CN116500902B - 去任务化姿态控制回路设计方法、存储介质及电子设备 - Google Patents

去任务化姿态控制回路设计方法、存储介质及电子设备 Download PDF

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Abstract

本发明涉及去任务化姿态控制回路设计方法、存储介质及电子设备，包括分段设计，将星箭分离段分为粗控段和精控段；校正网络初步设计，根据粗控段和精控段的分界点对应的回路开环传递函数计算裕度，所述裕度满足预设幅值裕度以及预设相位裕度；粗控段和精控段的开关门限和节能参数设计；粗控段和精控段回路裕度设计，若粗控段或精控段的回路开环传递函数裕度不满足要求，则返回至校正网络初步设计步骤，重新调整校正网络；蒙特卡洛打靶仿真验证。本发明的方法，仅在一种固定校正网络情况下，通过将星箭分离段分为粗控段和精控段，采用开关门限和节能参数的巧妙组合，使姿态控制回路具备较高的裕度，最终达到去任务化的效果。

Description

去任务化姿态控制回路设计方法、存储介质及电子设备
技术领域
本发明涉及固体运载火箭姿态控制技术领域，具体涉及适应多星分离的去任务化姿态控制回路设计方法、存储介质及电子设备。
背景技术
运载火箭星箭分离段一般采用侧喷流系统实现对姿态的控制，侧喷流系统由一系列小型液体姿控发动机组成，布局形式多样，一般有“十”字布局、“X”字布局，或者二者组合布局。为降低发射成本，运载火箭实际会搭载很多颗卫星，从第一颗卫星分离一直到最后一颗卫星分离，箭体的俯仰、偏航、滚动三通道转动惯量变化非常大，最小和最大量之间的变化最大会达到6倍左右。星箭分离前一般对箭体的姿态有非常高的精度要求，同时，随着任务的多样化，要求姿态控制回路的校正网络能够完全适应所有工况，即具备不随任务改变而改变的能力，达到去任务化的效果。如果按照传统的校正网络设计方法，姿态控制回路幅值裕度6dB，能够适应的参数变化量为2倍，即使勉强将回路幅值裕度提升至10dB，能够适应的参数变化量约为3.2倍，显然无法满足多星分离情况下转动惯量变化大、姿态控制精度高、具备去任务化功能的需求。若要实现去任务化效果，适应多星分离情况，一种传统可行的方法是根据转动惯量变化情况，分梯度设置几组不同的校正网络，同时在装订参数里面设置对应的校正网络标志位，根据实际需求来选取。但是，该方法装订参数多，存在装订参数错误的风险，降低了系统的可靠性，并且校正网络选取需要人工挑选，无法实现通用和批量产。同时，校正网络切换时会引入额外的扰动，导致角偏差出现跳动，不利于姿态控制。
发明内容
本申请的实施例提供了去任务化姿态控制回路设计方法，仅在一种固定校正网络情况下，通过将星箭分离段分为粗控段和精控段，采用开关门限和节能参数的巧妙组合，使姿态控制回路具备较高的裕度，适应多星分离情况下转动惯量变化大、姿态控制精度高的需求，最终达到去任务化的效果。
本申请的其它特性和优点将通过下面的详细描述变得显然，或部分地通过本申请的实践而获得。
根据本申请的一个方面，提供了去任务化姿态控制回路设计方法，基于侧喷流姿态控制系统，包括如下步骤：
分段设计，将星箭分离段分为粗控段和精控段；
校正网络初步设计，根据粗控段和精控段的分界点对应的回路开环传递函数计算裕度，所述裕度满足预设幅值裕度以及预设相位裕度；
粗控段和精控段的开关门限和节能参数设计，粗控段采用大开关门限和不节能组合策略；精控段采用小开关门限和节能组合策略；所述大开关门限根据总体允许的最大姿态角偏差进行选取，一般取3°~10°；所述小开关门限根据星箭分离前的姿态角偏差控制要求，一般取0.5°~1°；
粗控段和精控段回路裕度设计，若粗控段或精控段的回路开环传递函数裕度不满足要求，则返回至校正网络初步设计步骤，重新调整校正网络；
蒙特卡洛打靶仿真验证，根据粗控段和精控段校正网络、开关门限、节能参数进行蒙塔卡洛打靶仿真，若仿真结果不满足要求，则返回至正网络初步设计步骤，调整校正网络；若仿真结果满足要求，则转至姿态控制回路设计结束的步骤；
