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1、吉林大学学士学位论文（设计）承诺书 本科生毕业论文（设计）中文题目 卫星姿态控制系统设计 英文题目 The satellite attitudecontrol systemdesign 答辩组号 7 答辩序号 1 学 院 通信工程学院 专 业 自动化 吉林大学学士学位论文（设计）承诺书 本人郑重承诺：所呈交的学士学位毕业论文（设计），是本人在指导教师的指导下，独立进行实验、设计、调研等工作基础上取得的成果。除文中已经注明引用的内容外，本论文（设计）不包含任何其他个人或集体已经发表或撰写的作品成果。对本人实验或设计中做出重要贡献的个人或集体，均已在文中以明确的方式注明。本人完全意识到本承诺书的法
2、律结果由本人承担。摘 要随着科学技术的进步，卫星技术及应用也在不断的发展，人们对卫星精度、稳定度的要求不断的提高，卫星姿态控制系统在其中的作用越来越重要，卫星姿态控制系统的设计和仿真也就成为了人们关注的热点。本文从卫星姿态控制系统设计的角度出发，建立了卫星的数学模型，并针对所建立的数学模型进行了控制系统的设计，最后搭建和实现相应的仿真系统。主要的工作有以下几个内容:首先，选定本文研究所应用的空间参考坐标系，主要介绍了两种姿态描述的方法，分别是欧拉角描述法和四元数描述法以及他们的转换关系。然后，分别利用这两种描述法建立卫星姿态动力学模型。 其次，设计了PID控制器。PID控制算法应用广泛，参数易
3、于整定，所以PID算法被非常普遍的用于卫星系统。最后，基于MatlabSimulink进行了仿真，针对仿真结果进行分析证明PID控制器的有效性。关键词 三轴稳定卫星 卫星姿态控制 PID控制方法 仿真 ABSTRACTWith the progress of science and technology,Satellite technology and its applicationincontinuous development,Demand forsatelliteprecision,stabilityand continuously improve,The satellite attit
4、udecontrol systemis getting more and more important ,Design and Simulationof satellite attitude control systemhas becomethe focus of attention of the people,thispaperthe design of the control systemfrom the angleofsatellite attitude,The establishment of mathematicalmodelof thesatellite, And has carr
5、ied on the preliminarydesign of the control system according tothe established mathematical model,Thedesign and implementation ofthe corresponding simulation system,The mainwork is as follows:First of all，the number offour yuandescriptionequation,Then using themethod of multi rigid bodymodeling,Acco
6、rding tothedifferent working conditions,Deduced thesatellite dynamics equationcorresponding to the.Based on certain assumptions,Flexible satellite dynamicsequations are given.But also analyzesthe disturbancebythesatelliteinspace,And gives thecorresponding mathematical model,Design ofattitude control
