CN108639385B - 一种无基准最简姿控系统快速稳定控制的实现方法 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种无基准最简姿控系统快速稳定控制的实现方法，该方法是一种在空间环境未知，自身初始状态未知的情况下可快速寻找卫星姿态基准和建立稳定姿态的方法，采用最简敏感器组合实现极端初始条件下角速率阻尼和对地姿态捕获。该方法敏感器采用模拟太敏获得卫星角速度信息，采用以大视场可见光地球敏感器为主辅以双矢量算法获得对地指向偏差，执行部件采用反作用轮组实现姿态稳定控制，微型姿控推力器实现初始入轨角速率阻尼和反作用轮组卸载。本发明采用最简敏感器组合完成极端初始条件下的卫星姿控任务，提高了姿控系统的实时性、快速性，降低了姿控系统的成本。

Description

一种无基准最简姿控系统快速稳定控制的实现方法

技术领域

本发明涉及一种卫星姿态测量与控制方法，尤其涉及一种无基准最简姿控系统快速稳定控制的实现方法，属于卫星姿态控制技术领域。

背景技术

现代微纳卫星以微机电技术为基础，朝着功能密度越来越高，质量、体积、功耗越来越小的方向发展。姿态确定与控制子系统是卫星平台的重要组成部分，在一定程度上决定了卫星所能实现的在轨功能。卫星载荷要求越来越高，其占整星的质量功耗比例越来越大，留给姿控系统的质量功耗预算就越来越小。利用有限的资源实现复杂的姿控任务，对于提高卫星的功能密度、增强卫星的实用性具有重要意义。

传统的卫星姿态测量算法采用陀螺+地球敏感器或者陀螺+星敏感器组成的扩展卡尔曼滤波算法(EKF)来完成，然而EKF算法需要收敛时间，难以保证实时性的要求。卫星刚入轨与运载分离后一般会有较大的角速度，虽然陀螺零点在地面已进行标定，但是卫星入轨后空间环境状态未知，陀螺零点基准已经发生改变，失去参考价值，重新估算陀螺零点需花费较长时间。因此传统的姿态测量方法将不能够满足某些任务实时性要求较高的卫星。卫星角速率消旋完成后，卫星需要建立稳定的三轴对地姿态。传统的做法是开启星敏感器等确定卫星姿态，但是星敏感器开发成本高、难度大、价格昂贵，且星敏感器建立稳定工作状态仍然需要一定的时间，降低了卫星任务的实时性。

因此，设计一套最简姿控系统，以最简的敏感器和执行机构配置完成卫星从刚入轨到快速建立稳定姿态以满足卫星任务实时性要求，成为姿态控制技术领域亟需解决的问题，具有十分重要的工程意义。

发明内容

本发明的目的在于设计一种无基准最简姿控系统快速稳定控制的实现方法，是采用最简敏感器和执行机构组合的姿控系统完成卫星刚入轨后的角速率阻尼和对地姿态捕获的方法，具有实时性、快速性、低成本、低功耗的优点。

为达到上述目的，本发明提出的姿控系统所采用的敏感器为模拟太阳敏感器和大视场可见光地球敏感器，执行机构采用反作用轮组和微型姿控推力器。其中，模拟太阳敏感器用于完成卫星角速率估计，以大视场可见光地球敏感器为主辅以双矢量算法用于完成地球捕获，反作用轮组完成姿态稳定控制，微型姿控推力器完成初始角速率消旋和反作用轮组卸载。

本发明的无基准最简姿控系统快速稳定控制的实现方法，包括如下步骤：

1)卫星入轨后开启模拟太敏，根据卫星模拟太敏总电流大小的变化以及模拟太敏之间的切换求得卫星角速度大小和方向；

2)卫星角速度估计出来以后，开启微型姿控推力器，反向施加推力将卫星角速率阻尼；

3)待卫星角速度降至≤1.5°/s后，开启大视场可见光地球敏感器捕获地球方位，获得卫星当前对地指向偏差；利用双矢量算法计算出卫星角速度偏差，所述的双矢量是指太阳敏感器测得的太阳矢量和大视场可见光地球敏感器测得的地球矢量；

