专利名称：活动物体状态控制设备及其控制方法
技术领域：
本发明涉及一种活动物体的状态控制设备及其控制方法，尤其地，涉及一种航天器中的活动物体的状态控制设备及其控制方法。
已提出了许多常规的、关于状态控制系统的方法，例如，在活动物体(包括航天器)中的姿态控制之类的方法。
然而近年来，航天器(例如人造卫星之类)中对于在山地作业的精度上提出了更严格的要求。相应地，必须有以下功能的改进。
1)在卫星的目标姿态值方面，要提高姿态控制的精度。(减少误差的绝对值)2)在卫星的目标姿态值方面，要提高姿态稳定性。(抑制在低频的速率变化，也就是说，即使有干扰，也要实现卫星的静止)3)在卫星的目标姿态值方面，要提高反应能力。
4)在大尺寸、具有柔性的太阳能电池活动帆板的卫星配置中，提供具有大的角动量或其它指示设备的驱动天线，以提供高的方向感应能力。
5)要减少调整时间周期，并且通过与其它如上所述包含干扰源的子系统的尽可能简单的接口来提高设计效率。
6)关于上述第5)，要能进一步消除姿态误差。在广泛应用的、基于天线的驱动信号(角度/或角速度之类)的姿态控制系统的前馈系统中，该姿态误差不能消除。
同时，如图7所示，作为一个通用的、已被广泛认识的航天器姿态控制系统，航天器1的旋转角度信息、旋转角速度信息等(它们是由卫星的导航动力系统2本身自动提供给航天器1的)被一姿态传感器3所检测，该信息又被输入到姿态控制系统4中被执行一诸如PID(比例，积分，差动)的控制，然后，PID控制系统4产生一控制命令，以驱动轮子之类东西的旋转量，从而控制航天器1的姿态。
此时，各种干扰被加到航天器1中。因此，通常是预先估计干扰量来构成控制系统。
例如，在日本未决的专利公布号JP-A-8-188199中公开了一项安装消除估计干扰的信号发生装置6的技术，其中，预先估计卫星主体中所引入的干扰幅度，产生一消除干扰噪声的干扰消除信号，然后，伴随着姿态控制系统所提供的姿态控制信号，产生一估计的干扰消除信号。
然而，如此的航天器姿态控制系统对构成一高精度的姿态控制系统存在很大的限制，因为其精度极大地被驱动系统参数的精度所影响，亦即，被集中特性、角度检测精度、角速度计算精度、角加速度计算精度、通信延迟及伴随着不同计算机间的同步处理所产生的通信时间周期内的抖动等等因素所影响。
又例如，在日本未决的专利公布号JP-A-3-125699中公开了一航天器的姿态控制方法。其中，使用了前馈补偿信号，并且，在前馈补偿信号中移去了高频成分。
然而，在如此一广为人知的例子中，在执行前馈计算的过程中，当取自半差动值(差值)的角速度被以控制区间驱动系统的角度信息和角动量或更高阶的角加速度而计算时，亦即，当干扰转距被计算时，由低通滤波器自驱动系统所获取的角速度时间序列被平滑，从而消除噪声成分，低频成分也被分离出来。
在如此一广为人知的例子中，尽管在计算半差分值时噪声成分被某种程度上消除了，然而，由低通滤波器的时间常数却产生了一延迟，而使得“加入与驱动系统具有相反相位的补偿转矩”这一在前馈控制中最重要的功能却被牺牲了，于是限制了以上要求的、实现姿态控制或姿态稳定的改进。
进一步，当有意提高精度时，用于姿态系统的计算机需要与用于驱动系统的计算机进行同步计算，于是需要通信干扰处理，或是驱动系统的集中特性允差必须规定一极限，以便最大限度地增强功能、调整时间周期和设计费用。
也就是说，由于干扰本身不可能被实际测量，因此需要使用某些方法来估计，而当要进行精确估计时，系统本身就变得复杂，从而增加费用。进一步，安装在航天器1上的那些计算机都需彼此异步工作，相应地，处理干扰信息的时间需要与之匹配。如此，系统就变得更为复杂。
