CN109823571A - 一种遥感微纳卫星的多阶段姿态控制方法 - Google Patents

Abstract

本发明涉及一种遥感微纳卫星的多阶段姿态控制方法，属于航天器姿态控制技术领域。本发明方法以三轴磁力矩器和动量轮组作为姿态控制执行部件，设计了星箭分离后的消旋、对日捕获、对日定向、对地遥感四个主要阶段的姿态控制方法，以及对日定向和对地遥感两阶段间姿态机动的控制方法。消旋阶段消除星箭分离后卫星较大的角速率，建立起了基本受控的姿态；对日捕获及对日定向阶段保证了太阳帆板长期处于充电状态；对地遥感阶段确保了遥感拍照任务的完成。本发明方法以传统PD控制为基础，结合前馈控制，利用四元数表示姿态误差，具有卫星机动响应快，稳态时鲁棒性强、控制精度高的优点，满足了遥感微纳卫星的任务需求。

Description

一种遥感微纳卫星的多阶段姿态控制方法

技术领域

本发明涉及一种遥感微纳卫星的多阶段姿态控制方法，属于航天器姿态控制技术领域。

背景技术

对于作为遥感载荷平台的卫星而言，在非遥感成像任务期间，需要保持太阳帆板稳定对日以保证星上能源供应；在遥感成像任务期间，为获得高分辨率的遥感图像，需要在保持高精度稳定的卫星姿态；同时，由于遥感成像任务时间相对短，卫星需要具有姿态快速机动的能力以在不同任务时期进行姿态转换。因此，对卫星进行准确的姿态控制是十分有必要的。

2005年，余勇等研究者提出了一种主动磁控为主的微小卫星姿态控制方法。该方法以磁力矩器主动磁控为主，结合重力梯度杆与动量轮偏置稳定的控制系统进行姿态稳定控制。2013年，王梦赑等研究者提出了一种基于模糊自适应PI控制器的微纳卫星飞行姿态控制方法。该方法使用模糊自适应PI控制器发送脉冲控制信号，控制飞轮速度，进而达到控制卫星飞行姿态。2016年，刘勇等研究者提出了一种皮纳卫星的姿态控制方法。这种方法基于PD控制设计控制器，仅使用磁力矩器完成对皮纳卫星进行姿态控制，是一种简便但精度有限的控制方法。

上述现有微小卫星姿态控制方法中，均未考虑卫星在不同阶段控制方法的不同，以及各阶段间机动过程的控制方法，且都仅采用了一种姿态控制执行部件的控制策略，未考虑多个姿态控制执行部件间的协同工作。对于面向遥感应用的微纳卫星而言，整个飞行期间会根据任务需要处于不同姿态阶段。这就需要对不同姿态阶段设计不同的姿态控制方法，并选择合适的姿态控制执行部件单独或协同控制卫星姿态，以满足不同阶段的卫星姿态控制需求。

发明内容

本发明的目的是为克服已有技术的不足之处，提出一种遥感微纳卫星的多阶段姿态控制方法。本发明使遥感微纳卫星的姿态控制可以实现低功耗、低成本、轻型化且具有一定鲁棒性，同时能为遥感成像任务下卫星姿态控制提供一定精度的姿态数据。

本发明提出一种遥感微纳卫星的多阶段姿态控制方法，包括以下步骤：

(1)消旋阶段；

(1-1)实时获取卫星三轴角速率，将卫星三轴角速率作为偏差，采用PD控制方法，得到三轴磁力矩器目标输出力矩e_MT：

其中，为卫星三轴角速率，I_xyz为卫星转动惯量矩阵，k_1T为第一三轴磁力矩器比例系数；

(1-2)以三轴磁力矩器为控制部件，将步骤(1-1)计算得的目标输出力矩，转化为三轴磁力矩器的控制量，形成控制指令，驱动三轴磁力矩器进行卫星三轴角速率的阻尼，作为消旋阶段的姿态控制方式；

