TW442425B - State control device of moving body and its state control method - Google Patents
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Description
442425 五、發明說明（1) 發明所屬技術領域 本發明是關於一種移動物體之狀態控制裝置及其狀態 控制方法，特別是關於一種在宇宙飛行體内之移動物體之 狀態控制裝置，及其狀態控制方法。 - 習知技術之說明 習用上，對於包含宇宙飛行體之移動物體，其中如其 ’ 姿勢控制等之狀態控制系統，已有許多方法被提出。 ： 然而，近年來對於宇宙飛行體如人造衛星等之搭載任 務所需之準確度的要求，越來越嚴格，因此，即需要提升 i 下列之性能。 1 ) 提升衛星的目標姿勢值之姿勢控制精確性（減少誤 _ 差之絕對值） 2) 提升衛星的目標姿勢值之姿勢穩定度（抑制在低頻 下之速率的變動，即實現在有干擾時衛星仍維持平穩）。 3) 提升對衛星目標姿勢值之回應。 4) 提供一高.導向能力之衛星構造，其具備柔性之大 型太陽電池葉片、大角動量之驅動天線或其他描準裝置。 5 ) 減短調整時間，並藉由將包含上述干擾源之子系 統的界面盡量簡單化，俾使提升設計之效率。 6) 關於上述之第5點，另將依通常執行之天線的驅動 信號（角度/角速度等），藉姿勢控制系統之前饋系統無法 移除之姿勢誤差的移除予以促進。 p 同時，如圊7所示之習知宇宙飛行趙内的一般姿勢控 一 制系統，宇宙飛行體1之旋轉角度資訊、旋轉角速度資訊 1IHII 1^^ 第6頁 4 4 2 4 2 5 五、發明說明（2) 等是由宇宙飛行體1固有的衛星導航動力機構2輸出到宇 宙飛行體1 ，並由姿勢感測器3所偵測出’此資訊輸入到 姿勢控制系統4以執行例如P I D (比例、積分、微分）控 制，P I D控制系統4產生一驅動反動輪等之控制指令，藉 此以將反動輪旋轉預設之量。藉此，而控制宇宙飛行體1 之姿勢。 · 在如此之情形下，由於會有許多不同之干擾加到宇宙 ： 飛行體1 ，因此在構造控制系統時，通常即預設所將受到 之干擾量。 * 例如，在日本特開第J P - A - 8 - 1 8 8 1 9 9揭露了安裝推測 干擾移除信號產生裝置6之技術，在此中加到衛星主體之 一 干擾量係事先加以預測，並且產生用於移除干擾雜訊之干 擾移除信號、估計干擾移除信號，以及由姿勢控制系統所 產生之姿勢控制信號。 此時，根據如此之宇宙飛行體的姿勢控制系統，由於 其大大的受到騷動系統之參數精確性的影響，如質量特 性、角度偵測準確度、角速度之計算準確度、角加速度之 計算準確度、通信延遲、以及隨著不同電腦之間的非同步 處理等發生之通信時間之抖震成分，因此對於建構高精密 度的姿勢控制系統有很大的限制》 例如日本特開平第3-125699號公報中所揭露之方法， 在一宇宙飛行體中的姿勢控制中，使用一前饋補償信號，p" 並由此信號十移除高頻率成分》 ‘ 如上之公開例，在執行前饋之計算時，當從一準微分
