52110805-李齐政-自动化-卫星姿态控制系统设计

1、吉林大学学士学位论文（设计）承诺书 本科生毕业业论文（设设计）中文题目 卫卫星姿态控控制系统设设计 英文题目 The sateellitte atttituudeccontrrol ssysteemdeesignn 答辩组号 7 答辩辩序号 11 学 院 通信工工程学院 专 业 自动化 吉林大学学学士学位论论文（设计计）承诺书书 本人郑重承承诺：所呈呈交的学士士学位毕业业论文（设设计），是是本人在指指导教师的的指导下，独独立进行实实验、设计计、调研等等工作基础础上取得的的成果。除除文中已经经注明引用用的内容外外，本论文文（设计）不不包含任何何其他个人人或集体已已经发表或或撰写的作作品成果。对本

2、人实实验或设计计中做出重重要贡献的的个人或集集体，均已已在文中以以明确的方方式注明。本人完全全意识到本本承诺书的的法律结果果由本人承承担。摘 要摘 要随着科学技技术的进步步，卫星技技术及应用用也在不断断的发展，人人们对卫星星精度、稳稳定度的要要求不断的的提高，卫卫星姿态控控制系统在在其中的作作用越来越越重要，卫卫星姿态控控制系统的的设计和仿仿真也就成成为了人们们关注的热热点。本文从卫星星姿态控制制系统设计计的角度出出发，建立立了卫星的的数学模型型，并针对对所建立的的数学模型型进行了控控制系统的的设计，最最后搭建和和实现相应应的仿真系系统。主要要的工作有有以下几个个内容:首先，选定定本文研究究所

3、应用的的空间参考考坐标系，主主要介绍了了两种姿态态描述的方方法，分别别是欧拉角角描述法和和四元数描描述法以及及他们的转转换关系。然后，分分别利用这这两种描述述法建立卫卫星姿态动动力学模型型。 其其次，设计计了PIDD控制器。PID控控制算法应应用广泛，参参数易于整整定，所以以PID算算法被非常常普遍的用用于卫星系系统。最后，基于于MatllabSSimullink进进行了仿真真，针对仿仿真结果进进行分析证证明PIDD控制器的的有效性。关键词 三轴稳定定卫星 卫星姿态态控制 PID控控制方法 仿真 ABSTRACTABSTRRACTWith the proggresss of scieence

4、and techhnoloogy,SSatelllitee tecchnollogy and its appllicattioninccontiinuouus deeveloopmennt,Deemandd forrsattelliiteppreciisionn,sttabillityand conttinuoouslyy impprovee,Thee sattelliite aattittudeconttrol systtemiis geettinng moore aand mmore impoortannt ,DDesiggn annd Siimulaationnof sateellitt

5、e atttituude ccontrrol ssysteemhaas beecomeethee foccus oof atttenttion of tthe ppeoplle,thhisppaperrthee dessign of tthe ccontrrol ssysteemfrrom tthe aangleeofsateellitte atttituude,TThe eestabblishhmentt of mathhematticallmoddeloof thesateellitte, And has carrried on tthe ppreliiminaaryddesiggn of

6、f thee conntroll sysstem accoordinng toothee esttabliishedd matthemaaticaal moodel,Thedesiign aand iimpleementtatioon offthee corrresppondiing ssimullatioon syystemm,Thee maiinwoork iis ass folllowss:Firstt of all，thee nummber offfour yuanndesscripptionnequuatioon,Thenn usiing tthemmethood off mullt

7、i rrigidd boddymoodeliing,Accoordinng tootheedifffereent wworkiing ccondiitionns,Deduuced thesateellitte dyynamiics eequattioncorrrespoondinng too thee.Basedd on certtain assuumptiions,Flexxiblee sattelliite ddynammicsequaationns arre giiven.But alsoo anaalyzeesthhe diisturrbanccebyytheesattelliitei

8、insppace,And givees thhecoorresspondding mathhematticall moddel,Desiign oofatttituude ccontrrol ssysteemmaathemmaticcal mmodell is estaablisshedto.Seconndly,theere aare mmany kindds offacttuatoorsccan ccontrrol tthessatelllitee atttitudde,oone oof whhich is zeroo mommentuumreeactiion wwheell.By esta

9、ablisshinggitss matthemaaticaal moodel,thee rellatioonshiip beetweeenittsinnput and outpputffuncttion can bedderivved,in oorderr to studdy thhe feeasibbilitty offthee conntrolller.The PID conttrolllerddesiggn,ccontrrol oofsiimulaationn sysstem andits effeectivvenesss.Finallly, the simuulatiion rresu

10、llts bbasedd on Matllab / Simmulinnk arre caarrieed ouut, aand tthe ssimullatioon reesultts arre prrovedd to provve thhe vaalidiity oof PIID coontroollerr.Keywoords Thrree-aaxis stabbilizzed ssatelllitee atttitudde off sattelliite PID conttrol methhod simuulatiion 目 录目 录TOC o 1-2 h u HYPERLINK l _To

11、c421775974 第一章 绪绪论 第一章 绪论 第一章 绪绪论 设设计一个卫卫星最关键键的问题就就是姿态控控制系统的的设计，这这需要有相相当的稳定定度和精度度，而且要要在使用时时间和稳定定性上进行行不断的提提高，所以以现在对卫卫星的控制制系统的精精度和稳定定性的要求求也越来越越高了11。姿态态控制系统统需要具有有高度的可可扩展性和和强大的输输入输出功功能。 人人类不断的的去追求社社会的发展展，其认知知领域和活活动范围已已经无法局局限在地球球范围内了了，所以对对太空的探探索得到了了空前的发发展。现代代科学技术术为增长最最快的一个个复杂的技技术，航天天技术是现现代科学技技术和工业业的高度聚聚集

