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1、(10)申请公布号 CN 104102224 A (43)申请公布日 2014.10.15 CN 104102224 A (21)申请号 201410283960.3 (22)申请日 2014.06.24 G05D 1/08(2006.01) (71)申请人 上海微小卫星工程中心 地址 201203 上海市浦东新区海科路 99 号 (72)发明人 李东 万松 刘爽 吴子轶 李晓红 阳应权 (74)专利代理机构 上海翼胜专利商标事务所 ( 普通合伙 ) 31218 代理人 孙佳胤 翟羽 (54) 发明名称 一种双回路卫星姿态跟踪控制装置及方法 (57) 摘要 一种双回路卫星姿态跟踪控制装置及方法。
2、， 装置包括内环回路和外环回路构成的姿控闭环 ； 所述内环回路包括依次连接的内环控制器、 结构 滤波模块、 延迟模块以及陀螺敏感器 ； 所述外环 回路包括依次连接的外环控制器、 内环控制器、 结 构滤波模块、 延迟模块、 积分模块以及星敏感器 ； 其中， 所述内环回路中的内环控制器、 结构滤波模 块以及延迟模块与所述外环回路共用， 所述外环 回路的带宽小于所述内环回路 ； 通过内环回路消 除卫星姿态角速度偏差， 通过外环回路消除卫星 姿态角度偏差并控制系统的稳定性。本发明基于 内外环双环姿态控制结构， 内环消除卫星姿态角 速度偏差， 外环消除姿态角度偏差并保证系统的 稳定性， 同时解决高精度稳。
3、态控制和高精度姿态 跟踪控制。 (51)Int.Cl. 权利要求书 1 页 说明书 4 页 附图 2 页 (19)中华人民共和国国家知识产权局 (12)发明专利申请 权利要求书1页 说明书4页 附图2页 (10)申请公布号 CN 104102224 A CN 104102224 A 1/1 页 2 1. 一种双回路卫星姿态跟踪控制装置， 其特征在于， 包括内环回路和外环回路构成的姿控闭环 ； 所述内环回路包括依次连接的内环控 制器、 结构滤波模块、 延迟模块以及陀螺敏感器 ； 所述外环回路包括依次连接的外环控制 器、 内环控制器、 结构滤波模块、 延迟模块、 积分模块以及星敏感器 ； 其中， 。
4、所述内环回路中的内环控制器、 结构滤波模块以及延迟模块与所述外环回路共 用， 所述外环回路的带宽小于所述内环回路 ； 通过内环回路消除卫星姿态角速度偏差， 通过 外环回路消除卫星姿态角度偏差并控制系统的稳定性。 2. 根据权利要求 1 所述的双回路卫星姿态跟踪控制装置， 其特征在于， 所述内环控制 器采用双积分 PI2 控制器。 3. 根据权利要求 1 所述的双回路卫星姿态跟踪控制装置， 其特征在于， 所述外环控制 器采用 P 控制器。 4. 根据权利要求 1 所述的双回路卫星姿态跟踪控制装置， 其特征在于， 所述装置进一 步包括一前馈结构控制器， 所述前馈结构控制器耦合至所述内环回路和外环回。
5、路之间， 用 于将姿态机动角度和角速度引入姿控闭环。 5. 根据权利要求 4 所述的双回路卫星姿态跟踪控制装置， 其特征在于， 前馈控制环节 ： 采用微分控制器。 6. 一种采用权利要求 1 所述的双回路卫星姿态跟踪控制装置的卫星姿态跟踪控制方 法， 其特征在于， 包含如下步骤 ： （1） 外环控制器根据输入的姿态跟踪角度导引律控制系统稳定及卫星姿态角误差为 零 ； （2） 内环控制器对输入的卫星姿态角速度进行抑制后， 经过结构滤波模块低通滤波以 及延迟模块延迟后为卫星星体提供控制力矩， 控制力矩与干扰力矩共同作用于卫星星体 + 卫星太阳能帆板耦合动力学模型后输出的角速度信号 ； （3） 陀螺。
