專利名稱：基于飛輪的衛(wèi)星繞瞬時(shí)歐拉軸逐次逼近姿態(tài)機(jī)動(dòng)控制裝置及其控制方法
技術(shù)領(lǐng)域：
本發(fā)明涉及一種衛(wèi)星姿態(tài)調(diào)整的控制裝置及其控制方法。
背景技術(shù)：
大角度姿態(tài)機(jī)動(dòng)已經(jīng)逐漸成為現(xiàn)代小衛(wèi)星的一項(xiàng)必備功能?，F(xiàn)有的衛(wèi)星大角度姿 態(tài)機(jī)動(dòng)一般采用噴氣控制來實(shí)現(xiàn)，但是由于頻繁的大角度姿態(tài)機(jī)動(dòng)，勢(shì)必會(huì)造成衛(wèi)星燃料 的大量消耗使衛(wèi)星的使用壽命受到制約，而且噴氣的控制系統(tǒng)配置也較為復(fù)雜，使衛(wèi)星的 體積和重量都難以減小。

發(fā)明內(nèi)容
本發(fā)明為了解決采用噴氣控制實(shí)現(xiàn)衛(wèi)星大角度姿態(tài)機(jī)動(dòng)存在的燃料消耗大，衛(wèi)星 的使用壽命短，且噴氣的控制系統(tǒng)配置復(fù)雜，衛(wèi)星的體積和重量都難以減小的問題，而提出 的基于飛輪的衛(wèi)星繞瞬時(shí)歐拉軸逐次逼近姿態(tài)機(jī)動(dòng)控制裝置及其控制方法?；陲w輪的衛(wèi)星繞瞬時(shí)歐拉軸逐次逼近姿態(tài)機(jī)動(dòng)控制裝置，它包括星體角速度傳 感器、星體角位置傳感器和反作用飛輪；它還包括星載控制組件，所述星載控制組件包括瞬 時(shí)歐拉軸算法模塊、逐次逼近算法模塊、目標(biāo)姿態(tài)位置模塊、比例項(xiàng)Kp乘法器模塊、誤差角 速度估計(jì)算法模塊、阻尼項(xiàng)Kd乘法器模塊和減法器；所述星體角速度傳感器用于檢測(cè)星體的角速度，并將檢測(cè)到的角速度數(shù)據(jù)發(fā)送給 星載控制組件中的誤差角速度估計(jì)算法模塊；所述星體角位置傳感器用于檢測(cè)星體的角位置，并將檢測(cè)到的角位置數(shù)據(jù)同時(shí)發(fā) 送給星載控制組件中的瞬時(shí)歐拉軸算法模塊和誤差角速度估計(jì)算法模塊；所述瞬時(shí)歐拉軸算法模塊用于接收星體角位置傳感器發(fā)送的角位置數(shù)據(jù)，并通過 瞬時(shí)歐拉軸算法計(jì)算得到衛(wèi)星當(dāng)前姿態(tài)的瞬時(shí)歐拉軸數(shù)據(jù)，并發(fā)送給逐次逼近算法模塊；所述瞬時(shí)歐拉軸算法模塊還用于接收目標(biāo)姿態(tài)位置模塊發(fā)送的目標(biāo)姿態(tài)位置數(shù) 據(jù)，并將其發(fā)送給逐次逼近算法模塊；所述目標(biāo)姿態(tài)位置模塊發(fā)送的目標(biāo)姿態(tài)位置數(shù)據(jù)是根據(jù)時(shí)間調(diào)用的存儲(chǔ)器中的 數(shù)據(jù)或者根據(jù)地面站發(fā)送的遙控指令生成的位置數(shù)據(jù)；所述逐次逼近算法模塊將接收到的衛(wèi)星當(dāng)前姿態(tài)的瞬時(shí)歐拉軸數(shù)據(jù)和目標(biāo)姿態(tài) 位置數(shù)據(jù)進(jìn)行比較獲得偏差量，并截取一部分偏差量進(jìn)行逐步逼近目標(biāo)值的計(jì)算，并將計(jì) 算得到的數(shù)據(jù)發(fā)送給比例項(xiàng)Kp乘法器模塊；所述比例項(xiàng)Kp乘法器模塊將接收到的數(shù)據(jù)與預(yù)先設(shè)定的比例項(xiàng)Kp相乘，并將得 到的數(shù)據(jù)發(fā)送到減法器；所述誤差角速度估計(jì)算法模塊將接收到的角速度數(shù)據(jù)和角位置數(shù)據(jù)通過誤差角 速度計(jì)算得到誤差角數(shù)據(jù)，并將得到的誤差角數(shù)據(jù)發(fā)送到阻尼項(xiàng)Kd乘法器模塊；所述阻尼項(xiàng)Kd乘法器模塊將接收到的誤差角數(shù)據(jù)與預(yù)先設(shè)定的阻尼項(xiàng)Kd相乘，并將得到的數(shù)據(jù)發(fā)送到減法器；所述減法器將接收到的比例項(xiàng)Kp乘法器模塊發(fā)送的數(shù)據(jù)和阻尼項(xiàng)Kd乘法器模塊 發(fā)送的數(shù)據(jù)作差，得到并發(fā)送飛輪控制數(shù)據(jù)指令；所述反作用飛輪依據(jù)控制數(shù)據(jù)指令來改變力矩，實(shí)現(xiàn)衛(wèi)星的姿態(tài)機(jī)動(dòng)?