12、的基础础，太空技技术不仅可可以衡量其其国家的科科技水平，更更能够反映映其国家的的综合实力力。太空技技术的发展展促进了现现代社会的的发展，对对探索太空空的奥秘起起到了显著著成效。1.1 课课题背景和和研究意义义1.1.11 课题的的背景伴随着时代代的进步，科科学技术得得到了长足足的发展。作为一个个可以衡量量国家科技技能力的航航天技术，逐逐渐受到各各国的重视视而成为了了重点发展展对象。航航天技术是是人类探索索宇宙的有有力武器，它它也带来了了非常巨大大的社会上上的效益与与经济上的的效益。空空间站和气气象的卫星星与航天飞飞机以及进进行科学探探测的卫星星和通信的的卫星等不不仅仅是人人类去探索索浩瀚宇宙宙

13、的奥秘的的成功的标标志，而且且使人类的的生活发生生了巨大的的变化。航航空与航天天的技术的的发展水平平是反映一一个国家的的军事上的的实力和经经济上的实实力的重要要标志。我我国的航天天事业从建建国到现在在已经得到到了迅速的的发展，继继19700年我国发发射了第一一颗人造卫卫星“东方红一一号”以来，已已经自主研研制并且发发射了大约约70多颗卫卫星，这些些卫星在进进行地形勘勘测和自然然灾害预测测与天气预预报以及军军事侦察中中得到了广广泛的应用用。神州55号飞船的的发射成功功更是标志志着我国的的航天事业业迈上了一一个新的台台阶。航天天的业务中中的一个非非常重要的的组成部分分就是卫星星，我国从从开始到现现

14、在一直花花费非常大大的精力对对它进行研研究。卫星星的设计中中的一个重重要的问题题就是是姿姿态的确定定与控制，姿姿态的确定定是研究这这个卫星相相对于某一一个坐标系系的姿态的的定位，卫卫星姿态的的控制就是是指卫星在在预先就确确定的方向向上的定向向。在轨道中运运行的卫星星一般都承承担着一定定的探测与与开发以及及合理利用用空间的任任务，为了了去完成这这些任务，对对卫星的姿姿态提出了了各种各样样的要求，这这么多的要要求全都可可以归纳为为姿态的控控制。姿态态确定系统统它是姿态态控制系统统中的一个个重要的组组成部分，它它的精度是是影响姿态态控制系统统的精度好好坏的决定定性的因素素。姿态确确定的主要要业务就是

15、是通过姿态态敏感器的的测量信息息，去精确确的估计卫卫星的三轴轴姿态的信信息，一个个方面可以以为姿控系系统提供信信息上的反反馈，可以以用来更好好地对卫星星进行姿控控；另一个个方面是可可以提供给给有作用的的载荷去使使用。姿态态的确定系系统的主要要组成部分分是姿态敏敏感器与相相对应的姿姿态信息的的处理算法法，姿态确确定的精确确度不仅仅仅取决于姿姿态的测量量系统的硬硬件功能和和精确度，它它还与姿态态的估计算算法有关系系。传统的的卫星姿态态确定系统统中一般都都配置了陀陀螺，用来来提供角速速度的信息息，但是由由于陀螺它它存在着漂漂移导致的的误差，所所以一般的的卫星姿控控系统都是是把陀螺作作为它的参参考基准

16、，然然后配以其其他姿态敏敏感器对陀陀螺的漂移移进行校正正。顺应对卫星星的精度高高和寿命高高以及可靠靠性高的发发展趋势的的要求，对对卫星的姿姿态确定和和控制系统统的要求也也变得越来来越高，因因此学者研研究的热点点就是精确确度高的姿姿态确定系系统和姿控控系统。1.1.22 研究意意义在新中国成成立之后，中中国的航天天事业创造造了一个又又一个的辉辉煌的成绩绩，这几十十年来我国国独立自主主的研制成成功了几十十颗人造地地球卫星，其其中，通过过利用星载载可见的光光照相机等等遥感仪器器的遥感卫卫星可以获获得大量的的对地球观观测的照片片，这些照照片具有分分辨力非常常高、比例例尺非常合合适、畸形形变化很小小、覆

17、盖的的范围很广广阔、可以以连续的进进行观测、视点非常常高、可以以获得大量量的对地观观测的照片片、视域非非常广阔、获取数据据非常快等等诸多优点点，它现在在已经成为为了国家制制定环境保保护的策略略、资源的的开发与利利用的不能能缺少的技技术上的支支持,现在在已经广泛泛的应用于于科学研究究上、工农农业生产上上、军事侦侦察方面、环境保护护的领域，包包括普查国国土、勘探探石油、调调查地质、铁路的选选线、海洋洋海岸的测测绘、地图图的测绘、目标点的的定位、电电站的选址址等许许多多多个领域域2,33。由于于遥感卫星星的特殊功功能要求，所所以大都采采用三轴稳稳定的控制制方式，这这种控制方方式能够保保证指向的的精确

18、度和和控制的稳稳定度等技技术指标的的要求。如果要保证证遥感卫星星的高精确确度、高可可靠性和高高稳定性的的在轨道长长期运行，就就必须保证证拥有足够够高的指向向精确度和和控制的稳稳定度。卫卫星的姿控控系统对卫卫星的姿态态精确度与与稳定度起起到了决定定性的作用用。姿态确确定是卫星星本体坐标标系相对于于参考坐标标系的姿态态的定位的的过程，而而姿控是卫卫星本体坐坐标系向参参考坐标系系的定向过过程。近年年来随着卫卫星技术的的不断的提提高，各种种各样的空空间任务对对卫星姿控控的精确度度要求也变变得越来越越高4。比如，对对地球观测测的卫星的的指向精确确度从上个个世纪七十十年代到本本世纪初由由1。提高到了了O0

