專利名稱：航天器的姿態(tài)跟蹤控制系統(tǒng)及方法
技術(shù)領(lǐng)域：
本發(fā)明屬于航天器控制技術(shù)研究領(lǐng)域，涉及一種航天器的姿態(tài)跟蹤控制系統(tǒng) 及方法，尤其涉及一種適用于偏置動(dòng)量小衛(wèi)星的新型姿態(tài)跟蹤控制系統(tǒng)及方法。
背景技術(shù)：
從上世紀(jì)九十年代起，微小型應(yīng)用衛(wèi)星，成為航天技術(shù)的研究熱點(diǎn)，在眾多 領(lǐng)域展現(xiàn)出廣泛的應(yīng)用前景。
衛(wèi)星的姿態(tài)控制系統(tǒng)，是衛(wèi)星系統(tǒng)的核心組成部分，其技術(shù)水平直接決定衛(wèi) 星能夠承擔(dān)的應(yīng)用任務(wù)和實(shí)現(xiàn)的在軌功能，如通信、成像、探測(cè)、空間編隊(duì)、伴 隨飛行等等。為了正確、高效、可靠的完成這些任務(wù)，要求將衛(wèi)星姿態(tài)正確的定 向在給定的空間方向上，或者是保證星上有效載荷對(duì)空間的特定目標(biāo)定向、跟蹤 或掃描。
對(duì)于要求快速姿態(tài)機(jī)動(dòng)或跟蹤能力的現(xiàn)代小衛(wèi)星， 姿控系統(tǒng)通常采用下列方
案實(shí)現(xiàn)
第一種方案是借鑒傳統(tǒng)衛(wèi)星的技術(shù)途徑，采用"三軸反作用輪控制為主、》茲 控手段輔助"構(gòu)成姿態(tài)控制系統(tǒng)，盡管控制能力得以保證，但由于需同時(shí)采用3 臺(tái)或4臺(tái)反作用輪，單臺(tái)重量約數(shù)公斤；同時(shí)，常規(guī)輪控方法要求精確的星體角 速度信息，要求系統(tǒng)中必須采用較高精度水平的陀螺儀表作為測(cè)量部件配合工 作?；谏鲜鰞煞矫嬖?，造成姿控系統(tǒng)質(zhì)量大、功耗水平高、復(fù)雜度高、成本 高、研發(fā)周期長，整星的功能密度難以提高。
第二種方案是采用噴氣推力控制器，利用高速噴射工質(zhì)實(shí)現(xiàn)動(dòng)量交換而獲得
控制力矩，維持衛(wèi)星姿態(tài)的空間指向。限于當(dāng)前技術(shù)水平，適用于小衛(wèi)星平臺(tái)的 姿控推進(jìn)系統(tǒng)并不多，主要采用冷氣系統(tǒng)實(shí)現(xiàn)。由于管路系統(tǒng)設(shè)計(jì)復(fù)雜，且必須 釆用精密加工工藝以適應(yīng)小衛(wèi)星平臺(tái)，研制成本高、周期長。由于噴口閥門為可 動(dòng)部件， 一旦出現(xiàn)閉合失效，則工質(zhì)很快泄露，因而可靠性低是噴氣控制方案的 第二個(gè)缺點(diǎn)。另外，噴氣推力系統(tǒng)工質(zhì)有限，全部消耗后則系統(tǒng)失效，因而不適宜長期工作，僅能應(yīng)用于在軌壽命較短的小衛(wèi)星任務(wù)。
第三種方案是采用偏置動(dòng)量系統(tǒng)，僅在俯仰方向安裝一個(gè)恒定轉(zhuǎn)速的偏置動(dòng) 量輪，依賴高速轉(zhuǎn)動(dòng)輪體的定軸性，使星體沿軌道面法線方向獲得指向穩(wěn)定能力 和強(qiáng)抗干擾能力，在滾動(dòng)和俯仰方向以磁力矩器實(shí)現(xiàn)控制穩(wěn)定。該方案實(shí)現(xiàn)的控
制系統(tǒng)組成簡(jiǎn)單，質(zhì)量和功耗均較低，但缺點(diǎn)是偏置動(dòng)量輪只起穩(wěn)定作用，其 內(nèi)部通常無限流環(huán)節(jié)，調(diào)速和力矩輸出特性為短時(shí)尖峰性質(zhì)，難以實(shí)現(xiàn)有效的姿 態(tài)調(diào)節(jié)，應(yīng)用效率低，姿態(tài)穩(wěn)定精度不高；磁力矩器系統(tǒng)的控制力矩小，姿態(tài)穩(wěn) 定和才/U動(dòng)控制能力豐交弱，不能適應(yīng)大范圍快速姿態(tài)跟蹤應(yīng)用需求。
