專利名稱：微納衛(wèi)星飛行姿態(tài)控制裝置及方法
技術(shù)領(lǐng)域：
本發(fā)明屬于衛(wèi)星姿態(tài)控制技術(shù)領(lǐng)域，具體涉及一種微納衛(wèi)星飛行姿態(tài)控制裝置及方法。
背景技術(shù)：
隨著微米/納米等高新技術(shù)發(fā)展，10千克以下納米衛(wèi)星技術(shù)研究成為國際衛(wèi)星技術(shù)研究的熱點之一，各國大力開展微納衛(wèi)星的技術(shù)研究，使其在軍事、通信、地質(zhì)勘探、環(huán)境與災(zāi)害監(jiān)測、氣象服務(wù)、科學實驗、深空探測等方面能有更具體的應(yīng)用。作為衛(wèi)星關(guān)鍵技術(shù)之一的姿態(tài)控制對飛行任務(wù)實施與完成有著直接重要作用，納米衛(wèi)星姿控執(zhí)行器的反作用輪/動量輪安裝在衛(wèi)星本體坐標系三個主慣量軸方向，通過調(diào)整飛輪轉(zhuǎn)速，采用動量交換方式來吸收環(huán)境力矩對衛(wèi)星本體的干擾，保持衛(wèi)星三軸穩(wěn)定，同時可以使衛(wèi)星繞俯仰、滾動和偏航三個軸做姿態(tài)機動，以滿足衛(wèi)星有效載荷工作和飛行試驗的需要。納米衛(wèi)星自身體積小、慣量小、重量輕，飛行時受諸多未知擾動力矩作用，長時間累積會使衛(wèi)星姿態(tài)偏離預(yù)定理想狀態(tài)，影響正常運行。要求微動量輪理論模型趨近實際系統(tǒng)模型，隨著飛輪溫度、轉(zhuǎn)速變化，摩擦力矩也隨之發(fā)生非線性變化，且大慣量比設(shè)計這些因素對納衛(wèi)星姿態(tài)調(diào)整的動態(tài)性能和精確控制提出要求。

發(fā)明內(nèi)容
本發(fā)明旨在至少在一定程度上解決上述技術(shù)問題之一或至少提供一種有用的商業(yè)選擇。為此，本發(fā)明的第一個目的在于提出一種微納衛(wèi)星飛行姿態(tài)控制裝置，本發(fā)明的第二個目的在于提出一種微納衛(wèi)星飛行姿態(tài)控制方法。根據(jù)本發(fā)明的微納衛(wèi)星飛行姿態(tài)控制裝置，包括:模糊自適應(yīng)PI控制器、驅(qū)動器、高功率密度電機和飛輪本體，其中:所述模糊自適應(yīng)PI控制器用于發(fā)送可調(diào)占空比脈沖信號至所述驅(qū)動器；所述驅(qū)動器與所述模 糊自適應(yīng)PI控制器相連，用于將所述可調(diào)占空比脈沖信號轉(zhuǎn)換為角動量控制信號，并發(fā)送至所述高功率密度電機；所述高功率密度電機與所述驅(qū)動器相連，用于根據(jù)所述角動量控制信號控制所述飛輪本體；所述飛輪本體與所述高功率密度電機相連，用于在所述高功率密度電機的驅(qū)動下輸出可變角動量控制所述微納衛(wèi)星飛行姿態(tài)。優(yōu)選的，所述驅(qū)動器還用于采集所述高功率密度電機的轉(zhuǎn)矩電壓信號和保護電壓信號，并發(fā)送至所述模糊自適應(yīng)PI控制器。優(yōu)選的，所述模糊自適應(yīng)PI控制器包括:測速模塊、比較器、自適應(yīng)轉(zhuǎn)速控制器、處理器、自適應(yīng)電機控制器、比較濾波器和電流控制器，其中:所述測速模塊與所述高功率密度電機相連，用于采集所述高功率密度電機的轉(zhuǎn)速信號，并發(fā)送至所述比較器；所述比較器與所述測速模塊相連，用于將所述轉(zhuǎn)速信號與給定控制量進行比較，得到轉(zhuǎn)速誤差，并發(fā)送至所述自適應(yīng)轉(zhuǎn)速控制器；所述自適應(yīng)轉(zhuǎn)速控制器與所述比較器相連，用于將所述轉(zhuǎn)速誤差轉(zhuǎn)換為轉(zhuǎn)速控制量，并發(fā)送至所述處理器；所述自適應(yīng)電機控制器分別與所述高功率密度電機和所述驅(qū)動器相連，用于采集所述高功率密度電機的電機轉(zhuǎn)矩特性電流，并轉(zhuǎn)換為轉(zhuǎn)矩電流控制量發(fā)送至所述處理器；所述處理器與所述自適應(yīng)轉(zhuǎn)速控制器和所述自適應(yīng)電機控制器相連，用于將所述轉(zhuǎn)速控制量和所述轉(zhuǎn)矩電流控制量轉(zhuǎn)換為電壓信號控制量并發(fā)送至所述比較濾波器；所述比較濾波器與所述驅(qū)動器和所述處理器相連，用于將所述轉(zhuǎn)矩電壓信號、保護電壓信號和所述電壓信號控制量進行比較，得到比較電壓信號，并發(fā)送至所述電流控制器；所述電流控制器與所述自適應(yīng)電機控制器和所述比較濾波器相連，用于將所述比較電壓信號轉(zhuǎn)換為比較電流信號，并發(fā)送至所述自適應(yīng)電機控制器；所述自適應(yīng)電機控制器將所述比較電流信號轉(zhuǎn)換為所述可調(diào)占空比脈沖信號，并發(fā)送至所述驅(qū)動器。本發(fā)明的微納衛(wèi)星飛行姿態(tài)控制裝置具備了自適應(yīng)吸收在軌期間的各種擾動力矩、超聞速響應(yīng)、聞精確度、零跟蹤誤差和自適應(yīng)抵抗外部擾動等優(yōu)點。根據(jù)本發(fā)明的微納衛(wèi)星飛行姿態(tài)控制方法，應(yīng)用于本發(fā)明的第一個目的所述的微納衛(wèi)星飛行姿態(tài)控制裝置，包括以下步驟:A:建立所述微納衛(wèi)星飛行姿態(tài)控制裝置的數(shù)學模型:設(shè)計所述微納衛(wèi)星飛行姿態(tài)控制裝置的模糊自適應(yīng)PI控制器的控制量。優(yōu)選的，步驟A進一步包括:Al:所述高功率密度電機每相相電壓等于繞組電阻壓降和繞組感應(yīng)電勢之和，做合理假設(shè)后，繞組A、B、C三相電壓可表示為:
權(quán)利要求
1.一種微納衛(wèi)星飛行姿態(tài)控制裝置，其特征在于，包括:模糊自適應(yīng)PI控制器、驅(qū)動器、高功率密度電機和飛輪本體，其中: 所述模糊自適應(yīng)PI控制器用于發(fā)送可調(diào)占空比脈沖信號至所述驅(qū)動器； 所述驅(qū)動器與所述模糊自適應(yīng)PI控制器相連，用于將所述可調(diào)占空比脈沖信號轉(zhuǎn)換為角動量控制信號，并發(fā)送至所述高功率密度電機； 所述高功率密度電機與所述驅(qū)動器相連，用于根據(jù)所述角動量控制信號控制所述飛輪本體； 所述飛輪本體與所述高功率密度電機相連，用于在所述高功率密度電機的驅(qū)動下輸出可變角動量控制所述微納衛(wèi)星飛行姿態(tài)。
2.如權(quán)利要求1所述的微納衛(wèi)星飛行姿態(tài)控制裝置，其特征在于，所述驅(qū)動器還用于采集所述高功率密度電機的轉(zhuǎn)矩電壓信號和保護電壓信號，并發(fā)送至所述模糊自適應(yīng)PI控制器。
3.如權(quán)利要求1和2所述的微納衛(wèi)星飛行姿態(tài)控制裝置，其特征在于，所述模糊自適應(yīng)PI控制器包括:測速模塊、比較器、自適應(yīng)轉(zhuǎn)速控制器、處理器、自適應(yīng)電機控制器、比較濾波器和電流控制器，其中: 所述測速模塊與所述高功率密度電機相連，用于采集所述高功率密度電機的轉(zhuǎn)速信號，并發(fā)送至所述比較器； 所述比較器與所述測速模塊相連，用于將所述轉(zhuǎn)速信號與給定控制量進行比較，得到轉(zhuǎn)速誤差，并發(fā)送至所述自適應(yīng)轉(zhuǎn)速控制器； 所述自適應(yīng)轉(zhuǎn)速控制器與所述比較器相連，用于將所述轉(zhuǎn)速誤差轉(zhuǎn)換為轉(zhuǎn)速控制量，并發(fā)送至所述處理器； 所述自適應(yīng)電機控制器分別與所述高功率密度電機和所述驅(qū)動器相連，用于采集所述高功率密度電機的電機轉(zhuǎn)矩特性電流，并轉(zhuǎn)換為轉(zhuǎn)矩電流控制量發(fā)送至所述處理器； 