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公开(公告)号：CN107329706A
公开(公告)日：2017-11-07
申请号：CN201710532457.0
申请日：2017-07-03
Applicant: 北京航天发射技术研究所 , 中国运载火箭技术研究院
Abstract: 本发明公开了一种多通道CAN总线数据记录存储设备，该多通道CAN总线数据记录存储设备包括FPGA控制器、DSP控制器、多通道总线收发电路、对外插接件、数据存储电路及电源电路；FPGA控制器与DSP控制器连接，FPGA控制器还分别与多通道总线收发电路、数据存储电路连接；对外插接件分别与多通道总线收发电路、电源电路连接；电源电路包括电源转换电路、掉电检测电路及电容储能电路。本发明能在存储设备断电瞬间完整记录CAN总线数据并实现可靠断电，保证CAN总线数据记录的完整性，同时保护了存储芯片，因此，本发明具有数据记录的可靠性高等突出优点。本发明还具有存储容量大、记录时间长、满负载运行不丢数等优点。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN107329706B
公开(公告)日：2020-11-17
申请号：CN201710532457.0
申请日：2017-07-03
Applicant: 北京航天发射技术研究所 , 中国运载火箭技术研究院
Abstract: 本发明公开了一种多通道CAN总线数据记录存储设备，该多通道CAN总线数据记录存储设备包括FPGA控制器、DSP控制器、多通道总线收发电路、对外插接件、数据存储电路及电源电路；FPGA控制器与DSP控制器连接，FPGA控制器还分别与多通道总线收发电路、数据存储电路连接；对外插接件分别与多通道总线收发电路、电源电路连接；电源电路包括电源转换电路、掉电检测电路及电容储能电路。本发明能在存储设备断电瞬间完整记录CAN总线数据并实现可靠断电，保证CAN总线数据记录的完整性，同时保护了存储芯片，因此，本发明具有数据记录的可靠性高等突出优点。本发明还具有存储容量大、记录时间长、满负载运行不丢数等优点。
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公开(公告)号：CN106250625A
公开(公告)日：2016-12-21
申请号：CN201610619345.4
申请日：2016-07-29
Applicant: 北京航天自动控制研究所 , 中国运载火箭技术研究院
IPC: G06F17/50
CPC classification number: G06F17/5009 , G06F17/5095 , G06F2217/06
Abstract: 一种航天器迭代制导的优化方法，属于空间轨道转移飞行器变轨控制领域。首先确定主发动机的初始开机点和关机点，根据开关机点和终端约束权重因子，利用最优制导算法进行迭代制导仿真计算，满足关机点条件后，迭代制导结束，得到偏差数据。当关机点X方向的位置偏差超出门限时，对关机点进行调整，使关机点X方向的位置偏差减小，然后再进行迭代制导仿真，直到关机点满足要求，优化结束。该方法摆脱了传统迭代制导的小角度修正假设，同时，将入轨点轨道坐标系下的终端约束转化为地心惯性系下的等效终端约束，并进行适当的权重调整，提高了数值求解的精度和制导方法的适应性，从而保证了航天器最终到达任务点的要求。
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公开(公告)号：CN106250625B
公开(公告)日：2017-11-03
申请号：CN201610619345.4
申请日：2016-07-29
Applicant: 北京航天自动控制研究所 , 中国运载火箭技术研究院
IPC: G06F17/50
Abstract: 一种航天器迭代制导的优化方法，属于空间轨道转移飞行器变轨控制领域。首先确定主发动机的初始开机点和关机点，根据开关机点和终端约束权重因子，利用最优制导算法进行迭代制导仿真计算，满足关机点条件后，迭代制导结束，得到偏差数据。当关机点X方向的位置偏差超出门限时，对关机点进行调整，使关机点X方向的位置偏差减小，然后再进行迭代制导仿真，直到关机点满足要求，优化结束。该方法摆脱了传统迭代制导的小角度修正假设，同时，将入轨点轨道坐标系下的终端约束转化为地心惯性系下的等效终端约束，并进行适当的权重调整，提高了数值求解的精度和制导方法的适应性，从而保证了航天器最终到达任务点的要求。
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公开(公告)号：CN106227968B
公开(公告)日：2017-08-11
申请号：CN201610619344.X
申请日：2016-07-29
Applicant: 北京航天自动控制研究所 , 中国运载火箭技术研究院
IPC: G06F17/50
Abstract: 一种航天器主发动机关机点优化方法，属于空间轨道转移飞行器变轨控制领域。在入轨点轨道坐标系下分析航天器的运动，引入“滑行”时间的调整量对关机点进行调整，采用类似于经典控制理论中的反馈控制对误差进行修正，直至误差满足精度要求，获得关机点的位置。该方法减小了主发动机推力大小不可调引起的未被满足的终端位置约束的影响，能根据飞行任务的变化调整关机点，从而提高了入轨点精度，并对较大的系统偏差具有良好的适应性。
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公开(公告)号：CN106227968A
公开(公告)日：2016-12-14
申请号：CN201610619344.X
申请日：2016-07-29
Applicant: 北京航天自动控制研究所 , 中国运载火箭技术研究院
IPC: G06F17/50
CPC classification number: G06F17/5095 , G06F17/5009
Abstract: 一种航天器主发动机关机点优化方法，属于空间轨道转移飞行器变轨控制领域。在入轨点轨道坐标系下分析航天器的运动，引入“滑行”时间的调整量对关机点进行调整，采用类似于经典控制理论中的反馈控制对误差进行修正，直至误差满足精度要求，获得关机点的位置。该方法减小了主发动机推力大小不可调引起的未被满足的终端位置约束的影响，能根据飞行任务的变化调整关机点，从而提高了入轨点精度，并对较大的系统偏差具有良好的适应性。
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