CN116692028A - 一种小卫星对地快速凝视指向跟踪控制方法及装置 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种小卫星对地快速凝视指向跟踪控制方法及装置，本发明方法包括：分别计算小卫星对地凝视的参考指向姿态四元数和参考姿态角速度；计算卫星当前姿态四元数和参考指向姿态四元数之间的偏差作为误差四元数，计算卫星当前指向姿态角速度和参考指向姿态角速度之间的偏差作为角速度偏差；结合误差四元数和角速度偏差，基于设计的自适应饱和控制律计算卫星姿态控制量以控制小卫星的卫星姿态。本发明旨在实现小卫星在轨对地面指定目标进行持续地高精度凝视观测，满足持续凝视跟踪控制对姿态机动快速性和凝视指向的高精度需求，有效提高了卫星平台凝视控制能力。

Description

一种小卫星对地快速凝视指向跟踪控制方法及装置

技术领域

本发明涉及卫星姿态动力学与控制领域，具体涉及一种小卫星对地快速凝视指向跟踪控制方法及装置。

背景技术

面向执行应急和快速响应任务的小卫星，简称为快响小卫星。快响小卫星具有研制周期短、快速在轨部署、快速执行任务、快速投入应用等特点，能够执行对地凝视跟踪等多种任务，在灾难应急响应等领域得到广泛重视，其相关技术成为当前小卫星技术发展的重要方向。小卫星对地的凝视指向控制，是指在一段时间内通过连续调整卫星姿态，使得成像载荷光轴持续指向给定地，可实现对固定区域较长时间的观测。利用凝视指向控制，可以获取地面同一个区域内不同时刻的观测数据，或者直接获取观测区域内的视频数据，从而确定观测区域目标的动态变化过程，具有非常广泛的应用。但保持对地面指定目标持续高精度的凝视跟踪控制，对卫星控制提出较高的要求，具体体现在：(1)精确的参考(期望)姿态确定。卫星运行在空间轨道上，而目标在地球上，为了确定卫星和地之间的相对姿态和姿态角速度，需要进行惯性系和地球固连坐标系之间的转换。由于这种坐标系转换关系较为复杂，通常没有确定的解析关系，也导致参考姿态无法用确定的解析表达式来高效计算。(2)卫星姿态的快速敏捷控制。首先，受卫星运行轨道高度、载荷性能等约束，卫星可以对地面指定目标的观测时长非常有限，如500km高度卫星对地理论连续可观测时长约2分钟，因此要求尽可能快速姿态机动，以缩短姿态机动调整时长。其次，在持续对地面指定目标凝视跟踪过程中，期望姿态在快速变化，如500km高度星下点目标姿态变化速度接近1°/s，同样要求卫星具有快速机动能力。(3)高精度指向控制。高精度的指向控制是在前面两个要求的基础上实现的。但快速机动意味着高动态，而在高动态条件下实现高精度的指向控制，是一个非常具有挑战的难题。针对卫星凝视控制技术方法的研究较多，但上述面临的问题仍没有有效解决，需要进一步优化小卫星对地快速凝视指向跟踪控制，以便在实际应用中获取更高质量的观测数据。

发明内容

本发明要解决的技术问题：针对现有技术的上述问题，提供一种小卫星对地快速凝视指向跟踪控制方法及装置，本发明旨在实现小卫星在轨对地面指定目标进行持续地高精度凝视观测，满足持续凝视跟踪控制对姿态机动快速性和凝视指向的高精度需求，有效提高了快速响应卫星平台凝视控制能力。

