CN101402398A - 一种卫星姿态快速挽救方法 - Google Patents

Abstract

一种卫星姿态快速挽救方法，先判断当前姿态有无失控，若未失控则进行正常姿态控制，否则当前执行机构停止控制；然后根据有无陀螺观测信息确定滤波器，对当前卫星姿态和角速率进行观测更新处理并进行时间更新预报；根据卫星当前姿态判断是否已经到达目标姿态，未到目标姿态则判断当前时刻是否需要对执行机构进行控制，若需要则利用当前姿态确定信息和目标姿态指令进行姿态机动控制直至姿控完毕，否则重复上述过程。本发明可以快速挽救失控近地卫星的姿态，一方面消除对地面站的依赖及其工作负担，另一方面，与现有星上自主挽救方法互为备份，提高星上快速自主挽救能力，确保卫星正常工作寿命。

Description

一种卫星姿态快速挽救方法

技术领域

本发明涉及一种失控卫星姿态挽救方法，尤其涉及一种近地失控卫星姿态快速自主挽救方法，这类卫星至少具备正常工作的三轴磁强计、姿控计算机和机动控制执行机构。

背景技术

姿态失控是卫星故障中比较常见的情况。比较典型的案例有：风云1号A星的姿控系统设计存在缺陷，入轨35天即永久失控；风云1号B星在正常工作了165天后，由于受到空间高能粒子的辐射，星上计算机产生频繁的跳变，导致卫星失去控制；1999年，哈勃空间望远镜6个控制陀螺仪中的4个出现故障，导致其失控。根据失控后的卫星姿控系统设备的健康状况，可以将姿控故障程度划分为如下几类：1)CASE1：设备无故障，或者出现暂时性故障(仍可恢复)；2)CASE2：部分设备出现永久性故障，但系统仍可以进行某种重构；3)CASE3：某些关键设备出现永久性故障。姿控系统是保障卫星空间探测任务成功进行的关键系统之一，卫星姿态的失控甚至有可能危及整星使用寿命的突然终止，为此，研究卫星姿态挽救方案是非常有必要的。

卫星姿态挽救速度的快慢对于保证卫星正常的飞行使用寿命来说是至关重要的。卫星姿态失控后，太阳帆板可能无法正常充电，从而导致蓄电池的电能耗光，此时，将难以在短期内将卫星姿态挽救回正常工作姿态，甚至永远无法将卫星挽救回来，因此，研究快速姿态挽救方案是非常必要的。

传统的基于地面站控制为主、星上控制为辅的挽救方式通常无法达到快速性要求。在这种方式下，地面站接收卫星姿态遥测数据，进行处理后由地面站形成遥控指令，上行到星上执行。然而，卫星在姿态失控情况下要建立与地面测控站之间的联系通道很可能需要相当长的时间，尤其是在地面站布设受限的情况下。星上若不具备失控情况下的某些姿态挽救措施，可能会给地面站挽救卫星姿态造成相当大的困难。比如，风云1号B星在卫星失控后，没有判断出卫星姿态失控的状态，没有关闭执行机构的控制作业，导致星上贮气耗尽且贮气乱喷使得卫星高速旋转(10转/分)，故而只得利用环境力矩(重力梯度稳定力矩和磁控力矩)耗费数月时间将卫星姿态挽救回来。因此，有必要采取星上控制为主、地面站介入为辅(或不介入)的姿态挽救方式。然而，以地面站控制为主的传统方法，在某些关键设备出现故障(CASE3)或星上挽救方法无效的情况下，仍然是最后的挽救方案，比如，姿控计算机故障后的应急安全模式；发射航天飞机修复哈勃望远镜，等等。需要指出的是，本发明将只考虑星上某些设备虽然可能发生了故障，但不会导致星上挽救方案彻底不可行的情况(比如，CASE1或CASE2)。

基于星上自主的姿态挽救方法可以大大提高姿态挽救的速度。这种方法极大地减少了与地面站通信的必要，可以即时自主安排姿态挽救操作。当前，对地观测卫星的一个重要自主姿态挽救方法的主要内容是：当卫星姿态偏离正常工作姿态时，姿控计算机判断为姿态异常状况后，立即进行姿态再次捕获处理：首先令帆板停转，然后利用喷气控制完成快速速率阻尼(可能需要)、太阳-地球捕获(或者地球-地球捕获)。当卫星观测到日、地方位信息时，该姿态挽救阶段结束，之后自主转入正常对地姿态的建立及稳态控制阶段。不难看出，现有的姿态挽救方法存在较多缺陷：1)适用范围较小。该方案需要正常的太阳敏感器、地球敏感器且速率陀螺不能饱和，而且，捕获太阳时只能在轨道的阳照区；采用喷气执行机构进行姿态机动，而喷气耗损是不可弥补的。2)机动控制无效耗能大。这种方法利用无意识的星体姿态机动操作，捕获到日、地光源，从而使得卫星能够确定三轴姿态，相对三轴姿态已知情况下的三轴姿态机动控制而言，无效机动控制的耗能比较多，而喷气耗能是无法弥补的。因此，为了提高卫星自主挽救姿态的能力，降低无效耗能，有必要研究其它快速姿态挽救方法。

当前，绝大多数卫星都是近地卫星，而近地卫星利用地磁场的姿态确定与控制对于提高卫星姿态控制算法的安全性、可靠性来说，具有非常重要的作用，而且，地磁观测设备与控制执行机构的价格低、重量轻、耗电少、且由于无转动机构，具有相当好的可靠性，因此，大多数近地卫星都安装了这类设备。其中，三轴磁强计是一个主流的地磁观测设备。由于地磁场充满了整个近地空间，因此，三轴磁强计不存在无观测数据的问题。相反，卫星在姿态失控时(卫星姿态可能大角度偏离正常工作位置)，很可能无法观测到日、地等正常工作姿态下时刻可观测的方位信息，因此难以确定出卫星姿态。事实上，基于一段时间区间上的地磁矢量观测量序列，利用非线性滤波算法，可以确定出卫星三轴姿态。目前，这种算法已经大力发展起来，包括有陀螺情况下的地磁姿态确定算法和无陀螺(或者陀螺饱和)情况下的地磁姿态确定算法，已经成功解决了卫星稳态飞行阶段的姿态确定任务。随着非线性滤波算法的发展，这些姿态确定算法可以完成卫星大角度快速转动，且初始姿态估计误差很大(或初始姿态未知)情况下的姿态确定任务。这是本发明挽救失控卫星的一大理论基础。