而且，在目前的航天器1中，当天线8或是太阳能电池组7的结构尺寸很大而且为活动结构时，天线或是太阳能电池组的移动、振动所引起的天线转动干扰便增强了，并构成低频。于是，加在航天器1上的干扰反应加剧。
因此，为抑制如此的干扰反应，常规的控制系统总是导致费用的增加和系统的复杂化，于是难以精确控制。
此外，在日本未决的专利公布号JP-A-62-125998中描述了一种航天器姿态控制方法。其中，在常规的闭环控制中安装了一反馈信号存贮单元。反馈信号的变化被存贮到存贮单元，而误差补偿命令被确定，如此，姿态误差在此数据的基础上被减少。根据日本未决的专利公布号JP-A-8-282598，公开了在一人造卫星的姿态控制设备中安装转矩补偿装置的技术，以产生消除来自致动器和驱动控制装置的角动量所必须的转矩。驱动控制装置的建立是为了使得活动单元的驱动迟于转矩的产生。然而，它们都不足以解决上述问题。
因此，本发明的一个目标就是提供一廉价的姿态控制设备和姿态控制方法，以改善常规技术中的上述缺陷，并利用一简单结构来方便而精确地补偿干扰，而不剧烈地补偿驱动干扰源。
本发明采用下述的技术构成来达到上述目的。
根据本发明的第一方面，提供一活动物体的状态控制设备。它由以下部分组成针对诸如干扰转矩的外部噪声的一活动物体所固有的导航动力系统；一用于驱动导航动力系统的致动器；用于输出控制信号，以根据来自导航动力系统的预定的第一输出信号来驱动致动器的第一控制装置；用于输出控制信号，以在前馈控制中根据外部噪声来将一外部噪声的估计值加到第一控制装置所输出的控制信号中以控制致动器的求和装置；以及一第二控制装置，用于输出基于导航动力系统所输出的预定的第二信号的外部噪声估计值的误差量。其中，由该第二控制装置所输出的外部噪声的估计值的误差量被输入到求和装置。
根据本发明的第二方面，提供一活动物体的状态控制方法。它由以下部分组成针对外部噪声的一活动物体所固有的导航动力系统；一用于驱动导航动力系统的致动器；用于输出控制信号，以根据来自导航动力系统的预定的第一输出信号来驱动致动器的第一控制装置；和用于输出控制信号，以在前馈控制中根据外部噪声来将一外部噪声的估计值加到第一控制装置所输出的控制信号中以控制致动器的求和装置；以及一第二控制装置。该方法由以下步骤组成输出一基于、由第二控制装置的导航动力系统所输出预定的第二信号的外部噪声估计值的误差量；对求和装置输入一外部噪声估计值的误差量值；输出一致动器控制信号，以补偿来自求和装置的外部噪声估计值的误差量。
根据本发明的活动物体状态控制设备及其状态控制方法采用上述的技术构成，因此，应用于航天器1的干扰被预测，而必要的干扰补偿数据被实时地应用到致动器中。于是，达到缩短设计和研制时间周期目的、并具有高精度和低费用的活动物体状态控制设备被实现了。
图1是一方块图，示出了根据本发明的一活动物体状态控制设备的特例的构成；图2是一方块图，更详细示出了根据本发明的一活动物体状态控制设备的特例的构成；图3是一图解，示出了根据本发明的一控制方法的原理；图4(A)、4(B)、4(C)、4(D)和4(E)都是曲线图，示出了根据本发明的活动物体状态控制方法的效果；图5是一曲线图，示出了根据本发明的活动物体状态控制方法与一常规实例的比较；图6(A)、6(B)和6(C)都是曲线图，示出了根据本发明的活动物体状态控制方法的效果；而图7是一方块图，示出了一活动物体的常规控制设备的特例。
