CN111897352A - 基于控制力矩输出约束的姿态机动动态优化方法及介质 - Google Patents

基于控制力矩输出约束的姿态机动动态优化方法及介质 Download PDF

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CN111897352A CN202010599885.7A CN202010599885A CN111897352A CN 111897352 A CN111897352 A CN 111897352A CN 202010599885 A CN202010599885 A CN 202010599885A CN 111897352 A CN111897352 A CN 111897352A
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Abstract

基于控制力矩输出约束的姿态机动动态优化方法及介质，属于航天器姿态控制领域。本发明在姿态机动加速段和减速段，对机动所需的框架角速度组合根据输出约束限幅计算动态优化系数值以充分挖掘控制力矩陀螺组合的控制能力；根据加速机动角度动态调整转减速段的时间点。采用本发明方法很好地解决了卫星充分挖掘控制力矩陀螺组合控制能力的姿态机动动态优化问题。

Description

基于控制力矩输出约束的姿态机动动态优化方法及介质
技术领域
本发明属于航天器姿态控制领域，具体涉及基于控制力矩输出约束的姿态机动动态优化方法及介质。
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。控制力矩陀螺进行姿态控制时，依靠框架角的变化产生输出力矩，其瞬时输出力矩始终与框架轴和角动量方向垂直，大小与框架角速度成正比，方向随框架角而不断改变，综合考虑执行机构能力和允许的控制误差可以给出框架角速度限幅作为输出约束。目前一般的姿态机动方法，是在机动开始时进行姿态角和角速度的静态规划，在整个机动过程中使用控制力矩陀螺组合控制星体跟踪规划好的姿态角和角速度。但这类方法未能充分挖掘控制力矩陀螺组合的控制能力，原因在于基于规划求解框架角速度时需要根据实时框架角位置进行解算，所得到的框架角速度一般未充分使用到作为输出约束的框架角速度限幅。
发明内容
本发明解决的技术问题是：克服现有技术的不足，提供了基于控制力矩输出约束的姿态机动动态优化方法及介质，在姿态机动加速段和减速段，对机动所需的框架角速度组合根据输出约束限幅计算动态优化系数值以充分挖掘控制力矩陀螺组合的控制能力；根据加速机动角度动态调整转减速段的时间点。采用该方法很好地解决了卫星充分挖掘控制力矩陀螺组合控制能力的姿态机动动态优化问题。
本发明的技术解决方案是：基于控制力矩输出约束的姿态机动动态优化方法，包括：
在姿态机动开始时计算指定机动对应的欧拉轴角机动方向和欧拉轴角机动角度，并初始化动态优化机动规划角度值和机动规划角速度值，进入姿态机动加速段；
在姿态机动加速段，实时根据欧拉轴角机动方向和框架角位置值解算参考框架角速度，根据参考框架角速度和输出约束限幅计算动态优化系数值，根据动态优化系数值和参考框架角速度更新参考角加速度、动态优化机动规划角度和角速度，根据参考角加速度值、动态优化机动规划角度和角速度，以及星上定姿给出的姿态四元数估计值和角速度估计值计算指令框架角速度值；
当满足匀速段条件时转入匀速段，当满足减速段条件时转入减速段；
在匀速段，根据指定星体角速度实时更新参考角加速度值、动态优化机动规划角度和角速度，根据参考角加速度值、动态优化机动规划角度和角速度，以及星上定姿给出的姿态四元数估计值和角速度估计值计算指令框架角速度值；当机动角度余量不大于减速机动角度值时，转入减速段；
在减速段，实时根据框架角位置值解算参考框架角速度，根据参考框架角速度和输出约束限幅计算动态优化系数值，根据动态优化系数值和参考框架角速度更新参考角加速度值、动态优化机动规划角度和角速度，根据参考角加速度值、动态优化机动规划角度和角速度，以及星上定姿给出的姿态四元数估计值和角速度估计值计算指令框架角速度值；
根据指令框架角速度值对框架角进行控制，实现姿态机动，并实时采集新的框架角位置值、姿态四元数估计值和星体角速度估计值，用于下一时刻的指令框架角速度值更新。
进一步地，所述计算指定机动对应的欧拉轴角机动方向和欧拉轴角机动角度的方法包括如下步骤：
计算机动相对四元数
Figure BDA0002558267600000021
其中，
Figure BDA0002558267600000022
表示四元数乘法计算，qt0为机动目标姿态四元数，qbos为机动起点时刻的卫星本体相对于卫星轨道系的姿态四元数，记qbos的矢量部分和标量部分为别为
Figure BDA0002558267600000023
和nbos，则qbos -1的矢量部分和标量部分为别为
Figure BDA0002558267600000024
和nbos；
记qm的矢量部分和标量部分为别为
Figure BDA0002558267600000025
和nm，则欧拉轴角机动角度为χm＝2arccos(nm)，欧拉轴角机动方向的矢量为