姿态控制回路设计结束。
在本申请的一些实施例中，所述粗控段包含在时间段T1内的箭体姿态调整，姿态调整完成后，预留时间段T2等待姿态平稳；所述精控段为所述姿态平稳后直到星箭分离指令发出时刻的时间段T3，精控段一般时间较短。
在本申请的一些实施例中，根据粗控段和精控段的分界点对应的回路开环传递函数计算裕度，所述分界点为大开关门限切换到小开关门限的时刻点，具体包括：
根据姿态控制回路结构中每个控制环节的S域传递函数，获取姿态控制回路的开环传递函数，根据所述开环传递函数，计算控制回路的裕度。
在本申请的一些实施例中，在于所述姿态控制回路的开环传递函数为，其中为校正网络环节传递函 数，为开关门限环节等效传递函数，其中为开关门限；为液体姿控 发动机环节传递函数，为箭体运动方程传递函数，其中，为 控制力矩，为绕箭体X或Y或Z轴的转动惯量，当定义i=X时代表滚转通道，或者i=Y代表偏 航通道，或者i=Z代表俯仰通道；为惯测组合环节传递函数。
在本申请的一些实施例中，所述粗控段采用大开关门限和不节能组合策略，精控段采用小开关门限和节能组合策略，其中开关门限的选取具体包括：
根据星箭分离段的转动惯量变化情况进行，若精控段开关门限选取为，转动惯 量变化量为倍，即最大转动惯量与最小转动惯量的比值为，则粗控段开关门限选取为。
参数的不确定性偏差会影响幅值裕度，延时会影响控制系统的相位裕度。在自动控制原理中，控制系统的频域特性用bode图表示，相角曲线穿越-180°时，对应幅值到0dB线的距离，称为控制系统的幅值裕度；幅值曲线穿越0dB线时，对应的相位到-180°的距离，称为控制系统的相位裕度。
在本申请的一些实施例中，所述预设幅值裕度≥6dB，所述预设相位裕度≥30°。
在本申请的一些实施例中，所述T1取值为20s～50s，T2取值为≥4s，T3取值为2s～9s。
在本申请的一些实施例中，所述粗控段和精控段的分界点通过数学仿真获得，一般采用Matlab中的simulink工具进行飞行姿态控制建模，设置不同的开关门限切换时刻，根据角偏差收敛的情况是否满足星箭分离前的角偏差控制精度要求来确定。
根据本申请另一个方面，提供了一种计算机可读的存储介质，所述计算机可读的存储介质包括存储的程序，其中，所述程序运行时执行以实现如上述所述的适应多星分离的去任务化姿态控制回路设计方法。
根据本申请另一个方面，提供了一种电子设备，包括存储器和处理器，所述存储器中存储有计算机程序，所述处理器加载并执行所述计算机程序以实现如上述所述的适应多星分离的去任务化姿态控制回路设计方法。
与现有技术相比，本发明的方法能够取得下列有益效果：
多星分离情况下箭体的三通道（俯仰、偏航、滚动）转动惯量变化大、姿态控制精度高，按传统方法设计具备去任务化功能的校正网络：分梯度设置几组不同的校正网络，同时在装订参数里面设置对应的校正网络标志位，根据实际需求来人工选取，装订参数多，存在装订参数错误的风险，降低系统的可靠性，并且校正网络选取需要人工挑选，无法实现通用和批量产，同时，校正网络切换时会引入额外的扰动，导致角偏差出现跳动，不利于姿态控制。本发明则仅在一种固定校正网络情况下，将星箭分离段分为粗控段和精控段，通过开关门限和节能参数的巧妙组合，具体地，所述粗控段采用大开关门限和不节能组合策略，精控段采用小开关门限和节能组合策略，使姿态控制回路具备较高的裕度，适应多星分离情况下转动惯量变化大、姿态控制精度高的需求，从而达到去任务化的效果，避免了使用多个校正网络组合的传统方法所具有的诸多缺点。该方法简单、可靠，具有较高的工程应用价值。
总之，本发明的方法可以满足不同发射任务的控制需要，仅设计一种固定校正网络，实现通用和批量产，达到去任务化的效果。
应当理解的是，以上的一般描述和后文的细节描述仅是示例性和解释性的，并不能限制本申请。
附图说明