傳統(tǒng)基于反作用輪的姿態(tài)控制系統(tǒng)，多采用比例-積分-微分(簡(jiǎn)稱PID)控 制方法，控制回路結(jié)構(gòu)原理如圖l所示，控制律設(shè)計(jì)如公式(la-lc)所示。 = (公式la)
)=《Pe(0 + ^〖々H, + Xi)^^ (公式lb)
懇,2 + A (公式lc)
其中，"0為控制偏差，《"為期望姿態(tài)角，《"(為輸出姿態(tài)角，&、 &、 & 分別為比例增益、積分增益、^微分增益，^"為控制器中實(shí)現(xiàn)的傳遞函數(shù)。
可以看出，采用PID控制方法，對(duì)姿態(tài)測(cè)量單機(jī)、特別是陀螺儀的要求很高， 微分控制項(xiàng)(D控制項(xiàng))對(duì)角速度測(cè)量信息中的噪聲相當(dāng)敏感，只有引入復(fù)雜的 低通濾波或校正環(huán)節(jié)才能部分消除該項(xiàng)影響。另一方面，反作用輪本身的動(dòng)態(tài)力 矩輸出范圍也要求很高，能夠兼顧大姿態(tài)偏差時(shí)的控制快速性、穩(wěn)態(tài)控制時(shí)的指 向精確性，而此類反作用輪產(chǎn)品的質(zhì)量、功耗、研制成本相當(dāng)高?；谏鲜鲈?， 現(xiàn)有技術(shù)條件下在小衛(wèi)星平臺(tái)實(shí)現(xiàn)反作用輪控制并非最優(yōu)方案，消耗系統(tǒng)資源較 多。

發(fā)明內(nèi)容
本發(fā)明所要解決的技術(shù)問題是提供一種適用于偏置動(dòng)量小衛(wèi)星的新型姿態(tài) 跟蹤控制系統(tǒng)，巧妙實(shí)現(xiàn)了星體俯仰軸的快速控制能力，同時(shí)不要求使用高精度復(fù)雜陀螺儀表，顯著降低系統(tǒng)對(duì)角速度信息的依賴。
另外，本發(fā)明還提供了 一種上述姿態(tài)跟蹤控制系統(tǒng)的姿態(tài)跟蹤控制方法。
為解決上述技術(shù)問題，本發(fā)明采用如下技術(shù)方案 一種航天器的姿態(tài)跟蹤控制系統(tǒng)，其包括
姿態(tài)測(cè)量部件，用以獲取航天器的姿態(tài)信息，輸出與姿態(tài)參數(shù)成函數(shù)關(guān)系的 信號(hào)；
姿態(tài)控制器，用以根據(jù)所述姿態(tài)測(cè)量部件獲取的信息和制導(dǎo)指令按設(shè)定控制 規(guī)律進(jìn)行運(yùn)算、校正和放大并輸出控制信號(hào)至控制執(zhí)行部件；
控制執(zhí)行部件，包括磁力矩器、偏置動(dòng)量輪、斜開關(guān)控制單元；所述斜開關(guān) 控制單元用以控制偏置動(dòng)量輪的轉(zhuǎn)速控制量；
動(dòng)量輪施加的轉(zhuǎn)速控制量
<formula>formula see original document page 7</formula>
e代表俯仰姿態(tài)角，^代表俯仰角速度，K代表S-^相平面上實(shí)現(xiàn)變向控制 的切換線斜率，《為設(shè)計(jì)的角度測(cè)量誤差，^為設(shè)計(jì)的穩(wěn)態(tài)環(huán)角速度誤差， A…^為各次施控時(shí)的轉(zhuǎn)速控制刻度。
一種上述姿態(tài)跟蹤控制系統(tǒng)的姿態(tài)跟蹤控制方法，該方法包括動(dòng)量輪施加的
轉(zhuǎn)速控制步驟
動(dòng)量輪施加的轉(zhuǎn)速控制量
<formula>formula see original document page 7</formula>
^代表俯仰姿態(tài)角，^代表俯仰角速度，K代表^-^相平面上實(shí)現(xiàn)變向控制 的切換線斜率，《為設(shè)計(jì)的角度測(cè)量誤差，4+為設(shè)計(jì)的穩(wěn)態(tài)環(huán)角速度誤差，7i…7"為各次施控時(shí)的轉(zhuǎn)速控制刻度。
進(jìn)一步地，所述方法包括俯仰姿態(tài)的跟蹤控制步驟
(1) 獲取由導(dǎo)引律環(huán)節(jié)輸出的期望俯仰角dSUa、及由導(dǎo)引律環(huán)節(jié)輸出的 期望角速度dSitaDot;
