CN117022679A - 一种卫星的姿态控制方法、装置及卫星 - Google Patents

一种卫星的姿态控制方法、装置及卫星 Download PDF

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CN117022679A CN202311169643.4A CN202311169643A CN117022679A CN 117022679 A CN117022679 A CN 117022679A CN 202311169643 A CN202311169643 A CN 202311169643A CN 117022679 A CN117022679 A CN 117022679A
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胡志强
张锐
徐晓帆
本立言
马二瑞
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Shanghai Satellite Internet Research Institute Co ltd
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Abstract

本申请实施例提供了一种卫星的姿态控制方法、装置及卫星，涉及航空航天技术领域，卫星上配置有在X轴上安装的第一磁力矩器、在Y轴上安装的第二磁力矩器和在Z轴上安装的反作用轮，上述方法包括：基于卫星的角速度误差、姿态角误差和预设角速度阈值，获得期望控制力矩；根据反作用轮的工作状态和期望控制力矩，调整第一磁力矩器的第一磁矩指令和第二磁力矩器的第二磁矩指令，以及调整反作用轮的控制力矩指令，以对卫星的姿态进行控制。应用本申请实施例提供的技术方案可以降低卫星沿对地方向的结构厚度，降低卫星发射成本。

Description

一种卫星的姿态控制方法、装置及卫星
技术领域
本申请涉及航空航天技术领域，特别是涉及一种卫星的姿态控制方法、装置及卫星。
背景技术
扁平式结构的卫星应用于低轨卫星互联网卫星星座中是当前一种很有潜力的发展方向。而为了保证对地通信的服务质量，卫星沿对地方向进行结构扁平化设计。目前卫星在轨飞行期间的姿态控制系统设计为4台反作用轮和3台磁力矩器，其中，4台反作用轮可以采用三正装一斜装或四斜装的安装方式，3台磁力矩器采用三正装的安装方式。基于上述反作用轮以及磁力矩器的安装方式，卫星沿对地方向的结构厚度受到反作用轮的轮体直径宽度和磁力矩器长度的限制，无法进一步降低，卫星构型无法实现极端扁平化，导致有限的火箭整流罩空间内无法实现更多卫星的堆叠，单次发射的卫星发射数量受到限制，发射成本无法进一步降低。
发明内容
本申请实施例的目的在于提供一种卫星的姿态控制方法、装置及卫星，以降低卫星沿对地方向的结构厚度，降低卫星发射成本。具体技术方案如下：
第一方面，本申请实施例提供了一种卫星的姿态控制方法，所述卫星上配置有在X轴上安装的第一磁力矩器、在Y轴上安装的第二磁力矩器和在Z轴上安装的反作用轮，所述方法包括：
基于所述卫星的角速度误差、姿态角误差和预设角速度阈值，获得期望控制力矩；
根据所述反作用轮的工作状态和所述期望控制力矩，调整所述第一磁力矩器的第一磁矩指令和第二磁力矩器的第二磁矩指令，以及调整所述反作用轮的控制力矩指令，以对所述卫星的姿态进行控制。
在一些实施例中，所述反作用轮的工作状态为卸载状态；
所述第一磁矩指令指示所述第一磁力矩器输出的磁矩为第一饱和磁矩，所述第一饱和磁矩为在X轴上最大输出磁矩分量；
所述第二磁矩指令指示所述第二磁力矩器输出的磁矩为第二饱和磁矩，所述第二饱和磁矩为在Y轴上最大输出磁矩分量；
所述控制力矩指令指示作用于所述反作用轮的控制力矩为第一控制力矩，所述第一控制力矩为恒定力矩，所述第一控制力矩用于卸载所述反作用轮的角动量。
在一些实施例中，所述反作用轮的工作状态为非卸载状态；
所述第一磁矩指令指示所述第一磁力矩器输出的磁矩为第一比例磁矩，所述第一比例磁矩为产生与在Y轴上所述期望控制力矩分量相同的力矩的磁矩；
所述第二磁矩指令指示所述第二磁力矩器输出的磁矩为第二比例磁矩，所述第二比例磁矩为产生与在X轴上所述期望控制力矩分量相同的力矩的磁矩；
所述控制力矩指令指示作用于所述反作用轮的控制力矩为第二控制力矩，所述第二控制力矩为在Z轴上所述期望控制力矩分量、所述第一比例磁矩产生的力矩和所述第二比例磁矩产生的力矩的和值。
在一些实施例中，当一个磁力矩器输出的磁矩达到饱和时，另一个磁力矩器输出的磁矩按照第一比例进行缩小；所述第一比例为安装所述一个磁力矩器的轴上所述期望控制力矩分量与安装所述另一个磁力矩器的轴上所述期望控制力矩分量的比例；
所述第二控制力矩为在Z轴上所述期望控制力矩分量缩小第二比例后的值、所述第一比例磁矩产生的第一力矩和所述第二比例磁矩产生的第二力矩的和值，所述第二比例为安装所述另一个磁力矩器的轴上所述一个磁力矩器产生的力矩与所述期望控制力矩分量的比例。
在一些实施例中，所述方法还包括：
根据当前控制周期内所述反作用轮的角动量、预设最大角动量和预设最小角动量，确定下一个控制周期内所述反作用轮的工作状态。
在一些实施例中，所述根据当前控制周期内所述反作用轮的角动量、预设最大角动量和预设最小角动量，确定下一个控制周期内所述反作用轮的工作状态的步骤，包括：
当当前控制周期内所述反作用轮的角动量的绝对值大于预设最大角动量时，确定下一个控制周期内所述反作用轮的工作状态为卸载状态；
当当前控制周期内所述反作用轮的角动量的绝对值小于预设最小角动量时，确定下一个控制周期内所述反作用轮的工作状态为非卸载状态；
当当前控制周期内所述反作用轮的角动量的绝对值大于等于所述预设最小角动量，且小于等于所述预设最大角动量时，确定下一个控制周期内所述反作用轮的工作状态为当前控制周期内所述反作用轮的工作状态。
在一些实施例中，所述角速度误差和所述姿态角误差利用姿态动力学模型和姿态运动学模型获得。
在一些实施例中，当所述卫星的当前角速度大于预设角速度阈值时，所述期望控制力矩根据第一预设三阶对角系数矩阵和所述角速度误差确定；
当所述卫星的当前角速度小于等于预设角速度阈值时，所述期望控制力矩根据第一预设三阶对角系数矩阵、第二预设三阶对角系数矩阵、所述角速度误差和所述姿态角误差确定。
第二方面，本申请实施例提供了一种卫星的姿态控制装置，所述卫星上配置有在X轴上安装的第一磁力矩器、在Y轴上安装的第二磁力矩器和在Z轴上安装的反作用轮，所述装置包括：
获得模块，用于基于所述卫星的角速度误差、姿态角误差和预设角速度阈值，获得期望控制力矩；
控制模块，用于根据所述反作用轮的工作状态和所述期望控制力矩，调整所述第一磁力矩器的第一磁矩指令和第二磁力矩器的第二磁矩指令，以及调整所述反作用轮的控制力矩指令，以对所述卫星的姿态进行控制。
在一些实施例中，所述反作用轮的工作状态为卸载状态；
所述第一磁矩指令指示所述第一磁力矩器输出的磁矩为第一饱和磁矩，所述第一饱和磁矩为在X轴上最大输出磁矩分量；