6、敏感器测得卫星姿态角速度信息输出一包含测速误差的测量角速度， 反馈至 所述内环控制器， 消除卫星姿态角速度偏差 ； （4） 积分模块将卫星星体 + 卫星太阳能帆板耦合动力学模型输出的角速度信号积分得 到姿态角信号， 之后星敏感器输出一包含测角误差的测量姿态角， 反馈至所述外环控制器， 消除卫星姿态角度偏差并控制系统的稳定性。 7. 根据权利要求 6 所述的双回路卫星姿态跟踪控制方法， 其特征在于， 所述装置进一 步包括一前馈结构控制器， 所述方法进一步包括 ： 通过所述前馈结构控制器将姿态机动 角度和角速度引入姿控闭环。 权 利 要 求 书 CN 104102224 A 2 1/4 页 3 一。
7、种双回路卫星姿态跟踪控制装置及方法 技术领域 0001 本发明涉及航天测量与控制技术领域， 具体的说， 是一种适用于微小卫星的双回 路卫星姿态跟踪控制装置及方法。 背景技术 0002 目前大部分对姿态机动能力和高精度稳定控制有较高要求的卫星姿控分系统， 比 如大部分零动量控制卫星的姿控分系统， 普遍采用常规 PID 轮控算法实施卫星控制。随着 卫星姿态控制需求的不断提高， 对卫星姿态控制提出了更多的机动和控制精度的要求， 而 现有控制方法无法同时兼顾实现卫星姿态跟踪控制和较高的跟踪控制精度。 0003 因此， 为了减少星上姿控算法的复杂程度以及提高姿控软件的可靠性， 满足任务 多样化的控制需求。
8、、 提高卫星适应能力， 需要对现有卫星姿态跟踪控制方式进行改进。 发明内容 0004 本发明的目的在于， 提供一种双回路卫星姿态跟踪控制装置及方法， 其能够减少 星上姿控算法的复杂程度以及提高姿控软件的可靠性， 满足任务多样化的控制需求、 提高 卫星适应能力。 0005 为实现上述目的， 本发明提供了一种双回路卫星姿态跟踪控制装置， 包括内环回 路和外环回路构成的姿控闭环 ； 所述内环回路包括依次连接的内环控制器、 结构滤波模块、 延迟模块以及陀螺敏感器 ； 所述外环回路包括依次连接的外环控制器、 内环控制器、 结构滤 波模块、 延迟模块、 积分模块以及星敏感器 ； 其中， 所述内环回路中的内。
9、环控制器、 结构滤波 模块以及延迟模块与所述外环回路共用， 所述外环回路的带宽小于所述内环回路 ； 通过内 环回路消除卫星姿态角速度偏差， 通过外环回路消除卫星姿态角度偏差并控制系统的稳定 性。 0006 为了实现上述目的， 本发明还提供了一种采用本发明所述的双回路卫星姿态跟踪 控制装置的双回路卫星姿态跟踪控制方法， 包括以下步骤 ：（1） 外环控制器根据输入的姿 态跟踪角度导引律控制系统稳定及卫星姿态角误差为零 ；（2） 内环控制器对输入的卫星姿 态角速度进行抑制后， 经过结构滤波模块低通滤波以及延迟模块延迟后为卫星星体提供控 制力矩， 控制力矩与干扰力矩共同作用于卫星星体 + 卫星太阳能帆。
10、板耦合动力学模型后输 出的角速度信号 ；（3） 陀螺敏感器测得卫星姿态角速度信息输出一包含测速误差的测量角 速度， 反馈至所述内环控制器， 消除卫星姿态角速度偏差 ；（4） 积分模块将卫星星体 + 卫星 太阳能帆板耦合动力学模型输出的角速度信号积分得到姿态角信号， 之后星敏感器输出一 包含测角误差的测量姿态角， 反馈至所述外环控制器， 消除卫星姿态角度偏差并控制系统 的稳定性。 0007 本发明的优点在于 ： 基于内外环双环姿态控制结构， 内环消除卫星姿态角速度偏 差， 外环消除姿态角度偏差并保证系统的稳定性， 同时解决高精度稳态控制和高精度姿态 跟踪控制 ； 同时设计了前馈结构控制器来保证卫。
