CN108945526A - 一种失效卫星的消旋控制方法及系统 - Google Patents

一种失效卫星的消旋控制方法及系统 Download PDF

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CN108945526A CN201810814186.2A CN201810814186A CN108945526A CN 108945526 A CN108945526 A CN 108945526A CN 201810814186 A CN201810814186 A CN 201810814186A CN 108945526 A CN108945526 A CN 108945526A
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    • B64G1/00—Cosmonautic vehicles
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Abstract

本发明提供一种失效卫星的消旋控制方法及系统，其中所述方法包括：基于刚体姿态动力学模型，分析给定外力矩作用下刚体的角速度和转动动能的变化规律，并确定第一消旋阶段的控制策略和第二消旋阶段的控制策略；执行所述第一消旋阶段的控制策略，并测量目标失效卫星的角速度；若判断所述角速度分量满足第一消旋阶段的结束条件，则执行所述第二消旋阶段的控制策略，直至所述目标失效卫星的角速度满足所述第二消旋阶段的结束条件；其中，所述控制策略用于将控制力矩作用于目标失效卫星的给定惯性主轴以使目标失效卫星的角速度降低至预设阈值。本发明可以保证航天器在控制力矩受限、测量不够精确的条件下稳定消旋，控制方案简单，实用性强。

Description

一种失效卫星的消旋控制方法及系统
技术领域
本发明涉及空间技术领域，更具体地，涉及一种失效卫星的消旋控制方法及系统。
背景技术
失效卫星一般绕其最大惯性主轴高速自旋，对失控卫星进行消旋可以使其变成变为稳定或低速旋转目标，失效卫星消旋是一项重要的空间技术，在轨碎片清除、轨目标捕获等方面具有至关重要的作用。在实际的消旋过程中，由于角速度测量不精确，控制存在延迟等因素，总会存在误差。这些误差对于传统测控系统提出了严峻的挑战。
目前的卫星消旋控制方法包括以下几种：1)阻尼式消旋控制方法，采用增加目标转动阻尼或者定时输入阻尼动力矩的方式，使目标能量耗散速度增加；2)反馈消旋控制方法，以目标角速度与任务要求角速度的偏差为观测量，将姿态运动方程线性化或者直接使用非线性方程，设计反馈控制率实现目标消旋，包括线性反馈控制方法和非线性反馈控制方法；3)“阻尼+反馈”的消旋控制方案，使用观测所得目标信息，通过控制器模拟阻尼的作用方式施加外力矩来达到消除目标旋转的目的。这种消旋控制方法结合了反馈式消旋控制方法中控制过程精确可控的特点和阻尼式消旋控制方法中力矩幅值要求低、稳定性高和省能量的特点。“阻尼+反馈”消旋控制方法的着重点是阻尼的设计，通过推导刚体在受特定外力矩条件下的姿态运动方程，得出合适的外力矩作用规律，使得目标的旋转得到控制。
普通的阻尼式消旋控制方法中需要执行机构多次或连续接触目标来实现消旋控制，若执行机构操作失误会很容易对任务星造成危险；线性反馈控制方法不适合角速度偏差值很大的情况，而非线性反馈控制方法的计算过程复杂，且对测控系统的要求较高；应用“阻尼+反馈”的消旋控制方案中，由于有外力矩作用条件下的刚体姿态动力学方程没有解析解，导致模拟力矩施加规律需要通过数值方法求解，控制过程复杂，实用性较低。亟需控制过程简单，对测控系统要求较低的较实用的消旋控制方案。
发明内容
为了克服上述问题或者至少部分地解决上述问题，本发明提供一种失效卫星的消旋控制方法及系统。
根据本发明的一个方面，提供一种失效卫星的消旋控制方法，包括：
基于刚体姿态动力学模型，分析给定外力矩作用下刚体的角速度和转动动能的变化规律，并根据所述变化规律确定第一消旋阶段的控制策略和第二消旋阶段的控制策略；