19、01。5，卫卫星寿命则则提高到了了好几十年年。这就意意味着高精精确度姿控控技术迎来来了更快的的发展，同同时这也意意味它面临临着更多的的挑战。卫星其实是是一个非常常精密的航航天器的设设备，并且且它的造价价非常的高高昂，一旦旦发射进入入太空中就就很难对它它进行维护护，这对卫卫星研发工工作带来了了非常巨大大的困难，这这要求卫星星上的各类类系统与设设备拥有着着非常高的的稳定性。同时也由由于它的成成本比较高高，而且运运行环境是是外太空环环境，所以以在地面很很难对它进进行非常全全面的物理理仿真实验验，这就要要求在初期期的系统仿仿真论证之之中能够考考虑到许许许多多方面面的实际因因素，并且且对卫星在在轨道运行

20、行时的各种种工作状态态和星上系系统进行仿仿真研究，以以此来验证证卫星设计计工作的可可行性以及及它的稳定定性。以仿仿真实验作作为基础，作作为指导卫卫星的实际际研发工作作的一个参参考。姿态控制系系统（Atttituude CContrrol SSysteem,简称称ASC）在在卫星技术术的实现过过程中扮演演了至关重重要的角色色6。随着通信信、遥感等等通信卫星星的广泛应应用，高精精度、长寿寿命、高可可靠的卫星星成为发展展趋势。所所以，高精精度卫星姿姿态控制技技术是时下下研究的热热门课题，它它迎来更快快发展的同同时也面临临着巨大的的挑战。本文主要研研究的是三三轴稳定卫卫星姿态控控制系统，在在此基础上上

21、建立了完完整的控制制系统的数数学模型，并并设计了合合理的控制制规律对卫卫星姿态进进行控制，以以提高卫星星姿态控制制的精度和和稳定程度度。1.2 卫卫星姿控当当前的发展展情况 人人们对卫星星的研究开开始于二十十世纪800代。那时时，一个英英国刚刚毕毕业于塞瑞瑞大学的博博士生马丁丁和其他三三名成员通通过努力将将世界上第第一个使用用微处理器器公斤级卫卫星研制成成功，并随随着美国的的三角洲火火箭成功地地携带进入入太空轨道道，这也开开启了一个个新的卫星星时代。 对对于卫星的的制造方面面，有两项项技术是起起着决定性性的作用的的，第一项项技术是卫卫星控制系系统，第二二项技术为为姿态确定定系统。这这两项技术术

22、的发展共共同决定着着卫星系统统的发展7。在在基于卫星星的时间限限制的技术术条件下，大大多数的早早期的应用用是一种被被动的技术术，这就使使得卫星姿姿态控制精精确度的缺缺陷不能去去满足一些些尚未完成成的任务，对对于卫星的的应用推广广起到了不不好的影响响。在事实实上，应用用程序对象象的卫星八八十年代主主要是实验验性的电子子设备进行行的姿态控控制精度低低。出现在在90年代代后期，光光姿态控制制执行器和和传感器，如如此一个小小小的先进进技术，使使现代卫星星姿态确定定与控制技技术的进一一步的成熟熟，推动了了其现实条条件下的使使用价值。在此之后后，三轴稳稳定卫星逐逐渐从被动动控制到主主动控制方方式的控制制，

23、并且应应用于控制制系统的精精度和卫星星姿态确定定的发展也也有了很大大的提高。 微微型高精度度姿态测量量和执行设设备所面临临改善的小小卫星姿态态控制水平平的最大制制约因素，目目前国际上上在科学研研究和成果果的地球引引力已经实实现了对相相应的捕获获，而且在在很多星体体上得到了了实际的应应用。例如如，被称为为“现代卫星星模型美美国月球探探测器：克克莱门汀星星敏感器就就是由劳伦伦斯Livvemorre国家实实验室开发发的，精确确度相当的的高，而且且重量也不不到半公斤斤重。如果果以上述硬硬件组装的的测量系统统，它的精精确度可以以控制在0003度度左右。零零偏置飞轮轮，以斜碰碰撞作为备备份，另外外采用姿态

24、态控制致动动器，正交交方式安装装在方向轴轴上，整个个系统的准准确性能高高达O005度。除除了Cleementtine外外，还有一一些国外先先进的小卫卫星，比如如BIRDD、SUNNSAT、MSTII3等88。它们们分别是由由德国、南南非和美国国制造，它它们采用惯惯性器件与与高精度光光学敏感器器绑定的综综合姿态确确定系统，而而其主要控控制手段就就是轻型反反作用飞轮轮。该系统统已成为当当前卫星姿姿态确定的的重要手段段，也大量量应用于一一般的卫星星控制。通通过精确控控制多个卫卫星国外，再再加上卫星星的集成一一般的组合合跟踪整个个恒星参数数的比较，采采用比较成成熟的技术术，敏感器器一般可以以采用地平平

25、仪等，执执行器一般般是飞轮或或者是喷管管。1.2.11 姿态监监测系统及及其基本概概念卫星的姿态态表示卫星星在空间中中的方位，通通常所谓的的姿态确定定就是指确确定卫星本本体坐标系系相对于某某一参考坐坐标系或某某一特定目目标的姿态态，卫星姿姿态确定是是对卫星进进行控制的的前提和基基础。姿态态确定算法法和姿态敏敏感器共同同组成的系系统即姿态态确定系统统。首先介绍卫卫星姿态敏敏感器：卫星姿态敏敏感器按不不同的基准准方位可以以分为以下下5类9：以天体为基基准方位：主要有星星敏感器、太阳敏感感期等；以地面站为为基准方位位：射频敏敏感器等；以地球为基基准方位：主要有红红外地平仪仪、红外圆圆锥扫描地地球敏感