参照附图，对根据本发明的一活动物体状态控制设备及其状态控制方法的特例的构成给以详细说明。
进一步，尽管根据本发明的一活动物体状态控制设备20将在以下主要以航天器为例子而加以说明，但根据本发明的活动物体并不局限于航天器，而本发明可自然应用于每一活动物体的状态控制。
图1是一方块图，说明了根据本发明的一活动物体状态控制设备20构成的特例。图中，一活动物体的状态控制设备20是由以下构成针对外部噪声的活动物体所固有的导航动力系统2；用于驱动导航动力系统2的致动器5；用于输出控制信号、以便根据来自导航动力系统2、通过姿态传感器3所输出的预定的第一输出信号O1来驱动致动器5的第一控制装置4；和求和装置10，以便将外部噪声的估计值q和第一控制装置4所输出的控制信号相加，并输出一控制信号u，从而在前馈控制中根据外部噪声来控制致动器5。根据本发明，状态控制设备20进一步由第二控制装置9所构成，以输出一基于预定的第二信号O2的外部噪声估计值的误差量，而第二信号O2是由导航动力系统通过姿态传感器3所输出的。其中，由第二控制装置9所输出的外部噪声估计值的误差量被进一步输入到求和装置10。
也就是说，尽管获得姿态精度仍依赖于以上描述的常规的前馈系统，本发明却不同于常规技术的一种方法，其中，当在建立通信同步或通过中断处理而连续地接收时，用于补偿驱动端输出数据(角或角速度数据之类)的角动量或转矩构成了干扰。该干扰被连续计算，并输出到反应转轮，即致动器中。而本发明是一个系统，其中，前馈控制使得与驱动端的接口能达到补偿干扰转矩约90％的目标。亦即，被干扰转矩补偿器不能消除的误差及不能被补偿的剩余干扰都被一姿态系统的控制回路所补偿了。
如上所述，根据本发明建立了一个系统，其中，一个较小的反馈回路被用于较可观地减小常规系统中的估计误差的情形，并会聚由估计误差中的剩余部分对目标姿态(=0)所产生的变化。亦即，第二控制装置9被与通用的主反馈回路并列安装，于是，第一控制装置4和第一及第二控制装置4和9的输出都被输出到反应转轮5，而构成航天器1的致动器。
在此情况下，前馈信号可以进一步被加入第一控制装置4和第二控制装置9，也可不被加入。这有赖于具体情况。
当前馈信号被加入到上述的控制装置时，较小的反馈回路补偿前馈信号的剩余部分。当前馈信号不被加入时，较小的反馈回路补偿主反馈回路的剩余部分。
所以，根据本发明，通过加入较小的反馈回路，即第二控制装置9，一用于使得目标姿态(=0)和观测到的姿态之间的差为0的补偿转矩即被加入到系统中。而与仅具前馈控制的常规姿态控制系统相比，由在前馈控制中的误差或是由一柔性的附件所引入的振动幅度(这在常规系统中常常造成很大的问题)所引起的姿态变化便被限制在很低的范围内，并能快速会聚。
亦即，本发明的特点在于，为了改善常规系统中的缺陷，前馈控制的精度并未被强调，本发明的主要目标在于通过一较小的回路控制系统的前馈控制，即第二控制装置9来积极地消除在常规系统中不可能被消除的干扰，并且相应地，对驱动系统的允差要求和通信时间的同步要求大大地降低了。
图2是一个方块图，进一步详细介绍了图1所示的根据本发明的一活动物体状态控制设备20的构成图，并且，提供了本发明中所用的导航动力系统2的构成，如图2中点划线所包围的部分。
这是一种非常普通的构成。
并且，当第二控制装置9使用求和装置10的输出值作为反馈值、以计算外部噪声估计值的误差量时，本发明是优选的。
