活動物體狀態(tài)控制設備及其控制方法技術

提供一種廉價的航天器姿態(tài)控制設備和姿態(tài)控制方法，一活動物體狀態(tài)控制設備２０由以下構成；一導航動力系統(tǒng)２；一致動器５，用于驅動導航動力系統(tǒng)２；一第一控制裝置４，以便對應于導航動力系統(tǒng)２輸出的第一輸出信號Ｏ１在ＰＩＤ控制中控制致動器５；和一求和裝置１０，以便對應于外部噪聲、通過對第一控制裝置４輸出的控制信號加入一外部噪聲估計值ｑ、輸出一控制信號從而在前饋控制中控制致動器５。（*該技術在2018年保護過期，可自由使用*）

Active object state control device and control method thereof

Provide a cheap spacecraft attitude control equipment and attitude control method, a moving object state control device consists of the following 20 parts; a dynamic navigation system 2; an actuator 5 for driving navigation power system 2; a first control device 4 so as to correspond to the navigation power system the first output signal O1 2 output control the actuator in the PID control in the 5; and a summation device 10, so as to correspond to the external noise, according to the first control signal output control device 4 to join an external noise estimation value Q, outputs a control signal to control the actuator in the feedforward control 5.

【技術實現(xiàn)步驟摘要】

本專利技術涉及一種活動物體的狀態(tài)控制設備及其控制方法，尤其地，涉及一種航天器中的活動物體的狀態(tài)控制設備及其控制方法。已提出了許多常規(guī)的、關于狀態(tài)控制系統(tǒng)的方法，例如，在活動物體(包括航天器)中的姿態(tài)控制之類的方法。然而近年來，航天器(例如人造衛(wèi)星之類)中對于在山地作業(yè)的精度上提出了更嚴格的要求。相應地，必須有以下功能的改進。1)在衛(wèi)星的目標姿態(tài)值方面，要提高姿態(tài)控制的精度。(減少誤差的絕對值)2)在衛(wèi)星的目標姿態(tài)值方面，要提高姿態(tài)穩(wěn)定性。(抑制在低頻的速率變化，也就是說，即使有干擾，也要實現(xiàn)衛(wèi)星的靜止)3)在衛(wèi)星的目標姿態(tài)值方面，要提高反應能力。4)在大尺寸、具有柔性的太陽能電池活動帆板的衛(wèi)星配置中，提供具有大的角動量或其它指示設備的驅動天線，以提供高的方向感應能力。5)要減少調整時間周期，并且通過與其它如上所述包含干擾源的子系統(tǒng)的盡可能簡單的接口來提高設計效率。6)關于上述第5)，要能進一步消除姿態(tài)誤差。在廣泛應用的、基于天線的驅動信號(角度/或角速度之類)的姿態(tài)控制系統(tǒng)的前饋系統(tǒng)中，該姿態(tài)誤差不能消除。