；陲w輪的衛(wèi)星繞瞬時(shí)歐拉軸逐次逼近姿態(tài)機(jī)動(dòng)控制裝置的控制方法，它通過如 下算法實(shí)現(xiàn)首先根據(jù)所述控制裝置的系統(tǒng)要求，設(shè)定控制裝置的參數(shù)，需要設(shè)計(jì)的參數(shù)有 Kd、Kp、Limit60，然后采用四元數(shù)表示衛(wèi)星在姿態(tài)參考坐標(biāo)系中的姿態(tài)為Qb = [QbO Qbl Qb2Qb3]T ；其中參數(shù)Kd是衛(wèi)星控制器微分系數(shù)矩陣，參數(shù)Kp為衛(wèi)星控制器比例系數(shù)矩陣， 參數(shù)LimiteO為衛(wèi)星捕獲階段，限制機(jī)動(dòng)角速度的上限系數(shù)；對(duì)于姿態(tài)偏差四元數(shù)Qe = [QeO Qel Qe2 Qe3]T為衛(wèi)星相對(duì)目標(biāo)坐標(biāo)系姿態(tài)四元 數(shù)及分量，Qe為衛(wèi)星相對(duì)目標(biāo)坐標(biāo)系姿態(tài)四元數(shù)，QeO為標(biāo)部，[Qel Qe2 Qe3]T為矢部；根 據(jù)乘法關(guān)系可得出，Qe = Qt* Θ Qb公式五其中符號(hào)*表示共軛，Qt = [QtO Qtl Qt2 Qt3]T為目標(biāo)坐標(biāo)系姿態(tài)四元數(shù)及分 量，Qt為目標(biāo)坐標(biāo)系姿態(tài)四元數(shù)；對(duì)于姿態(tài)偏差角速度We，根據(jù)運(yùn)動(dòng)方程得出；We = Wb-Wt公式六其中We = [ffex Wey Wez]T為衛(wèi)星相對(duì)目標(biāo)角速度在衛(wèi)星本體坐標(biāo)系中的向量Wt =[fftxffty Wtz]T為目標(biāo)坐標(biāo)系角速度在衛(wèi)星本體坐標(biāo)系中的向量Wb = [Wbx Wby ffbz]τ 為衛(wèi)星角速度在衛(wèi)星本體坐標(biāo)系中的向量；Wb為星體角速度傳感器1的測(cè)量量；根據(jù)旋轉(zhuǎn)姿態(tài)四元數(shù)的定義，當(dāng)已知矢量re及繞其轉(zhuǎn)過的角度σ e時(shí)可以定義四 元數(shù)Qe = [cos ( σ e/2)，rsin ( σ e/2)]，姿態(tài)誤差四元數(shù)Qe表達(dá)了衛(wèi)星當(dāng)前姿態(tài)與目標(biāo)姿 態(tài)的瞬時(shí)歐拉軸和偏差角的關(guān)系，即σ e = 2COS"1 (QeO), re = [Qel, Qe2, Qe3]T/sin ( σ e/2) 公式七由公式七可知，使σ e = 0，則機(jī)動(dòng)角速度的方向應(yīng)為re的方向，即瞬時(shí)歐拉軸的 方向ne = [Qel，Qe2, Qe3]T ；則所述控制信號(hào)u為u = -2Kp*ne*sign (QeO) -Kd*ffe = _[2Kpx 氺 Qel 氺 sign (QeO)+Kdx 氺 Wex2Kpy 氺 Qe2 氺 sig η (QeO) +Kdy*Wey2Kpz*Qe3*sign (QeO) +Kdz*Wez]公式八其中公式中SignO表示符號(hào)函數(shù)；ne = [Qel, Qe2, Qe3]T為瞬時(shí)歐拉軸的方向， 控制信號(hào)u穿越零的條件為2Kp*ne*sign (QeO) +Kd*We = 0公式九對(duì)姿態(tài)偏差四元數(shù)Qe進(jìn)行限幅，即Qemax = max (| Qe 11，Qe2 |，Qe3 |)，公式十當(dāng) Qemax > Limit60 時(shí)ne = Limit60*ne/Qemax公式^^一根據(jù)公式八、公式十和公式十一的計(jì)算得出飛輪控制輸入力矩向量tw為Tw = _(2Kp*ne*sign (QeO)+Kd*We)公式十二公式十二中Tw = [Twx Twy Twzjt為衛(wèi)星控制器計(jì)算的飛輪控制輸入力矩向量及 分量；Tw為衛(wèi)星控制器計(jì)算的飛輪控制輸入力矩向量；Tmax為衛(wèi)星飛輪可輸出的最大力矩；對(duì)控制信號(hào)Tw進(jìn)行處理，當(dāng)Tw向量中的任