为了解决上述技术问题，本发明采用的技术方案为：

一种小卫星对地快速凝视指向跟踪控制方法，包括：

S101，计算小卫星对地凝视的参考指向姿态四元数；

S102，计算小卫星对地凝视的参考姿态角速度；

S103，计算卫星当前的指向姿态四元数和参考指向姿态四元数之间的偏差作为误差四元数，计算卫星指向姿态角速度和参考指向姿态角速度之间的偏差作为角速度偏差；

S104，根据误差四元数和角速度偏差，采用设计的自适应饱和控制律控制卫星姿态实现对地面指定目标进行持续地凝视跟踪。

可选地，步骤S102之前还包括计算给定的参考指向姿态四元数：

S201，计算小卫星的单位轨道角动量；

S202，根据小卫星的单位轨道角动量，计算小卫星指向凝视参考姿态时卫星体坐标轴的单位方向矢量；

S203，根据小卫星的单位轨道角动量，以及小卫星指向凝视参考姿态时卫星体坐标轴的单位方向矢量，计算小卫星指向凝视参考姿态时的参考指向姿态矩阵；

S204，将参考指向姿态矩阵转换为参考指向姿态四元数。

可选地，步骤S201中计算小卫星的单位轨道角动量的函数表达式为：

上式中，表示小卫星的单位轨道角动量，R_S表示小卫星的地心矢径，V_S表示小卫星的速度矢量；步骤S202中计算小卫星指向凝视参考姿态时卫星体坐标轴的单位方向矢量的函数表达式为：

上式中，x_b表示x轴方向的卫星体坐标轴单位方向矢量，y_b表示y轴方向的卫星体坐标轴单位方向矢量，z_b表示z轴方向的卫星体坐标轴单位方向矢量，表示小卫星的单位轨道角动量，R_T表示地面目标点的地心矢径，R_S表示小卫星的地心矢径；步骤S203中计算小卫星指向凝视参考姿态时的参考指向姿态矩阵的函数表达式为：

上式中，M^R表示小卫星指向凝视参考姿态时的参考指向姿态矩阵。

可选地，步骤S102之前还包括根据下式计算给定的参考指向姿态角速度：

上式中，ω^*表示参考指向姿态角速度，x_b表示x轴方向的卫星体坐标轴单位方向矢量，表示x轴方向的卫星体坐标轴单位方向矢量的导数，z_b表示z轴方向的卫星体坐标轴单位方向矢量，/>表示z轴方向的卫星体坐标轴单位方向矢量的导数，/>表示小卫星的单位轨道角动量。

可选地，x轴方向的卫星体坐标轴单位方向矢量的导数，以及z轴方向的卫星体坐标轴单位方向矢量的导数的计算函数表达式为：

上式中，表示连线矢量ρ的导数；/>表示小卫星的单位轨道角动量的导数。

可选地，所述连线矢量的计算函数表达式为：

ρ＝R_T-R_S，

上式中，R_T表示地面目标点的地心矢径，R_S表示小卫星的地心矢径；

所述连线矢量ρ的导数的计算函数表达式为：

上式中，ω_E表示地球自转角速度矢量，V_S表示小卫星的速度矢量；

所述小卫星的单位轨道角动量的导数的计算函数表达式为：

上式中，h表示小卫星的轨道角动量矢量，表示小卫星的轨道角动量矢量的导数，且有：

上式中，J₂表示地球非球形摄动常数，μ表示地球引力常数，R_e表示地球平均半径，r表示小卫星的地心矢径R_S的模长；x、y和z分别表示小卫星的地心矢径R_S在惯性坐标系中的分量；和/>分别表示惯性坐标系中坐标轴的方向矢量。

可选地，所述自适应饱和控制律的函数表达式为：

上式中，u_c表示卫星姿态控制量，表示归一化饱和函数，Ι_sat表示小卫星的卫星转动惯量矩阵，k_p和k_d分别表示比例系数和微分系数，sgn表示符号函数，q_e,0表示误差四元数的标量部分，/>表示饱和函数，q_e表示误差四元数的矢量部分，ω_e表示角速度偏差。

可选地，所述归一化饱和函数的函数表达式为：

上式中，x表示输入归一化饱和函数的n维矢量，||x||_∞为中间变量，U表示为小卫星各轴能提供的最大力矩，且有||x||_∞＝max(|x₁|,|x₂|,|x₃|,...，|x_n|)，其中max表示取最大值，x₁～x_n分别表示n维矢量x中的分量。

可选地，所述饱和函数的函数表达式为：

上式中，x表示输入归一化饱和函数的n维矢量，x₁～x_n分别表示n维矢量x中的分量，L₁～L_n分别表示第1～n维分量的限幅值，分别表示第1～n维分量的饱和函数值。

此外，本发明还提供一种小卫星对地快速凝视指向跟踪控制装置，包括相互连接的微处理器和存储器，所述微处理器被编程或配置以执行所述小卫星对地快速凝视指向跟踪控制方法。

此外，本发明还提供一种计算机可读存储介质，所述计算机可读存储介质中存储有计算机程序，所述计算机程序用于被微处理器编程或配置以执行所述小卫星对地快速凝视指向跟踪控制方法。

