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公开(公告)号：CN117851297B
公开(公告)日：2025-04-08
申请号：CN202311806841.7
申请日：2023-12-26
Applicant: 北京航空航天大学 , 北京航天自动控制研究所
Inventor： 陈娟 , 隗靖昆 , 吴昶霖 , 刘浩 , 王豪 , 崔朗福 , 张庆振 , 贾龙 , 陈昌 , 陈伟 , 向刚 , 刘永 , 杨哲森 , 刘京涛 , 周建明 , 马力伟 , 高梓晰
Abstract: 本发明涉及虚拟样机接口、设计方法技术领域，且公开了一种控制系统核心单机虚拟样机接口、设计方法及存储介质，其中设计方法包括：在Simulink中搭建1553B总线模型、总线控制器模型、远程终端模型、总线监视器模型，总线控制器、远程终端、总线监视器通过1553B总线模型连接，各个控制系统核心单机通过端子与终端子系统的数据交互模块进行数据的打包与解包，将终端子系统的数据打包发送给总线，总线数据解包传输给终端子系统，该总线接口模型可以对simulink中控制系统核心单机的虚拟样机模型进行通信的仿真。本发明采用上述一种控制系统核心单机虚拟样机接口、设计方法及存储介质，通过Simulink搭建1553B虚拟接口模型能够解决系统级模型中缺少单机模型间数据通信的问题。
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公开(公告)号：CN104300852B
公开(公告)日：2017-01-11
申请号：CN201410504997.4
申请日：2014-09-26
Applicant: 北京航天自动控制研究所 , 中国运载火箭技术研究院
IPC: H02P7/28
Abstract: 小型有刷电动伺服控制器，包括数字电路、功率电路和隔离电路；数字电路包括DSP芯片、FPGA、AD芯片、上电复位电路Ⅰ、运算放大器、门电路Ⅰ；功率电路包括H桥模块、MOSFET驱动模块、上电复位电路Ⅱ、门电路Ⅱ和MOSFET管；本发明针对输出扭矩较大的有刷电机进行伺服控制器设计，使得电机功率驱动线缆减少，可靠性得以提高，更加满足小型化要求；硬件电路设计过程中，进行了数字与功率部分的隔离，以提高电路工作的稳定性；电路除了具备电机驱动功能以外还增加了火工品时序输出功能，更加适应小型制导武器对伺服的工作要求。
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公开(公告)号：CN117852270A
公开(公告)日：2024-04-09
申请号：CN202311806835.1
申请日：2023-12-26
Applicant: 北京航空航天大学 , 北京航天自动控制研究所
Inventor： 陈娟 , 隗靖昆 , 吴昶霖 , 刘浩 , 王豪 , 崔朗福 , 张庆振 , 贾龙 , 陈昌 , 陈伟 , 向刚 , 刘永 , 杨哲森 , 刘京涛 , 周建明 , 马力伟 , 高梓晰
IPC: G06F30/20 , G06F30/15 , G06F111/04
Abstract: 本发明涉及多学科仿真方法技术领域，且公开了一种虚拟样机技术条件的多学科联合仿真方法，包括以下步骤：步骤一，将系统模型分解为不同的子系统模型；步骤二，分析子系统模型的功能确定建模方式；步骤三，建立接口约束文件；步骤四，根据接口约束文件和子系统模型搭建模型；步骤五，通过接口约束文件连接形成整体系统模型，进行多学科联合仿真；步骤六，将按照接口约束文件建立的子模型的虚拟样机模型替换原有的模型，进行模型的替换和验证。本发明采用上述一种虚拟样机技术条件的多学科联合仿真方法，实现多学科搭建虚拟样机建模及联合仿真，通过制定接口约束文件，实现系统模型的拆分和组合搭建以及子系统模型的快速替换。
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公开(公告)号：CN119960345A
公开(公告)日：2025-05-09
申请号：CN202411953040.8
申请日：2024-12-27
Applicant: 北京航天自动控制研究所
IPC: G05B19/042
Abstract: 本发明公开了一种通用发控模块，属于航天运载器发射控制技术领域。该模块为独立于CPU的发控逻辑通用化电路，控制对象为阻性负载、感性负载或容性负载，统计控制对象对电流的需求，形成三种不同规格的通用电路，各规格的通用电路均包括继电器触点接口化电路、串联逻辑接口化电路和通用负载接口保护电路。本发明通过将功能与电路分离，将发控逻辑接口化，进行发控模块的开放式通用化设计，满足各型号对发控功能的不同需求，实现不同型号运载器之间的发控模块共享，减少重复设计，缩短研制周期。
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公开(公告)号：CN117851297A
公开(公告)日：2024-04-09
申请号：CN202311806841.7
申请日：2023-12-26
Applicant: 北京航空航天大学 , 北京航天自动控制研究所
Inventor： 陈娟 , 隗靖昆 , 吴昶霖 , 刘浩 , 王豪 , 崔朗福 , 张庆振 , 贾龙 , 陈昌 , 陈伟 , 向刚 , 刘永 , 杨哲森 , 刘京涛 , 周建明 , 马力伟 , 高梓晰