6一分量大于Tmax時(shí)，對(duì)Tw進(jìn)行向量限幅，即Tcmax = max (| Twx |，| Twy |，| Twz |)，公式十三當(dāng) Tcmax > Tmax 時(shí)Tw = Tmax*Tw/Tcmax ；所述控制信號(hào)Tw即為所述反作用飛輪產(chǎn)生力矩所依據(jù)控制數(shù)據(jù)指令。本發(fā)明利用了一般只用于衛(wèi)星的穩(wěn)定模式控制的反作用飛輪3，應(yīng)用在大角度姿 態(tài)機(jī)動(dòng)控制，提高了系統(tǒng)資源的利用率；反作用飛輪3僅利用電能，不消耗其它星上資源， 對(duì)于需要頻繁大角度姿態(tài)機(jī)動(dòng)的衛(wèi)星，不消耗燃料，使衛(wèi)星的使用壽命延長(zhǎng)，且由于不用噴 氣系統(tǒng)，使衛(wèi)星的系統(tǒng)簡(jiǎn)單、重量輕、成本低，本發(fā)明可廣泛適用于各種需要進(jìn)行姿態(tài)機(jī)動(dòng) 的衛(wèi)星。


圖1為本發(fā)明的模塊結(jié)構(gòu)示意圖。
具體實(shí)施例方式具體實(shí)施方式
一結(jié)合圖1說明本實(shí)施方式，本實(shí)施方式包括星體角速度傳感器 1、星體角位置傳感器2和反作用飛輪3 ；它還包括星載控制組件5，所述星載控制組件5包 括瞬時(shí)歐拉軸算法模塊5-1、逐次逼近算法模塊5-2、目標(biāo)姿態(tài)位置模塊5-3、比例項(xiàng)Kp乘法 器模塊5-4、誤差角速度估計(jì)算法模塊5-5、阻尼項(xiàng)Kd乘法器模塊5-6和減法器5-7 ；所述星體角速度傳感器1用于檢測(cè)星體的角速度，并將檢測(cè)到的角速度數(shù)據(jù)發(fā)送 給星載控制組件5中的誤差角速度估計(jì)算法模塊5-5 ；所述星體角位置傳感器2用于檢測(cè)星體的角位置，并將檢測(cè)到的角位置數(shù)據(jù)同時(shí) 發(fā)送給星載控制組件5中的瞬時(shí)歐拉軸算法模塊5-1和誤差角速度估計(jì)算法模塊5-5 ；所述瞬時(shí)歐拉軸算法模塊5-1用于接收星體角位置傳感器2發(fā)送的角位置數(shù)據(jù)， 并通過瞬時(shí)歐拉軸算法計(jì)算得到衛(wèi)星當(dāng)前姿態(tài)的瞬時(shí)歐拉軸數(shù)據(jù)，并發(fā)送給逐次逼近算法 模塊5-2 ；所述瞬時(shí)歐拉軸算法模塊5-1還用于接收目標(biāo)姿態(tài)位置模塊5-3發(fā)送的目標(biāo)姿態(tài) 位置數(shù)據(jù)，并將其發(fā)送給逐次逼近算法模塊5-2 ；所述目標(biāo)姿態(tài)位置模塊5-3發(fā)送的目標(biāo)姿態(tài)位置數(shù)據(jù)是根據(jù)時(shí)間調(diào)用的存儲(chǔ)器 中的數(shù)據(jù)或者根據(jù)地面站發(fā)送的遙控指令生成的位置數(shù)據(jù)；所述逐次逼近算法模塊5-2將接收到的衛(wèi)星當(dāng)前姿態(tài)的瞬時(shí)歐拉軸數(shù)據(jù)和目標(biāo) 姿態(tài)位置數(shù)據(jù)，通過將衛(wèi)星當(dāng)前姿態(tài)的瞬時(shí)歐拉軸數(shù)據(jù)與目標(biāo)姿態(tài)的瞬時(shí)歐拉軸數(shù)據(jù)進(jìn)行 比較獲得偏差量，并截取一部分偏差量進(jìn)行逐步逼近目標(biāo)值的計(jì)算，并將計(jì)算得到的數(shù)據(jù) 發(fā)送給比例項(xiàng)Kp乘法器模塊5-4 ；所述比例項(xiàng)Kp乘法器模塊5-4將接收到的數(shù)據(jù)與預(yù)先設(shè)定的比例項(xiàng)Kp相乘，并 將得到的數(shù)據(jù)發(fā)送到減法器5-7 ；所述誤差角速度估計(jì)算法模塊5-5將接收到的角速度數(shù)據(jù)和角位置數(shù)據(jù)通過誤 差角速度計(jì)算得到誤差角數(shù)據(jù)，并將得到的誤差角數(shù)據(jù)發(fā)送到阻尼項(xiàng)Kd乘法器模塊5-6 ；所述阻尼項(xiàng)Kd乘法器模塊5-6將接收到的誤差角數(shù)據(jù)與預(yù)先設(shè)定的阻尼項(xiàng)Kd相 乘，并將得到的數(shù)據(jù)發(fā)送到減法器5-7 ；
所述減法器5-7將接收到的比例項(xiàng)Kp乘法器模塊5-4發(fā)送的數(shù)據(jù)和阻尼項(xiàng)Kd乘 法器模塊5-6發(fā)送的數(shù)據(jù)作差，得到并發(fā)送飛輪控制數(shù)據(jù)指令；所述反作用飛輪3依據(jù)控制數(shù)據(jù)指令來產(chǎn)生力矩，實(shí)現(xiàn)衛(wèi)星的姿態(tài)機(jī)動(dòng)。
具體實(shí)施方式