(2) 若ldSitaDot1〉0. 1,且dSi ta*dSi taDot〈0,則執(zhí)行步驟(3)，否則執(zhí) 行步驟(5 );
(3) 判斷是否為初始控制時(shí)間段；若判斷不是初始控制時(shí)間段，則修正參 數(shù)dV賦值為笫一常數(shù)dVl，若判斷是初始控制時(shí)間段，則修正參數(shù)dV賦值為第 二常數(shù)dV2;執(zhí)行步驟(4);其中，第一常數(shù)dVl、第二常數(shù)dV2均表示動(dòng)量輪 轉(zhuǎn)速控制刻度；dVl〉 dV2;
(4) 判斷是否需要切換控制，若<formula>formula see original document page 8</formula>動(dòng)量輪輸出控制電 壓V=V+dV;否則動(dòng)量專侖輸出控制電壓V=V-dV;其中，K為常數(shù)，表示切換控制 參數(shù)；
(5) 若ldSitaDotKO. 3且dSita〉10，則執(zhí)行步驟(6);
(6) 若dSita〉0，動(dòng)量輪輸出控制電壓V=V-G,否則，動(dòng)量輪輸出控制電壓 V=V+G;其中，G為常數(shù)，表示大刻度控制參數(shù)。
本發(fā)明的有益效果在于本發(fā)明提出的小衛(wèi)星的姿態(tài)跟蹤控制方法，在常規(guī) 偏置動(dòng)量系統(tǒng)的基礎(chǔ)上，創(chuàng)新性提出一種新穎的"斜開關(guān)-雙邊極限環(huán)"輪控策 略，巧妙實(shí)現(xiàn)了星體俯仰軸的快速控制能力，同時(shí)不要求使用高精度復(fù)雜陀螺儀 表，顯著降低系統(tǒng)對(duì)角速度信息的依賴。本發(fā)明控制系統(tǒng)兼有偏置系統(tǒng)的三軸穩(wěn) 定和高可靠等特點(diǎn)，同時(shí)可在俯仰方向?qū)崿F(xiàn)大力矩反作用控制，獲得很強(qiáng)的姿態(tài) 跟蹤控制能力；系統(tǒng)組成簡(jiǎn)單、質(zhì)量輕、功耗小，適合小衛(wèi)星平臺(tái)使用。


圖1為傳統(tǒng)反作用輪控制系統(tǒng)的PID控制結(jié)構(gòu)框圖。
圖2為本發(fā)明實(shí)現(xiàn)的微小衛(wèi)星姿態(tài)控制系統(tǒng)組成原理框圖。
圖3為典型的姿態(tài)控制回路結(jié)構(gòu)原理圖。圖4為本發(fā)明方法切換控制律示意圖。
圖5-1為釋放后20分鐘內(nèi)，相對(duì)位置關(guān)系示意圖。 圖5-2為實(shí)現(xiàn)理想跟蹤的期望俯仰角曲線示意圖。 圖6為俯仰姿態(tài)的跟蹤控制算法流程圖。
圖7為角速率測(cè)量存在噪聲，極限環(huán)控制方法的跟蹤效果示意圖。 圖8為角速率測(cè)量存在噪聲，極限環(huán)控制方法的跟蹤誤差示意圖。 圖9為角速率信息無噪聲，PID控制方法的跟蹤效果示意圖。 圖IO為角速率信息無噪聲，PID控制方法的跟蹤誤差示意圖。 圖11為角速率信息存在噪聲，PID控制方法的跟蹤效果示意圖。 圖12為角速率信息存在噪聲，PID控制方法的跟蹤誤差示意圖。
具體實(shí)施例方式
下面結(jié)合附圖詳細(xì)說明本發(fā)明的優(yōu)選實(shí)施例。 實(shí)施例一
請(qǐng)參閱圖2，本發(fā)明揭示了一種航天器的姿態(tài)跟蹤控制系統(tǒng)，其包括姿態(tài) 測(cè)量部件、姿態(tài)控制器、控制執(zhí)行部件。姿態(tài)測(cè)量部件用以獲取航天器的姿態(tài)信 息，輸出與姿態(tài)參數(shù)成函數(shù)關(guān)系的信號(hào)；姿態(tài)控制器用以根據(jù)所述姿態(tài)測(cè)量部件 獲取的信息和制導(dǎo)指令按設(shè)定控制規(guī)律進(jìn)行運(yùn)算、校正和放大并輸出控制信號(hào)至 控制執(zhí)行部件；控制執(zhí)行部件包括磁力矩器、偏置動(dòng)量輪、斜開關(guān)控制單元；所 述斜開關(guān)控制單元用以控制偏置動(dòng)量輪的轉(zhuǎn)速控制量。