所述第二磁矩指令指示所述第二磁力矩器输出的磁矩为第二饱和磁矩，所述第二饱和磁矩为在Y轴上最大输出磁矩分量；
所述控制力矩指令指示作用于所述反作用轮的控制力矩为第一控制力矩，所述第一控制力矩为恒定力矩，所述第一控制力矩用于卸载所述反作用轮的角动量。
在一些实施例中，所述反作用轮的工作状态为非卸载状态；
所述第一磁矩指令指示所述第一磁力矩器输出的磁矩为第一比例磁矩，所述第一比例磁矩为产生与在Y轴上所述期望控制力矩分量相同的力矩的磁矩；
所述第二磁矩指令指示所述第二磁力矩器输出的磁矩为第二比例磁矩，所述第二比例磁矩为产生与在X轴上所述期望控制力矩分量相同的力矩的磁矩；
所述控制力矩指令指示作用于所述反作用轮的控制力矩为第二控制力矩，所述第二控制力矩为在Z轴上所述期望控制力矩分量、所述第一比例磁矩产生的力矩和所述第二比例磁矩产生的力矩的和值。
在一些实施例中，当一个磁力矩器输出的磁矩达到饱和时，另一个磁力矩器输出的磁矩按照第一比例进行缩小；所述第一比例为安装所述一个磁力矩器的轴上所述期望控制力矩分量与安装所述另一个磁力矩器的轴上所述期望控制力矩分量的比例；
所述第二控制力矩为在Z轴上所述期望控制力矩分量缩小第二比例后的值、所述第一比例磁矩产生的第一力矩和所述第二比例磁矩产生的第二力矩的和值，所述第二比例为安装所述另一个磁力矩器的轴上所述一个磁力矩器产生的力矩与所述期望控制力矩分量的比例。
在一些实施例中，所述装置还包括：
确定模块，用于根据当前控制周期内所述反作用轮的角动量、预设最大角动量和预设最小角动量，确定下一个控制周期内所述反作用轮的工作状态。
在一些实施例中，所述确定模块，具体用于：
当当前控制周期内所述反作用轮的角动量的绝对值大于预设最大角动量时，确定下一个控制周期内所述反作用轮的工作状态为卸载状态；
当当前控制周期内所述反作用轮的角动量的绝对值小于预设最小角动量时，确定下一个控制周期内所述反作用轮的工作状态为非卸载状态；
当当前控制周期内所述反作用轮的角动量的绝对值大于等于所述预设最小角动量，且小于等于所述预设最大角动量时，确定下一个控制周期内所述反作用轮的工作状态为当前控制周期内所述反作用轮的工作状态。
在一些实施例中，所述角速度误差和所述姿态角误差利用姿态动力学模型和姿态运动学模型获得。
在一些实施例中，当所述卫星的当前角速度大于预设角速度阈值时，所述期望控制力矩根据第一预设三阶对角系数矩阵和所述角速度误差确定；
当所述卫星的当前角速度小于等于预设角速度阈值时，所述期望控制力矩根据第一预设三阶对角系数矩阵、第二预设三阶对角系数矩阵、所述角速度误差和所述姿态角误差确定。
第三方面，本申请实施例提供了一种卫星，所述卫星上配置有控制中心、在X轴上安装的第一磁力矩器、在Y轴上安装的第二磁力矩器和在Z轴上安装的反作用轮；所述控制中心根据上述第一方面的方法，调整所述第一磁力矩器的第一磁矩指令和第二磁力矩器的第二磁矩指令，以及调整所述反作用轮的控制力矩指令，以对所述卫星的姿态进行控制。
第四方面，本申请实施例提供了一种计算机可读存储介质，所述计算机可读存储介质内存储有计算机程序，所述计算机程序被处理器执行时实现上述第一方面的方法。
第五方面，本申请实施例提供了一种包含指令的计算机程序产品，当其在计算机上运行时，使得计算机执行上述第一方面的方法。
本申请实施例有益效果：
本申请实施例提供的技术方案中，基于卫星的角速度误差和姿态角误差，即目标角速度与当前角速度之差和目标姿态角与当前姿态角之差，以及预设角速度阈值，获得卫星需要的期望控制力矩；根据反作用轮的工作状态，采用卫星上配置的在X轴上安装的第一磁力矩器、在Y轴上安装的第二磁力矩器和在Z轴上安装的反作用轮提供期望控制力矩，对卫星的姿态进行控制，完成卫星对地定向姿态稳定控制。由于没有在卫星上配置在Z轴上安装的磁力矩器和在X轴、Y轴上安装的反作用轮，卫星沿卫星本体坐标系Z轴方向的结构厚度仅受到反作用轮厚度的限制，而不会受到反作用轮轮体直径和磁力矩器长度的限制，从而可以降低卫星沿对地方向的结构厚度，进一步提高卫星结构扁平化程度，在有限的火箭整流罩空间内可以实现更多卫星的堆叠，单次发射的卫星发射数量得到提高，进而降低了发射成本。同时，用于姿态控制的执行设备数量相对于传统配置方案有效减少，能够降低姿态控制系统重量和成本。
当然，实施本申请的任一产品或方法并不一定需要同时达到以上所述的所有优点。
附图说明
为了更清楚地说明本申请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申请的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，还可以根据这些附图获得其他的实施例。
图1为本申请实施例提供的卫星结构示意图；
图2为本申请实施例提供的卫星的姿态控制方法的第一种流程示意图；
图3为本申请实施例提供的卫星的姿态控制方法的第二种流程示意图；
图4(a)为本申请实施例提供的姿态角变化的实验验证结果的一种示意图；
图4(b)为本申请实施例提供的图4(a)中的部分细化图；
图5(a)为本申请实施例提供的角速度变化的实验验证结果的一种示意图；
图5(b)为本申请实施例提供的图5(a)中的部分细化图；
图6为本申请实施例提供的磁矩变化的实验验证结果的一种示意图；
图7为本申请实施例提供的反作用轮转速变化的实验验证结果的一种示意图；
图8为本申请实施例提供的作用于反作用轮的控制力矩变化的实验验证结果的一种示意图；
图9为本申请实施例提供的卫星的姿态控制装置的一种结构示意图；
图10为本申请实施例提供的卫星的一种结构示意图。
具体实施方式
下面将结合本申请实施例中的附图，对本申请实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本申请一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本申请中的实施例，本领域普通技术人员基于本申请所获得的所有其他实施例，都属于本申请保护的范围。
本申请实施例中，Z轴与对地方向平行，X轴、Y轴和Z轴构成右手直角坐标系。“正”、“斜”为相对于X轴、Y轴和Z轴的安装位置。例如，设备的中心轴与X轴平行，则该设备在X轴上安装，若安装方向为X轴正方向，则该设备在X轴上正装。
目前低轨卫星星座发展迅速，星座功能涵盖通信、导航和遥感等领域，其中，服务于卫星互联网建设的通信卫星星座，如“星链计划”、“一网星座”等，其星座卫星规模少则几百颗，多则几万颗。星座卫星数量增加对卫星尺寸、重量以及成本提出了越来越严格的要求，卫星设计逐渐向扁平化、轻量化、小型化等方向进行创新和发展。为充分利用火箭运载能力，最大限度提高单发火箭的卫星搭载数量，有效地降低发射成本，提升快速组网能力，满足巨型星座发展需要，扁平式的卫星构型应运而生，相比于传统舱体式结构卫星，扁平式结构卫星星上单机布局更为紧凑，卫星外观更加规整，在火箭整流罩中堆叠放置更加容易。
