CN105799949B - 一种亚轨道卫星的压心设计方法、姿态控制方法和系统 - Google Patents
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Abstract
本发明提供一种亚轨道卫星的压心设计方法、姿态控制方法和系统。压心设计方法包括在模拟环境下计算轨道坐标系下的气动力；计算卫星本体坐标系下的气动力矩；在亚轨道卫星的俯仰轴和偏航轴被动稳定的条件下，依据气动力矩计算亚轨道卫星的压心，以便于亚轨道卫星在运行时，气动力矩自动转化为卫星姿态控制的恢复力矩，对亚轨道卫星的姿态实现气动被动稳定控制。姿态控制方法包括判断亚轨道卫星的姿态偏差及姿态偏差的变化过程；根据判断结果，对亚轨道卫星的姿态进行启动被动稳定控制和/或主动控制。本发明解决了较大的气动力矩对亚轨道卫星的姿态控制所造成的干扰，节省了对亚轨道卫星的姿态控制执行部件的成本。
Description
技术领域
本发明涉及卫星的姿态控制领域，特别是涉及一种亚轨道卫星的压心设计方法、姿态控制方法和系统。
背景技术
由于卫星处于太空中飞行时，周围环境的大气极度稀薄，对于气动力与气动力矩应用的研究较少。早期的运载火箭推力有限，卫星轨道也比较低，气动力与气动力矩主要作为干扰力矩来进行抵消控制；随着运载火箭的推力增加，卫星所处的高层大气接近真空，气动力与气动力矩干扰可以被作为非主要干扰来处理。相对卫星来说，弹道导弹对高层大气的气动力与气动力矩研究比较丰富，但是由于导弹飞行时间较卫星短了许多，因此，高层大气产生的气动力与气动力矩对于卫星的长期影响及利用都未能得到重视。
卫星按照轨道高度可分为高轨道、中轨道卫星和低轨道卫星，其中，低轨道卫星主要指在150～1000km高度运行的卫星。进一步地，现今还提出了一种亚轨道卫星(飞行在亚轨道的卫星)，所谓亚轨道飞行是在距地球100～300km的高空进行的飞行。亚轨道卫星在飞行时仍然会收到地球引力的牵引，但在一定时间内可以体验到失重的感觉。并且，尽管亚轨道的大气密度只有10-9～10-11kg/m3的量级，但是作用在亚轨道卫星上产生的气动力矩能够达到几十毫牛米的程度，并且长期积累，对亚轨道卫星姿态的干扰影响较大。
目前，由于气动力矩较大，对亚轨道卫星的姿态的干扰影响也较大，且如果要克服气动力矩的干扰需要较大的执行机器机构才能完成，因此，国际上暂时还没有将亚轨道卫星进行广泛应用。
发明内容
鉴于以上所述现有技术的缺点，本发明的目的在于提供一种亚轨道卫星的压心设计方法、姿态控制方法和系统，用于解决现有技术中如何克服气动力矩对亚轨道卫星的姿态干扰的问题。
为实现上述目的及其他相关目的，本发明提供一种亚轨道卫星的压心设计方法，包括：在模拟环境下计算轨道坐标系下的气动力；根据轨道坐标系下的所述气动力，计算卫星本体坐标系下的气动力矩；在所述亚轨道卫星的俯仰轴和偏航轴被动稳定的条件下，依据所述气动力矩计算所述亚轨道卫星的压心，以便于所述亚轨道卫星在运行时，所述气动力矩自动转化为卫星姿态控制的恢复力矩，对所述亚轨道卫星的姿态实现气动被动稳定控制。
于本发明的一实施例中，所述模拟环境满足以下条件：到达所述亚轨道卫星的表面的大气分子将动量完全交给所述亚轨道卫星的表面；大气热平均运动的速度用麦克斯韦概率最大速度计算；从所述亚轨道卫星的表面离开的大气分子所产生的动量交换忽略不计；大气密度模型为半经验模型。
于本发明的一实施例中轨道坐标系下的所述气动力是按照如下公式计算获得的：其中，ρ表示所述亚轨道卫星所在处的大气密度；VR表示大气相对所述亚轨道卫星的速度；Cd表示阻力系数；Ap表示迎流面面积；表示来流方向的单位矢量；其中，VR和都与轨道倾角和所述亚轨道卫星的轨道角速度相关。