7、 systemmathematical model is establishedto.Secondly,there are many kinds ofactuatorscan control thesatellite attitude,one of which is zero momentumreaction wheel.By establishingits mathematical model,the relationship betweenitsinput and outputfunction can bederived,in order to study the feasibility
8、ofthe controller.The PID controllerdesign,control ofsimulation system andits effectiveness.Finally, the simulation results based on Matlab / Simulink are carried out, and the simulation results are proved to prove the validity of PID controller.Keywords Three-axis stabilized satellite attitude of sa
9、tellite PID control method simulation 目 录第一章 绪论11.1 课题背景和研究意义11.2 卫星姿控当前的发展情况31.3 本论文的主要研究内容11第二章 卫星姿态控制系统建模122.1 零动量轮控制系统122.2 卫星姿态控制系统运动学模型142.3 卫星姿态控制系统动力学模型172.4 建立执行机构的数学模型182.5 本章小结22第三章 姿态控制PID控制算法设计233.1 PID控制算法的优势对比233.2 PID简介243.3 PID控制器系统设计283.4 本章小结29第四章 基于Simulink建模及仿真304.1 Matlab Simul
10、ink 仿真环境介绍304.2 基于MATLAB/SIMULINK的仿真分析304.3 本章小结32结 论34参 考 文 献35第一章 绪论第一章 绪论 设计一个卫星最关键的问题就是姿态控制系统的设计，这需要有相当的稳定度和精度，而且要在使用时间和稳定性上进行不断的提高，所以现在对卫星的控制系统的精度和稳定性的要求也越来越高了1。姿态控制系统需要具有高度的可扩展性和强大的输入输出功能。 人类不断的去追求社会的发展，其认知领域和活动范围已经无法局限在地球范围内了，所以对太空的探索得到了空前的发展。现代科学技术为增长最快的一个复杂的技术，航天技术是现代科学技术和工业的高度聚集的基础，太空技术不仅可
11、以衡量其国家的科技水平，更能够反映其国家的综合实力。太空技术的发展促进了现代社会的发展，对探索太空的奥秘起到了显著成效。1.1 课题背景和研究意义1.1.1 课题的背景伴随着时代的进步，科学技术得到了长足的发展。作为一个可以衡量国家科技能力的航天技术，逐渐受到各国的重视而成为了重点发展对象。航天技术是人类探索宇宙的有力武器，它也带来了非常巨大的社会上的效益与经济上的效益。空间站和气象的卫星与航天飞机以及进行科学探测的卫星和通信的卫星等不仅仅是人类去探索浩瀚宇宙的奥秘的成功的标志，而且使人类的生活发生了巨大的变化。航空与航天的技术的发展水平是反映一个国家的军事上的实力和经济上的实力的重要标志。我