第7頁 ，.4 424 2 5 五、發明說明（3) 值（差分）所得到之角速度’係從在一控制期間之驅動系統 的角度資訊與肖動量或更高階之角加速度所計算得到時’ 則藉由低通濾波器而從驅動系統所獲得之角速度的時序資 料，會受到調勻化以移除雜訊成分，而且低頻成分會受到 分離。 因此，根據上述之公開例’雖然消除了某些程度之由 計算準微分值所引起的雜訊成分’但低通濾波器之時間常 數所造成之延遲’犧牲了在前饋控制t「同時與驅動程式 一起增加具有反向相之補償力矩」此項最重要的功能，並 且在提升姿勢控制或姿勢穩定之準確度時對上述之值的要 求愈加嚴格，似乎造成了限制。 再者，在欲改良準確度時，用於姿勢系統之一電腦與 用於發射堪動系統之電聪需同時計算，並需進行通信岔斷 處理’或媒動系統之質量特性的公差規定需要規定為最極 限，以大幅提升性能、調整時間及設計成本。 換言之，雖然自身之干擾無法實際的測量，因此，此 干擾需以一些方法測量’當此測量需要很準確時，系統本 身即變成更複雜，因此增加了成本，並且，在宇宙飛行體 1中配有的複數個電腦彼此同步操作，因此，干擾資訊之 理時間需加以吻合，如此使得此系統更加複雜。 陽 除此之外，在最荀〜之宇宙飛行體1中，當天線8或一太 生Z池板7之結構為大型尺寸且使用一柔性構造時，即發 池板天線所引起之天線操作干擾’並增加了天線或太陽電 之動作與震動，以及呈現低頻現象，因此，因加諸於
第8頁 4424 2 5 五、發明說明（4) 宇宙飛行體1之反應亦即干擾即變為強大。 所以’為了對抗此反應的姿勢控制，習知之姿勢控制 系統即增加了成本並複雜化，使得準確的控制成為一大難 題。 除此之外’於日本特開昭62-125998號公報中敘述了 一種宇宙飛行體之姿勢控制方法，其中在一習知封閉迴路 控制中安裝了 一回饋信號儲存單元，回饋信號的改變是儲 存在儲存單元，並且決定誤差補償指令，俾使姿勢誤差依 資料而降低，日本特開平第8-282598揭露了在一人工衛g 的姿勢控制裝置中’所安裝之扭矩補償裝置的技術， 產生取消一致動裝置之角動量所需之扭矩，並且驅動控制 裝置之結構，係使一可動單元之驅動是在扭矩之產 Z 之，然而’這些技術仍無法解決上述之問題。 ’一 發明之概沭 因此，本發明的目的之一 制裝置以及姿勢控制方法，以 以簡易的結構，輕鬆準確的為 為媒動干擾源做補償。 為提供一成本低廉之姿勢控 改良上述習知技術缺點，並 干擾做補償，卻無需嚴格的- 本發明採用下述之技術架構以欲達成上述之目的β 根據本發明的第一實施態樣，其提供一移動物體之狀 態控制裝置，其包含一移動物體固有之導航動力機構，其 考量如干援扭矩等之外部雜訊；一致動裝署，用於躁動導 航動力機構；第一控制裝置，用於輪出致動裝置之驅動的 控制信號’以回應由導航動力機構所輸出之預設第一輸出
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信號；加法裝置，用於將一個外部雜訊估計值加到由第一 控制裝置所輸出之控制信號’俾使在回饋控制時輪出控制 致動裝置之控制信號，以回應外部雜訊；其更包含第二控 制裝置，用於依據由導航動力機構所輸出之預設第二值而 輸出外部雜訊之估計值的誤差量，其中由第二控制裝置所 輸出的外部雜訊之估計值的誤差量是輸入到加法裝置。 根據本發明之第二實施態樣，其提供了一移動物體之 狀態控制方法，其包含移動物體固有之導航動力機構，用 於考慮外部雜訊；用於騍動導航動力機構之致動裝置；第 ？ 