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公开(公告)号：CN117989936A
公开(公告)日：2024-05-07
申请号：CN202410253875.6
申请日：2024-03-06
Applicant: 上海宇航系统工程研究所
Abstract: 本发明提供了一种基于双重门限的火箭非线性段姿控方法，包括：为不同的姿控喷管配置两套回环系数，用以分析姿控喷管的故障模式；获取运载火箭的姿态偏差，若姿态偏差小于预设的阈值，则配置一路姿控喷管参与控制；若姿态偏差不小于预设阈值，则进一步判断运载火箭是否触发第二套姿控回环系数的门限，若触发，则配置备保姿控喷管参与控制运载火箭的姿态，直到姿态偏差小于预设阈值时，切断备保姿控喷管。本发明在不进行故障诊断的前提下，当姿态角偏差较大时，额外引入一套姿控喷管控制，从而消除因故障或控制能力不足引起的姿态偏差，可以有效适应非线性段姿控喷管常开、常关，以及极性错误故障，提高火箭的故障适应能力及姿态稳定性。
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公开(公告)号：CN106557022B
公开(公告)日：2021-04-23
申请号：CN201510628154.X
申请日：2015-09-29
Applicant: 上海宇航系统工程研究所
IPC: G05B9/03
Abstract: 本发明涉及一种运载火箭冗余时序控制系统，由箭载计算机、综合控制器、电阻盒、地面时序测试设备、显示终端及地面发控设备组成，综合控制器接收来自箭载计算机和地面发控设备的时间基准指令，根据预先装订的飞行时序数据控制相应的通路输出经电阻盒后至外部时序控制负载，电阻盒向地面时序测试设备提供时串测试信号、电磁阀波形采样信号、电爆电路监测信号和通路阻值信号接口，地面时序测试设备采样后通过显示终端进行显示供用户进行监视和判读。本发明的运载火箭冗余时序控制系统充分考虑了不同型号的通用性，可根据不同运载火箭构型进行灵活配置综合控制器和电阻盒的数量，具有高可靠性、高智能化和快速测试的特点。
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公开(公告)号：CN109066977A
公开(公告)日：2018-12-21
申请号：CN201810895753.1
申请日：2018-08-08
Applicant: 上海宇航系统工程研究所
CPC classification number: H02J13/0062 , H02H7/262
Abstract: 本发明涉及一种分布式航天飞行器智能供配电系统，由脉冲型电池、功能型电池、分区域的多台智能配电中心、主控设备、地面电源组成。脉冲型电池用于航天飞行器上对供电品质要求不高的负载供电，包括火工品、电磁阀、设备加温、电机类供电；功能型电池用于航天飞行器上对供电品质要求较高的负载供电，包括控制、测量类单机等。智能配电中心在航天飞行器上按区域分布，并通过标准总线相互连接。智能配电中心接收来自于主控设备的总线指令，完成航天飞行器上各负载供电的通断控制，并实现各负载短路、过流的智能切断保护。解决了传统航天飞行器电磁供配电系统体积大、重量重、集成化及智能化程度低的缺点，具有数字化、智能化、集成化和通用化特点。
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公开(公告)号：CN106406076A
公开(公告)日：2017-02-15
申请号：CN201610524903.9
申请日：2016-07-06
Applicant: 上海宇航系统工程研究所
IPC: G05B9/03
CPC classification number: G05B9/03
Abstract: 本发明涉及一种运载火箭热试车控制系统，由后端测试设备、前端测试设备和箭上系统设备组成，其中后端测试设备与前端测试设备通过以太网进行数据通信，前端测试设备与箭上系统设备主要通过1553B总线进行数据通信；后端测试设备根据测试流程向前端测试设备发出控制指令，前端测试设备接收执行或转发至箭上系统设备执行，前端测试设备同时采集自身和箭上系统设备的反馈信号，发送至后端测试设备上进行显示。本发明的运载火箭热试车控制系统具有数字化、智能化、集成化和通用化的特点。
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公开(公告)号：CN115163336A
公开(公告)日：2022-10-11
申请号：CN202210903280.1
申请日：2022-07-29
Applicant: 上海宇航系统工程研究所
Abstract: 本发明公开了本发明涉及一种运载火箭固体助推器室压分离控制方法及装置，包括：综合处理单元判断其与助推器燃烧室压力传感器之间的串口状态,当串口状态为正常或当串口状态为故障时将故障标志位置1，执行后续步骤；综合处理单元将压强数据发送至中心计算单元，中心计算单元判断压强数据的有效性；中心计算单元对单个助推器进行压强冗余表决；中心计算单元判断每个助推器是否满足室压分离条件，若满足，该助推器已达到关机要求，当且仅当N个助推器均满足室压分离条件，才可执行助推分离。首次提出了固体助推器燃烧室压强控制分离的方法，具有较高的可靠性和适应性，适应一度故障，同时兼顾适应了部分二度故障。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：CN113532869A