12、国的航天事业从建国到现在已经得到了迅速的发展，继1970年我国发射了第一颗人造卫星“东方红一号”以来，已经自主研制并且发射了大约70多颗卫星，这些卫星在进行地形勘测和自然灾害预测与天气预报以及军事侦察中得到了广泛的应用。神州5号飞船的发射成功更是标志着我国的航天事业迈上了一个新的台阶。航天的业务中的一个非常重要的组成部分就是卫星，我国从开始到现在一直花费非常大的精力对它进行研究。卫星的设计中的一个重要的问题就是是姿态的确定与控制，姿态的确定是研究这个卫星相对于某一个坐标系的姿态的定位，卫星姿态的控制就是指卫星在预先就确定的方向上的定向。在轨道中运行的卫星一般都承担着一定的探测与开发以及合理利用
13、空间的任务，为了去完成这些任务，对卫星的姿态提出了各种各样的要求，这么多的要求全都可以归纳为姿态的控制。姿态确定系统它是姿态控制系统中的一个重要的组成部分，它的精度是影响姿态控制系统的精度好坏的决定性的因素。姿态确定的主要业务就是通过姿态敏感器的测量信息，去精确的估计卫星的三轴姿态的信息，一个方面可以为姿控系统提供信息上的反馈，可以用来更好地对卫星进行姿控；另一个方面是可以提供给有作用的载荷去使用。姿态的确定系统的主要组成部分是姿态敏感器与相对应的姿态信息的处理算法，姿态确定的精确度不仅仅取决于姿态的测量系统的硬件功能和精确度，它还与姿态的估计算法有关系。传统的卫星姿态确定系统中一般都配置了陀
14、螺，用来提供角速度的信息，但是由于陀螺它存在着漂移导致的误差，所以一般的卫星姿控系统都是把陀螺作为它的参考基准，然后配以其他姿态敏感器对陀螺的漂移进行校正。顺应对卫星的精度高和寿命高以及可靠性高的发展趋势的要求，对卫星的姿态确定和控制系统的要求也变得越来越高，因此学者研究的热点就是精确度高的姿态确定系统和姿控系统。1.1.2 研究意义在新中国成立之后，中国的航天事业创造了一个又一个的辉煌的成绩，这几十年来我国独立自主的研制成功了几十颗人造地球卫星，其中，通过利用星载可见的光照相机等遥感仪器的遥感卫星可以获得大量的对地球观测的照片，这些照片具有分辨力非常高、比例尺非常合适、畸形变化很小、覆盖的范
15、围很广阔、可以连续的进行观测、视点非常高、可以获得大量的对地观测的照片、视域非常广阔、获取数据非常快等诸多优点，它现在已经成为了国家制定环境保护的策略、资源的开发与利用的不能缺少的技术上的支持,现在已经广泛的应用于科学研究上、工农业生产上、军事侦察方面、环境保护的领域，包括普查国土、勘探石油、调查地质、铁路的选线、海洋海岸的测绘、地图的测绘、目标点的定位、电站的选址等许许多多个领域2,3。由于遥感卫星的特殊功能要求，所以大都采用三轴稳定的控制方式，这种控制方式能够保证指向的精确度和控制的稳定度等技术指标的要求。如果要保证遥感卫星的高精确度、高可靠性和高稳定性的在轨道长期运行，就必须保证拥有足够
16、高的指向精确度和控制的稳定度。卫星的姿控系统对卫星的姿态精确度与稳定度起到了决定性的作用。姿态确定是卫星本体坐标系相对于参考坐标系的姿态的定位的过程，而姿控是卫星本体坐标系向参考坐标系的定向过程。近年来随着卫星技术的不断的提高，各种各样的空间任务对卫星姿控的精确度要求也变得越来越高4。比如，对地球观测的卫星的指向精确度从上个世纪七十年代到本世纪初由1。提高到了O001。5，卫星寿命则提高到了好几十年。这就意味着高精确度姿控技术迎来了更快的发展，同时这也意味它面临着更多的挑战。卫星其实是一个非常精密的航天器的设备，并且它的造价非常的高昂，一旦发射进入太空中就很难对它进行维护，这对卫星研发工作带来
17、了非常巨大的困难，这要求卫星上的各类系统与设备拥有着非常高的稳定性。同时也由于它的成本比较高，而且运行环境是外太空环境，所以在地面很难对它进行非常全面的物理仿真实验，这就要求在初期的系统仿真论证之中能够考虑到许许多多方面的实际因素，并且对卫星在轨道运行时的各种工作状态和星上系统进行仿真研究，以此来验证卫星设计工作的可行性以及它的稳定性。以仿真实验作为基础，作为指导卫星的实际研发工作的一个参考。姿态控制系统（Attitude Control System,简称ASC）在卫星技术的实现过程中扮演了至关重要的角色6。随着通信、遥感等通信卫星的广泛应用，高精度、长寿命、高可靠的卫星成为发展趋势。所以，