如圖2所示，姿態(tài)測(cè)量部件(姿態(tài)敏感部件)包括微型太陽敏感器、微型磁 強(qiáng)計(jì)和微型陀螺，控制執(zhí)行部件包括微型動(dòng)量輪、三軸磁力矩器、斜開關(guān)控制單 元(圖未示)。典型的控制回路結(jié)構(gòu)原理圖如圖3所示。
本發(fā)明針對(duì)微型偏置動(dòng)量輪，提出一種新穎的斜開關(guān)切換控制方法，設(shè)計(jì)如
下(公式2a)<formula>formula see original document page 10</formula>
(公式2b)
公式(2)中，P代表俯仰姿態(tài)角，^代表俯仰角速度，K代表0-^相平面上
實(shí)現(xiàn)變向控制的切換線斜率，《為設(shè)計(jì)的角度測(cè)量誤差，^+為設(shè)計(jì)的穩(wěn)態(tài)環(huán)角 速度誤差，t為要求動(dòng)量輪施加的轉(zhuǎn)速控制量，A…K為各次施控時(shí)的轉(zhuǎn)速控制 刻度。
設(shè)計(jì)K取值為正時(shí)，切換線斜率為負(fù)，保證了系統(tǒng)軌跡往相平面中心收斂， 最終穩(wěn)定在極限環(huán)上，如圖4所示。
對(duì)于控制律公式(2),設(shè)定系統(tǒng)初始姿態(tài)誤差狀態(tài)e。力。，能以最短時(shí)間將俯
仰姿態(tài)穩(wěn)定到極限環(huán)上的最優(yōu)^值為<formula>formula see original document page 10</formula>
其中，"代表施加控制力矩時(shí)產(chǎn)生的角加速度。
選定K值后，將^、 ^穩(wěn)定到極限環(huán)上需要的時(shí)間，完全由輪速控制量(即") 決定
<formula>formula see original document page 10</formula>
觀察控制律公式(2)可以看出，本發(fā)明中，角速率信息的絕對(duì)值，沒有直 接參與控制量的計(jì)算，僅用于判斷相點(diǎn)狀態(tài)，短時(shí)的陀螺測(cè)量噪聲或信號(hào)突跳不 會(huì)影響系統(tǒng)的全局穩(wěn)定性> 因而能夠顯著降低對(duì)星上角速度測(cè)量精度的要求。
動(dòng)量輪控制量^的取值，決定了控制收斂的快速性，同時(shí)影響穩(wěn)態(tài)環(huán)的角度、 角速度精度。本發(fā)明中將動(dòng)量輪控制量r設(shè)計(jì)為多檔可調(diào)，即可取多種不同刻度 值(^;…K )，從控制初始姿態(tài)角的快速性出發(fā)，在起控前期使用大轉(zhuǎn)速控制 刻度，保證俯仰姿態(tài)的快速捕獲和穩(wěn)定能力；在基本實(shí)現(xiàn)穩(wěn)定跟蹤后，使用小控
制刻度，保證遠(yuǎn)距離成像時(shí)的指向精度和穩(wěn)定度。
(公式3)綜上所述，本發(fā)明巧妙實(shí)現(xiàn)了星體俯仰軸的快速控制能力，同時(shí)不要求使用 高精度復(fù)雜陀螺儀表，顯著降低系統(tǒng)對(duì)角速度信息的依賴。本發(fā)明控制系統(tǒng)兼有 偏置系統(tǒng)的三軸穩(wěn)定和高可靠等特點(diǎn)，同時(shí)可在俯仰方向?qū)崿F(xiàn)大力矩反作用控
制，獲得很強(qiáng)的姿態(tài)跟蹤控制能力；系統(tǒng)組成簡(jiǎn)單、質(zhì)量輕、功耗小，適合小衛(wèi) 星平臺(tái)使用。
實(shí)施例二
本發(fā)明中提出的姿態(tài)跟蹤控制方法和系統(tǒng)，已在神舟七號(hào)飛船微小型伴隨衛(wèi) 星上得到成功應(yīng)用，在釋放后大角度對(duì)飛船跟蹤觀測(cè)和變軌指向保持等階段，發(fā) 揮重要作用，在軌控制效果和飛行實(shí)例說明如下。
一、伴隨微小衛(wèi)星的姿控系統(tǒng)主要硬件組成