一控制裝置’用於輸出驅動致動裝置之控制信號，以回應 由導航動力機構所輸出之預設第一輸出信號；加法裝置，、 用於將一個外部雜訊估計值加到由第一控制裝置所輸出之 、 控制信號，俾使在回饋控制時輸出控制致動裝置之控制信 號，以回應外部雜訊；其更包含第二控制裝置，其包含如 下步驟：在第二控制裝置中依據由導航動力機構所輸出之 預設第二信號而輸出外部雜訊‘之估計值的誤差量；輸入外 部雜訊之估計值的誤差量到加法裝置，並輸出致動裝置控 制信號’用於補償由加法裝置中之外部雜訊之估計值的誤 差量。 本發明之移動物體的狀態控制裝置及其狀態控制方法 是採用上述之技術架構，因此，即可預測加諸於宇宙飛行 體1之干擾’並且即時將必要的干擾補償資料傳至致動裝〜 置’以此種手段即可達成減縮移動物體之狀態控制裝置的· 設計與發展之時間，並實現高準確度以及低成本之目標。
第10頁 442425 五、發明說明（6) 圖示說明 圖1係根據本發明之一特定實施例之移動物體的狀態 控制裝置結構方塊圖。 圖2以更詳細之結構方塊圖顯示圖1中之根據本發明特 定實施例之移動物體的狀態控制裝置。 圖3為根據本發明之控制方法的原理圊。 ‘ 圖4 ( A )到圖4 ( E )係顯示根據本發明之移動物體之狀態f-控制方法的效果圖。 圖5為本發明之移動物體之狀態控制方法與習知例之 ； 比較。 圖6 ( A )到6 ( C ) 係根據本發明之移動物體之狀態控制 _ 方法的效果圊。 圈7為顯示依據一特定習知例的移動物體控制裝置方 塊圖。 符號說明 1~宇宙飛行體、移動物體、衛星 2〜導航動力機構 3〜姿勢感測器 破 4〜第一控制裝置（系統）、<姿勢控制系統 5〜致動裝置 6〜前饋估計電路 7 -太陽電池電板 p 8 ~天線 9〜第二控制裝置
第11頁 442425 五、發明說明（7) 1 0〜加法裝置 2 1〜陀螺儀組 2 2 ~姿勢感測器 2 3〜姿勢決定系統 較佳實施例之說明 接著，將參照附圖詳細說明本發明之特定實施例的移 ’ 動物體之狀態控制裝置結構以及移動物體之狀態控制方 f 法。 再者，雖然本發明將以宇宙飛行體為例說明在一移動 ？ 物體内之狀態控制裝置20，但根據本發明之移動物體並非 限定於宇宙飛行體，其可使用於柱何移動物體之姿勢控 制。 圖1為根據本發明一特定實施例之移動物體的狀態控 制20之結構方塊圖。此囷中，移動物體之狀態控制20是由 下列部件所構成：移動物體固有的導航動力機構2，用於 考量外部雜訊；致動裝置5，用於驅動導航動力機構2 ;第 一控制裝置4，用於輸出致動裝置之驅動的控制信號，以 回應由導航動力機構2經由姿勢感測器3所輸出之預設第 一輸出信號01 ;以及加法裝置10，用於將一外部雜訊估計 值q與由第一控制裝置4所輸出之控制信號相加，以輸出一 控制信號u，藉此在前饋控制時輸出控制致動裝置5，以回 應外部雜訊。根據本發明，狀態控制2 0更包含第二控制裝 — 置9，用於依據經由姿勢感測器3由導航動力機構2所輸出‘ 之預設第二信號02而輸出外部雜訊之估計值的誤差量，其
第12頁 442425 五、發明說^ 中由第二控制裝 量是輸入置9所輸出的該外部雜訊之估計 」八到加法裝置10。 了值的誤差 係依賴1述之知技術不同之處’在柃習知枯 採取之習知=i t前饋系統來達成姿勢準確度，例&技術 (角度或角速度資料等巧構ί干擾之-媒動側之輪出ΐ料所 資料的情;兄下逐斷ϊ:逐