和现有技术相比，本发明主要具有下述优点：本发明小卫星对地快速凝视指向跟踪控制方法包括结合误差四元数和角速度偏差，设计了自适应饱和控制律计算卫星姿态控制量以控制小卫星的卫星姿态，能够同时满足持续凝视跟踪控制对姿态机动快速性和凝视指向的高精度需求、有效提高快速响应卫星平台凝视控制能力，使得凝视跟踪控制“即快又稳”，能够有效满足小卫星的能力需求。

附图说明

为了更清楚地说明本发明实施例或现有技术中的技术方案，下面将对实施例或现有技术描述中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本发明的一些实施例，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示出的结构获得其他的附图。

图1为本发明实施例方法的基本流程示意图。

图2为本发明实施例中小卫星与地面凝视目标的相对几何关系。

图3为本发明实施例中对地高精度凝视跟踪控制方法在轨应用结果。

具体实施方式

为了使本发明所解决的技术问题、技术方案及有益效果更加清楚明白，以下结合附图及实施例，对本发明进行进一步详细说明。应当理解，此处所描述的具体实施例仅用以解.释本发明，并不用于限定本发明。

如图1所示，本实施例小卫星对地快速凝视指向跟踪控制方法包括：

S101，计算小卫星对地凝视的参考指向姿态四元数；

S102，计算小卫星对地凝视的参考姿态角速度；

S103，计算卫星当前的指向姿态四元数和参考指向姿态四元数之间的偏差作为误差四元数，计算卫星指向姿态角速度和参考指向姿态角速度之间的偏差作为角速度偏差；

S104，根据误差四元数和角速度偏差，采用设计的自适应饱和控制律控制卫星姿态实现对地面指定目标进行持续地凝视跟踪。

作为一种可选的实施方式，本实施例中，根据对地凝视指向的要求，可确定小卫星和地面目标的相对几何关系，从而得到凝视地面目标时的参考姿态。图2为本实施例中小卫星与地面凝视目标的相对几何关系的示意图，其中x_b表示x轴方向的卫星体坐标轴单位方向矢量，y_b表示y轴方向的卫星体坐标轴单位方向矢量，z_b表示z轴方向的卫星体坐标轴单位方向矢量，h表示小卫星的轨道角动量矢量，S表示小卫星，T表示地面目标点，O_E表示地心，ρ表示连线矢量，R_T表示地面目标点的地心矢径，R_S表示小卫星的地心矢径。

本实施例中，步骤S102之前还包括计算给定的参考指向姿态四元数：

S201，计算小卫星的单位轨道角动量；

S202，根据小卫星的单位轨道角动量，计算小卫星指向凝视参考姿态时卫星体坐标轴的单位方向矢量；

S203，根据小卫星的单位轨道角动量，以及小卫星指向凝视参考姿态时卫星体坐标轴的单位方向矢量，计算小卫星指向凝视参考姿态时的参考指向姿态矩阵；

S204，将参考指向姿态矩阵转换为参考指向姿态四元数。

本实施例中，步骤S201中计算小卫星的单位轨道角动量的函数表达式为：

上式中，表示小卫星的单位轨道角动量，R_S表示小卫星的地心矢径，V_S表示小卫星的速度矢量。

本实施例中，步骤S202中计算小卫星指向凝视参考姿态时卫星体坐标轴的单位方向矢量的函数表达式为：

上式中，x_b表示x轴方向的卫星体坐标轴单位方向矢量，y_b表示y轴方向的卫星体坐标轴单位方向矢量，z_b表示z轴方向的卫星体坐标轴单位方向矢量，表示小卫星的单位轨道角动量，R_T表示地面目标点的地心矢径，R_S表示小卫星的地心矢径。当卫星体坐标与凝视目标时的参考坐标系重合时，小卫星指向凝视参考姿态时卫星体坐标轴的单位方向矢量可根据上式计算。由于小卫星的地心矢径R_S和速度矢量V_S通常在惯性系中进行计算，而地面目标点的地心矢径R_T则在地球固连坐标系中进行计算，因此需要利用将地心矢径R_T转换到惯性坐标系中，才能确定参考姿态。因此，本实施例中可以通过数值方法，得到小卫星指向凝视参考姿态时的参考指向姿态矩阵，进而确定地心矢径R_T在惯性系中的表示。