当卫星三轴角速率保持在设定角速率值以内的时间达到设定的第一时间阈值时，消旋阶段结束，进入步骤(2)对日捕获阶段；

(2)对日捕获阶段；

(2-1)启动动量轮组达到设定的额定转速，动量轮组启动期间采用消旋阶段的姿态控制方式；

(2-2)当动量轮组达到额定转速并保持稳定后，利用动量轮组驱动卫星以设定的搜索角速率ω_c，按照绕X轴、绕Z轴、绕XZ轴和绕﹣XZ轴的顺序，依次分别旋转一圈，以搜寻太阳矢量；

当卫星旋转时，实时获取卫星三轴角速率，将卫星三轴角速率作为偏差，采用PD控制方法，得到卫星绕不同轴旋转时动量轮组的目标输出力矩e_MW：

当卫星绕X轴旋转时，计算表达式如下：

e_MW＝-k_d1WI_xyz[ω_bix -ω_c ω_biy ω_biz]^T

当卫星绕Z轴旋转时，计算表达式如下：

e_MW＝-k_d1WI_xyz[ω_bix ω_biy ω_biz -ω_c]^T

当卫星绕XZ轴旋转时，计算表达式如下：

当卫星绕XZ轴旋转时，计算表达式如下：

其中，ω_bix为卫星X轴角速率，ω_biy为卫星Y轴角速率，ω_biz为卫星Z轴角速率，k_d1W为第一动量轮组微分系数；

(2-3)将步骤(2-2)计算得的目标输出力矩，结合动量轮组的转动惯量，计算动量轮组控制量，转化为控制指令，驱动卫星以设定角速率旋转搜寻太阳矢量；当搜寻到太阳矢量时，卫星停止旋转，进入步骤(2-4)；

(2-4)以太阳敏感器量测得卫星本体系中的太阳矢量与太阳敏感器光轴矢量进行叉乘作为偏差，结合实时的卫星三轴角速率采用PD控制方法，得到动量轮组目标输出力矩e_MW：

其中，k_p2W为第二动量轮组比例系数、k_d2W为第二动量轮组微分系数；

(2-5)将步骤(2-4)计算得的目标输出力矩，结合动量轮组的转动惯量，计算出动量轮组控制量，转化为控制指令，驱动动量轮组控制卫星调整姿态，使太阳敏感器光轴对日，结束对日捕获阶段，进入步骤(3)对日定向阶段；

(3)对日定向阶段；

(3-1)实时获取卫星姿态和三轴角速率；根据卫星太阳帆板法向量和卫星当前位置轨道系下的太阳矢量，结合卫星姿态和三轴角速率，计算出卫星当前姿态相对于期望姿态的姿态四元数Q_bd，以及卫星本体相对于期望姿态的角速率其中，将卫星帆板稳定对日、卫星剩余两个自由度为最小转角的状态作为卫星的期望姿态；

(3-2)将Q_bd和作为偏差量，采用PD控制方法，结合前馈补偿项得到动量轮组目标输出力矩e_MW：

其中，0_3×1为3×1的零矩阵，I₃为3×3单位矩阵，h为动量轮组的转动惯量，k_p3W为第三动量轮组比例系数、k_d3W为第三动量轮组微分系数；

(3-3)将步骤(3-2)计算得的目标输出力矩，结合动量轮组的转动惯量，计算动量轮组控制量并转化为控制指令，驱动动量轮组控制卫星调整姿态，使卫星帆板稳定对日，直到卫星接收到遥感成像命令后，进入步骤(4)对日定向到对地遥感机动阶段；

(4)对日定向到对地遥感机动阶段；

(4-1)实时获取卫星姿态四元数Q_bo和三轴角速率结合卫星中遥感相机安装矩阵、偏流角和侧摆角，计算卫星当前姿态相对于期望姿态的姿态四元数Q_bd，以及卫星本体相对期望姿态的角速率

(4-2)对步骤(4-1)计算得的姿态四元数Q_bd的标部分量q_bd0进行判定并更新动量轮组目标输出力矩：

若arccos(q_bd0)大于设定角度α，则更新动量轮组目标输出力矩为：

若0.1°＜arccos(q_bd0)≤α，则更新动量轮组目标输出力矩为：

若arccos(q_bd0)≤0.1°，则更新动量轮组目标输出力矩为：

其中，ω_max为设定的卫星最大可机动角速度，q_bd为姿态四元数Q_bd的矢部分量，k_d4W为第四动量轮组比例系数系数，k_p5W为第五动量轮组比例系数，k_d5W为第五动量轮组微分系数；