26、器器等；以惯性空间间为基准方方位：陀螺螺等；其他，以地地貌为基准准方位，如如陆标敏感感器等，以以地磁场为为基准方位位：磁强计计等。 姿态敏感感器一般由由信号处理理线路和测测量变换器器两部分组组成，按不不同方式的的测量变换换器可以分分为下列44类：惯性敏感器器：陀螺等等；无线电敏感感器：射频频敏感器等等；光学敏感器器：太阳敏敏感器、红红外地平仪仪、星敏感感器、地球球反照敏感感器等；其他，例如如磁强计等等。 常用卫星星姿态敏感感器的比较较如表1-1所示：表1-1 常用卫星星姿态敏感感器的比较较姿态敏感器器类型优点缺点精度星敏感器精度高、自自主性强、无活动部部件、不受受轨道影响响成本高、结结构与系统

27、统复杂，视视场较小，对对环境要求求高，要防防止太阳等等杂光干扰扰地球敏感器器信号强、分分析方便、轮廓分明明，适合对对地飞行的的近地轨道道一般需要活活动扫描机机构，易受受太阳等干干扰太阳敏感器器信号源强、视场大、轮廓清晰晰、质量轻轻、功耗低低阴影区无有有效信号输输出陀螺精度高、动动态响应快快、不受轨轨道影响功耗大，输输出有漂移移，对环境境要求较高高。另外，机机械陀螺具具有高速旋旋转部件，光光纤陀螺具具有高速旋旋转部件，光光纤陀螺易易受磁、温温影响随机漂移：磁强计成本低、功功耗低、对对低轨道卫卫星灵敏度度高受轨道高度度影响大，容容易受星上上电磁干扰扰结合上表所所列出的各各个姿态敏敏感器的特特点，采

28、用用几种姿态态敏感器相相组合的方方式来测定定卫星的姿姿态，进而而可靠地提提高卫星姿姿态控制精精度。目前前应用较为为广泛的包包括：陀螺螺+星敏感感器+冗余余敏感器的的组合，这这样的组合合姿态精度度高，一般般都优于，但但是成本高高，视场也也偏窄。另另外一种应应用较广泛泛、确定精精度高的组组合方式是是陀螺+两两个红外地地平仪+数数字太阳敏敏感器+磁磁强计，精精度一般优优于，成本本适中110。然后介绍卫卫星姿态确确定算法：姿态确定算算法就是通通过某种算算法处理姿姿态敏感器器所测量的的数据误差差，估计出出卫星的姿姿态，是姿姿态控制的的输入部分分。卫星使使用不同的的姿态敏感感器在不同同的工作模模式下运行行

29、，例如太太阳敏感器器无法在阴阴影区域工工作，一般般采用陀螺螺+地球敏敏感器的组组合来测定定姿态111。卫卫星姿态确确定算法主主要包括状状态估计和和确定性方方法。状态估计方方法运用姿姿态运动学学或者动力力学建立系系统模型的的状态方程程。状态估估计法能够够提供统计计最优解，且且被估计量量不仅限于于姿态参数数，参考矢矢量、观测测矢量中的的一些不确确定参数也也可列入被被估计量，这这样在一定定程度上能能剔除某些些不确定因因素影响，提提高姿态确确定的精度度。现今应应用比较广广泛的状态态估计法为为卡尔曼滤滤波，常常常应用于陀陀螺+姿态态敏感器的的组合的情情况，但是是这种估计计方法有一一定的局限限性，多被被应

30、用于小小角度情况况。陀螺仪仪+姿态敏敏感器的情情况还可以以用最小方方差估计。另外还有有自适应滤滤波、正交交姿态滤波波、粒子滤滤波、预测测滤波等方方法。确定性算法法要求较高高的测量精精度和明确确的物理意意义或者是是几何意义义，是设计计优化姿态态参数的方方法。Waahba提提出的求解解姿态矩阵阵的最小二二乘性能指指标是最早早出现的确确定性算法法，为了得得到姿态矩矩阵的最优优化解，需需要将矢量量测量信息息的性能指指标最小化化12。TRAAID(三三元组方法法）方法是是根据两个个非平行矢矢量测量值值确定姿态态矩阵，但但是它没有有用到全部部的测量信信息，只能能对两个矢矢量进行处处理，所以以不是最优优的1

31、33。而快快速最优矩矩阵估计法法,（FOAAM)四元元数估计法法,（QUAAST)欧欧拉轴/角角估计法（EEulerr-q)等等可以得到到在最小二二乘意义上上的姿态矩矩阵的最优优解144。1.2.22 姿态控控制执行机机构姿控系统的的执行机构构主要有飞飞轮、控制制力矩陀螺螺、推力器器、磁力矩矩器等等，这这些执行机机构工作在在不同的工工作模式当当中，对应应着相应的的控制算法法。飞轮是卫星星上非常典典型的执行行机构，下下面是飞轮轮系统的优优越性：(1)飞轮轮的抗干扰扰性是连续续的、精确确的，控制制性非常的的高。与推推进器只能能工作在脉脉冲模式下下，精确性性是有限的的。(2)飞轮轮可以使用用太阳能支

32、支持其运行行十多年。然而喷气气系统就要要受到太空空器所携带带燃料的限限制，无法法运行那么么长的时间间。(3)飞轮轮可以选择择不同的组组装的模式式，它具有有很大的可可变性。但但是飞轮控控制也有它它的局限性性，那就是是转速的饱饱和，当飞飞轮旋转达达到饱和状状态时，就就需要借助助喷气系统统或者是磁磁力器对其其进行卸载载。飞轮通过动动量交换的的方式来输输出反作用用力矩从而而能够实现现卫星姿态态的控制。它在卫星星本体上有有许许多多多种不同的的安装方式式，卫星的的整星动量量的情况随随着卫星构构型的不同同也不全都都是相同的的，目前有有整星零动动量系统与与整星偏置置动量系统统这两种。(1)整星星零动量系系统整