此处的附图被并入说明书中并构成本说明书的一部分，示出了符合本申请的实施例，并与说明书一起用于解释本申请的原理。显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本申请的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。在附图中：
图1示出了本申请的一个实施例中的去任务化姿态控制回路设计方法流程简图；
图2示出了基于侧喷流姿态控制系统的控制结构图；
图3示出了本发明实施例提供姿态控制回路bode图，其中幅值裕度21.2dB，相位裕度40.6°，满足要求。
具体实施方式
下面将结合本发明的附图，对本发明实施方式中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施方式仅仅是本发明一部分实施方式，而不是全部的实施方式。提供这些有限的实施方式目的是将本申请的技术构思全面准确地传达给本领域的技术人员。
此外，所描述的特征、结构或特性可以以任何合适的方式结合在一个或更多实施例中。在下面的描述中，提供许多具体细节从而给出对本申请的实施例的充分理解。然而，本领域技术人员将意识到，可以实践本申请的技术方案而没有特定细节中的一个或更多，或者可以采用其它的方法、组元、装置、步骤等。在其它情况下，不详细示出或描述公知方法、装置、实现或者操作以避免模糊本申请的主要方面。
附图中所示的流程图仅是示例性说明，不是必须包括所有的内容和操作/步骤，也不是必须按所描述的顺序执行。例如，有的操作/步骤还可以分解，而有的操作/步骤可以合并或部分合并，因此实际执行的顺序有可能根据实际情况改变。
请参阅图1，图1示出了本申请的一个实施例中的去任务化姿态控制回路设计方法流程简图，具体是适应多星分离的去任务化姿态控制回路设计方法，可以包括步骤S1-S5。
本实施例所述的方法，基于侧喷流姿态控制系统，侧喷流姿态控制原理如下：侧喷流姿态控制系统采用角偏差反馈的控制结构，由惯测组合敏感绕箭体三个轴运动的角速率。箭体坐标系的原点O在箭体质心，OX轴沿飞行器纵轴指向头部；OY轴在飞行器的纵对称面内垂直于OX轴，指向上；OZ轴与OX轴、OY轴构成右手直角坐标系的坐标系。对惯测组合的输出数据进行坐标变换、四元数计算及姿态角偏差计算，姿态角偏差信号经数字校正网络计算之后，与开关门限比较，当角偏差达到设置的门限后，输出姿态稳定控制量，控制液体姿控发动机的关闭和开启，产生需要的控制力和控制力矩，对箭体俯仰、偏航、滚动姿态进行控制，如图2所示。
另外，本申请的方法还涉及到侧喷流节能控制，其原理如下：由于液体姿控发动机 控制能力较大，难以实现角速率精确控制，需要采取适当的节能措施，抑制发动机喷管的持 续开启，合理的实现角度率精确控制，其实现方法为：可以对最终输出的喷管指令进行处 理，如M拍内，只允许喷管开启N拍，节能比例系数记为，实现对喷管持续开启时间的 限制。计算机按一定时间间隔（周期）输出喷管开启指令控制喷管开启，所述时间间隔定义 为一拍，一拍时间可以根据需要设定，例如10ms，或5ms，或20ms等等，这些数值仅仅是为便 于理解而给定的示例，不作为对一拍时间的限定。
再者，本申请的方法还涉及到姿态控制裕度计算，其原理如下：根据姿态控制回路 结构图中每个控制环节的S域传递函数，列出姿态控制回路的开环传递函数，根据开环传递 函数，计算控制回路的裕度。如图2所示，设校正网络环节传递函数为；开关门限环节 等效传递函数为，其中为开关门限；液体姿控发动机环节传递函数为；箭体运动方程传递函数为，其中，为控制力矩， 为绕箭体轴的转 动惯量，为绕箭体X或Y或Z轴的转动惯量，当定义i=X时代表滚转通道，或者i=Y代表偏航通 道，或者i=Z代表俯仰通道，那么以俯仰通道为例，，其中为控制力矩，为 绕箭体Z轴转动惯量，此处箭体坐标系定义为：箭体坐标系的原点O在箭体质心，OX轴沿飞行 器纵轴指向头部；OY轴在飞行器的纵对称面内垂直于OX轴，指向上；OZ轴与OX轴、OY轴构成 右手直角坐标系的坐标系。惯测组合环节传递函数为；因此，姿态控制回路的开环传 递函数为。若考虑节能参数，节能比例系数 为，则姿态控制回路的等效开环传递函数为 ，按此式计算回路幅值裕度。若将开关门限和节能参数单独提取出来，姿态控制回路的等效 开环传递函数为，根据自动控制原理知识，开 关门限越大，节能参数越小，回路幅值越大。根据控制原理和工程经验，一般要求幅值裕度 ≥6dB，相位裕度≥30°。