公开(公告)日：2021-10-22
申请号：CN202110653564.5
申请日：2021-06-11
Applicant: 上海宇航系统工程研究所
IPC: G01M15/14
Abstract: 本发明涉及一种新型液体运载火箭耗关传感器的设置方法，步骤一，计算耗关液位容积V；步骤二，根据贮箱容积数据，计算耗关液位容积V对应的耗关液位高度h；步骤三，在贮箱内高度h处安装两个耗关传感器组，所述两个耗关传感器组沿贮箱中心轴对称，每个耗关传感器组由两个耗关传感器并联构成；步骤四、两个耗关传感器组串联，向外发送耗关信号。本发明可以实现液体运载火箭耗关传感器液位高度设计，能够有效规避推进剂晃动影响，减少推进剂剩余量，有利于提高运载能力，并采用冗余设计，能够适应两个耗关传感器组各一个耗关传感器失效工况，显著提高系统故障适应能力，高可靠的获取耗关信号，确保火箭正常飞行。
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公开(公告)号：CN106773843A
公开(公告)日：2017-05-31
申请号：CN201611119795.3
申请日：2016-12-08
Applicant: 上海宇航系统工程研究所
IPC: G05B19/04
CPC classification number: G05B19/04
Abstract: 本发明涉及一种运载火箭热试车控制系统，由后端测试设备、前端测试设备和箭上系统设备组成，其中后端测试设备与前端测试设备通过以太网进行数据通信，前端测试设备与箭上系统设备主要通过1553B总线进行数据通信；后端测试设备根据测试流程向前端测试设备发出控制指令，前端测试设备接收执行或转发至箭上系统设备执行，前端测试设备同时采集自身和箭上系统设备的反馈信号，发送至后端测试设备上进行显示。本发明的运载火箭热试车控制系统具有数字化、智能化、集成化和通用化的特点。
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公开(公告)号：CN105447210A
公开(公告)日：2016-03-30
申请号：CN201410410024.4
申请日：2014-08-20
Applicant: 上海宇航系统工程研究所
IPC: G06F17/50
Abstract: 本发明是一种提高运载火箭负载电压电流计算效率的方法，该方法包括如下步骤：S1）、根据运载火箭电气系统原理图获得电气系统电路模型；S2）、根据火箭飞行过程中的时序及不同时刻负载通断情况，得到飞行时序矩阵；S3）、根据飞行时序矩阵和电池放电曲线获得火箭飞行中不同时刻电池电压值；S4）、获得各部分电缆阻值；S5）、获得电磁阀负载和火工品负载各自的阻值；S6）、获得电磁阀负载和火工品负载的电路模型；S7）、根据各自的电路模型获得各自的电压计算公式；S8）、将电压计算公式分别转换为计算矩阵并将步骤S3至S5中获得的值带入计算获得电磁阀负载电压值和火工品负载的电流值。本发明使得运载火箭负载电压和电流的计算效率得到显著提高，同时提高了准确度。
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公开(公告)号：CN115396082B
公开(公告)日：2024-02-09
申请号：CN202210883340.8
申请日：2022-07-26
Applicant: 上海宇航系统工程研究所
Abstract: 一种用于运载火箭的抵抗长距离通信相位畸变的方法，在主机和从机之间增加至少一个中继器；利用中继器对链路中的信号进行整形；主机采用码同步作为同步信号，从机采用移位时钟信号作为同步信号，主机和从机的同步信号相互独立，从机根据码同步信号对帧同步信号进行采集，主机根据移位时钟对数据进行采集。本发明方法加入信号中继器使得运载火箭在长距离情况下，所有信号的传输可靠性均可保证，特别是高频信号也可以有较强抵抗信号畸变的能力；在抵抗信号畸变的同时采用新的通信协议，主机和从机使用独立的同步信号，消除通信距离过长和中继器带来的相位滞后对数据通信的影响。
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公开(公告)号：CN116894321A
公开(公告)日：2023-10-17
申请号：CN202310496116.8
申请日：2023-05-05
Applicant: 上海宇航系统工程研究所
IPC: G06F30/20 , G06F119/14
Abstract: 本发明涉及一种基于被动减载的火箭控制能力分析方法，属于运载火箭控制系统领域，主要通过被动减载的方式，优化火箭飞行程序角，降低大风区箭体受到的载荷，提高火箭在发射场的发射概率。该发明主要包括：步骤1：统计火箭设计时所采用的概率风场；步骤2：建立基于被动减载的攻摆角计算动力学模型；步骤3：获取被动减载攻摆角计算结果。本发明所述的基于被动减载的火箭控制能力分析方法，可以有效降低大风区火箭受到的载荷，提高火箭的发射概率。
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