Figure BDA0002558267600000031
其中arccos()为反余弦函数。
进一步地，所述解算参考框架角速度包括如下步骤：
由C(δ)＝A cosδ-B sinδ计算CMG系的力矩矩阵C(δ)；其中
Figure BDA0002558267600000032
δ＝[δ1,...,δn]T为各CMG的框架角位置，n为CMG的个数；
Figure BDA0002558267600000033
和
Figure BDA0002558267600000034
(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；
由
Figure BDA0002558267600000035
计算各CMG的参考框架角速度
Figure BDA0002558267600000036
其中h为单个CMG的标称转子角动量，
Figure BDA0002558267600000037
为欧拉轴角机动方向的矢量。
进一步地，所述根据参考框架角速度和输出约束限幅计算动态优化系数值，根据动态优化系数值和参考框架角速度更新参考角加速度、动态优化机动规划角度和角速度包括如下步骤：
由
Figure BDA0002558267600000038
计算参考框架角速度
Figure BDA0002558267600000039
各分量绝对值的最大值
Figure BDA00025582676000000310
由
Figure BDA00025582676000000311
计算动态优化系数值kdyn；其中
Figure BDA00025582676000000312
为指定的框架角速度限幅值；
由
Figure BDA00025582676000000313
计算参考前馈力矩值Ta；
由aref＝Jsat -1Ta计算参考角加速度aref；其中Jsat为整星惯量矩阵；
由
Figure BDA00025582676000000314
和
Figure BDA00025582676000000315
计算动态优化机动规划角度χr和角速度
Figure BDA00025582676000000316
其中ΔT为控制周期，χr'和
Figure BDA00025582676000000317
为上一周期计算的动态优化机动规划角度和角速度，初值均为0。
进一步地，在姿态机动加速段，计算指令框架角速度值包括如下步骤：
由
Figure BDA0002558267600000041
qr＝Qa(Aq(qro)·Coi)和
Figure BDA0002558267600000042
计算机动规划四元数qr和相对于地心惯性系的规划角速度ωri；其中，Qa()为由方向余弦阵到四元数的转换函数，Aq()为由四元数到方向余弦阵的转换函数，Coi为轨道系相对于惯性系的转换矩阵，ω0为卫星所在位置轨道角速度的标量绝对值，两者均由轨道计算给出；
计算控制误差四元数
Figure BDA0002558267600000043
其中qatt为星上定姿给出的卫星相对于地心惯性系的姿态四元数估计；
计算控制误差角速度ωc＝ωatt-ωri，其中ωatt为星上定姿给出的卫星相对于地心惯性系的角速度估计；
由
Figure BDA0002558267600000044
计算期望控制力矩Tc；其中KPC和KDC为3乘3阶的控制参数矩阵，
Figure BDA0002558267600000045
为qc的矢量部分，Hsat为包括CMG系角动量在内的整星角动量；
由
Figure BDA0002558267600000046
计算各CMG的框架角速度指令
Figure BDA0002558267600000047
其中h为单个CMG的标称转子角动量，λ为伪逆权系数，I3为三阶单位矩阵。
进一步地，所述匀速段条件为机动规划角速度满足
Figure BDA0002558267600000048
所述减速段条件为机动规划角度满足
Figure BDA0002558267600000049
进一步地，在所述匀速段，根据指定星体角速度实时计算参考角加速度、动态优化机动规划角度和角速度的方法为：
分别由aref＝0，
Figure BDA00025582676000000410
和
Figure BDA00025582676000000411
计算参考角加速度aref，动态优化机动规划角度χr和角速度
Figure BDA00025582676000000412
进一步地，在所述匀速段，转入减速段的判断计算如下：
若机动规划角度满足χr≥χm-χa，则由匀速段转入减速段。
进一步地，在所述减速段，指令框架角速度值的计算包括如下步骤：
由
Figure BDA0002558267600000051
计算各CMG的参考框架角速度
Figure BDA0002558267600000052
由
Figure BDA0002558267600000053
计算框架角速度组合
Figure BDA0002558267600000054
各分量绝对值的最大值
Figure BDA0002558267600000055
由
Figure BDA0002558267600000056