二 結(jié)合圖1說明本實(shí)施方式，本實(shí)施方式與具體實(shí)施方式
一不同 點(diǎn)在于它還增加了控制向量限幅器模塊5-8 ；所述控制向量限幅器模塊5-8用于接收減法 器5-7發(fā)送的飛輪控制數(shù)據(jù)指令，并進(jìn)行向量限幅，并發(fā)送向量限幅后的飛輪控制數(shù)據(jù)指 令。其它組成和連接方式與具體實(shí)施方式
一相同。
具體實(shí)施方式
三采用具體實(shí)施方式
一或二所述基于飛輪的衛(wèi)星繞瞬時(shí)歐拉軸逐 次逼近姿態(tài)機(jī)動(dòng)控制裝置的控制方法，它通過如下算法實(shí)現(xiàn)首先根據(jù)所述控制裝置的系統(tǒng)要求，設(shè)定控制裝置的參數(shù)，需要設(shè)計(jì)的參數(shù)有 Kd、Kp、Limit60，其中Kd = diag([Kdx Kdy Kdz]T)，參數(shù)Kd為衛(wèi)星控制器微分系數(shù)矩陣Kp = diag ([KpxKpy Kpz]τ)參數(shù)Kp為衛(wèi)星控制器比例系數(shù)矩陣，設(shè)計(jì)原則為Kp = Ib*Wc2，公式一Kd = 2Ib*keci*Wc，公式二參數(shù)LimiteO為衛(wèi)星捕獲階段，限制機(jī)動(dòng)角速度的上限系數(shù)；Limit60的設(shè)計(jì)值 為L(zhǎng)imit60 = 2keci*WLimit/Wc，公式三上述公式一、二和三中的參數(shù)Wc為選定的系統(tǒng)頻率，參數(shù)keci為選定的系統(tǒng)阻尼 比，參數(shù)Wlimit為限制機(jī)動(dòng)角速度的上限值；其中Ib = diag(Ibx Iby Ibz]τ)為衛(wèi)星轉(zhuǎn)動(dòng) 慣量矩陣；星體轉(zhuǎn)動(dòng)的誤差角估計(jì)算法，為避免計(jì)算中出現(xiàn)大角度奇異問題，所述誤差角速 度計(jì)算方法，采用四元數(shù)表示衛(wèi)星在姿態(tài)參考坐標(biāo)系中的姿態(tài)，星體運(yùn)動(dòng)學(xué)方程可寫為dQb/dt = 0. 5Qb Θ Wb公式四式中Θ表示四元數(shù)乘積，其中Qb = [QbO Qbl Qb2 Qb3]T為衛(wèi)星姿態(tài)四元數(shù)及分 量，參數(shù)Qb為衛(wèi)星姿態(tài)四元數(shù)在衛(wèi)星本體坐標(biāo)系中的向量，QbO為標(biāo)部，[Qbl Qb2 Qb3]T* 矢部，Wb= [ffbx Wby Wbz]T為衛(wèi)星角速度在衛(wèi)星本體坐標(biāo)系中的向量及分量；參數(shù)Wb為 衛(wèi)星角速度在衛(wèi)星本體坐標(biāo)系中的向量；當(dāng)星體角位置傳感器2有輸出時(shí)，參數(shù)Qb為星體角位置傳感器2的測(cè)量值，否則， 采用積分確定Qb，所述積分公式即為公式四，對(duì)于姿態(tài)偏差四元數(shù)Qe = [QeO Qel Qe2 Qe3]T為衛(wèi)星相對(duì)目標(biāo)坐標(biāo)系姿態(tài)四元 數(shù)及分量，Qe為衛(wèi)星相對(duì)目標(biāo)坐標(biāo)系姿態(tài)四元數(shù)，QeO為標(biāo)部，[Qel Qe2 Qe3]T為矢部；根 據(jù)乘法關(guān)系可得出，Qe = Qt* Θ Qb公式五其中符號(hào)*表示共軛，Qt = [QtO Qtl Qt2 Qt3]T為目標(biāo)坐標(biāo)系姿態(tài)四元數(shù)及分 量，Qt為目標(biāo)坐標(biāo)系姿態(tài)四元數(shù)，對(duì)于姿態(tài)偏差角速度We，根據(jù)運(yùn)動(dòng)方程得出；We = Wb-Wt公式六其中We = [ffex Wey Wez]T為衛(wèi)星相對(duì)目標(biāo)角速度在衛(wèi)星本體坐標(biāo)系中的向量及 分量，We為衛(wèi)星相對(duì)目標(biāo)角速度在衛(wèi)星本體坐標(biāo)系中的向量，Wb = [ffbx Wby衛(wèi)星
8角速度在衛(wèi)星本體坐標(biāo)系中的向量及分量，Wb為衛(wèi)星角速度在衛(wèi)星本體坐標(biāo)系中的向量； Wt= [fftx Wty目標(biāo)坐標(biāo)系角速度在衛(wèi)星本體坐標(biāo)系中的向量及分量，Wt為目標(biāo)