目標，與奥動 擾扭矩補償器移除之誤差的誤差量）A 如統的控制迴路來補償。 干擾 相較，不但可大明所建立之一系統’與習知系統 的次回dλ之姿勢變動朝目標姿勢(=。）收斂 置dii第一控制裝置4)平行安裝，且由第-控制： 致動据控制裝置9之輸出是輸出到構成宇宙飛行體1之 双助裝置的反動輪5。 之 在此情形中’前饋信號視不同之情況，可加到第— 制農置4以及第二控制裝置9，或根本不加到這些裝置役 當前饋信號加到上述之裝置中時，次回饋迴路即為前 號之剩餘部分做補償’而當前饋信號未加到上述之裝 ^ 時’其則為主要回讀迴路之剩餘部分做補償。 节
442425 五、發明說明（9) 詳言之，根據本發明，藉由加入回销迴路，也就是所 謂的第二控制裝置9，即可加上用於使目標姿勢（ = 〇)及所 觀察之姿勢之間的差異為〇的補償扭矩，並且習知技術中 因前饋控制之誤差所引起之姿勢變動或柔性附屬物所引起 之振動振幅問題，本發明較諸於習知技術只有前饋控制的 姿勢控制系統可將其抑制的更為低，並且也更快速的收 斂。 因此，本發明之特徵係為了改善上述情形，並不特別 強調前饋控制之準確度，但本發明之主要原理是在於以一 次迴路控制系統，也就是第二控制裝置9來積極移除由前 馈控制所無法移除之干擾，因此，即可大幅減少對於驅動 系統側之公差要求以及與通信時間同步之要求。 圖2為一方塊圖，其更詳細的解釋顯示於圖1申根據本 發明之移動物體的狀態控制20之結構，並且本發明所使用 之導航動力機構2的結構在圖2中係以虛線表示。 這樣的一個結構乃是相當平常。 再者，本發明中之第二控制裝置9最好使用由加法裝 置1 0所輸出之值為回饋值，以計算外部雜訊之預測值的誤 差量值。 再者，本發明之由導航動力機構2輸出並輸入到第一 控置裝置4的預設第一輸出信號01最好為移動物體1之旋 轉角度資訊估計值乡口㊀口 hat )，而由導航動力機構2輸出而 ，輸入到第二控制裝置9的預設第二輸出信號02最好為移動 物體1之角加速度資訊的估計值（0的微分值hat( 0dot 第14頁 4424 2 5 五、發明說明（10) hat) 包括 存在 時， 衛星 矩， 擾。 為移 動物 天線 代表 勢決 器22 準裝 者， 又，根據本發明，移動物體1代表所有之移動物體’ 一宇宙飛行體。 再者，如上所述，關於移動物體1所受之干擾，雖然 有各種類之雜訊，特別當移動物體1為一衛星之情形 本發明適用於處理如下的情形：搭載於該衛星而與該 獨立被驅動的子系統，對於該衛星所引起之反應扭 或者因為柔性結構如天線或太陽電池板片等所致之干 係 分 部 要 主 之 控 態 狀 的 體 物 〇 00 移t參 d控 之L中 明K文 發V 本之在 ，體將 者物著 再動接 移 之 明 發 本 據 根 明 說 細 詳 更 2 圖 照 裝 制 控 態 狀 的2 體圖 中 裝 致 在 如 由 加 施 間 之 2 。構 作機 操力 與動 構航 結導 之與 0 5 2置 置 具 及 著 。顯 ο最 d 擾中 干擾 動干 驅在 之外 出及 傳在 所内 統之 系星 向衛 導到 之加 等施 機是 影do 揭捐 、干 有 具 ο 2 控 態 。狀 值的 定體 特物 一動 出移 量之 測明 法發 無本 其據 但根 V. ， 的時 i±此 3於 2 ^ 統用 系及 定以 置又 2 ， 構 所 據 根 偵：：本 偵 JH. 於率 用速 由勢 係姿 其測 衛 測 感 勢 度 速 角 基 性 慣 姿C 的組 度儀 角螺 勢陀 姿的 星 成 兩 述 上 要 需 定 非 並 統 系 定 決 勢 姿 明 發 控 一 第 到 出 輸 所 3 2 統 〇系 量定 測決 法勢 方姿 之由 何別 任特 以， 可明 率發 速本 勢據 姿根 姿測
