CN108069050B - 一种航天器的初始姿态捕获控制方法及*** - Google Patents

一种航天器的初始姿态捕获控制方法及*** Download PDF

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Abstract

本发明提供一种航天器的初始姿态捕获控制方法及***，所述航天器的初始姿态捕获控制方法包括：利用三轴磁力矩器根据地磁在星体的变化率对所述航天器施加控制磁矩，实现速率阻尼阶段控制；利用反作用轮组起旋，根据所述航天器的姿态信息对所述航天器施加三轴轮控，同时卸载所述三轴磁力矩器对所述航天器施加的控制磁矩，实现太阳捕获阶段控制。本发明不仅在姿态控制部件上只采用了反作用轮和磁力矩器，考虑了星箭分离偏差过大的应对措施，首先施加了速率阻尼，以反作用轮不致于饱和为前提条件，同时在太阳捕获阶段，仅依靠磁强计信息和太阳敏感器信息，施加三轴轮控，即可完成初始捕获控制。

Description

一种航天器的初始姿态捕获控制方法及***
技术领域
本发明涉及一种卫星控制技术领域，特别是涉及一种航天器的初始姿态捕获控制方法及***。
背景技术
卫星由于其特殊性，在轨飞行时，一旦出现故障，往往难以像其他地面产品那样通过维修进行弥补，因此在卫星研制中，如何保证卫星在轨安全可靠完成任务，成为其首要工作。卫星在轨的安全性分两个阶段：第一阶段是入轨初始的正常安全捕获；第二阶段是正常安全保障任务的完成。第一阶段的入轨初始的正常安全捕获，即卫星入轨初期，如何消除星箭分离带来的姿态偏差，安全、可靠地实现初始捕获太阳，满足卫星能源供应。这一阶段是保证卫星第二阶段安全可靠在轨运行完成任务的首要阶段。
目前卫星姿控***初始捕获方法绝大部分都是采用推进***进行阻尼，再施以反作用轮和磁力矩器控制，即“推进***+反作用轮+磁力矩器”。推进***因其控制效率高，而成为卫星初始捕获的主要控制手段，但是推进***由于其推进剂本身存在着易燃、易爆、有毒性这些风险因素，使其对安装结构的要求和相关操作都较复杂，同时推进***工作是以消耗推进剂为代价的。因此，卫星一旦安装推进***以后，不仅重量增加，资源消耗加大，而且***变得更加复杂。卫星***一旦变复杂，其可靠性、安全性也大大降低。据以往飞行经验统计，卫星在轨故障有百分之七八十都与推进***有关。
鉴于此，如何找到一种更安全可靠的卫星初始姿态捕获的方案就成了本领域技术人员亟待解决的问题。
发明内容
鉴于以上所述现有技术的缺点，本发明的目的在于提供一种航天器的初始姿态捕获控制方法及***，用于解决现有技术中航天器入轨初始捕获时需要推进***导致安装结构复杂、安全性低的问题。
为实现上述目的及其他相关目的，本发明提供一种航天器的初始姿态捕获控制方法，所述航天器的初始姿态捕获控制方法包括：利用三轴磁力矩器根据地磁在星体的变化率对所述航天器施加控制磁矩，实现速率阻尼阶段控制；利用反作用轮组起旋，根据所述航天器的姿态信息对所述航天器施加三轴轮控，同时卸载所述三轴磁力矩器对所述航天器施加的控制磁矩，实现太阳捕获阶段控制。
于本发明的一实施例中，所述三轴磁力矩器根据地磁在星体的变化率对所述航天器施加的一种控制磁矩为：
M＝-k·Bdot，即
Figure BDA0001151963440000021