无论是扁平式结构卫星，还是舱体式结构卫星，当前在进行姿态控制系统设计时仍采用传统成熟的做法，即配置4台反作用轮用于卫星在轨飞行期间的姿态控制，反作用轮组采用“金字塔”四斜装构型或“三正一斜”构型的安装方式；同时，额外配置3台正交安装的磁力矩器，用于卫星入轨初期的角速率阻尼、对反作用轮组角动量进行卸载以及安全模式下的姿态控制等。
扁平式结构的卫星应用于低轨卫星互联网卫星星座中是当前一种很有潜力的发展方向，目前低轨卫星星座单颗卫星的造价越来越低，星座快速组网的需求日益增大。对于服务于卫星互联网建设的低轨卫星星座，为了满足载荷安装及对地通信的需求，保证对地通信的服务质量，因此只能沿着卫星对地方向(一般为卫星本体坐标系Z轴方向)进行结构扁平化设计。基于反作用轮三正装或四斜装以及磁力矩器三正装的安装方式，卫星沿对地方向的结构厚度受到反作用轮轮体直径宽度和磁力矩器长度的限制，无法进一步降低，卫星构型无法实现极端扁平化，导致有限的火箭整流罩空间内无法实现更多卫星的堆叠，单次发射的卫星发射数量受到限制，发射成本无法进一步降低。因此，迫切需要针对这种低成本、大批量组网卫星星座面临的批量发射及成本优化问题，设计一种满足任务需求的面向扁平式结构卫星的姿态控制系统。
为了降低卫星沿对地方向的结构厚度，降低卫星发射成本，本申请实施例提供了一种卫星的姿态控制系统，如图1所示，姿态控制系统配置在卫星上，姿态控制系统包括在X轴上安装的第一磁力矩器11、在Y轴上安装的第二磁力矩器12和在Z轴上安装的反作用轮13。在X轴上安装的第一磁力矩器11表示第一磁力矩器11的长轴与X轴平行，在Y轴上安装的第二磁力矩器12表示第二磁力矩器12的长轴与Y轴平行，在Z轴上安装的反作用轮13表示反作用轮的中心轴与Z轴平行。图1中，以第一磁力矩器11、第二磁力矩器12和反作用轮13正装为例，即第一磁力矩器11的安装方向为X轴正方向、第二磁力矩器12的安装方向为Y轴正方向、反作用轮13的旋转方向沿Z轴正方向，并不起限定作用。
本申请实施例中，X轴、Y轴和Z轴为卫星本体坐标系上的X轴、Y轴和Z轴。当卫星实现三轴稳定对地定向时，卫星本体坐标系与卫星轨道坐标系重合，卫星轨道坐标系和卫星本体坐标系的原点位于卫星质心处，卫星轨道坐标系的X轴正方向始终指向卫星前进方向，卫星轨道坐标系的Z轴正方向始终指向地心方向，Y轴与X轴和Z轴构成右手直角坐标系，如图1中，X轴正方向指向右边，Y轴正方向指向下边，Z轴正方向指向里边，三轴构成右手直角坐标系。
基于上述姿态控制系统，本申请实施例提供了一种卫星的姿态控制方法，该方法可以应用于卫星控制中心，该卫星控制中心基于卫星的角速度误差和姿态角误差，即目标角速度与当前角速度之差和目标姿态角与当前姿态角之差，以及预设角速度阈值，获得卫星需要的期望控制力矩；根据反作用轮的工作状态，采用卫星上配置的在X轴上安装的第一磁力矩器、在Y轴上安装的第二磁力矩器和在Z轴上安装的反作用轮提供期望控制力矩，对卫星的姿态进行控制，完成卫星对地定向姿态稳定控制。由于没有在卫星上配置在Z轴上安装的磁力矩器和在X轴、Y轴上安装的反作用轮，卫星沿卫星本体坐标系Z轴方向的结构厚度仅受到反作用轮厚度的限制，而不会受到反作用轮轮体直径和磁力矩器长度的限制，从而可以降低卫星沿对地方向的结构厚度，进一步提高卫星结构扁平化程度，在有限的火箭整流罩空间内可以实现更多卫星的堆叠，单次发射的卫星发射数量得到提高，进而降低了发射成本。同时，用于姿态控制的执行设备数量相对于传统配置方案有效减少，能够降低姿态控制系统重量和成本。
下面通过具体实施例，对本申请实施例提供的卫星的姿态控制方法进行详细说明。
参见图2，为本申请实施例提供的卫星的姿态控制方法的第一种流程示意图，卫星上配置有在X轴上安装的第一磁力矩器、在Y轴上安装的第二磁力矩器和在Z轴上安装的反作用轮。该方法包括如下步骤：
步骤S21，基于卫星的角速度误差、姿态角误差和预设角速度阈值，获得期望控制力矩。
本申请实施例中，卫星控制中心获得卫星当前角速度ωbo和当前姿态角Φ。当前角速度ωbo为卫星本体坐标系相对于卫星轨道坐标系的三轴角速度在卫星本体坐标系中的投影。姿态角即为欧拉角Φ，其中，/>为滚动角，θ为俯仰角，Ψ为偏航角，卫星控制中心基于当前姿态四元数，根据3-1-2(即Z轴-X轴-Y轴)的旋转顺序，将当前姿态四元数转换为当前欧拉角Φ。卫星控制中心计算目标角速度ωe与当前角速度ωbo之差，得到角速度误差Δω，计算目标姿态角Φe与当前姿态角Φ之差，得到姿态角误差ΔΦ，如公式(1)和公式(2)所示。
Δω＝ωe-ωbo (1)
其中，Δω为角速度误差，ωe为目标角速度，ωbo为当前角速度。
ΔΦ＝Φe-Φ (2)
其中，ΔΦ为姿态角误差，Φe为目标姿态角，Φ为当前姿态角。
根据公式(1)和公式(2)，卫星控制中心可以得到卫星的角速度误差Δω、姿态角误差ΔΦ。在对地定向姿态控制目标下，目标角速度ωe＝[0 0 0]T，目标姿态角Φe＝[0 00]T，则卫星控制中心根据公式(1)和公式(2)可以得到在对地定向姿态控制目标下卫星的角速度误差Δω、姿态角误差ΔΦ，实现卫星可以对地定向的姿态稳定控制。
在实际情况下，卫星控制中心可以通过实际测量得到上述角速度误差Δω、姿态角误差ΔΦ、当前角速度ωbo和当前姿态角Φ。在数字仿真中，卫星控制中心可以利用姿态动力学模型和姿态运动学模型获得角速度误差Δω和姿态角误差ΔΦ，后续会对姿态动力学模型以及姿态运动学模型进行详细说明，在此暂不详述。
基于得到的角速度误差Δω、姿态角误差ΔΦ和预设角速度阈值ωm，卫星控制中心计算期望控制力矩Te。在一些实施例中，当卫星的当前角速度ωbo大于预设角速度阈值ωm时，期望控制力矩Te根据第一预设三阶对角系数矩阵Kd和角速度误差Δω确定；当卫星的当前角速度ωbo小于等于预设角速度阈值ωm时，期望控制力矩Te根据第一预设三阶对角系数矩阵Kd、第二预设三阶对角系数矩阵Kp、角速度误差Δω和姿态角误差ΔΦ确定，如公式(3)所示。
其中，Te为期望控制力矩，Kd为第一预设三阶对角系数矩阵，Kp为第二预设三阶对角系数矩阵，并且Kd和Kp的矩阵值均为正数，Δω为角速度误差，ΔΦ为姿态角误差，ωbo为当前角速度，ωm为预设角速度阈值，该预设角速度阈值ωm大于0且为标量，||·||表示取模值运算。Kd、Kp和ωm可以根据实际需求进行设定，例如，可以设定Kd＝[5 0 0；0 5 0；0 0 5]或[6 0 0；0 6 0；0 0 6]等，Kp＝[0.1 0 0；0 0.1 0；0 0 0.1]或[0.2 0 0；0 0.2 0；0 00.2]等，ωm＝0.2°(度)/s(second，秒)或0.3°/s等，上述取值仅为示例，在此不起限定作用。
本申请实施例中，卫星控制中心可以按照控制周期对卫星进行姿态控制。每个控制周期，卫星控制中心获得一次卫星的角速度误差、姿态角误差，并根据当前角速度的模值与预设角速度阈值的大小关系，对卫星进行比例微分控制，通过比例微分控制得到一次卫星的期望控制力矩，如公式(3)。在当前角速度较大时，采用以角速度误差反馈的比例控制律计算期望控制力矩，如公式(3)中||ωbo||>ωm的情况；在当前角速度较小时，采用以姿态角误差和角速度误差共同反馈的比例-微分控制律期望控制力矩，如公式(3)中||ωbo||≤ωm的情况。控制周期的时长可以根据实际需求进行设定，例如，可以设定控制周期的时长为0.25s或0.3s等，在此不起限定作用。