于本发明的一实施例中，所述根据轨道坐标系下的所述气动力，计算卫星本体坐标系下的气动力矩的步骤包括：将轨道坐标系下的所述气动力通过姿态转化矩阵Rbo转换得到卫星本体坐标系下的气动力：依据卫星本体坐标系下的气动力计算卫星本体坐标系下的所述气动力矩：其中，表示所述亚轨道卫星的质心到所述压心的矢径，且lx表示所述亚轨道的所述压心与所述质心的相对位置。
于本发明的一实施例中，在所述亚轨道卫星的俯仰角θ、偏航角ψ和滚动角为小角度的假设条件下，所述姿态转化矩阵Rbo为：那么：本体坐标系下的气动力为：本体坐标系下的所述气动力矩为：
于本发明的一实施例中，所述亚轨道卫星的俯仰轴和偏航轴被动稳定的条件包括：由该式计算获得所述压心与所述质心的相对位置关系lx，从而确定所述压心的位置。
本发明还公开了一种亚轨道卫星的压心设计系统，包括：气动力计算模块，用于在模拟环境下计算轨道坐标系下的气动力；气动力矩计算模块，用于根据轨道坐标系下的所述气动力，计算卫星本体坐标系下的气动力矩；压心计算模块，用于在所述亚轨道卫星的俯仰轴和偏航轴被动稳定的条件下，依据所述气动力矩计算所述亚轨道卫星的压心，以便于所述亚轨道卫星在运行时，所述气动力矩自动转化为卫星姿态控制的恢复力矩，对所述亚轨道卫星的姿态实现气动被动稳定控制。
本发明公开了一种亚轨道卫星的姿态控制方法，所述亚轨道卫星的压心是采用如上所述的亚轨道卫星的压心设计方法设计完成的；所述亚轨道卫星的姿态控制方法包括：判断所述亚轨道卫星的姿态偏差|△α|及所述姿态偏差的变化过程；根据所述姿态偏差和所述姿态偏差的变化过程，对所述亚轨道卫星进行姿态控制：当所述姿态偏差处于增大的过程，且|△α|≤α2，则采用气动被动稳定控制；当所述姿态偏差处于增大的过程，且|△α|>α2，则启动主动控制，采用气动被动稳定控制与主动控制相结合的方式；当所述姿态偏差处于减小的过程，且 |△α|>α1，则启动主动控制，采用气动被动稳定控制与主动控制相结合的方式；当所述姿态偏差处于减小的过程，且|△α|≤α1，则采用气动被动稳定控制；其中，α1表示姿态偏差的第一阈值；α2表示姿态偏差的第二阈值。
于本发明的一实施例中，所述姿态偏差|△α|包括俯仰角偏差和/或偏航角偏差。
本发明公开了一种亚轨道卫星的姿态控制系统，包括：判断模块，用于判断所述亚轨道卫星的姿态偏差|△α|及所述姿态偏差的变化过程；姿控模块，用于根据所述判断模块的判断结果控制所述亚轨道卫星的姿态：当所述姿态偏差处于增大的过程，且|△α|≤α2，则采用气动被动稳定控制；当所述姿态偏差处于增大的过程，且|△α|>α2，则启动主动控制，采用气动被动稳定控制与主动控制相结合的方式；当所述姿态偏差处于减小的过程，且|△α|>α1，则启动主动控制，采用气动被动稳定控制与主动控制相结合的方式；当所述姿态偏差处于减小的过程，且|△α|≤α1，则采用气动被动稳定控制；其中，α1表示姿态偏差的第一阈值；α2表示姿态偏差的第二阈值。
如上所述，本发明的一种亚轨道卫星的压心设计方法、姿态控制方法和系统，通过对亚轨道卫星的压心位置的设计，将气动力矩从卫星的姿态干扰力矩转换为有用的姿态控制的恢复力矩，对亚轨道卫星的姿态实现了气动被动稳定控制；并在亚轨道卫星运行时，对亚轨道卫星的姿态采用主动和被动相结合的控制方式。本发明不但解决了较大的气动力矩对亚轨道卫星的姿态控制所造成的干扰，还节省了对亚轨道卫星的姿态控制执行部件(主动控制需采用姿态控制执行部件)的成本。甚至在亚轨道卫星姿态控制精度要求不高的场合下，可以省去姿态控制执行部件，从而大大降低了卫星的尺寸、功耗、成本等等，为亚轨道卫星的姿态控制提供了有了的技术保障。