33、星零动量量系统系统统一般都是是采用飞轮轮作为它的的执行机构构，而且飞飞轮系统的的角动量在在标称的情情况下合成成的角动量量为零。它它有多种安安装的型式式，根据某某种特定构构型，多个个反作用飞飞轮和偏置置动量飞轮轮都可以组组成整星零零动量系统统。反作用用飞轮控制制的精确度度相比偏置置动量轮更更高，但是是它在转速速过零时就就会出现不不稳定的现现象。在飞飞轮控制系系统设计的的时候就需需要综合考考虑到飞轮轮的控制精精确度，动动量的消耗耗，抗干扰扰的能力等等各种情况况，合理的的选择和构构型。整星星零动量通通常用于对对姿态控制制精确度和和稳定度要要求比较高高的卫星，比比如遥感卫卫星和资源源卫星等等等。反作用

34、飞轮轮的安装的的方式主要要有三种类类型。第一一种是沿着着卫星的三三轴正交安安装三个反反作用飞轮轮，并且没没有冗余配配置；第二二种叫做冗冗余备份的的安装方法法是：三个个飞轮沿着着卫星三轴轴正交安装装，一个斜斜装的飞轮轮和三个正正交轴组成成的夹角相相等并且都都是，在飞飞轮发生故故障的时候候作为备份份轮进行自自行切换；最后一种种方法就是是将四个飞飞轮相对于于俯仰轴来来说对称斜斜装，各个个飞轮的角角动量和俯俯仰轴的夹夹角都是，对对角的两个个飞轮的角角动量分别别在一个平平面内，与与滚动的平平面或者是是偏航平面面的交线和和滚动轴或或者是偏航航轴的夹角角为，这种安安装方式结结构合理，但但是实际安安装要求比比

35、较高，控控制算法等等相对比较较复杂。偏置动量轮轮它作为执执行机构的的安装方式式，斜着装装的偏置动动量轮角动动量方向和和前面三个个的合成的的角动量的的大小是相相等的，方方向是相反反的，可以以保证构成成的是整星星零动量系系统。偏置置动量轮能能够有效的的避免反作作用飞轮转转速过零的的时候摩擦擦力矩对卫卫星姿控精精确度和稳稳定度的影影响，我国国的资源卫卫星，对地地指向精度度要求较高高的卫星多多采用这种种配置安装装方式。(2)整星星偏置动量量系统偏置动量系系统利用陀陀螺定轴性性由偏置动动量轮产生生角动量。一般的偏偏置动量轮轮是沿着卫卫星俯仰轴轴负方向安安装的，动动量方向相相对星体坐坐标是恒定定的，当数数

36、值足够大大时，定向向性保证对对滚动轴与与偏航轴产产生陀螺效效应被动稳稳定，滚动动一俯仰通通道通过磁磁力矩器或或者推力器器进行耦合合控制，偏偏航误差随随轨道的运运动耦合为为滚动误差差。这种结结构相对简简单，输出出力矩很大大，不需要要安装偏航航敏感器，但但是如果角角动量比较较大会引起起耦合效应应，导致偏偏航轴控制制精度降低低。这种动动量系统一一般在中等等精度的卫卫星控制系系统中采用用。在飞轮作为为设计方案案的前提下下，如果追追求高精度度，应该选选择零动量量轮控系，其其次，可以以考虑偏置置动量轮控控系或者两两种控制系系统的混合合安装方式式。动量轮轮的控制系系统方案的的主要弊端端有：作为为影响零飞飞轮

37、的摩擦擦力矩干扰扰会产生不不稳定性；由于机构构的惯性问问题，在卫卫星受到扰扰动的情况况下，容易易产生共鸣鸣现象。零零动量轮需需要考虑由由正转过度度为反转的的题；偏置置动量轮控控制需要考考虑轴间互互干扰问题题。1.2.33 姿态控控制规律控制规律的的设计是控控制系统设设计的核心心部分，由由控制器实实现，可以以软件编程程实现也可可以有硬件件实现，姿姿态误差参参数是当前前的估计姿姿态与目标标姿态之差差，是控制制器的输入入部分，按按照设计规规律形成一一定的指令令信号，如如力矩指令令，驱动执执行机构产产生力矩指指令，减小小误差，直直至将姿态态误差减小小到零115。PID控制制规律PID控制制方法可以以说

38、是最经经典最常见见的卫星姿姿态控制方方法。虽然然目前很多多新的控制制方法出现现了，但是是PID控制制方法在卫卫星姿态控控制系统中中仍然占有有非常重要要的地位。目前，三三轴稳定卫卫星的姿态态控制基本本上都采用用PID控制制方法，PP代表比例例信号是最最基本信号号，起到放放大误差信信号作用；D代表微分分信号，由由于微分信信号的引入入可以提高高系统的带带宽，并且且加快系统统的响应速速度，加速速的消除误误差，但伴伴随着这些些优点也带带来了一些些问题。例例如，对于于外来的干干扰系统较较为敏感等等；I代表着积积分信号，它它可以提高高系统的稳稳态精度，可可以解决微微分信号所所带来的问问题。只要要通过适当当的

39、选择相相应的系数数就可以保保证系统具具有良好的的动态性能能和控制精精度。为了了提高控制制精度改善善控制性能能，PIDD控制器的的产生了许许多先进的的改进形式式，如自学学习PIDD控制器，自自适应PIID控制器器，自整定定PID控控制器等。模糊逻辑控控制器116同一个模糊糊控制器可可以应用在在不同的系系统模型里里，因为其其对被控参参数适应性性很强，而而且不依赖赖被控模型型就可以设设计控制器器。基于以以上原因，模模糊控制器器应用越来来越广泛。以下是模模糊控制器器的设计过过程：1)选择模模糊控制器器的输入为为误差及其其变化，对对于本文选选择输入为为俯仰角、滚动角和和偏航角，输输出以飞轮轮为执行机机构