其中，Mx，My，Mz分别为所述三轴磁力矩器在X、Y、Z方向对所述航天器施加的控制磁矩；Bxdot，Bydot，Bzdot分别为地磁在星体的变化率Bdot在X、Y、Z方向的变化率分量；k1,k2,k3分别为X、Y、Z方向的控制系数。
于本发明的一实施例中，所述三轴磁力矩器根据地磁在星体的变化率对所述航天器施加的另一种控制磁矩为：
Figure BDA0001151963440000022
其中，Mmax为最大磁矩，sign(Bdot)表示在Bdot为正数时返回1，在Bdot为零时返回0，在 Bdot为负数时返回-1；Bxdot，Bydot，Bzdot分别为地磁在星体的变化率Bdot在X、Y、Z方向的变化率分量。
于本发明的一实施例中，所述反作用轮组起旋对所述航天器施加三轴轮控的控制力矩为：
Tc＝Kp(ΦT-Φbr)-KDωbr+T0，
T0＝ωbi[×]·(I·ωbi+hXYZ)(T0维数为3×1)；
其中，Tc为反作用轮组的控制力矩；Φbr＝[φ,θ,ψ]T为轨道系姿态欧拉角；ΦT为期望姿态欧拉角；Kp为比例系数对角矩阵，KD微分系数对角矩阵，T0为耦合力矩，ωbr为轨道系姿态角速度；ωbi为惯性系姿态角速度；hXYZ为由反作用轮组所引起的三轴角动量；I为航天器惯量矩阵。
于本发明的一实施例中，所述三轴磁力矩器卸载对所述航天器施加的控制磁矩的一种实现过程包括：
Figure BDA0001151963440000023
其中，Pb为卸载的控制磁矩，ΔH为航天器的角动量，Bb为地磁信息，K为控制系数。所述反作用轮组对所述航天器施加三轴轮控的控制方式包括：对所述航天器的俯仰实施PD控制；对所述航天器的滚动、偏航实施章动、进动复合控制。
本发明还提供一种航天器的初始姿态捕获控制***，所述航天器的初始姿态捕获控制***包括：姿态敏感器，用于获取所述航天器的姿态信息；姿态控制器，与所述姿态敏感器通信相连，用于根据所述航天器的姿态信息判定所述航天器的当前状态，并在所述当前状态为速率阻尼阶段时发出速率阻尼控制指令，或在所述当前状态为太阳捕获阶段时发出太阳捕获控制指令；姿态控制部件，与所述姿态控制器通信相连，包括三轴磁力矩器和反作用轮组；所述三轴磁力矩器在所述速率阻尼控制指令的控制下根据地磁在星体的变化率对所述航天器施加控制磁矩；所述反作用轮组在所述太阳捕获控制指令的控制下起旋，根据所述航天器的姿态信息对所述航天器施加三轴轮控，同时卸载所述三轴磁力矩器对所述航天器施加的控制磁矩。
于本发明的一实施例中，所述三轴磁力矩器根据地磁在星体的变化率对所述航天器施加的一种控制磁矩为：
M＝-k·Bdot，即
Figure BDA0001151963440000031
其中，Mx，My，Mz分别为所述三轴磁力矩器在X、Y、Z方向对所述航天器施加的控制磁矩；Bxdot，Bydot，Bzdot分别为地磁在星体的变化率Bdot在X、Y、Z方向的变化率分量；k1,k2,k3分别为X、Y、Z方向的控制系数。
于本发明的一实施例中，所述三轴磁力矩器根据地磁在星体的变化率对所述航天器施加的另一种控制磁矩为：
Figure BDA0001151963440000032
其中，Mmax为最大磁矩，sign(Bdot)表示在Bdot为正数时返回1，在Bdot为零时返回0，在 Bdot为负数时返回-1；Bxdot，Bydot，Bzdot分别为地磁在星体的变化率Bdot在X、Y、Z方向的变化率分量。
于本发明的一实施例中，所述反作用轮组起旋对所述航天器施加三轴轮控的一种控制力矩为：