再者，本申请的方法还涉及到蒙特卡洛打靶仿真，其原理如下：首先确定影响姿态控制的各种误差因素及其分布规律（误差概率模型），根据误差因素的分布规律随机抽取误差量；其次将随机抽取的各项误差量送入系统数学模型，重复进行模拟飞行，获取一定数量的模拟飞行随机变量子样；最后对获得的子样进行数理统计计算，求出对应的指标概率。
本申请的一个实施例中的去任务化姿态控制回路设计方法，在一种固定校正网络情况下，将任意一颗星对应的星箭分离段分为粗控段和精控段，分别设置开关门限和节能参数进行姿态控制。通过粗控段和精控段开关门限和节能参数的巧妙组合，使姿态控制回路具备较高的裕度，适应多星分离情况下转动惯量变化大、姿态控制精度高的需求，从而达到去任务化的效果。
以某箭体俯仰通道为例，具体包括如下步骤：
步骤S1：分段设计，根据总体设计需求，在接近星箭分离的时刻，将星箭分离段分为粗控段和精控段。粗控段包含在时间段T1内的箭体姿态调整，T1取值为20s-50s（根据总体对星箭分离前的姿态调整需求来定，一般要求具备20s-50s内调整180°的能力），本实施例中取值40s。姿态调整完成后，预留时间段T2等待姿态平稳，T2取一般取值≥4s，在simulink数学仿真，不同飞行器控制能力不一样，根据角偏差收敛的速度是否满足星箭分离前的姿态控制要求来确定），本实施例中取值4s；精控段为所述姿态平稳后直到星箭分离指令发出时刻的时间段T3，T3取值为2-9s，本实施例中T3取值5s（在simulink数学仿真，根据角偏差收敛后是否满足星箭分离前的姿态控制要求来确定），精控段一般时间较短。
步骤S2：校正网络初步设计，根据粗控段和精控段的分界点对应的回路开环传递函数计算裕度，所述裕度满足预设幅值裕度以及预设相位裕度；本实施例中的预设幅值裕度≥6dB，预设相位裕度≥30°。其中，粗控段和精控段的分界点通过数学仿真获得（一般采用Matlab中的simulink工具进行飞行姿态控制建模，设置不同的开关门限切换时刻，根据角偏差收敛的情况是否满足星箭分离前的角偏差控制精度要求来确定）。例如，精控段门限为0.5°，转动惯量变化量为6倍，则粗控段门限为0.5°×6=3°，那么由0.5°转化为3°的时刻点即为分界点。
由于从粗控段切换至精控段时，开关门限和节能参数突然变小，会引入一定的冲击，即角偏差短时间内震荡，但是会很快收敛，设计时，从粗控段切换至精控段后需留足够长时间，姿态收敛至开关门限后，再进行星箭分离，这个切换时刻称为粗控段和精控段的分界点，可以通过数学仿真获取。航天控制应用中一般采用Matlab中的simulink工具进行运载火箭六自由度仿真模型搭建，通过设置不同的开关门限切换时刻，开展仿真，根据角偏差在星箭分离前是否收敛至开关门限内（0.5°）来确定。六自由度数学仿真是指根据火箭的运动学和动力学微分方程，结合飞行控制算法，实时解算箭体的速度、位置、姿态信息，模拟箭体实际飞行的各种工况。是成熟的航天控制应用技术，在此不再赘述。
步骤S3：粗控段和精控段的开关门限和节能参数设计，粗控段采用大开关门限和不节能组合策略。精控段采用小开关门限和节能组合策略。
粗控段，较小的开关门限虽然会提高控制精度，但无法适应较大的转动惯量变化范围，同时较小的开关门限姿控消耗量较大。根据回路裕度计算原理，门限每增大一倍，同样裕度情况下，转动惯量适应能力增大一倍，因此，粗控段需要增大门限。粗控段一般会存在较大的箭体姿态调整以及初始的分离扰动，节能措施虽然会提高控制精度，但同时会抑制姿态控制能力，使箭体姿态无法及时收敛，存在控制风险。因此，本实施例中，粗控段采用大开关门限和不节能组合策略。