计算动态优化系数值kdyn；
其中
Figure BDA0002558267600000057
为指定的框架角速度限幅值；
由
Figure BDA0002558267600000058
计算参考前馈力矩值Ta；
分别由aref＝Jsat -1Ta，
Figure BDA0002558267600000059
计算参考角加速度aref,动态优化机动规划角度χr和角速度
Figure BDA00025582676000000510
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控制力矩输出约束的姿态机动动态优化方法的步骤。
本发明相对于现有技术的优点在于：
本发明充分挖掘了控制力矩陀螺的组合控制能力，将控制力矩陀螺输出约束、动态优化、前馈补偿与反馈控制有机结合起来，在姿态机动加速段和减速段，对机动所需的框架角速度组合根据输出约束限幅计算动态优化系数值以充分挖掘控制力矩陀螺组合的控制能力；根据加速机动角度动态调整转减速段的时间点。该方法能够很好地保证卫星姿态机动动态优化的需求。
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为本发明实施例的参考角加速度曲线；
图3为本发明实施例的动态优化机动规划角速度曲线；
图4为本发明实施例的动态优化机动规划角度曲线；
图5为本发明实施例的指令框架角速度曲线；
图6为本发明实施例的各CMG框架角曲线；
图7为本发明实施例的卫星三轴姿态角曲线；
图8为本发明实施例的卫星三轴姿态角速度曲线。
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基于控制力矩输出约束的姿态机动动态优化方法，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如下步骤：
(1)在姿态机动开始时计算指定机动对应的欧拉轴角机动方向和机动角度，并初始化机动规划角度和机动规划角速度，进入姿态机动加速度段。
在本申请实施例所提供的方案中，具体为包括：
在一种可能实现的方式中，按如下方法计算机动相对四元数：
Figure BDA0002558267600000061
其中，
Figure BDA0002558267600000062
表示四元数乘法计算，qt0为机动目标姿态四元数，qbos为机动起点时刻的卫星本体相对于卫星轨道系的姿态四元数，记qbos的矢量部分和标量部分为别为
Figure BDA0002558267600000063
和nbos，则qbos -1的矢量部分和标量部分为别为
Figure BDA0002558267600000064
和nbos；
在一种可能实现的方式中，记qm的矢量部分和标量部分为别为
Figure BDA0002558267600000065
和nm，计算欧拉轴角机动角度χm＝2arccos(nm)，欧拉轴角机动方向矢量
Figure BDA0002558267600000066
其中arccos()为反余弦函数；
进一步，置机动规划角度χr＝0，机动规划角速度
Figure BDA0002558267600000067
(2)在姿态机动加速段，实时根据机动方向和框架角位置解算参考框架角速度，并根据输出约束限幅计算动态优化系数值和参考前馈力矩值，根据参考前馈力矩值计算参考角加速度、动态优化机动规划角度和角速度，根据参考角加速度和姿态控制误差计算指令框架角速度值。
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)＝A cosδ-B sinδ，
其中
Figure BDA0002558267600000071
δ＝[δ1,...,δn]T为各CMG的框架角测量值，n为CMG个数；
其中
Figure BDA0002558267600000072
和
Figure BDA0002558267600000073
(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，按如下公式计算各CMG的框架角速度组合
Figure BDA0002558267600000074
Figure BDA0002558267600000075
其中h为单个CMG的标称转子角动量；
在一种可能实现的方式中，按如下公式计算框架角速度组合
Figure BDA0002558267600000076
各分量绝对值的最大值
Figure BDA0002558267600000077
Figure BDA0002558267600000078
在一种可能实现的方式中，按如下公式计算动态优化系数值kdyn：
Figure BDA0002558267600000079
其中
Figure BDA00025582676000000710
为指定的框架角速度限幅值。
在一种可能实现的方式中，按如下公式计算参考前馈力矩值Ta：
Figure BDA00025582676000000711
在一种可能实现的方式中，按如下公式计算参考角加速度aref：
aref＝Jsat -1Ta，其中Jsat为整星转动惯量值；