同時，如圖7所示，作為一個通用的、已被廣泛認識的航天器姿態(tài)控制系統(tǒng)，航天器1的旋轉角度信息、旋轉角速度信息等(它們是由衛(wèi)星的導航動力系統(tǒng)2本身自動提供給航天器1的)被一姿態(tài)傳感器3所檢測，該信息又被輸入到姿態(tài)控制系統(tǒng)4中被執(zhí)行一諸如PID(比例，積分，差動)的控制，然后，PID控制系統(tǒng)4產生一控制命令，以驅動輪子之類東西的旋轉量，從而控制航天器1的姿態(tài)。此時，各種干擾被加到航天器1中。因此，通常是預先估計干擾量來構成控制系統(tǒng)。例如，在日本未決的專利公布號JP-A-8-188199中公開了一項安裝消除估計干擾的信號發(fā)生裝置6的技術，其中，預先估計衛(wèi)星主體中所引入的干擾幅度，產生一消除干擾噪聲的干擾消除信號，然后，伴隨著姿態(tài)控制系統(tǒng)所提供的姿態(tài)控制信號，產生一估計的干擾消除信號。然而，如此的航天器姿態(tài)控制系統(tǒng)對構成一高精度的姿態(tài)控制系統(tǒng)存在很大的限制，因為其精度極大地被驅動系統(tǒng)參數(shù)的精度所影響，亦即，被集中特性、角度檢測精度、角速度計算精度、角加速度計算精度、通信延遲及伴隨著不同計算機間的同步處理所產生的通信時間周期內的抖動等等因素所影響。又例如，在日本未決的專利公布號JP-A-3-125699中公開了一航天器的姿態(tài)控制方法。其中，使用了前饋補償信號，并且，在前饋補償信號中移去了高頻成分。然而，在如此一廣為人知的例子中，在執(zhí)行前饋計算的過程中，當取自半差動值(差值)的角速度被以控制區(qū)間驅動系統(tǒng)的角度信息和角動量或更高階的角加速度而計算時，亦即，當干擾轉距被計算時，由低通濾波器自驅動系統(tǒng)所獲取的角速度時間序列被平滑，從而消除噪聲成分，低頻成分也被分離出來。在如此一廣為人知的例子中，盡管在計算半差分值時噪聲成分被某種程度上消除了，然而，由低通濾波器的時間常數(shù)卻產生了一延遲，而使得“加入與驅動系統(tǒng)具有相反相位的補償轉矩”這一在前饋控制中最重要的功能卻被犧牲了，于是限制了以上要求的、實現(xiàn)姿態(tài)控制或姿態(tài)穩(wěn)定的改進。進一步，當有意提高精度時，用于姿態(tài)系統(tǒng)的計算機需要與用于驅動系統(tǒng)的計算機進行同步計算，于是需要通信干擾處理，或是驅動系統(tǒng)的集中特性允差必須規(guī)定一極限，以便最大限度地增強功能、調整時間周期和設計費用。也就是說，由于干擾本身不可能被實際測量，因此需要使用某些方法來估計，而當要進行精確估計時，系統(tǒng)本身就變得復雜，從而增加費用。進一步，安裝在航天器1上的那些計算機都需彼此異步工作，相應地，處理干擾信息的時間需要與之匹配。如此，系統(tǒng)就變得更為復雜。而且，在目前的航天器1中，當天線8或是太陽能電池組7的結構尺寸很大而且為活動結構時，天線或是太陽能電池組的移動、振動所引起的天線轉動干擾便增強了，并構成低頻。于是，加在航天器1上的干擾反應加劇。因此，為抑制如此的干擾反應，常規(guī)的控制系統(tǒng)總是導致費用的增加和系統(tǒng)的復雜化，于是難以精確控制。此外，在日本未決的專利公布號JP-A-62-125998中描述了一種航天器姿態(tài)控制方法。其中，在常規(guī)的閉環(huán)控制中安裝了一反饋信號存貯單元。反饋信號的變化被存貯到存貯單元，而誤差補償命令被確定，如此，姿態(tài)誤差在此數(shù)據(jù)的基礎上被減少。根據(jù)日本未決的專利公布號JP-A-8-282598，公開了在一人造衛(wèi)星的姿態(tài)控制設備中安裝轉矩補償裝置的技術，以產生消除來自致動器和驅動控制裝置的角動量所必須的轉矩。驅動控制裝置的建立是為了使得活動單元的驅動遲于轉矩的產生。然而，它們都不足以解決上述問題。因此，本專利技術的一個目標就是提供一廉價的姿態(tài)控制設備和姿態(tài)控制方法，以改善常規(guī)技術中的上述缺陷，并利用一簡單結構來方便而精確地補償干擾，而不劇烈地補償驅動干擾源。