[发明专利]一种基于PD控制律的航天器控制力矩计算系统

说明书

技术领域

本发明涉及航天器控制力矩计算系统。

背景技术

航天器在运行轨道上都是完成特定的任务，由于受到内外力矩的作用，其姿态总是在变化，因此必须对其进行运动控制，控制定律一般采用PD定律控制力矩，其数学形式为：航天器技术中最重要的问题之一就是航天器姿态确定和姿态控制。在太空中，航天器是在失重的环境下飞行，如果不对它进行姿态控制，它就会乱翻筋斗。航天器都有自己特定的任务，比如：通信卫星的天线需要始终对准地面目标区。因此，航天器的飞行姿态都有一定的要求。在传统姿态确定与控制系统的设计中，采用的是以星载计算机为载体，软件设计为主，硬件设计为辅的方法实现姿态控制。当软件系统出现故障时，硬件系统就可以使卫星保持正常姿态。但航天器姿态控制以软件设计为主的姿态控制力矩计算系统，存在姿态控制力矩的计算速度慢及精度低的问题。

发明内容

本发明的目的是为了解决现有航天器姿态控制以软件设计为主的姿态控制力矩计算系统存在速度慢及精度低的问题，提供一种基于PD控制律的航天器控制力矩计算系统。

一种基于PD控制律的航天器控制力矩计算系统，它包括Microblaze处理器，它还包括Reset全局控制信号输入寄存器、Kp输入寄存器、Kd输入寄存器、角度输入寄存器、标准角度输入寄存器、角速度输入寄存器、输入转换单元、输出转换单元、一号减法器、二号减法器、一号乘法器、二号乘法器、力矩Tk输出寄存器和标志信号Flag输出寄存器，该控制力矩计算系统采用FPGA外部输入时钟作为计算时钟；Microblaze处理器的输出数据的输出端连接在输入转换单元的输入端，输入转换单元的输出端同时连接在Kp输入寄存器的输入端、Kd输入寄存器的输入端、角度输入寄存器的输入端、标准角度输入寄存器的输入端和角速度输入寄存器的输入端，所述输入转换单元把单精度浮点数格式的参数转换成自定义32位浮点数格式；Microblaze处理器的全局控制信号的输出端连接在Reset全局控制信号输入寄存器的输入端，Reset全局控制信号输入寄存器的输出端同时连接在一号减法器的控制信号输入端、二号减法器的控制信号输入端、一号乘法器的控制信号输入端和二号乘法器的控制信号输入端，角度输入寄存器的输出端连接在一号减法器的负输入端，标准角度输入寄存器的输出端连接在一号减法器的正输入端，角速度输入寄存器的输出端连接在二号乘法器的一个输入端，Kd输入寄存器的输出端连接在二号乘法器的另一个输入端，Kp输入寄存器的输出端连接在一号乘法器的一个输入端，一号减法器的数据输出端连接在一号乘法器的另一个输入端，一号减法器的输出标志位flagl连接在一号乘法器的输入使能端，一号乘法器的数据输出端连接在二号减法器的正输入端，二号乘法器的输出端连接在二号减法器的负输入端，一号乘法器的的输出标志位flag3连接在二号减法器的一个输入使能端，二号乘法器的输出标志位flag2连接在二号减法器的另一个输入使能端，二号减法器的数据输出端连接在力矩Tk输出寄存器的输入端，二号减法器的输出标志位连接在标志信号Flag输出寄存器的输入使能端，标志信号Flag输出寄存器的输出标志位连接在Microblaze处理器的计算结束控制信号的输入端，力矩Tk输出寄存器的输出端连接在输出转换单元的输入端，所述输出转换单元把自定义32位浮点数格式的数值转换为单精度浮点数格式，输出转换单元的输出端连接在Microblaze处理器的力矩的输入端。

本发明采用VHDL实现基于PD姿态控制律的IP核，使姿态控制力矩的计算用FPGA实现，与软件编程计算力矩相比，计算速度至少提高10倍；以硬件处理来代替传统的软件处理方式，更快速的实现响应要求，达到控制目的。将此控制系统设计成IP核，进行参数可变的模块化设计，设计灵活易于改动，可以有效的进行移植和升级，可以使其他用户直接调用这些模块，以满足各种不同姿态控制要求，可以缩短研发周期和减少成本，容易根据需要进行升级，完成其他可用乘法及加(减)法完成的计算。并且采用自定义32位浮点数数据形式，与定点数相比，计算精度高，自定义一种数据形式，表示数据范围大，精度高，且易于标准单精度浮点数进行转换，设置了控制信号及标志信号，很好解决了硬件计算过程中时序控制及计算中间数据干扰问题。

附图说明

图1为本发明的组成结构示意图，图2为实施方式五所述输入数据转换流程框图，图3为实施方式六所述输出数据转换流程框图。

具体实施方式