[发明专利]一种控制方法和装置

说明书

本发明公开了一种控制方法，该方法包括：获取初始化参数和控制器参数；根据所述初始化参数和控制器参数按照预设的反馈控制律计算三对导体球的充电量；根据所述三对导体球的充电量计算所述航天器的角速度，如果所述航天器的角速度的控制性能不能满足预设性能指标；则调整所述控制器参数，直到所述航天器的角速度满足预设性能指标；按照所述航天器的角速度的控制性能满足预设性能指标时所对应的三对导体球的充电量给导体球充电。本发明还公开了一种控制装置。本发明提供的方法和装置解决了洛伦兹航天器姿轨运动耦合问题以及欠驱动条件下的航天器消旋控制问题。

技术领域

本发明涉及自动控制技术领域，尤其涉及自动控制技术领域中一种控制方法。

背景技术

洛伦兹航天器是一种新概念航天器。航天器三个惯量主轴方向都有一根刚性连杆，连杆两端对称安装一对可表面带电的导体球。当导体球在地磁场中运动时，受到洛伦兹力的作用。由于导体球的质心与航天器的质心不重合，作用于导体球质心的洛伦兹力将在航天器质心处产生洛伦兹力矩。该洛伦兹力矩可以用来进行航天器姿态控制。根据洛伦兹力的产生机理，在每个瞬时，洛伦兹力作用方向始终与当地磁场以及航天器和当地磁场的相对速度方向垂直。因此，洛伦兹力作用方向具有瞬时欠驱动特性。同理，对应的洛伦兹力矩也具有瞬时欠驱动特性，其作用方向限制在包含当地磁场的平面内。同时，由于洛伦兹力矩由洛伦兹力偏心产生，在采用洛伦兹力矩进行航天器姿态控制时，对应产生的洛伦兹力可能也会对航天器轨道运动产生影响。因此，洛伦兹航天器的姿轨运动是耦合的，瞬时欠驱动和姿轨耦合特性给消旋控制设计带来了困难。

发明内容

本发明要解决的技术问题是提供一种控制方法，解决了洛伦兹航天器姿轨运动耦合问题以及欠驱动条件下的航天器消旋控制问题。

为了解决上述技术问题，本发明实施例提供了一种控制方法，应用于洛伦兹航天器，所述洛伦兹航天器包括沿着所述航天器的惯量主轴对称安装的三对导体球，所述控制方法包括：

获取初始化参数和控制器参数；

根据所述初始化参数和控制器参数按照预设的反馈控制律计算三对导体球的充电量；根据所述三对导体球的充电量计算所述航天器的角速度，如果所述航天器的角速度的控制性能不能满足预设性能指标；则调整所述控制器参数，直到所述航天器的角速度满足预设性能指标；

按照所述航天器的角速度的控制性能满足预设性能指标时所对应的三对导体球的充电量给导体球充电，其中，每对导体球中的每个导体球的充电量相同、极性相反。

一种示例性的实施例中，上述方法还具有下面特点：所述初始化参数包括导体球安装位置矩阵Λ、航天器初始角速度ω；

根据所述初始化参数和控制器参数按照预设的反馈控制律计算所述航天器的三对导体球的充电量包括：

按照如下公式计算航天器的三对导体球的充电量Q＝[Q_x Q_y Q_z]^T：

其中，K表示控制器参数，Λ为各导体球在航天器本体坐标系中的安装位置矩阵，定义式为