执行所述第一消旋阶段的控制策略，并对目标失效卫星在控制力矩作用轴上的角速度分量进行跟踪；
若判断所述角速度分量满足第一消旋阶段的结束条件，则执行所述第二消旋阶段的控制策略，直至所述目标失效卫星的角速度满足所述第二消旋阶段的结束条件；
其中，所述第一消旋阶段的控制策略和第二消旋阶段的控制策略用于将控制力矩作用于目标失效卫星的给定惯性主轴以使目标失效卫星的角速度降低至预设阈值。
根据本发明的另一个方面，提供一种失效卫星的消旋控制系统，包括：
控制策略确定模块，用于基于刚体姿态动力学模型，分析给定外力矩作用下刚体的角速度和转动动能的变化规律，并根据所述变化规律确定第一消旋阶段的控制策略和第二消旋阶段的控制策略；
第一执行模块，用于执行所述第一消旋阶段的控制策略，并对目标失效卫星在控制力矩作用轴上的角速度分量进行跟踪；
第二执行模块，用于若判断所述角速度分量满足第一消旋阶段的结束条件，则执行所述第二消旋阶段的控制策略，直至所述目标失效卫星的角速度满足所述第二消旋阶段的结束条件；
其中，所述第一消旋阶段的控制策略和第二消旋阶段的控制策略用于将控制力矩作用于目标失效卫星的给定惯性主轴以使目标失效卫星的角速度降低至预设阈值。
根据本发明的另一个方面，提供一种失效卫星的消旋控制设备，包括：
至少一个处理器；以及与所述处理器通信连接的至少一个存储器，其中：
所述存储器存储有可被所述处理器执行的程序指令，所述处理器调用所述程序指令能够执行上述第一方面的各种可能的实现方式中任一种实现方式所提供的失效卫星的消旋控制方法。
根据本发明的另一个方面，提供一种非暂态计算机可读存储介质，所述非暂态计算机可读存储介质存储计算机指令，所述计算机指令使所述计算机能够执行上述第一方面的各种可能的实现方式中任一种实现方式所提供的失效卫星的消旋控制方法。
本发明提出的一种失效卫星的消旋控制方法及系统，将消旋控制过程分为两个阶段，每个阶段的消旋控制力矩在目标本体系中的方向不变，通过事先给定控制力矩的施加方式可以有效降低在线计算量，可以保证航天器在控制力矩受限、测量不够精确的条件下稳定消旋，同时控制方案简单，实用性强，并可保证控制过程中系统几乎不做负功，能量消耗低。
附图说明
图1为根据本发明一实施例提供的一种失效卫星的消旋控制方法的流程示意图；
图2为根据本发明一实施例提供的消旋控制过程示意图；
图3为本发明一实施例所提供的测量控制系统的工作原理图；
图4为根据本发明另一实施例提供的一种失效卫星的消旋控制系统的结构示意图；
图5为根据本发明另一实施例提供的一种失效卫星的消旋控制设备的结构示意图。
具体实施方式
为使本发明实施例的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整的描述，显然，所描述的实施例仅仅是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他的实施例，都属于本发明保护的范围。
拟阻尼式消旋方法可以用来解决控制机构能力受限和测量设备精度受限的情况。本发明实施例通过推导受外力矩作用下的刚体转动动力学方程，得出对于测量误差具有容忍性且作用方式简单的阻尼作用方式，以此为依据设计拟阻尼，使得控制延迟所造成的误差减小到可以接受的程度，便于控制实现。本发明实施例假定目标为刚体，假定测量误差范数有界。
如图1所示，为本发明一实施例提供的一种失效卫星的消旋控制方法的流程示意图，包括：
S101、基于刚体姿态动力学模型，分析给定外力矩作用下刚体的角速度和转动动能的变化规律，并根据所述变化规律确定第一消旋阶段的控制策略和第二消旋阶段的控制策略。
具体地，由刚体相对质心的动量矩定理，可以将本体系下的角速度、角加速度和外力矩写成分量形式，如公式(1)所示：
其中，下标x、y、z分别代表本体系上的三个惯性主轴，J代表转动惯量，ω代表角速度，代表角加速度，M代表外力矩。
当外力矩为零时，其姿态运动推论满足欧拉方程
由式(2)可以得到两个首次积分，即动量矩和动能可以表示为：
