CN111891401B - 基于零运动优化的cmg群回标称构型控制方法、系统及介质 - Google Patents

基于零运动优化的cmg群回标称构型控制方法、系统及介质 Download PDF

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Abstract

基于零运动优化的CMG群回标称构型控制方法、系统及介质，属于航天器姿态控制技术领域，本发明方法包括：首先根据框架角偏差应用零运动计算框架角速度参考值；然后根据框架角偏差矢量长度的大小设置动态的回标称调整因子值使综合后的框架角速度在大框架角偏差时较大，而在小框架角偏差时取较小的数值。采用该方法很好地解决了卫星不影响正常控制的情况下CMG群框架角快速调整到标称位置的问题。本发明针对CMG群多冗余度情况，利用不同零空间向量组合以零运动方式实现CMG回标称高效性与快速性，解决了现有技术未解决的敏捷卫星控制力矩陀螺框架角快速回标称位置的问题。

Description

基于零运动优化的CMG群回标称构型控制方法、系统及介质
技术领域
本发明属于航天器姿态控制领域，具体涉及一种基于零运动优化的CMG群回标称构型控制方法、系统及介质。
背景技术
配置控制力矩陀螺组合作为姿态控制执行机构的卫星具有敏捷机动能力。控制力矩陀螺组合使用时通常设置一组经过优选的框架角位置作为标称值，以取得较好的机动效果并减少机动过程中可能的奇异问题。由于控制力矩陀螺一般通过框架角速度信号进行操纵，其框架角速度指令是基于实时控制力矩需求经操纵律解算得到，因此在实施大角度机动等工况后框架角无法保证回到标称位置，影响下次机动效果。此外，由于卫星工况变化等原因需要更改框架角位置标称值时，也希望在不影响正常控制的情况下框架角快速调整到位。现有的框架角回标称控制方法应用零运动计算试图解决这一问题，但其回标称的速度很慢，无法适应框架角快速回标称位置的需求。
发明内容
本发明解决的技术问题是：克服现有技术的不足，提供了一种基于零运动优化的CMG群回标称构型控制方法、系统及介质。首先根据框架角偏差应用零运动计算框架角速度参考值；然后根据框架角偏差矢量长度的大小设置动态的回标称调整因子值使综合后的框架角速度在大框架角偏差时较大，而在小框架角偏差时取较小的数值。采用该方法很好地解决了卫星不影响正常控制的情况下CMG群框架角快速调整到标称位置的问题。
本发明的技术解决方案是：基于零运动优化的CMG群回标称构型控制方法，包括如下步骤：
根据采集到的CMG框架角测量值与标称值的差值计算框架角偏差，并根据框架角偏差计算框架角偏差矢量长度和框架角速度参考值；
比较框架角偏差矢量长度和指定阈值上界；若框架角偏差矢量长度大于指定阈值上界，则设置回标称调整因子值，使框架角速度满足指定约束上界；若框架角偏差矢量长度小于指定阈值下界，则设置回标称调整因子值，使框架角速度满足指定约束下界；若框架角偏差矢量长度位于指定阈值区间内，则设置回标称调整因子值，使框架角速度满足指定约束区间；
根据星上定姿给出的卫星姿态角和角速度计算控制力矩；
根据框架角速度参考值、控制力矩和回标称调整因子值计算指令框架角速度，根据指令框架角速度值对卫星框架角进行控制，实现姿态机动。
进一步地，计算框架角速度参考值的方法包括如下步骤：
由C(δ)＝Acosδ-Bsinδ计算CMG系的力矩矩阵C(δ)；其中，
Figure BDA0002558270240000021
δ＝[δ1,...,δn]T为各CMG的框架角测量值，n为CMG个数；
Figure BDA0002558270240000022
和
Figure BDA0002558270240000023
(i＝1,…,n)分别为各CMG框架角位于90度和0度时各CMG转子角动量的方向矢量；
计算框架角偏差Δδ＝δnorm-δ，Δδ＝mod(Δδ,π)；其中，Δδ为框架角偏差矢量，δnorm为指定的标称框架角矢量，均为n*1维数组；z＝mod(x,y)为求模函数，定义为z＝x-Ny，且|z|<y，N为整数；
框架角偏差矢量长度为|Δδ|，|X|表示对X求欧几里得范数；
由
Figure BDA0002558270240000024
计算框架角速度参考值