附图说明
图1显示为本发明实施例公开的一种亚轨道卫星的压心设计方法的流程示意图。
图2显示为卫星运行时的轨道坐标系和卫星本体坐标系的示意图。
图3显示为本发明实施例公开的一种亚轨道卫星的压心设计系统的逻辑结构示意图。
图4显示为本发明实施例公开的一种亚轨道卫星的姿态控制方法的流程示意图。
图5显示为本发明实施例公开的一种亚轨道卫星的姿态控制方法的控制原理示意图。
图6显示为本发明实施例公开的一种亚轨道卫星的姿态控制系统的逻辑结构示意图。
元件标号说明
S11～S13 步骤
300 亚轨道卫星的压心设计系统
310 气动力计算模块
320 气动力矩计算模块
330 压心计算模块
S41～S42 步骤
600 亚轨道卫星的姿态控制系统
610 判断模块
620 控制模块
具体实施方式
以下通过特定的具体实例说明本发明的实施方式，本领域技术人员可由本说明书所揭露的内容轻易地了解本发明的其他优点与功效。本发明还可以通过另外不同的具体实施方式加以实施或应用，本说明书中的各项细节也可以基于不同观点与应用，在没有背离本发明的精神下进行各种修饰或改变。需说明的是，在不冲突的情况下，以下实施例及实施例中的特征可以相互组合。
请参阅附图。需要说明的是，以下实施例中所提供的图示仅以示意方式说明本发明的基本构想，遂图式中仅显示与本发明中有关的组件而非按照实际实施时的组件数目、形状及尺寸绘制，其实际实施时各组件的型态、数量及比例可为一种随意的改变，且其组件布局型态也可能更为复杂。
实施例1
本实施例公开了一种亚轨道卫星的压心设计方法，通过对亚轨道卫星的压心位置的设计，将气动力矩从卫星的姿态干扰力矩转换为有用的姿态控制的恢复力矩，对亚轨道卫星的姿态实现了气动被动稳定控制。其中，压心指的是压力中心，即空气动力的作用线与导弹纵轴的交点。
如图1所示，本实施例的亚轨道卫星的压心设计方法包括：
步骤S11，在模拟环境下计算轨道坐标系下的气动力：
气动力矩的计算相当复杂，跟马赫数、阻力系数、压心系数、质心系数等密切相关，对于特定的亚轨道卫星来讲，轨道高度确定，马赫数和阻力系数即确定。气动力矩主要由压心系数和质心系数所决定。
并且，对于压心位置的设计是在对亚轨道卫星进行设计时完成，因此需要搭建一个模拟环境来实现对亚轨道卫星的压心的计算。在本实施例中，对于亚轨道的大气运动，可以看作是自由分子流，按照以往把气动力矩作为干扰力矩进行计算的经验，模拟环境需进行一下几个基本假设：
1)到达亚轨道卫星表面的大气分子，将动量完全交给了亚轨道卫星的表面；
2)大气热平均运动的速度用麦克斯韦概率最大速度计算约1km/s量级，这小于亚轨道卫星的运行速度；
3)从亚轨道卫星的表面离开的大气分子所产生的动量交换略去不计；
4)采用的大气密度模型为半经验模型。
基于上述条件，对自由分子流(亚轨道的大气)而言，可用下式计算气动力：
式中，ρ表示亚轨道卫星所在的大气密度；
VR表示大气相对亚轨道卫星的速度；
Cd表示阻力系数；
Ap表示迎流面面积；
表示来流方向的单位矢量。
其中，大气相对卫星的速度VR＝VA-VS，其中VS指的是亚轨道卫星相对惯性空间的运动速度，VA是大气相对于惯性空间的速度，通常情况下，取VA＝1.5ωe，ωe表示地球的自转速度，亚轨道卫星的运行圆轨道高度为R，则大气相对亚轨道卫星的速度VR可以近似的通过下式求得：
式(2)中，μ＝3.986×1014m3/s2，为开普勒常数；i为轨道倾角；ω0为亚轨道卫星的轨道角速度，来流方向单位矢量在轨道坐标系的分量为：
其中，t表示升交点时间，λ表示来流方向单位矢量在y轴方向的单位分量。