其中，H为刚体转动动量距，T为刚体转动动能。
然后，根据刚体姿态动力学模型，分析给定外力矩作用下刚体的角速度和转动动能的变化规律。分析过程如下：
非合作航天器的惯性矩和角速度可以由探测器获得，因此这里从外力矩、惯性矩和角速度三者之间的关系入手来进行讨论，先讨论单一外力矩作用时的情况。
规律1：对任一惯量主轴施加外力矩不影响其他两轴的转动动能总和。
不失一般性，设初始时刻ω0≠0，对z轴施加力矩M＝(0,0,Mz)T，则由(1)可得：
将式(4)中的前两式交叉相乘，可得
式(5)可以改写为：
则可以得到式(4)有两组解，显然ωz≡0表示目标初始角速度在x轴方向。这里讨论第一组解，对式(5)中的左边式子进行积分可得：
其中，C1为与初始值有关的常数。
从式(7)可知，x和y方向的转动动能线性相关，且与作用在z轴方向上的外力矩M＝(0 0 Mz)T无关。由于x、y、z的轮换对称性，同理可知外力矩为M＝(0,My,0)T或M＝(Mx,0,0)T时有相同结论，即外力矩不影响非作用方向的转动动能。
规律2：若对以角速度ω＝[ωx ωy ωz]T≠0旋转的刚体施加外力矩M＝(Mx MyMz)T，外力矩M满足如下条件
且当惯性矩满足Jx≠Jy≠Jz时，则经过足够长的时间刚体的旋转必然能够停止。
规律3：
若对以角速度ω0＝[ωx0 ωy0 ωz0]T≠0旋转的一般刚体A(Jz＞Jy＞Jx)的最大惯量主轴z轴施加外力矩M＝(Mx,My,Mz)T满足条件Mx＝0,My＝0,Mzωz≤0，且作用时长足够长，则角速度最终会趋向于
刚体转动动力学方程(4)可通过交叉相乘转换为：
由于惯性矩满足Jz＞Jy＞Jx，初始角速度满足ω0≠0,|ω0|≠|ωi|(i＝x,y,z)，则有
对式(9)积分并去除增根得：
其中，
又根据式(12)求导可知，刚体的动能变化率满足
因此，结合式(13)和Mzωz≤0的条件，可知外力矩一直做负功，且只有当ωz≡0时停止。则经过足够长时间之后，外力矩停止作用的平衡点为ω≡(ωxb,ωyb,0)T。根据式(4)，显然有平衡点的角速度可能为
由于式(11)中第二式和第三式右边均为递减函数，因此若ωx和ωz不能同时等于零，则外力矩继续作用，最终平衡点会趋向
若ωx和ωz同时等于零，则由式(11)得：
其中，ωyt表示平衡时刻ωy的值。
此时平衡点会趋向分析式(11)的第二个等式，由于式(4)可知，ωx，ωy，ωz为连续函数，Mzωz为有界间断函数，因此是连续函数，因此对于确定的初值，能够满足ωx和ωz同时等于零的情况是唯一的，实际情况中只有唯一的情况能达到这种平衡，对初始条件的要求苛刻。
实际情况中，由于能量最低原理，系统会趋向于动能最小的稳定状态。平衡点所对应的系统能量为平衡点所对应的系统能量为显然有T1＜T2，因此实际情况中系统的平衡点为
规律4：若对以角速度ω0＝[ωx0 ωy0 ωz0]T≠0旋转的一般刚体A(Jz＞Jy＞Jx)的最大惯性主轴z施加外力矩M＝[Mx 0 0]T，满足条件Mz＝0,My＝0,Mxωx≤0，且作用时长足够长，则角速度最终会趋向于
证明过程与规律3类似，在此不作赘述。
规律5：若对以角速度ω0＝[ωx0 ωy0 ωz0]T≠0旋转的一般刚体A(Jz＞Jy＞Jx)的最大惯量主轴z施加外力矩M＝[0 My 0]T满足条件Mz＝0,Mx＝0,Myωy≤0，且作用时长足够长，则角速度最终会根据初值趋向于和对应的初值条件分别为C2＝0，C2＞0和C2＜0。
由式(1)可得
对应初始值C2＝0，C2＞0和C2＜0的情况，分别有：
因此根据规律3，有：
综合规律3，4，5可以得到消旋控制策略：对目标施加外力矩M＝[0 0 Mz]T满足条件Mx＝0,My＝0,Mzωz≤0(或外力矩M＝[Mx 0 0]T满足条件Mz＝0,My＝0,Mxωx≤0)，经过足够长的时间之后再对目标施加外力矩M＝[Mx 0 0]T(或M＝[0 0Mz]T)直至目标停止旋转。
即消旋控制过程划分两个阶段，可得第一消旋阶段的控制策略和第二消旋阶段的控制策略。通过设计外力矩的施加规律，使系统的转动能量单调递减且对误差敏感性低，从而使系统的能耗下降，稳定性提高。