Figure BDA0002558270240000025
其中，In为n阶单位矩阵。
进一步地，若框架角偏差矢量长度大于指定阈值上界，则回标称调整因子值为
Figure BDA0002558270240000026
其中，
Figure BDA0002558270240000027
为指定的回标称框架角速度约束上界。
进一步地，若框架角偏差矢量长度小于指定阈值下界，则回标称调整因子值为
Figure BDA0002558270240000031
其中，
Figure BDA0002558270240000032
为指定的回标称框架角速度约束下界。
进一步地，若框架角偏差矢量长度位于指定阈值区间内，则回标称调整因子值为
Figure BDA0002558270240000033
其中，
Figure BDA0002558270240000034
为指定的回标称框架角速度约束上界，
Figure BDA0002558270240000035
为指定的回标称框架角速度约束下界，δzmax为指定的框架角偏差矢量长度阈值上界，δzmin为指定的框架角偏差矢量长度阈值下界。
进一步地，所述控制力矩为
Figure BDA0002558270240000036
其中KPC，KDC为3乘3阶的控制参数矩阵，
Figure BDA0002558270240000037
为星上定姿给出的卫星三轴欧拉姿态角，
Figure BDA0002558270240000038
为星上定姿给出的卫星三轴欧拉姿态角速度，
Figure BDA0002558270240000039
为星上定姿给出的卫星相对于地心惯性系的角速度估计，Hsat为包括CMG系角动量在内的整星角动量，均为3*1维数组，×表示叉乘计算。
进一步地，所述指令框架角速度为
Figure BDA00025582702400000310
其中，h为单个CMG的标称转子角动量。
基于零运动优化的CMG群回标称构型控制系统，包括
第一模块，根据采集到的CMG框架角测量值与标称值的差值计算框架角偏差，并根据框架角偏差计算框架角偏差矢量长度和框架角速度参考值；
第二模块，比较框架角偏差矢量长度和指定阈值上界；若框架角偏差矢量长度大于指定阈值上界，则设置回标称调整因子值使框架角速度满足指定约束上界；若框架角偏差矢量长度小于指定阈值下界，则设置回标称调整因子值使框架角速度满足指定约束下界；若框架角偏差矢量长度位于指定阈值区间内，则设置回标称调整因子值使框架角速度满足指定约束区间；
第三模块，根据星上定姿给出的卫星姿态角和角速度计算控制力矩；
第四模块，根据框架角速度参考值、控制力矩和回标称调整因子值计算指令框架角速度，根据指令框架角速度值对卫星框架角进行控制，实现姿态机动。
进一步地，计算框架角速度参考值，具体的方法为：
由C(δ)＝Acosδ-Bsinδ计算CMG系的力矩矩阵C(δ)；其中，
Figure BDA0002558270240000041
δ＝[δ1,...,δn]T为各CMG的框架角测量值，n为CMG个数；
Figure BDA0002558270240000042
(i＝1,…,n)分别为各CMG框架角位于90度和0度时各CMG转子角动量的方向矢量；
计算框架角偏差Δδ＝δnorm-δ，Δδ＝mod(Δδ,π)；其中，Δδ为框架角偏差矢量，δnorm为指定的标称框架角矢量，均为n*1维数组；z＝mod(x,y)为求模函数，定义为z＝x-Ny，且|z|<y，N为整数；
框架角偏差矢量长度为|Δδ|，|X|表示对X求欧几里得范数；
由
Figure BDA0002558270240000043
计算框架角速度参考值
Figure BDA0002558270240000044
其中，In为n阶单位矩阵；
若框架角偏差矢量长度大于指定阈值上界，则回标称调整因子值为
Figure BDA0002558270240000045
其中，
Figure BDA0002558270240000046
为指定的回标称框架角速度约束上界；
若框架角偏差矢量长度小于指定阈值下界，则回标称调整因子值为
Figure BDA0002558270240000047
其中，
Figure BDA0002558270240000048
为指定的回标称框架角速度约束下界；