(4-3)将步骤(4-2)计算得到的目标输出力矩，结合动量轮组的转动惯量，计算动量轮组控制量，转化为控制指令，驱动动量轮组控制卫星调整姿态；

当卫星姿态保持在arccos(q_bd0)≤0.1°的时间达到设定的第二时间阈值时，进入步骤(5)对地遥感阶段；

(5)对地遥感阶段；

(5-1)实时获取卫星姿态四元数Q_bo和三轴角速率结合卫星中遥感相机安装矩阵、偏流角和侧摆角，计算卫星当前姿态相对于期望姿态的姿态四元数Q_bd，以及卫星本体相对期望姿态的角速率

(5-2)以步骤(5-1)计算得的Q_bd和作为偏差量，采用PD控制方法，结合前馈补偿项得到动量轮组目标输出力矩e_MW：

其中，k_p5W为第五动量轮组比例系数，k_d5W为第五动量轮组微分系数；

(5-3)将步骤(5-2)计算得到的目标输出力矩，结合动量轮组的转动惯量，计算动量轮组控制量，转化为控制指令，驱动动量轮组控制卫星调整姿态，使卫星遥感相机稳定对地成像，当卫星完成遥感成像后，进入步骤(6)对地遥感成像到对日定向机动阶段；

(6)对地遥感成像到对日定向机动阶段；

(6-1)实时获取卫星姿态四元数Q_bo和三轴角速率结合卫星太阳帆板法向量，卫星当前位置轨道系下的太阳矢量，计算卫星当前姿态相对于期望姿态的姿态四元数Q_bd，以及卫星本体相对于期望姿态的角速率

(6-2)对步骤(6-1)计算得的姿态四元数Q_bd的标量分量q_bd0进行判定并更新动量轮组目标输出力矩：

若arccos(q_bd0)大于设定角度β，则更新动量轮组目标输出力矩为：

若0.1°＜arccos(q_bd0)≤β，则更新动量轮组目标输出力矩为：

若arccos(q_bd0)≤0.1°，则更新动量轮组目标输出力矩为：

其中，k_p3W为第三动量轮组比例系数，k_d3W为第三动量轮组微分系数，k_d6W为第六动量轮组微分系数；

(6-3)将步骤(6-2)计算得的目标输出力矩，结合动量轮组的转动惯量，计算动量轮组控制量，转化为控制指令，驱动动量轮组控制卫星调整姿态；

当卫星姿态保持在arccos(q_bd0)≤0.1°的时间达到设定的第三时间阈值时，重新返回步骤(3)对日定向阶段。

本发明的特点及有益效果在于：

本发明方法在遥感微纳卫星的不同任务阶段提出了不同的姿态控制方法，及各阶段间机动过程的控制方法，满足了遥感微纳卫星各阶段的姿态控制需求。本方法以传统PD控制为基础，利用四元数姿态偏差信息和角速度偏差信息，结合前馈控制，使得卫星机动响应快，在稳态阶段控制鲁棒性强、精度高。本方法结合了三轴磁力矩器和动量轮组两种不同的执行部件的特点进行姿态控制，在需要长时间同方向力矩输出时，使用三轴磁力矩器进行控制；在高精度稳定控制阶段使用动量轮组进行控制，利用三轴磁力矩器进行动量轮的卸载，保证了各姿态执行部件的长时间稳定工作。

附图说明

图1是本发明方法的整体流程图。

具体实施方式

本发明提出一种遥感微纳卫星的多阶段姿态控制方法，下面结合附图和具体实施例进一步详细说明如下。

在本发明方法的一个实施例中，设定微纳卫星的整星质量为38.5kg，三轴转动惯量为X轴1.43kg·m²；Y轴1.76kg·m²；Z轴2.43kg·m²。设定遥感成像相机的镜头指向与卫星星体Z轴同向。姿态执行部件中，动量轮组为三个正装三轴集成动量轮和一个斜装动量轮，各轴转动惯量均为1.1318×10-4kg·m²，最高转速大于7000rpm，转速控制误差小于3rpm(3σ)，最大输出力矩大于2mNm；磁力矩器可提供的三轴磁矩均大于2.5Am²。微纳卫星三轴初始角速率为[-3.5,-3.5,-3.5]°/s，初始姿态三轴欧拉角为[160,20,60]°。