S102、执行所述第一消旋阶段的控制策略，并对目标失效卫星在控制力矩作用轴上的角速度分量进行跟踪。
首先执行第一消旋阶段的控制策略，并在控制过程中实时测量目标失效卫星在控制力矩作用轴上的角速度分量。
S103、若判断所述角速度分量满足第一消旋阶段的结束条件，则执行所述第二消旋阶段的控制策略，直至所述目标失效卫星的角速度满足所述第二消旋阶段的结束条件。
当经过足够长的时间，目标失效卫星在控制力矩作用轴上的角速度分量满足第一消旋阶段的结束条件时，进入第二消旋阶段，直至所述目标失效卫星的角速度足够小。
其中，所述执行所述第一消旋阶段的控制策略，并对目标失效卫星在控制力矩作用轴上的角速度分量进行跟踪步骤之后，还包括：
若判断所述角速度不满足第一消旋阶段的结束条件，则根据所述第一消旋阶段的控制策略继续进行消旋控制。
如图2所示，为本发明实施例提供的消旋控制过程的实现示意图。本发明实施例的执行主体为测量控制系统。如图3所示为测量控制系统的工作原理图。所述第一消旋阶段的控制策略和第二消旋阶段的控制策略用于将控制力矩作用于目标失效卫星的给定惯性主轴以使目标失效卫星的角速度降低至预设阈值。
本发明实施例提出的一种失效卫星的消旋控制方法，将消旋控制过程分为两个阶段，每个阶段的消旋控制力矩在目标本体系中的方向不变，通过实现给定控制力矩的施加方式可以有效降低在线计算量，降低行在计算机的压力，可以保证航天器在控制力矩受限、测量不够精确的条件下稳定消旋，同时控制方案简单，实用性强，并可保证控制过程中系统几乎不做负功，能量消耗低。
当目标失效卫星的惯性主轴的大小和方向均已知时，根据规律3-5可得，所述第一消旋阶段的控制策略具体为：
在目标失效卫星的最大惯性主轴上作用与目标失效卫星的角速度在所述最大惯性主轴上的分量反向的控制力矩，测量所述目标失效卫星在所述最大惯性主轴上的角速度分量，直至所角速度分量减小至预设阈值；
即对以角速度ω0＝[ωx0 ωy0 ωz0]T≠0旋转的一般刚体A(Jz＞Jy＞Jx)的最大惯量主轴z轴施加外力矩M＝(Mx,My,Mz)T满足条件Mx＝0,My＝0,Mzωz≤0，其中，Mzωz≤0表示目标失效卫星的角速度在所述最大惯性主轴z上的分量ωz与Mz反向，直至所角速度分量减小至预设阈值。
相应地，所述第二消旋阶段的控制策略具体为：
在目标失效卫星的最小惯性主轴上作用与目标失效卫星的角速度在所述最小惯性主轴上的分量反向的控制力矩，测量所述目标失效卫星的角速度，直至所述角速度减小到预设阈值。
即对以角速度ω0＝[ωx0 ωy0 ωz0]T≠0旋转的一般刚体A(Jz＞Jy＞Jx)的最小惯性主轴x施加外力矩M＝[Mx 0 0]T，满足条件Mz＝0,My＝0,Mxωx≤0，其中，Mxωx≤0表示目标失效卫星的角速度在所述最小惯性主轴x上的分量ωx与Mx反向，直至目标失效卫星的角速度减小到预设阈值。
基于上述实施例的内容，作为一种可选实施例，所述第一消旋阶段的控制策略具体为：
在目标失效卫星的最小惯性主轴上作用与目标失效卫星的角速度在所述最小惯性主轴上的分量反向的控制力矩，测量所述目标失效卫星在所述最小惯性主轴上的角速度分量，直至所述角速度分量减小至预设阈值；
即先对以角速度ω0＝[ωx0 ωy0 ωz0]T≠0旋转的一般刚体A(Jz＞Jy＞Jx)的最小惯性主轴x施加外力矩M＝[Mx 0 0]T，满足条件Mz＝0,My＝0,Mxωx≤0，其中，Mxωx≤0表示目标失效卫星的角速度在所述最小惯性主轴x上的分量ωx与Mx反向；
相应地，所述第二消旋阶段的控制策略具体为：
在目标失效卫星的最大惯性主轴上作用与目标失效卫星的角速度在所述最大惯性主轴上的分量反向的控制力矩，测量所述目标失效卫星的角速度，直至所述角速度减小到预设阈值。
然后对以角速度ω0＝[ωx0 ωy0 ωz0]T≠0旋转的一般刚体A(Jz＞Jy＞Jx)的最大惯量主轴z轴施加外力矩M＝(Mx,My,Mz)T满足条件Mx＝0,My＝0,Mzωz≤0，其中，Mzωz≤0表示目标失效卫星的角速度在所述最大惯性主轴z上的分量ωz与Mz反向，直至角速度分量减小至预设阈值。
