专利名称：微纳卫星飞行姿态控制装置及方法
技术领域：
本发明属于卫星姿态控制技术领域，具体涉及一种微纳卫星飞行姿态控制装置及方法。
背景技术：
随着微米/纳米等高新技术发展，10千克以下纳米卫星技术研究成为国际卫星技术研究的热点之一，各国大力开展微纳卫星的技术研究，使其在军事、通信、地质勘探、环境与灾害监测、气象服务、科学实验、深空探测等方面能有更具体的应用。作为卫星关键技术之一的姿态控制对飞行任务实施与完成有着直接重要作用，纳米卫星姿控执行器的反作用轮/动量轮安装在卫星本体坐标系三个主惯量轴方向，通过调整飞轮转速，采用动量交换方式来吸收环境力矩对卫星本体的干扰，保持卫星三轴稳定，同时可以使卫星绕俯仰、滚动和偏航三个轴做姿态机动，以满足卫星有效载荷工作和飞行试验的需要。纳米卫星自身体积小、惯量小、重量轻，飞行时受诸多未知扰动力矩作用，长时间累积会使卫星姿态偏离预定理想状态，影响正常运行。要求微动量轮理论模型趋近实际系统模型，随着飞轮温度、转速变化，摩擦力矩也随之发生非线性变化，且大惯量比设计这些因素对纳卫星姿态调整的动态性能和精确控制提出要求。
发明内容
本发明旨在至少在一定程度上解决上述技术问题之一或至少提供一种有用的商业选择。为此，本发明的第一个目的在于提出一种微纳卫星飞行姿态控制装置，本发明的第二个目的在于提出一种微纳卫星飞行姿态控制方法。根据本发明的微纳卫星飞行姿态控制装置，包括:模糊自适应PI控制器、驱动器、高功率密度电机和飞轮本体，其中:所述模糊自适应PI控制器用于发送可调占空比脉冲信号至所述驱动器；所述驱动器与所述模 糊自适应PI控制器相连，用于将所述可调占空比脉冲信号转换为角动量控制信号，并发送至所述高功率密度电机；所述高功率密度电机与所述驱动器相连，用于根据所述角动量控制信号控制所述飞轮本体；所述飞轮本体与所述高功率密度电机相连，用于在所述高功率密度电机的驱动下输出可变角动量控制所述微纳卫星飞行姿态。优选的，所述驱动器还用于采集所述高功率密度电机的转矩电压信号和保护电压信号，并发送至所述模糊自适应PI控制器。优选的，所述模糊自适应PI控制器包括:测速模块、比较器、自适应转速控制器、处理器、自适应电机控制器、比较滤波器和电流控制器，其中:所述测速模块与所述高功率密度电机相连，用于采集所述高功率密度电机的转速信号，并发送至所述比较器；所述比较器与所述测速模块相连，用于将所述转速信号与给定控制量进行比较，得到转速误差，并发送至所述自适应转速控制器；所述自适应转速控制器与所述比较器相连，用于将所述转速误差转换为转速控制量，并发送至所述处理器；所述自适应电机控制器分别与所述高功率密度电机和所述驱动器相连，用于采集所述高功率密度电机的电机转矩特性电流，并转换为转矩电流控制量发送至所述处理器；所述处理器与所述自适应转速控制器和所述自适应电机控制器相连，用于将所述转速控制量和所述转矩电流控制量转换为电压信号控制量并发送至所述比较滤波器；所述比较滤波器与所述驱动器和所述处理器相连，用于将所述转矩电压信号、保护电压信号和所述电压信号控制量进行比较，得到比较电压信号，并发送至所述电流控制器；所述电流控制器与所述自适应电机控制器和所述比较滤波器相连，用于将所述比较电压信号转换为比较电流信号，并发送至所述自适应电机控制器；所述自适应电机控制器将所述比较电流信号转换为所述可调占空比脉冲信号，并发送至所述驱动器。本发明的微纳卫星飞行姿态控制装置具备了自适应吸收在轨期间的各种扰动力矩、超闻速响应、闻精确度、零跟踪误差和自适应抵抗外部扰动等优点。根据本发明的微纳卫星飞行姿态控制方法，应用于本发明的第一个目的所述的微纳卫星飞行姿态控制装置，包括以下步骤:A:建立所述微纳卫星飞行姿态控制装置的数学模型:设计所述微纳卫星飞行姿态控制装置的模糊自适应PI控制器的控制量。优选的，步骤A进一步包括:Al:所述高功率密度电机每相相电压等于绕组电阻压降和绕组感应电势之和，做合理假设后，绕组A、B、C三相电压可表示为:
权利要求
1.一种微纳卫星飞行姿态控制装置，其特征在于，包括:模糊自适应PI控制器、驱动器、高功率密度电机和飞轮本体，其中: 所述模糊自适应PI控制器用于发送可调占空比脉冲信号至所述驱动器； 所述驱动器与所述模糊自适应PI控制器相连，用于将所述可调占空比脉冲信号转换为角动量控制信号，并发送至所述高功率密度电机； 所述高功率密度电机与所述驱动器相连，用于根据所述角动量控制信号控制所述飞轮本体； 所述飞轮本体与所述高功率密度电机相连，用于在所述高功率密度电机的驱动下输出可变角动量控制所述微纳卫星飞行姿态。