18、高精度卫星姿态控制技术是时下研究的热门课题，它迎来更快发展的同时也面临着巨大的挑战。本文主要研究的是三轴稳定卫星姿态控制系统，在此基础上建立了完整的控制系统的数学模型，并设计了合理的控制规律对卫星姿态进行控制，以提高卫星姿态控制的精度和稳定程度。1.2 卫星姿控当前的发展情况 人们对卫星的研究开始于二十世纪80代。那时，一个英国刚刚毕业于塞瑞大学的博士生马丁和其他三名成员通过努力将世界上第一个使用微处理器公斤级卫星研制成功，并随着美国的三角洲火箭成功地携带进入太空轨道，这也开启了一个新的卫星时代。 对于卫星的制造方面，有两项技术是起着决定性的作用的，第一项技术是卫星控制系统，第二项技术为姿态确
19、定系统。这两项技术的发展共同决定着卫星系统的发展7。在基于卫星的时间限制的技术条件下，大多数的早期的应用是一种被动的技术，这就使得卫星姿态控制精确度的缺陷不能去满足一些尚未完成的任务，对于卫星的应用推广起到了不好的影响。在事实上，应用程序对象的卫星八十年代主要是实验性的电子设备进行的姿态控制精度低。出现在90年代后期，光姿态控制执行器和传感器，如此一个小小的先进技术，使现代卫星姿态确定与控制技术的进一步的成熟，推动了其现实条件下的使用价值。在此之后，三轴稳定卫星逐渐从被动控制到主动控制方式的控制，并且应用于控制系统的精度和卫星姿态确定的发展也有了很大的提高。 微型高精度姿态测量和执行设备所面临
20、改善的小卫星姿态控制水平的最大制约因素，目前国际上在科学研究和成果的地球引力已经实现了对相应的捕获，而且在很多星体上得到了实际的应用。例如，被称为“现代卫星模型美国月球探测器：克莱门汀星敏感器就是由劳伦斯Livemore国家实验室开发的，精确度相当的高，而且重量也不到半公斤重。如果以上述硬件组装的测量系统，它的精确度可以控制在003度左右。零偏置飞轮，以斜碰撞作为备份，另外采用姿态控制致动器，正交方式安装在方向轴上，整个系统的准确性能高达O05度。除了Clementine外，还有一些国外先进的小卫星，比如BIRD、SUNSAT、MSTI3等8。它们分别是由德国、南非和美国制造，它们采用惯性器件
21、与高精度光学敏感器绑定的综合姿态确定系统，而其主要控制手段就是轻型反作用飞轮。该系统已成为当前卫星姿态确定的重要手段，也大量应用于一般的卫星控制。通过精确控制多个卫星国外，再加上卫星的集成一般的组合跟踪整个恒星参数的比较，采用比较成熟的技术，敏感器一般可以采用地平仪等，执行器一般是飞轮或者是喷管。1.2.1 姿态监测系统及其基本概念卫星的姿态表示卫星在空间中的方位，通常所谓的姿态确定就是指确定卫星本体坐标系相对于某一参考坐标系或某一特定目标的姿态，卫星姿态确定是对卫星进行控制的前提和基础。姿态确定算法和姿态敏感器共同组成的系统即姿态确定系统。首先介绍卫星姿态敏感器：卫星姿态敏感器按不同的基准方
22、位可以分为以下5类9：（1） 以天体为基准方位：主要有星敏感器、太阳敏感期等；（2） 以地面站为基准方位：射频敏感器等；（3） 以地球为基准方位：主要有红外地平仪、红外圆锥扫描地球敏感器等；（4） 以惯性空间为基准方位：陀螺等；（5） 其他，以地貌为基准方位，如陆标敏感器等，以地磁场为基准方位：磁强计等。 姿态敏感器一般由信号处理线路和测量变换器两部分组成，按不同方式的测量变换器可以分为下列4类：（1） 惯性敏感器：陀螺等；（2） 无线电敏感器：射频敏感器等；（3） 光学敏感器：太阳敏感器、红外地平仪、星敏感器、地球反照敏感器等；（4） 其他，例如磁强计等。 常用卫星姿态敏感器的比较如表1-1
23、所示：表1-1 常用卫星姿态敏感器的比较姿态敏感器类型优点缺点精度星敏感器精度高、自主性强、无活动部件、不受轨道影响成本高、结构与系统复杂，视场较小，对环境要求高，要防止太阳等杂光干扰地球敏感器信号强、分析方便、轮廓分明，适合对地飞行的近地轨道一般需要活动扫描机构，易受太阳等干扰太阳敏感器信号源强、视场大、轮廓清晰、质量轻、功耗低阴影区无有效信号输出陀螺精度高、动态响应快、不受轨道影响功耗大，输出有漂移，对环境要求较高。另外，机械陀螺具有高速旋转部件，光纤陀螺具有高速旋转部件，光纤陀螺易受磁、温影响随机漂移：磁强计成本低、功耗低、对低轨道卫星灵敏度高受轨道高度影响大，容易受星上电磁干扰结合上表