4)开启反作用轮组进行对地姿态稳定控制，利用步骤3)计算得到的对地指向偏差和角速度偏差作为PD控制器的输入，同时微型姿控推力器卸载反作用轮组角动量，防止飞轮转速饱和。

本发明所述的无基准最简姿控系统，其控制对象是立方体卫星，由六个面组成(+X,-X,+Y,-Y,+Z,-Z)；敏感器包括模拟太敏、大视场可见光地球敏感器，卫星入轨后，空间环境和自身姿态基准均未知，仅利用模拟太阳敏感器测量卫星与运载分离后的姿态角速度。模拟太阳敏感器为四象限太阳敏感器。太阳光线通过顶层挡板的小孔照射到敏感器内部的四个太阳能电池片上，通过对光生电流的放大、采样，比较解算出太阳矢量。模拟太阳敏感器贴装在卫星的六个面，实现卫星对太阳矢量的全视场敏感。大视场可见光地球敏感器是测量卫星对地姿态捕获过程中的主要部件。该敏感器安装在卫星的对地面上，其作用是测量地球矢量。执行机构包括反作用轮组和微型姿控推力器。反作用轮组是卫星姿态稳定控制过程的执行部件。反作用轮组有四个飞轮组成，安装方式为三正交+一斜装。卫星与运载分离经速率阻尼后，姿控算法根据敏感器测得的数据计算卫星当前姿态误差，进而计算出控制力矩输出到反作用轮组，通过飞轮的加减速实现卫星的稳态控制。微型姿控推力器是卫星入轨后初始角速率消旋以及反作用轮组角动量卸载的部件。微型姿控推力器以液氨为工质，产生的推力是固定的。推力器通过控制电磁阀的开关时间产生反向推力完成卫星入轨后角速率消旋和反作用轮组转速卸载。

上述技术方案中，步骤1)中通过模拟太敏获得卫星角速度大小和方向具体为：

根据模拟太阳敏感器的电流确定太阳光线入射角θ＝arccos(I/I_MAX)，其中I为卫星太阳能电池片产生的电流大小，I_MAX为太阳光垂直入射太阳能电池片产生的最大电流，θ_s为卫星当前受照面法线与太阳矢量的夹角；记录前、后两次采样的太阳入射角θ_s和θ_s0，采样时间间隔为Δt，计算得到卫星轨道坐标系相对于本体系的滚动轴角速度(ω_X)、俯仰轴角速度(ω_Y)或者偏航轴角速度(ω_Z)大小为

ω_i＝(θ_s-θ_s0)/Δt,i＝X,Y or Z

根据模拟太敏切换方式，判别卫星角速度的方向，具体判别方法为：观察模拟太敏太阳能电池片总电流，然后按照如下规则判读卫星角速度方向：

①卫星轨道系相对于本体系角速度沿+X方向：-Y面电流先增大后减小，+Z面由小变大再变小，+Y面电流由小变大再变小，-Z面电流由小变大再变小，即卫星受太阳光照顺序为-Y＝>+Z＝>+Y＝>-Z；

②卫星轨道系相对于本体系角速度沿-X方向：-Y面电流先增大后减小，-Z面由小变大再变小，+Y面电流由小变大再变小，+Z面电流由小变大再变小，即卫星受太阳光照顺序为-Y＝>-Z＝>+Y＝>+Z；

③卫星轨道系相对于本体系角速度沿+Y方向：+X面电流先增大后减小，+Z面由小变大再变小，-X面电流由小变大再变小，-Z面电流由小变大再变小，即卫星受太阳光照顺序为+X＝>+Z＝>-X＝>-Z；

④卫星轨道系相对于本体系角速度沿-Y方向：+X面电流先增大后减小，-Z面由小变大再变小，-X面电流由小变大再变小，+Z面电流由小变大再变小，即卫星受太阳光照顺序为+X＝>-Z＝>-X＝>+Z；