坐標(biāo)系角速度在衛(wèi)星本體坐標(biāo)系中的向量；根據(jù)旋轉(zhuǎn)姿態(tài)四元數(shù)的定義，當(dāng)已知矢量re及繞其轉(zhuǎn)過的角度^e可以定義四 元數(shù)Qe = [cos(oe/2), resin ( ο e/2)]，因此，姿態(tài)誤差四元數(shù)Qe表達(dá)了衛(wèi)星當(dāng)前姿態(tài) 與目標(biāo)姿態(tài)的瞬時(shí)歐拉軸和偏差角的關(guān)系，即σ e = 2COS—1 (QeO)，re = [Qe 1, Qe2, Qe3]T/ sin(o e/2)公式七機(jī)動(dòng)的目的是為使oe = 0，由公式七可知，為使oe = 0，則機(jī)動(dòng)角速度的方向應(yīng) 為re的方向，即瞬時(shí)歐拉軸的方向ne = [Qe 1, Qe2, Qe3]T ；則所述控制信號(hào)u為u = -2Kp*ne*sign (QeO) -Kd*ffe = _[2Kpx 氺 Qel 氺 sign (QeO)+Kdx 氺 Wex2Kpy 氺 Qe2 氺 sig η (QeO) +Kdy*Wey2Kpz*Qe3*sign (QeO) +Kdz*Wez]公式八其中公式中SignO表示符號(hào)函數(shù)；公式八中ne = [Qel，Qe2，Qe3]T為瞬時(shí)歐拉軸 的方向，由公式八可知，控制信號(hào)u穿越零的條件為2Kp*ne*sign (QeO)+Kd*We = 0公式九為避免反作用飛輪3轉(zhuǎn)速飽和，對(duì)姿態(tài)偏差四元數(shù)Qe進(jìn)行限幅，即Qemax = max (| Qe 11，Qe2 |，Qe3 |)，公式十當(dāng) Qemax > Limit60 時(shí)ne = Limit60*ne/Qemax公式^^一根據(jù)公式八、公式十和公式十一可以得到飛輪控制輸入力矩向量Tw為Tw = _(2Kp*ne*sign (QeO)+Kd*We)公式十二公式十二中Tw = [Twx Twy TwzJt為衛(wèi)星控制器計(jì)算的飛輪控制輸入力矩向量及 分量；Tw為衛(wèi)星控制器計(jì)算的飛輪控制輸入力矩向量；為防止飛輪控制信號(hào)超出飛輪控制能力Tmax，Tmax為衛(wèi)星飛輪可輸出的最大力 矩；對(duì)控制信號(hào)Tw進(jìn)行處理，當(dāng)Tw向量中的任一分量大于Tmax時(shí)，對(duì)Tw進(jìn)行向量限幅， 即Tcmax = max (| Twx |，| Twy |，| Twz |)，公式十三當(dāng) Tcmax > Tmax 時(shí)Tw = Tmax*Tw/Tcmax ；所述控制信號(hào)Tw即為所述反作用飛輪3產(chǎn)生力矩所依據(jù)控制數(shù)據(jù)指令。
具體實(shí)施方式
四本實(shí)施方式與具體實(shí)施方式
三不同點(diǎn)在于所述試驗(yàn)衛(wèi)星三號(hào) 的技術(shù)參數(shù)為Tmax = 0. 04Nm ;Ib = diag([Ibx IbyI bz]T) = diag([45. 584，47. 268， 46. 943]T) kg m2 ；Wc = 0. 2462，keci = 0. 9850，Wlimit = 0. 5° /s，設(shè)計(jì)的 Kd、Kp、Limit60 為Kp = Ib*Wc2 = diag([2. 764,2. 866,2. 846]T)，Kd = 2Ib*keci*Wc = diag([22. 111,22. 928,22. 771]T)Limit60 = 2keci*WLimit/ffc = 2. 5°。當(dāng)星體角位置傳感器2有輸出時(shí)，參數(shù)Qb為星體角位置傳感器2的測(cè)量值，否則， 使用積分方程dQb/dt = 0. 5Qb Θ Wb對(duì)于姿態(tài)偏差四元數(shù)Qe，根據(jù)乘法關(guān)系，有Qe = Qt* Θ Qb對(duì)于姿態(tài)偏差角速度We，根據(jù)運(yùn)動(dòng)方程，有We = Wb-Wt瞬時(shí)歐拉軸ne = [Qel, Qe2, Qe3]T。
u = -2Kp*ne*sign(QeO)-Kd^ffeQmax = max (| Qel |，Qe2 |，Qe3 |)，當(dāng) Qmax > Limit60 時(shí)ne = Limit60*ne/QmaxTw = -(2Kp*Ne*sign(QeO)+Kd*We)Tcmax = max (| Twx |，| Twy |，| Twz |)，當(dāng)Tcmax > Tmax時(shí)Tw = Tmax*Tw/Tcmax。其它組成和連接方式與具體實(shí)施方式