本專利技術采用下述的技術構成來達到上述目的。根據(jù)本專利技術的第一方面，提供一活動物體的狀態(tài)控制設備。它由以下部分組成針對諸如干擾轉矩的外部噪聲的一活動物體所固有的導航動力系統(tǒng)；一用于驅動導航動力系統(tǒng)的致動器；用于輸出控制信號，以根據(jù)來自導航動力系統(tǒng)的預定的第一輸出信號來驅動致動器的第一控制裝置；用于輸出控制信號，以在前饋控制中根據(jù)外部噪聲來將一外部噪聲的估計值加到第一控制裝置所輸出的控制信號中以控制致動器的求和裝置；以及一第二控制裝置，用于輸出基于導航動力系統(tǒng)所輸出的預定的第二信號的外部噪聲估計值的誤差量。其中，由該第二控制裝置所輸出的外部噪聲的估計值的誤差量被輸入到求和裝置。根據(jù)本專利技術的第二方面，提供一活動物體的狀態(tài)控制方法。它由以下部分組成針對外部噪聲的一活動物體所固有的導航動力系統(tǒng)；一用于驅動導航動力系統(tǒng)的致動器；用于輸出控制信號，以根據(jù)來自導航動力系統(tǒng)的預定的第一輸出信號來驅動致動器的第一控制裝置；和用于輸出控制信號，以在前饋控制中根據(jù)外部噪聲來將一外部噪聲的估計值加到第一控制裝置所輸出的控制信號中以控制致動器的求和裝置；以及一第二控制裝置。該方法由以下步驟組成輸出一基于、由第二控制裝置的導航動力系統(tǒng)所輸出預定的第二信號的外部噪聲估計值的誤差量；對求和裝置輸入一外部噪聲估計值的誤差量值；輸出一致動器控制信號，以補償來自求和裝置的外部噪聲估計值的誤差量。根據(jù)本專利技術的活動物體狀態(tài)控制設備及其狀態(tài)控制方法采用上述的技術構成，因此，應用于航天器1的干擾被預測，而必要的干擾補償數(shù)據(jù)被實時地應用到致動器中。于是，達到縮短設計和研制時間周期目的、并具有高精度和低費用的活動物體狀態(tài)控制設備被實現(xiàn)了。附圖說明圖1是一方塊圖，示出了根據(jù)本專利技術的一活動物體狀態(tài)控制設備的特例的構成；圖2是一方塊圖，更詳細示出了根據(jù)本專利技術的一活動物體狀態(tài)控制設備的特例的構成；圖3是一圖解，示出了根據(jù)本專利技術的一控制方法的原理；圖4(A)、4(B)、4(C)、4(D)和4(E)都是曲線圖，示出了根據(jù)本專利技術的活動物體狀態(tài)控制方法的效果；圖5是一曲線圖，示出了根據(jù)本專利技術的活動物體狀態(tài)控制方法與一常規(guī)實例的比較；圖6(A)、6(B)和6(C)都是曲線圖，示出了根據(jù)本專利技術的活動物體狀態(tài)控制方法的效果；而圖7是一方塊圖，示出了一活動物體的常規(guī)控制設備的特例。參照附圖，對根據(jù)本專利技術的一活動物體狀態(tài)控制設備及其狀態(tài)控制方法的特例的構成給以詳細說明。進一步，盡管根據(jù)本專利技術的一活動物體狀態(tài)控制設備本文檔來自技高網...

【技術保護點】
一活動物體狀態(tài)控制設備，由以下構成：針對外部噪聲的活動物體所固有的一導航動力系統(tǒng)；驅動所述導航動力系統(tǒng)的一致動器；第一控制裝置，響應于由導航動力系統(tǒng)輸出的預定的第一輸出信號而輸出一驅動致動器的控制信號；和求和裝置，用于輸出控 制信號，以便響應于外部噪聲，通過在由第一控制裝置所輸出的控制信號上加入一外部噪聲的估計值而在前饋控制中控制致動器；其特征在于進一步包括以下結構：第二控制裝置，基于第二控制裝置中的導航動力系統(tǒng)所輸出的預定的第二信號，輸出一外部噪聲估計值的 誤差量；其中，第二控制裝置所輸出的外部噪聲估計值的誤差量被輸入到所述求和裝置。

【技術特征摘要】
...

【專利技術屬性】
技術研發(fā)人員：關根功治，
申請(專利權)人：日本電氣株式會社，
類型：發(fā)明
國別省市：JP[日本]