旋转变压器、第一/二制动器、第一/二减速器和第一/二螺旋传动机构；差速机构与外界负载相连接，差速机构直接承受外界负载引入的载荷情况、环境条件情况；位置反馈机构与差速机构相连接，由位置反馈机构采集差速机构的运动位移信号，并将运动位移信号同时反馈至第一/二伺服控制器，进而实现第一/二控制模块位置环闭环控制。本发明利在兼顾系统结构、体积重量指标要求下，并大幅提高了系统的可靠性。
-
公开(公告)号：CN110395384B
公开(公告)日：2022-10-18
申请号：CN201910512742.5
申请日：2019-06-13
Applicant: 上海航天控制技术研究所
IPC: B64C13/50
Abstract: 本发明涉及飞行器舵机领域，为解决舵机高精度、轻质、小型化的需求，本发明公开了一种电机与传动一体化框架，包括舵机本体、电机端盖和后盖。舵机本体作为电机的壳体，设置有电机接口部分并加工电机轴承位，同时作为传动部件的框架，加工有丝杠轴承位和舵轴轴承位，与电机端盖和后盖相配合，共同构成了电机与传动一体化框架。与现有技术相比，本发明的优点和有益效果是：在舵机尺寸空间限制的条件下，轴承接口一次加工，保证了传动轴间的相对位置精度，提高了舵机传动精度，同时舵机的功率增加，提高了最大输出力矩，并且减少了零件数量，舵机重量和成本降低。
-
公开(公告)号：CN111949043A
公开(公告)日：2020-11-17
申请号：CN202010787986.7
申请日：2020-08-07
Applicant: 上海航天控制技术研究所
IPC: G05D1/10
Abstract: 本发明公开了一种基于姿态角速度判别的启控时刻在线提取方法，包括步骤如下：(1)将俯偏回路和滚动回路启控时刻初始化为允许启控时间最大值；(2)在飞行时间在允许启控时间最小值到最大值之间，对陀螺测量的俯仰、偏航、滚动回路姿态角速度信号进行滤波；(3)根据滤波处理后的滚动回路姿态角速度和滚动回路阻尼回路控制参数g2实时解算滚动回路的启控时刻；(4)根据滤波处理后的俯仰、偏航回路姿态角速度和俯偏回路阻尼回路控制参数ksf以及滚动回路启控时刻实时解算俯偏回路的启控时刻；(5)当飞行时间达到允许启控时间最大值时，若俯偏回路或滚动回路仍未启控，将允许启控时间最大值作为俯偏回路或滚动回路的启控时刻。
-
公开(公告)号：CN110395384A
公开(公告)日：2019-11-01
申请号：CN201910512742.5
申请日：2019-06-13
Applicant: 上海航天控制技术研究所
IPC: B64C13/50
Abstract: 本发明涉及飞行器舵机领域，为解决舵机高精度、轻质、小型化的需求，本发明公开了一种电机与传动一体化框架，包括舵机本体、电机端盖和后盖。舵机本体作为电机的壳体，设置有电机接口部分并加工电机轴承位，同时作为传动部件的框架，加工有丝杠轴承位和舵轴轴承位，与电机端盖和后盖相配合，共同构成了电机与传动一体化框架。与现有技术相比，本发明的优点和有益效果是：在舵机尺寸空间限制的条件下，轴承接口一次加工，保证了传动轴间的相对位置精度，提高了舵机传动精度，同时舵机的功率增加，提高了最大输出力矩，并且减少了零件数量，舵机重量和成本降低。
-
Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN117873016A
公开(公告)日：2024-04-12
申请号：CN202311705356.0
申请日：2023-12-12
Applicant: 上海航天控制技术研究所
IPC: G05B23/02
Abstract: 一种飞行器复合故障诊断及控制补偿方法及系统，属于飞行控制技术领域。本发明所提供的方法包括：步骤一、确定待诊断复合故障的故障形式，获取包含复合故障的双通道动力学模型；步骤二、改写包含故障的双通道动力学模型为仿射非线性形式，其中故障项为仿射非线性形式中的等效线性输入形式；步骤三、对步骤二中双通道分别构建对应的观测器；步骤四、设计步骤三中双通道观测器故障参数估计值的变化率，确保复合故障参数估计值均能收敛到故障真值；步骤五、依据工程经验给出故障诊断阈值，并通过比较故障估计值与故障阈值判断是否发生故障；步骤六、依据步骤五的故障诊断结果，对控制律进行补偿，并对补偿系数进行限幅处理。