本发明提出一种遥感微纳卫星的多阶段姿态控制方法，整体流程如图1所示，包括以下步骤：

(1)消旋阶段；

卫星与运载火箭分离，星载系统开机自检和初始化完成后，将首先自主进入该阶段。

(1-1)利用卫星姿态确定模块实时获取卫星三轴角速率；

将卫星三轴角速率作为偏差，采用PD控制方法，得到三轴磁力矩器目标输出力矩e_MT：

其中，为卫星三轴角速率，I_xyz为卫星转动惯量矩阵，k_1T为第一三轴磁力矩器比例系数。

(1-2)以三轴磁力矩器为控制部件，将步骤(1-1)计算得的目标输出力矩，转化为三轴磁力矩器的控制量，形成控制指令，驱动三轴磁力矩器进行卫星三轴角速率的阻尼，作为消旋阶段的姿态控制方式。

当卫星三轴角速率保持在设定角速率值(常规取值为1°/s)以内的时间达到设定的第一时间阈值(常规取值为100s至200s)，消旋阶段结束，进入步骤(2)对日捕获阶段。

(2)对日捕获阶段；

(2-1)启动动量轮组达到设定的额定转速。动量轮组启动期间采用消旋阶段的姿态控制方式，保持卫星三轴角速率的稳定。

(2-2)当动量轮组达到额定转速并保持稳定后，利用动量轮组驱动卫星以设定的搜索角速率ω_c，按照绕X轴、绕Z轴、绕XZ轴和绕﹣XZ轴的顺序，依次分别旋转一圈，以搜寻太阳矢量。

当卫星旋转时，利用卫星姿态确定模块实时获取卫星三轴角速率，，将卫星三轴角速率作为偏差，采用PD控制方法，得到卫星绕不同轴旋转时动量轮组的目标输出力矩e_MW：

当卫星绕X轴旋转时，计算表达式如下：

e_MW＝-k_d1WI_xyz[ω_bix -ω_c ω_biy ω_biz]^T

当卫星绕Z轴旋转时，计算表达式如下：

e_MW＝-k_d1WI_xyz[ω_bix ω_biy ω_biz -ω_c]^T

当卫星绕XZ轴旋转时，计算表达式如下：

当卫星绕XZ轴旋转时，计算表达式如下：

其中，ω_c为搜索角速率，[ω_bix ω_biy ω_biz]^T为卫星三轴角速率向量(ω_bix为卫星X轴角速率，ω_biy为卫星Y轴角速率，ω_biz为卫星Z轴角速率)，I_xyz为卫星转动惯量矩阵，k_d1W为第一动量轮组微分系数。

(2-3)将步骤(2-2)计算得的目标输出力矩，结合动量轮组的转动惯量，计算出动量轮组控制量并转化为控制指令，驱动卫星以设定角速率旋转搜寻太阳矢量。此期间，以太阳敏感器的有效输出作为搜寻中断标志，一旦搜寻到太阳矢量后，卫星即停止旋转，进入步骤(2-4)。

(2-4)以太阳敏感器量测得卫星本体系中的太阳矢量与太阳敏感器光轴矢量进行叉乘作为偏差，结合实时的卫星三轴角速率采用PD控制方法，得到动量轮组目标输出力矩e_MW：

其中，I_xyz为卫星转动惯量矩阵，k_p2W为第二动量轮组比例系数、k_d2W为第二动量轮组微分系数。

(2-5)将步骤(2-4)计算得的目标输出力矩，结合动量轮组的转动惯量，计算出动量轮组控制量并转化为控制指令，驱动动量轮组控制卫星调整姿态，使太阳敏感器光轴对日，结束对日捕获阶段，进入步骤(3)对日定向阶段。