第15頁 442425 五、發明說明（11) 制裝置4者為第一輸出信號01及第二輸出信號0 2，第一輸 出信號01為移動物體1之旋轉角度資訊之估計值扣What) ，其係依據由導航動力機構2所輸出之角度資訊所決定， 而第二輸出信號02則為移動物體1之角加速度資訊之估計 值（0的微分值hat ( Θ dot hat)，其系依據由導航動力機 構2所輸出之角加速度所決定《 上述之衛星1的姿勢角度資訊與姿勢速率（角速度）是 由導航動力機構2以眾所周知之方法輸出。又，根據本發 明之移動物體的狀態控制裝置20，其具有一主要迴路控制 裝置系統，即第一控制裝置4，用於計算係為姿勢角度資 訊之第一輸出信號01所輸出之控制輸出，另具有一次迴路 控制系統，即第二控制裝置9，用於以係為姿勢速率資訊 的第二輸出信號02補強主要迴路控制系統，另外還具有反 動輪（reaction wheel)，及致動裝置5，其用於實際產生 控制扭矩。 因此’根據本發明之移動物體的狀態控制裝置20 ’第 一控制裝置4之功能為執行正常pid補償控制，而在另外分 別安裝之第二控制裝置中，一干擾之估計值並非視為完全 正確值，並且藉由預設功能，計算與干擾估計值之誤差量 相應對之估計值，此值是使用為一資料，用於補償干擾之 估計值的誤差量· 在以往，如上所述，通常「開迴路前饋補償」之執 行’即為驅動干擾之補償β 根據此一系统’姿勢控制裝置由通信接收到一驅動系
4424 2 5 五、發明說明（12) 統的偵測信號，例如’藉由一編碼器或一解析器 (r e s ο 1 v e r )所接收到的偵測值；由此事先被互連之驅動系 統之慣性矩、質量、及重心位置計算由驅動系統所引起的 角動量或扭矩；並將與其符號相反的角動量或扭矩加算到 此控制裝置之一輸出或一反動輪之驅動器。由於仍無法解 決上述之問題，習知系統仍非最佳選擇。 下文中將顯示根據本發明之移動物體的狀態控制裝置 所使用的控制方法之程序及其算法。 本發明之姿勢控制裝置的一輸出指令值（反動輪扭轉 指令）是由符號u代表。 再者，當由第一控制裝置4所輸出之一輸出信號是由 符號Gl(s)為代表，輸出信號Gl(s)是顯示於下列之方程式 中 〇 [方程式1 ]
Gl(s) -,Kt ' θ kp +—Kd A __ S θ ⑴ 又，方程式（1)為一眾所週知的函數，符號[(代表適當 的係數，符號s則代表拉普拉斯變換操作（Laplace transformation operator) ° 並且，本發明之由第二控制裝置9所輸出之一輸出信 號是以符號G2(s)代表，輸出信號G2(s)是由下列方程式表 示0
第17頁 4424 2 5 五、發明說明（13) [方程式2 ] G2⑴ αβγ
{s-a){s- P){s-y) - 广1〕 Θ — ——/(5 1 _ U (2) 再者，方程式（2)中的右式左端顯示一低通濾波器之 函數，而符號α 、/5 、τ則代表適當之常數。 因此，為了方便起見，此方程式只代表一般第三級之 低通渡波器，任何的低通遽波器皆可被使用。 再者，方程式（2)中的符號W代表一轉變函數，如下之 方程式（3)所顯示，此反動輪之一輸出Tw因反動輪之時間 常數而延遲，以因應控制裝置之輸出指令u » 又，方程式（2)中之符號IS代表包含宇宙飛行體之移 動物體1的慣性矩。 此外，如上所述，方程式（2 )為一特別為本發明所設 定之控制函數。 [方程式3 ] W(s)