-
公开(公告)号：CN111091273A
公开(公告)日：2020-05-01
申请号：CN201911198596.X
申请日：2019-11-29
Applicant: 上海航天控制技术研究所
IPC: G06Q10/06
Abstract: 本发明的目的在于提供一种基于能力预测的多弹协同任务规划方法，包含以下步骤：步骤一，根据多平台态势感知信息，将多任务问题转化为多目标问题；步骤二，根据导弹当前状态信息，对导弹到达各目标的能力进行预测建模；步骤三，构建任务规划问题的离散化决策向量；步骤四，建立多约束条件下多弹多目标分配数学模型；步骤五，多弹多目标分配数学模型解算；以分配总代价最小为规划原则，采用自适应权重粒子群优化算法求解得到任务规划决策向量，完成多弹协同任务规划。解决战术武器编队作战时，导弹、任务、目标数量多，规划约束复杂，作战环境动态变化的问题，为战术武器提供在线自主决策能力和多任务作战适应能力。
-
公开(公告)号：CN111091273B
公开(公告)日：2023-08-11
申请号：CN201911198596.X
申请日：2019-11-29
Applicant: 上海航天控制技术研究所
IPC: G06Q10/04 , G06Q10/0631 , G06Q50/26
Abstract: 本发明的目的在于提供一种基于能力预测的多弹协同任务规划方法，包含以下步骤：步骤一，根据多平台态势感知信息，将多任务问题转化为多目标问题；步骤二，根据导弹当前状态信息，对导弹到达各目标的能力进行预测建模；步骤三，构建任务规划问题的离散化决策向量；步骤四，建立多约束条件下多弹多目标分配数学模型；步骤五，多弹多目标分配数学模型解算；以分配总代价最小为规划原则，采用自适应权重粒子群优化算法求解得到任务规划决策向量，完成多弹协同任务规划。解决战术武器编队作战时，导弹、任务、目标数量多，规划约束复杂，作战环境动态变化的问题，为战术武器提供在线自主决策能力和多任务作战适应能力。
-
公开(公告)号：CN115876037B
公开(公告)日：2024-10-01
申请号：CN202211503110.0
申请日：2022-11-28
Applicant: 上海航天控制技术研究所
IPC: F42B10/66
Abstract: 本发明公开了一种适应大延时响应特性的固体直接力装置开关策略，以某种开关式固体直接力装置延时响应特性和开关限制条件为依据，设计姿态稳定控制策略以及喷管开关动态分配策略，该策略能补偿直接力装置响应延时、抑制喷管推力差异所带来干扰力与力矩的影响、避免喷管频繁开关，保证控制系统性能。本发明选择姿态角偏差和姿态角速率偏差为控制量设计控制器，能够快速跟踪姿态角指令并稳定姿态角；采用脉宽调制技术离散控制量能避免开关频繁切换造成姿态角异常抖动；采用开关动态分配的方法能避免各通道相互抢占控制资源；采用喷管指令保持的方法较通道指令保持的方法能提高控制响应能力；通过将喷管开关指令反馈回控制回路提高系统的抗干扰能力。
-
公开(公告)号：CN116300562A
公开(公告)日：2023-06-23
申请号：CN202211678419.3
申请日：2022-12-26
Applicant: 上海航天控制技术研究所
IPC: G05B19/042
Abstract: 本发明公开了一种适用于推力可调直接力装置的过载控制器及控制方法，由直接力装置启控时间判别模块、高低温工作状态判别模块、自适应控制参数模块、基于过载偏差控制的主控制器以及滤波器组成，能克服不同温度带来推力偏差影响，过载控制器输出的喷管开度指令到直接力装置后，能够准确快速跟踪过载指令。
-
-
-
-
-
-
-
-
-
Search Results
11
records
(took 0.034 seconds)