(1) 微型太陽敏感器作為主要姿態(tài)測(cè)量部件，與其它姿態(tài)敏感器一起構(gòu) 成組合姿態(tài)測(cè)量系統(tǒng)，應(yīng)用于衛(wèi)星的定姿。太陽敏感器的主要指標(biāo)如下
敏感器4見場(chǎng) ±60°x±60。 測(cè)量精度 1°
(2) 微型磁強(qiáng)計(jì)作為系統(tǒng)中重要姿態(tài)敏感器，不受光照、視場(chǎng)等因素的
影響，廣泛應(yīng)用于低軌衛(wèi)星的姿態(tài)確定中。 >磁強(qiáng)計(jì)的主要指標(biāo)如下 量程 土55000"r
測(cè)量精度 50 nT
(3) 微型陀螺作為慣性敏感器，用于測(cè)量衛(wèi)星的慣性速率。伴星姿控系 統(tǒng)沿俯仰方向安裝一臺(tái)微型陀螺，主要指標(biāo)如下
角速率測(cè)量精度 0.2° /s ' 陀螺漂移 6 ° /h
(4) 微型動(dòng)量輪
動(dòng)量輪是實(shí)現(xiàn)偏置動(dòng)量穩(wěn)定和俯仰大角度動(dòng)態(tài)跟蹤的主要執(zhí)行機(jī)構(gòu)。指標(biāo)如
下
額定角動(dòng)量 0. 5 Nms
可控轉(zhuǎn)速范圍 3000 ±800 rpm轉(zhuǎn)速調(diào)節(jié)能力 40rpm / 1秒
(5)微型磁力矩器
磁力矩器是實(shí)現(xiàn)章動(dòng)、進(jìn)動(dòng)控制和飛輪平穩(wěn)連續(xù)卸載的基本執(zhí)行部件。主要 指標(biāo)如下
指令電壓 -5V — +5V
額定輸出磁矩 -4. 0 _ +4. 0 Am2
二、伴星姿控系統(tǒng)實(shí)現(xiàn)了本發(fā)明的"斜開關(guān)-極限環(huán)"控制方法 伴星自飛船釋放后，在20分鐘內(nèi)，需要在俯仰方向?qū)崿F(xiàn)大范圍姿態(tài)跟蹤，
從-85度跟蹤至+12度。實(shí)現(xiàn)理想跟蹤的期望俯仰角曲線，如圖5-1、圖5-2所示。
伴星姿控系統(tǒng)，采用本發(fā)明提出的"斜開關(guān)-極限環(huán)"設(shè)計(jì)方法，實(shí)現(xiàn)了俯 仰姿態(tài)的大范圍跟蹤控制，算法結(jié)構(gòu)框圖如6所示。 俯仰姿態(tài)的跟蹤控制包括如下步驟
(1) 獲取由導(dǎo)引律環(huán)節(jié)輸出的期望俯仰角dSita、及由導(dǎo)引律環(huán)節(jié)輸出的 期望角速度dSitaDot;
(2) 若ldSitaDot1〉0. 1，且dSi ta*dSitaDot<0，則執(zhí)行步驟(3)，否則執(zhí) 行步驟(5 );
(3) 判斷是否為初始控制時(shí)間段；若判斷不是初始控制時(shí)間段，則修正參 數(shù)dV賦值為第一常數(shù)dVl,若判斷是初始控制時(shí)間段，則修正參數(shù)dV賦值為第 二常數(shù)dV2;執(zhí)行步驟(4);其中，第一常數(shù)dVl、第二常數(shù)dV2均表示動(dòng)量輪 轉(zhuǎn)速控制刻度；dVl〉 dV2;
(4) 判斷是否需要切換控制，若dSitaDot+l^(iSiU〈0，動(dòng)量輪輸出控制電 壓V=V+dV;否則動(dòng)量輪輸出控制電壓V=V-dV;其中，K為常數(shù)，表示切換控制 參數(shù)；
(5) 若ldSitaDotl復(fù)3且dSita〉10，則執(zhí)行步驟(6);
(6) 若dSita〉0,動(dòng)量輪輸出控制電壓V=V-G，否則，動(dòng)量輪輸出控制電壓 V=V+G;其中，G為常數(shù)，表示大刻度控制參數(shù)。圖6中各符號(hào)參數(shù)說明如下. dSita—由導(dǎo)引律環(huán)節(jié)輸出的期望俯仰角，單位度； dSitaDot —由導(dǎo)引律環(huán)節(jié)輸出的期望角速度，單位度/秒； dT—相對(duì)于初始時(shí)刻的時(shí)間，單位秒；