若框架角偏差矢量长度位于指定阈值区间内，则回标称调整因子值为
Figure BDA0002558270240000049
所述控制力矩为
Figure BDA00025582702400000410
其中KPC，KDC为3乘3阶的控制参数矩阵，
Figure BDA00025582702400000411
为星上定姿给出的卫星三轴欧拉姿态角，
Figure BDA00025582702400000412
为星上定姿给出的卫星三轴欧拉姿态角速度，
Figure BDA00025582702400000413
为星上定姿给出的卫星相对于地心惯性系的角速度估计，Hsat为包括CMG系角动量在内的整星角动量，均为3*1维数组，×表示叉乘计算；
所述指令框架角速度为
Figure BDA0002558270240000051
其中，h为单个CMG的标称转子角动量。
一种计算机可读存储介质，所述的计算机可读存储介质存储有计算机程序，所述的计算机程序被处理器执行时实现所述基于零运动优化的CMG群回标称构型控制方法的步骤。
本发明相对于现有技术的优点在于：
(1)本发明通过动态调整因子对回标称框架角速度进行动态调整，根据CMG框架角偏差的矢量长度大小计算相应的动态调整因子，从而使综合后的框架角速度随框架角偏差的大小自动调整，在卫星正常姿态控制要求和CMG群框架角快速调整到标称位置要求之间进行了良好的平衡；
(2)本发明充分挖掘CMG群的多冗余度，利用不同零空间向量组合以零运动方式实现CMG回标称框架角位置，解决了CMG群在执行卫星姿态控制任务的同时框架角快速回标称框架角位置的问题。
附图说明
图1为本发明的基于控制力矩输出约束的姿态机动动态优化方法流程图；
图2为本发明实施例的各CMG框架角曲线；
图3为本发明实施例的各CMG框架角速度曲线；
图4为本发明实施例的卫星三轴欧拉姿态角曲线；
图5为本发明实施例的卫星三轴欧拉姿态角速度曲线。
具体实施方式
为了更好的理解上述技术方案，下面通过附图以及具体实施例对本申请技术方案做详细的说明，应当理解本申请实施例以及实施例中的具体特征是对本申请技术方案的详细的说明，而不是对本申请技术方案的限定，在不冲突的情况下，本申请实施例以及实施例中的技术特征可以相互组合。
以下结合说明书附图对本申请实施例所提供的一种基于零运动优化的CMG群回标称构型控制方法，如图1所示，做进一步详细的说明，该方法具体实现方式可以包括以下步骤：
(1)首先根据框架角偏差应用零运动计算框架角速度参考值。
在本申请实施例所提供的方案中，具体为：
在一种可能实现的方式中，按如下公式计算CMG系的力矩矩阵C(δ)：
C(δ)＝Acosδ-Bsinδ，
其中
Figure BDA0002558270240000061
δ＝[δ1,...,δn]T为各CMG的框架角测量值，n为CMG个数；
其中
Figure BDA0002558270240000062
和
Figure BDA0002558270240000063
(i＝1,…,n)分别为各CMG框架角位于90度和0度时各CMG转子角动量的方向矢量；
在一种可能实现的方式中，按如下方法计算框架角偏差：Δδ＝δnorm-δ，Δδ＝mod(Δδ,π)，其中Δδ为框架角偏差矢量，δnorm为指定的标称框架角矢量，均为n*1维数组；z＝mod(x,y)为求模函数，定义为z＝x-Ny，且|z|<y，N为整数；
在一种可能实现的方式中，按如下零运动公式计算框架角速度参考值：
Figure BDA0002558270240000064
其中In为n*n维的单位矩阵；
(2)若框架角偏差矢量长度大于指定阈值上界，则设置回标称调整因子值使框架角速度满足指定约束上界。
在本申请实施例所提供的方案中，具体为：
在一种可能实现的方式中，若|Δδ|>δzmax，则
Figure BDA0002558270240000065
其中δzmax为指定的框架角偏差矢量长度阈值上界，
Figure BDA0002558270240000066
为指定的回标称框架角速度约束上界，Kzero为回标称调整因子，|X|表示对X求欧几里得范数；
(3)若框架角偏差矢量长度小于指定阈值下界，则设置回标称调整因子值使框架角速度满足指定约束下界。