⑤卫星轨道系相对于本体系角速度沿+Z方向：-Y面电流先增大后减小，-X面由小变大再变小，+Y面电流由小变大再变小，+X面电流由小变大再变小，即卫星受太阳光照顺序为-Y＝>-X＝>+Y＝>+X；

⑥卫星轨道系相对于本体系角速度沿-Z方向：-Y面电流先增大后减小，+X面由小变大再变小，+Y面电流由小变大再变小，-X面电流由小变大再变小，即卫星受太阳光照顺序为-Y＝>+X＝>+Y＝>-X。

步骤2)中开启微型姿控推力器将卫星角速度阻尼，微型姿控推力器需施加的消旋力矩T_c为：

T_c＝-Jω

其中J是卫星转动惯量，ω为经步骤1)获得的卫星三轴角速度。

5.根据权利要求1所述的无基准最简姿控系统快速稳定控制的实现方法，其特征在于，

步骤3)中获得卫星当前对地指向偏差具体方法为：

利用地球敏感器测得的地球矢量采用欧拉轴角的方法，使得卫星对地面指向地球，欧拉轴e和欧拉角θ_e可通过下式计算：

欧拉轴

e＝[e_x,e_y,e_z]＝E_b×E_d

E_b为大视场可见光地球敏感器测得的地球矢量，E_d为目标地球矢量，设为E_d＝[0；0；1]；

欧拉角

θ_e＝acos(E_b·E_d)

则可求得姿态机动四元数

则姿态误差四元数

上式中，

为四元数运算符，q_d为控制目标姿态四元数，q_d＝[0；0；0；1]；

步骤3)中采用双矢量算法获得卫星角速度偏差，具体方法为：

在轨道参考坐标系中建立辅助正交坐标系V，其各坐标轴的单位矢量为

在本体参考系建立辅助正交坐标系U，其各坐标轴的单位矢量为：

其中E_o、S_o分别为轨道坐标系中的参考地球矢量和太阳矢量，S_b、E_b分别为模拟太敏测得的太阳矢量和大视场可见光地球敏感器测得的地球矢量；

令V_R＝[V₁ V₂ V₃]和U_b＝[U₁ U₂ U₃]分别为V和U坐标系在轨道系和本体系中的方向余弦阵，有

U_b＝A_bo·V_R

A_bo∈R_3×3即从轨道坐标系到卫星本体系的姿态矩阵。根据姿态矩阵和姿态角的关系

(

θ、ψ分别为卫星姿态的滚动角、俯仰角、偏航角)

解算卫星姿态角的公式为

将前、后时刻的姿态角差分即得到卫星的角速度误差ω_e。

步骤4)中，卫星入轨完成速率阻尼后打开反作用轮组，转入PD控制模式，实现对地姿态捕获，控制律如下：

其中，

为姿态误差四元数的矢量部分，q_e4为姿态误差四元数标量部分，ω_e为双矢量算法计算得到的姿态角速度误差，q_e、ω_e均由步骤三求得；K_p为PD控制器的比例系数，K_d为PD控制器的微分系数；T_cw为计算得到的卫星三轴控制力矩；

随后按照下式将卫星三轴控制力矩T_cw分配至由四颗飞轮组成的反作用轮组：

其中，C_m为反作用轮组的安装矩阵，

为C_m的伪逆矩阵，用于把三轴理论控制力矩T_cw转换至反作用轮组力矩T_{c_mom}。

根据T_{c_mom}计算每个反作用轮所需产生的角加速度

并输出给反作用轮组，通过改变反作用轮转速使卫星姿态稳定下来。

为防止飞轮转速饱和，采用微型姿控推力器卸载的方式降低飞轮转速，具体公式为：

ΔH＝-k(H_w-H_n)