精控段，该段接近星箭分离时刻，姿态控制精度要求高，要求开关门限小。根据回路裕度计算原理，节能系数每减小一倍，同样裕度情况下，转动惯量适应能力增大一倍。并且，精控段不存在箭体姿态调姿需求和其他扰动，因此，本实施例中，精控段采用小开关门限和节能组合策略。
本实施例中开关门限的选取具体包括：
根据星箭分离段的转动惯量变化情况进行，若精控段开关门限选取为，转动惯 量变化量为倍，即最大转动惯量与最小转动惯量的比值为，则粗控段开关门限选取为。例如，本实施例中若精控段门限为0.5°，转动惯量变化量为6倍，则粗控段门限为3°。 本实施例中精控段节能策略：12拍内，只允许喷管开启2拍，节能比例系数记为。
步骤S4：根据粗控段和精控段的分界点对应的回路开环传递函数计算裕度，若粗控段或精控段的回路裕度不满足要求，则返回至步骤S2，调整校正网络；具体计算方法包括：
根据姿态控制回路结构中每个控制环节的S域传递函数，获取姿态控制回路的开环传递函数，根据所述开环传递函数，计算控制回路的裕度。
在本申请的一些实施例中，在于所述姿态控制回路的开环传递函数为，其中为校正网络环节传递函 数，为开关门限环节等效传递函数，其中为开关门限；为液体姿控 发动机环节传递函数，为箭体运动方程传递函数，其中，为 控制力矩， 为绕箭体轴的转动惯量 ，为绕箭体X或Y或Z轴的转动惯量，当定义i=X时代 表滚转通道，或者i=Y代表偏航通道，或者i=Z代表俯仰通道；为惯测组合环节传递 函数。那么本实施例以俯仰通道为例，，其中为控制力矩，为绕箭体Z轴 转动惯量）；惯测组合环节传递函数为；因此，姿态控制回路的开环传递函数为。若考虑节能参数，节能比例系数为， 则姿态控制回路的等效开环传递函数为，按此式计算回路幅值裕度。若将 开关门限和节能参数单独提取出来，姿态控制回路的等效开环传递函数为。本实施例中，根据箭体自身控制能力特性，计 算得到b3=0.25，惯组纯延时环节10ms（惯组延时一般为一个控制周期，本实施例的控制周 期为10ms），液体姿控发动机纯延时环节30ms（根据发动机实际试车数据获得），参数的不确 定性偏差会影响幅值裕度，延时环节一般会影响控制系统的相位裕度。校正网络取。侧喷流控制中，一般采用一个零点和两个极点的传递函数 来设计校正环节，通过不断调整零点和极点的位置，使控制回路开环传递函数满足幅值裕 度≥6dB，相位裕度≥30°）。粗控段和精控段可以达到一样的裕度，如图3所示，幅值裕度 21.2dB（在频率为13.3rad/s处）（图3中上半幅图的右边箭头a所指线段部分），相位裕度 40.6°（在频率为2.5rad/s处）（图3中下半幅图的右边箭头b所指线段部分），满足要求。参数 的不确定性偏差会影响幅值裕度，延时一般会影响控制系统的相位裕度。在自动控制原理 中，控制系统的频域特性用bode图表示，相角曲线穿越-180°时，交界频率处对应幅值到0dB 线的距离，称为控制系统的幅值裕度；幅值曲线穿越0dB线时，截止频率处对应的相位到- 180°的距离，称为控制系统的相位裕度。在matlab中，针对控制系统的开环传递函数，使用 allmargin函数,就可以得到系统的幅值裕度和相位裕度。
步骤S5：蒙特卡洛打靶仿真验证。根据粗控段和精控段校正网络、开关门限、节能参数进行蒙塔卡洛打靶仿真。仿真结果不满足要求，则返回至步骤S2，调整校正网络。仿真结果满足要求，则转至步骤S6。
步骤S6：姿态控制回路设计结束。
作为另一个方面，本申请还提供了一种计算机可读的存储介质，该计算机可读的存储介质可以是上述实施例中描述的电子设备中所包含的；也可以是单独存在，而未装配入该电子设备中。上述计算机可读的存储介质承载有一个或者多个程序，当上述一个或者多个程序被一个该电子设备执行时，使得该电子设备实现上述实施例中所述的适应多星分离的去任务化姿态控制回路设计方法。