Tc＝Kp(ΦT-Φbr)-KDωbr+T0，
T0＝ωbi[×]·(I·ωbi+hXYZ)(T0维数为3×1)；
其中，Tc为反作用轮组的控制力矩；Φbr＝[φ,θ,ψ]T为轨道系姿态欧拉角；ΦT为期望姿态欧拉角；Kp为比例系数对角矩阵，KD微分系数对角矩阵，T0为耦合力矩，ωbr为轨道系姿态角速度；ωbi为惯性系姿态角速度；hXYZ为由反作用轮组所引起的三轴角动量；I为航天器惯量矩阵。
于本发明的一实施例中，所述三轴磁力矩器卸载对所述航天器施加的控制磁矩的卸载模型为：
Figure BDA0001151963440000041
其中，Pb为卸载的控制磁矩，ΔH为航天器的角动量，Bb为地磁信息，K为控制系数。
于本发明的一实施例中，所述三轴磁力矩器的一种实现结构包括：三根独立的性能相同的磁棒；所述三根磁棒分别沿所述航天器的X、Y、Z三轴安装；所述反作用轮组包括X方向反作用轮，Y方向反作用轮，Z方向反作用轮和斜装反作用轮；所述斜装反作用轮与X、Y、Z三轴呈预设夹角；所述反作用轮组的三轴方向与所述航天器的三轴方向相同。
如上所述，本发明所述的航天器的初始姿态捕获控制方法及***，具有以下有益效果：
1)达到了最精简配置：仅用一套反作用轮和一套磁力矩器即可实现航天器从入轨到任务完成的所有控制。
2)控制***配置具有安全、可靠、低功耗的特点，只要有电源，可以无限使用的磁力矩器结合反作用轮替代“推进***+反作用轮+磁力矩器”，节约了资源、降低了成本，增强了可靠性，降低了风险，同时可以延长航天器的寿命。
3)在太阳捕获阶段前增加磁力矩器速率阻尼方法，将分离速率偏差降到反作用轮可以吸收的能力之内，规避了万一出现过大的星箭分离偏差所带来的风险。
附图说明
图1显示为本发明实施例所述的航天器的初始姿态捕获控制方法的一种实现流程示意图。
图2显示为本发明实施例所述的航天器的初始姿态捕获控制***的一种实现结构示意图。
图3显示为本发明实施例所述的航天器的初始姿态捕获控制***的姿态控制部件的一种实现结构示意图。
元件标号说明
200 航天器的初始姿态捕获控制***
210 姿态敏感器
220 姿态控制器
230 姿态控制部件
231 三轴磁力矩器
2311 X磁棒
2312 Y磁棒
2313 Z磁棒
232 反作用轮组
2321 X方向反作用轮
2322 Y方向反作用轮
2323 Z方向反作用轮
2324 斜装反作用轮
S101～S102 步骤
具体实施方式
以下通过特定的具体实例说明本发明的实施方式，本领域技术人员可由本说明书所揭露的内容轻易地了解本发明的其他优点与功效。本发明还可以通过另外不同的具体实施方式加以实施或应用，本说明书中的各项细节也可以基于不同观点与应用，在没有背离本发明的精神下进行各种修饰或改变。
需要说明的是，本实施例中所提供的图示仅以示意方式说明本发明的基本构想，遂图式中仅显示与本发明中有关的组件而非按照实际实施时的组件数目、形状及尺寸绘制，其实际实施时各组件的型态、数量及比例可为一种随意的改变，且其组件布局型态也可能更为复杂。
对于控制精度要求不高、机动较少的卫星可以采用偏置动量稳定的方式，以避开推进***，采用“偏置动量轮+磁力矩器”的控制方法，即可完成任务。但是对于精度高、且有大惯量的零动量卫星用“偏置动量轮+磁力矩器”的方法是难以完成性能要求的。本发明旨在不配置推进喷气，仅通过反作用轮与磁力矩器的组合，安全、可靠实现零动量卫星的初始捕获。