(2-6)在此阶段，实时检测卫星动量轮组转速，若动量轮组转速与额定转速差值达到设定转速差阈值，则利用三轴磁力矩器进行动量轮组角动量的卸载，具体方法如下：

以动量轮组当前时刻的转速和额定转速之差为偏差量，采用PD控制方法，得到三轴磁力矩器目标输出力矩，表达式如下：

e_MT＝-k_2T(Ω_mw-Ω_rate)， (1)

其中，e_MT表示三轴磁力矩器目标输出力矩，Ω_mw为动量轮组当前时刻的转速，Ω_rate为额定转速，k_2T为第二三轴磁力矩器比例系数。

将式(1)计算得的三轴磁力矩器目标输出力矩，结合三轴磁强计测量的地磁场，计算三轴磁力矩器的控制量并转化为对应的控制指令，驱动三轴磁力矩器进行动量轮组角动量的卸载。

步骤(2-6)存在于动量轮启动完成后的整个对日捕获阶段，以保证动量轮组的实时转速不超过设定的上限值。

(3)对日定向阶段；

在该阶段，将卫星帆板稳定对日，卫星剩余两个自由度为最小转角保持状态作为期望姿态。

(3-1)利用卫星姿态确定模块实时获取卫星姿态和三轴角速率。

根据卫星太阳帆板法向量，和卫星当前位置轨道系下的太阳矢量，结合卫星姿态和三轴角速率，计算出卫星当前姿态相对于期望姿态的姿态四元数Q_bd，以及卫星本体相对于期望姿态的角速率

(3-2)将Q_bd和作为偏差量，采用PD控制方法，结合前馈补偿项得到动量轮组目标输出力矩e_MW：

其中，0_3×1为3×1的零矩阵，I₃为3×3单位矩阵，为卫星三轴角速率，I_xyz为卫星转动惯量矩阵，h为动量轮组的转动惯量，k_p3W为第三动量轮组比例系数、k_d3W为第三动量轮组微分系数。

(3-3)将步骤(3-2)计算得的目标输出力矩，结合动量轮组的转动惯量，计算出动量轮组控制量并转化为控制指令，驱动动量轮组控制卫星调整姿态，使卫星帆板稳定对日，直到卫星接收到遥感成像命令后，进入步骤(4)对日定向到对地遥感机动阶段。

(3-4)在此阶段，重复步骤(2-6)，实时检测卫星动量轮组转速，若动量轮组转速与额定转速差值达到转速差阈值，则利用三轴磁力矩器进行动量轮组角动量的卸载。

步骤(3-4)存在于整个对日定向阶段，以保证动量轮组的实时转速不超过设定的上限值。

(4)对日定向到对地遥感机动阶段；

当卫星收到遥感成像命令后，需经过该机动阶段进入对地遥感成像阶段。在该阶段，将卫星遥感相机稳定对地，卫星剩余两个自由度为最小转角保持状态作为期望姿态。

(4-1)利用卫星姿态确定模块实时获取卫星姿态四元数Q_bo和三轴角速率结合卫星中遥感相机安装矩阵、偏流角和侧摆角，计算卫星当前姿态相对于期望姿态的姿态四元数Q_bd，以及卫星本体相对期望姿态的角速率

(4-2)根据步骤(4-1)计算得的姿态四元数Q_bd的标部分量q_bd0进行判断：

若arccos(q_bd0)大于设定角度α，则卫星当前姿态与期望姿态偏差较大，需进行快速机动，更新动量轮组目标输出力矩为：

若0.1°＜arccos(q_bd0)≤α，则卫星需减缓机动速度，更新动量轮组目标输出力矩为：

若arccos(q_bd0)≤0.1°，则进行卫星姿态稳定控制，动量轮组目标输出力矩为：

其中，e_MW表示动量轮组目标输出力矩，ω_max为设定的卫星最大可机动角速度，q_bd为姿态四元数Q_bd的矢部分量，I_xyz为卫星转动惯量矩阵，I₃为3×3单位矩阵，h为动量轮组的转动惯量，k_d4W为第四动量轮组比例系数，k_p5W为第五动量轮组比例系数，k_d5W为第五动量轮组微分系数。

(4-3)将步骤(4-2)更新后的目标输出力矩，结合动量轮组的转动惯量，计算出动量轮组控制量并转化为控制指令，驱动动量轮组控制卫星调整姿态。

当卫星姿态保持在arccos(q_bd0)≤0.1°的情况超过一定时间(第二时间阈值，常规取值为50s至100s)后，卫星完成机动过程，进入步骤(5)对地遥感阶段。