在一种可能实现的方式中，按如下公式计算动态优化机动规划角度χr和角速度
Figure BDA0002558267600000081
Figure BDA0002558267600000082
其中ΔT为控制周期。
在一种可能实现的方式中，按如下公式计算机动规划四元数qr和相对于地心惯性系的规划角速度ωri：
Figure BDA0002558267600000083
qr＝Qa(Aq(qro)·Coi)，
Figure BDA0002558267600000084
其中Aq()为由四元数到方向余弦阵的转换函数，Coi为轨道系相对于惯性系的转换矩阵，ω0为卫星所在位置轨道角速度的标量绝对值，两者均由轨道计算给出；
在一种可能实现的方式中，按如下方法计算控制误差四元数：
Figure BDA0002558267600000085
其中qatt为星上定姿给出的卫星相对于地心惯性系的姿态四元数估计；
在一种可能实现的方式中，按如下方法计算控制误差角速度：ωc＝ωatt-ωri，其中ωatt为星上定姿给出的卫星相对于地心惯性系的角速度估计；
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 BDA0002558267600000086
其中KPC，KDC为3乘3阶的控制参数矩阵，
Figure BDA0002558267600000087
为qc的矢量部分，Hsat为包括CMG系角动量在内的整星角动量，Jsat为整星惯量矩阵；
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 BDA0002558267600000088
Figure BDA0002558267600000089
其中h为单个CMG的标称转子角动量，λ为伪逆权系数；
(3)当到达指定的星体角速度时转入匀速段并记录加速机动角度值，或到达机动角度的中间值时转入减速段。
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，若机动规划角速度满足
Figure BDA0002558267600000091
则由加速段转入匀速段，并记录加速机动角度值χa＝χr，其中
Figure BDA0002558267600000092
为指定的星体角速度限幅值；
在一种可能实现的方式中，若机动规划角度满足
Figure BDA0002558267600000093
则由加速段转入减速段。
(4)匀速段根据指定星体角速度实时计算参考角加速度、动态优化机动规划角度和角速度，根据参考角加速度和姿态控制误差计算指令框架角速度值，当机动角度余量到达减速机动角度值时，转入减速段。
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，按如下公式计算参考角加速度aref，动态优化机动规划角度χr和角速度
Figure BDA0002558267600000094
aref＝0，
Figure BDA0002558267600000095
在一种可能实现的方式中，按步骤(2)中指令框架角速度值的计算方法计算指令框架角速度值
Figure BDA0002558267600000096
在一种可能实现的方式中，若机动规划角度满足χr≥χm-χa，则由匀速段转入减速段。
(5)减速段实时根据机动反方向和框架角解算框架角速度组合，并根据输出约束限幅计算动态优化系数值和参考前馈力矩值，根据参考前馈力矩值计算参考角加速度、动态优化机动规划角度和角速度，根据参考角加速度和姿态控制误差计算指令框架角速度值。
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，按前述步骤(2)中的公式计算CMG系的力矩矩阵C(δ)；
在一种可能实现的方式中，按如下公式计算各CMG的框架角速度组合
Figure BDA0002558267600000097
Figure BDA0002558267600000101
在一种可能实现的方式中，按如下公式计算框架角速度组合
Figure BDA0002558267600000102
各分量绝对值的最大值
Figure BDA0002558267600000103
Figure BDA0002558267600000104
在一种可能实现的方式中，按如下公式计算动态优化系数值kdyn：
Figure BDA0002558267600000105
其中
Figure BDA0002558267600000106
为指定的框架角速度限幅值。
在一种可能实现的方式中，按如下公式计算参考前馈力矩值Ta：
Figure BDA0002558267600000107
在一种可能实现的方式中，按如下公式计算参考角加速度aref,动态优化机动规划角度χr和角速度
Figure BDA0002558267600000108
aref＝Jsat -1Ta，
Figure BDA0002558267600000109
在一种可能实现的方式中，按步骤(2)中指令框架角速度值的计算方法计算指令框架角速度值
Figure BDA00025582676000001010