11、星对姿态机动能力。通过双回路 PID 轮控 说 明 书 CN 104102224 A 3 2/4 页 4 + 前馈控制的设计， 兼顾解决了高精度稳态控制和高精度姿态跟踪控制问题， 减少了星上姿 控算法的复杂程度和提高姿控软件的可靠性， 满足任务多样化的控制需求， 提高卫星适应 能力， 提高用户体验。 附图说明 0008 图 1， 本发明所述的双回路卫星姿态跟踪控制装置的架构图 ； 图 2， 本发明所述的双回路卫星姿态跟踪控制方法的流程图。 具体实施方式 0009 下面结合附图对本发明提供的一种双回路卫星姿态跟踪控制装置及方法的具体 实施方式做详细说明。 0010 参见图1， 本发明所述的双回路。
12、卫星姿态跟踪控制装置架构图。 所述装置包括内环 回路和外环回路构成的姿控闭环， 也即双回路 PID 轮控。 0011 所述内环回路包括依次连接的内环控制器 111、 结构滤波模块 112、 延迟模块 113 以及陀螺敏感器114。 所述外环回路包括依次连接的外环控制器121、 内环控制器111、 结构 滤波模块 112、 延迟模块 113、 积分模块 122 以及星敏感器 123。其中， 所述内环回路中的内 内环控制器 111、 结构滤波模块 112 以及延迟模块 113 与所述外环回路共用， 所述外环回路 的带宽小于所述内环回路 ； 通过内环回路消除卫星姿态角速度偏差， 通过外环回路消除卫 。
13、星姿态角度偏差并控制系统的稳定性。 0012 深入分析现有卫星控制算法技术的局限性， 仿真发现， 为了提高卫星姿态机动控 制能力， 通常将常规 PID 控制算法中的 PID 参数提高， 从而提高了卫星带宽， 但是这样的参 数设计对角速度测量单机的噪声特性有较强的响应， 从而引入了测量单机噪声， 降低了控 制精度。本发明提出的双回路控制中内环回路对角速度进行控制， 能较好的降低角速度测 量单机的噪声响应特性， 提高了卫星控制精度。也即， 利用内环回路抑制速度噪声和干扰， 消除卫星姿态角速度偏差。本发明提出的双回路控制中外环回路对角度进行控制， 也即用 带宽较窄的外环回路克服角度噪声的影响， 增强。
14、了系统稳定性， 提高控制稳态裕度。 0013 内环回路工作原理为 ： 内环控制器 111 对输入的卫星姿态角速度进行抑制后， 经 过结构滤波模块 112 低通滤波以及延迟模块 113 延迟后为卫星星体 17 提供控制力矩， 控制 力矩与干扰力矩共同作用于卫星星体 + 卫星太阳能帆板耦合动力学模型 18 后输出的角速 度信号， 经陀螺敏感器 114 测得卫星姿态角速度信息输出一包含测速误差的测量角速度， 反馈至所述内环控制器 111。其中， 执行机构为反作用轮模型 ； 卫星星体 17 为带有挠性帆 板的卫星三轴耦合动力学模型 ； 卫星系统存在各种干扰， 主要包括重力梯度干扰力矩、 太阳 辐射力矩。
15、、 飞轮转速波动力矩、 各测量环节噪声、 转台扰动干扰力矩等等。 引入干扰力矩， 以 更精确的对卫星姿态进行控制。 0014 内环控制器 111 ： 可以采用双积分 PI2 控制器 (Kr Kp/s Ki /s2)， 保证充分的 角速度抑制能力， Kr 设计为 P 系数 , Kp 设计为一阶积分系数， Ki 设计为一阶积分系数。 0015 结构滤波模块 112 ： 可以采用低通滤波器来消弱挠性模态的影响。 0016 延迟模块 113 ： 考虑系统计算、 信号传输、 控制器反应时间等等的综合延迟作用， 设计延迟环节。 说 明 书 CN 104102224 A 4 3/4 页 5 0017 陀螺敏。
16、感器 114 ： 陀螺敏感器测量本体相对于惯性坐标系角速度信息。 0018 外环回路工作原理为 ： 外环控制器121根据导引律模块19输入的姿态跟踪角度导 引律控制系统稳定及卫星姿态角误差为零， 积分模块 122 将卫星星体 + 卫星太阳能帆板耦 合动力学模型18输出的角速度信号积分得到姿态角信号， 之后星敏感器123输出一包含测 角误差的测量姿态角， 反馈至所述外环控制器 121。 0019 外环控制器 121 ： 采用 P 控制器 (Kp)， 保证系统稳定性及稳态角度误差为零， Kp 设 计为 P 系数。 0020 积分模块 122 ： 将卫星星体 + 卫星太阳能帆板耦合动力学模型 18 。