24、所列出的各个姿态敏感器的特点，采用几种姿态敏感器相组合的方式来测定卫星的姿态，进而可靠地提高卫星姿态控制精度。目前应用较为广泛的包括：陀螺+星敏感器+冗余敏感器的组合，这样的组合姿态精度高，一般都优于，但是成本高，视场也偏窄。另外一种应用较广泛、确定精度高的组合方式是陀螺+两个红外地平仪+数字太阳敏感器+磁强计，精度一般优于，成本适中10。然后介绍卫星姿态确定算法：姿态确定算法就是通过某种算法处理姿态敏感器所测量的数据误差，估计出卫星的姿态，是姿态控制的输入部分。卫星使用不同的姿态敏感器在不同的工作模式下运行，例如太阳敏感器无法在阴影区域工作，一般采用陀螺+地球敏感器的组合来测定姿态11。卫星
25、姿态确定算法主要包括状态估计和确定性方法。状态估计方法运用姿态运动学或者动力学建立系统模型的状态方程。状态估计法能够提供统计最优解，且被估计量不仅限于姿态参数，参考矢量、观测矢量中的一些不确定参数也可列入被估计量，这样在一定程度上能剔除某些不确定因素影响，提高姿态确定的精度。现今应用比较广泛的状态估计法为卡尔曼滤波，常常应用于陀螺+姿态敏感器的组合的情况，但是这种估计方法有一定的局限性，多被应用于小角度情况。陀螺仪+姿态敏感器的情况还可以用最小方差估计。另外还有自适应滤波、正交姿态滤波、粒子滤波、预测滤波等方法。确定性算法要求较高的测量精度和明确的物理意义或者是几何意义，是设计优化姿态参数的方
26、法。Wahba提出的求解姿态矩阵的最小二乘性能指标是最早出现的确定性算法，为了得到姿态矩阵的最优化解，需要将矢量测量信息的性能指标最小化12。TRAID(三元组方法）方法是根据两个非平行矢量测量值确定姿态矩阵，但是它没有用到全部的测量信息，只能对两个矢量进行处理，所以不是最优的13。而快速最优矩阵估计法,（FOAM)四元数估计法,（QUAST)欧拉轴/角估计法（Euler-q)等可以得到在最小二乘意义上的姿态矩阵的最优解14。1.2.2 姿态控制执行机构姿控系统的执行机构主要有飞轮、控制力矩陀螺、推力器、磁力矩器等等，这些执行机构工作在不同的工作模式当中，对应着相应的控制算法。飞轮是卫星上非常
27、典型的执行机构，下面是飞轮系统的优越性：(1)飞轮的抗干扰性是连续的、精确的，控制性非常的高。与推进器只能工作在脉冲模式下，精确性是有限的。(2)飞轮可以使用太阳能支持其运行十多年。然而喷气系统就要受到太空器所携带燃料的限制，无法运行那么长的时间。(3)飞轮可以选择不同的组装的模式，它具有很大的可变性。但是飞轮控制也有它的局限性，那就是转速的饱和，当飞轮旋转达到饱和状态时，就需要借助喷气系统或者是磁力器对其进行卸载。飞轮通过动量交换的方式来输出反作用力矩从而能够实现卫星姿态的控制。它在卫星本体上有许许多多种不同的安装方式，卫星的整星动量的情况随着卫星构型的不同也不全都是相同的，目前有整星零动量
28、系统与整星偏置动量系统这两种。(1)整星零动量系统整星零动量系统系统一般都是采用飞轮作为它的执行机构，而且飞轮系统的角动量在标称的情况下合成的角动量为零。它有多种安装的型式，根据某种特定构型，多个反作用飞轮和偏置动量飞轮都可以组成整星零动量系统。反作用飞轮控制的精确度相比偏置动量轮更高，但是它在转速过零时就会出现不稳定的现象。在飞轮控制系统设计的时候就需要综合考虑到飞轮的控制精确度，动量的消耗，抗干扰的能力等各种情况，合理的选择和构型。整星零动量通常用于对姿态控制精确度和稳定度要求比较高的卫星，比如遥感卫星和资源卫星等等。反作用飞轮的安装的方式主要有三种类型。第一种是沿着卫星的三轴正交安装三个