下面结合实施例对本发明方法进行详细说明。
实施例1：某轨道高度500km太阳同步轨道卫星，初始卫星处于对地零姿态稳定运行状态，星时100秒时开始进行滚动60度的姿态机动。卫星各项参数如下表所示。
表1
Figure BDA00025582676000001011
Figure BDA0002558267600000111
按照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，滚动60度姿态机动全过程的仿真结果如图2～图8所示。其中图2是参考角加速度aref曲线。图3是动态优化机动规划角速度
Figure BDA0002558267600000112
曲线。图4是动态优化机动规划角度χr曲线。图5是指令框架角速度
Figure BDA0002558267600000113
曲线。图6是各CMG框架角δ曲线。图7是卫星三轴姿态角曲线。图8是卫星三轴姿态角速度曲线。如图2～图8所示，卫星根据输出约束限幅对机动规划进行了动态优化调整，实现了充分挖掘控制力矩陀螺组合的控制能力的动态优化姿态机动控制。
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 (10)

1.基于控制力矩输出约束的姿态机动动态优化方法，其特征在于，包括：
在姿态机动开始时计算指定机动对应的欧拉轴角机动方向和欧拉轴角机动角度，并初始化动态优化机动规划角度值和机动规划角速度值，进入姿态机动加速段；
在姿态机动加速段，实时根据欧拉轴角机动方向和框架角位置值解算参考框架角速度，根据参考框架角速度和输出约束限幅计算动态优化系数值，根据动态优化系数值和参考框架角速度更新参考角加速度、动态优化机动规划角度和角速度，根据参考角加速度值、动态优化机动规划角度和角速度，以及星上定姿给出的姿态四元数估计值和角速度估计值计算指令框架角速度值；
当满足匀速段条件时转入匀速段，当满足减速段条件时转入减速段；
在匀速段，根据指定星体角速度实时更新参考角加速度值、动态优化机动规划角度和角速度，根据参考角加速度值、动态优化机动规划角度和角速度，以及星上定姿给出的姿态四元数估计值和角速度估计值计算指令框架角速度值；当机动角度余量不大于减速机动角度值时，转入减速段；
在减速段，实时根据框架角位置值解算参考框架角速度，根据参考框架角速度和输出约束限幅计算动态优化系数值，根据动态优化系数值和参考框架角速度更新参考角加速度值、动态优化机动规划角度和角速度，根据参考角加速度值、动态优化机动规划角度和角速度，以及星上定姿给出的姿态四元数估计值和角速度估计值计算指令框架角速度值；
根据指令框架角速度值对框架角进行控制，实现姿态机动，并实时采集新的框架角位置值、姿态四元数估计值和星体角速度估计值，用于下一时刻的指令框架角速度值更新。
2.根据权利要求1所述的基于控制力矩输出约束的姿态机动动态优化方法，其特征在于，所述计算指定机动对应的欧拉轴角机动方向和欧拉轴角机动角度的方法包括如下步骤：
计算机动相对四元数
Figure FDA0002558267590000021
其中，
Figure FDA0002558267590000022
表示四元数乘法计算，qt0为机动目标姿态四元数，qbos为机动起点时刻的卫星本体相对于卫星轨道系的姿态四元数，记qbos的矢量部分和标量部分为别为
Figure FDA0002558267590000023
和nbos，则qbos -1的矢量部分和标量部分为别为
Figure FDA0002558267590000024
和nbos；
记qm的矢量部分和标量部分为别为
Figure FDA0002558267590000025
和nm，则欧拉轴角机动角度为χm＝2arccos(nm)，欧拉轴角机动方向的矢量为
Figure FDA0002558267590000026
其中arccos()为反余弦函数。
3.根据权利要求2所述的基于控制力矩输出约束的姿态机动动态优化方法，其特征在于，所述解算参考框架角速度包括如下步骤：
由C(δ)＝Acosδ-Bsinδ计算CMG系的力矩矩阵C(δ)；其中
Figure FDA0002558267590000027
δ＝[δ1,...,δn]T为各CMG的框架角位置，n为CMG的个数；
Figure FDA0002558267590000028
和
Figure FDA0002558267590000029
(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；
由
Figure FDA00025582675900000210
计算各CMG的参考框架角速度
Figure FDA00025582675900000211
其中h为单个CMG的标称转子角动量，
Figure FDA00025582675900000212
为欧拉轴角机动方向的矢量。
4.根据权利要求3所述的基于控制力矩输出约束的姿态机动动态优化方法，其特征在于，所述根据参考框架角速度和输出约束限幅计算动态优化系数值，根据动态优化系数值和参考框架角速度更新参考角加速度、动态优化机动规划角度和角速度包括如下步骤：
由