但是，姿态确定算法给出的姿态确定信息(包括姿态角和角速率)并不一定可以直接提供给控制器，用于控制力矩指令的产生。滤波器的工作特点是，依据不断获得的观测量逐渐修正先验初始估计误差的影响，不断逼近真值。当初始姿态估计误差较大时(这在失控时是常见情况)，滤波器初期阶段的姿态确定误差可能很大，控制器利用估计误差很大的姿态确定信息来进行姿态控制，将造成不必要的姿态控制干扰，不利于精确快速控制卫星姿态，而且造成大量无效控制能耗。因此，姿态挽救时还需要对滤波器的姿态确定信息可用与否进行自主判断，以便决定何时启动执行机构。

卫星姿态挽救可以看成是一个三轴姿态转动机动控制问题。为了使卫星快速完成大角度转动机动控制，机动控制律应保证机动控制路线足够短，最常见的时间最优机动控制方法是欧拉转动机动控制，经典PID控制律在小角度姿态机动控制任务中得到广泛的应用，但在大角度转动机动控制任务中，这种控制律无法控制星体的最高转速，而卫星的某些设备和结构对星体转速有最高转速要求(比如，若转速超出陀螺的有效测速范围，陀螺将处于饱和状态)。递阶-饱和PID控制律是PID控制律基础上的一种简单改型，通过限制姿态偏差反馈信息的引入幅度，能够将卫星转速限定在指定范围内。相对非线性控制律来说，这种控制律的形式简单、计算量小、具有在星上应用的广泛前景。这是本发明挽救失控卫星的又一大理论基础。

目前，上述各理论都已经独立发展起来，但是，尚未联合用于失控卫星的姿态挽救。而且，星上自主姿态挽救方法必须是切实可行、可靠、安全的，因此，必须对卫星姿态失控状态的判断方法与失控情况下的对策、执行机构重启控制时机的判断方法以及姿态挽救行动结束时机的判断等内容进行研究。

发明内容

本发明的技术解决问题：解决基于地面站控制的姿态挽救方法在快速性方面的缺陷，克服现有星上自主姿态挽救方法应用条件比较苛刻且无效控制能耗高的缺点，提供一种卫星姿态快速挽救方法，可以快速挽救失控近地卫星的姿态，一方面消除对地面站的依赖及其工作负担，另一方面，与现有星上自主挽救方法互为备份，提高星上快速自主挽救能力，确保卫星正常工作寿命。

本发明的技术解决方案：一个卫星姿态快速挽救方法，包括下列步骤：

(1)姿控计算机判断当前姿态有无失控，若未失控，则进行正常姿态控制作业；否则，姿控计算机令当前执行机构停止控制，并将失控状态反馈给星务中心计算机关闭星上非必要设备，然后进入步骤(2)；

(2)判断有无陀螺观测信息，如果有陀螺观测信息，则利用陀螺姿态观测信息和地磁矢量观测及方位矢量观测信息确定滤波器，对当前卫星姿态和陀螺常漂参数进行观测更新处理，并基于姿态运动学方程和陀螺常漂动力学模型进行时间更新预报，然后进入步骤(3)；如果无陀螺观测信息，则利用无陀螺姿态观测信息和地磁矢量观测及方位矢量观测信息确定滤波器，对当前卫星姿态和星体角速率进行观测更新处理，并基于姿态运动学方程和欧拉动力学模型进行时间更新预报，然后进入步骤(3)；

(3)姿控计算机判断卫星当前姿态是否已经到达目标姿态，若“是”，则姿态挽救任务结束；否则，转入步骤(4)；

(4)姿控计算机判断当前时刻是否需要启动机动控制执行机构进行控制，若“是”，则利用当前姿态确定信息和目标姿态指令，根据三轴姿态快速机动控制律产生控制力矩指令，驱动机动控制执行机构进行姿态机动控制；否则，返回步骤(2)。

所述步骤(1)中失控状态的判断方法是：

(a)在每个观测时刻，根据名义上的卫星正常工作姿态和敏感器的名义安装位置，计算出三轴磁强计名义上的地磁矢量观测估计，作为名义观测量；

(b)计算出地磁矢量观测量与名义观测量的偏差夹角；

(c)若当前时刻的偏差夹角首次大于失控判断阈值G₁，则启动统计进程，令表征“姿态失控”的参数K₁＝1，在此后每个观测时刻，若两者夹角大于阈值G₁，则令参数K₁＝K₁+1，否则，K₁保持不变；W₁个时刻后，计算C₁＝K₁/W₁，若C₁＞R₁，则认为卫星姿态已经失控，并将K₁清零；否则，认为卫星姿态正常，同样将K₁清零；如果若当前时刻偏差夹角首次小于等于失控阈值G₁，则进行下个时刻的判断。

所述步骤(3)中姿控计算机判断卫星当前姿态是否已经到达目标姿态的方法是：若当前时刻的卫星姿态与目标姿态的偏差首次小于阈值G₃，则启动统计进程，令表征“到达目标姿态”的参数K₃＝1，在此后每个观测时刻，卫星姿态与目标姿态的偏差小于误差阈值G₃，则令K₃＝K₃+1，否则，保持不变；当进行W₃个时刻后，计算C₃＝K₃/W₃，若C₃＞R₃，则认为卫星姿态已经到达目标姿态附近，并将K₃值清零；否则，认为卫星姿态仍未被控制到达目标姿态附近，并将K₃值清零；若当前时刻的卫星姿态与目标姿态的偏差首次大于等于阈值G₃，则进行下个时刻的判断。

所述步骤(4)中姿控计算机判断当前时刻是否需要启动机动控制执行机构进行控制的方法是：若当前时刻的新息首次小于误差阈值G₄，则启动统计进程，令表征“重启控制”的参数K₄＝1，在此之后的每个观测更新时刻，若新息小于误差阈值G₄，则令参数K₄加1，否则，保持不变；当W₄个时刻后，计算C₄＝K₄/W₄，若C₄＞R₄，则认为重启控制的时机到了，并将K₄值清零，否则，认为当前姿态确定误差过大，应继续利用观测量缩小姿态确定误差，并将K₄值清零；若当前时刻的新息首次大于等于误差阈值G₄，则进行下个时刻的判断。