40、的输出出力矩。2)确定控控制器的输输入和输出出所隶属的的函数。分分别确定模模糊化的方方法和解模模糊的方法法，重心法法是目前较较为常用的的模糊化及及解模糊的的方法。3)模糊规规则的设计计：首先选选择输入和和输出的变变量词集，然然后完成模模糊变量子子集的定义义以及模糊糊控制规则则的设计。模糊控制制规则格式式为：“If ee is x annd c is yy,theen u is zz”其中“x”“y”“z”分别为输输入变量模模糊语言和和输出变量量模糊语言言。这里模模糊规则确确定为：。（3）变结结构控制规规律变结构控制制规律是非非线性控制制的一类特特殊情况，系系统拥有不不固定的结结构是它不不同于其

41、他他控制的特特别之处，对对系统的干干扰具有鲁鲁棒性是其其最大的优优点。卫星星在空间做做大角度机机动运行时时，某些系系统参数（星星体惯量、干扰力矩矩变化等）不不能确定，解解决此类非非线性问题题一般选用用变结构控控制。例如如Vadaali针对对刚体卫星星的大角度度机动控制制提出了全全局变结构构控制算法法17。（4）鲁棒棒控制规律律将系统的稳稳定性及可可靠性放在在第一位时时，一般选选用鲁棒控控制规律，鲁鲁棒控制只只需要一定定的离线辨辨识，对过过程模型的的精确性无无严格要求求，但要求求过程的动动态特性已已知，且可可以预估不不确定因素素的变化范范围。对于于某些稳定定裕度比较较小，但不不确定因素素却有较大

42、大范围变化化的系统，一一般选用鲁鲁棒控制。哈勃望远远镜的指向向控制应用用的就是鲁鲁棒控制、航天飞机机、和卫星的控控制实验18。 由一般般情况下于于鲁棒控制制系统工作作在非最优优状态，所所以控制系系统的稳态态精度会比比较差。目目前，研究究最热门的的鲁棒控制制器阶数偏偏高199。基于于以上缺点点人们会谨谨慎考虑鲁鲁棒控制方方法是否是是最适合卫卫星姿态控控制方法。PID控制制规律是一一种非常经经典的控制制的方式，比比例控制PP是最基本本的控制信信号，微分分有助于提提高系统的的动态响应应速度，使使消除误差差加快，但但是它带来来的消极的的一个方面面是对于外外干扰力矩矩比较敏感感，常常会会放大外干干扰力矩

43、的的作用的效效果。积分分环节就可可以改善系系统的稳态态精确度，但但是又会延延长了相应应的时间。合理的去去选择比例例、微分与与积分系数数就可以使使系统的动动态特性与与稳态精确确度都达到到要求。PPID控制制规律的一一个巨大的的优点就是是算法简单单并且容易易实现，所所以很多卫卫星都会去去使用这种种控制规律律，例如美美国的Laandsaat卫星，英英国的CAATSATT卫星，美美国的HCCMM卫星星，美国的的SEASSAT卫星星等等。现现在随着先先进理论与与技术的发发展，又出出现了自适适应PIDD，模糊PIID，自学学习PIDD等改进的的PID的控控制方法，又又进一步的的提高了卫卫星姿态控控制的精确

44、确度。如果通过控控制力矩来来区别控制制器，大体体有：(1)被动动式：使用用天然的扭扭矩或物理理力源的被被动控制系系统。无需需电源和线线路控制。自旋稳定定，环境扭扭力稳定，适适用于任务务的指向精精度的媒介介。航天器器多使用这这种姿态测测试其控制制的结合。(2)主动动式：航天天器上的能能量的有源源控制系统统构成的扭扭矩的控制制系统。这这种基本配配备姿态传传感器和执执行器自由由的控制每每一度，以以及逻辑电电路的应用用得到很好好的控制，该该卫星本体体坐标轴相相对于参考考方位有其其控制性。目前，应应用卫星和和科学卫星星绝大部分分都采用了了这种姿态态控制系统统。这是姿姿态控制的的主要方式式，是基于于磁飞轮

45、驱驱动力矩控控制的姿态态控制系统统。1.2.44 卫星姿姿态控制系系统的研究究前景 与其说姿姿态控制系系统的精度度决定了卫卫星的在轨轨精度，不不如先关注注位置测量量的精度，这这在更高的的层面对其其精度提出出要求。提提高卫星姿姿态精度重重点是如何何提高运行行过程中其其监测系统统的精度。国内外已已将高精度度的微小的的光敏感和和的反作用用轮作为研研究的重点点，并取得得了一定的的精度要求求，达到不不同的卫星星姿态控制制系统的架架构解决方方案。在控控制系统设设计方面，许许多国家控控制方法都都不能达到到很高的稳稳定性和指指向精确性性，需要进进一步地研研究控制系系统方法本本身。进行高精度度调节是卫卫星控制的

46、的关键所在在20。但卫星星在这种情情况下，致致动器，传传感器和卫卫星姿态控控制等硬件件精度的非非理想特性性的影响是是非常重要要的，人们们为此提出出精密的设设计思路：软件用来来克服补偿偿硬件的固固有缺陷的的想法。从从而提高精精确度，同同时降低，实实现整体的的精度要求求的硬件要要求和卫星星的数目相相对技术性性能的目的的。本文将对地地定向主动动三轴稳定定卫星作为为研究对象象。此类卫卫星国内外外研究性状状如下表11-2所示示：表1-2卫卫星姿态控控制系统组组成及精度度卫星Landssat-DD美国MOS日本本SPOT法法国FY-1CC中国姿态敏感器器陀螺（6）红外地平仪仪（2）星敏感器（22）精太阳敏