进一步地，轨道坐标系是指以卫星的质心作为坐标原点，卫星轨道平面作为坐标平面，z 轴有卫星质心指向地心，x轴在轨道平面内与z轴垂直并指向卫星速度方向；y轴与x轴、z 轴右手正交，并且与轨道平面的法线平行。如图2所示，OoXoYoZo表示轨道坐标系，坐标原点为Oo。
由式(1)、式(2)和式(3)，可计算得到轨道坐标系下的气动力：
式中，Fox、Foy和Foz分别表示气动力在轨道坐标系下的x轴方向、y轴方向和z轴方向的分量。
步骤S12，根据轨道坐标系下的所述气动力，计算卫星本体坐标系下的气动力矩：
首先，为了得到卫星本体坐标系下气动力矩，需要将轨道坐标系下气动力转化到卫星本体坐标系下。
所谓卫星本体坐标系是指以卫星的质心作为坐标原点，卫星工作在稳定状态下时，卫星本体坐标系与轨道坐标系同名轴重合，即x轴指向卫星前景方向，z轴由卫星质心指向地心。如图2所示，ObXbYbZb表示卫星本体坐标系，且原点为Ob。
在本实施例中，通过姿态转化矩阵Rbo计算获得本体坐标系下气动力
式(5)中，表示气动力在本体坐标系下的x轴、y轴和z轴的各个分量的表示。
在亚轨道卫星的俯仰角θ、偏航角ψ和滚动角均为小角度的假设条件下，姿态转化矩阵Rbo为：
那么，根据式(4)、式(5)和式(6)，可得到卫星本体坐标系下气动力
然后根据卫星本体坐标系下气动力计算卫星本体坐标系下的气动力矩Mab：
令为卫星本体坐标系下的亚轨道卫星的质心到压心的矢径，其中，lx表示亚轨道的压心质心的相对位置。气动力矩Mab按照如下公式进行计算：
略去气动力矩Mab的二阶小量，则可以得到：
步骤S13，在所述亚轨道卫星的俯仰轴和偏航轴被动稳定的条件下，依据所述气动力矩计算所述亚轨道卫星的压心，以便于所述亚轨道卫星在运行时，所述气动力矩自动转化为卫星姿态控制的恢复力矩，对所述亚轨道卫星的姿态实现气动被动稳定控制。
对亚轨道卫星进行设计时，在卫星本体坐标系的x轴方向上，亚轨道卫星的压心必然在质心的后面，即lx<0。
进一步地，为了提供控制俯仰和偏航的恢复力矩，保证卫星俯仰角和偏航角满足的被动稳定，气动力矩y轴分量Maby和z轴分量Mabz分别与俯仰角和偏航角反号，由式(9)计算可得：
由此，根据以下条件：
可计算求得亚轨道卫星的压心和质心之间的相对位置。
在亚轨道卫星的压心位置相对于质心，满足式(10)的要求的情况下，亚轨道卫星在运行时，将大气施加于亚轨道卫星的气动力矩转换为卫星姿态控制的恢复力矩，在不需要施加外力的情况下通过该恢复力矩实现了对亚轨道卫星的姿态的气动被动稳定控制。
上面各种方法的步骤划分，只是为了描述清楚，实现时可以合并为一个步骤或者对某些步骤进行拆分，分解为多个步骤，只要包含相同的逻辑关系，都在本专利的保护范围内；对算法中或者流程中添加无关紧要的修改或者引入无关紧要的设计，但不改变其算法和流程的核心设计都在该专利的保护范围内。
实施例2
本实施例公开了一种亚轨道卫星的压心设计系统，通过对亚轨道卫星的压心位置的设计，将气动力矩从卫星的姿态干扰力矩转换为有用的姿态控制的恢复力矩，对亚轨道卫星的姿态实现了气动被动稳定控制。
如图3所示，本实施例的亚轨道卫星的压心设计系统300包括：
气动力计算模块310，用于在模拟环境下计算轨道坐标系下的气动力：
其中，模拟环境需满足以下条件：
1)到达亚轨道卫星表面的大气分子，将动量完全交给了亚轨道卫星的表面；
2)大气热平均运动的速度用麦克斯韦概率最大速度计算约1km/s量级，这小于亚轨道卫星的运行速度；
3)从亚轨道卫星的表面离开的大气分子所产生的动量交换略去不计；
4)采用的大气密度模型为半经验模型。
轨道坐标系下的气动力为：