所述處理器與所述自適應(yīng)轉(zhuǎn)速控制器和所述自適應(yīng)電機控制器相連，用于將所述轉(zhuǎn)速控制量和所述轉(zhuǎn)矩電流控制量轉(zhuǎn)換為電壓信號控制量并發(fā)送至所述比較濾波器； 所述比較濾波器與所述驅(qū)動器和所述處理器相連，用于將所述轉(zhuǎn)矩電壓信號、保護電壓信號和所述電壓信號控制量進行比較，得到比較電壓信號，并發(fā)送至所述電流控制器；所述電流控制器與所述自適應(yīng)電機控制器和所述比較濾波器相連，用于將所述比較電壓信號轉(zhuǎn)換為比較電流信號，并發(fā)送至所述自適應(yīng)電機控制器； 所述自適應(yīng)電機控制器將所述比較電流信號轉(zhuǎn)換為所述可調(diào)占空比脈沖信號，并發(fā)送至所述驅(qū)動器。
4.一種微納衛(wèi)星飛行姿態(tài)控制方法，其特征在于，應(yīng)用于權(quán)利要求1-3中所述的微納衛(wèi)星飛行姿態(tài)控制裝置，包括以下步驟: A:建立所述微納衛(wèi)星飛行姿態(tài)控制裝置的數(shù)學模型； B:設(shè)計所述微納衛(wèi)星飛行姿態(tài)控制裝置的模糊自適應(yīng)PI控制器的控制量。
5.如權(quán)利要求4所述的微納衛(wèi)星飛行姿態(tài)控制方法，其特征在于，步驟A進一步包括: Al:所述高功率密度電機每相相電壓等于繞組電阻壓降和繞組感應(yīng)電勢之和，做合理假設(shè)后，繞組A、B、C三相電壓可表示為:
6.如權(quán)利要求4和5所述的微納衛(wèi)星飛行姿態(tài)控制方法，其特征在于，步驟B進一步包括: B1:微納衛(wèi)星飛行姿態(tài)控制裝置采用電流環(huán)、轉(zhuǎn)速環(huán)雙閉環(huán)控制，控制系統(tǒng)選取轉(zhuǎn)速信號與給定控制量的之差為轉(zhuǎn)速誤差E，轉(zhuǎn)速誤差變化率為EC， 所述轉(zhuǎn)速誤差E對應(yīng)的模糊集合為:A=[NB NM NS ZO PS PM PB] 所述轉(zhuǎn)速誤差變化率EC對應(yīng)的模糊集合為:B=[NB NM NS ZO PS PM PB]模糊變量NB、NM、NS、ZO、PS、PM和PB分別表示負大、負中、負小、零、正小、正中和正大， 模糊子集C={NB NM NS ZO PS PM PB}； B2:所述模糊自適應(yīng)PI控制器是基于PI控制器、結(jié)合模糊自適應(yīng)控制器構(gòu)成的一種控制器，通過調(diào)整PI參數(shù)等效實時修正所述控制系統(tǒng)的中頻帶寬h和最小諧振峰值Mmin，所述模糊自適應(yīng)PI控制器輸出與輸入模糊集合之間的關(guān)系為: 當輸入所述模糊變量后，輸出與輸入的三元模糊關(guān)系友為:
全文摘要
本發(fā)明提出一種微納衛(wèi)星飛行姿態(tài)控制裝置及方法，包括模糊自適應(yīng)PI控制器、驅(qū)動器、高功率密度電機和飛輪本體，其中模糊自適應(yīng)PI控制器用于發(fā)送可調(diào)占空比脈沖信號至驅(qū)動器；驅(qū)動器與模糊自適應(yīng)PI控制器相連，用于將可調(diào)占空比脈沖信號轉(zhuǎn)換為角動量控制信號，并發(fā)送至高功率密度電機；高功率密度電機與驅(qū)動器相連，用于根據(jù)角動量控制信號控制飛輪本體；飛輪本體與高功率密度電機相連，用于在高功率密度電機的驅(qū)動下輸出可變角動量控制微納衛(wèi)星飛行姿態(tài)。本發(fā)明的微納衛(wèi)星飛行姿態(tài)控制裝置具備了自適應(yīng)吸收在軌期間的各種擾動力矩、超高速響應(yīng)、高精確度、零跟蹤誤差和自適應(yīng)抵抗外部擾動等優(yōu)點。
文檔編號B64G1/28GK103241390SQ20131021125
公開日2013年8月14日 申請日期2013年5月30日 優(yōu)先權(quán)日2013年5月30日
發(fā)明者尤政, 鄭倫貴, 張高飛, 王夢赑 申請人:清華大學