基于上述实施例的内容，作为一种可选实施例，当目标失效卫星的惯性主轴的大小未知，只有方向已知时，所述第一消旋阶段的控制策略具体为：
在目标失效卫星的任一惯性主轴上作用与目标失效卫星的角速度在该惯性主轴上的分量反向的控制力矩，测量所述目标失效卫星在该惯性主轴上的角速度分量，直至所述角速度分量减小至预设阈值；
相应地，所述第二消旋阶段的控制策略具体为：
测量剩余角速度矢量，在角速度分量大的惯性主轴上施加反向的控制力矩直至所述目标失效卫星的角速度减少到预设阈值。
基于上述实施例的内容，作为一种可选实施例，当目标失效卫星的惯性主轴的大小和方向均未知时，所述第一消旋阶段的控制策略具体为：
设定与目标失效卫星的质心固连的三个两两垂直的坐标系轴Oxyz；
按照zyx轴的顺序施加与所述目标失效卫星的角速度在对应轴上的分量反向的控制力矩，测量所述目标失效卫星在对应的控制力矩作用轴上的角速度分量，直至所述角速度分量满足测量精度要求；
相应地，所述第二消旋阶段的控制策略具体为：
按照zyx轴的顺序施加与所述目标失效卫星的角速度在对应轴上的分量反向的控制力矩，测量所述目标失效卫星的角速度，直至所述角速度减小到预设阈值。
除此之外，在实际情况中，存在很多种测量和控制误差。这里将误差分为两类，一类是外力矩的作用误差，包括外力矩的大小和作用时间；第二类是角速度测量误差。下面分别考虑外力矩的作用误差下和角速度测量误差下，分析本发明实施例所提供的消旋控制方法的有效性。
考虑外力矩作用误差时：
由于控制器的能力限制，不可能完全实时变化外力矩方向，因此可能会由于操作延迟等原因出现不满足外力矩作用条件的情况，这类情况发生在外力矩方向切换的时刻，以规律3中情况为例分析，其他情况可以依此类推。
依据规律3，外力矩方向切换的时刻为ωz＝0的时刻，当外力矩满足下式时：
由式(1)可知虽然错误施加的外力矩会做负功，但是角速度的变化趋势不会受影响，因此消旋过程与外力矩施加正确时一致。
当外力矩满足
由式(1)可知，错误的外力矩施加方式会影响到角速度的变化规律，设实际上存在误差的时间为t≤Δt，其中Δt表示推力器改变方向的最短时间间隔，则可将式(1)结合式(4)积分得出ωz的范围
然后将式(11)中的第一式带入式(22)，替换掉ωx，可以得出ωy的范围满足
将式(24)变形可以求出ωy的具体范围，通过凑平方可得
若
则ωy可以为任意值，此时ωx和ωy的值只受初值影响。
若
则ωy的范围可由式(25)因式分解得到：
根据规律3的结论，稳定点为因此取
至此得到了存在外力矩误差情况下系统终值的取值范围，即只要|Mz|和Δt足够小，就能在存在外力矩误差的条件下使稳定值趋于
考虑角速度测量误差：
同样以规律3中情况进行分析，假设角速度测量误差为
(ωr-ωd)∈(-δω,δω) (30)
其中下标r表示实际角速度，下标d表示测量角速度，δω为有限正数。
将误差带入式(13)，得到实际动能梯度为
其中，δωz表示角速度在z轴上分量的测量误差
δωz∈(-δω,δω) (32)
若(ωzr+δωz)ωzr＞0则测量误差不会引起系统动能变大。
若(ωzr+δωz)ωzr≤0则
此时系统的动能为增函数，会对消旋过程造成负面效果，范围是
因此，若外力矩为小量，由测量误差为小量的条件，可知|Mzδω|为高阶小量，则小量的测量误差对动能变化率的影响为高阶小量。同时式(33)只会发生在|ωz|≤δω的条件下，因此，此时角速度已经满足任务要求。综上所述可知当外力矩为小量时，测量误差对系统消旋过程的影响可以忽略；当外力矩不为小量时，测量误差对系统消旋过程的影响为减慢消旋速度，但是不会影响消旋的趋势。
如图4所示，为本发明另一实施例提供的一种失效卫星的消旋控制系统的结构示意图，包括：控制策略确定模块301、第一执行模块302和第二执行模块303，其中，
控制策略确定模块301，用于基于刚体姿态动力学模型，分析给定外力矩作用下刚体的角速度和转动动能的变化规律，并根据所述变化规律确定第一消旋阶段的控制策略和第二消旋阶段的控制策略；