三相同。以上內(nèi)容是結(jié)合具體的優(yōu)選實(shí)施方式對(duì)本發(fā)明所作的進(jìn)一步詳細(xì)說明，不能認(rèn)定 本發(fā)明的具體實(shí)施只局限于這些說明。對(duì)于本所屬技術(shù)領(lǐng)域的普通技術(shù)人員來說，在不脫 離本發(fā)明構(gòu)思的前提下，還可以做出若干簡(jiǎn)單推演或替換，都應(yīng)當(dāng)視為屬于本發(fā)明所提交 的權(quán)利要求書確定的專利保護(hù)范圍。
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權(quán)利要求
基于飛輪的衛(wèi)星繞瞬時(shí)歐拉軸逐次逼近姿態(tài)機(jī)動(dòng)控制裝置，它包括星體角速度傳感器(1)、星體角位置傳感器(2)和反作用飛輪(3)；其特征在于它還包括星載控制組件(5)，所述星載控制組件(5)包括瞬時(shí)歐拉軸算法模塊(5 1)、逐次逼近算法模塊(5 2)、目標(biāo)姿態(tài)位置模塊(5 3)、比例項(xiàng)Kp乘法器模塊(5 4)、誤差角速度估計(jì)算法模塊(5 5)、阻尼項(xiàng)Kd乘法器模塊(5 6)和減法器(5 7)；所述星體角速度傳感器(1)用于檢測(cè)星體的角速度，并將檢測(cè)到的角速度數(shù)據(jù)發(fā)送給星載控制組件(5)中的誤差角速度估計(jì)算法模塊(5 5)；所述星體角位置傳感器(2)用于檢測(cè)星體的角位置，并將檢測(cè)到的角位置數(shù)據(jù)同時(shí)發(fā)送給星載控制組件(5)中的瞬時(shí)歐拉軸算法模塊(5 1)和誤差角速度估計(jì)算法模塊(5 5)；所述瞬時(shí)歐拉軸算法模塊(5 1)用于接收星體角位置傳感器(2)發(fā)送的角位置數(shù)據(jù)，并通過瞬時(shí)歐拉軸算法計(jì)算得到衛(wèi)星當(dāng)前姿態(tài)的瞬時(shí)歐拉軸數(shù)據(jù)，并發(fā)送給逐次逼近算法模塊(5 2)；所述目標(biāo)姿態(tài)位置模塊(5 3)用于根據(jù)時(shí)間調(diào)用的存儲(chǔ)器中的數(shù)據(jù)或者根據(jù)地面站發(fā)送的遙控指令生成目標(biāo)姿態(tài)位置數(shù)據(jù)；并將該目標(biāo)姿態(tài)位置數(shù)據(jù)發(fā)送給瞬時(shí)歐拉軸算法模塊(5 1)所述瞬時(shí)歐拉軸算法模塊(5 1)還用于接收目標(biāo)姿態(tài)位置模塊(5 3)發(fā)送的目標(biāo)姿態(tài)位置數(shù)據(jù)，并將其發(fā)送給逐次逼近算法模塊(5 2)；所述逐次逼近算法模塊(5 2)將接收到的衛(wèi)星當(dāng)前姿態(tài)的瞬時(shí)歐拉軸數(shù)據(jù)和目標(biāo)姿態(tài)位置數(shù)據(jù)，通過將衛(wèi)星當(dāng)前姿態(tài)的瞬時(shí)歐拉軸數(shù)據(jù)與目標(biāo)姿態(tài)的瞬時(shí)歐拉軸數(shù)據(jù)進(jìn)行比較獲得偏差量，并通過對(duì)姿態(tài)偏差四元數(shù)進(jìn)行限幅進(jìn)行逐步逼近目標(biāo)值的計(jì)算，并將計(jì)算得到的數(shù)據(jù)發(fā)送給比例項(xiàng)Kp乘法器模塊(5 4)；所述比例項(xiàng)Kp乘法器模塊(5 4)將接收到的數(shù)據(jù)與預(yù)先設(shè)定的比例項(xiàng)Kp相乘，并將得到的數(shù)據(jù)發(fā)送到減法器(5 7)；所述誤差角速度估計(jì)算法模塊(5 5)將接收到的角速度數(shù)據(jù)和角位置數(shù)據(jù)通過誤差角速度計(jì)算得到誤差角數(shù)據(jù)，并將得到的誤差角數(shù)據(jù)發(fā)送到阻尼項(xiàng)Kd乘法器模塊(5 6)；所述阻尼項(xiàng)Kd乘法器模塊(5 6)將接收到的誤差角數(shù)據(jù)與預(yù)先設(shè)定的阻尼項(xiàng)Kd相乘，并將得到的數(shù)據(jù)發(fā)送到減法器(5 7)；所述減法器(5 7)將接收到的比例項(xiàng)Kp乘法器模塊(5 4)發(fā)送的數(shù)據(jù)和阻尼項(xiàng)Kd乘法器模塊(5 6)發(fā)送的數(shù)據(jù)作差，得到并發(fā)送飛輪控制數(shù)據(jù)指令；所述反作用飛輪(3)依據(jù)控制數(shù)據(jù)指令來改變力矩，實(shí)現(xiàn)衛(wèi)星的姿態(tài)機(jī)動(dòng)。