T (3) 由方程式（2 )中可明白，根據本發明，在次迴路回饋 系統中，亦即第二控制裝置9 ，其使用本身之輸出作為其 輸入，藉使用如此之控制資料，如方程式（4 )所顯示，施 加於反動輪後部（姿勢系統動力機構之前部）的干擾（另一 個驅動系統干擾+ 葉片振盪干擾等）之估計值的誤差（q
第18頁 442 4 2 5 五'發明說明（14) h a t )，亦即對於干擾q之補償扭矩是以控制輸出u、衛星之 慣性矩（I S )以及所偵測速率之估計值（Θ d 〇 t h a t )所估計 而來。 [方程式4 ] q = μ- (fws + (4) 因此，本發明之特徵為：藉使用已知之資訊，計算使 用於第二控制裝置中的干擾估計值之誤差量值。換言之， 其無需增加另一個感測器。並且，方程式中之第二項實質 上與干擾之估計值相等。 根據本發明，上述之方程式（4)被乘以低通濾波器（以 方程式（2)中之右侧的第一項表示之係數）使其適當化 (proper)，其乘積之負值再乘以反動輪之逆模型（reverse m 〇 d e 1 )，所得出之乘積再加到主要迴路回饋系統亦即第一 控制裝置4，以作為用於抵消干擾的扭矩。 低通濾波器不會造成使此系統之回應減慢的影響，並 且具有規定達於次前饋迴路亦即第二控制裝置9之頻率範 圍之意義。 藉此，本發明之次前饋群可以抑制在習知上對衛星之 移動有重大負面影響的干擾，此千擾具有大絕對值及低頻 率，並同時可抑制大型柔性振動之葉片等。 ' 如上所述之本發明的移動物體狀態控制方法之原理係-概括於圖3。
第19頁 灰 4424 2 5 五、發明說明（15) 圖4 ( A )到4 ( E )顯示使用本發明之移動物體的狀態控制 方法時，干擾之估計值的誤差量可被有效率及正確移除之 程序。 換言之，圖4(A)中之圖a顯示加諸於移動物體1之姿勢 系統的實際干擾扭矩q的改變，而圖b則顯示由習知前饋估 計電路6令所計算出之前饋扭矩F(所估計之干擾鈕矩）。 圖4(B)中之圖c顯示加諸於移動物體1之實際干擾q減 去以習知前饋計算所估計出之干擾F，即可得出A q ( △ q = q - F ) 0 再者，圖4(C)表示由誤差△(!所引起之角速度（edot h a t )亦即速率變動的圖形，其顯示殘餘部分劣化系統之精 確性。 又，圖4 ( D )顯示根據本發明與以方程式（4 )所計算出 之干擾的估計值之誤差相對應的殘餘補正扭矩（q hat) 圖。 將圖4(D)之e圖與圖4(B)之c圖相較，兩者之精確性非 常一致。 此外，圖4(E)顯示藉使用圖4(D)之圖e，由顯示於圖2 之本發明一移動物體之狀態控制裝置2 0於執行控制操時所 得之結果而產生的姿勢速率改變圖，即藉使用與干擾之估 計值的誤差量相對應之補償資料的處理結果。 如圖4 ( E )可得知，藉使用本發明之移動物體的狀態控 制方法，移動物體1之姿勢可以在干擾情況中非常準確的 加以控制。
第20頁 ^»424ae 五、發明說明（16) 本發明之移動物體之狀態控制裝置2 0以及移動物體的 狀態控制方法係採用上述之技術架構。因此，藉由加入與 因驅動系統或柔性結構所引起之干擾q等價且相反的補償 扭矩，使得方程式（4 )中之補償扭矩（q h a t )即時加入到致 動裝置，此方法與只有單純前饋處理相較，即可得到沒有 時間延遲的補償，並可大幅提升控制精確性及姿勢穩定 性。 又，於本發明中，並不須要為了提升精確性之前提， 而綿密地掌握驅動系統之參數及通訊同步等之界面。 