dVl—常數(shù)，動(dòng)量輪轉(zhuǎn)速控制刻度，取0.015V,對(duì)應(yīng)轉(zhuǎn)速調(diào)節(jié)15轉(zhuǎn)/分； dV2—常數(shù)，動(dòng)量輪轉(zhuǎn)速控制刻度，取0.0075V,對(duì)應(yīng)轉(zhuǎn)速調(diào)節(jié)7. 5轉(zhuǎn)/分； G—常數(shù)，大刻度控制參數(shù)，取0.03V,對(duì)應(yīng)轉(zhuǎn)速調(diào)節(jié)約30轉(zhuǎn)/分； V—?jiǎng)恿枯嗇敵隹刂齐妷?，單位V; K—常數(shù)，切換控制參數(shù)，系統(tǒng)設(shè)計(jì)取值為0. 24。
三、本發(fā)明的效果比較
(1)本發(fā)明相對(duì)于標(biāo)準(zhǔn)PID控制方法，算法實(shí)現(xiàn)效率顯著提高 標(biāo)準(zhǔn)PID控制方法，工程實(shí)現(xiàn)上采用離散方法計(jì)算PID和二階低通濾波器， 如下面 >式組所示
"1(0 = V + A t "力+ 、順-，—1) (公式5)
戶o J
= —2) + /2*wl(A; —2) + /3*wl(A;) —gl*w(A: —2) — g2*w(A —1) (公式6)
其中k——表示控制節(jié)拍，k-2表示前兩時(shí)刻，k-l表示前一時(shí)刻； 、A人一一表示PID參數(shù)；
由(公式6)可以看出，實(shí)現(xiàn)PID方法時(shí)，每節(jié)拍需完成12次以上的乘法 運(yùn)算，并且包含了大量的累加、累減運(yùn)算。
觀察極限環(huán)控制算法實(shí)現(xiàn)框圖(圖6),乘法運(yùn)算僅l次，加減法運(yùn)算3次， 條件判據(jù)3次，每節(jié)拍計(jì)算量要求明顯小于標(biāo)準(zhǔn)PID方法。
(2 )本發(fā)明在保證控制系統(tǒng)穩(wěn)定性的同時(shí)，降低對(duì)角速度信息的依賴
觀察"斜開關(guān)-極限環(huán)"核心算法(公式2a)和算法結(jié)構(gòu)框圖(圖6),可 以看出，姿態(tài)角速度信息僅用于切換線條件判斷，并不直接用于控制力矩的計(jì)算 和輸出，降低了星上姿態(tài)角速度信息的精度要求，從而使采用輕小型、低成本、低精度陀螺產(chǎn)品成為可能，極大的降低了衛(wèi)星硬件研制成本。
本發(fā)明提出的控制方法，與標(biāo)準(zhǔn)PID方法，在不同角速度精度水平條件下的
控制效果對(duì)比如圖7-圖12所示。
比較圖7-圖12可以看出，系統(tǒng)中采用高精度陀螺部件時(shí)，PID控制方法效 果正常，跟蹤誤差小于O. 4度，但一旦角速率信息中存在噪聲，PID控制方法的 效果明顯下降，跟蹤誤差最大時(shí)達(dá)到2. 5度，而在同樣的角速率噪聲水平下，本 實(shí)例實(shí)現(xiàn)的"斜開關(guān)-極限環(huán)"方法，跟蹤精度達(dá)到l. 5度，優(yōu)于標(biāo)準(zhǔn)PID控制 算法。
綜上，本發(fā)明提出的姿態(tài)跟蹤控制系統(tǒng)和方法，具有輕小型、低功耗等顯著 優(yōu)點(diǎn)，在不引入高精度陀螺部件的條件下，僅采用一個(gè)常規(guī)微型動(dòng)量輪，保證偏 置動(dòng)量穩(wěn)定能力的同時(shí)，在俯仰方向?qū)崿F(xiàn)了大范圍快速姿態(tài)跟蹤控制，適用于各 種無陀螺或無精確角速率信息的小衛(wèi)星平臺(tái)，具有廣泛的應(yīng)用推廣價(jià)值。
這里本發(fā)明的描述和應(yīng)用是說明性的，并非想將本發(fā)明的范圍限制在上述實(shí) 施例中。這里所披露的實(shí)施例的變形和改變是可能的，對(duì)于那些本領(lǐng)域的普通技 術(shù)人員來說實(shí)施例的替換和等效的各種部件是公知的。本領(lǐng)域技術(shù)人員應(yīng)該清楚 的是，在不脫離本發(fā)明的精神或本質(zhì)特征的情況下，本發(fā)明可以以其它形式、結(jié) 構(gòu)、布置、比例，以及用其它組件、材料和部件來實(shí)現(xiàn)。在不脫離本發(fā)明范圍和 精神的情況下，可以對(duì)這里所披露的實(shí)施例進(jìn)行其它變形和改變。