在本申请实施例所提供的方案中，具体为：
在一种可能实现的方式中，若|Δδ|<δzmin，则
Figure BDA0002558270240000071
其中δzmin为指定的框架角偏差矢量长度阈值下界，
Figure BDA0002558270240000072
为指定的回标称框架角速度约束下界；
(4)若框架角偏差矢量长度位于指定阈值区间内，则相应计算回标称调整因子值使框架角速度满足指定约束区间。
在本申请实施例所提供的方案中，具体为：
在一种可能实现的方式中，若δzmin<|Δδ|<δzmax，则
Figure BDA0002558270240000073
(5)根据卫星姿态角和角速度进行控制力矩计算。
在本申请实施例所提供的方案中，具体为：
在一种可能实现的方式中，按如下公式计算期望控制力矩Tc：
Figure BDA0002558270240000074
其中KPC，KDC为3乘3阶的控制参数矩阵，
Figure BDA0002558270240000075
为星上定姿给出的卫星三轴欧拉姿态角，
Figure BDA0002558270240000076
为星上定姿给出的卫星三轴欧拉姿态角速度，
Figure BDA0002558270240000077
为星上定姿给出的卫星相对于地心惯性系的角速度估计，Hsat为包括CMG系角动量在内的整星角动量，均为3*1维数组，×表示叉乘计算；
(6)根据控制力矩和回标称调整因子值综合计算指令框架角速度。
在本申请实施例所提供的方案中，具体为：
在一种可能实现的方式中，按如下公式计算各CMG的框架角速度指令：
Figure BDA0002558270240000078
其中h为单个CMG的标称转子角动量。
基于与图1所示的方法相同的发明构思，本申请实施例提供了一种基于零运动优化的CMG群回标称构型控制系统，该系统包括：
第一模块，根据采集到的CMG框架角测量值与标称值的差值计算框架角偏差，并根据框架角偏差计算框架角偏差矢量长度和框架角速度参考值；
第二模块，比较框架角偏差矢量长度和指定阈值上界；若框架角偏差矢量长度大于指定阈值上界，则设置回标称调整因子值使框架角速度满足指定约束上界；若框架角偏差矢量长度小于指定阈值下界，则设置回标称调整因子值使框架角速度满足指定约束下界；若框架角偏差矢量长度位于指定阈值区间内，则设置回标称调整因子值使框架角速度满足指定约束区间；
第三模块，根据星上定姿给出的卫星姿态角和角速度计算控制力矩；
第四模块，根据框架角速度参考值、控制力矩和回标称调整因子值计算指令框架角速度，根据指令框架角速度值对卫星框架角进行控制，实现姿态机动。
进一步，在本申请实施例所提供的方案中，计算框架角速度参考值，具体的方法为：
由C(δ)＝Acosδ-Bsinδ计算CMG系的力矩矩阵C(δ)；其中，
Figure BDA0002558270240000081
δ＝[δ1,...,δn]T为各CMG的框架角测量值，n为CMG个数；
Figure BDA0002558270240000082
和
Figure BDA0002558270240000083
(i＝1,…,n)分别为各CMG框架角位于90度和0度时各CMG转子角动量的方向矢量；
进一步，在本申请实施例所提供的方案中，计算框架角偏差Δδ＝δnorm-δ，Δδ＝mod(Δδ,π)；其中，Δδ为框架角偏差矢量，δnorm为指定的标称框架角矢量，均为n*1维数组；z＝mod(x,y)为求模函数，定义为z＝x-Ny，且|z|<y，N为整数；
框架角偏差矢量长度为|Δδ|，|X|表示对X求欧几里得范数；
进一步，在本申请实施例所提供的方案中，由
Figure BDA0002558270240000084
计算框架角速度参考值
Figure BDA0002558270240000085
其中，In为n阶单位矩阵；
若框架角偏差矢量长度大于指定阈值上界，则回标称调整因子值为
Figure BDA0002558270240000086
其中，
Figure BDA0002558270240000087
为指定的回标称框架角速度约束上界；
若框架角偏差矢量长度小于指定阈值下界，则回标称调整因子值为
Figure BDA0002558270240000091