本实施例中，步骤S203中计算小卫星指向凝视参考姿态时的参考指向姿态矩阵的函数表达式为：

上式中，M^R表示小卫星指向凝视参考姿态时的参考指向姿态矩阵，本实施例中将其定义为小卫星的凝视参考指向姿态。对参考指向姿态矩阵M^R进行已知的转换，即可进一步得到参考指向姿态四元数，本实施例中记为q^R。

作为一种可选的实施方式，本实施例中参考指向姿态角速度则利用一阶近似的相对运动动力学来确定。通常采用数值方法，对卫星的参考姿态指向进行差分来确定参考姿态角速度。由于数值计算过程中需要的计算量较大，影响卫星在轨运行的实时处理效果。本实施案例，能够给出一阶近似的解析表达式，在满足精度要求的条件下极大提高计算效率。具体地，步骤S102之前还包括根据下式计算给定的参考指向姿态角速度：

上式中，ω^*表示参考指向姿态角速度，x_b表示x轴方向的卫星体坐标轴单位方向矢量，表示x轴方向的卫星体坐标轴单位方向矢量的导数，z_b表示z轴方向的卫星体坐标轴单位方向矢量，/>表示z轴方向的卫星体坐标轴单位方向矢量的导数，/>表示小卫星的单位轨道角动量。

本实施例中，x轴方向的卫星体坐标轴单位方向矢量的导数，以及z轴方向的卫星体坐标轴单位方向矢量的导数的计算函数表达式为：

上式中，表示连线矢量ρ的导数；/>表示小卫星的单位轨道角动量的导数。

本实施例中，连线矢量的计算函数表达式为：

ρ＝R_T-R_S，

上式中，R_T表示地面目标点的地心矢径，R_S表示小卫星的地心矢径。

本实施例中，连线矢量ρ的导数的计算函数表达式为：

上式中，ω_E表示地球自转角速度矢量，V_S表示小卫星的速度矢量。

本实施例中，小卫星的单位轨道角动量的导数的计算函数表达式为：

上式中，h表示小卫星的轨道角动量矢量，表示小卫星的轨道角动量矢量的导数，且有：

上式中，J₂表示地球非球形摄动常数(J₂≈1.08262668×10^-3)，μ表示地球引力常数，R_e表示地球平均半径，r表示小卫星的地心矢径R_S的模长；x、y和z分别表示小卫星的地心矢径R_S在惯性坐标系中的分量；和/>分别表示惯性坐标系中坐标轴的方向矢量。

本实施例中，自适应饱和控制律的函数表达式为：

上式中，u_c表示卫星姿态控制量，表示归一化饱和函数，Ι_sat表示小卫星的卫星转动惯量矩阵，k_p和k_d分别表示比例系数和微分系数，sgn表示符号函数，q_e,0表示误差四元数的标量部分，/>表示饱和函数，q_e表示误差四元数的矢量部分，ω_e表示角速度偏差。在上述自适应饱和控制律中，通过引入饱和函数，实现在姿态偏差角较大时，对姿态偏差反馈进行限幅，使得姿态机动的加速与减速段在合适的时间切换，实现类似bang-bang控制的效果，从而进行快速姿态控制；当卫星进入常值滚动阶段，以恒定角速度转动，接近期望姿态时卫星逐渐减速，最终达到稳定跟踪，最终实现高精度的姿态指向跟踪控制。凝视控制过程，自适应饱和控制律根据姿态偏差在线调整控制策略，无需分段调节。

其中，根据现有饱和函数定义，确定归一化饱和函数的函数表达式为：

上式中，x表示输入归一化饱和函数的n维矢量，||x||_∞为中间变量，U表示为小卫星各轴

能提供的最大力矩，且有||x||_∞＝max(|x₁|,|x₂|,|x₃|,...，|x_n|)，其中max表示取最大值，x₁～x_n分别表示n维矢量x中的分量。

其中，饱和函数的函数表达式为：

上式中，x表示输入归一化饱和函数的n维矢量，x₁～x_n分别表示n维矢量x中的分量，L₁～L_n分别表示第1～n维分量的限幅值，分别表示第1～n维分量的饱和函数值，表达式为：