所述步骤(4)中三轴姿态快速机动控制律采用递阶-饱和PID控制律

本发明与现有技术相比的优点在于：

(1)本发明基于大角度姿态确定算法和三轴快速转动机动控制算法提出一种失控卫星的快速姿态挽救新方法。相对现有方法来说，本发明仅需观测地磁矢量即可实现三轴姿态确定，并利用三轴快速转动机动控制方法将失控卫星的姿态挽救到正常姿态的可控范围内，而现有方法只能通过无意识地姿态机动控制分别捕获日、地方向，使得日、地敏感器可以观测到日、地方位信息，从而实现三轴姿态确定。一方面，本发明需要的观测敏感设备更少，且机动控制除采用喷气控制之外，还可以采用动量轮组、控制力矩陀螺组等其它具有快速机动能力的执行机构，因此，即便日、地敏感器故障、喷气耗尽(或无喷气机构)仍具有可行性，与现有的挽救方法互成备份，提高了星上姿态挽救能力；另一方面，利用三轴姿态确定信息有意识地控制卫星姿态，并设计了可靠的关闭、启用机动控制机构进行控制的判断方法和策略，有助于减少无效控制能耗。此外，机动控制采用角动量交换装置来替代喷气控制，也有助于降低喷气损耗，以便在必要时使用。

(2)本发明提出的一些星上判断和决策方法，解决了卫星利用大角度姿态确定和大角度快速转动机动控制算法自主完成姿态挽救的一系列实现与应用问题，使得星上自主姿态挽救成为一个切实可行、可靠、安全的方法，且有助于大大降低无效控制能耗。其中，卫星失控状态自主判断方法，可以确保卫星及时进入失控管制状态，减少不必要的控制能耗，降低卫星姿态挽救的困难；执行机构重启时机的判断方法，赋予卫星判断当前姿态确定信息可否用于机动控制的能力，便于执行机构在合适的时间进行有效姿态机动控制，有助于减少控制能耗；卫星姿态达到目标姿态与否的判断方法，赋予姿控系统结束当前姿态挽救阶段，开启下一阶段姿控任务的能力。这些星上判断与决策所需的计算量较小、存储要求不高，易于星上实现。

(3)本发明提出的姿态挽救方法以星上自主控制为主，大大降低地面站的工作负担和所需的人、物力成本，避免人为操作失误。与现有快速挽救方法互为备份，大大提高了卫星姿态挽救的能力，从而确保卫星的正常使用寿命。

附图说明

图1为本发明提出的星上快速姿态挽救流程示意图；

图2为本发明提出的卫星失控状态判断流程示意图；

图3为本发明采用的通用姿态确定滤波器的序贯递推估计流程示意图；

图4为本发明提出的卫星姿态挽救任务结束判断流程示意图；

图5为本发明提出的姿态机动控制执行机构启用判断流程示意图。

具体实施方式

如图1所示，一种失控卫星的快速姿态挽救方法，具体步骤介绍如下：

(1)姿控计算机判断当前姿态有无失控，若未失控，则进行正常姿态控制作业；否则，姿控计算机令当前执行机构停止控制，并将失控状态反馈给星务中心计算机以便其关闭星上非必要设备，然后进入步骤(2)；

(2)判断有无陀螺观测信息，如果有陀螺观测信息，则利用陀螺姿态观测信息和地磁矢量观测及方位矢量观测信息确定滤波器，对当前卫星姿态和陀螺常漂参数进行观测更新处理，并基于姿态运动学方程和陀螺常漂动力学模型进行时间更新预报，然后进入步骤(3)；如果无陀螺观测信息，则利用无陀螺姿态观测信息和地磁矢量观测及方位矢量观测信息确定滤波器，对当前卫星姿态和星体角速率进行观测更新处理，并基于姿态运动学方程和欧拉动力学模型进行时间更新预报，然后进入步骤(3)；

(3)姿控计算机判断卫星当前姿态是否已经到达目标姿态，若“是”，则姿态挽救任务结束；否则，转入步骤(4)；

(4)姿控计算机判断当前时刻是否需要启动机动控制执行机构进行控制。若“是”，则利用当前姿态确定信息和目标姿态指令，根据三轴姿态快速机动控制律产生控制力矩指令，驱动机动控制执行机构进行姿态机动控制；否则，返回步骤(2)。

步骤(1)卫星姿态失控状态的判断结果，根据方位矢量敏感器观测量与正常工作姿态下的先验观测量的偏差比对得出。由于卫星正常工作姿态是已知的，而敏感器的安装位置也是已知的，因此，根据卫星正常工作姿态和敏感器的安装位置可以估计出各类敏感器的方位矢量观测量，称为名义观测量。为了准确判断姿态是否失控，需要对一段时间区间上的名义观测量与真实观测量的偏差情况进行统计。一个具体方法如图2所示，其内容包括：若当前时刻某方位矢量观测量与名义观测量的夹角首次大于失控阈值G₁，则启动统计进程，令表征“姿态失控”的参数K₁＝1，在此后每个观测时刻，若两者夹角大于阈值G₁，则令参数K₁＝K₁+1，否则，K₁保持不变。W₁个时刻后，计算C₁＝K₁/W₁，若C₁＞R₁(R₁表示统计经验概率值)，则认为卫星姿态已经失控，并将K₁清零；否则，认为卫星姿态正常，同样将K₁清零。如果若当前时刻某方位矢量观测量与名义观测量的夹角首次小于等于失控阈值G₁，则进行下个时刻的判断。图2所示方法针对单个方位矢量观测量，比如地磁矢量，为了更加准确起见，可以利用多个方位矢量观测量进行失控状态的判断。只要对两个方位矢量判断后的结论都为“失控”，则可以确认卫星姿态失控。

步骤(2)中可用的姿态观测量包括方位矢量观测量和地磁矢量观测量以及有无陀螺观测量信息。地磁矢量时刻可观，是最基本的方位矢量观测量，若日、地、星等其它敏感器无故障，则可能偶尔观测到这几个方位信息，因此，卫星在某些时刻可以同时观测到2个以上的方位矢量信息，利用确定性定姿方法，比如双矢量定姿或多矢量最优姿态确定方法就可以确定出该时刻的卫星姿态，利用连续的几个姿态观测可以近似确定出卫星的角速率。这些姿态估计值和角速率估计值作为姿态确定滤波算法的初始状态先验估计，可以大大减少滤波器的暂态时间，实现快速准确的姿态确定。另外，多个方位矢量观测量用于姿态确定滤波器的状态观测更新，也有助于提高系统的可观性，从而提高状态后验估计精度。假设卫星装备了速率陀螺且未饱和，则角速率测量值与方位矢量观测量的组合，可以大大提高卫星姿态确定的稳态估计精度和收敛速度。

