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公开(公告)号：CN109163625B
公开(公告)日：2021-03-09
申请号：CN201810936621.9
申请日：2018-08-16
Applicant: 上海航天控制技术研究所
Abstract: 本发明公开了一种冗余驱动式的多重安全裕度舵机，包括控制器、驱动器和电机(1)，两个电机(1)分别联接一个丝杠，两条丝杠平行布置且旋向相反，丝杠上的螺母通过轴承(4)安装在保持架(3)上，螺母端部安装同步带轮(5)，两个同步带轮(5)之间安装同步带(6)；保持架(3)和舵轴(7)联接。本舵机系统具有双余度，保证了舵机的可靠性。
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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.
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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。
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公开(公告)号：CN108845553B
公开(公告)日：2021-03-09
申请号：CN201810618582.8
申请日：2018-06-15
Applicant: 上海航天控制技术研究所
IPC: G05B23/00
Abstract: 本发明公开了一种针对细长飞行器的伺服弹性振动抑制综合检验方法，实施步骤为：步骤一、通过计算或者地面试验，得到飞行器俯仰、偏航方向的弹性模态频率，得到滚动方向的扭转模态频率。步骤二、通过地面试验，得到惯测组合在一定振动条件下，陀螺输出信号的谐振频率和量值。步骤三、通过地面试验，得到电动舵机的舵面模态频率。步骤四、选择闭环系统中增益最大的特征点，开展针对上述频率的闭环系统试验，对飞行器的伺服弹性振动进行检验。本发明通过地面试验的方法对控制系统设计进行检验，降低了飞行过程中真实力学环境下，由于振动、外部冲击等原因引起伺服弹性振动的风险。
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公开(公告)号：CN108873862A
公开(公告)日：2018-11-23
申请号：CN201810618972.5
申请日：2018-06-15
Applicant: 上海航天控制技术研究所
IPC: G05B23/02
Abstract: 本发明公开了一种针对飞行器的控制系统稳定性的综合评估方法。其步骤包括：步骤一、修正俯偏通道小扰动线性化弹体运动数学模型，评估大静不稳定特征点上的稳定裕度；步骤二、建立飞行器全参量非定常运动模型，通过参数拉偏的方法考核控制系统的稳定性；步骤三，综合步骤一和步骤二评估结果，得出大静不稳定气动特性下控制系统稳定性的结论。本发明通过根据修正过的小扰动线性化弹体运动数学模型和能反映飞行器实际气动特性的全参量非定常运动模型来综合评估飞行器大静不稳定特性下稳定控制系统的稳定性，解决了由于常规的小扰动线性化模型不能准确描述大静不稳定气动特性，造成稳定控制系统稳定性评估不准确的问题。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN108845553A
公开(公告)日：2018-11-20
申请号：CN201810618582.8
申请日：2018-06-15
Applicant: 上海航天控制技术研究所
IPC: G05B23/00
Abstract: 本发明公开了一种针对细长飞行器的伺服弹性振动抑制综合检验方法，实施步骤为：步骤一、通过计算或者地面试验，得到飞行器俯仰、偏航方向的弹性模态频率，得到滚动方向的扭转模态频率。步骤二、通过地面试验，得到惯测组合在一定振动条件下，陀螺输出信号的谐振频率和量值。步骤三、通过地面试验，得到电动舵机的舵面模态频率。步骤四、选择闭环系统中增益最大的特征点，开展针对上述频率的闭环系统试验，对飞行器的伺服弹性振动进行检验。本发明通过地面试验的方法对控制系统设计进行检验，降低了飞行过程中真实力学环境下，由于振动、外部冲击等原因引起伺服弹性振动的风险。
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公开(公告)号：CN108873862B
公开(公告)日：2021-06-29
申请号：CN201810618972.5
申请日：2018-06-15
Applicant: 上海航天控制技术研究所
IPC: G05B23/02
Abstract: 本发明公开了一种针对飞行器的控制系统稳定性的综合评估方法。其步骤包括：步骤一、修正俯偏通道小扰动线性化弹体运动数学模型，评估大静不稳定特征点上的稳定裕度；步骤二、建立飞行器全参量非定常运动模型，通过参数拉偏的方法考核控制系统的稳定性；步骤三，综合步骤一和步骤二评估结果，得出大静不稳定气动特性下控制系统稳定性的结论。本发明通过根据修正过的小扰动线性化弹体运动数学模型和能反映飞行器实际气动特性的全参量非定常运动模型来综合评估飞行器大静不稳定特性下稳定控制系统的稳定性，解决了由于常规的小扰动线性化模型不能准确描述大静不稳定气动特性，造成稳定控制系统稳定性评估不准确的问题。
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公开(公告)号：CN112769361A
公开(公告)日：2021-05-07
申请号：CN202110022534.4
申请日：2021-01-08
Applicant: 上海航天控制技术研究所
Abstract: 本发明涉及数字化智能电机驱动器及驱动方法，该电机驱动器具有磁耦隔离、二次电源变换、霍尔换相控制、过压泄放抑制、过流限流保护、短路软关断保护、死区时间自适应优化、驱动参数智能调节等功能，能够根据数字信息处理平台传来的差分式PWM信号及方向信号，实现一路舵机的驱动控制，能够对舵机运行过程中反电动势造成的过压浪涌进行泄放抑制，能够对舵机工作电流进行限流，能够在短路故障时及时安全的关断功率电路，能够根据功率回路电流大小自适应调节死区时间，能够根据负载条件自动调节驱动参数，能够通过差分总线实时反馈舵机驱动器内部温度、电流，能够对CAN接口反馈位置传感器和电机霍尔进行供电。
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公开(公告)号：CN112180965A
公开(公告)日：2021-01-05
申请号：CN202011095392.6
申请日：2020-10-14
Applicant: 上海航天控制技术研究所
Abstract: 本发明公开了一种高精度过载控制方法，属于飞行控制技术领域。本发明所提供的方法包括：步骤一、根据捷联惯导解算单元计算出的动压、马赫数、合成攻角、速度等飞行状态量计算出俯仰或偏航复合控制回路控制参数；步骤二、根据敏感元件处理单元测量到的飞行器姿态角速度和过载、制导控制系统给出的过载指令以及步骤一中计算得到的控制参数计算出复合控制回路舵指令；步骤三、根据飞行器姿态角速度、合成舵指令、扩张状态观测器输出舵指令迭代计算出扩张状态观测器输出舵指令；步骤四、根据扩张状态观测器输出舵指令和复合控制回路舵指令得到合成舵指令；步骤五、将合成舵指令送给舵机，驱动飞行器舵面偏转，实现非线性时变强干扰下过载精确跟踪。
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公开(公告)号：CN109163625A
公开(公告)日：2019-01-08
申请号：CN201810936621.9
申请日：2018-08-16
Applicant: 上海航天控制技术研究所
Abstract: 本发明公开了一种冗余驱动式的多重安全裕度舵机，包括控制器、驱动器和电机(1)，两个电机(1)分别联接一个丝杠，两条丝杠平行布置且旋向相反，丝杠上的螺母通过轴承(4)安装在保持架(3)上，螺母端部安装同步带轮(5)，两个同步带轮(5)之间安装同步带(6)；保持架(3)和舵轴(7)联接。本舵机系统具有双余度，保证了舵机的可靠性。
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