29、反作用飞轮，并且没有冗余配置；第二种叫做冗余备份的安装方法是：三个飞轮沿着卫星三轴正交安装，一个斜装的飞轮和三个正交轴组成的夹角相等并且都是，在飞轮发生故障的时候作为备份轮进行自行切换；最后一种方法就是将四个飞轮相对于俯仰轴来说对称斜装，各个飞轮的角动量和俯仰轴的夹角都是，对角的两个飞轮的角动量分别在一个平面内，与滚动的平面或者是偏航平面的交线和滚动轴或者是偏航轴的夹角为，这种安装方式结构合理，但是实际安装要求比较高，控制算法等相对比较复杂。偏置动量轮它作为执行机构的安装方式，斜着装的偏置动量轮角动量方向和前面三个的合成的角动量的大小是相等的，方向是相反的，可以保证构成的是整星零动量系统。偏置
30、动量轮能够有效的避免反作用飞轮转速过零的时候摩擦力矩对卫星姿控精确度和稳定度的影响，我国的资源卫星，对地指向精度要求较高的卫星多采用这种配置安装方式。(2)整星偏置动量系统偏置动量系统利用陀螺定轴性由偏置动量轮产生角动量。一般的偏置动量轮是沿着卫星俯仰轴负方向安装的，动量方向相对星体坐标是恒定的，当数值足够大时，定向性保证对滚动轴与偏航轴产生陀螺效应被动稳定，滚动一俯仰通道通过磁力矩器或者推力器进行耦合控制，偏航误差随轨道的运动耦合为滚动误差。这种结构相对简单，输出力矩很大，不需要安装偏航敏感器，但是如果角动量比较大会引起耦合效应，导致偏航轴控制精度降低。这种动量系统一般在中等精度的卫星控制系
31、统中采用。在飞轮作为设计方案的前提下，如果追求高精度，应该选择零动量轮控系，其次，可以考虑偏置动量轮控系或者两种控制系统的混合安装方式。动量轮的控制系统方案的主要弊端有：作为影响零飞轮的摩擦力矩干扰会产生不稳定性；由于机构的惯性问题，在卫星受到扰动的情况下，容易产生共鸣现象。零动量轮需要考虑由正转过度为反转的题；偏置动量轮控制需要考虑轴间互干扰问题。1.2.3 姿态控制规律控制规律的设计是控制系统设计的核心部分，由控制器实现，可以软件编程实现也可以有硬件实现，姿态误差参数是当前的估计姿态与目标姿态之差，是控制器的输入部分，按照设计规律形成一定的指令信号，如力矩指令，驱动执行机构产生力矩指令，减
32、小误差，直至将姿态误差减小到零15。（1） PID控制规律PID控制方法可以说是最经典最常见的卫星姿态控制方法。虽然目前很多新的控制方法出现了，但是PID控制方法在卫星姿态控制系统中仍然占有非常重要的地位。目前，三轴稳定卫星的姿态控制基本上都采用PID控制方法，P代表比例信号是最基本信号，起到放大误差信号作用；D代表微分信号，由于微分信号的引入可以提高系统的带宽，并且加快系统的响应速度，加速的消除误差，但伴随着这些优点也带来了一些问题。例如，对于外来的干扰系统较为敏感等；I代表着积分信号，它可以提高系统的稳态精度，可以解决微分信号所带来的问题。只要通过适当的选择相应的系数就可以保证系统具有良好
33、的动态性能和控制精度。为了提高控制精度改善控制性能，PID控制器的产生了许多先进的改进形式，如自学习PID控制器，自适应PID控制器，自整定PID控制器等。（2） 模糊逻辑控制器16同一个模糊控制器可以应用在不同的系统模型里，因为其对被控参数适应性很强，而且不依赖被控模型就可以设计控制器。基于以上原因，模糊控制器应用越来越广泛。以下是模糊控制器的设计过程：1)选择模糊控制器的输入为误差及其变化，对于本文选择输入为俯仰角、滚动角和偏航角，输出以飞轮为执行机构的输出力矩。2)确定控制器的输入和输出所隶属的函数。分别确定模糊化的方法和解模糊的方法，重心法是目前较为常用的模糊化及解模糊的方法。3)模糊
34、规则的设计：首先选择输入和输出的变量词集，然后完成模糊变量子集的定义以及模糊控制规则的设计。模糊控制规则格式为：“If e is x and c is y,then u is z”其中“x”“y”“z”分别为输入变量模糊语言和输出变量模糊语言。这里模糊规则确定为：。（3）变结构控制规律变结构控制规律是非线性控制的一类特殊情况，系统拥有不固定的结构是它不同于其他控制的特别之处，对系统的干扰具有鲁棒性是其最大的优点。卫星在空间做大角度机动运行时，某些系统参数（星体惯量、干扰力矩变化等）不能确定，解决此类非线性问题一般选用变结构控制。例如Vadali针对刚体卫星的大角度机动控制提出了全局变结构控制算