其中，
Figure BDA0002558270240000092
为指定的回标称框架角速度约束下界；
若框架角偏差矢量长度位于指定阈值区间内，则回标称调整因子值为
Figure BDA0002558270240000093
进一步，在本申请实施例所提供的方案中，所述控制力矩为
Figure BDA0002558270240000094
其中KPC，KDC为3乘3阶的控制参数矩阵，
Figure BDA0002558270240000095
为星上定姿给出的卫星三轴欧拉姿态角，
Figure BDA0002558270240000096
为星上定姿给出的卫星三轴欧拉姿态角速度，
Figure BDA0002558270240000097
为星上定姿给出的卫星相对于地心惯性系的角速度估计，Hsat为包括CMG系角动量在内的整星角动量，均为3*1维数组，×表示叉乘计算；
进一步，在本申请实施例所提供的方案中，所述指令框架角速度为
Figure BDA0002558270240000098
其中，h为单个CMG的标称转子角动量。
下面结合实施例对本发明方法进行详细说明。
某轨道高度500km太阳同步轨道卫星，卫星处于对地定向模式。卫星各项参数如下表所示。标称框架角矢量初始设置为[0,0,0,0,0]T，星时200s时更改设置为[-65°,65°,5°,0,-5°]T。
表1
Figure BDA0002558270240000099
Figure BDA0002558270240000101
按照本发明的基于零运动优化的CMG群回标称构型控制方法，标称框架角矢量设置更改前后全过程的仿真结果如图2～图5所示。其中图2是各CMG框架角曲线，图3是各CMG框架角速度曲线，如图2～图3所示标称框架角矢量设置更改后各CMG框架角快速平稳转移到新的标称框架角附近，仅耗时约150s，并保持框架角和框架角速度稳定。图4是卫星三轴欧拉姿态角曲线，图5是卫星三轴欧拉姿态角速度曲线，如图4～图5所示标称框架角矢量设置更改前后卫星姿态及姿态角速度均保持稳定，说明CMG框架角变化未对姿态控制产生扰动。使用本发明的基于零运动优化的CMG群回标称构型控制方法，实现了CMG群回标称构型的快速平稳控制，零运动优化效果明显。
本申请提供一种计算机可读存储介质，所述计算机可读存储介质存储有计算机指令，当所述计算机指令在计算机上运行时，使得计算机执行图1所述的方法。
本领域内的技术人员应明白，本申请的实施例可提供为方法、系统、或计算机程序产品。因此，本申请可采用完全硬件实施例、完全软件实施例、或结合软件和硬件方面的实施例的形式。而且，本申请可采用在一个或多个其中包含有计算机可用程序代码的计算机可用存储介质(包括但不限于磁盘存储器和光学存储器等)上实施的计算机程序产品的形式。
本申请是参照根据本申请实施例的方法、设备(系统)、和计算机程序产品的流程图和/或方框图来描述的。应理解可由计算机程序指令实现流程图和/或方框图中的每一流程和/或方框、以及流程图和/或方框图中的流程和/或方框的结合。可提供这些计算机程序指令到通用计算机、专用计算机、嵌入式处理机或其他可编程数据处理设备的处理器以产生一个机器，使得通过计算机或其他可编程数据处理设备的处理器执行的指令产生用于实现在流程图一个流程或多个流程和/或方框图一个方框或多个方框中指定的功能的装置。
这些计算机程序指令也可存储在能引导计算机或其他可编程数据处理设备以特定方式工作的计算机可读存储器中，使得存储在该计算机可读存储器中的指令产生包括指令装置的制造品，该指令装置实现在流程图一个流程或多个流程和/或方框图一个方框或多个方框中指定的功能。
这些计算机程序指令也可装载到计算机或其他可编程数据处理设备上，使得在计算机或其他可编程设备上执行一系列操作步骤以产生计算机实现的处理，从而在计算机或其他可编程设备上执行的指令提供用于实现在流程图一个流程或多个流程和/或方框图一个方框或多个方框中指定的功能的步骤。
显然，本领域的技术人员可以对本申请进行各种改动和变型而不脱离本申请的精神和范围。这样，倘若本申请的这些修改和变型属于本申请权利要求及其等同技术的范围之内，则本申请也意图包含这些改动和变型在内。
本发明说明书中未作详细描述的内容属本领域技术人员的公知技术。