本发明不仅在控制部件上只采用了反作用轮和磁力矩器，而且在控制方法上，考虑了星箭分离偏差过大的应对措施，首先施加了速率阻尼，以反作用轮不致于饱和为前提条件，同时在太阳捕获阶段，仅依靠磁强计信息和太阳敏感器信息，施加三轴轮控，即可完成初始捕获控制，具体实现方式如下。
参见图1所示，本实施例提供一种航天器的初始姿态捕获控制方法，所述航天器的初始姿态捕获控制方法包括：
S101，利用三轴磁力矩器根据地磁在星体的变化率对所述航天器施加控制磁矩，以控制所述航天器的角速度，实现速率阻尼阶段控制。具体地，在速率阻尼阶段利用地磁变化，控制所述三轴磁力矩器对航天器的X、Y、Z三个通道实施B-dot磁控，用以降低航天器的角速度，避免太阳捕获阶段反作用轮饱和。
进一步，所述三轴磁力矩器根据地磁在星体的变化率对所述航天器施加的一种控制磁矩为：
M＝-k·Bdot，即
Figure BDA0001151963440000061
其中，Mx，My，Mz分别为所述三轴磁力矩器在X、Y、Z方向对所述航天器施加的控制磁矩；Bxdot，Bydot，Bzdot分别为地磁在星体的变化率Bdot在X、Y、Z方向的变化率分量；k1,k2,k3分别为X、Y、Z方向的控制系数。
所述三轴磁力矩器根据地磁在星体的变化率对所述航天器施加的另一种控制磁矩为：
Figure BDA0001151963440000062
其中，Mmax为最大磁矩，sign(Bdot)表示在Bdot为正数时返回1，在Bdot为零时返回0，在 Bdot为负数时返回-1；Bxdot，Bydot，Bzdot分别为地磁在星体的变化率Bdot在X、Y、Z方向的变化率分量。
S102，利用反作用轮组起旋，根据所述航天器的姿态信息对所述航天器施加三轴轮控(即指反作用轮组中的所有反作用轮同时作用控制)，同时卸载所述三轴磁力矩器对所述航天器施加的控制磁矩，实现太阳捕获阶段控制；所述反作用轮组包括X方向反作用轮，Y方向反作用轮，Z方向反作用轮和斜装反作用轮；所述斜装反作用轮与X、Y、Z三轴呈预设夹角。具体地，在太阳捕获阶段控制所述反作用轮组对所述航天器实施三轴轮控，以及磁力矩器卸载(即所述姿态控制器220在太阳捕获阶段控制所述反作用轮组对所述磁力矩器之前施加于航天器的控制磁矩进行卸载)。斜装反作用轮的作用是保持整星零动量，在其中一个反作用轮出现故障时，可以作为备份控制。
进一步，所述反作用轮组起旋对所述航天器施加三轴轮控的控制力矩为：
Tc＝Kp(ΦT-Φbr)-KDωbr+T0，
T0＝ωbi[×]·(I·ωbi+hXYZ)(T0维数为3×1)；
其中，Tc为反作用轮组的控制力矩；Φbr＝[φ,θ,ψ]T为轨道系姿态欧拉角；ΦT为期望姿态欧拉角；Kp为比例系数对角矩阵，KD微分系数对角矩阵，T0为耦合力矩，ωbr为轨道系姿态角速度；ωbi为惯性系姿态角速度；hXYZ为由反作用轮组所引起的三轴角动量；I为航天器惯量矩阵，
Figure BDA0001151963440000071
所述三轴磁力矩器卸载对所述航天器施加的控制磁矩的一种实现过程包括：
Figure BDA0001151963440000072
其中，Pb为卸载的控制磁矩，ΔH为航天器的角动量，Bb为地磁信息，K为控制系数。
所述反作用轮组对所述航天器施加三轴轮控的控制方式包括：对所述航天器的俯仰实施 PD控制(即比例微分控制，是经典的控制方法)；对所述航天器的滚动、偏航实施章动、进动复合控制。