(5)对地遥感阶段；

在该阶段，将卫星遥感相机稳定对地，卫星剩余两个自由度为最小转角保持状态作为期望姿态。

(5-1)利用卫星姿态确定模块实时获取卫星姿态四元数Q_bo和三轴角速率结合卫星中遥感相机安装矩阵，偏流角和侧摆角，计算卫星当前姿态相对于期望姿态的姿态四元数Q_bd，以及卫星本体相对期望姿态的角速率

(5-2)以步骤(5-1)计算得的Q_bd和作为偏差量，采用PD控制方法，结合前馈补偿项得到动量轮组目标输出力矩e_MW：

其中，I₃为3×3单位矩阵，I_xyz为卫星转动惯量矩阵，h为动量轮组的转动惯量，k_p5W为第五动量轮组比例系数，k_d5W为第五动量轮组微分系数。

(5-3)将步骤(5-2)计算得到的目标输出力矩，结合动量轮组的转动惯量，计算出动量轮组控制量并转化为控制指令，驱动动量轮组控制卫星调整姿态，使卫星遥感相机稳定对地成像，当卫星完成遥感成像后，自主进入步骤(6)。

(5-4)在此阶段，重复步骤(2-6)，实时检测卫星动量轮组转速，若动量轮组转速与额定转速差值达到设定数值，则利用三轴磁力矩器进行动量轮组角动量的卸载。

步骤(5-4)存在于整个对地遥感阶段，以保证动量轮组的实时转速不超过设定的上限值。

(6)对地遥感成像到对日定向机动阶段；

当卫星收到遥感成像结束后，需自主经过该机动阶段返回对日定向阶段。在该阶段，将卫星帆板稳定对日，卫星剩余两个自由度为最小转角保持状态作为期望姿态。

(6-1)利用卫星姿态确定模块实时获取卫星姿态四元数Q_bo和三轴角速率结合卫星太阳帆板法向量，卫星当前位置轨道系下的太阳矢量，计算出卫星当前姿态相对于期望姿态的姿态四元数Q_bd，以及卫星本体相对于期望姿态的角速率

(6-2)对步骤(6-1)计算得的姿态四元数Q_bd的标量分量q_bd0进行判断：

若arccos(q_bd0)大于设定角度β，当前姿态与期望姿态偏差较大，需进行快速机动，动量轮组目标输出力矩为：

若0.1°＜arccos(q_bd0)≤β，则卫星需减缓机动速度，动量轮组目标输出力矩为：

若arccos(q_bd0)≤0.1°，则进行卫星姿态稳定控制，动量轮组目标输出力矩为：

其中，e_MW表示动量轮组目标输出力矩，ω_max为设定的卫星最大可机动角速度，q_bd为姿态四元数Q_bd的矢部分量，I_xyz为卫星转动惯量矩阵，I₃为3×3单位矩阵，h为动量轮组的转动惯量，k_p3W为第三动量轮组比例系数，k_d3W为第三动量轮组微分系数，k_d6W为第六动量轮组微分系数。

(6-3)将步骤(6-2)计算得的目标输出力矩，结合动量轮组的转动惯量，计算出动量轮组控制量，转化为控制指令，驱动动量轮组控制卫星调整姿态。当卫星姿态保持在arccos(q_bd0)≤0.1°的情况超过一定时间(第三时间阈值，常规取值为50s至100s)后，卫星完成机动过程，重新返回步骤(3)对日定向阶段。

Claims (2)

1.一种遥感微纳卫星的多阶段姿态控制方法，其特征在于，该方法包括以下步骤：

(1)消旋阶段；

(1-1)实时获取卫星三轴角速率，将卫星三轴角速率作为偏差，采用PD控制方法，得到三轴磁力矩器目标输出力矩e_MT：

其中，为卫星三轴角速率，I_xyz为卫星转动惯量矩阵，k_1T为第一三轴磁力矩器比例系数；

(1-2)以三轴磁力矩器为控制部件，将步骤(1-1)计算得的目标输出力矩，转化为三轴磁力矩器的控制量，形成控制指令，驱动三轴磁力矩器进行卫星三轴角速率的阻尼，作为消旋阶段的姿态控制方式；

