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公开(公告)号：CN109581888B
公开(公告)日：2021-12-07
申请号：CN201811475454.9
申请日：2018-12-04
Applicant: 上海航天控制技术研究所
IPC: G05B17/02
Abstract: 本发明公开了一种伺服系统静态标定及动态零位补偿的试验方法及系统，所述试验方法包含：对伺服系统进行静态标定，得到所述伺服系统的静态标定公式，以及对所述伺服系统进行动态零位补偿，得出所述伺服系统的动态零位平均值，根据所述伺服系统的静态标定公式和所述伺服系统的动态零位平均值获得对所述伺服系统进行闭环半实物仿真试验时的摆角计算公式。本发明具有提高对运载火箭进行半实物仿真时的仿真试验结论精度的优点。
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公开(公告)号：CN113375602A
公开(公告)日：2021-09-10
申请号：CN202110450191.1
申请日：2021-04-25
Applicant: 上海航天控制技术研究所
IPC: G01B11/26
Abstract: 一种基于光栅传感器的发动机摆角测量系统标定补偿方法，通过地面测试获得光栅传感器的测量精度，可进一步确认是否满足测量指标要求，同时通过几何分析的方法进一步获得正交干扰带来的摆角测量铰链偏差计算公式，消除了在半实物仿真试验中双向摇摆带来的铰链干扰误差，同时采用高分辨率的阶梯信号标定方法获取正交方向不同预摆角状态下的摆角传感器静态零位和线性度，并在半实物仿真试验过程中，可将正交方向的摆角作为输入，根据几何分析和拟合计算得到的公式实时修正摆角测量值。摆角测量的精确度远大于现有方法。
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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：CN109581888A
公开(公告)日：2019-04-05
申请号：CN201811475454.9
申请日：2018-12-04
Applicant: 上海航天控制技术研究所
IPC: G05B17/02
Abstract: 本发明公开了一种伺服系统静态标定及动态零位补偿的试验方法及系统，所述试验方法包含：对伺服系统进行静态标定，得到所述伺服系统的静态标定公式，以及对所述伺服系统进行动态零位补偿，得出所述伺服系统的动态零位平均值，根据所述伺服系统的静态标定公式和所述伺服系统的动态零位平均值获得对所述伺服系统进行闭环半实物仿真试验时的摆角计算公式。本发明具有提高对运载火箭进行半实物仿真时的仿真试验结论精度的优点。
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Patent Agency Ranking
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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公开(公告)号：CN112857400B
公开(公告)日：2022-12-27
申请号：CN202110090364.3
申请日：2021-01-22
Applicant: 上海航天控制技术研究所
IPC: G01C25/00
Abstract: 本发明涉及一种基于十表冗余捷联惯组的运载火箭初始对准方法，步骤包括：选择发射点重力坐标系为初始对准参考坐标系；以十表捷联惯组陀螺和加速度计安装误差矩阵的逆矩阵或伪逆矩阵的模为基准，选择最优组合参与初始对准解算；如果参与解算的陀螺或加速度计发生故障时，对十表捷联惯组陀螺和加速度计进行冗余重构；捷联惯组全自主对准；捷联惯组某表发生故障时初始对准处理；初始对准结果精度验证。该方法适用于采用十表捷联惯组进行全自主对准的运载火箭，工程实用性高。
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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：CN112857400A
公开(公告)日：2021-05-28
申请号：CN202110090364.3
申请日：2021-01-22
Applicant: 上海航天控制技术研究所
IPC: G01C25/00
Abstract: 本发明涉及一种基于十表冗余捷联惯组的运载火箭初始对准方法，步骤包括：选择发射点重力坐标系为初始对准参考坐标系；以十表捷联惯组陀螺和加速度计安装误差矩阵的逆矩阵或伪逆矩阵的模为基准，选择最优组合参与初始对准解算；如果参与解算的陀螺或加速度计发生故障时，对十表捷联惯组陀螺和加速度计进行冗余重构；捷联惯组全自主对准；捷联惯组某表发生故障时初始对准处理；初始对准结果精度验证。该方法适用于采用十表捷联惯组进行全自主对准的运载火箭，工程实用性高。
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公开(公告)号：CN110262449A
公开(公告)日：2019-09-20
申请号：CN201910487016.2
申请日：2019-06-05
Applicant: 上海航天控制技术研究所
IPC: G05B23/02
Abstract: 一种基于双机主从冗余的运载火箭测试发射流程自动控制方法，首先将主控微机扩展至两台并均与服务器连接，在测试过程中切换前只有主机发送指令，并根据回令信息完成流程控制，从机不发送指令，仅接收数据并进行保存，然后控制主机与从机之间保证流程同步、数据同步，主机与从机之间通过设计周期性心跳信号，采用主机发送从机接收从机判别方式完成故障诊断，当主机故障时进行主从切换，从机控制测试发射流程继续执行。与现有技术相比，本发明提高了运载火箭控制系统地面测发控的可靠性，保证测试及发射过程中不因地面主控微机故障导致流程终止，具有很好的使用价值。
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