Abstract: 本发明涉及虚拟样机接口、设计方法技术领域，且公开了一种控制系统核心单机虚拟样机接口、设计方法及存储介质，其中设计方法包括：在Simulink中搭建1553B总线模型、总线控制器模型、远程终端模型、总线监视器模型，总线控制器、远程终端、总线监视器通过1553B总线模型连接，各个控制系统核心单机通过端子与终端子系统的数据交互模块进行数据的打包与解包，将终端子系统的数据打包发送给总线，总线数据解包传输给终端子系统，该总线接口模型可以对simulink中控制系统核心单机的虚拟样机模型进行通信的仿真。本发明采用上述一种控制系统核心单机虚拟样机接口、设计方法及存储介质，通过Simulink搭建1553B虚拟接口模型能够解决系统级模型中缺少单机模型间数据通信的问题。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN106886625B
公开(公告)日：2020-04-14
申请号：CN201710008058.4
申请日：2017-01-05
Applicant: 北京航天自动控制研究所
Abstract: 本发明公开了一种基于固定翼鸭舵的双旋稳定弹的气动外形设计方法，通过分别计算固定翼鸭舵的舵面积SC、俯仰舵角设定值δZ和压心到弹体质心的距离XC后，根据其形成的约束条件求取升阻比KL/D的最大值；再根据固定翼鸭舵内部与外部的摩擦力矩、电磁阻矩和气动力矩之间的力矩平衡关系，确定滚转舵角设定值δy和尾翼斜切角；在所述滚转舵角设定值δy和所述尾翼斜切角确定的情况下,调节所述升阻比KL/D，实现迫击炮的姿态调整。
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公开(公告)号：CN108891609A
公开(公告)日：2018-11-27
申请号：CN201810595742.1
申请日：2018-06-11
Applicant: 北京航天自动控制研究所 , 中国运载火箭技术研究院
IPC: B64D25/00
Abstract: 本发明涉及一种基于系统安全的悬挂物应急投放系统及投放方法，本发明的系统安全的悬挂物应急投放系统为危险情况下的悬挂物自毁提供了双重保障，一方面飞机计算机发出允许自毁和应急激活，控制悬挂物自毁投放；另一方面在飞机脱钩失效，不能脱钩的情况下，飞行员可以紧急开启“危险部位切割”开关，完成危险部位切割，确保飞机的安全性。本发明在紧急情况下进行危险部位切割，将易爆物的组分分离，避免相互接触引起爆炸，避免应急投放后造成地面设施及人员等的伤害。本发明通过允许自毁信号使能应急激活和危险部位切割，通过信号的连锁设置，避免单信号，误触发，提高了系统的可靠性。
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公开(公告)号：CN106886625A
公开(公告)日：2017-06-23
申请号：CN201710008058.4
申请日：2017-01-05
Applicant: 北京航天自动控制研究所
Abstract: 本发明公开了一种基于固定翼鸭舵的双旋稳定弹的气动外形设计方法，通过分别计算固定翼鸭舵的舵面积SC、俯仰舵角设定值δZ和压心到弹体质心的距离XC后，根据其形成的约束条件求取升阻比KL/D的最大值；再根据固定翼鸭舵内部与外部的摩擦力矩、电磁阻矩和气动力矩之间的力矩平衡关系，确定滚转舵角设定值δy和尾翼斜切角；在所述滚转舵角设定值δy和所述尾翼斜切角确定的情况下,调节所述升阻比KL/D，实现迫击炮的姿态调整。
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公开(公告)号：CN108891609B
公开(公告)日：2020-09-18
申请号：CN201810595742.1
申请日：2018-06-11
Applicant: 北京航天自动控制研究所 , 中国运载火箭技术研究院
IPC: B64D25/00
Abstract: 本发明涉及一种基于系统安全的悬挂物应急投放系统及投放方法，本发明的系统安全的悬挂物应急投放系统为危险情况下的悬挂物自毁提供了双重保障，一方面飞机计算机发出允许自毁和应急激活，控制悬挂物自毁投放；另一方面在飞机脱钩失效，不能脱钩的情况下，飞行员可以紧急开启“危险部位切割”开关，完成危险部位切割，确保飞机的安全性。本发明在紧急情况下进行危险部位切割，将易爆物的组分分离，避免相互接触引起爆炸，避免应急投放后造成地面设施及人员等的伤害。本发明通过允许自毁信号使能应急激活和危险部位切割，通过信号的连锁设置，避免单信号，误触发，提高了系统的可靠性。
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公开(公告)号：CN108844544B
公开(公告)日：2020-09-18
申请号：CN201810594356.0
申请日：2018-06-11
Applicant: 北京航天自动控制研究所 , 中国运载火箭技术研究院
IPC: G01C21/20
Abstract: 本发明涉及一种主、子导航装置信息同步方法，飞行器主导航装置产生秒脉冲信号，并发送给子计算机；飞行器主导航装置将秒脉冲信号的上升沿时刻的UTC时间，更新到主导航装置的导航信息当前帧中；飞行器主计算机每周期向主导航装置取主导航信息并发给子计算机；子计算机收到主导航装置发送的秒脉冲信号后，立即产生中断，计时t0；并接收主计算机发送的主导航信息；置接收到的第一帧的主导航信息的时间为t1；如果同步成功，则计算时延为t1‑t0；子计算机在主、子导航信息使用时时延的影响；如果同步失败，下一秒继续同步。本发明的主、子导航装置信息同步方法可精确地得到主导航数据到达子计算机的时延，为子计算机扣除时延的影响提供基础。
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