作为另一个方面，本申请还提供了一种电子设备，包括存储器和处理器，所述存储器中存储有计算机程序，所述处理器加载并执行所述计算机程序以实现如上述所述的适应多星分离的去任务化姿态控制回路设计方法。

Claims (9)

1.一种去任务化姿态控制回路设计方法，基于侧喷流姿态控制系统，其特征在于包括如下步骤：
分段设计，将星箭分离段分为粗控段和精控段；
校正网络初步设计，根据粗控段和精控段的分界点对应的姿态控制回路开环传递函数计算裕度，所述裕度满足预设幅值裕度以及预设相位裕度；
粗控段和精控段的开关门限和节能参数设计，粗控段采用大开关门限和不节能组合策略；精控段采用小开关门限和节能组合策略；
所述姿态控制回路的开环传递函数为GKH(s)＝Gjz(s)·Gmx(s)·Gzk(s)·Gjt(s)·Gtl(s)，其中Gjz(s)为校正网络环节传递函数，Gmx(s)＝2/(πh)为开关门限环节等效传递函数，其中h为开关门限；Gzk(s)为液体姿控发动机环节传递函数，Gjt(s)＝-b3/s2为箭体运动方程传递函数，其中b3＝M0/Ji，M0为控制力矩，Ji为绕箭体轴的转动惯量；Gtl(s)为惯测组合环节传递函数；
所述精控段采用小开关门限和节能组合策略，若考虑节能参数，节能比例系数为k，则姿态控制回路的等效开环传递函数为GKH(s)＝k·Gjz(s)·Gmx(s)·Gzk(s)·Gjt(s)·Gtl(s)，按此式计算回路幅值裕度；若将开关门限和节能参数单独提取出来，姿态控制回路的等效开环传递函数为开关门限越大，节能参数越小，回路幅值越大；
粗控段和精控段回路裕度设计，若粗控段或精控段的回路开环传递函数裕度不满足要求，则返回至校正网络初步设计步骤，重新调整校正网络；
蒙特卡洛打靶仿真验证，根据粗控段和精控段校正网络、开关门限、节能参数进行蒙塔卡洛打靶仿真，若仿真结果不满足要求，则返回至校正网络初步设计步骤，调整校正网络；若仿真结果满足要求，则转至姿态控制回路设计结束的步骤；
姿态控制回路设计结束。
2.根据权利要求1所述的去任务化姿态控制回路设计方法，其特征在于所述粗控段包含在时间段T1内的箭体姿态调整，姿态调整完成后，预留时间段T2等待姿态平稳；所述精控段为所述姿态平稳后直到星箭分离指令发出时刻的时间段T3。
3.根据权利要求1所述的去任务化姿态控制回路设计方法，其特征在于根据粗控段和精控段的分界点对应的回路开环传递函数计算裕度,包括：根据姿态控制回路结构中每个控制环节的S域传递函数，获取姿态控制回路的开环传递函数，根据所述开环传递函数，计算控制回路的裕度。
4.根据权利要求1所述的去任务化姿态控制回路设计方法，其特征在于所述粗控段采用大开关门限和不节能组合策略，精控段采用小开关门限和节能组合策略，其中开关门限的选取具体包括：根据星箭分离段的转动惯量变化情况进行，若精控段开关门限选取为h0，转动惯量变化量为n0倍，则粗控段开关门限选取为n0h0。
5.根据权利要求1所述的去任务化姿态控制回路设计方法，其特征在于所述预设幅值裕度为6dB，所述预设相位裕度为30°。
6.根据权利要求2所述的去任务化姿态控制回路设计方法，其特征在于所述T1取值为20s～50s，T2取值为≥4s，T3取值为2s～9s。
7.根据权利要求2所述的去任务化姿态控制回路设计方法，其特征在于所述粗控段和精控段的分界点通过数学仿真获得。
8.一种计算机可读的存储介质，其特征在于所述计算机可读的存储介质包括存储的程序，所述程序运行时执行以实现如上述权利要求1至7任一项中所述的去任务化姿态控制回路设计方法。
9.一种电子设备，包括存储器和处理器，其特征在于所述存储器中存储有计算机程序，所述处理器加载并执行所述计算机程序以实现如上述权利要求1至7任一项中所述的去任务化姿态控制回路设计方法。
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