气动力矩计算模块320，用于根据轨道坐标系下的所述气动力，计算卫星本体坐标系下的气动力矩：
气动力矩计算模块320先根据轨道坐标系下的气动力转换为卫星本体坐标系下的气动力，再依据卫星本体坐标系下的气动力计算气动力矩：
压心计算模块330，用于在所述亚轨道卫星的俯仰轴和偏航轴被动稳定的条件下，依据所述气动力矩计算所述亚轨道卫星的压心，以便于所述亚轨道卫星在运行时，所述气动力矩自动转化为卫星姿态控制的恢复力矩，对所述亚轨道卫星的姿态实现气动被动稳定控制：
根据计算求得亚轨道卫星的压心和质心之间的相对位置。在满足式(10)的要求的情况下，亚轨道卫星在运行时，将大气施加于亚轨道卫星的气动力矩转换为卫星姿态控制的恢复力矩，在不需要施加外力的情况下通过该恢复力矩实现了对亚轨道卫星的姿态的气动被动稳定控制。
本实施例为与第一实施例相对应的方法系统例，本实施例可与第一实施例互相配合实施。第一实施例中提到的相关技术细节在本实施例中依然有效，为了减少重复，这里不再赘述。相应地，本实施例中提到的相关技术细节也可应用在第一实施例中。
实施例3
本实施例还公开了一种亚轨道卫星的姿态控制方法，其中，亚轨道卫星的压心是采用实施例1公开的方法进行设计的，在此不再赘述。
亚轨道卫星在轨道上运行时，由于空间各种环境干扰的存在，当气动恢复力矩无法完全抵消其他各种空间环境干扰力矩时，将使得亚轨道卫星的姿态逐渐偏离其中心平衡位置而缓慢发散，因此采用气动被动稳定设计方案的卫星需要施加主动控制力矩克服其他干扰源，所以亚轨道卫星的控制算法设计为：气动被动稳定+主动控制相结合的方式。其中，主动控制为主动喷气控制，其施加的方式采用继电器控制方式。当然，本发明的主动控制并不仅限于主动喷气控制方式，只要是通过施加外力来实现对亚轨道卫星的姿态控制，均在本发明的保护范围内。
如图4所示，本实施例的亚轨道卫星的姿态控制方法包括：
步骤S41，判断所述亚轨道卫星的姿态偏差|△α|及所述姿态偏差的变化过程：
其中，姿态偏差|△α|包括俯仰角偏差和/或偏航角偏差。
姿态偏差的变化过程包括：姿态偏差处于增大的过程、姿态偏差处于减小的过程。如图 5所示，箭头表示姿态偏差的变化过程。
步骤S42，根据所述姿态偏差和所述姿态偏差的变化过程，对所述亚轨道卫星进行姿态的控制：
当所述姿态偏差处于增大的过程，且|△α|≤α2，则采用气动被动稳定控制；
当所述姿态偏差处于增大的过程，且|△α|>α2，则启动主动控制，采用气动被动稳定控制与主动控制相结合的方式；
当所述姿态偏差处于减小的过程，且|△α|>α1，则启动主动控制，采用气动被动稳定控制与主动控制相结合的方式；
当所述姿态偏差处于减小的过程，且|△α|≤α1，则采用气动被动稳定控制；
其中，α1表示姿态偏差的第一阈值；α2表示姿态偏差的第二阈值。并且，第一阈值α1和第二阈值α2是由实际的亚轨道卫星的运行情况而决定的。
实施例4
本实施例公开了一种亚轨道卫星的姿态控制系统600，如图6所示，包括：
判断模块610，用于判断所述亚轨道卫星的姿态偏差|△α|及所述姿态偏差的变化过程；
姿控模块620，用于根据所述判断模块的判断结果控制所述亚轨道卫星的姿态：
当所述姿态偏差处于增大的过程，且|△α|≤α2，则采用气动被动稳定控制；
当所述姿态偏差处于增大的过程，且|△α|>α2，则启动喷气控制，采用气动被动稳定控制与主动控制相结合的方式；
当所述姿态偏差处于减小的过程，且|△α|>α1，则启动喷气控制，采用气动被动稳定控制与主动控制相结合的方式；
当所述姿态偏差处于减小的过程，且|△α|≤α1，则采用气动被动稳定控制。
其中，α1表示姿态偏差的第一阈值；α2表示姿态偏差的第二阈值。