第一执行模块302，用于执行所述第一消旋阶段的控制策略，并对目标失效卫星在控制力矩作用轴上的角速度分量进行跟踪；
第二执行模块303，用于若判断所述角速度分量满足第一消旋阶段的结束条件，则执行所述第二消旋阶段的控制策略，直至所述目标失效卫星的角速度满足所述第二消旋阶段的结束条件；
其中，所述第一消旋阶段的控制策略和第二消旋阶段的控制策略用于将控制力矩作用于目标失效卫星的给定惯性主轴以使目标失效卫星的角速度降低至预设阈值。
该系统用于在前述各实施例中实现失效卫星的消旋控制方法。因此，在前述各实施例中的失效卫星的消旋控制方法中的描述和定义，可以用于本发明实施例中各个执行模块的理解。
本发明提出的一种失效卫星的消旋控制系统，将消旋控制过程分为两个阶段，每个阶段的消旋控制力矩在目标本体系中的方向不变，通过实现给定控制力矩的施加方式可以有效降低在线计算量，可以保证航天器在控制力矩受限、测量不够精确的条件下稳定消旋，同时控制方案简单，实用性强，并可保证控制过程中系统几乎不做负功，能量消耗低。
基于上述实施例，所述第一执行模块302还用于：
若判断所述角速度不满足第一消旋阶段的结束条件，则根据所述第一消旋阶段的控制策略继续进行消旋控制。
基于上述实施例，所述第一执行模块302具体用于：
在目标失效卫星的最大惯性主轴上作用与目标失效卫星的角速度在所述最大惯性主轴上的分量反向的控制力矩，测量所述目标失效卫星在所述最大惯性主轴上的角速度分量，直至所角速度分量减小至预设阈值；
相应地，所述第二执行模块303具体用于：
在目标失效卫星的最小惯性主轴上作用与目标失效卫星的角速度在所述最小惯性主轴上的分量反向的控制力矩，测量所述目标失效卫星的角速度，直至所述角速度减小到预设阈值。
本发明另一实施例，在上述实施例的基础上，所述第一执行模块302具体用于：
在目标失效卫星的最小惯性主轴上作用与目标失效卫星的角速度在所述最小惯性主轴上的分量反向的控制力矩，测量所述目标失效卫星在所述最小惯性主轴上的角速度分量，直至所述角速度分量减小至预设阈值；
相应地，所述第二执行模块303具体用于：
在目标失效卫星的最大惯性主轴上作用与目标失效卫星的角速度在所述最大惯性主轴上的分量反向的控制力矩，测量所述目标失效卫星的角速度，直至所述角速度减小到预设阈值。
本发明另一实施例，在上述实施例的基础上，所述第一执行模块302具体用于：
在目标失效卫星的任一惯性主轴上作用与目标失效卫星的角速度在该惯性主轴上的分量反向的控制力矩，测量所述目标失效卫星在该惯性主轴上的角速度分量，直至所述角速度分量减小至预设阈值；
相应地，所述第二执行模块303具体用于：
测量剩余角速度矢量，在角速度分量大的惯性主轴上施加反向的控制力矩直至所述目标失效卫星的角速度减少到预设阈值。
本发明另一实施例，在上述实施例的基础上，所述第一执行模块302具体用于：
设定与目标失效卫星的质心固连的三个两两垂直的坐标系轴Oxyz；
按照zyx轴的顺序施加与所述目标失效卫星的角速度在对应轴上的分量反向的控制力矩，测量所述目标失效卫星在对应的控制力矩作用轴上的角速度分量，直至所述角速度分量满足测量精度要求；
相应地，所述第二执行模块303具体用于：
按照zyx轴的顺序施加与所述目标失效卫星的角速度在对应轴上的分量反向的控制力矩，测量所述目标失效卫星的角速度，直至所述角速度减小到预设阈值。
如图5所示，为本发明另一实施例提供的一种失效卫星的消旋控制设备的结构示意图，包括：处理器(processor)401、存储器(memory)402和总线403；
其中，处理器401及存储器402分别通过总线403完成相互间的通信；处理器401用于调用存储器402中的程序指令，以执行上述实施例所提供的失效卫星的消旋控制方法，例如包括：基于刚体姿态动力学模型，分析给定外力矩作用下刚体的角速度和转动动能的变化规律，并根据所述变化规律确定第一消旋阶段的控制策略和第二消旋阶段的控制策略；执行所述第一消旋阶段的控制策略，并对目标失效卫星在控制力矩作用轴上的角速度分量进行跟踪；若判断所述角速度分量满足第一消旋阶段的结束条件，则执行所述第二消旋阶段的控制策略，直至所述目标失效卫星的角速度满足所述第二消旋阶段的结束条件；其中，所述第一消旋阶段的控制策略和第二消旋阶段的控制策略用于将控制力矩作用于目标失效卫星的给定惯性主轴以使目标失效卫星的角速度降低至预设阈值。