此外，依本發明之移動物體的狀態控制裝置2 0之效 果，係藉由從封閉迴路中之干擾到姿勢誤差之誤差特性加 以表現，而很容易瞭解。 圖5將使用本發明移動物體的狀態控制裝置所顯現出 之移動物體之狀態控制的實際狀態與習知方法相比較。在 此圖中，圖F為顯示本發明抑制干擾之效果，而圖G為顯示 使用習知之移動物體的狀態控制裝置，以及使用P I D控制 及前饋控制時（補償精確性9 (] % )，抑制姿勢誤差之干擾的 效果。 再者，只能使用姿勢速率的檢測值以及在一取樣操作 前之控制系統的輸出，如此不會造成電腦之計算負荷。 此外，圖5中之縱座標代表對應於距離大小的姿勢誤 差角度，而橫座標代表加諸於移動物體的干擾頻率。 換言之，如圖5所示，當本發明較諸於習知例，當兩 者受到相同之干擾量時，在對於姿勢精確性最重要之頻率
第21頁 4424 2 5 五、發明說明（17) 0 . 0 0 1到0 . 1 Η z中，本發明之精球性可減少至習知例的 1 / 1 0 到 1 / 1 0 0。 又，關於在低頻率之葉片等的柔性結構之干擾，由 0 . 1到1 Η Ζ之範圍即可達成較習知例良好之控制效果。 _ 亦即，吾人發現：藉由本發明之裝置，可大幅改善與 姿勢系統控制帶域相等或以下之低區的誤差特性，並且消 ’ 除在較高頻率時之柔性葉片模式之峰值。藉此，即使驅動 ； 系統是在操作中，仍可使由前饋控制之殘餘所引起姿勢變 動減到最小，並可同時實現對於葉片等柔性結構之固有頻 ： 率變化之強韌特性。 圖6(A)到6(C)顯示控制精確性之提升以及姿勢穩定度 之提升的分析結果。 換言之，圖6(A)顯示加諸於移動物體1之驅動系統的 操作角度之一例，而圖6 ( Β )顯示當圖6 ( A )中之驅動控制信 號施加到移動物體1時由移動物體之狀態控制系統所引起 之姿勢控制誤差信號（角度）。圖Η顯示在習知控制方法中 只使用前饋處理時所提供之姿勢誤差，圖I為顯示根據本 發明之移動物體的狀態控制系統所提供之姿勢誤差。 如這些圖所示，較諸於習知例，根據本發明之移動物 體的狀態控制系統明顯的減少了姿勢誤差信號。結果，如 圖6(C)所示，施加於致動裝置之反動輪扭矩指令之結構是 使得在即將驅動移動物體1之前，施加與移動物體之旋轉 y 方向相反之扭矩，並且在移動物體1即將停止旋轉之前， · 施加與其旋轉方向相反的扭矩。
第22頁 442425 五、發明說明（18) 換言之，致動裴置並不特別需要的急峻的動作，與習 知上相當的致動裝置（在此例中為反動輪）即已足^ 因此，根據本發明即可準確的執行内含干擾之移動物 體的姿勢控制。
第23頁
Claims (1)
- 4424 2 5 六、申請專利範圍 1. 一移動物體之狀態控制裝置，包含： 該移動物體固有之一導航動力機構’用於將外部雜訊併入 考量； • 一致動裝置，用於驅動該導航動力機構； 第一控制裝置，用於輸出該致動裝置之驅動的控制信 號，以回應由該導航動力機構所輸出之預設第一輸出信 號；以及 加法裝置，藉由將一外部雜訊估計值加到由該第一控 制裝置所輸出之控制信號之方式，以回應外部雜訊而在前 饋控制中輸出一控制信號以控制該致動裝置； 其更包含： 第二控制裝置，用於依據在該第二控制裝置中由該導 航動力機構所輸出之預設第二值，而輸出外部雜訊之估計 值的誤差量； 其中由該第二控制裝置所輸出的外部雜訊之估計值的 誤差量是輸入到該加法裝置。 2. 根據申請專利範圍第1項之移動物體的狀態控制 裝置，其中該第二控制裝置在計算外部雜訊之估計值的誤 差量時，係使用由加法裝置之一輸出值作為回饋值。 