并且，当从导航动力系统2输出、并输入到第一控制装置4的预定的第一输出信号O1是活动物体1的旋转角度信息的一估计值θ^]]>(θhat)，而从导航动力系统2输出、并输入到第二控制装置9的预定的第二输出信号O2是活动物体1的角加速度信息的一估计值(θ·^]]>的差值的hat,(θdothat))时，本发明是优选的。
另外，根据本发明，活动物体1代表包括航天器在内的所有活动物体。
如上所述，尽管各种噪声都被作为干扰而加到活动物体1上，特别地，当活动物体1是一卫星时，本发明适宜处理由加载于卫星上、却不依赖于卫星驱动的子系统或一柔结构所引起的反应转矩所造成的干扰，例如天线、太阳能电池板之类的灵活结构。
并且，根据本发明的活动物体1的状态控制的主要部分就是活动物体1的姿态控制。
根据本发明的一活动物体状态控制设备20的组成及操作，将参照图2给以进一步说明。
在图2中，由一方向系统(如天线)或摄像机之类的柔性的动力系统所引入的驱动干扰d0被加入到致动器5和导航动力系统2之间。
如此的一干扰d0被当作一显著的干扰显示出来，并代表加到卫星和内部的所有干扰。然而，其值却不能被测量。
同时，根据本发明的一活动物体状态控制设备20具有一姿态确定系统23，它由姿态传感器22和陀螺包(惯性参考设备)21这两部分所确定。其中，姿态传感器22用于探测卫星1的姿态角，而陀螺包21用于探测姿态速率(角速度)。
另外，根据本发明，该姿态确定系统并不一定必需上述两部分来确定。在本发明中，姿态速率可通过其它方法来测量。
根据本发明，从姿态确定系统23所规定输出的是第一输出信号O1和第二输出信号O2，两者都被输入到第一控制装置4。第一输出信号O1是活动物体1旋转角度信息的估计值θ^]]>(θhat)，该估计值由导航动力系统2输出的角度信息所决定。而第二输出信号O2是活动物体1角加速度信息的估计值(θ·^]]>的差值的hat,(θdot hat))，该估计值由导航动力系统2输出的角加速度信息所决定。
上述卫星1的姿态角信息和姿态速率(角速度)是通过众所周知的方法由导航动力系统2所输出的。进一步，根据本发明的一活动物体状态控制设备20提供了一主回路控制系统，即第一控制装置4，用以计算来自第一输出信号O1的控制输出，该第一输出信号就是姿态角度信息。控制设备20也提供了一较小的回路控制系统，即第二控制装置9，用以通过第二输出信号O2来增强主回路控制系统，该第二输出信号就是姿态速率信息。控制设备20还提供了一反应转轮，即致动器5，用以产生实际的控制转矩。
所以，根据本发明的一活动物体状态控制设备20，在第一控制装置4中执行正常的PID补偿控制，而在分开安装的第二控制装置中干扰的估计值不被看作完全精确的值，对应于干扰估计值的一误差量的估计值通过使用预定的函数被计算，该值被用作补偿干扰估计值的误差量的数据。
如上所提及，常规地，“开环前馈补偿”通常被用来实现驱动干扰的补偿。
根据这样的一个系统，姿态控制设备通过通信接收到驱动系统的一探测信号，例如，由编码器或一判决器所测得的角度值，然后，计算驱动系统从惯性时刻起产生的角动量或转矩、驱动系统的质量和位置引力中心，并加入与控制设备或反应转轮驱动器符号相反的角动量或转矩。由于以上所述问题的存在，这样的一个常规系统是不被优选的。
以下描述了根据本发明的一活动物体状态控制设备中所用的一控制方法的过程及其算法。
根据本发明的姿态控制设备的一输出指令值(转轮转矩命令)被指定为符号u。
当第一控制装置4所输出的一输出信号被指定为符号G1(s)，则输出信号G1(s)如以下等式(1)所示。[等式1]G1(s)=[Kp+KisKd]θ^θ·^(1)]]>等式1是一个众所周知的函数，符号K表示一相关系数，而符号s表示拉普拉斯(Laplace)变换器。