2.如权利要求1所述的微纳卫星飞行姿态控制装置，其特征在于，所述驱动器还用于采集所述高功率密度电机的转矩电压信号和保护电压信号，并发送至所述模糊自适应PI控制器。
3.如权利要求1和2所述的微纳卫星飞行姿态控制装置，其特征在于，所述模糊自适应PI控制器包括:测速模块、比较器、自适应转速控制器、处理器、自适应电机控制器、比较滤波器和电流控制器，其中: 所述测速模块与所述高功率密度电机相连，用于采集所述高功率密度电机的转速信号，并发送至所述比较器； 所述比较器与所述测速模块相连，用于将所述转速信号与给定控制量进行比较，得到转速误差，并发送至所述自适应转速控制器； 所述自适应转速控制器与所述比较器相连，用于将所述转速误差转换为转速控制量，并发送至所述处理器； 所述自适应电机控制器分别与所述高功率密度电机和所述驱动器相连，用于采集所述高功率密度电机的电机转矩特性电流，并转换为转矩电流控制量发送至所述处理器； 所述处理器与所述自适应转速控制器和所述自适应电机控制器相连，用于将所述转速控制量和所述转矩电流控制量转换为电压信号控制量并发送至所述比较滤波器； 所述比较滤波器与所述驱动器和所述处理器相连，用于将所述转矩电压信号、保护电压信号和所述电压信号控制量进行比较，得到比较电压信号，并发送至所述电流控制器；所述电流控制器与所述自适应电机控制器和所述比较滤波器相连，用于将所述比较电压信号转换为比较电流信号，并发送至所述自适应电机控制器； 所述自适应电机控制器将所述比较电流信号转换为所述可调占空比脉冲信号，并发送至所述驱动器。
4.一种微纳卫星飞行姿态控制方法，其特征在于，应用于权利要求1-3中所述的微纳卫星飞行姿态控制装置，包括以下步骤: A:建立所述微纳卫星飞行姿态控制装置的数学模型； B:设计所述微纳卫星飞行姿态控制装置的模糊自适应PI控制器的控制量。
5.如权利要求4所述的微纳卫星飞行姿态控制方法，其特征在于，步骤A进一步包括: Al:所述高功率密度电机每相相电压等于绕组电阻压降和绕组感应电势之和，做合理假设后，绕组A、B、C三相电压可表示为:
6.如权利要求4和5所述的微纳卫星飞行姿态控制方法，其特征在于，步骤B进一步包括: B1:微纳卫星飞行姿态控制装置采用电流环、转速环双闭环控制，控制系统选取转速信号与给定控制量的之差为转速误差E，转速误差变化率为EC， 所述转速误差E对应的模糊集合为:A=[NB NM NS ZO PS PM PB] 所述转速误差变化率EC对应的模糊集合为:B=[NB NM NS ZO PS PM PB]模糊变量NB、NM、NS、ZO、PS、PM和PB分别表示负大、负中、负小、零、正小、正中和正大， 模糊子集C={NB NM NS ZO PS PM PB}； B2:所述模糊自适应PI控制器是基于PI控制器、结合模糊自适应控制器构成的一种控制器，通过调整PI参数等效实时修正所述控制系统的中频带宽h和最小谐振峰值Mmin，所述模糊自适应PI控制器输出与输入模糊集合之间的关系为: 当输入所述模糊变量后，输出与输入的三元模糊关系友为:
全文摘要
本发明提出一种微纳卫星飞行姿态控制装置及方法，包括模糊自适应PI控制器、驱动器、高功率密度电机和飞轮本体，其中模糊自适应PI控制器用于发送可调占空比脉冲信号至驱动器；驱动器与模糊自适应PI控制器相连，用于将可调占空比脉冲信号转换为角动量控制信号，并发送至高功率密度电机；高功率密度电机与驱动器相连，用于根据角动量控制信号控制飞轮本体；飞轮本体与高功率密度电机相连，用于在高功率密度电机的驱动下输出可变角动量控制微纳卫星飞行姿态。本发明的微纳卫星飞行姿态控制装置具备了自适应吸收在轨期间的各种扰动力矩、超高速响应、高精确度、零跟踪误差和自适应抵抗外部扰动等优点。
文档编号B64G1/28GK103241390SQ20131021125
公开日2013年8月14日 申请日期2013年5月30日 优先权日2013年5月30日
发明者尤政, 郑伦贵, 张高飞, 王梦赑 申请人:清华大学