47、感感器（4）磁强计（33）陀螺（4）红外地平仪仪（2）精太阳敏感感器（4）陀螺（6）星敏感器（11）红外地平仪仪（2）精太阳敏感感器（4）陀螺（6）红外地平仪仪（2）精太阳敏感感器（4）执行机构RW(4)磁力矩器（33）推力器（22套）MW（2）磁力矩器（33）推力器（22套）RW(3)磁力矩器（33）推力器（22套）RW(3)磁力矩器（33）推力器（22套备份11套）稳态控制方方式4轮均是偏偏置工作，构构成整星零零动量；磁磁卸载2轮V型安安装以偏置置动量方式式控制3轮以反作作用轮状态态工作；磁磁卸载偏置动量方方式控制控制精度指向精度0.030.61.0（偏航）0.150.81.2（偏航）稳定

48、度俯仰滚动偏航1.3 本本论文的主主要研究内内容 本本文的主要要任务是：建立卫星星姿态控制制系统的数数学模型和和仿真模型型，针对所所建立的模模型进行控控制系统的的设计。本本文的主要要内容安排排如下:第一章：绪绪论。主要要介绍了卫卫星姿态确确定系统和和控制的研研究现状和和几种常用用的卫星姿姿态控制规规律。第二章：卫卫星姿控系系统建模。首先确立立了描述卫卫星所需要要用到的参参考坐标系系，然后建建立参考坐坐标系之间间的转换关关系，并给给出了四元元数描述的的运动学方方程，最后后利用刚体体建模的方方法，推导导出了相应应的卫星动动力学方程程。这样就就描述了卫卫星姿态控控制系统的的数学模型型。第三章：姿姿态

49、控制PPID控制制算法设计计。采用PPID控制制方法进行行控制系统统的控制器器设计。第四章：基基于Mattlab/Simuulinkk建模和仿仿真。验证证PID控控制器的有有效性。结论：总结结全文并指指出下一步步工作。第二章 卫星姿态控制系统建模 第二章 卫星姿态控制系统建模 第二章 卫卫星姿态控控制系统建建模2.1 零零动量轮控控制系统零动量系统统在整个卫卫星的正常常状态的系系统的总动动量为零。对姿态稳稳定的要求求很高时多多使用零动动量系统。在零动量量系统中，飞轮配置构成有两种种典型形式式，主要取取决于车轮轮速度零摩摩擦力矩突突变值的大小。如如果车轮速速度零摩擦擦力矩突变变值低于千千分之几牛

50、牛米，从而而姿态的稳稳定性不产产生强烈的的瞬态效应应，则可将将反作用轮轮在卫星本本体坐标系系上各安装装一个。另另一种结构构是轴上安安装一个偏偏置动量轮轮，一般的的偏移值是是相同的，在在合成动量量偏移数值值相反方向向的动量轮轮的合成反反向，所以以致使整星星在额定状状态处于零动量量。只要偏偏差值和阈阈值选择卸卸载，在整整个运行过过程中三个个正交的轮轮在角动量量不过零并且卸载载次数少，则则此时斜装装轮工作的的状态为恒恒定动量态态。零动量轮的的安装有几几种类型。在系统的的性能指标标统一的前前提条件下下，必须考考虑飞轮动动力消耗，抗干扰能力和控制精度，才能取得实际的工程应用价值。飞轮作为在卫星稳态飞行过

51、程中的主执行机构，卫星的控制精度也收到它的精度和硬件性能的影响，所以我们必须考虑各种非理想因素，这些因素影响着飞轮的控制精度，如工作死区，摩擦等。本文是建立立在零动量量轮模型上上进行研究究。(1)执行行机构的系系统建模执行机构的的组成有三三个正交的的反作用飞飞轮组成的的21。除了电电动机的驱驱动力矩是是受到转动动部件摩擦擦力矩，阻阻力扭矩和和非平衡扭扭矩等，它它的机理相相当复杂。转矩控制制轮转动，同同时转矩被被实时的进进行控制调调整。姿态态控制装置置，控制扭扭矩是由多多个力矩共共同作用而而成，表达达式如下： （22.1）式中：-星体受到到的实际控控制力矩；-偏差相关关控制力矩矩；-摩擦力矩矩；

52、-气动阻力力力矩；-动不平衡衡力矩。 其中： 干扰力矩模模型的建立立探测姿态控控制和稳定定扰动转矩矩是建立在在检测器的的指向精度度之上的22。下面我们们来分别介介绍一些主主要的干扰扰力矩。重力梯度度力矩重力梯度力力矩的表达达式为： （22.2）其中：-整星惯量量；-轨道角速速度；-星地之间间的矢量。当卫星姿态态角是小的的，在球场场上的态度度重力梯度度力矩，在在横摆姿态态的影响是是非常小的的，滚动轴轴具有恒定定的最大干干扰。太阳光压压力矩当卫星质量量中心与太太阳的压力力中心不匹匹配时，力力学方程为为： （2.3）太阳光压力力矩 （22.4）式中：-太阳辐射射通量；-光速；-镜面反射射系数；-漫射

53、系数数；-太阳光照照面积；-光压力到到探测器的的距离。气动力矩矩气动扭矩产产生是大气气产生的，卫卫星气动扭扭矩的主要要阻尼扭矩矩低于卫星星轨道高时时。其表达达式如下： （22.5）其中：-星体受到到的气动阻阻力；-星体相对对大气的速速度；-气动阻尼尼系数，一一般可取22-2.22；-所在大气气层平均空空气密度；-星体迎流流面面积；-气动力作作用力臂。2.2 卫卫星姿态控控制系统运运动学模型型我们讨论了了卫星姿态态运动学建建模的主要要应用，这这里的卫星星姿态模型型不讨论造造成运动的的原因。但但是，通过过已知的模模型分析和和数学方程程式的推导导，使用欧欧拉角表达达的运动学学公式存在在奇异性问问题。