其中，ΔH为期望卸载的飞轮角动量，k为卸载增益，H_w为飞轮角动量的合成矢量，H_n为标称角动量，设为0。

本发明的有益效果是：

1)整个系统采用最简敏感器和执行机构组合，降低了卫星姿控系统的成本和功耗；

2)卫星入轨便可完成与运载分离后的角速率阻尼和对地姿态捕获，实现极端初始条件下快速建立稳定工作状态，对于某些实时性要求较高的卫星，本发明对于保障卫星任务的顺利实施具有重要意义。

附图说明

图1为本发明的无基准最简姿控系统快速稳定控制流程图。

具体实施方式

一种无基准最简姿控系统快速稳定控制的实现方法，包括如下步骤：(图1所示为流程图)：

1)卫星入轨后开启模拟太敏，根据卫星模拟太敏总电流大小的变化以及模拟太敏之间的切换可以求得卫星角速度大小和方向；

2)卫星角速度估计出来以后，开启微型姿控推力器，反向施加推力将卫星角速率阻尼；

3)待卫星角速度降下来后(≤1.5°/s)，开启大视场可见光地球敏感器捕获地球方位，获得卫星当前对地指向偏差。利用双矢量算法(太阳敏感器测得的太阳矢量和大视场可见光地球敏感器测得的地球矢量)计算出卫星角速度偏差；

4)开启反作用轮组进行对地姿态稳定控制，利用步骤3)计算得到的对地指向偏差和角速度偏差作为PD控制器的输入，同时微型姿控推力器卸载反作用轮组角动量，防止飞轮转速饱和。

下面对上述四个步骤进行详细说明。

步骤一：模拟太敏估计角速度大小和方向

太阳能电池片的电流与太阳入射角近似满足余弦关系，即：I＝I_MAX·cosθ_s，其中I为太阳能电池片产生的电流大小，I_MAX为太阳光垂直入射太阳能电池片产生的最大电流，θ_s为卫星当前受照面法线与太阳矢量的夹角。

因此，根据模拟太阳敏感器的电流可确定太阳光线入射角θ＝arccos(I/I_MAX)，记录前后采样时间间隔内(Δt)的太阳入射角θ_s和θ_s0，可计算得到卫星轨道坐标系相对于本体系的滚动轴角速度(ω_X)、俯仰轴角速度(ω_Y)或者偏航轴角速度(ω_Z)大小为

ω_i＝(θ_s-θ_s0)/Δt,i＝X,Y or Z

根据模拟太敏切换方式，可判别卫星角速度的方向。具体判别方法为：观察模拟太敏太阳能电池片总电流，然后按照如下规则判读卫星角速度方向：

①卫星轨道系相对于本体系角速度沿+X方向：-Y面电流先增大后减小，+Z面由小变大再变小，+Y面电流由小变大再变小，-Z面电流由小变大再变小，即卫星受太阳光照顺序为-Y＝>+Z＝>+Y＝>-Z

②卫星轨道系相对于本体系角速度沿-X方向：-Y面电流先增大后减小，-Z面由小变大再变小，+Y面电流由小变大再变小，+Z面电流由小变大再变小，即卫星受太阳光照顺序为-Y＝>-Z＝>+Y＝>+Z

③卫星轨道系相对于本体系角速度沿+Y方向：+X面电流先增大后减小，+Z面由小变大再变小，-X面电流由小变大再变小，-Z面电流由小变大再变小，即卫星受太阳光照顺序为+X＝>+Z＝>-X＝>-Z

④卫星轨道系相对于本体系角速度沿-Y方向：+X面电流先增大后减小，-Z面由小变大再变小，-X面电流由小变大再变小，+Z面电流由小变大再变小，即卫星受太阳光照顺序为+X＝>-Z＝>-X＝>+Z

⑤卫星轨道系相对于本体系角速度沿+Z方向：-Y面电流先增大后减小，-X面由小变大再变小，+Y面电流由小变大再变小，+X面电流由小变大再变小，即卫星受太阳光照顺序为-Y＝>-X＝>+Y＝>+X