權(quán)利要求
1、一種航天器的姿態(tài)跟蹤控制系統(tǒng)，其特征在于，其包括姿態(tài)測(cè)量部件，用以獲取航天器的姿態(tài)信息，輸出與姿態(tài)參數(shù)成函數(shù)關(guān)系的信號(hào)；姿態(tài)控制器，用以根據(jù)所述姿態(tài)測(cè)量部件獲取的信息和制導(dǎo)指令按設(shè)定控制規(guī)律進(jìn)行運(yùn)算、校正和放大并輸出控制信號(hào)至控制執(zhí)行部件；控制執(zhí)行部件，包括磁力矩器、偏置動(dòng)量輪、斜開關(guān)控制單元；所述斜開關(guān)控制單元用以控制偏置動(dòng)量輪的轉(zhuǎn)速控制量；動(dòng)量輪施加的轉(zhuǎn)速控制量T∈{T1，T2，...，Tn}；θ代表俯仰姿態(tài)角， id="icf0002" file="A2009100492940002C2.tif" wi="2" he="4" top= "134" left = "79" img-content="drawing" img-format="tif" orientation="portrait" inline="yes"/>代表俯仰角速度，K代表 id="icf0003" file="A2009100492940002C3.tif" wi="8" he="4" top= "134" left = "136" img-content="drawing" img-format="tif" orientation="portrait" inline="yes"/>相平面上實(shí)現(xiàn)變向控制的切換線斜率，θe為設(shè)計(jì)的角度測(cè)量誤差， id="icf0004" file="A2009100492940002C4.tif" wi="4" he="5" top= "142" left = "122" img-content="drawing" img-format="tif" orientation="portrait" inline="yes"/>為設(shè)計(jì)的穩(wěn)態(tài)環(huán)角速度誤差，T1…Tn為各次施控時(shí)的轉(zhuǎn)速控制刻度。
2、根據(jù)權(quán)利要求1所述的航天器的姿態(tài)跟蹤控制系統(tǒng)，其特征在于設(shè)定系統(tǒng)初始姿態(tài)誤差狀態(tài)《》。，能以最短時(shí)間將俯仰姿態(tài)穩(wěn)定到極限環(huán)上的最優(yōu)《值為其中，"代表施加控制力矩時(shí)產(chǎn)生的角加速度《
3、根據(jù)權(quán)利要求2所述的航天器的姿態(tài)跟蹤控制系統(tǒng)，其特征在于選定K值后，將「 ^穩(wěn)定到極限環(huán)上需要的時(shí)間T"a由輪速控制量"決定<formula>formula see original document page 2</formula>
4、 根據(jù)權(quán)利要求l所述的航天器的姿態(tài)跟蹤控制系統(tǒng)，其特征在于所述姿態(tài)測(cè)量部件包括微型太陽敏感器、微型磁強(qiáng)計(jì)和微型陀螺； 所述姿態(tài)控制器包括星載i+算機(jī)。
5、 一種權(quán)利要求1至4任意一項(xiàng)所述姿態(tài)跟蹤控制系統(tǒng)的姿態(tài)跟蹤控制方法, 其特征在于，該方法包括動(dòng)量輪施加的轉(zhuǎn)速控制步驟動(dòng)量輪施加的轉(zhuǎn)速控制量^代表俯仰姿態(tài)角，^代表俯仰角速度，K代表6-々相平面上實(shí)現(xiàn)變向控 制的切換線斜率，《為設(shè)計(jì)的角度測(cè)量誤差，^為設(shè)計(jì)的穩(wěn)態(tài)環(huán)角速度誤差， 石…^為各次施控時(shí)的轉(zhuǎn)速控制刻度。