根据本发明的第二控制装置9所输出的一输出信号被指定为符号G2(s)，则输出信号G2(s)如以下等式(2)所示。[等式2]G2(s)=αβγ(s-α)(s-β)(s-γ)[-(1W(s))IsS---1]θ·^u]]>等式(2)的左端显示的是一个低通滤波器的函数，而符号α,β和γ表示相关的常数。
因此，为方便起见，等式仅表示了一个通用的三阶低通滤波器。实际上，任何形式低通滤波器都可以使用。
等式(2)中的符号W(s)表示了如以下等式(3)所示的一变换函数，它指明相对于控制设备的输出命令u，转轮的输出Tw被延迟了一个时间常数。
以上等式(2)中的符号Is表示了包括航天器在内的活动物体1的惯性时刻。
而且，如上所述，等式(2)是一个特为本发明所设置的一控制函数。[等式3]W(s)=Twu=1tws+1]]>从等式(2)可显见，根据本发明，在较小的回路反馈系统中，即第二控制装置9中，它本身的一个输出被使用了。通过使用这样的控制数据(如等式(4)所示)，干扰(另一驱动系统干扰+桨振动干扰之类)估计值的一误差值(qhat)被加到转轮的后部(姿态动力系统的前部)，亦即，干扰q的补偿转矩被由控制输出u、卫星的惯性时刻(Is)和被测速率的估计值θ·^]]>(θdot hat)所估计出来。[等式4]q^=u-(tws+1)Issθ·^]]>因此，本发明的一个特点就是用于第二控制装置的干扰估计值的误差量是用所有已知的信息计算出来的。换句话说，不需要另外的传感器。而且，等式(4)的第二部分基本上等于干扰的估计值。
根据本发明，上述的等式(4)被低通滤波器(系数由等式(2)右边的第一部分所代表)相乘，以使之更合适。其乘积加上负号后与转轮反向模型相乘，结果被加入到主回路反馈系统，即第一控制装置4，作为抵消干扰的转矩。
低通滤波器不对系统响应延迟产生影响，却表明对较小的反馈回路即第二控制装置9有影响的频率范围是有规定的。
因此，本发明的较小的反馈组能限制具有较大绝对值的总体干扰、常规上对卫星移动精度产生有害影响的低频，以及活动桨之类的大的软振动。
根据本发明的上述一活动物体状态控制方法的原理在图3中给予了总结。
进一步，图4(A)、4(B)、4(C)、4(D)和4(E)显示了当应用根据本发明的一活动物体状态控制方法时，干扰估计值的误差量被有效和精确地消除的过程。
图4(A)中的曲线a表明了应用于活动物体1的姿态系统上的实际干扰转矩q的变化，曲线b表明了计算出的前馈转矩F(估计的干扰转矩)，它在常规的前馈估计电路6中是被估计出的。
图4(B)中的曲线c表明了一误差Δq，它是由加到活动物体1的实际干扰q中减去干扰F所得到的(Δq=q-F)。在常规前馈计算中，F是估计出的。
图4(C)中的曲线表明了由误差Δq所引起的角速度(θdot hat)，亦即，速率的变化，它显示出剩余部分使得系统精度变差。
图4(D)中的曲线表明相应于干扰估计值误差的剩余差值校正转矩(q hat)。根据本发明，该干扰估计值误差是利用等式(4)计算出来的。
比较图4(D)中的曲线e和图4(B)中的曲线c，可发现两者在精度上是相当一致的。
另外，图4(E)中的曲线显示了运用如图2所示的、根据本发明的一活动物体状态控制设备20完成图4(D)中曲线e的控制操作后，姿态速率所产生的变化。亦即，它显示了使用对应于干扰估计值误差量的补偿数据后的处理结果。