卫星失控后的姿态可能大角度偏离正常工作姿态，而四元数是最佳的全局姿态描述参数，是大角度姿态确定算法的首选。根据有/无陀螺测速信息，姿态确定问题可描述为如下状态估计问题：

(a)有陀螺观测量情况

状态量为：

x(t_k)＝[q ^T(t_k) β^T(t_k)]^T

其中，第一个分量表示四元数(4维)，第二个分量表示速率陀螺常漂矢量(3个分量)。系统方程包括四元数运动学方程和陀螺常漂的一阶Markov模型(时间系数无穷大)：

$\left[\begin{array}{c}\underset{\‾}{\overset{\·}{q}}\left(t_k\right)\\ \stackrel{\·}{\mathrm{\β}}\left(t_k\right)\end{array}\right]=\left[\begin{array}{c}\frac{1}{2}\mathrm{\Ω}\left(\mathrm{\ω}\left(t_k\right)\right)\underset{\‾}{q}\left(t_k\right)\\ {\mathrm{\η}}_u\left(t_k\right)\end{array}\right]$

其中，真实角速率ω(t_k)未知，需根据陀螺观测量

及如下陀螺测量模型来确定：

$\mathrm{\ω}\left(t_k\right)=\widetilde{\mathrm{\ω}}\left(t_k\right)-\mathrm{\β}\left(t_k\right)-{\mathrm{\η}}_{\mathrm{\υ}}\left(t_k\right)$

(b)无陀螺观测量情况

状态量为

x(t_k)＝[q ^T(t_k)  ω^T(t_k)]^T

系统方程包括四元数运动学方程和欧拉动力学方程：

$\left[\begin{array}{c}\underset{\‾}{\overset{\·}{q}}\left(t_k\right)\\ \stackrel{\·}{\mathrm{\ω}}\left(t_k\right)\end{array}\right]=\left[\begin{array}{c}\frac{1}{2}\mathrm{\Ω}\left(\mathrm{\ω}\left(t_k\right)\right)\underset{\‾}{q}\left(t_k\right)\\ I^{-1}[T_c\left(t_k\right)+T_d\left(t_k\right)-{\stackrel{\·}{h}}_w-\mathrm{\ω}\×(\mathrm{I\ω}+h_w)]\end{array}\right]$

其中，I表示整星惯量矩阵(包括处于“冻结”状态的飞轮装置)；T_c表示控制力矩；T_d表示干扰力矩；h_w表示飞轮角动量。

上述两种情况都采用如下方位矢量观测方程：

$z_k=\left[\begin{array}{c}{\tilde{b}}_k\\ {\tilde{u}}_k\end{array}\right]=\left[\begin{array}{cc}{A}_k\left(\underset{\‾}{q}\right)& 0_{3\×3}\\ 0_{3\×3}& A_k\left(\underset{\‾}{q}\right)\end{array}\right]\left[\begin{array}{c}{b}_{R,k}\\ r_{R,k}\end{array}\right]+v_k$

其中，z_k表示观测量矢量，包括地磁矢量观测

和其它可能的(日、地等)方位矢量观测

b_R，k和r_R，k表示相应方位矢量在参考坐标系中的表示；A_k表示体系相对参考系的姿态矩阵，与四元数q存在等价关系；v_k表示观测白噪声。

由于单个时刻的单个方位矢量观测只能帮助卫星确定其2维姿态信息，因此，地磁矢量观测量无法使得卫星单个时刻的三轴姿态完全可观，但是，一段时间区间上的地磁矢量观测量可以使卫星三轴姿态完全可观。非线性滤波算法是解决此类估计问题的常用算法，由于采用序贯递推估计方式，如图3所示，滤波器先初始化，判断有无观测量，如果有则对观测量进行更新，然后进行状态时间更新，否则直接进行状态时间更新，状态时间更新完毕重新进行观测量判断，这种方式非常适合实时姿态确定之用。典型非线性滤波算法有EKF(Extended Kalman Filter)和UKF(Unscented Kalman Filter)，UKF由于采用一组加权的“χ点”来进行高斯状态后验密度的估计(等价于均值和方差的估计)，避免了EKF对系统方程的线性化处理，因而，具有更好的非线性滤波收敛能力(初始收敛域大、收敛速度快)。这两类滤波算法解决上述两类问题的算法也已经发展起来，典型的有陀螺姿态确定EKF和UKF算法分别是MEKF算法和USQUE算法，有关它们的具体公式请参考文献：1)E.J.Lefferts，F.L.Markley，and M.D.Shuster.Kalman Filtering for Spacecraft AttitudeEstimation.Journal of Guidance，Control and Dynamics.1982，5(5)：417-429；2)J.L.Crassidis and F.L.Markley.Unscented Filtering for Spacecraft AttitudeEstimation.Journal of Guidance，Control and Dynamics.2003，26(4)：536-542。假如不存在陀螺测速信息或者陀螺已经饱和，则利用欧拉动力学模型取代陀螺提供角速率信息，由上述有陀螺姿态确定算法可以得到相应的无陀螺姿态确定算法，典型的无陀螺姿态确定EKF和UKF算法的具体公式见参考文献：1)M.L.Psiaki，F.Martel，and P.K.Pal.Three-Axis AttitudeDetermination via Kalman Filtering of Magnetometer Data.J.of Guidance，Control and Dynamics.1989，13(3)：506-514；2)黄琳.非线性滤波理论在航天器姿态确定中的应用.哈尔滨工业大学博士毕业论文.2007，第3章。姿态确定UKF算法相对姿态确定EKF算法来说具有更好的非线性滤波收敛性能，且其计算量虽比后者有所增加，但仍可由星上计算机实时完成，是目前解决大角度姿态确定问题的最佳算法。

滤波算法的启动需要一个初始化处理。当只有地磁矢量观测量时，只能设定一个随机或固定的初始状态先验估计，然后依据姿态确定滤波算法本身的收敛性消除初值状态的估计误差，使得状态估计量逐渐逼近真实值。当同一时刻存在两个以上的方位矢量观测量时，卫星姿态是可观的，可以通过确定性算法计算出卫星的姿态，若在多个连续时刻都观测到多个方位矢量，则还可以利用确定性算法近似计算出星体的角速率，滤波初始状态选择姿态和角速率的估计值，为了加快收敛速度，可以选择一个较大的初始状态先验协方差矩阵估计。