当卫星三轴角速率保持在设定角速率值以内的时间达到设定的第一时间阈值时，消旋阶段结束，进入步骤(2)对日捕获阶段；

(2)对日捕获阶段；

(2-1)启动动量轮组达到设定的额定转速，动量轮组启动期间采用消旋阶段的姿态控制方式；

(2-2)当动量轮组达到额定转速并保持稳定后，利用动量轮组驱动卫星以设定的搜索角速率ω_c，按照绕X轴、绕Z轴、绕XZ轴和绕﹣XZ轴的顺序，依次分别旋转一圈，以搜寻太阳矢量；

当卫星旋转时，实时获取卫星三轴角速率，将卫星三轴角速率作为偏差，采用PD控制方法，得到卫星绕不同轴旋转时动量轮组的目标输出力矩e_MW：

当卫星绕X轴旋转时，计算表达式如下：

e_MW＝-k_d1WI_xyz[ω_bix -ω_c ω_biy ω_biz]^T

当卫星绕Z轴旋转时，计算表达式如下：

e_MW＝-k_d1WI_xyz[ω_bix ω_biy ω_biz -ω_c]^T

当卫星绕XZ轴旋转时，计算表达式如下：

当卫星绕XZ轴旋转时，计算表达式如下：

其中，ω_bix为卫星X轴角速率，ω_biy为卫星Y轴角速率，ω_biz为卫星Z轴角速率，k_d1W为第一动量轮组微分系数；

(2-3)将步骤(2-2)计算得的目标输出力矩，结合动量轮组的转动惯量，计算动量轮组控制量，转化为控制指令，驱动卫星以设定角速率旋转搜寻太阳矢量；当搜寻到太阳矢量时，卫星停止旋转，进入步骤(2-4)；

(2-4)以太阳敏感器量测得卫星本体系中的太阳矢量与太阳敏感器光轴矢量进行叉乘作为偏差，结合实时的卫星三轴角速率采用PD控制方法，得到动量轮组目标输出力矩e_MW：

其中，k_p2W为第二动量轮组比例系数、k_d2W为第二动量轮组微分系数；

(2-5)将步骤(2-4)计算得的目标输出力矩，结合动量轮组的转动惯量，计算出动量轮组控制量，转化为控制指令，驱动动量轮组控制卫星调整姿态，使太阳敏感器光轴对日，结束对日捕获阶段，进入步骤(3)对日定向阶段；

(3)对日定向阶段；

(3-1)实时获取卫星姿态和三轴角速率；根据卫星太阳帆板法向量和卫星当前位置轨道系下的太阳矢量，结合卫星姿态和三轴角速率，计算出卫星当前姿态相对于期望姿态的姿态四元数Q_bd，以及卫星本体相对于期望姿态的角速率其中，将卫星帆板稳定对日、卫星剩余两个自由度为最小转角的状态作为卫星的期望姿态；

(3-2)将Q_bd和作为偏差量，采用PD控制方法，结合前馈补偿项得到动量轮组目标输出力矩e_MW：

其中，0_3×1为3×1的零矩阵，I₃为3×3单位矩阵，h为动量轮组的转动惯量，k_p3W为第三动量轮组比例系数、k_d3W为第三动量轮组微分系数；

(3-3)将步骤(3-2)计算得的目标输出力矩，结合动量轮组的转动惯量，计算动量轮组控制量并转化为控制指令，驱动动量轮组控制卫星调整姿态，使卫星帆板稳定对日，直到卫星接收到遥感成像命令后，进入步骤(4)对日定向到对地遥感机动阶段；

(4)对日定向到对地遥感机动阶段；

(4-1)实时获取卫星姿态四元数Q_bo和三轴角速率结合卫星中遥感相机安装矩阵、偏流角和侧摆角，计算卫星当前姿态相对于期望姿态的姿态四元数Q_bd，以及卫星本体相对期望姿态的角速率