2.根據(jù)權(quán)利要求1所述的基于飛輪的衛(wèi)星繞瞬時(shí)歐拉軸逐次逼近姿態(tài)機(jī)動(dòng)控制裝置， 其特征在于它還包括控制向量限幅器模塊(5-8)；所述控制向量限幅器模塊(5-8)用于接 收減法器(5-7)發(fā)送的飛輪控制數(shù)據(jù)指令，并進(jìn)行向量限幅，并發(fā)送向量限幅后的飛輪控 制數(shù)據(jù)指令。
3.采用如權(quán)利要求2所述的基于飛輪的衛(wèi)星繞瞬時(shí)歐拉軸逐次逼近姿態(tài)機(jī)動(dòng)控制裝 置的控制方法，其特征在于所述控制方法的過程為首先根據(jù)所述控制裝置的系統(tǒng)要求，設(shè)定控制裝置的參數(shù)，需要設(shè)計(jì)的參數(shù)有Kd、Kp、 Limit60，然后采用四元數(shù)表示衛(wèi)星在姿態(tài)參考坐標(biāo)系中的姿態(tài)為Qb = [QbO Qbl Qb2Qb3]T ；其中參數(shù)Kd是衛(wèi)星控制器微分系數(shù)矩陣，參數(shù)Kp為衛(wèi)星控制器比例系數(shù)矩陣，參數(shù)LimiteO 為衛(wèi)星捕獲階段，限制機(jī)動(dòng)角速度的上限系數(shù)；對(duì)于姿態(tài)偏差四元數(shù)Qe= [QeO Qel Qe2 Qe3]T為衛(wèi)星相對(duì)目標(biāo)坐標(biāo)系姿態(tài)四元數(shù)及 分量，Qe為衛(wèi)星相對(duì)目標(biāo)坐標(biāo)系姿態(tài)四元數(shù)，QeO為標(biāo)部，[Qel Qe2矢部，根據(jù)乘法關(guān)系可得出，Qe = Qt* Θ Qb公式五其中符號(hào)*表示共軛，Qt = [QtO Qtl Qt2 Qt3]T為目標(biāo)坐標(biāo)系姿態(tài)四元數(shù)及分量，Qt 為目標(biāo)坐標(biāo)系姿態(tài)四元數(shù)；對(duì)于姿態(tài)偏差角速度We，根據(jù)運(yùn)動(dòng)方程得出； We = Wb-Wt公式六其中We= [ffex Wey Wez]T為衛(wèi)星相對(duì)目標(biāo)角速度在衛(wèi)星本體坐標(biāo)系中的向量Wt = [fftxffty Wtz]T為目標(biāo)坐標(biāo)系角速度在衛(wèi)星本體坐標(biāo)系中的向量Wb = [Wbx Wby Wbz]T* 衛(wèi)星角速度在衛(wèi)星本體坐標(biāo)系中的向量；Wb為星體角速度傳感器(1)的測(cè)量量；根據(jù)旋轉(zhuǎn)姿態(tài)四元數(shù)的定義，當(dāng)已知矢量re及繞其轉(zhuǎn)過的角度0 6時(shí)可以定義四元 數(shù)Qe = [cos ( σ e/2)，rsin ( σ e/2)]，姿態(tài)誤差四元數(shù)Qe表達(dá)了衛(wèi)星當(dāng)前姿態(tài)與目標(biāo)姿態(tài) 的瞬時(shí)歐拉軸和偏差角的關(guān)系，即 oe = 2COS—1 (QeO)，re = [Qel, Qe2，Qe3]T/sin( σ e/2) 公式七由公式七可知，使σ e = 0，則機(jī)動(dòng)角速度的方向應(yīng)為re的方向，即瞬時(shí)歐拉軸的方向 ne = [Qel, Qe2, Qe3]T ；則所述控制信號(hào)u為u = -2Kp*ne*sign(QeO)-Kd*ffe = _[2Kpx氺Qel氺sign (QeO)+Kdx*ffex2Kpy*Qe2*sign (Qe 0) +Kdy*Wey2Kpz*Qe3*sign (QeO) +Kdz*Wez]公式八其中公式中signO表示符號(hào)函數(shù)；ne = [Qel, Qe2, Qe3]T為瞬時(shí)歐拉軸的方向，控制信號(hào) u穿越零的條件為2Kp*ne*sign (QeO)+Kd*We = 0公式九對(duì)姿態(tài)偏差四元數(shù)Qe進(jìn)行限幅，即Qemax = max (| Qel | , Qe2 | , Qe3 |),公式十當(dāng) Qemax > Limit60 時(shí)ne = Limit60*ne/Qemax公式十一根據(jù)公式八、公式十和公式十一的計(jì)算得出飛輪控制輸入力矩向量Tw為 Tw = - (2Kp*ne*sign (QeO) +Kd*We)公式十二公式十二中Tw= [Twx Twy