Claims (7)

1.基于零运动优化的CMG群回标称构型控制方法，其特征在于，包括如下步骤：
根据采集到的CMG框架角测量值与标称值的差值计算框架角偏差，并根据框架角偏差计算框架角偏差矢量长度和框架角速度参考值；
比较框架角偏差矢量长度和指定阈值上界；若框架角偏差矢量长度大于指定阈值上界，则设置回标称调整因子值，使框架角速度满足指定约束上界；若框架角偏差矢量长度小于指定阈值下界，则设置回标称调整因子值，使框架角速度满足指定约束下界；若框架角偏差矢量长度位于指定阈值区间内，则设置回标称调整因子值，使框架角速度满足指定约束区间；
根据星上定姿给出的卫星姿态角和角速度计算控制力矩；
根据框架角速度参考值、控制力矩和回标称调整因子值计算指令框架角速度，根据指令框架角速度值对卫星框架角进行控制，实现姿态机动；
若框架角偏差矢量长度小于指定阈值下界，则回标称调整因子值为
Figure FDA0003568361510000011
其中，
Figure FDA0003568361510000012
为指定的回标称框架角速度约束下界；
若框架角偏差矢量长度位于指定阈值区间内，则回标称调整因子值为
Figure FDA0003568361510000013
其中，
Figure FDA0003568361510000014
为指定的回标称框架角速度约束上界，
Figure FDA0003568361510000015
为指定的回标称框架角速度约束下界，δzmax为指定的框架角偏差矢量长度阈值上界，δzmin为指定的框架角偏差矢量长度阈值下界；
若框架角偏差矢量长度大于指定阈值上界，则回标称调整因子值为
Figure FDA0003568361510000016
其中，
Figure FDA0003568361510000017
为指定的回标称框架角速度约束上界。
2.根据权利要求1所述的基于零运动优化的CMG群回标称构型控制方法，其特征在于，计算框架角速度参考值的方法包括如下步骤：
由C(δ)＝Acosδ-Bsinδ计算CMG系的力矩矩阵C(δ)；其中，
Figure FDA0003568361510000021
δ＝[δ1,...,δn]T为各CMG的框架角测量值，n为CMG个数；
Figure FDA0003568361510000022
和
Figure FDA0003568361510000023
(i＝1,…,n)分别为各CMG框架角位于90度和0度时各CMG转子角动量的方向矢量；
计算框架角偏差Δδ＝δnorm-δ，Δδ＝mod(Δδ,π)；其中，Δδ为框架角偏差矢量，δnorm为指定的标称框架角矢量，均为n*1维数组；z＝mod(x,y)为求模函数，定义为z＝x-Ny，且|z|＜y，N为整数；
框架角偏差矢量长度为|Δδ|，|X|表示对X求欧几里得范数；
由
Figure FDA0003568361510000024
计算框架角速度参考值
Figure FDA0003568361510000025
其中，In为n阶单位矩阵。
3.根据权利要求1所述的基于零运动优化的CMG群回标称构型控制方法，其特征在于，所述控制力矩为
Figure FDA0003568361510000026
其中KPC，KDC为3乘3阶的控制参数矩阵，
Figure FDA0003568361510000027
为星上定姿给出的卫星三轴欧拉姿态角，
Figure FDA0003568361510000028
为星上定姿给出的卫星三轴欧拉姿态角速度，
Figure FDA0003568361510000029
为星上定姿给出的卫星相对于地心惯性系的角速度估计，Hsat为包括CMG系角动量在内的整星角动量，均为3*1维数组，×表示叉乘计算。
4.根据权利要求3所述的基于零运动优化的CMG群回标称构型控制方法，其特征在于：所述指令框架角速度为
Figure FDA00035683615100000210
其中，h为单个CMG的标称转子角动量。
5.基于零运动优化的CMG群回标称构型控制系统，其特征在于：包括
第一模块，根据采集到的CMG框架角测量值与标称值的差值计算框架角偏差，并根据框架角偏差计算框架角偏差矢量长度和框架角速度参考值；
