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公开(公告)号：CN118444978A
公开(公告)日：2024-08-06
申请号：CN202410377575.9
申请日：2024-03-29
Applicant: 上海航天控制技术研究所
Abstract: 本发明提供了一种基于国产操作系统的运载火箭测发软件通用架构，该架构分为通用平台、应用平台及特定业务平台：通用平台读取配置信息，提供各软件通用的软件处理接口、配置接口，并提供接口给用户；应用平台依赖通用平台，用于实现测试流程存储功能、测试流程显示调度功能及测试流程执行功能；特定业务平台与具体运载火箭业务相关，提供具体数据解析器及插件形式的业务处理构件，对接收的接口数据进行解码。本发明基于国产麒麟操作系统设计，将通用的功能进行抽象，对与具体业务相关的功能提供接口插件供后开发人员实现，满足通用化可移植的需求，同时满足军用软件国产化需求。
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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：CN110958073B
公开(公告)日：2021-07-09
申请号：CN201911077225.6
申请日：2019-11-06
Applicant: 上海航天控制技术研究所
IPC: H04J3/06
Abstract: 一种基于三套1553B总线冗余的时间同步表决方法，首先控制远程终端判断总线通信是否正常，校验接收的时间同步消息并记录接收时间，如果收到对应总线的时间同步消息且总线通信正常，则直接执行时间同步，如果收到其他两路校验通过的总线时间同步消息，则取接收时间大的执行时间同步，如果只接收到一路总线时间同步消息且等待后其它两路总线通信异常，则使用有效的时间同步消息进行修正后完成时间同步。本发明方法与现有技术相比，解决三套1553B总线下时间同步问题，能够适用一套总线故障、兼容较多两套总线故障情形，达到简单可靠、灵活方便、快速实用的工程应用效果。
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公开(公告)号：CN110958073A
公开(公告)日：2020-04-03
申请号：CN201911077225.6
申请日：2019-11-06
Applicant: 上海航天控制技术研究所
IPC: H04J3/06
Abstract: 一种基于三套1553B总线冗余的时间同步表决方法，首先控制远程终端判断总线通信是否正常，校验接收的时间同步消息并记录接收时间，如果收到对应总线的时间同步消息且总线通信正常，则直接执行时间同步，如果收到其他两路校验通过的总线时间同步消息，则取接收时间大的执行时间同步，如果只接收到一路总线时间同步消息且等待后其它两路总线通信异常，则使用有效的时间同步消息进行修正后完成时间同步。本发明方法与现有技术相比，解决三套1553B总线下时间同步问题，能够适用一套总线故障、兼容较多两套总线故障情形，达到简单可靠、灵活方便、快速实用的工程应用效果。
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公开(公告)号：CN109407551A
公开(公告)日：2019-03-01
申请号：CN201811529697.6
申请日：2018-12-14
Applicant: 上海航天控制技术研究所
IPC: G05B17/02
Abstract: 本发明公开了一种对运载火箭联合控制段进行半实物仿真试验的方法，包含：将线性段控制系统和非线性段控制系统进行时间同步处理，使得线性段控制系统对箭体模型的伺服系统进行控制时，非线性段控制系统也在对箭体模型的姿控喷管进行控制；对箭体模型进行仿真计算，仿真计算包括：将姿控喷管产生的干扰力矩叠加到线性控制模型中并对其进行解算得到第一姿态角误差，将伺服系统产生的干扰力矩叠加到非线性控制模型中并对其进行结算得到第二姿态角误差；将第一和第二姿态角误差根据所述伺服系统和姿控喷管分别产生的控制力矩的比例系数进行组合叠加，以得到当前时刻的姿态角误差。本发明实现了对处于联合控制段的运载火箭进行半实物仿真试验的目的。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN119512933A
公开(公告)日：2025-02-25
申请号：CN202411486075.5
申请日：2024-10-23
Applicant: 上海航天控制技术研究所
IPC: G06F11/3668
Abstract: 本发明公开了一种适用于运载火箭测试发射流程的测试系统及方法，属于运载火箭软件技术领域。本发明包括了装订数据读取模块、测试发射流程组织模块、测试发射操作执行模块、自定义操作接口模块、网络执行接口模块等。通过多个模块间的通用化数据处理方式及通信接口操作，实现了软件的通用化、易扩展，以便于适应运载火箭测试发射任务要求的差异性。
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公开(公告)号：CN106200668B
公开(公告)日：2019-02-22
申请号：CN201610818599.9
申请日：2016-09-12
Applicant: 上海航天控制技术研究所
IPC: G05D1/08 , F15B1/02 , F15B13/02 , F15B21/041
Abstract: 一种用于半物理仿真试验的外部循环能源系统及其试验方法，使用燃点低的航空液压油，通过液压泵将油箱中的液压油的压力调节到伺服机构所需的工作压力，使外部循环能源系统中的出油回路和回油回路与伺服机构形成一个闭环系统，通溢流阀控制压力，蓄能器蓄能为瞬间大压力补偿，组成高低压的循环系统，驱动伺服机构工作，实现对运载火箭发动机摆角的控制，在不灌注火箭燃料，发动机不引流的情况下，采用外部循环能源系统，完全模拟了运载火箭真实飞行状态下伺服能源系统的功能，解决了模拟运载火箭伺服机构能源的问题，真实参与了飞行姿态控制，确保了姿态控制系统仿真试验的开展，并提高了仿真的置信度，节省了经济成本，降低了人员安全风险，实现了节能环保，且对场地无特殊要求。
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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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公开(公告)号：CN109407551B
公开(公告)日：2021-09-24
申请号：CN201811529697.6
申请日：2018-12-14
Applicant: 上海航天控制技术研究所
IPC: G05B17/02
Abstract: 本发明公开了一种对运载火箭联合控制段进行半实物仿真试验的方法，包含：将线性段控制系统和非线性段控制系统进行时间同步处理，使得线性段控制系统对箭体模型的伺服系统进行控制时，非线性段控制系统也在对箭体模型的姿控喷管进行控制；对箭体模型进行仿真计算，仿真计算包括：将姿控喷管产生的干扰力矩叠加到线性控制模型中并对其进行解算得到第一姿态角误差，将伺服系统产生的干扰力矩叠加到非线性控制模型中并对其进行结算得到第二姿态角误差；将第一和第二姿态角误差根据所述伺服系统和姿控喷管分别产生的控制力矩的比例系数进行组合叠加，以得到当前时刻的姿态角误差。本发明实现了对处于联合控制段的运载火箭进行半实物仿真试验的目的。
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公开(公告)号：CN110501166A
公开(公告)日：2019-11-26
申请号：CN201910704198.4
申请日：2019-07-31
Applicant: 上海航天控制技术研究所
IPC: G01M15/14
Abstract: 本发明公开了一种泵后摆发动机充气状态下变形力矩的模拟方法，采用两根对称设置在发动机摇摆轴两侧的弹簧模拟波纹管；每根弹簧满足：刚性 高度等于波纹管的高度；外缘尺寸直径小于波纹管宽度的一半；行程大于 发动机摇摆时产生力矩作用于弹簧产生变形模拟波纹管的变形力矩；本发明研制的金属弹簧直接安装在发动机与机架的接触面，与真实发动机的变形力矩受力点及力臂完全一致，在精确的受力分析及刚度计算下，发动机切摆时弹簧的一侧受拉、一侧受压状态也与波纹管基本等效，使伺服系统的静态、动态特性更加准确、可靠。无需配套其他任何设备，大幅降低研制成本。使用时无需任何操作，也不需要多次试验的等待时间，大幅提高便捷性。
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