(4-2)对步骤(4-1)计算得的姿态四元数Q_bd的标部分量q_bd0进行判定并更新动量轮组目标输出力矩：

若arccos(q_bd0)大于设定角度α，则更新动量轮组目标输出力矩为：

若0.1°＜arccos(q_bd0)≤α，则更新动量轮组目标输出力矩为：

若arccos(q_bd0)≤0.1°，则更新动量轮组目标输出力矩为：

其中，ω_max为设定的卫星最大可机动角速度，q_bd为姿态四元数Q_bd的矢部分量，k_d4W为第四动量轮组比例系数系数，k_p5W为第五动量轮组比例系数，k_d5W为第五动量轮组微分系数；

(4-3)将步骤(4-2)计算得到的目标输出力矩，结合动量轮组的转动惯量，计算动量轮组控制量，转化为控制指令，驱动动量轮组控制卫星调整姿态；

当卫星姿态保持在arccos(q_bd0)≤0.1°的时间达到设定的第二时间阈值时，进入步骤(5)对地遥感阶段；

(5)对地遥感阶段；

(5-1)实时获取卫星姿态四元数Q_bo和三轴角速率结合卫星中遥感相机安装矩阵、偏流角和侧摆角，计算卫星当前姿态相对于期望姿态的姿态四元数Q_bd，以及卫星本体相对期望姿态的角速率

(5-2)以步骤(5-1)计算得的Q_bd和作为偏差量，采用PD控制方法，结合前馈补偿项得到动量轮组目标输出力矩e_MW：

其中，k_p5W为第五动量轮组比例系数，k_d5W为第五动量轮组微分系数；

(5-3)将步骤(5-2)计算得到的目标输出力矩，结合动量轮组的转动惯量，计算动量轮组控制量，转化为控制指令，驱动动量轮组控制卫星调整姿态，使卫星遥感相机稳定对地成像，当卫星完成遥感成像后，进入步骤(6)对地遥感成像到对日定向机动阶段；

(6)对地遥感成像到对日定向机动阶段；

(6-1)实时获取卫星姿态四元数Q_bo和三轴角速率结合卫星太阳帆板法向量，卫星当前位置轨道系下的太阳矢量，计算卫星当前姿态相对于期望姿态的姿态四元数Q_bd，以及卫星本体相对于期望姿态的角速率

(6-2)对步骤(6-1)计算得的姿态四元数Q_bd的标量分量q_bd0进行判定并更新动量轮组目标输出力矩：

若arccos(q_bd0)大于设定角度β，则更新动量轮组目标输出力矩为：

若0.1°＜arccos(q_bd0)≤β，则更新动量轮组目标输出力矩为：

若arccos(q_bd0)≤0.1°，则更新动量轮组目标输出力矩为：

其中，k_p3W为第三动量轮组比例系数，k_d3W为第三动量轮组微分系数，k_d6W为第六动量轮组微分系数；

(6-3)将步骤(6-2)计算得的目标输出力矩，结合动量轮组的转动惯量，计算动量轮组控制量，转化为控制指令，驱动动量轮组控制卫星调整姿态；

当卫星姿态保持在arccos(q_bd0)≤0.1°的时间达到设定的第三时间阈值时，重新返回步骤(3)对日定向阶段。

2.如权利要求1所述的方法，其特征在于，在对日捕获阶段、对日定向阶段和对地遥感阶段，分别包括以下步骤：

实时检测卫星动量轮组转速，若动量轮组转速与额定转速差值达到设定转速差阈值，则利用三轴磁力矩器进行动量轮组角动量的卸载，具体方法如下：

以动量轮组当前时刻的转速和额定转速之差为偏差量，采用PD控制方法，得到三轴磁力矩器目标输出力矩，表达式如下：

e_MT＝-k_2T(Ω_mw-Ω_rate) (1)

其中，e_MT表示三轴磁力矩器目标输出力矩，Ω_mw为动量轮组当前时刻的转速，Ω_rate为额定转速，k_2T为第二三轴磁力矩器比例系数；

然后将式(1)计算得到的三轴磁力矩器目标输出力矩，结合三轴磁强计测量的地磁场，计算三轴磁力矩器的控制量并转化为对应的控制指令，驱动三轴磁力矩器进行动量轮组角动量的卸载。