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公开(公告)号：CN106527393A
公开(公告)日：2017-03-22
申请号：CN201610932781.7
申请日：2016-10-31
Applicant: 上海航天控制技术研究所
IPC: G05B23/02
CPC classification number: G05B23/0254 , G05B23/0291
Abstract: 本发明涉及一种基于参考模型的伺服系统在轨故障诊断处理系统及方法，包括：伺服系统参考模型、伺服系统故障诊断、伺服系统故障决策。通过本发明，可以解决在轨飞行器伺服系统在轨故障诊断与处理问题，满足高可靠自主飞行要求，达到了很好的工程应用效果。
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公开(公告)号：CN109733647B
公开(公告)日：2020-10-23
申请号：CN201811594810.9
申请日：2018-12-25
Applicant: 上海航天控制技术研究所
IPC: B64G1/24
Abstract: 一种电动伺服系统在轨间隙辨识及补偿控制方法，包括如下步骤：步骤一、建立间隙系统模型；利用描述函数原理建立间隙特性描述函数，获得飞行器姿态角振荡极限环幅值与伺服间隙幅值关系描述、飞行器姿态角振荡极限环频率与伺服间隙幅值关系描述；步骤二、根据敏感器测量的飞行器姿态信息，采用最小二乘方法在线拟合，获取实时姿态振荡幅值、实时姿态振荡频率，然后获得在线辨识间隙幅值参数；步骤三、根据步骤二中所述的在线辨识间隙幅值参数，对间隙特性进行补偿，然后输出补偿后的控制指令。本发明的实现更加简洁，补偿精度更符合实际飞行状态，确保补偿的准确性。
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公开(公告)号：CN109579833B
公开(公告)日：2020-07-17
申请号：CN201811474203.9
申请日：2018-12-04
Applicant: 上海航天控制技术研究所
IPC: G01C21/16
Abstract: 本发明公开了一种返回式运载火箭垂直着陆阶段的组合导航方法，每一周期内的导航算法包含：步骤S1、捷联解算，得到当前时刻箭体水平方向姿态角、箭体沿垂直方向的降落速度和第一高度值，进入步骤S2。步骤S2、判断当前时刻捷联解算的结果是否满足相对组合导航条件，若是，进入S3，若否，则结束。步骤S3、进行激光测距组合解算，得到箭体质心到地面的第二高度值，进入步骤S4。步骤S4、将第二高度值在预设时间内的增量与第一高度值在相同预设时间内的增量进行比对，判断两者的增量差值是否在预设阈值范围内，若是，进入步骤S5，若否，则结束。步骤S5、根据所述第二高度值对当前时刻所述第一高度值进行修正。本发明提高了火箭着陆的安全性。
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公开(公告)号：CN107037739B
公开(公告)日：2020-02-14
申请号：CN201611100052.1
申请日：2016-12-02
Applicant: 上海航天控制技术研究所
Abstract: 本发明涉及一种运载火箭控制系统半实物仿真试验惯组模拟的方法，在进行半实物仿真调试、测试及正式试验阶段，可用于替代真实惯组及转台进行仿真试验，另外还具备测试真实转台和惯组动态特性的功能，该方法接收动力学模型的姿态、速度、位置信号，解算得到惯组陀螺及加表测量信号，模拟出惯组及转台的主要功能，实现正常模式及故障模式下的开环、闭环半实物仿真试验，测出转台+惯组组合体的动态特性，并且该方法可对现有转台与惯组的动态特性进行测试和模拟，在测试试验时惯组模拟器可模拟转台和惯组的主要功能，由姿态、速度、位置生成加表和陀螺测量信息，在试验过程中可代替真实设备进行试验，显著降低成本，并降低试验复杂度，简化流程。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN107037739A
公开(公告)日：2017-08-11
申请号：CN201611100052.1
申请日：2016-12-02
Applicant: 上海航天控制技术研究所
Abstract: 本发明涉及一种运载火箭控制系统半实物仿真试验惯组模拟的方法，在进行半实物仿真调试、测试及正式试验阶段，可用于替代真实惯组及转台进行仿真试验，另外还具备测试真实转台和惯组动态特性的功能，该方法接收动力学模型的姿态、速度、位置信号，解算得到惯组陀螺及加表测量信号，模拟出惯组及转台的主要功能，实现正常模式及故障模式下的开环、闭环半实物仿真试验，测出转台+惯组组合体的动态特性，并且该方法可对现有转台与惯组的动态特性进行测试和模拟，在测试试验时惯组模拟器可模拟转台和惯组的主要功能，由姿态、速度、位置生成加表和陀螺测量信息，在试验过程中可代替真实设备进行试验，显著降低成本，并降低试验复杂度，简化流程。
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公开(公告)号：CN106814596A
公开(公告)日：2017-06-09
申请号：CN201710024941.2
申请日：2017-01-13
Applicant: 上海航天控制技术研究所
Abstract: 本发明公开了一种运载火箭控制系统半实物仿真试验地面设备时间同步方法，在具有箭上时钟源的系统中，同步信号控制设备作为桥梁完成箭上产品及地面设备的时间同步，在无箭上时钟源的系统中，采用同步信号控制设备时钟源作为同步时钟完成地面设备间的时间同步。该方法解决了多设备、长时间仿真带来的时间不同步问题，提高了试验的有效性和可靠性，适用于多类不同通讯方式的半实物仿真系统，节约了设备成本。
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公开(公告)号：CN106742067A
公开(公告)日：2017-05-31
申请号：CN201611097491.1
申请日：2016-12-02
Applicant: 上海航天控制技术研究所
IPC: B64G1/24
CPC classification number: B64G1/24 , B64G2001/245
Abstract: 本发明提供了一种基于参考模型的姿控发动机在轨故障诊断处理系统与方法，主要内容有基于模型的姿控发动机输出估计模块、姿控发动机故障诊断模块、容错控制模块。通过本发明，可以解决在轨飞行器姿控发动机在轨故障诊断与控制分配问题，满足高可靠自主飞行要求，达到了很好的工程应用效果。
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公开(公告)号：CN106707791B
公开(公告)日：2019-10-08
申请号：CN201610791829.7
申请日：2016-08-31
Applicant: 上海航天控制技术研究所
Abstract: 本发明公开了一种运载火箭控制系统半实物仿真同步评价系统和方法，该方法包含步骤：S1，通过半实物仿真系统进行运载火箭控制系统半实物仿真时，同步仿真系统进行数学仿真，将半实物仿真和数学仿真各环节的输出数据实时对比，根据输出数据的偏差情况，实时评价半实物仿真系统的运行情况，控制仿真过程的运行或停止；S2，试验后，通过对整个周期半实物仿真和数学仿真各环节输出数据的分析，实现对整个半实物仿真过程的评价。本发明实现了对半实物仿真系统的实时监测，提高了系统的可靠性。
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公开(公告)号：CN106354147B
公开(公告)日：2019-08-09
申请号：CN201610970965.2
申请日：2016-10-31
Applicant: 上海航天控制技术研究所
IPC: G05D1/08
Abstract: 本发明涉及一种基于发动机预摆的大质心横移下的姿轨控耦合控制系统与方法，包括：质心估计模块、预摆角计算模块、程序角去噪与补偿模块、控制反馈偏差计算模块、增量式PID控制模块、等效伺服摆角指令与限幅模块。本发明解决了在轨飞行器大质心横移姿轨耦合的高精度控制问题，达到了很好的工程应用效果。
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