由图4(E)可以显而易见，通过使用根据本发明的一活动物体状态控制方法，活动物体1的姿态能极其精确地被控制，以抗拒干扰。
根据本发明的一活动物体状态控制设备20和一活动物体状态控制方法采用了上述的技术构成。相应地，通过加入与干扰q大小相等、方向相反的补偿转矩，控制精度和姿态稳定性能相当大地被改进了。干扰q是由驱动系统或灵活结构所引起的，而按等式(4)计算出的补偿转矩(qhat)被实时加到致动器中。在简单前馈处理情况下，这一补偿没有时延。
而且，根据本发明，分配了驱动系统参数的精细的范围，这是提高精度和诸如通信同步之类接口的前提。
而且，当被由闭环中的干扰到姿态误差的误差特性所表示时，根据本发明的一活动物体状态控制设备20很易被理解。
图5将运用根据本发明的一活动物体状态控制设备的一活动物体状态控制的实际状态与常规的方法进行了比较。图中，曲线F显示了根据本发明来限制干扰的效果，而曲线G显示了运用一活动物体常规的状态控制设备、并且运用PID控制和前馈控制(补偿精度90％)时限制姿态误差干扰的效果。
而且，用作输入的仅是所测得的姿态速率值和一次采样操作前控制系统的输出，它们不构成计算机的计算负荷。
图5的坐标表明相对于距离大小的一姿态误差角度，而abscissa表明应用于活动物体上的干扰频率。
从图5显见，与常规的例子相比，在相同的干扰量条件下，根据本发明，对于0.001到0.1Hz这一对姿态精度最重要的频率范围来说，精度可提高到常规例子中的1/10到1/100。
亦即，很明显，通过使用本发明的设备，低频范围(等于或低于姿态系统控制频段)的误差特性被显著提高，而在高频段的灵活桨模式的峰值被消除了。因此，即使在驱动系统操作时，由前馈控制的剩余差值部分所引起的姿态变化也被减少了，同时，在诸如活动桨之类的灵活结构的自然频率的变化情况下，大致的也能实现提高精度。
图6(A)、6(B)和6(C)显示了控制精度提高和姿态稳定度提高的分析结果。
图6(A)显示了应用于活动物体1驱动系统上的一操作角度的例子，而图6(B)显示了当图6(A)的一驱动控制信号应用于活动物体1上时，在活动物体状态控制系统上所引起的姿态控制误差信号(角度)。曲线H表明一常规控制方法中仅使用前馈处理时的姿态误差，而曲线I表明根据本发明的活动物体状态控制系统所导致的姿态误差。
从曲线可显见，与常规方法相比，根据本发明的活动物体状态控制系统，姿态误差信号被显著减少。如图6(C)所示，其结果是应用于致动器上的转轮转矩命令被形成，就在驱动活动物体1之前，与活动物体旋转方向相反的转矩被应用，并立即在活动物体1停止旋转之前被形成，一相反方向的转矩被应用。
也就是说，不特别要求致动器能进行急剧动作。与常规致动器等效的致动器(在此情况下为转轮)就足够了。
因此，根据本发明，包括干扰的活动物体的姿态控制能被精确实现。
权利要求
1．一活动物体状态控制设备，由以下构成针对外部噪声的活动物体所固有的一导航动力系统；驱动所述导航动力系统的一致动器；第一控制装置，响应于由导航动力系统输出的预定的第一输出信号而输出一驱动致动器的控制信号；和求和装置，用于输出控制信号，以便响应于外部噪声，通过在由第一控制装置所输出的控制信号上加入一外部噪声的估计值而在前馈控制中控制致动器；其特征在于进一步包括以下结构第二控制装置，基于第二控制装置中的导航动力系统所输出的预定的第二信号，输出一外部噪声估计值的误差量；其中，第二控制装置所输出的外部噪声估计值的误差量被输入到所述求和装置。
2．根据权利要求1的一活动物体状态控制设备，其特征在于所述第二控制装置在计算外部噪声估计值的误差量时，使用来自求和装置的一输出值作为反馈值。