不难发现，本实施例为与第三实施例相对应的系统实施例，本实施例可与第三实施例互相配合实施。第三实施例中提到的相关技术细节在本实施例中依然有效，为了减少重复，这里不再赘述。相应地，本实施例中提到的相关技术细节也可应用在第三实施例中。
综上所述，本发明的一种亚轨道卫星的压心设计方法、姿态控制方法和系统，通过对亚轨道卫星的压心位置的设计，将气动力矩从卫星的姿态干扰力矩转换为有用的姿态控制的恢复力矩，对亚轨道卫星的姿态实现了气动被动稳定控制；并在亚轨道卫星运行时，对亚轨道卫星的姿态采用主动和被动相结合的控制方式。本发明不但解决了较大的气动力矩对亚轨道卫星的姿态控制所造成的干扰，还节省了对亚轨道卫星的姿态控制执行部件(主动控制需采用姿态控制执行部件)的成本。甚至在亚轨道卫星姿态控制精度要求不高的场合下，可以省去姿态控制执行部件，从而大大降低了卫星的尺寸、功耗、成本等等，为亚轨道卫星的姿态控制提供了有了的技术保障。所以，本发明有效克服了现有技术中的种种缺点而具高度产业利用价值。
上述实施例仅例示性说明本发明的原理及其功效，而非用于限制本发明。任何熟悉此技术的人士皆可在不违背本发明的精神及范畴下，对上述实施例进行修饰或改变。因此，举凡所属技术领域中具有通常知识者在未脱离本发明所揭示的精神与技术思想下所完成的一切等效修饰或改变，仍应由本发明的权利要求所涵盖。
Claims (9)
1.一种亚轨道卫星的姿态控制方法，其特征在于：所述亚轨道卫星的压心是采用亚轨道卫星的压心设计方法设计完成的，且所述亚轨道卫星的俯仰轴和偏航轴被动稳定；所述亚轨道卫星的姿态控制方法包括：
判断所述亚轨道卫星的姿态偏差|Δα|及所述姿态偏差的变化过程；
根据所述姿态偏差和所述姿态偏差的变化过程，对所述亚轨道卫星的姿态进行控制：
当所述姿态偏差处于增大的过程，且|Δα|≤α2，则采用气动被动稳定控制；
当所述姿态偏差处于增大的过程，且|Δα|＞α2，则启动主动控制，采用气动被动稳定控制与主动控制相结合的方式；
当所述姿态偏差处于减小的过程，且|Δα|＞α1，则启动主动控制，采用气动被动稳定控制与主动控制相结合的方式；
当所述姿态偏差处于减小的过程，且|Δα|≤α1，则采用气动被动稳定控制；
其中，α1表示姿态偏差的第一阈值；α2表示姿态偏差的第二阈值。
2.根据权利要求1所述的亚轨道卫星的姿态控制方法，其特征在于：所述姿态偏差|Δα|包括俯仰角偏差和/或偏航角偏差。
3.根据权利要求1所述的亚轨道卫星的姿态控制方法，其特征在于，所述亚轨道卫星的压心设计方法包括：
在模拟环境下计算轨道坐标系下的气动力；
根据轨道坐标系下的所述气动力，计算卫星本体坐标系下的气动力矩；
在所述亚轨道卫星的俯仰轴和偏航轴被动稳定的条件下，依据所述气动力矩计算所述亚轨道卫星的压心，以便于所述亚轨道卫星在运行时，所述气动力矩自动转化为卫星姿态控制的恢复力矩，对所述亚轨道卫星的姿态实现气动被动稳定控制。
4.根据权利要求3所述的亚轨道卫星的姿态控制方法，其特征在于：所述模拟环境满足以下条件：
到达所述亚轨道卫星的表面的大气分子将动量完全交给所述亚轨道卫星的表面；
大气热平均运动的速度用麦克斯韦概率最大速度计算；
从所述亚轨道卫星的表面离开的大气分子所产生的动量交换忽略不计；
大气密度模型为半经验模型。
5.根据权利要求3所述的亚轨道卫星的姿态控制方法，其特征在于：轨道坐标系下的所述气动力是按照如下公式计算获得的：
<mrow>
<msub>
<mover>
<mi>F</mi>
<mo>&RightArrow;</mo>
</mover>
