一种基于PD控制律的姿态控制IP核及采用该IP核的卫星姿态控制力矩计算系统，涉及航天电子领域。本发明专利技术的目的是提供一种计算速度快、可重用性高的基于PD控制律的姿态控制IP核，以及采用该IP核的卫星姿态控制力矩计算系统。所述IP核采用FPGA外部输入时钟作为计算时钟，采用减法器将输入的参考姿态角θc与当前姿态角参数做差后输出给乘法器，该乘法器将该数据与比例系数KP相乘获得一个乘积；采用乘法器将姿态角速度ω与P微分系数KD相乘，获得的结果与前面的乘积采用减法器做差获得姿态力矩。本发明专利技术的控制力矩计算系统采用上述IP核实现力矩运算。本发明专利技术所述的IP核比现有采用软件方法的计算速度至少提高了5倍，且具有很好的可重复利用性。
【技术实现步骤摘要】
本专利技术涉及航天电子领域，尤其涉及一种卫星应用的、采用硬件描述语言实现的基于PD控制律的卫星姿态控制专用IP核及设计方法。
技术介绍
随着技术的发展，国内外将FPGA用于实现各种滤波算法和控制器已经有较多讨论，且FPGA在航天领域的应用也越来越多。大规模的基于SRAM的FPGA，同基于反熔丝的 FPGA—样，已经可以被应用于航天领域。建立基于FPGA的姿态控制系统，利用了 FPGA处理速度快，结构简单、轻便的优点，以硬件处理代替软件计算。既减轻了星载计算机的负担，又减少了姿态控制对星载计算机的依赖，为微小卫星的正常运行提供了保障。这将会是姿态控制技术一个重要的发展方向。PD控制算法是卫星姿态控制算法中最常用的算法，将其利用IP核实现，通过以 FPGA为载体的星载计算机片内总线连接CPU，可以协同星载计算机完成姿态控制算法的计算，从而减小星载计算机的负担，并提高姿态控制系统的性能。坐标系定义到控制算法设卫星的绝对角速度，即卫星本体相对于惯性空间的姿态角速度为ω ；轨道坐标系相对于地心惯性坐标系的角速度为Oci ；卫星本体相对于轨道坐标系的角速度为COb。；由角速度矢量的叠加性得ω = ω bo+ ω 0(1)其中ω。= τ, ωQ为航天器质心绕地心的轨道角速度。采用TX\顺序旋转的欧拉角参数来描述卫星本体坐标相对轨道坐标系的姿态，则姿态角速度ω在星体坐标系下的分量列阵可表示为 权利要求1.一种基于PD控制律的姿态控制IP核，其特征在于，所述姿态控制IP核包括两个减法器和两个乘法器，该姿态控制IP核采用FPGA外部输入时钟作为计算时钟；其中，第一减法器(11)的正输入端输入的参考姿态角θ。，该第一减法器(11)的负输入端输入当前姿态角参数，该第一减法器(11)的输出端输出数据给第一乘法器(12)，该第一乘法器(1 将该数据与PD控制算法中比例系数Kp相乘之后输出乘积结果数据给第二减法器(13)的正输入端；第二乘法器(14)将输入的姿态角速度ω参数与PD控制算法中的微分系数Kd相乘之后输出乘积结果给第二减法器(1 的负输入端，该第二减法器(1 输出结果即为控制力矩参数。2.如权利要求1所述的一种基于PD控制律的姿态控制IP核，其特征在于，所述姿态控制IP核的每个计算周期为5个时钟周期，具体过程为第一个时钟周期，将输入的参考姿态角θ。传给第一减法器(11)的正输入端，当前姿态角传给第一减法器(11)的负输入端，姿态角速度ω传给第二乘法器(14)的一个输入端；第二个时钟周期，第一减法器(11)和第二乘法器(14)分别完成减法和乘法运算；第三个时钟周期，第一乘法器(1 完成乘法运算，对第二乘法器(14)的结果进行一个周期的延时；第四个时钟周期，第二减法器(1 对第一乘法器(1 和第二乘法器(14)的结果进行减法运算；第五个时钟周期，将第二减法器(1 输出运算结果，完成计算。3.采用权利要求1所述一种基于PD控制律的姿态控制IP核的卫星姿态控制力矩计算系统，其特征在于，该系统包括处理器核(21)，用于通过外部总线读取用于计算姿态控制力矩所需的数据，所述数据包括参考姿态角θ。、卫星当前姿态角θ和角速度，并将所述数据写入数据获取寄存器；还用于通过片内总线从数据输出寄存器中读取姿态控制力矩数据并输出给外部数据总线；数据获取寄存器单元(22)，用于存储用于计算姿态控制力矩的参数信息，所属参数信息为32位浮点数格式；数据类型转换单元(23)，用于读取数据获取寄存器中的32位浮点数格式的参数信息， 并将所述32位浮点数格式的参数转换成定点数格式的数据；还用于将姿态控制计算单元 (24)发送的定点数格式的姿态控制力矩参数转换为32位浮点数格式，并将转换后的数据存储至数据输出寄存器；数据输出寄存器单元(25)，用于存储数据类型转换单元发送的32位浮点数格式的姿态控制力矩参数；姿态控制计算单元04)包括基于PD控制律的姿态控制IP核，该姿态控制计算单元 (24)用于从数据类型转换单元03)中读取计算需要的定点数格式的数据，并将所述数据发送给基于PD控制律的姿态控制IP核，还用于将所述基于PD控制律的姿态控制IP核输出的姿态控制力矩参数发送给数据类型转换单元03)。