⑥卫星轨道系相对于本体系角速度沿-Z方向：-Y面电流先增大后减小，+X面由小变大再变小，+Y面电流由小变大再变小，-X面电流由小变大再变小，即卫星受太阳光照顺序为-Y＝>+X＝>+Y＝>-X

通过前后时刻太阳入射角的变化计算得到卫星角速度大小及受照模拟太敏之间的切换规则可得到卫星角速度方向，由此可得卫星角速度大小和方向。

步骤二：开启微型姿控推力器进行消旋

本设计采用的角速率阻尼算法如下：

T_c＝-Jω

其中J是卫星转动惯量，通过地面测试获取；ω为卫星三轴角速度，由步骤一获取，ω＝[ω_X,ω_Y,ω_Z]；T_c为微型姿控推力器需施加的消旋力矩大小。

步骤三：开启大视场可见光地球敏感器捕获地球

利用地球敏感器捕获地球，可利用地球敏感器测得的地球矢量采用欧拉轴角的方法，使得卫星对地面指向地球。欧拉轴e和欧拉角θ_e可通过下式计算：

欧拉轴

e＝[e_x,e_y,e_z]＝E_b×E_d

E_b为大视场可见光地球敏感器测得的地球矢量，E_d为目标地球矢量，设为E_d＝[0；0；1]

欧拉角

θ_e＝acos(E_b·E_d)

则可求得姿态机动四元数

则姿态误差四元数

上式中，

为四元数运算符，q_d为控制目标姿态四元数，q_d＝[0；0；0；1]。

卫星姿态角速度由模拟太阳敏感器和大视场可见光地球敏感器组成的双矢量定姿算法计算得到(双矢量定姿算法可详见《卫星轨道姿态动力学与控制》，章仁为，1998，北京航空航天大学出版社)，具体算法为：

在轨道参考坐标系中建立辅助正交坐标系V，各坐标轴的单位矢量为

在本体参考系建立辅助正交坐标系U，各坐标轴的单位矢量为：

其中E_o、S_o分别为轨道坐标系中的参考地球矢量和太阳矢量，S_b、E_b分别为模拟太敏测得的太阳矢量和大视场可见光地球敏感器测得的地球矢量。

令V_R＝[V₁ V₂ V₃]和U_b＝[U₁ U₂ U₃]分别为V和U坐标系在轨道系和本体系中的方向余弦阵，有

U_b＝A_bo·V_R

A_bo∈R_3×3即从轨道坐标系到卫星本体系的姿态矩阵。根据姿态矩阵和姿态角的关系

(

θ、ψ分别为卫星姿态的滚动角、俯仰角、偏航角)

解算卫星姿态角的公式为

将前、后时刻的姿态角差分即得到卫星的角速度误差ω_e。

步骤四：开启反作用轮组进行稳态控制，微型姿控推力器卸载反作用轮组角动量

卫星入轨完成速率阻尼后(卫星角速度≤1.5°/s)，打开反作用轮组，转入PD控制模式，实现对地姿态捕获，控制律如下：

其中，

为姿态误差四元数的矢量部分，q_e4为姿态误差四元数标量部分，ω_e为双矢量算法计算得到的姿态角速度误差，q_e、ω_e均由步骤三求得；K_p为PD控制器的比例系数，K_d为PD控制器的微分系数；T_cw为计算得到的卫星三轴控制力矩。

随后按照下式将卫星三轴控制力矩T_cw分配至由四颗飞轮组成的反作用轮组：

其中，C_m为反作用轮组的安装矩阵，

为C_m的伪逆矩阵，用于把三轴理论控制力矩T_cw转换至反作用轮组力矩T_{c_mom}。

根据T_{c_mom}计算每个反作用轮所需产生的角加速度

并输出给反作用轮组，通过改变反作用轮转速使卫星姿态稳定下来。

为防止飞轮转速饱和，采用微型姿控推力器卸载的方式，降低飞轮转速，具体公式为：

ΔH＝-k(H_w-H_n)