上式中，x_i分别表示n维矢量x中的第i维分量，L_i表示第i维分量的限幅值。

根据上述实施过程，下文将根据新技术试验卫星H星作为小卫星的实例进行说明。该小卫星运行在高度为500km、倾角为35°的圆轨道上。在一次凝视成像任务中，凝视地面目标点经纬度分别为112.993°和28.2317°，采用本实施例小卫星对地面目标高精度凝视跟踪控制方法凝视目标稳定后控制指向经度和纬度偏差均优于0.001°，稳定指向偏差曲线如图3所示，通过图3可以看出，采用本实施例小卫星对地面目标高精度凝视跟踪控制方法能够对目标持续凝视跟踪约200s，满足小卫星高精度凝视控制能力需求。因此，通过在轨飞行数据验证，本实施例小卫星对地面目标快速凝视指向跟踪控制方法能够快速并稳定持续地对地面目标进行高精度凝视跟踪指向。

综上所述，本实施例小卫星对地快速凝视指向跟踪控制方法综合利用数值和解析分析手段，给出了凝视控制参考姿态的计算方法，并在此基础上设计自适应饱和控制律，最终实现持续凝视跟踪控制对姿态机动能力和姿态指向控制精度的需求。本实施例小卫星对地快速凝视指向跟踪控制方法基于卫星与地面目标之间的相对几何关系，在满足凝视指向约束的条件下给出期望参考姿态确定方法，以及考虑地球非球形J₂项摄动下的一阶近似期望参考姿态角速度计算方法；综合考虑持续凝视跟踪观测过程中对姿态机动快速性和凝视指向的高精度需求的条件下，设计了自适应饱和跟踪控制律以同时满足持续凝视跟踪控制对姿态机动快速性和凝视指向的高精度需求、有效提高快速响应卫星平台凝视控制能力，使得凝视跟踪控制“即快又稳”，满足小卫星的能力需求。

此外，本实施例还提供一种小卫星对地快速凝视指向跟踪控制装置，包括相互连接的微处理器和存储器，微处理器被编程或配置以执行所述小卫星对地快速凝视指向跟踪控制方法。此外，本实施例还提供一种计算机可读存储介质，所述计算机可读存储介质中存储有计算机程序，计算机程序用于被微处理器编程或配置以执行所述小卫星对地快速凝视指向跟踪控制方法。

以上所述仅是本发明的优选实施方式，本发明的保护范围并不仅局限于上述实施例，凡属于本发明思路下的技术方案均属于本发明的保护范围。应当指出，对于本技术领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明原理前提下的若干改进和润饰，这些改进和润饰也应视为本发明的保护范围。

Claims (10)

1.一种小卫星对地快速凝视指向跟踪控制方法，其特征在于，包括：

S101，计算小卫星对地凝视的参考指向姿态四元数；

S102，计算小卫星对地凝视的参考姿态角速度；

S103，计算卫星当前的指向姿态四元数和参考指向姿态四元数之间的偏差作为误差四元数，计算卫星指向姿态角速度和参考指向姿态角速度之间的偏差作为角速度偏差；

S104，根据误差四元数和角速度偏差，采用设计的自适应饱和控制律控制卫星姿态实现对地面指定目标进行持续地凝视跟踪。

2.根据权利要求1所述的小卫星对地快速凝视指向跟踪控制方法，其特征在于，步骤S102之前还包括计算给定的参考指向姿态四元数：

S201，计算小卫星的单位轨道角动量；

S202，根据小卫星的单位轨道角动量，计算小卫星指向凝视参考姿态时卫星体坐标轴的单位方向矢量；

S203，根据小卫星的单位轨道角动量，以及小卫星指向凝视参考姿态时卫星体坐标轴的单位方向矢量，计算小卫星指向凝视参考姿态时的参考指向姿态矩阵；

S204，将参考指向姿态矩阵转换为参考指向姿态四元数。

3.根据权利要求2所述的小卫星对地快速凝视指向跟踪控制方法，其特征在于，步骤S201中计算小卫星的单位轨道角动量的函数表达式为：

上式中，表示小卫星的单位轨道角动量，R_S表示小卫星的地心矢径，V_S表示小卫星的速度矢量；步骤S202中计算小卫星指向凝视参考姿态时卫星体坐标轴的单位方向矢量的函数表达式为：