35、法17。（4）鲁棒控制规律将系统的稳定性及可靠性放在第一位时，一般选用鲁棒控制规律，鲁棒控制只需要一定的离线辨识，对过程模型的精确性无严格要求，但要求过程的动态特性已知，且可以预估不确定因素的变化范围。对于某些稳定裕度比较小，但不确定因素却有较大范围变化的系统，一般选用鲁棒控制。哈勃望远镜的指向控制应用的就是鲁棒控制、航天飞机、和卫星的控制实验18。 由一般情况下于鲁棒控制系统工作在非最优状态，所以控制系统的稳态精度会比较差。目前，研究最热门的鲁棒控制器阶数偏高19。基于以上缺点人们会谨慎考虑鲁棒控制方法是否是最适合卫星姿态控制方法。PID控制规律是一种非常经典的控制的方式，比例控制P是最基本
36、的控制信号，微分有助于提高系统的动态响应速度，使消除误差加快，但是它带来的消极的一个方面是对于外干扰力矩比较敏感，常常会放大外干扰力矩的作用的效果。积分环节就可以改善系统的稳态精确度，但是又会延长了相应的时间。合理的去选择比例、微分与积分系数就可以使系统的动态特性与稳态精确度都达到要求。PID控制规律的一个巨大的优点就是算法简单并且容易实现，所以很多卫星都会去使用这种控制规律，例如美国的Landsat卫星，英国的CATSAT卫星，美国的HCMM卫星，美国的SEASAT卫星等等。现在随着先进理论与技术的发展，又出现了自适应PID，模糊PID，自学习PID等改进的PID的控制方法，又进一步的提高了
37、卫星姿态控制的精确度。如果通过控制力矩来区别控制器，大体有：(1)被动式：使用天然的扭矩或物理力源的被动控制系统。无需电源和线路控制。自旋稳定，环境扭力稳定，适用于任务的指向精度的媒介。航天器多使用这种姿态测试其控制的结合。(2)主动式：航天器上的能量的有源控制系统构成的扭矩的控制系统。这种基本配备姿态传感器和执行器自由的控制每一度，以及逻辑电路的应用得到很好的控制，该卫星本体坐标轴相对于参考方位有其控制性。目前，应用卫星和科学卫星绝大部分都采用了这种姿态控制系统。这是姿态控制的主要方式，是基于磁飞轮驱动力矩控制的姿态控制系统。1.2.4 卫星姿态控制系统的研究前景 与其说姿态控制系统的精度决
38、定了卫星的在轨精度，不如先关注位置测量的精度，这在更高的层面对其精度提出要求。提高卫星姿态精度重点是如何提高运行过程中其监测系统的精度。国内外已将高精度的微小的光敏感和的反作用轮作为研究的重点，并取得了一定的精度要求，达到不同的卫星姿态控制系统的架构解决方案。在控制系统设计方面，许多国家控制方法都不能达到很高的稳定性和指向精确性，需要进一步地研究控制系统方法本身。进行高精度调节是卫星控制的关键所在20。但卫星在这种情况下，致动器，传感器和卫星姿态控制等硬件精度的非理想特性的影响是非常重要的，人们为此提出精密的设计思路：软件用来克服补偿硬件的固有缺陷的想法。从而提高精确度，同时降低，实现整体的精
39、度要求的硬件要求和卫星的数目相对技术性能的目的。本文将对地定向主动三轴稳定卫星作为研究对象。此类卫星国内外研究性状如下表1-2所示：表1-2卫星姿态控制系统组成及精度卫星Landsat-D美国MOS日本SPOT法国FY-1C中国姿态敏感器陀螺（6）红外地平仪（2）星敏感器（2）精太阳敏感器（4）磁强计（3）陀螺（4）红外地平仪（2）精太阳敏感器（4）陀螺（6）星敏感器（1）红外地平仪（2）精太阳敏感器（4）陀螺（6）红外地平仪（2）精太阳敏感器（4）执行机构RW(4)磁力矩器（3）推力器（2套）MW（2）磁力矩器（3）推力器（2套）RW(3)磁力矩器（3）推力器（2套）RW(3)磁力矩器（3）
40、推力器（2套备份1套）稳态控制方式4轮均是偏置工作，构成整星零动量；磁卸载2轮V型安装以偏置动量方式控制3轮以反作用轮状态工作；磁卸载偏置动量方式控制控制精度指向精度0.030.61.0（偏航）0.150.81.2（偏航）稳定度俯仰滚动偏航1.3 本论文的主要研究内容 本文的主要任务是：建立卫星姿态控制系统的数学模型和仿真模型，针对所建立的模型进行控制系统的设计。本文的主要内容安排如下:第一章：绪论。主要介绍了卫星姿态确定系统和控制的研究现状和几种常用的卫星姿态控制规律。第二章：卫星姿控系统建模。首先确立了描述卫星所需要用到的参考坐标系，然后建立参考坐标系之间的转换关系，并给出了四元数描述的运