Figure FDA00025582675900000213
计算参考框架角速度
Figure FDA00025582675900000214
各分量绝对值的最大值
Figure FDA00025582675900000215
由
Figure FDA0002558267590000031
计算动态优化系数值kdyn；其中
Figure FDA0002558267590000032
为指定的框架角速度限幅值；
由
Figure FDA0002558267590000033
计算参考前馈力矩值Ta；
由aref＝Jsat -1Ta计算参考角加速度aref；其中Jsat为整星惯量矩阵；
由
Figure FDA0002558267590000034
和
Figure FDA0002558267590000035
计算动态优化机动规划角度χr和角速度
Figure FDA0002558267590000036
其中ΔT为控制周期，χr'和
Figure FDA0002558267590000037
为上一周期计算的动态优化机动规划角度和角速度，初值均为0。
5.根据权利要求4所述的基于控制力矩输出约束的姿态机动动态优化方法，其特征在于，在姿态机动加速段，计算指令框架角速度值包括如下步骤：
由
Figure FDA0002558267590000038
qr＝Qa(Aq(qro)·Coi)和
Figure FDA0002558267590000039
计算机动规划四元数qr和相对于地心惯性系的规划角速度ωri；其中，Qa()为由方向余弦阵到四元数的转换函数，Aq()为由四元数到方向余弦阵的转换函数，Coi为轨道系相对于惯性系的转换矩阵，ω0为卫星所在位置轨道角速度的标量绝对值，两者均由轨道计算给出；
计算控制误差四元数
Figure FDA00025582675900000310
其中qatt为星上定姿给出的卫星相对于地心惯性系的姿态四元数估计；
计算控制误差角速度ωc＝ωatt-ωri，其中ωatt为星上定姿给出的卫星相对于地心惯性系的角速度估计；
由
Figure FDA00025582675900000311
计算期望控制力矩Tc；其中KPC和KDC为3乘3阶的控制参数矩阵，
Figure FDA00025582675900000312
为qc的矢量部分，Hsat为包括CMG系角动量在内的整星角动量；
由
Figure FDA0002558267590000041
计算各CMG的框架角速度指令
Figure FDA0002558267590000042
其中h为单个CMG的标称转子角动量，λ为伪逆权系数，I3为三阶单位矩阵。
6.根据权利要求4所述的基于控制力矩输出约束的姿态机动动态优化方法，其特征在于，所述匀速段条件为机动规划角速度满足
Figure FDA0002558267590000043
所述减速段条件为机动规划角度满足
Figure FDA0002558267590000044
7.根据权利要求6所述的基于控制力矩输出约束的姿态机动动态优化方法，其特征在于：在所述匀速段，根据指定星体角速度实时计算参考角加速度、动态优化机动规划角度和角速度的方法为：
分别由aref＝0，
Figure FDA0002558267590000045
和
Figure FDA0002558267590000046
计算参考角加速度aref，动态优化机动规划角度χr和角速度
Figure FDA0002558267590000047
8.根据权利要求7所述的基于控制力矩输出约束的姿态机动动态优化方法，其特征在于：在所述匀速段，转入减速段的判断计算如下：
若机动规划角度满足χr≥χm-χa，则由匀速段转入减速段。
9.根据权利要求8所述的基于控制力矩输出约束的姿态机动动态优化方法，其特征在于：在所述减速段，指令框架角速度值的计算包括如下步骤：
由
Figure FDA0002558267590000048
计算各CMG的参考框架角速度
Figure FDA0002558267590000049
由
Figure FDA00025582675900000410
计算框架角速度组合
Figure FDA00025582675900000411
各分量绝对值的最大值
Figure FDA00025582675900000412
由
Figure FDA00025582675900000413
计算动态优化系数值kdyn；
其中
Figure FDA00025582675900000414
为指定的框架角速度限幅值；
由
Figure FDA00025582675900000415
计算参考前馈力矩值Ta；
分别由aref＝Jsat -1Ta，
Figure FDA00025582675900000416
计算参考角加速度aref,动态优化机动规划角度χr和角速度
Figure FDA00025582675900000417
10.一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9任一所述方法的步骤。
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