第二模块，比较框架角偏差矢量长度和指定阈值上界；若框架角偏差矢量长度大于指定阈值上界，则设置回标称调整因子值使框架角速度满足指定约束上界；若框架角偏差矢量长度小于指定阈值下界，则设置回标称调整因子值使框架角速度满足指定约束下界；若框架角偏差矢量长度位于指定阈值区间内，则设置回标称调整因子值使框架角速度满足指定约束区间；
第三模块，根据星上定姿给出的卫星姿态角和角速度计算控制力矩；
第四模块，根据框架角速度参考值、控制力矩和回标称调整因子值计算指令框架角速度，根据指令框架角速度值对卫星框架角进行控制，实现姿态机动；
若框架角偏差矢量长度小于指定阈值下界，则回标称调整因子值为
Figure FDA0003568361510000031
其中，
Figure FDA0003568361510000032
为指定的回标称框架角速度约束下界；
若框架角偏差矢量长度位于指定阈值区间内，则回标称调整因子值为
Figure FDA0003568361510000033
其中，
Figure FDA0003568361510000034
为指定的回标称框架角速度约束上界，
Figure FDA0003568361510000039
为指定的回标称框架角速度约束下界，δzmax为指定的框架角偏差矢量长度阈值上界，δzmin为指定的框架角偏差矢量长度阈值下界。
6.根据权利要求5所述的基于零运动优化的CMG群回标称构型控制系统，其特征在于，计算框架角速度参考值，具体的方法为：
由C(δ)＝Acosδ-Bsinδ计算CMG系的力矩矩阵C(δ)；其中，
Figure FDA0003568361510000036
δ＝[δ1,...,δn]T为各CMG的框架角测量值，n为CMG个数；
Figure FDA0003568361510000037
和
Figure FDA0003568361510000038
(i＝1,…,n)分别为各CMG框架角位于90度和0度时各CMG转子角动量的方向矢量；
计算框架角偏差Δδ＝δnorm-δ，Δδ＝mod(Δδ,π)；其中，Δδ为框架角偏差矢量，δnorm为指定的标称框架角矢量，均为n*1维数组；z＝mod(x,y)为求模函数，定义为z＝x-Ny，且|z|＜y，N为整数；
框架角偏差矢量长度为|Δδ|，|X|表示对X求欧几里得范数；
由
Figure FDA0003568361510000041
计算框架角速度参考值
Figure FDA0003568361510000042
其中，In为n阶单位矩阵；
若框架角偏差矢量长度大于指定阈值上界，则回标称调整因子值为
Figure FDA0003568361510000043
其中，
Figure FDA0003568361510000044
为指定的回标称框架角速度约束上界；
若框架角偏差矢量长度小于指定阈值下界，则回标称调整因子值为
Figure FDA0003568361510000045
其中，
Figure FDA0003568361510000046
为指定的回标称框架角速度约束下界；
若框架角偏差矢量长度位于指定阈值区间内，则回标称调整因子值为
Figure FDA0003568361510000047
所述控制力矩为
Figure FDA0003568361510000048
其中KPC，KDC为3乘3阶的控制参数矩阵，
Figure FDA0003568361510000049
为星上定姿给出的卫星三轴欧拉姿态角，
Figure FDA00035683615100000410
为星上定姿给出的卫星三轴欧拉姿态角速度，
Figure FDA00035683615100000411
为星上定姿给出的卫星相对于地心惯性系的角速度估计，Hsat为包括CMG系角动量在内的整星角动量，均为3*1维数组，×表示叉乘计算；
所述指令框架角速度为
Figure FDA00035683615100000412
其中，h为单个CMG的标称转子角动量。
7.一种计算机可读存储介质，所述的计算机可读存储介质存储有计算机程序，其特征在于，所述的计算机程序被处理器执行时实现如权利要求1～权利要求4 任一所述方法的步骤。
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