4.如权利要求3所述的一种基于PD控制律的姿态控制IP核的卫星姿态控制力矩计算系统，其特征在于，所述数据获取寄存器单元0 由3个输入寄存器组成；输出数据寄存器单元由1个输出寄存器组成。5.如权利要求3—种基于PD控制律的姿态控制IP核的卫星姿态控制力矩计算系统， 其特征在于，所述数据类型转换单元将所述32位浮点数格式的参数转换成定点数格式的数据，是指将32位单精度浮点数格式的数据转换到18_16位定点数格式的数据，具体过程为分别取32位浮点数的符号位、偏置指数位和尾数位；将尾数第M位写为1;如果最高位为0，则按如下方法执行首先将偏置指数位的数值减去127作为实际数的指数值；然后将23位尾数的第M位写为1后得到24_23 (24位其中23位小数)的定点数形式；最后按照实际指数的数值，将小数点左移或右移相应的位数，得到18位定点数的低17位；最终将第18位写为0得到18_16位定点数；如果最高位为1，则按如下方法执行首先将偏置指数位的数值减去127作为实际数的指数；然后将23位尾数的第M位写为1后再按位取反加1，得到尾数的补码形式；最后按照实际指数的数值，将小数点左移或右移相应的位数，得到18位定点数的低17位；最终将第18位写为1得到18_16位定点数。6.如权利要求3—种基于PD控制律的姿态控制IP核的卫星姿态控制力矩计算系统， 其特征在于，数据类型转换单元将定点数格式的姿态控制力矩参数转换为32位浮点数格式，是指将20_16位定点数格式的数据转换成32位浮点数格式的数据，具体过程为获得定点数的最高位； 如果最高位为1，则进行如下操作 将低19位减1后按位取反，得到新的小数； 如果最高位为0，则将原数作为新的小数；除符号位以外，按从高位到低位的顺序找出第一个数据位为1的位，并计算出相应的指数大小；然后将指数加上1 后写入浮点数的23到30位，将移位后的小数从高位到低位写入 0至Ij 22位；最后将定点数的最高位写入32位浮点数的最高位，至此得到了 32位浮点数的表示形式。全文摘要一种基于PD控制律的姿态控制IP核及采用该IP核的卫星姿态控制力矩计算系统，涉及航天电子领域。本专利技术的目的是提供一种计算速度快、可重用性高的基于PD控制律的姿态控制IP核，以及采用该IP核的卫星姿态控制力矩计算系统。所述IP核采用FPGA外部输入时钟作为计算时钟，采用减法器将输入的参考姿态角θc与当前姿态角参数做差后输出给乘法器，该乘法器将该数据与比例系数KP相乘获得一个乘积；采用乘法器将姿态角速度ω与P微分系数KD相乘，获得的结果与前面的乘积采用减法器做差获得姿态力矩。本专利技术的控制力矩计算系统采用上述IP核实现力矩运算。本专利技术所述的IP核比现有采用软件方法的计算速度至少提高了5倍，且具有很好的可重复利用性。文档编号G05D1/08GK102346486SQ20111014148公开日2012年2月8日 申请日期2011年5月27日 优先权日2011年5月27日专利技术者于文进, 兰盛本文档来自技高网...
【技术保护点】
１．一种基于ＰＤ控制律的姿态控制ＩＰ核，其特征在于，所述姿态控制ＩＰ核包括两个减法器和两个乘法器，该姿态控制ＩＰ核采用ＦＰＧＡ外部输入时钟作为计算时钟；其中，第一减法器（１１）的正输入端输入的参考姿态角θｃ，该第一减法器（１１）的负输入端输入当前姿态角参数，该第一减法器（１１）的输出端输出数据给第一乘法器（１２），该第一乘法器（１２）将该数据与ＰＤ控制算法中比例系数ＫＰ相乘之后输出乘积结果数据给第二减法器（１３）的正输入端；第二乘法器（１４）将输入的姿态角速度ω参数与ＰＤ控制算法中的微分系数ＫＤ相乘之后输出乘积结果给第二减法器（１３）的负输入端，该第二减法器（１３）输出结果即为控制力矩参数。
【技术特征摘要】
【专利技术属性】
技术研发人员：张相宇，张志刚，于文进，兰盛昌，张锦绣，曹喜滨，林晓辉，潘瑞，马玉海，
申请(专利权)人：哈尔滨工业大学，
类型：发明
国别省市：93
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