其中，ΔH为期望卸载的飞轮角动量，k为卸载增益，H_w为飞轮角动量的合成矢量，H_n为标称角动量，一般设为0，以保证反作用轮组一直处于低角动量状态。

Claims (6)

1.一种无基准最简姿控系统快速稳定控制的实现方法，其特征在于，包括如下步骤：

1)卫星入轨后开启模拟太敏，根据卫星模拟太敏总电流大小的变化以及模拟太敏之间的切换求得卫星角速度大小和方向；

2)卫星角速度估计出来以后，开启微型姿控推力器，反向施加推力将卫星角速率阻尼；

3)待卫星角速度降至≤1.5°/s后，开启大视场可见光地球敏感器捕获地球方位，获得卫星当前对地指向偏差；利用双矢量算法计算出卫星角速度偏差，所述的双矢量是指太阳敏感器测得的太阳矢量和大视场可见光地球敏感器测得的地球矢量；

其中获得卫星当前对地指向偏差具体方法为：

利用地球敏感器测得的地球矢量采用欧拉轴角的方法，使得卫星对地面指向地球，欧拉轴e和欧拉角θ_e可通过下式计算：

欧拉轴

e＝[e_x，e_y，e_z]＝E_b×E_d

E_b为大视场可见光地球敏感器测得的地球矢量，E_d为目标地球矢量，设为E_d＝[0；0；1]；

欧拉角

θ_e＝acos(E_b·E_d)

则可求得姿态机动四元数

则姿态误差四元数

上式中，

为四元数运算符，q_d为控制目标姿态四元数，q_d＝[0；0；0；1]；

采用双矢量算法获得卫星角速度偏差，具体方法为：

在轨道参考坐标系中建立辅助正交坐标系V，其各坐标轴的单位矢量为

V₁＝E_o

V₃＝V₁×V₂

在本体参考系建立辅助正交坐标系U，其各坐标轴的单位矢量为：

U₁＝E_b

U₃＝U₁×U₂

其中E_o、S_o分别为轨道坐标系中的参考地球矢量和太阳矢量，S_b、E_b分别为模拟太敏测得的太阳矢量和大视场可见光地球敏感器测得的地球矢量；

令V_R＝[V₁ V₂ V₃]和U_b＝[U₁ U₂ U₃]分别为V和U坐标系在轨道系和本体系中的方向余弦阵，有

U_b＝A_bo·V_R

A_bo即从轨道坐标系到卫星本体系的姿态矩阵，根据姿态矩阵和姿态角的关系解算卫星姿态角，将前、后时刻的姿态角差分即得到卫星的角速度误差ω_e；

4)开启反作用轮组进行对地姿态稳定控制，利用步骤3)计算得到的对地指向偏差和角速度偏差作为PD控制器的输入，同时微型姿控推力器卸载反作用轮组角动量，防止飞轮转速饱和。

2.根据权利要求1所述的无基准最简姿控系统快速稳定控制的实现方法，其特征在于，所述的无基准最简姿控系统，其控制对象是立方体卫星，由六个面组成(+X，-X，+Y，-Y，+Z，-Z)；敏感器包括模拟太敏、大视场可见光地球敏感器，模拟太阳敏感器贴装在立方体卫星的六个面，大视场可见光地球敏感器安装在立方体卫星的对地面上；执行机构包括反作用轮组和微型姿控推力器。

3.根据权利要求2所述的无基准最简姿控系统快速稳定控制的实现方法，其特征在于，步骤1)中通过模拟太敏获得卫星角速度大小和方向具体为：

根据模拟太阳敏感器的电流确定太阳光线入射角θ＝arccos(I/I_MAX)，其中I为卫星太阳能电池片产生的电流大小，I_MAX为太阳光垂直入射太阳能电池片产生的最大电流，θ_s为卫星当前受照面法线与太阳矢量的夹角；记录前、后两次采样的太阳入射角θ_s和θ_s0，采样时间间隔为Δt，计算得到卫星轨道坐标系相对于本体系的滚动轴角速度(ω_X)、俯仰轴角速度(ω_Y)或者偏航轴角速度(ω_Z)大小为