步骤S22，根据反作用轮的工作状态和期望控制力矩，调整第一磁力矩器的第一磁矩指令和第二磁力矩器的第二磁矩指令，以及调整反作用轮的控制力矩指令，以对卫星的姿态进行控制。
本申请实施例中，反作用轮的工作状态包括卸载状态和非卸载状态。卸载状态表示需要卸载反作用轮的角动量，非卸载状态表示不需要卸载反作用轮的角动量。卫星控制中心获得期望控制力矩后，根据反作用轮的工作状态，即反作用轮的角动量是否需要卸载，调整反作用轮的控制力矩指令，控制作用于反作用轮的控制力矩，调整第一磁力矩器的第一磁矩指令和第二磁力矩器的第二磁矩指令，控制第一磁力矩器、第二磁力矩器输出的磁矩，实现对卫星姿态的控制。卫星控制中心可以在每个控制周期，根据当前控制周期内反作用轮的工作状态，在当前控制周期内，调整反作用轮的控制力矩指令、第一磁力矩器的第一磁矩指令和第二磁力矩器的第二磁矩指令，实现在每个控制周期对卫星姿态进行控制。
本申请实施例提供的技术方案中，基于卫星的角速度误差和姿态角误差，即目标角速度与当前角速度之差和目标姿态角与当前姿态角之差，以及预设角速度阈值，获得卫星需要的期望控制力矩；根据反作用轮的工作状态，采用卫星上配置的在X轴上安装的第一磁力矩器、在Y轴上安装的第二磁力矩器和在Z轴上安装的反作用轮提供期望控制力矩，对卫星的姿态进行控制，完成卫星对地定向姿态稳定控制。由于没有在卫星上配置在Z轴上安装的磁力矩器和在X轴、Y轴上安装的反作用轮，卫星沿卫星本体坐标系Z轴方向的结构厚度仅受到反作用轮厚度的限制，而不会受到反作用轮轮体直径和磁力矩器长度的限制，从而可以降低卫星沿对地方向的结构厚度，进一步提高卫星结构扁平化程度，在有限的火箭整流罩空间内可以实现更多卫星的堆叠，单次发射的卫星发射数量得到提高，进而降低了发射成本。同时，用于姿态控制的执行设备数量相对于传统配置方案有效减少，能够降低姿态控制系统重量和成本。
在一些实施例中，上述步骤S22根据反作用轮的工作状态，可以分为如下两种情况，以实现对卫星姿态的控制。
情况1，反作用轮的工作状态为卸载状态。卸载状态为需要卸载反作用轮的角动量的状态。
在反作用轮的工作状态为卸载状态的情况下，第一磁矩指令指示第一磁力矩器输出的磁矩为第一饱和磁矩，第一饱和磁矩为在X轴上最大输出磁矩分量，第二磁矩指令指示第二磁力矩器输出的磁矩为第二饱和磁矩，第二饱和磁矩为在Y轴上最大输出磁矩分量，控制力矩指令指示作用于反作用轮的控制力矩为第一控制力矩，第一控制力矩为恒定力矩，第一控制力矩用于卸载反作用轮的角动量。例如，第一饱和磁矩、第二饱和磁矩和第一控制力矩的计算方式可参见公式(4)-公式(6)。
Temp＝Pmaxsign(Bb×Δω) (5)
mx＝Temp(1)，my＝Temp(2) (6)
其中，为控制力矩指令指示的作用于反作用轮的控制力矩，即第一控制力矩，Kh为预设卸载参数，sign(·)为符号函数，h为反作用轮的角动量，在实际情况下，可以通过计算反作用轮转速的实际测量值与反作用轮的转动惯量的乘积得到，在数字仿真中，则可以利用反作用轮的数字仿真模型得到。Temp为临时中间变量，Pmax为磁力矩器的最大输出磁矩，Bb为卫星本体坐标系下的地磁场测量值，由实际测量得到，×为叉乘运算，Δω为在对地定向姿态控制目标下卫星的角速度误差，mx为第一磁矩指令指示的第一磁力矩器输出的磁矩，即第一饱和磁矩，my为第二磁矩指令指示的第二磁力矩器输出的磁矩，即第二饱和磁矩，Temp(1)为变量Temp在X轴上的分量，也就是在X轴上最大输出磁矩分量，Temp(2)为变量Temp在Y轴上的分量，也就是在Y轴上最大输出磁矩分量。预设卸载参数可根据实际需求进行设定，例如，预设卸载参数可以设定为Kh＝0.003或0.004等。最大输出磁矩为实际磁力矩器可以提供的最大磁矩，例如，Pmax＝240A(Ampere，安培)m2(平方米)或250Am2等，在此不作限定。
本申请实施例中，当反作用轮的工作状态为卸载状态时，反作用轮的角动量较大，需要进行角动量卸载，反作用轮进入恒力矩卸载模式，第一磁力矩器和第二磁力矩器采用开关式的磁控阻尼控制律。卫星控制中心基于反作用轮的角动量、预设卸载参数和公式(4)，计算得到第一控制力矩，第一控制力矩为恒定值，即正或负的预设卸载参数，用于卸载反作用轮的角动量；基于最大输出磁矩、地磁场测量值、卫星的角速度误差和公式(5)、公式(6)，计算得到第一饱和磁矩和第二饱和磁矩，控制第一磁力矩器和第二磁力矩器输出第一饱和磁矩和第二饱和磁矩。在对反作用轮的角动量进行主动卸载的同时，对卫星姿态进行精确控制。
情况2，反作用轮的工作状态为非卸载状态。非卸载状态为不需要卸载反作用轮的角动量的状态。
在反作用轮的工作状态为非卸载状态的情况下，第一磁矩指令指示第一磁力矩器输出的磁矩为第一比例磁矩，第一比例磁矩为产生与在Y轴上期望控制力矩分量相同的力矩的磁矩，第二磁矩指令指示第二磁力矩器输出的磁矩为第二比例磁矩，第二比例磁矩为产生与在X轴上期望控制力矩分量相同的力矩的磁矩，控制力矩指令指示作用于反作用轮的控制力矩为第二控制力矩，第二控制力矩为在Z轴上期望控制力矩分量、第一比例磁矩产生的力矩和第二比例磁矩产生的力矩的和值。例如，第一比例磁矩、第二比例磁矩和第二控制力矩的计算方式可参见公式(7)-公式(9)。
mx＝-Te(2)/Bb(3) (7)
my＝Te(1)/Bb(3) (8)
其中，mx为第一磁矩指令指示的第一磁力矩器输出的磁矩，即第一比例磁矩，Te为期望控制力矩，由公式(3)计算得到，Te(2)为期望控制力矩在Y轴上的分量，Bb为卫星本体坐标系下的地磁场测量值，Bb(3)为地磁场测量值在Z轴上的分量，则第一比例磁矩mx为产生力矩Te(2)的磁矩，my为第二磁矩指令指示的第二磁力矩器输出的磁矩，即第二比例磁矩，Te(1)为期望控制力矩在X轴上的分量，则第二比例磁矩my为产生力矩Te(1)的磁矩，为控制力矩指令指示的作用于反作用轮的控制力矩，即第二控制力矩，Te(3)为期望控制力矩在Z轴上的分量，Bb(1)为地磁场测量值在X轴上的分量，Bb(2)为地磁场测量值在Y轴上的分量，则第二控制力矩/>为在Z轴上期望控制力矩分量Te(3)、第一比例磁矩mx产生的力矩和第二比例my磁矩产生的力矩的和值。
本申请实施例中，当反作用轮的角动量较小时，不需要进行角动量卸载，反作用轮处于非卸载状态，第一磁力矩器和第二磁力矩器采用线性控制的方式。卫星控制中心基于期望控制力矩、地磁场测量值和公式(7)-公式(9)，计算第一比例磁矩、第二比例磁矩和第二控制力矩，实现对卫星姿态的控制。采用本申请实施例提供的方案，可以使卫星完成对地定向姿态稳定控制，满足常规通信卫星的姿态控制精度要求。