步骤(3)姿控计算机判断卫星姿态是否已经到达目标姿态。当卫星姿态与目标姿态的偏差持续小于某个范围时，则认为卫星姿态已经被控制到目标姿态附近。一个具体方法如图4所示，简单描述如下：若当前时刻的确定姿态与目标姿态的偏差首次小于阈值G₃，则启动统计进程，令表征“到达目标姿态”的参数K₃＝1，在此后每个观测时刻，卫星(确定)姿态与目标姿态的偏差小于误差阈值G₃，则令K₃＝K₃+1，否则，保持不变。当进行W₃个时刻后，计算C₃＝K₃/W₃，若C₃＞R₃(R₃表示统计经验概率值)，则认为卫星姿态已经到达目标姿态附近，并将K₃值清零；否则，认为卫星姿态仍未被控制到达目标姿态附近，并将K₃值清零。若当前时刻的确定姿态与目标姿态的偏差首次大于等于阈值G₃，则进行下个时刻的判断。阈值G₃应根据姿态挽救方案的稳态控制误差来进行合理选择。

步骤(4)执行机构是否启用的判断结果根据姿态确定结果做出。姿态机动控制必须利用估计精度足够高的姿态确定结果。若滤波器准确估计了卫星姿态，则地磁矢量观测量与滤波器给出的先验地磁矢量观测量估计的残差(或新息)序列，是一个包括观测噪声和星上地磁模型噪声的高斯白噪声序列(噪声幅值先验已知，比如数百nT)。当姿态确定滤波器逐渐逼近真实姿态时，残差序列也表现出逐渐收敛成高斯白噪声序列的趋势。因此，预先设定一个大于先验高斯噪声幅值的阈值，当残差进入该阈值范围内并一直保持在内时，则认为重新启用执行机构的时机到了。一个具体方法如图5所示，简单描述如下：若当前时刻的新息首次小于误差阈值G₄，则启动统计进程，令表征“重启控制”的参数K₄为“1”，在此之后的每个观测更新时刻，新息小于误差阈值G₄，则令参数K₄增加“1”，否则，不增加。当W₄个时刻后，计算C₄＝K₄/W₄，若C₄＞R₄(R₄表示统计经验概率值)，则认为重启控制的时机到了，并将K₄值清零。否则，认为当前姿态确定误差过大，应继续利用观测量缩小姿态确定误差，并将K₄值清零。若当前时刻的新息首次大于等于误差阈值G₄，则进行下个时刻的判断。至于重启时刻之后的姿态控制，建议采用一个简单的规则：利用每个时刻的姿态确定信息进行姿态机动控制。

步骤(4)的三轴姿态快速机动控制律建议采用如下一个具有两层饱和约束条件的递阶-饱和PD控制律：

$T_{\mathrm{com}}=-\underset{T_{\max }}{\mathrm{sat}}I\left[\begin{array}{cc}{k}_p& \underset{L_i}{\mathrm{sat}}\left(q_e\right)+k_d{\mathrm{\ω}}_e\end{array}\right]$

其中，q_e表示估计四元数相对目标姿态(四元数)的偏差四元数的矢量部分；ω_e表示偏差角速率；k_p、k_d表示P、D控制参数；关于饱和函数，其定义如下：

$\underset{U}{\mathrm{sat}}\left(x\right)=\left\{\begin{array}{cc}x& \mathrm{if}\left|\right|x\left|\right|<U\\ x\frac{U}{\left|\right|x\left|\right|}& \mathrm{if}\left|\right|x\left|\right|\&GreaterEqual;U\end{array}\right.$

其中，x表示n维状态量；U表示最大约束；‖·‖为模2运算。对上述递阶-饱和PD控制律而言，外层饱和函数中的T_max表示机动控制执行机构的最大输出力矩；内层饱和函数中的L_i表示单轴姿态偏差的限制幅值。为了提高机动控制过程的动态响应特性，又不超出星体最大转动角速度的约束，L_i采用如下可变幅值设置：

$L_i=\frac{k_d}{k_p}\min \{\sqrt{2a_i\left|\right|q_{e,i}\left|\right|},{\left|\right|{\mathrm{\&omega;}}_i\left|\right|}_{\max }\},i=x,y,z$

其中，‖ω_i‖_max表示单轴最大允许转动角速率；

则根据运动学原理设计得到，a_i表示最大角加速度且a_i＝T_max/I_ii。(关于上述控制律的详细内容，请参看B.Wie，D.Bailey，and C.Heiberg，Rapid mutil-target acquisition andpointing control of agile spacecraft，AIAA-2000-4546，2000)

实施案例

某中低精度要求的对地观测小卫星装备三轴磁强计、三轴速率陀螺、扫描式红外地球敏感器、太阳敏感器、俯仰轴偏置动量轮、喷气、三轴磁力矩器。假设姿态敏感器采样频率为1Hz、陀螺采样周期为10Hz、控制带宽为1Hz。在正常工作模式下，卫星利用三轴磁强计、红外地敏和速率陀螺进行姿态确定(在轨道阳照区，还可以利用太阳敏感器)，并利用俯仰轴偏置动量轮和三轴磁力矩器稳定对地观测姿态，这种模式下的稳态控制精度可以达到1度左右。三轴速率陀螺、扫描式红外地敏都是易损设备，当这两种设备发生故障时，可以利用剩余的姿控设备进行系统重构：卫星利用三轴磁强计和太阳敏感器进行三轴姿态确定，并利用偏置动量轮和三轴磁力矩器进行对地稳定控制，这种模式下的控制精度估计可以达到5度左右。假设红外地敏和三轴速率陀螺发生了故障，而在姿控计算机判断出这两者故障之前，卫星利用正常情况下的有陀螺姿态确定MEKF算法已经无法给出有效姿态确定结果，导致偏置动量轮和三轴磁力矩器控制卫星姿态逐渐偏离了正常的对地定向姿态。由于卫星姿态已经大角度偏离了正常工作姿态，需要利用姿态挽救方法，将卫星姿态机动控制到目标对地定向姿态附近，以便重构系统能够重新建立起对地定向工作姿态。由于地敏损坏，现有的全姿态捕获方法无效，利用本发明提出的星上姿态挽救方法的流程如下：

(1)姿控计算机基于地磁矢量观测量按照图2所示流程判断当前卫星姿态是否失控。其中，a)计算名义地磁矢量观测量的方法如下：以严格对地定向姿态(体系与轨道系重合)为正常工作姿态，根据星上地磁模型产生该坐标系中的地磁矢量观测量b_b，并根据先验的三轴磁强计安装位置A_mb转换得到名义地磁矢量观测量b_m＝A_mbb_b；b)计算名义地磁矢量观测量与真实观测量