本发明所述的航天器的初始姿态捕获控制方法的保护范围不限于本实施例列举的步骤执行顺序，凡是根据本发明的原理所做的现有技术的步骤增减、步骤替换所实现的方案都包括在本发明的保护范围内。
本发明还提供一种航天器的初始姿态捕获控制***，所述航天器的初始姿态捕获控制***可以实现本发明所述的航天器的初始姿态捕获控制方法，但本发明所述的航天器的初始姿态捕获控制方法的实现装置包括但不限于本实施例列举的航天器的初始姿态捕获控制***的结构，凡是根据本发明的原理所做的现有技术的结构变形和替换，都包括在本发明的保护范围内。
参见图2所示，所述航天器的初始姿态捕获控制***200包括：姿态敏感器210，姿态控制器220，姿态控制部件230。
所述姿态敏感器210用于获取所述航天器的姿态信息。所述航天器包括卫星。所述姿态敏感器210包括太阳敏感器或/和磁强计。
所述姿态控制器220与所述姿态敏感器210通信相连，用于根据所述航天器的姿态信息判定所述航天器的当前状态，并在所述当前状态为速率阻尼阶段时发出速率阻尼控制指令，或在所述当前状态为太阳捕获阶段时发出太阳捕获控制指令。
所述姿态控制部件230与所述姿态控制器220通信相连，包括三轴磁力矩器231和反作用轮组232；所述三轴磁力矩器231在所述速率阻尼控制指令的控制下根据地磁在星体的变化率对所述航天器施加控制磁矩，以控制所述航天器的角速度；所述反作用轮组232在所述太阳捕获控制指令的控制下起旋，根据所述航天器的姿态信息对所述航天器施加三轴轮控，同时卸载所述三轴磁力矩器对所述航天器施加的控制磁矩。
所述姿态控制器220在速率阻尼阶段利用地磁变化，控制所述三轴磁力矩器对航天器的 X、Y、Z三个通道实施B-dot磁控，用以降低航天器的角速度，避免太阳捕获阶段反作用轮饱和。所述姿态控制器220在太阳捕获阶段控制所述反作用轮组对所述航天器实施三轴轮控，以及磁力矩器卸载(即所述姿态控制器220在太阳捕获阶段控制所述反作用轮组对所述磁力矩器之前施加于航天器的控制磁矩进行卸载)。
进一步，参见图3所示，所述反作用轮组232(未图示)的一种实现结构包括X方向反作用轮2321，Y方向反作用轮2322，Z方向反作用轮2323和斜装反作用轮2324；所述斜装反作用轮与X、Y、Z三轴呈预设夹角。本实施例中，所述斜装反作用轮234与X、Y、Z三轴所呈的预设夹角可优选设为57.3度，但不限于该角度。每个反作用轮的角动量可优选为 15Nms(牛顿米/秒)，质量可优选为10kg(千克)、平均功耗可优选为为12W(瓦)，但本发明的保护范围不限于该优选条件。
所述反作用轮组的三轴方向与所述航天器的三轴方向相同。所述三轴磁力矩器231(未图示)的一种实现结构包括：三根独立的性能相同的磁棒(即X磁棒2311，Y磁棒2312，Z 磁棒2313)；所述三根磁棒(即X磁棒2311，Y磁棒2312，Z磁棒2313)分别沿所述航天器的X、Y、Z三轴安装。本实施例中，所述三轴磁力矩器231的磁矩可优选为(-120～+120) Am2(安培/米)，但不限于该磁矩范围。每根磁棒质量可优选为3.8kg(千克)、功耗可优选为6.5W(瓦)，但本发明的保护范围不限于该优选条件。
进一步，所述三轴磁力矩器根据地磁在星体的变化率对所述航天器施加的一种控制磁矩为：
M＝-k·Bdot，即
Figure BDA0001151963440000091