41、动学方程，最后利用刚体建模的方法，推导出了相应的卫星动力学方程。这样就描述了卫星姿态控制系统的数学模型。第三章：姿态控制PID控制算法设计。采用PID控制方法进行控制系统的控制器设计。第四章：基于Matlab/Simulink建模和仿真。验证PID控制器的有效性。结论：总结全文并指出下一步工作。10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2.1 零动量轮控制系统零动量系统在整个卫星的正常状态的系统的总动量为零。对姿态稳定的要求很高时多使用零动量系统。在零动量系统中，飞轮配置构成有两种典型形式，主要取决于车轮速度零摩擦力矩突变值的大小。如果车轮速度零摩擦力矩突变值低于千分之几牛米
42、，从而姿态的稳定性不产生强烈的瞬态效应，则可将反作用轮在卫星本体坐标系上各安装一个。另一种结构是轴上安装一个偏置动量轮，一般的偏移值是相同的，在合成动量偏移数值相反方向的动量轮的合成反向，所以致使整星在额定状态处于零动量。只要偏差值和阈值选择卸载，在整个运行过程中三个正交的轮在角动量不过零并且卸载次数少，则此时斜装轮工作的状态为恒定动量态。零动量轮的安装有几种类型。在系统的性能指标统一的前提条件下，必须考虑飞轮动力消耗，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
43、素影响着飞轮的控制精度，如工作死区，摩擦等。本文是建立在零动量轮模型上进行研究。(1)执行机构的系统建模执行机构的组成有三个正交的反作用飞轮组成的21。除了电动机的驱动力矩是受到转动部件摩擦力矩，阻力扭矩和非平衡扭矩等，它的机理相当复杂。转矩控制轮转动，同时转矩被实时的进行控制调整。姿态控制装置，控制扭矩是由多个力矩共同作用而成，表达式如下： （2.1）式中：-星体受到的实际控制力矩；-偏差相关控制力矩；-摩擦力矩；-气动阻力力矩；-动不平衡力矩。12其中： (2) 干扰力矩模型的建立探测姿态控制和稳定扰动转矩是建立在检测器的指向精度之上的22。下面我们来分别介绍一些主要的干扰力矩。重力梯度力
44、矩重力梯度力矩的表达式为： （2.2）其中：-整星惯量；-轨道角速度；-星地之间的矢量。当卫星姿态角是小的，在球场上的态度重力梯度力矩，在横摆姿态的影响是非常小的，滚动轴具有恒定的最大干扰。太阳光压力矩当卫星质量中心与太阳的压力中心不匹配时，力学方程为： （2.3）太阳光压力矩 （2.4）式中：-太阳辐射通量；-光速；-镜面反射系数；-漫射系数；-太阳光照面积；-光压力到探测器的距离。气动力矩气动扭矩产生是大气产生的，卫星气动扭矩的主要阻尼扭矩低于卫星轨道高时。其表达式如下： （2.5）其中：-星体受到的气动阻力；-星体相对大气的速度；-气动阻尼系数，一般可取2-2.2；-所在大气层平均空气密
45、度；-星体迎流面面积；-气动力作用力臂。2.2 卫星姿态控制系统运动学模型我们讨论了卫星姿态运动学建模的主要应用，这里的卫星姿态模型不讨论造成运动的原因。但是，通过已知的模型分析和数学方程式的推导，使用欧拉角表达的运动学公式存在奇异性问题。为了避免奇点性问题，利用数学方法推导，得出相对应的描述姿态运动学方程。(1)欧拉角卫星运动学模型7欧拉角表达式： （2.6）其中依此类推，矩阵已经知道的情况下，欧拉角表示为： （2.7）其中，代表的和行列元素。用字母来表示卫星方向速度矢量23，以对地坐标系作为参考坐标系来进行计算。字母表示角速度行星运行轨迹的运动参考系相对于整体的相对位置的一个分量。旋转坐标系的运行轨迹相对于轨道的角速度表示为，其运动学方程可以有下面的公式表示： （2.8） （2.9） （2.10）或者（2.11）其中， （2.12） （2.13）小角度下可表示为： （2.14）由这个矩阵表达式，我们可以比较明确地看到，如果的结果为零的时候，也就是为90度的时候系统运动学模型就产生了干扰现象。所以，如果利用欧拉角来描述系统的在运动过程中的各种参数和轨迹。那么我们就必须至少组建两组