在情况2下存在特殊情况，即一个磁力矩器输出饱和磁矩。这种情况下，一个磁力矩器输出的磁矩达到饱和，另一个磁力矩器输出的磁矩按照第一比例进行缩小；第一比例为安装一个磁力矩器的轴上期望控制力矩分量与安装另一个磁力矩器的轴上期望控制力矩分量的比例，第二控制力矩为在Z轴上期望控制力矩分量缩小第二比例后的值、第一比例磁矩产生的第一力矩和第二比例磁矩产生的第二力矩的和值，第二比例为安装另一个磁力矩器的轴上一个磁力矩器产生的力矩与期望控制力矩分量的比例。输出的磁矩达到饱和的磁力矩器可以为第一磁力矩器或第二磁力矩器，则对应的另一个磁力矩器为第二磁力矩器或第一磁力矩器。
第一磁力矩器输出X轴方向的磁矩，X轴方向的磁矩可以与地磁场相互作用，产生Y轴方向的力矩和Z轴方向的力矩。第二磁力矩器输出Y轴方向的磁矩，Y轴方向的磁矩可以与地磁场相互作用，产生X轴方向的力矩和Z轴方向的力矩。
当|Te(2)/Bb(3)|≥Pmax且|Te(2)|≥|Te(1)|时，第一磁力矩器输出的磁矩达到饱和，即输出饱和磁矩，第二磁力矩器输出按照第一比例将饱和磁矩进行缩小后得到的磁矩，饱和磁矩的大小为最大输出磁矩，第一比例为在X轴上期望控制力矩分量的绝对值与在Y轴上期望控制力矩分量的绝对值的比例，第二比例为在Y轴上第一磁力矩器产生的力矩与在Y轴上期望控制力矩分量的比例，第一比例磁矩、第二比例磁矩和第二控制力矩的计算方式如公式(10)-公式(12)所示。
mx＝Pmax·sign[-Te(2)·Bb(3)] (10)
my＝Pmax·|Te(1)|/|Te(2)|·sign[Te(1)·Bb(3)] (11)
其中，mx为第一磁矩指令指示的第一磁力矩器输出的磁矩，即第一比例磁矩，Pmax为磁力矩器的最大输出磁矩，sign(·)为符号函数，Te(2)为期望控制力矩在Y轴上的分量，Bb(3)为地磁场测量值在Z轴上的分量，my为第二磁矩指令指示的第二磁力矩器输出的磁矩，即第二比例磁矩，Te(1)为期望控制力矩在X轴上的分量，则第一比例为在X轴上期望控制力矩分量的绝对值|Te(1)|与在Y轴上期望控制力矩分量的绝对值|Te(2)|的比例，为控制力矩指令指示的作用于反作用轮的控制力矩，即第二控制力矩，Te(3)为期望控制力矩在Z轴上的分量，则第二比例为在Y轴上第一磁力矩器产生的力矩mx·Bb(3)与在Y轴上期望控制力矩分量Te(2)的比例，Bb(1)为地磁场测量值在X轴上的分量，Bb(2)为地磁场测量值在Y轴上的分量，则第一比例磁矩mx产生的第一力矩为-mx·Bb(2)，第二比例磁矩my产生的第二力矩为my·Bb(1)。卫星控制中心基于期望控制力矩、地磁场测量值、最大输出磁矩和公式(10)-公式(12)，计算第一比例磁矩、第二比例磁矩和第二控制力矩。
当|Te(1)/Bb(3)|≥Pmax且|Te(1)|≥|Te(2)|时，第二磁力矩器输出的磁矩达到饱和，即输出饱和磁矩，第一磁力矩器输出按照第一比例将饱和磁矩进行缩小后得到的磁矩，饱和磁矩的大小为最大输出磁矩，第一比例为在Y轴上期望控制力矩分量的绝对值与在X轴上期望控制力矩分量的绝对值的比例，第二比例为在X轴上第二磁力矩器产生的力矩与在X轴上期望控制力矩分量的比例，第一比例磁矩、第二比例磁矩和第二控制力矩的计算方式如公式(13)-公式(15)所示。
mx＝Pmax·|Te(2)|/|Te(1)|·sign[-Te(2)·Bb(3)] (13)
my＝Pmax·sign[Te(1)·Bb(3)] (14)
其中，mx为第一磁矩指令指示的第一磁力矩器输出的磁矩，即第一比例磁矩，Pmax为磁力矩器的最大输出磁矩，Te(2)为期望控制力矩在Y轴上的分量，Te(1)为期望控制力矩在X轴上的分量，则第一比例为在Y轴上期望控制力矩分量的绝对值|Te(2)|与在X轴上期望控制力矩分量的绝对值|Te(1)|的比例，sign(·)为符号函数，Bb(3)为地磁场测量值在Z轴上的分量，my为第二磁矩指令指示的第二磁力矩器输出的磁矩，即第二比例磁矩，为控制力矩指令指示的作用于反作用轮的控制力矩，即第二控制力矩，Te(3)为期望控制力矩在Z轴上的分量，则第二比例为在X轴上第二磁力矩器产生的力矩my·Bb(3)与在X轴上期望控制力矩分量Te(1)的比例，Bb(1)为地磁场测量值在X轴上的分量，Bb(2)为地磁场测量值在Y轴上的分量，则第一比例磁矩mx产生的第一力矩为-mx·Bb(2)，第二比例磁矩my产生的第二力矩为my·Bb(1)。卫星控制中心基于期望控制力矩、地磁场测量值、最大输出磁矩和公式(13)-公式(15)，计算第一比例磁矩、第二比例磁矩和第二控制力矩。
应用本申请实施例提供的方案，针对卫星本体坐标系中，地磁场在Z轴的分量较小时，导致磁力矩器输出的磁矩达到饱和的情况进行了处理，仅令其中一个磁力矩器输出的磁矩达到饱和，而另外一个磁力矩器输出的磁矩则按比例缩小，使得需要输出的磁矩不会超过磁力矩器的最大输出磁矩，并保证两个磁力矩器输出的磁矩的数值成一定比例。
在一些实施例中，上述卫星的姿态控制方法中，卫星控制中心可以根据当前控制周期内反作用轮的角动量、预设最大角动量和预设最小角动量，确定下一个控制周期内反作用轮的工作状态。卫星控制中心在每个控制周期内，获得反作用轮的角动量，并根据角动量的绝对值与预设最大角动量、预设最小角动量的大小关系，判断下一个控制周期内是否需要进行角动量卸载，即确定下一个控制周期内反作用轮的工作状态，避免反作用轮的角动量过大。
预设最大角动量和预设最小角动量为大于0的正数，预设最大角动量大于预设最小角动量，且预设最大角动量小于反作用轮能够输出的最大角动量，具体可以根据实际需求进行设定。例如，当反作用轮的最大输出力矩为0.1N(Newton，牛顿)m(meter，米)、最大转速为6000rpm(revolutions per minute，转每分)时，对应的最大角动量为8N(牛顿)m(米)s(秒)，则可以设定预设最大角动量为7.5Nms或7.6Nms等，预设最小角动量为0.1Nms或0.2Nms等，在此不作限定。
本申请实施例中，卫星控制中心可以根据卸载状态字Flagxiezai的取值，确定反作用轮的工作状态，当Flagxiezai为第一预设值时，反作用轮的工作状态为卸载状态，当Flagxiezai为第二预设值时，反作用轮的工作状态为非卸载状态，Flagxiezai的初始值为第二预设值。第一预设值和第二预设值可以根据实际需求进行设定。例如，第一预设值可以为1，对应的第二预设值可以为0，上述取值仅为示例，在此不起限定作用。下面以第一预设值为1，第二预设值为0为例进行说明。
本申请实施例中，根据反作用轮的角动量的绝对值|h|与预设最大角动量hmax、预设最小角动量hmin的大小关系，可以分为以下三种情况。
情况1，当前控制周期内|h|>hmax。
当当前控制周期内|h|>hmax时，卫星控制中心确定反作用轮的角动量较大，需要卸载，则确定下一个控制周期内反作用轮的工作状态为卸载状态，在下一个控制周期内进行角动量卸载。
情况2，当前控制周期内|h|<hmin。
当当前控制周期内|h|<hmin时，卫星控制中心确定反作用轮的角动量较小，不需要卸载，则确定下一个控制周期内反作用轮的工作状态为非卸载状态，在下一个控制周期内不进行角动量卸载。
情况3，当前控制周期内|h|≥hmin且|h|≤hmax。