本发明又一实施例，提供一种非暂态计算机可读存储介质，所述非暂态计算机可读存储介质存储计算机指令，所述计算机指令使所述计算机执行如上述各实施例所提供的失效卫星的消旋控制方法，例如包括：基于刚体姿态动力学模型，分析给定外力矩作用下刚体的角速度和转动动能的变化规律，并根据所述变化规律确定第一消旋阶段的控制策略和第二消旋阶段的控制策略；执行所述第一消旋阶段的控制策略，并对目标失效卫星在控制力矩作用轴上的角速度分量进行跟踪；若判断所述角速度分量满足第一消旋阶段的结束条件，则执行所述第二消旋阶段的控制策略，直至所述目标失效卫星的角速度满足所述第二消旋阶段的结束条件；其中，所述第一消旋阶段的控制策略和第二消旋阶段的控制策略用于将控制力矩作用于目标失效卫星的给定惯性主轴以使目标失效卫星的角速度降低至预设阈值。
本领域普通技术人员可以理解：实现上述方法实施例的全部或部分步骤可以通过程序指令相关的硬件来完成，前述的程序可以存储于一计算机可读取存储介质中，该程序在执行时，执行包括上述方法实施例的步骤；而前述的存储介质包括：ROM、RAM、磁碟或者光盘等各种可以存储程序代码的介质。
以上所描述的失效卫星的消旋控制设备的实施例仅仅是示意性的，其中作为分离部件说明的单元可以是或者也可以不是物理上分开的，作为单元显示的部件可以是或者也可以不是物理单元，即可以位于一个地方，或者也可以分布到多个网络单元上。可以根据实际的需要选择其中的部分或者全部模块来实现本实施例方案的目的。本领域普通技术人员在不付出创造性的劳动的情况下，即可以理解并实施。
通过以上的实施方式的描述，本领域的技术人员可以清楚地了解到各实施方式可借助软件加必需的通用硬件平台的方式来实现，当然也可以通过硬件。基于这样的理解，上述技术方案本质上或者说对现有技术做出贡献的部分可以以软件产品的形式体现出来，该计算机软件产品可以存储在计算机可读存储介质中，如ROM/RAM、磁碟、光盘等，包括若干指令用以使得一台计算机设备(可以是个人计算机，服务器，或者网络设备等)执行各个实施例或者实施例的某些部分方法。
最后，本发明的方法仅为较佳的实施方案，并非用于限定本发明的保护范围。凡在本发明的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。

Claims (10)

1.一种失效卫星的消旋控制方法，其特征在于，包括：
基于刚体姿态动力学模型，分析给定外力矩作用下刚体的角速度和转动动能的变化规律，并根据所述变化规律确定第一消旋阶段的控制策略和第二消旋阶段的控制策略；
执行所述第一消旋阶段的控制策略，并对目标失效卫星在控制力矩作用轴上的角速度分量进行跟踪；
若判断所述角速度分量满足第一消旋阶段的结束条件，则执行所述第二消旋阶段的控制策略，直至所述目标失效卫星的角速度满足所述第二消旋阶段的结束条件；
其中，所述第一消旋阶段的控制策略和第二消旋阶段的控制策略用于将控制力矩作用于目标失效卫星的给定惯性主轴以使目标失效卫星的角速度降低至预设阈值。
2.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述执行所述第一消旋阶段的控制策略，并对目标失效卫星在控制力矩作用轴上的角速度分量进行跟踪步骤之后，还包括：
若判断所述角速度不满足第一消旋阶段的结束条件，则根据所述第一消旋阶段的控制策略继续进行消旋控制。
3.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述第一消旋阶段的控制策略具体为：
在目标失效卫星的最大惯性主轴上作用与目标失效卫星的角速度在所述最大惯性主轴上的分量反向的控制力矩，测量所述目标失效卫星在所述最大惯性主轴上的角速度分量，直至所角速度分量减小至预设阈值；