上式中，x_b表示x轴方向的卫星体坐标轴单位方向矢量，y_b表示y轴方向的卫星体坐标轴单位方向矢量，z_b表示z轴方向的卫星体坐标轴单位方向矢量，表示小卫星的单位轨道角动量，R_T表示地面目标点的地心矢径，R_S表示小卫星的地心矢径；步骤S203中计算小卫星指向凝视参考姿态时的参考指向姿态矩阵的函数表达式为：

上式中，M^R表示小卫星指向凝视参考姿态时的参考指向姿态矩阵。

4.根据权利要求2所述的小卫星对地快速凝视指向跟踪控制方法，其特征在于，步骤S102之前还包括根据下式计算给定的参考指向姿态角速度：

上式中，ω^*表示参考指向姿态角速度，x_b表示x轴方向的卫星体坐标轴单位方向矢量，表示x轴方向的卫星体坐标轴单位方向矢量的导数，z_b表示z轴方向的卫星体坐标轴单位方向矢量，/>表示z轴方向的卫星体坐标轴单位方向矢量的导数，/>表示小卫星的单位轨道角动量。

5.根据权利要求4所述的小卫星对地快速凝视指向跟踪控制方法，其特征在于，x轴方向的卫星体坐标轴单位方向矢量的导数，以及z轴方向的卫星体坐标轴单位方向矢量的导数的计算函数表达式为：

上式中，表示连线矢量ρ的导数；/>表示小卫星的单位轨道角动量的导数。

6.根据权利要求5所述的小卫星对地快速凝视指向跟踪控制方法，其特征在于，所述连线矢量的计算函数表达式为：

ρ＝R_T-R_S，

上式中，R_T表示地面目标点的地心矢径，R_S表示小卫星的地心矢径；

所述连线矢量ρ的导数的计算函数表达式为：

上式中，ω_E表示地球自转角速度矢量，V_S表示小卫星的速度矢量；

所述小卫星的单位轨道角动量的导数的计算函数表达式为：

上式中，h表示小卫星的轨道角动量矢量，表示小卫星的轨道角动量矢量的导数，且有：

上式中，J₂表示地球非球形摄动常数，μ表示地球引力常数，R_e表示地球平均半径，r表示小卫星的地心矢径R_S的模长；x、y和z分别表示小卫星的地心矢径R_S在惯性坐标系中的分量；和/>分别表示惯性坐标系中坐标轴的方向矢量。

7.根据权利要求1所述的小卫星对地快速凝视指向跟踪控制方法，其特征在于，所述自适应饱和控制律的函数表达式为：

上式中，u_c表示卫星姿态控制量，表示归一化饱和函数，Ι_sat表示小卫星的卫星转动惯量矩阵，k_p和k_d分别表示比例系数和微分系数，sgn表示符号函数，q_e,0表示误差四元数的标量部分，/>表示饱和函数，q_e表示误差四元数的矢量部分，ω_e表示角速度偏差。

8.根据权利要求7所述的小卫星对地快速凝视指向跟踪控制方法，其特征在于，所述归一化饱和函数的函数表达式为：

上式中，x表示输入归一化饱和函数的n维矢量，||x||_∞为中间变量，U表示为小卫星各轴能提供的最大力矩，且有||x||_∞＝max(|x₁|,|x₂|,|x₃|，...，|x_n|)，其中max表示取最大值，x₁～x_n分别表示n维矢量x中的分量；所述饱和函数的函数表达式为：

上式中，x表示输入归一化饱和函数的n维矢量，x₁～x_n分别表示n维矢量x中的分量，L₁～L_n分别表示第1～n维分量的限幅值，分别表示第1～n维分量的饱和函数值。

9.一种小卫星对地快速凝视指向跟踪控制装置，包括相互连接的微处理器和存储器，其特征在于，所述微处理器被编程或配置以执行权利要求1～8中任意一项所述小卫星对地快速凝视指向跟踪控制方法。

10.一种计算机可读存储介质，所述计算机可读存储介质中存储有计算机程序，其特征在于，所述计算机程序用于被微处理器编程或配置以执行权利要求1～8中任意一项所述小卫星对地快速凝视指向跟踪控制方法。