当当前控制周期内|h|≥hmin且|h|≤hmax时，卫星控制中心确定反作用轮的角动量为中间值，工作状态不需要改变，确定下一个控制周期内反作用轮的工作状态为当前控制周期内反作用轮的工作状态。例如，当前控制周期内反作用轮的工作状态为卸载状态，则下一个控制周期内反作用轮的工作状态也为卸载状态，在下一个控制周期内继续进行角动量卸载；当前控制周期内反作用轮的工作状态为非卸载状态，下一个控制周期内反作用轮的工作状态也为非卸载状态，在下一个控制周期内不进行角动量卸载。
上述3中情况可以概括为：若当前控制周期内|h|>hmax，且Flagxiezai＝0，则设定下一个控制周期内Flagxiezai＝1，在下一个控制周期内进行角动量卸载。若当前控制周期内|h|<hmin，且Flagxiezai＝1，则设定下一个控制周期内Flagxiezai＝0，在下一个控制周期内停止角动量卸载。其他情况下，Flagxiezai的取值保持不变。
应用本申请实施例提供的方案，根据反作用轮的角动量的绝对值与预设最大角动量的大小关系，确定下一个控制周期内反作用轮的工作状态，在反作用轮的角动量较大时，可以及时进行角动量卸载，避免反作用轮的角动量过大，进而影响卫星的姿态控制。
在一些实施例中，角速度误差和姿态角误差利用姿态动力学模型和姿态运动学模型获得。
姿态动力学模型如公式(16)所示。
其中，J为卫星转动惯量矩阵，ω为卫星本体坐标系相对于惯性坐标系的三轴角速度在卫星本体坐标系中的投影，为ω的导数，×为叉乘运算，h为反作用轮的三轴合成角动量，即反作用轮的角动量，Tc为卫星受到的控制力矩，Td卫星受到的外部干扰力矩。卫星转动惯量矩阵可以根据实际情况进行设定，例如，根据卫星的实际参数，可以设定卫星转动惯量矩阵J＝[300 7 -5；7 130 11；-5 11 260]，上述取值仅为示例，在此不起限定作用。卫星控制中心根据卫星在空间中的实际情况，获得公式(16)中的参数，即h、Tc、Td，采用公式(16)计算得到ω。
姿态运动学模型如公式(17)所示。
其中，q＝[q0 qv]T为卫星本体坐标系相对于卫星轨道坐标系的单位姿态四元数，即当前姿态四元数，为q的导数，q0为姿态四元数的标量部分，/>为q0的导数，qv为姿态四元数的矢量部分，/>为qv的导数，qv T为qv的转置矩阵，并满足q0 2+qv Tq＝1，I3为三阶单位矩阵，qv ×为姿态四元数的矢量部分的叉乘的矩阵形式，ωbo为卫星本体坐标系相对于卫星轨道坐标系的三轴角速度在卫星本体坐标系中的投影，即当前角速度，并且满足ωbo＝ω-Cboωo，ω为卫星本体坐标系相对于惯性坐标系的三轴角速度在卫星本体坐标系中的投影，ωo为卫星轨道角速度在卫星轨道坐标系中的投影，Cbo为卫星轨道坐标系到卫星本体坐标系的姿态转换矩阵，根据如下公式(18)定义。
Cbo＝(q0 2-qv Tqv)I3+2qvqv T-2q0qv × (18)
卫星控制中心根据卫星在空间中的实际情况以及公式(17)、公式(18)，计算得到当前姿态四元数q，并将当前姿态四元数q转换为当前姿态角Φ，结合上述公式(2)和目标姿态角Φe，计算得到姿态角误差ΔΦ。卫星控制中心根据上述通过姿态动力学模型计算得到的ω、公式(17)、公式(18)以及等式ωbo＝ω-Cboωo，计算得到当前角速度ωbo，结合上述公式(1)和目标角速度ωe，计算得到角速度误差Δω。
下面结合图3，对本申请实施例提供的卫星的姿态控制方法进行详细说明。
图3为本申请实施例提供的卫星的姿态控制方法的第二种流程示意图。
步骤S31，获得卫星的姿态动力学模型和姿态运动学模型。
本申请实施例中，姿态动力学模型可参见上述公式(16)部分的相关描述，姿态运动学模型可参见上述公式(17)、公式(18)部分的相关描述。
步骤S32，计算角速度误差和姿态角误差。
本申请实施例中，基于姿态动力学模型和姿态运动学模型，获得角速度误差Δω和姿态角误差ΔΦ。
步骤S33，计算卫星的期望控制力矩。
本申请实施例中，基于角速度误差Δω、姿态角误差ΔΦ和上述公式(3)部分的相关描述，计算得到卫星的期望控制力矩Te。
步骤S34，构建执行机构输出受限条件下的姿态控制器完成卫星的姿态控制。
本申请实施例中，卫星上配置的在X轴上安装的第一磁力矩器、在Y轴上安装的第二磁力矩器和在Z轴上安装的反作用轮构成姿态控制系统，即姿态控制器，在输出受限条件下，计算作用于反作用轮的控制力矩、第一磁力矩器输出的磁矩和第二磁力矩器输出的磁矩，并施加在姿态控制器上完成姿态控制，具体可参见上述图2中的相关描述。
下面结合图4(a-b)、图5(a-b)-图8所示的实验验证结果的示意图，对本申请实施例提供的卫星的姿态控制方法进行说明。在数字仿真中，实验环境采用的初始轨道半长轴为6878136.3m，初始轨道倾角为50°，初始偏心率为0，初始近地点角距为270°，初始升交点赤经为120°，初始真近点角为180°。实验验证中，采用的仿真时间为30000s，仿真步长为0.05s，控制周期时长为0.25s，磁力矩器的最大输出磁矩Pmax为240Am2，反作用轮的最大输出力矩为0.1Nm、最大转速为6000rpm最大角动量为8Nms，预设最大角动量hmax为7.5Nms，预设最小角动量hmin为0.1Nms，卫星转动惯量J为[300 7 -5；7 130 11；-5 11260]，初始角速度为ω0[1 1 1]T(°/s)，初始欧拉角Φ0为[60 120 -50]T(°)，预设角速度阈值ωm为0.2°/s，计算期望控制力矩的参数Kd为[5 0 0；0 5 0；0 0 5]、Kp为[0.1 0 0；0 0.1 0；0 0 0.1]，计算反作用轮的第一控制力矩的预设卸载参数Kh为0.003。
图4(a)为本申请实施例提供的姿态角变化的实验验证结果的一种示意图，图4(b)为本申请实施例提供的图4(a)中的部分细化图，其中，横坐标为时间，单位为s，纵坐标为欧拉角，单位为°，曲线1为滚动角，曲线2为俯仰角，曲线3为偏航角。结合图4(a)和图4(b)可以看到，在初始角速度较大时三轴姿态角初期变化剧烈，经过一段时间控制后滚动角、俯仰角和偏航角均收敛到0附近，控制精度达到0.2°，满足常规通信卫星的对地定向姿态要求。
图5(a)为本申请实施例提供的角速度变化的实验验证结果的一种示意图，图5(b)为本申请实施例提供的图5(a)中的部分细化图，其中，横坐标为时间，单位为s，纵坐标为角速度，即姿态角速度，也可以称为当前角速度，单位为°/s，曲线1为滚动角速度，曲线2为俯仰角速度，曲线3为偏航角速度。结合图5(a)和图5(b)可以看到，滚动角速度、俯仰角速度和偏航角速度在较大的初值条件下，经过大约5600s的控制后均收敛到0附近，本申请实施例提供的姿态控制方法有效，收敛时间满足工程应用场景。
图6为本申请实施例提供的磁矩变化的实验验证结果的一种示意图，其中，横坐标为时间，单位为s，纵坐标为磁矩，单位为Am2，曲线1为第一磁力矩器输出的磁矩，曲线2为第二磁力矩器输出的磁矩。结合图6可以看到，在仿真前期，角速度较大的时候，磁矩输出满幅频繁；当姿态角速度收敛后，磁矩输出满幅的频率大幅降低，满足实际情况。