3. 根據申請專利範圍第1或2項之移動物體的狀態控 制裝置，其中由該導航動力機構所輸出並輸入到該第一控 制裝置之該預設第一輸出值，係為該移動物體之角度資訊 的估計值；而由該導航動力機構所輸出並輸入到該第二控 制裝置之該預設第二輸出信號，則為該移動物體之角加速第24頁 相 2425 六、申請專利範圍 度資訊的估計值。 4. 如申請專利範圍第1或2項之移動物體的狀態控制 裝置，其中該移動物體為宇宙飛行體。 5. 如申請專利範圍第1或2項之移動物體的狀態控制 裝置，其中該外部雜訊主要由一柔性結構所引起。 6. 如申請專利範圍第5項中之移動物體的狀態控制 裝置，其中該柔性結構為一天線或一電池葉片。 7. 如申請專利範圍第6項之移動物體的狀態控制裝 置，其中該移動物體的狀態控制係為移動物體的姿勢控 制。 . ' 8. 一移動物體之狀態控制方法，該移動物體包含： 該移動物體固有之一導航動力機構，用於將外部雜訊併入 考量；致動裝置，用於驅動導航動力機構；第一控制裝 置，用於輸出該致動裝置之驅動的控制信號，以回應由該 導航動力機構所輸出之預設第一輸出信號；及加法裝置， 藉由將一外部雜訊估計值加到由該第一控制裝置所輸出之 控制信號之方式，以回應外部雜訊而在前饋控制中輸出一 控制信號以控制該致動裝置；更包含第二控制裝置； _該狀態控制方法包含： 於該第二控制裝置中，依據由導航動力機構所輸出之 預設第二信號而輸出一外部雜訊之估計值的誤差量； 輸入外部雜訊之估計值的誤差量到加法裝置；以及 、 輸出一致動裝置控制信號，用於補償加法裝置中之外-部雜訊之估計值的誤差量。第25頁 442425 六、申請專利範圍 9 . 如申請專利範圍第8項中之移動物體的狀態控制 裝置，其中該第二控制裝置將由導航動所輸出之預設第二 信號以及由加法裝置的一輸出值兩者作為輸入’而計算出 外部雜訊之估計值的誤差量。 . 10. —移動物體之狀態控制方法，該移動物體包含： 該移動物體固有之一導航動力機構’用於將外部雜訊併入 _ 考量；致動裝置，用於驅動導航動力機構；第一控制裝 置，用於輸出該致動裝置之驅動的控制信號，以回應由該 導航動力機構所輸出之預設第一輸出信號；及加法裝置， 藉由將一外部雜訊估計值加到由該第一控制裝置所輸出之 控制信號之方式，以回應外部雜訊而在前饋控制中輸出一 控制信號以控制該致動裝置；更包含第二控制裝置； 該狀態控制方法包含： 第一步驟，於該第二控制裝置中，輸入由該導航動力 機構所輸出之預設第二信號； 第二步驟，輸入由該加法裝置而得之輸出值； 第三步驟，使用一預設功能來計算外部雜訊之估計值 的誤差量值；及 第四步驟，將所計算出之該外部雜訊之估計值的誤差 量值施於該加法裝置。 11. 如申請專利範圍第8到10項中任一項之移動物體 的狀態控制方法，其中由該導航動力機構所輸出而輸入到、 該第一控制裝置之該預設第一輸出信號，係為該移動物體· 之角度資訊的估計值，而由該導航動力機構所輸出而輸入第26頁 442425 六、申請專利範圍 到該第二控制裝置之該預設第二輸出信號，則為該移動物 體之角加速度資訊的估計值。 12. 如申請專利範圍第8到1 0項中任一項之移動物體 的狀態控制方法，其中該移動物體為一宇宙飛行體。第27頁
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