的夹角：

$\mathrm{\&alpha;}={\cos }^{-1}(\frac{b_m}{\left|b_m\right|}\&CenterDot;\frac{{\tilde{b}}_k}{\left|{\tilde{b}}_k\right|})$

c)当α＞G₁首次出现时(t＝0)，则令姿态失控标识参数K₁＝1，t＝1；在此之后的每个时刻(0＜t＜W₁)，若α＞G₁，则令K₁＝K₁+1，t＝t+1；否则，令t＝t+1；当进行了W₁个时刻之后(t＝W₁)，计算C₁＝K₁/W₁，若C₁＞R₁，则认为卫星姿态已经失控，并令K₁＝0，t＝0；否则，认为卫星姿态正常，并令K₁＝0，t＝0。

关于几个参数的选择。根据正常情况下的姿控精度(1度左右)，令G₁＝5度、W₁＝10、R₁＝0.6。

若根据上述判断方法得知当前姿态已经失控，则姿控计算机令所有执行机构(喷气机构、偏置动量轮、三轴磁力矩器)停止姿态控制工作(动量轮仍保持转动状态)，并将失控状态反馈给星务中心计算机以便其关闭星上非必要设备(比如，某些有效载荷)，然后转入步骤(2)；

(2)姿控计算机根据三轴速率陀螺故障的诊断结果，决定利用无陀螺姿态确定滤波算法。由于地磁矢量观测时刻存在，而正常工作的太阳敏感器只在某些时候才能提供太阳方位信息观测，因此，滤波器的初始状态先验估计误差可能较大，为了实现快速机动控制，有必要增强姿态确定滤波算法的收敛性能。这里采用无陀螺姿态确定UKF算法，记为GUKF，该算法对四元数的估计采用了约束估计方案，其实际状态量(6维)定义为：

$X_k\&equiv;{\left[\begin{array}{cc}\mathrm{\&delta;}{P}_k^T& {\mathrm{\&omega;}}_k^T\end{array}\right]}^T$

其中，δP_k为GRP参数(通用罗德里格参数)表示的偏差姿态估计；ω_k为角速率矢量。GUKF算法的内容如下所示：

a)滤波器初始化(k＝0)

初始四元数与角速率均值估计分别为

和

令 ${\underset{\&OverBar;}{\overset{^}{q}}}_{0|-1}={\underset{\&OverBar;}{\overset{^}{q}}}_0,$ ${\widehat{\mathrm{\&omega;}}}_{0|-1}={\widehat{\mathrm{\&omega;}}}_0,$ 则初始状态均值和协方差估计分别为

${\hat{X}}_{0|-1}\&equiv;{\left[\begin{array}{cc}\mathrm{\&delta;}{\hat{P}}_0^T& {\mathrm{\&omega;}}_0^T\end{array}\right]}^T$

$P_{0|-1}^X\&equiv;\left[\begin{array}{cc}{P}_0^{\mathrm{\&delta;P}}& 0_{3\&times;3}\\ 0_{3\&times;3}& P_0^{\mathrm{\&omega;}}\end{array}\right]$

接着，依据

和P_0|-1 ^X得到t₀时刻的西格玛点集{χ_0|-1 ⁱ}_i＝0 ¹²，其相应权值为{W₀ ^(m，i)}_i＝0 ¹²和{W₀ ^(c，i)}_i＝0 ¹²。

然后，利用四元数与GRP参数之间的转换关系：

$\mathrm{\&delta;}{q}_{0|-\mathrm{1,4}}^i=\frac{-a{\left|\right|{\mathrm{\&chi;}}_{0|-1}^{\mathrm{\&delta;P},i}\left|\right|}^2+f\sqrt{f^2+(1-a^2){\left|\right|{\mathrm{\&chi;}}_{0|-1}^{\mathrm{\&delta;P},i}\left|\right|}^2}}{f^2+{\left|\right|{\mathrm{\&chi;}}_{0|-1}^{\mathrm{\&delta;P},i}\left|\right|}^2},i=1,...,12$

$\mathrm{\&delta;}{q}_{0|-1}^i=f^{-1}(a+\mathrm{\&delta;}{q}_{0|-\mathrm{1,4}}^i){\mathrm{\&chi;}}_{0|-1}^{\mathrm{\&delta;P},i},i=1,...,12$

得到先验偏差四元数西格玛点集 ${\left\{{\mathrm{\&delta;}\underset{\&OverBar;}{q}}_{0|-1}^i\right\}}_{i=0}^{12}={\left\{{\left[\begin{array}{cc}{\left(\mathrm{\&delta;}{q}_{0|-1}^i\right)}^T& \mathrm{\&delta;}{q}_{0|-\mathrm{1,4}}^i\end{array}\right]}^T\right\}}_{i=0}^{12},$ 并利用如下变换

${\underset{\&OverBar;}{q}}_{0|-1}^0={\underset{\&OverBar;}{\overset{^}{q}}}_{0|-1}$

${\underset{\&OverBar;}{q}}_{0|-1}^i=\mathrm{\&delta;}{\underset{\&OverBar;}{q}}_{0|-1}^i\&CircleTimes;{\underset{\&OverBar;}{\overset{^}{q}}}_{0|-1},i=1,...,12$

得到初始先验四元数西格玛点集{q _0|-1 ⁱ}_i＝0 ¹²。

b)观测更新(k＝0，…，N)

首先，依据预报观测量的西格玛点

$z_k^i=A_k\left({\underset{\&OverBar;}{q}}_{k|k-1}^i\right)b_{R,k},i=0,...,12$

计算预报观测量均值

${\hat{z}}_k=\underset{i=0}{\overset{12}{\mathrm{\&Sigma;}}}{W}_k^{(m,i)}{z}_k^i$

接着，利用地磁矢量观测 $z_k={\tilde{b}}_k$ 计算出新息及其协方差

${\mathrm{\&upsi;}}_k=z_k-{\hat{z}}_k,$ $P_{k|k-1}^{\mathrm{\&upsi;\&upsi;}}=\underset{i=0}{\overset{12}{\mathrm{\&Sigma;}}}{W}_k^{(c,i)}(z_k^i-{\hat{z}}_k){(z_k^i-{\hat{z}}_k)}^T+R_k$

其中，R_k为地磁观测噪声v_B，k的协方差。

相关协方差阵和增益矩阵分别为

$P_{k|k-1}^{\mathrm{xz}}=\underset{i=0}{\overset{12}{\mathrm{\&Sigma;}}}{W}_k^{(c,i)}({\mathrm{\&chi;}}_{k|k-1}^i-{\hat{X}}_{k|k-1}){(z_k^i-{\hat{z}}_k)}^T$

