-
公开(公告)号：CN118034049A
公开(公告)日：2024-05-14
申请号：CN202410147405.1
申请日：2024-02-01
Applicant: 上海航天控制技术研究所
IPC: G05B13/04
Abstract: 本发明基于状态感知的强鲁棒弹上伺服系统频率特性控制方法，步骤为：对外部采样获取的供电输入电压、环境温度进行数字化处理，得到数字电压信号和数字温度信号；建立伺服系统闭环控制模型；计算获得考虑供电电压变化、温度环境状态后的伺服系统电压补偿参数和考虑电压状态后的温度补偿参数；计算得到伺服系统不同舵偏角度下传动比偏离标准值的分布情况，进而计算获得伺服系统的角度补偿参数；利用电压补偿参数、温度补偿参数、角度补偿参数对伺服系统闭环控制进行修正补偿，实现伺服系统不同状态下的强鲁棒控制，最终得到补偿后的伺服系统控制模型。本发明具有在宽温度、宽电压、宽舵偏角度条件下伺服系统频率特性强鲁棒性的特点。
-
公开(公告)号：CN117762061A
公开(公告)日：2024-03-26
申请号：CN202311603971.0
申请日：2023-11-28
Applicant: 上海航天控制技术研究所
IPC: G05B19/042
Abstract: 一种武器伺服系统运行状态监测及故障识别处理方法及系统，能够基于参数自主交叉校正的五阶扩展卡尔曼滤波，增加遗忘算法在外部强干扰、多耦合影响下快速准确识别系统工作状态，同时模拟真实工况，建立多物理场工况模型，实时采集电机电气参数，提取含有关键参数特征向量，实时辨识系统内部时变量，依据任务需求将飞行过程划分不同状态字，包括弱磁工作态及大动压工作态，通过前期详实的地面试验数据，导弹伺服系统可根据上级切换状态指令，主动切换控制参数及算法，实现精密导弹伺服高精度高可靠控制。
-
公开(公告)号：CN110955256B
公开(公告)日：2023-04-25
申请号：CN201911220725.0
申请日：2019-12-03
Applicant: 上海航天控制技术研究所
Abstract: 一种适用于潜射导弹的水下高精度姿态控制方法，属于飞行控制技术领域，所提供的方法包括：(1)获取导弹俯仰通道指令、导弹偏航通道指令、导弹角速度，其中，所述导弹角速度包括俯仰角速度和偏航角速度；(2)对步骤(1)中的导弹角速度进行滤波处理，得到滤波后的角速度；(3)根据步骤(1)中的导弹俯仰通道姿态指令和步骤(2)中滤波后的俯仰角速度确定俯仰通道舵指令；(4)根据步骤(1)中的导弹偏航通道姿态指令和步骤(2)中滤波后的偏航角速度确定偏航通道舵指令；(5)根据步骤(3)‑(4)中分别得到的俯仰通道舵指令和偏航通道舵指令确定单舵舵指令；(6)根据步骤(5)中得到的扰流片偏转角指令驱动扰流片偏转。
-
公开(公告)号：CN106828871B
公开(公告)日：2019-07-26
申请号：CN201710128812.8
申请日：2017-03-06
Applicant: 上海航天控制技术研究所
IPC: B64C1/40
Abstract: 一种隔热结构，设置在飞行器的机身和转轴上，隔热结构包含：本体，其具有本体通孔，本体通孔周围具有机身安装凸台和凸起部，通过机身安装凸台将本体安装在机身上，凸起部伸入机身上的凹槽部；多个轴承，通过该轴承将转轴安装到本体上，转轴的端部位于机身的转轴通孔中；多个轴承挡板，其固定安装在本体上，位于轴承和机身之间，用于限制轴承移动；隔热板，其套设在本体的机身安装凸台周围，位于本体和机身之间；隔热环，其套设在本体的凸起部上，位于本体的凸起部和机身的凹槽部之间。本发明方便实施、节约空间，可在狭小空间内有效降低飞行器机内结构件温升速率，保证结构件刚度及高速飞行时翼面的颤振裕量。
-
公开(公告)号：CN111007872B
公开(公告)日：2022-10-18
申请号：CN201911220178.6
申请日：2019-12-03
Applicant: 上海航天控制技术研究所
IPC: G05D1/10
Abstract: 本发明一种基于扰流片的舵偏分配方法，属于飞行控制技术领域，其步骤包括：步骤一、对俯仰通道的舵偏指令进行限幅，得到限幅后的俯仰通道的舵偏指令；步骤二、对偏航通道的舵偏指令进行限幅，得到限幅后的偏航通道的舵偏指令；步骤三、根据步骤一中限幅后的俯仰通道的舵偏指令和步骤二中限幅后的偏航通道的舵偏指令，对俯仰和偏航通道进行通道舵偏分配，获取舵偏分配后的俯仰和偏航通道舵偏指令；步骤四、根据步骤三中舵偏分配后的俯仰通道指令，进行单舵舵偏分配，获取2舵和4舵舵偏指令；步骤五、根据步骤三中舵偏分配后的偏航通道指令，进行单舵舵偏分配，获取1舵和3舵舵偏指令。本发明解决了基于扰流片矢量控制的导弹舵偏指令分配问题。
-
Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN106936350A
公开(公告)日：2017-07-07
申请号：CN201710154446.3
申请日：2017-03-15
Applicant: 上海航天控制技术研究所
CPC classification number: H02P21/0089 , H02P27/06
Abstract: 一种永磁同步电动舵机系统弱磁控制方法，提取电机直轴和交轴的电压饱和量，基于电压反馈的电流补偿弱磁分配策略对电流环进行补偿，实现永磁同步电机弱磁升速。本发明针对导弹一次性消耗的特点，实现了舵机系统在功率富余情况下的弱磁增速，提高了舵机系统的高频动态响应速度。
-
公开(公告)号：CN111007872A
公开(公告)日：2020-04-14
申请号：CN201911220178.6
申请日：2019-12-03
Applicant: 上海航天控制技术研究所
IPC: G05D1/10
Abstract: 本发明一种基于扰流片的舵偏分配方法，属于飞行控制技术领域，其步骤包括：步骤一、对俯仰通道的舵偏指令进行限幅，得到限幅后的俯仰通道的舵偏指令；步骤二、对偏航通道的舵偏指令进行限幅，得到限幅后的偏航通道的舵偏指令；步骤三、根据步骤一中限幅后的俯仰通道的舵偏指令和步骤二中限幅后的偏航通道的舵偏指令，对俯仰和偏航通道进行通道舵偏分配，获取舵偏分配后的俯仰和偏航通道舵偏指令；步骤四、根据步骤三中舵偏分配后的俯仰通道指令，进行单舵舵偏分配，获取2舵和4舵舵偏指令；步骤五、根据步骤三中舵偏分配后的偏航通道指令，进行单舵舵偏分配，获取1舵和3舵舵偏指令。本发明解决了基于扰流片矢量控制的导弹舵偏指令分配问题。
-
公开(公告)号：CN110966899A
公开(公告)日：2020-04-07
申请号：CN201911220136.2
申请日：2019-12-03
Applicant: 上海航天控制技术研究所
IPC: F42B35/02
Abstract: 本发明公开了一种轻巧型离筒检测装置，包括O形圈A、O形圈B、壳体、作动杆、导向杆、后盖、压板、微动开关和弹簧。其要点为：导弹在筒内，发射筒使作动杆回缩，压缩弹簧，作动杆上固连的导向杆推动微动开关伸出杆，离筒检测装置输出“0”信号；导弹出筒后，作动杆在弹簧压缩力作用下弹出，带动导向杆脱离微动开关，离筒检测装置输出“1”信号。本发明的优点和有益效果是：装置设计轻便小巧，易于实施。在极小空间内，实现了导弹出筒和筒内状态的判别。导弹出筒后，弹簧仍处于压缩状态，作动杆承受的弹簧压力能够克服水压，保持伸出状态。离筒检测装置上装有O形圈，切断水流入路径，确保其水密密封要求。
-
公开(公告)号：CN110955256A
公开(公告)日：2020-04-03
申请号：CN201911220725.0
申请日：2019-12-03
Applicant: 上海航天控制技术研究所
Abstract: 一种适用于潜射导弹的水下高精度姿态控制方法，属于飞行控制技术领域。本发明所提供的方法包括：(1)获取导弹俯仰通道指令、导弹偏航通道指令、导弹角速度，其中，所述导弹角速度包括俯仰角速度和偏航角速度；(2)对步骤(1)中的导弹角速度进行滤波处理，得到滤波后的角速度；(3)根据步骤(1)中的导弹俯仰通道姿态指令和步骤(2)中滤波后的俯仰角速度确定俯仰通道舵指令；(4)根据步骤(1)中的导弹偏航通道姿态指令和步骤(2)中滤波后的偏航角速度确定偏航通道舵指令；(5)根据步骤(3)-(4)中得到的俯仰通道舵指令和偏航通道舵指令确定单舵舵指令；(6)根据步骤(5)中得到的扰流片偏转角指令驱动扰流片偏转。
-
公开(公告)号：CN106802567A
公开(公告)日：2017-06-06
申请号：CN201710166458.8
申请日：2017-03-20
Applicant: 上海航天控制技术研究所
IPC: G05B13/04
CPC classification number: G05B13/042
Abstract: 一种电动舵机抗高频抖动方法，将结构滤波器串联接入电动舵机控制回路，根据电动舵机的机械谐振频率点的变化范围，选定机械谐振频率的中心点作为结构滤波器的中心频率，确定结构滤波器的衰减深度和频带宽度，增强电动舵机对谐振频率动态变化范围的适应性，对结构滤波器的高频段幅值作衰减处理，增强对高频抖动的滤波效果。本发明提高了结构滤波器的适应性，有效抑制了导弹电动舵机的高频抖动，同时降低了对低频段幅值衰减和相位滞后的影响，确保电动舵机的性能不受影响。
-
-
-
-
-
-
-
-
-
Search Results
12
records
(took 0.024 seconds)