3．根据权利要求1或2的一活动物体状态控制设备，其特征在于由导航动力系统所输出的并输入到第一控制装置的预定的第一输出信号是活动物体角度信息的一估计值，而由导航动力系统所输出的并输入到第二控制装置的预定的第二输出信号是活动物体角加速度信息的一估计值。
4．根据权利要求1到3中任一权利要求的一活动物体状态控制设备，其特征在于活动物体是一航天器。
5．根据权利要求1到4中任一权利要求的一活动物体状态控制设备，其特征在于外部噪声主要是由柔性结构所引起的。
6．根据权利要求5的一活动物体状态控制设备，其特征在于所述柔性结构是一天线或一太阳能电池活动帆板。
7．根据权利要求1到6中任一权利要求的一活动物体状态控制设备，其特征在于活动物体状态控制就是活动物体的姿态控制。
8．一活动物体状态控制方法，所述活动物体包括针对外部噪声的一活动物体所固有的导航动力系统；一用于驱动导航动力系统的致动器；一输出控制信号，以根据预定的、来自导航动力系统的第一输出信号来驱动致动器的第一控制装置；和一输出控制信号，以在前馈控制中根据外部噪声来将一外部噪声的估计值加到第一控制装置所输出的控制信号中以控制致动器的求和装置；以及一第二控制装置，所述方法包括以下步骤基于由第二控制装置的导航动力系统所输出第二预定信号输出外部噪声估计值的误差量；对求和装置输入一外部噪声估计值的误差量值；和输出一致动器控制信号，以补偿来自求和装置的外部噪声估计值的误差量。
9．根据权利要求8的一活动物体状态控制方法，其特征在于所述第二控制装置利用从导航动力系统输出的预定的第二信号和所述加和装置的一输出值计算外部噪声估计值的误差量值作为一输入值。
10．一活动物体状态控制方法，所述活动物体包括针对外部噪声的一活动物体所固有的导航动力系统；一用于驱动导航动力系统的致动器一输出控制信号，以根据预定的、来自导航动力系统的第一输出信号来驱动致动器的第一控制装置；和一输出控制信号，以在前馈控制中根据外部噪声来将一外部噪声的估计值加到第一控制装置所输出的控制信号中以控制致动器的求和装置；以及一第二控制装置，所述方法包括以下步骤第一步，输入一由第二控制装置的导航动力系统所输出的预定的第二信号；第二步，输入一求和装置的输出值；第三步，通过使用预定的函数，计算外部噪声估计值的误差量值；和第四步，将所计算的外部噪声估计值的误差量值加载到所述加和装置上。
11．根据权利要求8到10中任一权利要求的一活动物体状态控制方法，其中由导航动力系统所输出、并输入到第一控制装置的预定的第一输出信号是活动物体角度信息的一估计值，而由导航动力系统所输出、并输入到第二控制装置的预定的第二输出信号是活动物体角加速度信息的一估计值。
12．根据权利要求8到10中任一权利要求的一活动物体状态控制方法，其活动物体是一航天器。
全文摘要
提供一种廉价的航天器姿态控制设备和姿态控制方法,一活动物体状态控制设备20由以下构成;一导航动力系统2;一致动器5,用于驱动导航动力系统2;一第一控制装置4,以便对应于导航动力系统2输出的第一输出信号O1在PID控制中控制致动器5;和一求和装置10,以便对应于外部噪声、通过对第一控制装置4输出的控制信号加入一外部噪声估计值q、输出一控制信号从而在前馈控制中控制致动器5。
文档编号B64G1/28GK1221695SQ9811175
公开日1999年7月7日 申请日期1998年12月24日 优先权日1998年12月24日
发明者关根功治 申请人:日本电气株式会社