54、为了了避免奇点点性问题，利利用数学方方法推导，得得出相对应应的描述姿姿态运动学学方程。(1)欧拉拉角卫星运运动学模型型7欧拉角表达达式： （2.66）其中依此类类推，矩阵阵已经知道道的情况下下，欧拉角角表示为： （2.77）其中，代表表的和行列元素素。用字母来表表示卫星方方向速度矢矢量233，以对对地坐标系系作为参考考坐标系来来进行计算算。字母表表示角速度度行星运行行轨迹的运运动参考系系相对于整整体的相对对位置的一一个分量。旋转坐标标系的运行行轨迹相对对于轨道的的角速度表表示为，其其运动学方方程可以有有下面的公公式表示： （22.8） （22.9） （22.10）或者（2.111）其中， （2

55、.112） （2.113）小角度下可可表示为： （22.14）由这个矩阵阵表达式，我我们可以比比较明确地地看到，如如果的结果果为零的时时候，也就就是为900度的时候候系统运动动学模型就就产生了干干扰现象。所以，如如果利用欧欧拉角来描描述系统的的在运动过过程中的各各种参数和和轨迹。那那么我们就就必须至少少组建两组组这样的函函数关系来来描述系统统24。(2)四元元数卫星运运动学模型型8如果卫星的的方向矢量量为面，然然后它被原原来的参考考系相对于于惯性参考考系来推导导出，卫星星的这个方方向的矢量量在主体部部件的参考考系可在表表达式中确确定：。假假设轨道转转动到星体体的向量为为，这样我们们就可以表表达

56、运动学学四元法系系统，其表表达公式为为： （22.15）进一步列出出它的矩阵阵形式如下下： （22.16）根据其定义义，将旋转转矩阵表示示为： （2.117）这两个参数数间的关系系式如下： (22.18）或者表示为为： （22.19）小角度情况况下： （2.220）2.3 卫卫星姿态控控制系统动动力学模型型姿态动力学学是扭矩和和旋转参数数，例如：方向角，此此方向的速速度和达到到既定速度度所需要的的时间，也也就是加速速度，本体体运动的特特征向量，运运动之间的的运动关系系。利用三三个正交的的转动轮，作作为执行机机构的动态态模型，以以动量矩定定理作为基基础。根据角动量量定理有： （22.21）其中：

57、-星体质心心角动量-卫星质心心力矩总和和进一步简化化计算，固固定其参考考坐标系为为本体坐标标，对其公公式进行求求导： （2.222）星体所受到到动量总和和可以表示示为： （22.23）-星体旋转转机构零旋旋转状况下下的动量。-旋转机构构与卫星的的相对动量量。则，其动力力学方程为为： （22.24）将上式展开开可得： （22.25）当条件下， 代入公式式中。简化为下式式： （2.26）假设星体向向速度为，飞飞轮机构相相对于系统统的向速度度就可以表表示为这个个表达式，系系统与飞轮轮机构对点点的总的转转动惯量可可以表示为为，表示系系统的转动动惯量为，飞飞轮机构相相对于系统统质心的转转动惯量表表示为，

58、那那么的矩阵阵表达式如如式2.227所示： （2.27）总动量距用用下式表达达： （22.28）即： （22.29）在以上的表表达式中： （22.30）表示的是飞飞轮机构控控制力矩，也也就是安装装在这个轴轴上的马达达的控制力力矩，表示示的是外部部干扰力矩矩。星体惯量矩矩阵： （22.31）飞轮惯量矩矩阵为： （22.32）以上的表达达式就可以以表示以三三个正交轮轮作为系统统控制的动动力学模型型。2.4 建建立执行机机构的数学学模型在进行卫星星姿态的研研究时，我我们必须首首先要有一一个空间参参考系的选选择，没有有参考坐标标将永远无无法描述卫卫星的姿态态。其中之之一为空间间参考系，另另外一套坐坐标

59、系可以以用固定在在卫星星体体的参考系系25。（1）星体体坐标系星体坐标系系是一个正正交坐标系系，它的原原点在卫星星质心上，三三个坐标轴轴和星体主主量轴一致致。（2）质心心轨道坐标标系质心轨道坐坐标系其原原点在卫星星的质心上上，卫星的的轨道平面面是坐标平平面，由质质心指向地地心的坐标标轴是轴，轴在轨轨道平面上上与轴垂直直，指向卫卫星速度方方向,轴与与、轴组成右右手正交坐坐标系，且且与轨道平平面的法线线平行。卫星质心轨轨道坐标系系在空间中中是旋转的的，对地定定向的三轴轴稳定卫星星的姿态定定义在此坐坐标系中（一一般简称轨轨道坐标系系）。通常常，分别称称、轴为滚动动轴、俯仰仰轴、偏航航轴。当星星体坐标

60、系系和轨道坐坐标系重合合时，卫星星姿态误差差为零，因因此相应的的、轴称为星星体滚动轴轴、俯仰轴轴和偏航轴轴。（3）地心心轨道坐标标系地心轨道坐坐标系原点点在地心，轴沿卫星的位置矢量方向，轴与轨道平面法线一致，轴和、轴正交，显然轴与轨道坐标系轴共线，但方向相反。（4）地球球坐标系地球坐标系系原点在地地心，轴在在地球赤道道平面内指指向格林尼尼治子午线线，轴与地地球自转轴轴一致，轴轴与、轴组成右右手正交坐坐标系，此此坐标系和和地球固连连在一起旋旋转，也称称地球固连连坐标系。（5）赤道道惯性坐标标系赤道惯性坐坐标系原点点在地心，轴指向春分点，轴平行于地球的自旋轴，,轴构成惯性坐标系，一般情况下将坐标系