6、根據(jù)權(quán)利要求5所述的姿態(tài)跟蹤控制方法，其特征在于設(shè)定系統(tǒng)初始姿態(tài)誤差狀態(tài)e。力。，能以最短時(shí)間將俯仰姿態(tài)穩(wěn)定到極限 環(huán)上的最優(yōu)^值為其中，"代表施加控制力矩時(shí)產(chǎn)生的角加速度。
7、根據(jù)權(quán)利要求6所述的姿態(tài)跟蹤控制方法，其特征在于選定K值后，將人^穩(wěn)定到極限環(huán)上需要的時(shí)間Tsu由輪速控制量。決<formula>formula see original document page 3</formula>
8、 根據(jù)權(quán)利要求5所述的姿態(tài)跟蹤控制方法，其特征在于所述方法包括俯仰姿態(tài)的跟蹤控制步驟 '(1)獲取由導(dǎo)引律環(huán)節(jié)輸出的期望俯仰角dSita、及由導(dǎo)引律環(huán)節(jié)輸出 的期望角速度dSitaDot;(2) 若ldSitaDotl〉0.1,且dSita*dSitaDot<0，則執(zhí)行步驟(3 ),否 則執(zhí)行步驟(5 );(3) 判斷是否為初始控制時(shí)間段；若判斷不是初始控制時(shí)間段，則修正 參數(shù)dV賦值為第一常數(shù)dVl,若判斷是初始控制時(shí)間段，則修正參數(shù)dV賦 值為第二常數(shù)dV2;執(zhí)行步驟(4);其中，第一常數(shù)dVl、第二常數(shù)dV2均表 示動(dòng)量輪轉(zhuǎn)速控制刻度；dVl〉 dV2;(4) 判斷是否需要切換控制，若dSitaDot+K*dSita<0,動(dòng)量輪輸出控 制電壓V-V+dV;否則動(dòng)量輪輸出控制電壓V-V-dV;其中，K為常數(shù)，表示切 換控制參數(shù)；(5) 若ldSitaDot1〈0. 3且dSita〉10,則執(zhí)行步驟(6);(6) 若dSita〉0,動(dòng)量輪輸出控制電壓V=V-G,否則，動(dòng)量輪輸出控制 電壓V-V+G;其中，G為常數(shù)，表示大刻度控制參數(shù)。
9、 根據(jù)權(quán)利要求8所述的姿態(tài)跟蹤控制方法，其特征在于第一常數(shù)dVl表示動(dòng)量輪轉(zhuǎn)速控制刻度，取0. 015V;對(duì)應(yīng)轉(zhuǎn)速調(diào)節(jié)15 轉(zhuǎn)/分；第二常數(shù)dV2表示動(dòng)量輪轉(zhuǎn)速控制刻度，取0. 0075V;對(duì)應(yīng)轉(zhuǎn)速調(diào)節(jié)7. 5轉(zhuǎn)/分；G取0. 03V,對(duì)應(yīng)轉(zhuǎn)速調(diào)節(jié)約30轉(zhuǎn)/分； 〖取值為0. 24。
全文摘要
本發(fā)明揭示一種航天器的姿態(tài)跟蹤控制系統(tǒng)及方法，所述系統(tǒng)包括姿態(tài)測(cè)量部件、姿態(tài)控制器、控制執(zhí)行部件；姿態(tài)測(cè)量部件用以獲取航天器的姿態(tài)信息，輸出與姿態(tài)參數(shù)成函數(shù)關(guān)系的信號(hào)；姿態(tài)控制器用以根據(jù)所述姿態(tài)測(cè)量部件獲取的信息和制導(dǎo)指令按設(shè)定控制規(guī)律進(jìn)行運(yùn)算、校正和放大并輸出控制信號(hào)至控制執(zhí)行部件；控制執(zhí)行部件包括磁力矩器、偏置動(dòng)量輪、斜開關(guān)控制單元；所述斜開關(guān)控制單元用以控制偏置動(dòng)量輪的轉(zhuǎn)速控制量。本發(fā)明巧妙實(shí)現(xiàn)了星體俯仰軸的快速控制能力，同時(shí)不要求使用高精度復(fù)雜陀螺儀表，顯著降低系統(tǒng)對(duì)角速度信息的依賴。
文檔編號(hào)G05B19/04GK101576750SQ20091004929
公開日2009年11月11日 申請(qǐng)日期2009年4月14日 優(yōu)先權(quán)日2009年4月14日
發(fā)明者松 萬, 靜 張, 徐文明, 東 李 申請(qǐng)人:上海微小衛(wèi)星工程中心