$K_k=P_k^{\mathrm{xz}}{\left(P_k^{\mathrm{\&upsi;\&upsi;}}\right)}^{-1}$

状态估计观测更新为

${\hat{X}}_{k|k}={\hat{X}}_{k|k-1}+K_k{\mathrm{\&upsi;}}_k$

$P_{k|k}^X=P_{k|k-1}^X-K_k{P}_k^{\mathrm{\&upsi;\&upsi;}}{K}_k^T$

再次由

(实为部分)得到偏差四元数估计

并最终得到四元数观测更新估计

${\underset{\&OverBar;}{\overset{^}{q}}}_{k|k}=\mathrm{\&delta;}{\underset{\&OverBar;}{\overset{^}{q}}}_{k|k}\&CircleTimes;{\underset{\&OverBar;}{q}}_{k|k-1}^0$

注意，在下一步递推估计之前，

中的GRP参数部分必须重置为零矢量。

c)时间更新(k＝0，…，N)

首先，依据

和协方差P_k|k ^X产生状态西格玛点集{χ_k|k ⁱ}_i＝0 ¹²，其权值记为{W_k+1 ^(m，i)}_i＝0 ¹²和{W_k+1 ^(c，i)}_i＝0 ¹²。

接着，依据四元数与GRP参数之间的转换关系得到偏差四元数点集{δq _k|k ⁱ}_i＝0 ¹²，并利用如下变换

${\underset{\&OverBar;}{q}}_{k|k}^0={\underset{\&OverBar;}{\overset{^}{q}}}_{k|k}$

${\underset{\&OverBar;}{q}}_{k|k}^i=\mathrm{\&delta;}{\underset{\&OverBar;}{q}}_{k|k}^i\&CircleTimes;{\underset{\&OverBar;}{\overset{^}{q}}}_{k|k},i=1,...,12$

得到四元数点集{q _k|k ⁱ}_i＝0 ¹²。

然后，依据{q _k|k ⁱ}_i＝0 ¹²和{χ_k|k ^ω，i}_i＝0 ¹²通过运动学方程和欧拉动力学方程(3-36)得到四元数预报点集{q _k+1|k ⁱ}_i＝0 ¹²和角速率预报点集{χ_k+1|k ^ω，i}_i＝0 ¹²。

接着，利用如下变换

$\mathrm{\&delta;}{\underset{\&OverBar;}{q}}_{k+1|k}^0={\left[\begin{array}{cccc}0& 0& 0& 1\end{array}\right]}^T$

$\mathrm{\&delta;}{\underset{\&OverBar;}{q}}_{k+1|k}^i={\underset{\&OverBar;}{q}}_{k+1|k}^i\&CircleTimes;{\left({\underset{\&OverBar;}{q}}_{k+1|k}^0\right)}^{-1},i=1,...,12$

得到偏差四元数西格玛点集{δq _k+1|k ⁱ}_i＝0 ¹²，最后转换得到GRP参数西格玛点集{χ_k+1|k ^δP，i}_i＝0 ¹²。

预报西格玛点集{χ_k+1|k ⁱ}_i＝0 ¹²的均值和协方差分别为

${\hat{X}}_{k+1|k}=\underset{i=0}{\overset{12}{\mathrm{\&Sigma;}}}{W}_{k+1}^{(m,i)}{\mathrm{\&chi;}}_{k+1|k}^i$

$P_{k+1|k}^X=\underset{i=0}{\overset{12}{\mathrm{\&Sigma;}}}{W}_{k+1}^{(c,i)}({\mathrm{\&chi;}}_{k+1|k}^i-{\hat{X}}_{k+1|k}){({\mathrm{\&chi;}}_{k+1|k}^i-{\hat{X}}_{k+1|k})}^T+C_{k+1}{Q}_{k+1}{C}_{k+1}^T$

其中，C_k+1＝[(0_3×3)^T I^-T]^TQ_k+1代表离散干扰力矩N_d，k+1的协方差。

更多关于上述滤波器的详细内容的介绍，请参看文献：黄琳.非线性滤波理论在航天器姿态确定中的应用.哈尔滨工业大学博士毕业论文.2007，第3章。

(3)姿控计算机按照图4所示判断卫星当前姿态是否已经到达目标姿态。其中，a)计算当前确定姿态与目标姿态的偏差：这里利用目标四元数q_com与当前后验四元数估计

之间的偏差四元数 $\mathrm{\&Delta;}{\underset{\&OverBar;}{q}}_k={\underset{\&OverBar;}{\overset{^}{q}}}_{k|k}\&CircleTimes;{\left({\underset{\&OverBar;}{q}}_{\mathrm{com}}\right)}^{-1}$ 的旋转欧拉角作为控制偏差的评估指标，即

Δα＝2arccos(Δq₄)

其中，Δq₄表示偏差四元数Δq _k的标量分量。b)当Δα＜G₃首次出现时(t＝0)，则令表征“到达目标姿态”的参数K₃＝1，t＝1；在此之后的每个时刻(0＜t＜W₃)，若Δα＜G₃，则令K₃＝K₃+1，t＝t+1；否则，令t＝t+1；当进行了W₃个时刻之后(t＝W₃)，计算C₃＝K₃/W₃，若C₃＞R₃，则认为卫星姿态已经达到目标姿态，并令K₃＝0，t＝0，姿态挽救任务结束；否则，认为卫星姿态尚未达到目标姿态，并令K₃＝0，t＝0。

关于几个参数的选择。根据姿态挽救方案的稳态控制精度(比如，6度)，令G₃＝6度、W₃＝10、R₃＝0.67。

根据上述判断方法得知卫星若已经达到目标姿态，则挽救任务结束；否则，转入步骤(4)。

(4)姿控计算机按照图5所示判断当前是否需要启动机动控制执行机构进行控制。其中，当υ_k＜G₄首次出现时(t＝0)，则令表征“重启控制”的参数K₄＝1，t＝1；在此之后的每个时刻(0＜t＜W₄)，若υ_k＜G₄，则令参数K₄＝K₄+1，t＝t+1；否则，令t＝t+1；当进行了W₄个时刻之后(t＝W₄)，计算C₄＝K₄/W₄，若C₄＞R₄，则认为卫星重启执行机构进行控制的时机到了，令K₄＝0，t＝0；否则，认为卫星当前姿态确定误差过大，尚不能用于机动控制之用，并令K₄＝0，t＝0。