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<mo>&RightArrow;</mo>
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<mi>C</mi>
<mi>d</mi>
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<mi>A</mi>
<mi>p</mi>
</msub>
</mrow>
</mtd>
</mtr>
<mtr>
<mtd>
<mrow>
<mfrac>
<mrow>
<msup>
<msub>
<mi>&rho;V</mi>
<mi>R</mi>
</msub>
<mn>2</mn>
</msup>
</mrow>
<mn>2</mn>
</mfrac>
<msub>
<mi>C</mi>
<mi>d</mi>
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<mi>A</mi>
<mi>p</mi>
</msub>
<mi>&lambda;</mi>
</mrow>
</mtd>
</mtr>
<mtr>
<mtd>
<mn>0</mn>
</mtd>
</mtr>
</mtable>
</mfenced>
<mo>;</mo>
</mrow>
其中，ρ表示所述亚轨道卫星所在处的大气密度；VR表示大气相对所述亚轨道卫星的速度；Cd表示阻力系数；Ap表示迎流面面积；表示来流方向的单位矢量；其中，VR和都与轨道倾角和所述亚轨道卫星的轨道角速度相关，λ表示来流方向单位矢量在y轴方向的单位分量。
6.根据权利要求5所述的亚轨道卫星的姿态控制方法，其特征在于：所述根据轨道坐标系下的所述气动力，计算卫星本体坐标系下的气动力矩的步骤包括：
将轨道坐标系下的所述气动力通过姿态转化矩阵Rbo转换得到卫星本体坐标系下的气动力：
依据卫星本体坐标系下的气动力计算卫星本体坐标系下的所述气动力矩：其中，表示所述亚轨道卫星的质心到所述压心的矢径，且lx表示所述亚轨道卫星的所述压心与所述质心的相对位置。
7.根据权利要求6所述的亚轨道卫星的姿态控制方法，其特征在于：在所述亚轨道卫星的俯仰角θ、偏航角ψ和滚动角为小角度的假设条件下，所述姿态转化矩阵Rbo为：那么：
本体坐标系下的气动力为：
本体坐标系下的所述气动力矩为：
8.根据权利要求7所述的亚轨道卫星的姿态控制方法，其特征在于：所述亚轨道卫星的俯仰轴和偏航轴被动稳定的条件包括：
由该式计算获得所述压心与所述质心的相对位置关系lx，从而确定所述压心的位置。
9.一种亚轨道卫星的姿态控制系统，其特征在于：所述亚轨道卫星的压心是采用亚轨道卫星的压心设计方法设计完成的，且所述亚轨道卫星的俯仰轴和偏航轴被动稳定；所述亚轨道卫星的姿态控制系统包括：
判断模块，用于判断所述亚轨道卫星的姿态偏差|Δα|及所述姿态偏差的变化过程；
姿控模块，用于根据所述判断模块的判断结果控制所述亚轨道卫星的姿态：
当所述姿态偏差处于增大的过程，且|Δα|≤α2，则采用气动被动稳定控制；
当所述姿态偏差处于增大的过程，且|Δα|＞α2，则启动主动控制，采用气动被动稳定控制与主动控制相结合的方式；
当所述姿态偏差处于减小的过程，且|Δα|＞α1，则启动主动控制，采用气动被动稳定控制与主动控制相结合的方式；
当所述姿态偏差处于减小的过程，且|Δα|≤α1，则采用气动被动稳定控制；
其中，α1表示姿态偏差的第一阈值；α2表示姿态偏差的第二阈值。
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