ω_i＝(θ_s-θ_s0)/Δt，i＝X，Y or Z

根据模拟太敏切换方式，判别卫星角速度的方向，具体判别方法为：观察模拟太敏太阳能电池片总电流，然后按照如下规则判读卫星角速度方向：

1)卫星轨道系相对于本体系角速度沿+X方向：-Y面电流先增大后减小，+Z面由小变大再变小，+Y面电流由小变大再变小，-Z面电流由小变大再变小，即卫星受太阳光照顺序为-Y＝>+Z＝>+Y＝>-Z；

2)卫星轨道系相对于本体系角速度沿-X方向：-Y面电流先增大后减小，-Z面由小变大再变小，+Y面电流由小变大再变小，+Z面电流由小变大再变小，即卫星受太阳光照顺序为-Y＝>-Z＝>+Y＝>+Z；

3)卫星轨道系相对于本体系角速度沿+Y方向：+X面电流先增大后减小，+Z面由小变大再变小，-X面电流由小变大再变小，-Z面电流由小变大再变小，即卫星受太阳光照顺序为+X＝>+Z＝>-X＝>-Z；

4)卫星轨道系相对于本体系角速度沿-Y方向：+X面电流先增大后减小，-Z面由小变大再变小，-X面电流由小变大再变小，+Z面电流由小变大再变小，即卫星受太阳光照顺序为+X＝>-Z＝>-X＝>+Z；

5)卫星轨道系相对于本体系角速度沿+Z方向：-Y面电流先增大后减小，-X面由小变大再变小，+Y面电流由小变大再变小，+X面电流由小变大再变小，即卫星受太阳光照顺序为-Y＝>-X＝>+Y＝>+X；

6)卫星轨道系相对于本体系角速度沿-Z方向：-Y面电流先增大后减小，+X面由小变大再变小，+Y面电流由小变大再变小，-X面电流由小变大再变小，即卫星受太阳光照顺序为-Y＝>+X＝>+Y＝>-X。

4.根据权利要求1所述的无基准最简姿控系统快速稳定控制的实现方法，其特征在于，步骤2)中开启微型姿控推力器将卫星角速度阻尼，微型姿控推力器需施加的消旋力矩T_c为：

T_c＝-Jω

其中J是卫星转动惯量，ω为经步骤1)获得的卫星三轴角速度。

5.根据权利要求1所述的无基准最简姿控系统快速稳定控制的实现方法，其特征在于，步骤4)中，卫星入轨完成速率阻尼后打开反作用轮组，转入PD控制模式，实现对地姿态捕获，控制律如下：

其中，

为姿态误差四元数的矢量部分，q_e4为姿态误差四元数标量部分，ω_e为双矢量算法计算得到的姿态角速度误差，q_e、ω_e均由步骤三求得；K_p为PD控制器的比例系数，K_d为PD控制器的微分系数；T_cw为计算得到的卫星三轴控制力矩；

随后按照下式将卫星三轴控制力矩T_cw分配至由四颗飞轮组成的反作用轮组：

其中，C_m为反作用轮组的安装矩阵，

为C_m的伪逆矩阵，用于把三轴理论控制力矩T_cw转换至反作用轮组力矩T_{c_mom}；

根据T_{c_mom}计算每个反作用轮所需产生的角加速度

并输出给反作用轮组，通过改变反作用轮转速使卫星姿态稳定下来。

6.根据权利要求5所述的无基准最简姿控系统快速稳定控制的实现方法，其特征在于，为防止飞轮转速饱和，采用微型姿控推力器卸载的方式降低飞轮转速，具体公式为：

ΔH＝-k(H_w-H_n)

其中，ΔH为期望卸载的飞轮角动量，k为卸载增益，H_w为飞轮角动量的合成矢量，H_n为标称角动量，设为0。

Images