上述参数的选择，应当根据姿态挽救方案的姿态确定仿真经验加以确定，比如，令G₃＝1000nT；W₃＝30、R₃＝0.67。

若根据上述方法判断出重启控制时机到了，在此时刻之后利用姿态确定信息

和目标姿态指令数据q_com、ω_com计算控制偏差信息

${\underset{\&OverBar;}{q}}_e={\underset{\&OverBar;}{\overset{^}{q}}}_{k|k}\&CircleTimes;{\left({\underset{\&OverBar;}{q}}_{\mathrm{com}}\right)}^{-1}$

${\mathrm{\&omega;}}_e={\widehat{\mathrm{\&omega;}}}_{k|k}-{\mathrm{\&omega;}}_{\mathrm{com}}$

然后根据如下递阶-饱和PD控制律

$T_c=-\underset{T_{\max }}{\mathrm{sat}}I\left[\begin{array}{cc}{k}_p& \underset{L_i}{\mathrm{sat}}\left(q_e\right)+k_d{\mathrm{\&omega;}}_e\end{array}\right]$

产生控制力矩指令T_c。由于喷气控制采用控制脉冲信号，因此，还必须将控制力矩指令转换成控制脉冲指令。为了介绍简单起见，假设喷嘴沿三个轴向方向成对安装，各喷嘴的力矩幅值为T₀，则喷嘴的喷气脉冲指令为 $t_{{\mathrm{on}}_i}=T_{\mathrm{ci}}/T_0$ ，然而，喷气控制存在如下约束：喷气时间低于最小喷气脉冲t_min时无法产生有效控制力矩，连续喷气时间也不允许超出最大喷气脉冲t_max(1s)的约束，因此，这里采用如下一种喷气策略：

$t_{{\mathrm{on}}_i}=\left\{\begin{array}{cc}0& t_{{\mathrm{on}}_i}<t_{\min }\\ t_{{\mathrm{on}}_i}& t_{\min }<t_{{\mathrm{on}}_i}<t_{\max }\\ T_0& t_{{\mathrm{on}}_i}>t_{\max }\end{array}\right.$

喷气机构根据上述喷气策略进行喷气控制，驱使卫星姿态进行相应机动控制。

本发明未详细描述的内容为本领域技术人员公知技术。

Claims (5)

1、一种卫星姿态快速挽救方法，其特征在于包括下列步骤：

(1)姿控计算机判断当前姿态有无失控，若未失控，则进行正常姿态控制作业；否则，姿控计算机令当前执行机构停止控制，并将失控状态反馈给星务中心计算机关闭星上非必要设备，然后进入步骤(2)；

(2)判断有无陀螺观测信息，如果有陀螺观测信息，则利用陀螺姿态观测信息和地磁矢量观测及方位矢量观测信息确定滤波器，对当前卫星姿态和陀螺常漂参数进行观测更新处理，并基于姿态运动学方程和陀螺常漂动力学模型进行时间更新预报，然后进入步骤(3)；如果无陀螺观测信息，则利用无陀螺姿态观测信息和地磁矢量观测及方位矢量观测信息确定滤波器，对当前卫星姿态和星体角速率进行观测更新处理，并基于姿态运动学方程和欧拉动力学模型进行时间更新预报，然后进入步骤(3)；

(3)姿控计算机判断卫星当前姿态是否已经到达目标姿态，若“是”，则姿态挽救任务结束；否则，转入步骤(4)；

(4)姿控计算机判断当前时刻是否需要启动机动控制执行机构进行控制，若“是”，则利用当前姿态确定信息和目标姿态指令，根据三轴姿态快速机动控制律产生控制力矩指令，驱动机动控制执行机构进行姿态机动控制；否则，返回步骤(2)。

2、根据权利要求1所述的一种卫星姿态快速挽救方法，其特征在于：所述步骤(1)中失控状态的判断方法是：

(a)在每个观测时刻，根据名义上的卫星正常工作姿态和敏感器的名义安装位置，计算出三轴磁强计名义上的地磁矢量观测估计，作为名义观测量；

(b)计算出地磁矢量观测量与名义观测量的偏差夹角；

(c)若当前时刻的偏差夹角首次大于失控判断阈值G₁，则启动统计进程，令表征“姿态失控”的参数K₁＝1，在此后每个观测时刻，若两者夹角大于阈值G₁，则令参数K₁＝K₁+1，否则，K₁保持不变；W₁个时刻后，计算C₁＝K₁/W₁，若C₁＞R₁，则认为卫星姿态已经失控，并将K₁清零；否则，认为卫星姿态正常，同样将K₁清零；如果若当前时刻偏差夹角首次小于等于失控阈值G₁，则进行下个时刻的判断。

3、根据权利要求1所述的一种卫星姿态快速挽救方法，其特征在于：所述步骤(3)中姿控计算机判断卫星当前姿态是否已经到达目标姿态的方法是：若当前时刻的卫星确定姿态与目标姿态的偏差首次小于阈值G₃，则启动统计进程，令表征“到达目标姿态”的参数K₃＝1，在此后每个观测时刻，卫星姿态与目标姿态的偏差小于误差阈值G₃，则令K₃＝K₃+1，否则，保持不变；当进行W₃个时刻后，计算C₃＝K₃/W₃，若C₃＞R₃，则认为卫星姿态已经到达目标姿态附近，并将K₃值清零；否则，认为卫星姿态仍未被控制到达目标姿态附近，并将K₃值清零；若当前时刻的卫星确定姿态与目标姿态的偏差首次大于等于阈值G₃，则进行下个时刻的判断。

4、根据权利要求1所述的一种卫星姿态快速挽救方法，其特征在于：所述步骤(4)中姿控计算机判断当前时刻是否需要启动机动控制执行机构进行控制的方法是：若当前时刻的新息首次小于误差阈值G₄，则启动统计进程，令表征“重启控制”的参数K₄＝1，在此之后的每个观测更新时刻，若新息小于误差阈值G₄，则令参数K₄加1，否则，保持不变；当W₄个时刻后，计算C₄＝K₄/W₄，若C₄＞R₄，则认为重启控制的时机到了，并将K₄值清零，否则，认为当前姿态确定误差过大，应继续利用观测量缩小姿态确定误差，并将K₄值清零；若当前时刻的新息首次大于等于误差阈值G₄，则进行下个时刻的判断。

5、根据权利要求1所述的一种卫星姿态快速挽救方法，其特征在于：所述步骤(4)中三轴姿态快速机动控制律采用递阶-饱和PID控制律。

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