基于飞轮的卫星绕瞬时欧拉轴逐次逼近姿态机动控制装置及其控制方法.pdf

(19)中华人民共和国国家知识产权局*CN101941528A*(12)发明专利申请(10)申请公布号CN101941528A(43)申请公布日2011.01.12(21)申请号201010298526.4(22)申请日2010.09.30(71)申请人哈尔滨工业大学地址150001黑龙江省哈尔滨市南岗区西大直街92号(72)发明人耿云海陈雪芹曹喜滨孙兆伟李东柏李化义(74)专利代理机构哈尔滨市松花江专利商标事务所23109代理人张宏威(51)Int.Cl.B64G1/24(2006.01)权利要求书3页说明书6页附图1页(54)发明名称基于飞轮的卫星绕瞬时欧拉轴逐次逼近姿态机动控制装置及其控制方法(57)摘要基于飞轮的卫星绕瞬时欧拉轴逐次逼近姿态机动控制装置及其控制方法，它涉及卫星姿态调整的控制装置及其控制方法。它为解决采用喷气控制实现卫星大角度姿态机动存在的燃料消耗大，卫星的使用寿命短，且喷气的控制系统配置复杂，卫星的体积和重量都难以减小的问题而提出。先根据所述控制装置的系统要求，设定控制装置的参数，根据运动方程得出姿态偏差角速度；姿态误差四元数表达卫星当前姿态与目标姿态的瞬时欧拉轴和偏差角的关系得到控制信号再计算得出卫星控制器计算的飞轮控制输入力矩向量并作为反作用飞轮产生力矩所依据控制数据指令。它不消耗其它星上资源，不消耗燃料，使卫星的使用寿命延长，它可广泛适用于各种需要进行姿态机动的卫星。CN1094528ACCNN110194152801941533A权利要求书1/3页1.基于飞轮的卫星绕瞬时欧拉轴逐次逼近姿态机动控制装置，它包括星体角速度传感器(1)、星体角位置传感器(2)和反作用飞轮(3)；其特征在于它还包括星载控制组件(5)，所述星载控制组件(5)包括瞬时欧拉轴算法模块(5-1)、逐次逼近算法模块(5-2)、目标姿态位置模块(5-3)、比例项Kp乘法器模块(5-4)、误差角速度估计算法模块(5-5)、阻尼项Kd乘法器模块(5-6)和减法器(5-7)；所述星体角速度传感器(1)用于检测星体的角速度，并将检测到的角速度数据发送给星载控制组件(5)中的误差角速度估计算法模块(5-5)；所述星体角位置传感器(2)用于检测星体的角位置，并将检测到的角位置数据同时发送给星载控制组件(5)中的瞬时欧拉轴算法模块(5-1)和误差角速度估计算法模块(5-5)；所述瞬时欧拉轴算法模块(5-1)用于接收星体角位置传感器(2)发送的角位置数据，并通过瞬时欧拉轴算法计算得到卫星当前姿态的瞬时欧拉轴数据，并发送给逐次逼近算法模块(5-2)；所述目标姿态位置模块(5-3)用于根据时间调用的存储器中的数据或者根据地面站发送的遥控指令生成目标姿态位置数据；并将该目标姿态位置数据发送给瞬时欧拉轴算法模块(5-1)所述瞬时欧拉轴算法模块(5-1)还用于接收目标姿态位置模块(5-3)发送的目标姿态位置数据，并将其发送给逐次逼近算法模块(5-2)；所述逐次逼近算法模块(5-2)将接收到的卫星当前姿态的瞬时欧拉轴数据和目标姿态位置数据，通过将卫星当前姿态的瞬时欧拉轴数据与目标姿态的瞬时欧拉轴数据进行比较获得偏差量，并通过对姿态偏差四元数进行限幅进行逐步逼近目标值的计算，并将计算得到的数据发送给比例项Kp乘法器模块(5-4)；所述比例项Kp乘法器模块(5-4)将接收到的数据与预先设定的比例项Kp相乘，并将得到的数据发送到减法器(5-7)；所述误差角速度估计算法模块(5-5)将接收到的角速度数据和角位置数据通过误差角速度计算得到误差角数据，并将得到的误差角数据发送到阻尼项Kd乘法器模块(5-6)；所述阻尼项Kd乘法器模块(5-6)将接收到的误差角数据与预先设定的阻尼项Kd相乘，并将得到的数据发送到减法器(5-7)；所述减法器(5-7)将接收到的比例项Kp乘法器模块(5-4)发送的数据和阻尼项Kd乘法器模块(5-6)发送的数据作差，得到并发送飞轮控制数据指令；所述反作用飞轮(3)依据控制数据指令来改变力矩，实现卫星的姿态机动。2.根据权利要求1所述的基于飞轮的卫星绕瞬时欧拉轴逐次逼近姿态机动控制装置，其特征在于它还包括控制向量限幅器模块(5-8)；所述控制向量限幅器模块(5-8)用于接收减法器(5-7)发送的飞轮控制数据指令，并进行向量限幅，并发送向量限幅后的飞轮控制数据指令。3.采用如权利要求2所述的基于飞轮的卫星绕瞬时欧拉轴逐次逼近姿态机动控制装置的控制方法，其特征在于所述控制方法的过程为：首先根据所述控制装置的系统要求，设定控制装置的参数，需要设计的参数有：Kd、Kp、Limit60，然后采用四元数表示卫星在姿态参考坐标系中的姿态为Qb＝[Qb0Qb1Qb2Qb3]T；2CCNN110194152801941533A权利要求书2/3页其中参数Kd是卫星控