17、输出的角速度信 号积分， 得到姿态角信号。 0021 星敏感器 123 ： 测量姿态角度信息， 输出一包含测角误差的测量姿态角， 作为反馈 信息， 与姿态跟踪角度导引律做差得到误差信号， 作为所述外环控制器 121 的输入， 形成闭 环控制。 0022 随着双回路控制稳定性的大幅提高， 降低了卫星机动控制带宽， 因而， 作为优选的 实施方式， 本发明所述的双回路卫星姿态跟踪控制装置进一步包括前馈结构控制器101。 所 述前馈结构控制器 101 耦合至所述内环回路和外环回路之间， 用于将姿态机动角度和角速 度引入姿控闭环， 大幅提高了卫星姿态机动控制能力。所述前馈结构控制器 101 ： 可以采用。
18、 微分控制器， D 系数。 0023 本发明在深入分析了用户需求的基础上， 提出了新的控制方式， 基于内外环双环 姿态控制结构， 内环消除卫星姿态角速度偏差， 外环消除姿态角度偏差并保证系统的稳定 性， 同时解决高精度稳态控制和高精度姿态跟踪控制。同时设计了前馈结构控制器来保证 卫星对姿态机动能力。 通过双回路PID轮控+前馈控制的设计， 兼顾解决了高精度稳态控制 和高精度姿态跟踪控制问题， 减少了星上姿控算法的复杂程度和提高姿控软件的可靠性， 满足任务多样化的控制需求， 提高卫星适应能力， 提高用户体验。 0024 参见图 2， 本发明所述的双回路卫星姿态跟踪控制方法， 包括以下步骤。 00。
19、25 S22 ： 外环控制器根据输入的姿态跟踪角度导引律控制系统稳定及卫星姿态角误 差为零。 0026 S24 ： 内环控制器对输入的卫星姿态角速度进行抑制后， 经过结构滤波模块低通滤 波以及延迟模块延迟后为卫星星体提供控制力矩， 控制力矩与干扰力矩共同作用于卫星星 体 + 卫星太阳能帆板耦合动力学模型后输出的角速度信号。 0027 S26 ： 陀螺敏感器测得卫星姿态角速度信息输出一包含测速误差的测量角速度， 反 馈至所述内环控制器， 消除卫星姿态角速度偏差。 0028 本发明提出的双回路控制中内环回路对角速度进行控制， 能较好的降低角速度测 量单机的噪声响应特性， 提高了卫星控制精度。也即，。
20、 利用内环回路抑制速度噪声和干扰， 消除卫星姿态角速度偏差。 0029 S28 ： 积分模块将卫星星体 + 卫星太阳能帆板耦合动力学模型输出的角速度信号 积分得到姿态角信号， 之后星敏感器输出一包含测角误差的测量姿态角， 反馈至所述外环 控制器， 消除卫星姿态角度偏差并控制系统的稳定性。 0030 本发明提出的双回路控制中外环回路对角度进行控制， 也即用带宽较窄的外环回 路克服角度噪声的影响， 增强了系统稳定性， 提高控制稳态裕度。 说 明 书 CN 104102224 A 5 4/4 页 6 0031 随着双回路控制稳定性的大幅提高， 降低了卫星机动控制带宽。 因而， 作为优选的 实施方式，。
21、 本发明所述的双回路卫星姿态跟踪控制装置进一步包括前馈结构控制器， 所述 方法进一步包括 ： 通过所述前馈结构控制器将姿态机动角度和角速度引入姿控闭环。通过 前馈结构控制器将姿态机动角度和角速度引入姿控闭环， 大幅提高了卫星姿态机动控制能 力。 0032 以上所述仅是本发明的优选实施方式， 应当指出， 对于本技术领域的普通技术人 员， 在不脱离本发明原理的前提下， 还可以做出若干改进和润饰， 这些改进和润饰也应视为 本发明的保护范围。 说 明 书 CN 104102224 A 6 1/2 页 7 图 1 说 明 书 附 图 CN 104102224 A 7 2/2 页 8 图 2 说 明 书 附 图 CN 104102224 A 8 。