其中，Mx，My，Mz分别为所述三轴磁力矩器在X、Y、Z方向对所述航天器施加的控制磁矩；Bxdot，Bydot，Bzdot分别为地磁在星体的变化率Bdot在X、Y、Z方向的变化率分量；k1,k2,k3分别为X、Y、Z方向的控制系数。
当k1,k2,k3＝1，且Bdot仅取符号，磁矩施加最大磁矩时，所述三轴磁力矩器根据地磁在星体的变化率对所述航天器施加的另一种控制磁矩为：
Figure BDA0001151963440000092
其中，Mmax为最大磁矩，sign(Bdot)表示在Bdot为正数时返回1，在Bdot为零时返回0，在 Bdot为负数时返回-1；Bxdot，Bydot，Bzdot分别为地磁在星体的变化率Bdot在X、Y、Z方向的变化率分量。此种控制磁矩可以降低对磁强计性能的依赖，控制方法更简化。
所述反作用轮组起旋对所述航天器施加三轴轮控的一种控制力矩为：
Tc＝Kp(ΦT-Φbr)-KDωbr+T0，
T0＝ωbi[×]·(I·ωbi+hXYZ)(T0维数为3×1)；
其中，Tc为反作用轮组的控制力矩；Φbr＝[φ,θ,ψ]T为轨道系姿态欧拉角；ΦT为期望姿态欧拉角；Kp为比例系数对角矩阵，KD微分系数对角矩阵，T0为耦合力矩，ωbr为轨道系姿态角速度；ωbi为惯性系姿态角速度；hXYZ为由反作用轮组所引起的三轴角动量；I为航天器惯量矩阵。如果航天器的惯性系姿态角速度ωbi为ωbi＝[ωx,ωy,ωz]T，ωx,ωy,ωz分别为惯性系下x、y、z角速度，也就是惯性系坐标系下三轴角速度；那么矩阵ωbi[×]可表示为：
Figure BDA0001151963440000093
所述三轴磁力矩器卸载对所述航天器施加的控制磁矩的卸载模型为：
Figure BDA0001151963440000094
其中，Pb为卸载的控制磁矩，ΔH为航天器的角动量，Bb为地磁信息，K为控制系数。
本发明可直接适用于大惯量、零动量卫星以外的其他航天器的全程控制，其各项关键技术及创新设计思想可推广至多种空间飞行器的姿态控制***设计中。
本发明解决的技术问题是：仅依靠一套反作用轮组、一套磁力矩器及存载控制算法的姿态控制器即可实现零动量大惯量航天器在轨初始捕获，避免了传统捕获方法使用推进喷气控制给卫星带来的复杂性和不安全性，从而不但节省了星上资源，还增强了***安全性和可靠性；同时在反作用轮组控制捕获之前，增加磁力矩器速率阻尼，可应对星箭分离偏差过大的故障。当星箭分离偏差过大时，仅仅利用反作用轮吸收偏差给航天器带来的多余动量，易于造成反作用轮饱和失效。本发明不仅在姿态控制部件上只采用了反作用轮和磁力矩器，而且在控制方法上，考虑了星箭分离偏差过大的应对措施，首先施加了速率阻尼，以反作用轮不致于饱和为前提条件，同时在太阳捕获阶段，仅依靠磁强计信息和太阳敏感器信息，施加三轴轮控，即可完成初始捕获控制。
本发明通过优化设计，以最精简的***配置实现了航天器的初始捕获，同时具有应对星箭分离偏差过大的能力。
本发明具有如下优点：
1)达到了最精简配置：仅用一套反作用轮和一套磁力矩器即可实现航天器从入轨到任务完成的所有控制。
2)控制***配置具有安全、可靠、低功耗的特点，只要有电源，可以无限使用的磁力矩器结合反作用轮替代“推进***+反作用轮+磁力矩器”，节约了资源、降低了成本，增强了可靠性，降低了风险，同时可以延长航天器的寿命。