Twz]T為衛(wèi)星控制器計(jì)算的飛輪控制輸入力矩向量及分量; Tw為衛(wèi)星控制器計(jì)算的飛輪控制輸入力矩向量；Tmax為衛(wèi)星飛輪可輸出的最大力矩；對(duì)控制信號(hào)Tw進(jìn)行處理，當(dāng)Tw向量中的任一分 量大于Tmax時(shí)，對(duì)Tw進(jìn)行向量限幅，即Tcmax = max (| Twx |，| Twy |，| Twz |)，公式十三 當(dāng) Tcmax > Tmax 時(shí)Tw = Tmax*Tw/Tcmax ；所述控制信號(hào)Tw即為所述反作用飛輪(3)產(chǎn)生力矩所依據(jù)控制數(shù)據(jù)指令。
4.根據(jù)權(quán)利要求3所述的基于飛輪的衛(wèi)星繞瞬時(shí)歐拉軸逐次逼近姿態(tài)機(jī)動(dòng)控制裝置 的控制方法，其特征在于所述 Kd = diag( [Kdx Kdy Kdz]τ) :Κρ = diag([Kpx Kpy Κρζ]τ) 設(shè)計(jì)原則為Kp = Ib^ffc2,公式一Kd = 2Ib*keci*Wc，公式二Limit60的設(shè)計(jì)值為L(zhǎng)imit60 = 2keci*WLimit/Wc，公式三上述公式一、二和三中的參數(shù)Wc為選定的系統(tǒng)頻率，參數(shù)keci為選定的系統(tǒng)阻尼比， 參數(shù)Wlimit為限制機(jī)動(dòng)角速度的上限值；其中Ib = diag(Ibx Iby Ibz]T)為衛(wèi)星轉(zhuǎn)動(dòng)慣 量矩陣。
5.根據(jù)權(quán)利要求3所述的基于飛輪的衛(wèi)星繞瞬時(shí)歐拉軸逐次逼近姿態(tài)機(jī)動(dòng)控制裝置 的控制方法，其特征在于當(dāng)星體角位置傳感器(2)有輸出測(cè)量數(shù)據(jù)時(shí)，參數(shù)Qb為星體角位 置傳感器⑵的輸出測(cè)量數(shù)據(jù)值；當(dāng)星體角位置傳感器⑵無輸出測(cè)量數(shù)據(jù)時(shí)，采用如下積 分方法確定參數(shù)Qb ；所述誤差角速度計(jì)算方法，采用四元數(shù)表示衛(wèi)星在姿態(tài)參考坐標(biāo)系中 的姿態(tài)，星體運(yùn)動(dòng)學(xué)方程可寫為dQb/dt = 0. 5Qb Θ Wb公式四式中Θ表示四元數(shù)乘積，其中Qb = [QbO Qbl Qb2 Qb3]T為衛(wèi)星姿態(tài)四元數(shù)及分量，參 數(shù)Qb為衛(wèi)星姿態(tài)四元數(shù)，Wb = [ffbx Wby Wbz]T為衛(wèi)星角速度在衛(wèi)星本體坐標(biāo)系中的向量 及分量；參數(shù)Wb為衛(wèi)星角速度在衛(wèi)星本體坐標(biāo)系中的向量，Wbx Wby Wbz分別表示參數(shù)Wb 在χ軸、y軸和ζ軸上的分量。
全文摘要
基于飛輪的衛(wèi)星繞瞬時(shí)歐拉軸逐次逼近姿態(tài)機(jī)動(dòng)控制裝置及其控制方法，它涉及衛(wèi)星姿態(tài)調(diào)整的控制裝置及其控制方法。它為解決采用噴氣控制實(shí)現(xiàn)衛(wèi)星大角度姿態(tài)機(jī)動(dòng)存在的燃料消耗大，衛(wèi)星的使用壽命短，且噴氣的控制系統(tǒng)配置復(fù)雜，衛(wèi)星的體積和重量都難以減小的問題而提出。先根據(jù)所述控制裝置的系統(tǒng)要求，設(shè)定控制裝置的參數(shù)，根據(jù)運(yùn)動(dòng)方程得出姿態(tài)偏差角速度；姿態(tài)誤差四元數(shù)表達(dá)衛(wèi)星當(dāng)前姿態(tài)與目標(biāo)姿態(tài)的瞬時(shí)歐拉軸和偏差角的關(guān)系得到控制信號(hào)再計(jì)算得出衛(wèi)星控制器計(jì)算的飛輪控制輸入力矩向量并作為反作用飛輪產(chǎn)生力矩所依據(jù)控制數(shù)據(jù)指令。它不消耗其它星上資源，不消耗燃料，使衛(wèi)星的使用壽命延長(zhǎng)，它可廣泛適用于各種需要進(jìn)行姿態(tài)機(jī)動(dòng)的衛(wèi)星。
文檔編號(hào)B64G1/24GK101941528SQ20101029852
公開日2011年1月12日 申請(qǐng)日期2010年9月30日 優(yōu)先權(quán)日2010年9月30日
發(fā)明者孫兆偉, 曹喜濱, 李東柏, 李化義, 耿云海, 陳雪芹 申請(qǐng)人:哈爾濱工業(yè)大學(xué)