相应地，所述第二消旋阶段的控制策略具体为：
在目标失效卫星的最小惯性主轴上作用与目标失效卫星的角速度在所述最小惯性主轴上的分量反向的控制力矩，测量所述目标失效卫星的角速度，直至所述角速度减小到预设阈值。
4.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述第一消旋阶段的控制策略具体为：
在目标失效卫星的最小惯性主轴上作用与目标失效卫星的角速度在所述最小惯性主轴上的分量反向的控制力矩，测量所述目标失效卫星在所述最小惯性主轴上的角速度分量，直至所述角速度分量减小至预设阈值；
相应地，所述第二消旋阶段的控制策略具体为：
在目标失效卫星的最大惯性主轴上作用与目标失效卫星的角速度在所述最大惯性主轴上的分量反向的控制力矩，测量所述目标失效卫星的角速度，直至所述角速度减小到预设阈值。
5.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述第一消旋阶段的控制策略具体为：
在目标失效卫星的任一惯性主轴上作用与目标失效卫星的角速度在该惯性主轴上的分量反向的控制力矩，测量所述目标失效卫星在该惯性主轴上的角速度分量，直至所述角速度分量减小至预设阈值；
相应地，所述第二消旋阶段的控制策略具体为：
测量剩余角速度矢量，在角速度分量大的惯性主轴上施加反向的控制力矩直至所述目标失效卫星的角速度减少到预设阈值。
6.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述第一消旋阶段的控制策略具体为：
设定与目标失效卫星的质心固连的三个两两垂直的坐标系轴Oxyz；
按照zyx轴的顺序施加与所述目标失效卫星的角速度在对应轴上的分量反向的控制力矩，测量所述目标失效卫星在对应的控制力矩作用轴上的角速度分量，直至所述角速度分量满足测量精度要求；
相应地，所述第二消旋阶段的控制策略具体为：
按照zyx轴的顺序施加与所述目标失效卫星的角速度在对应轴上的分量反向的控制力矩，测量所述目标失效卫星的角速度，直至所述角速度减小到预设阈值。
7.一种失效卫星的消旋控制系统，其特征在于，包括：
控制策略确定模块，用于基于刚体姿态动力学模型，分析给定外力矩作用下刚体的角速度和转动动能的变化规律，并根据所述变化规律确定第一消旋阶段的控制策略和第二消旋阶段的控制策略；
第一执行模块，用于执行所述第一消旋阶段的控制策略，并对目标失效卫星在控制力矩作用轴上的角速度分量进行跟踪；
第二执行模块，用于若判断所述角速度分量满足第一消旋阶段的结束条件，则执行所述第二消旋阶段的控制策略，直至所述目标失效卫星的角速度满足所述第二消旋阶段的结束条件；
其中，所述第一消旋阶段的控制策略和第二消旋阶段的控制策略用于将控制力矩作用于目标失效卫星的给定惯性主轴以使目标失效卫星的角速度降低至预设阈值。
8.根据权利要求7所述的系统，其特征在于，所述第一执行模块具体用于：
在目标失效卫星的最大惯性主轴上作用与目标失效卫星的角速度在所述最大惯性主轴上的分量反向的控制力矩，测量所述目标失效卫星在所述最大惯性主轴上的角速度分量，直至所角速度分量减小至预设阈值；
相应地，所述第二执行模块具体用于：
在目标失效卫星的最小惯性主轴上作用与目标失效卫星的角速度在所述最小惯性主轴上的分量反向的控制力矩，测量所述目标失效卫星的角速度，直至所述角速度减小到预设阈值。
9.一种失效卫星的消旋控制设备，其特征在于，包括：
至少一个处理器；以及
与所述处理器通信连接的至少一个存储器，其中：
所述存储器存储有可被所述处理器执行的程序指令，所述处理器调用所述程序指令能够执行如权利要求1至6任一所述的方法。
10.一种非暂态计算机可读存储介质，其特征在于，所述非暂态计算机可读存储介质存储计算机指令，所述计算机指令使所述计算机执行如权利要求1至6任一所述的方法。
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