图7为本申请实施例提供的反作用轮转速变化的实验验证结果的一种示意图，其中，横坐标为时间，单位为s，纵坐标为反作用轮转速，单位为rpm。结合图7可以看到，在仿真前期角速度较大的时候，卫星角动量较大，反作用轮快速吸收卫星角动量使得转速快速变大，达到卸载阈值(预设最大角动量)后进行角动量主动卸载，当卫星姿态收敛后，反作用轮转速也趋于0，实现卫星零动量，满足实际情况。
图8为本申请实施例提供的作用于反作用轮的控制力矩变化的实验验证结果的一种示意图，其中，横坐标为时间，单位为s，纵坐标为反作用轮控制力矩，单位为Nm。结合图8可以看到，在反作用轮角动量卸载阶段，反作用轮的控制力矩维持常值，符合本申请实施例提供的姿态控制方法。整个仿真时间内，反作用轮的控制力矩在0.04Nm以内，满足实际情况。
如上述实验验证结果可知，利用所给的控制方法可以使卫星完成速率阻尼、姿态捕获和对地定向姿态稳定控制，满足常规通信卫星的姿态控制精度要求。
本申请实施例提供的技术方案中，姿态控制执行机构配置方案设计简单合理，姿态控制方法针对角速度的大小、反作用轮角动量卸载和磁矩输出饱和的情况给出了具体的输出力矩和磁矩计算方式，控制流程清晰，控制精度较高，能够覆盖在轨常规姿态控制任务。同时，该方法还能应用于传统卫星安全模式的姿态控制中，具有很高的工程应用价值。
本申请实施例提供了一种面向低轨扁平式结构卫星的姿态控制执行机构配置方案及控制方法，可以使得沿卫星本体坐标系Z轴方向的结构厚度仅受到反作用轮厚度的限制，而不会受到反作用轮轮体直径和磁力矩器长度的限制，从而可以进一步提高卫星结构扁平化程度。同时，用于姿态控制的执行机构数量相对于传统配置方案有效地减少，能够降低系统重量和成本。
与上述卫星的姿态控制方法对应，本申请实施例还提供了一种卫星的姿态控制装置，参见图9，为本申请实施例提供的卫星的姿态控制装置的一种结构示意图，所述卫星上配置有在X轴上安装的第一磁力矩器、在Y轴上安装的第二磁力矩器和在Z轴上安装的反作用轮，所述装置包括：
获得模块91，用于基于所述卫星的角速度误差、姿态角误差和预设角速度阈值，获得期望控制力矩；
控制模块92，用于根据所述反作用轮的工作状态和所述期望控制力矩，调整所述第一磁力矩器的第一磁矩指令和第二磁力矩器的第二磁矩指令，以及调整所述反作用轮的控制力矩指令，以对所述卫星的姿态进行控制。
在一些实施例中，所述反作用轮的工作状态为卸载状态；
所述第一磁矩指令指示所述第一磁力矩器输出的磁矩为第一饱和磁矩，所述第一饱和磁矩为在X轴上最大输出磁矩分量；
所述第二磁矩指令指示所述第二磁力矩器输出的磁矩为第二饱和磁矩，所述第二饱和磁矩为在Y轴上最大输出磁矩分量；
所述控制力矩指令指示作用于所述反作用轮的控制力矩为第一控制力矩，所述第一控制力矩为恒定力矩，所述第一控制力矩用于卸载所述反作用轮的角动量。
在一些实施例中，所述反作用轮的工作状态为非卸载状态；
所述第一磁矩指令指示所述第一磁力矩器输出的磁矩为第一比例磁矩，所述第一比例磁矩为产生与在Y轴上所述期望控制力矩分量相同的力矩的磁矩；
所述第二磁矩指令指示所述第二磁力矩器输出的磁矩为第二比例磁矩，所述第二比例磁矩为产生与在X轴上所述期望控制力矩分量相同的力矩的磁矩；
所述控制力矩指令指示作用于所述反作用轮的控制力矩为第二控制力矩，所述第二控制力矩为在Z轴上所述期望控制力矩分量、所述第一比例磁矩产生的力矩和所述第二比例磁矩产生的力矩的和值。
在一些实施例中，当一个磁力矩器输出的磁矩达到饱和时，另一个磁力矩器输出的磁矩按照第一比例进行缩小；所述第一比例为安装所述一个磁力矩器的轴上所述期望控制力矩分量与安装所述另一个磁力矩器的轴上所述期望控制力矩分量的比例；
所述第二控制力矩为在Z轴上所述期望控制力矩分量缩小第二比例后的值、所述第一比例磁矩产生的第一力矩和所述第二比例磁矩产生的第二力矩的和值，所述第二比例为安装所述另一个磁力矩器的轴上所述一个磁力矩器产生的力矩与所述期望控制力矩分量的比例。
在一些实施例中，所述装置还包括：
确定模块，用于根据当前控制周期内所述反作用轮的角动量、预设最大角动量和预设最小角动量，确定下一个控制周期内所述反作用轮的工作状态。
在一些实施例中，所述确定模块，具体用于：
当当前控制周期内所述反作用轮的角动量的绝对值大于预设最大角动量时，确定下一个控制周期内所述反作用轮的工作状态为卸载状态；
当当前控制周期内所述反作用轮的角动量的绝对值小于预设最小角动量时，确定下一个控制周期内所述反作用轮的工作状态为非卸载状态；
当当前控制周期内所述反作用轮的角动量的绝对值大于等于所述预设最小角动量，且小于等于所述预设最大角动量时，确定下一个控制周期内所述反作用轮的工作状态为当前控制周期内所述反作用轮的工作状态。
在一些实施例中，所述角速度误差和所述姿态角误差利用姿态动力学模型和姿态运动学模型获得。
在一些实施例中，当所述卫星的当前角速度大于预设角速度阈值时，所述期望控制力矩根据第一预设三阶对角系数矩阵和所述角速度误差确定；
当所述卫星的当前角速度小于等于预设角速度阈值时，所述期望控制力矩根据第一预设三阶对角系数矩阵、第二预设三阶对角系数矩阵、所述角速度误差和所述姿态角误差确定。
本申请实施例提供的技术方案中，基于卫星的角速度误差和姿态角误差，即目标角速度与当前角速度之差和目标姿态角与当前姿态角之差，以及预设角速度阈值，获得卫星需要的期望控制力矩；根据反作用轮的工作状态，采用卫星上配置的在X轴上安装的第一磁力矩器、在Y轴上安装的第二磁力矩器和在Z轴上安装的反作用轮提供期望控制力矩，对卫星的姿态进行控制，完成卫星对地定向姿态稳定控制。由于没有在卫星上配置在Z轴上安装的磁力矩器和在X轴、Y轴上安装的反作用轮，卫星沿卫星本体坐标系Z轴方向的结构厚度仅受到反作用轮厚度的限制，而不会受到反作用轮轮体直径和磁力矩器长度的限制，从而可以降低卫星沿对地方向的结构厚度，进一步提高卫星结构扁平化程度，在有限的火箭整流罩空间内可以实现更多卫星的堆叠，单次发射的卫星发射数量得到提高，进而降低了发射成本。同时，用于姿态控制的执行设备数量相对于传统配置方案有效减少，能够降低姿态控制系统重量和成本。
与上述卫星的姿态控制方法对应，本申请实施例还提供了一种卫星，如图10所示，所述卫星上配置有控制中心101、在X轴上安装的第一磁力矩器102、在Y轴上安装的第二磁力矩器103和在Z轴上安装的反作用轮104；所述控制中心101根据上述任一卫星的姿态控制方法，调整所述第一磁力矩器102的第一磁矩指令和第二磁力矩器103的第二磁矩指令，以及调整所述反作用轮104的控制力矩指令，以对所述卫星的姿态进行控制。
在本申请提供的又一实施例中，还提供了一种计算机可读存储介质，该计算机可读存储介质内存储有计算机程序，所述计算机程序被处理器执行时实现上述任一卫星的姿态控制方法。
在本申请提供的又一实施例中，还提供了一种包含指令的计算机程序产品，当其在计算机上运行时，使得计算机执行上述实施例中任一卫星的姿态控制方法。
在上述实施例中，可以全部或部分地通过软件、硬件、固件或者其任意组合来实现。当使用软件实现时，可以全部或部分地以计算机程序产品的形式实现。所述计算机程序产品包括一个或多个计算机指令。在计算机上加载和执行所述计算机程序指令时，全部或部分地产生按照本申请实施例所述的流程或功能。所述计算机可以是通用计算机、专用计算机、计算机网络、或者其他可编程装置。所述计算机指令可以存储在计算机可读存储介质中，或者从一个计算机可读存储介质向另一个计算机可读存储介质传输，例如，所述计算机指令可以从一个网站站点、计算机、服务器或数据中心通过有线(例如同轴电缆、光纤、数字用户线(DSL))或无线(例如红外、无线、微波等)方式向另一个网站站点、计算机、服务器或数据中心进行传输。所述计算机可读存储介质可以是计算机能够存取的任何可用介质或者是包含一个或多个可用介质集成的服务器、数据中心等数据存储设备。所述可用介质可以是磁性介质，(例如，软盘、硬盘、磁带)、光介质(例如，DVD)、或者半导体介质(例如固态硬盘Solid State Disk(SSD))等。
需要说明的是，在本文中，诸如第一和第二等之类的关系术语仅仅用来将一个实体或者操作与另一个实体或操作区分开来，而不一定要求或者暗示这些实体或操作之间存在任何这种实际的关系或者顺序。而且，术语“包括”、“包含”或者其任何其他变体意在涵盖非排他性的包含，从而使得包括一系列要素的过程、方法、物品或者设备不仅包括那些要素，而且还包括没有明确列出的其他要素，或者是还包括为这种过程、方法、物品或者设备所固有的要素。在没有更多限制的情况下，由语句“包括一个……”限定的要素，并不排除在包括所述要素的过程、方法、物品或者设备中还存在另外的相同要素。
本说明书中的各个实施例均采用相关的方式描述，各个实施例之间相同相似的部分互相参见即可，每个实施例重点说明的都是与其他实施例的不同之处。尤其，对于装置、卫星、计算机可读存储介质和计算机程序产品实施例而言，由于其基本相似于方法实施例，所以描述的比较简单，相关之处参见方法实施例的部分说明即可。
以上所述仅为本申请的较佳实施例，并非用于限定本申请的保护范围。凡在本申请的精神和原则之内所作的任何修改、等同替换、改进等，均包含在本申请的保护范围内。

Claims (10)

1.一种卫星的姿态控制方法，其特征在于，所述卫星上配置有在X轴上安装的第一磁力矩器、在Y轴上安装的第二磁力矩器和在Z轴上安装的反作用轮，所述方法包括：
基于所述卫星的角速度误差、姿态角误差和预设角速度阈值，获得期望控制力矩；
根据所述反作用轮的工作状态和所述期望控制力矩，调整所述第一磁力矩器的第一磁矩指令和第二磁力矩器的第二磁矩指令，以及调整所述反作用轮的控制力矩指令，以对所述卫星的姿态进行控制。
2.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述反作用轮的工作状态为卸载状态；
所述第一磁矩指令指示所述第一磁力矩器输出的磁矩为第一饱和磁矩，所述第一饱和磁矩为在X轴上最大输出磁矩分量；
所述第二磁矩指令指示所述第二磁力矩器输出的磁矩为第二饱和磁矩，所述第二饱和磁矩为在Y轴上最大输出磁矩分量；
所述控制力矩指令指示作用于所述反作用轮的控制力矩为第一控制力矩，所述第一控制力矩为恒定力矩，所述第一控制力矩用于卸载所述反作用轮的角动量。
3.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述反作用轮的工作状态为非卸载状态；
所述第一磁矩指令指示所述第一磁力矩器输出的磁矩为第一比例磁矩，所述第一比例磁矩为产生与在Y轴上所述期望控制力矩分量相同的力矩的磁矩；
所述第二磁矩指令指示所述第二磁力矩器输出的磁矩为第二比例磁矩，所述第二比例磁矩为产生与在X轴上所述期望控制力矩分量相同的力矩的磁矩；
所述控制力矩指令指示作用于所述反作用轮的控制力矩为第二控制力矩，所述第二控制力矩为在Z轴上所述期望控制力矩分量、所述第一比例磁矩产生的力矩和所述第二比例磁矩产生的力矩的和值。
4.根据权利要求3所述的方法，其特征在于，
当一个磁力矩器输出的磁矩达到饱和时，另一个磁力矩器输出的磁矩按照第一比例进行缩小；所述第一比例为安装所述一个磁力矩器的轴上所述期望控制力矩分量与安装所述另一个磁力矩器的轴上所述期望控制力矩分量的比例；
所述第二控制力矩为在Z轴上所述期望控制力矩分量缩小第二比例后的值、所述第一比例磁矩产生的第一力矩和所述第二比例磁矩产生的第二力矩的和值，所述第二比例为安装所述另一个磁力矩器的轴上所述一个磁力矩器产生的力矩与所述期望控制力矩分量的比例。
5.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述方法还包括：
根据当前控制周期内所述反作用轮的角动量、预设最大角动量和预设最小角动量，确定下一个控制周期内所述反作用轮的工作状态。
6.根据权利要求5所述的方法，其特征在于，所述根据当前控制周期内所述反作用轮的角动量、预设最大角动量和预设最小角动量，确定下一个控制周期内所述反作用轮的工作状态的步骤，包括：
当当前控制周期内所述反作用轮的角动量的绝对值大于预设最大角动量时，确定下一个控制周期内所述反作用轮的工作状态为卸载状态；
当当前控制周期内所述反作用轮的角动量的绝对值小于预设最小角动量时，确定下一个控制周期内所述反作用轮的工作状态为非卸载状态；
当当前控制周期内所述反作用轮的角动量的绝对值大于等于所述预设最小角动量，且小于等于所述预设最大角动量时，确定下一个控制周期内所述反作用轮的工作状态为当前控制周期内所述反作用轮的工作状态。
7.根据权利要求1-6任一项所述的方法，其特征在于，所述角速度误差和所述姿态角误差利用姿态动力学模型和姿态运动学模型获得。
8.根据权利要求1-6任一项所述的方法，其特征在于，
当所述卫星的当前角速度大于预设角速度阈值时，所述期望控制力矩根据第一预设三阶对角系数矩阵和所述角速度误差确定；
当所述卫星的当前角速度小于等于预设角速度阈值时，所述期望控制力矩根据第一预设三阶对角系数矩阵、第二预设三阶对角系数矩阵、所述角速度误差和所述姿态角误差确定。
9.一种卫星的姿态控制装置，其特征在于，所述卫星上配置有在X轴上安装的第一磁力矩器、在Y轴上安装的第二磁力矩器和在Z轴上安装的反作用轮，所述装置包括：
获得模块，用于基于所述卫星的角速度误差、姿态角误差和预设角速度阈值，获得期望控制力矩；
控制模块，用于根据所述反作用轮的工作状态和所述期望控制力矩，调整所述第一磁力矩器的第一磁矩指令和第二磁力矩器的第二磁矩指令，以及调整所述反作用轮的控制力矩指令，以对所述卫星的姿态进行控制。
10.一种卫星，其特征在于，所述卫星上配置有控制中心、在X轴上安装的第一磁力矩器、在Y轴上安装的第二磁力矩器和在Z轴上安装的反作用轮；所述控制中心根据权利要求1-8任一所述的方法，调整所述第一磁力矩器的第一磁矩指令和第二磁力矩器的第二磁矩指令，以及调整所述反作用轮的控制力矩指令，以对所述卫星的姿态进行控制。
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