3)在太阳捕获阶段前增加磁力矩器速率阻尼方法，将分离速率偏差降到反作用轮可以吸收的能力之内，规避了万一出现过大的星箭分离偏差所带来的风险。
综上所述，本发明的意义在于利用高可靠、低成本、精简的***配置，实现了复杂、高成本的控制***的性能，航天器入轨后的快速捕获、稳定，控制精度好，可靠性高。综合性能与国际同类***相比，已达到先进水平。
此外，本发明中对控制方法的成功探索，对航天控制技术的发展起着积极推动作用：摒弃传统推进***；增加了星箭分离故障应对能力。
上述实施例仅例示性说明本发明的原理及其功效，而非用于限制本发明。任何熟悉此技术的人士皆可在不违背本发明的精神及范畴下，对上述实施例进行修饰或改变。因此，举凡所属技术领域中具有通常知识者在未脱离本发明所揭示的精神与技术思想下所完成的一切等效修饰或改变，仍应由本发明的权利要求所涵盖。

Claims (10)

1.一种航天器的初始姿态捕获控制方法，其特征在于：所述航天器的初始姿态捕获控制方法包括：
利用三轴磁力矩器根据地磁在星体的变化率对所述航天器施加控制磁矩，实现速率阻尼阶段控制；
利用反作用轮组起旋，根据所述航天器的姿态信息对所述航天器施加三轴轮控，同时卸载所述三轴磁力矩器对所述航天器施加的控制磁矩，实现太阳捕获阶段控制；
所述反作用轮组起旋对所述航天器施加三轴轮控的控制力矩为：
Tc＝Kp(ΦT-Φbr)-KDωbr+T0，
T0＝ωbi[×]·(I·ωbi+hXYZ)(T0维数为3×1)；
其中，Tc为反作用轮组的控制力矩；Φbr＝[φ,θ,ψ]T为轨道系姿态欧拉角；ΦT为期望姿态欧拉角；Kp为比例系数对角矩阵，KD微分系数对角矩阵，T0为耦合力矩，ωbr为轨道系姿态角速度；ωbi为惯性系姿态角速度；hXYZ为由反作用轮组所引起的三轴角动量；I为航天器惯量矩阵，
Figure FDA0002801238560000011
ωx,ωy,ωz分别为惯性系下x、y、z角速度。
2.根据权利要求1所述的航天器的初始姿态捕获控制方法，其特征在于：所述三轴磁力矩器根据地磁在星体的变化率对所述航天器施加的一种控制磁矩为：
M＝-k·Bdot，即
Figure FDA0002801238560000012
其中，Mx，My，Mz分别为所述三轴磁力矩器在X、Y、Z方向对所述航天器施加的控制磁矩；Bxdot，Bydot，Bzdot分别为地磁在星体的变化率Bdot在X、Y、Z方向的变化率分量；k1,k2,k3分别为X、Y、Z方向的控制系数。
3.根据权利要求1所述的航天器的初始姿态捕获控制方法，其特征在于：所述三轴磁力矩器根据地磁在星体的变化率对所述航天器施加的另一种控制磁矩为：
Figure FDA0002801238560000013
其中，Mmax为最大磁矩，sign(Bdot)表示在Bdot为正数时返回1，在Bdot为零时返回0，在Bdot为负数时返回-1；Bxdot，Bydot，Bzdot分别为地磁在星体的变化率Bdot在X、Y、Z方向的变化率分量。
4.根据权利要求1所述的航天器的初始姿态捕获控制方法，其特征在于，所述三轴磁力矩器卸载对所述航天器施加的控制磁矩的一种实现过程包括：
Figure FDA0002801238560000021
其中，Pb为卸载的控制磁矩，ΔH为航天器的角动量，Bb为地磁信息，K为控制系数。
5.根据权利要求1所述的航天器的初始姿态捕获控制方法，其特征在于：所述反作用轮组对所述航天器施加三轴轮控的控制方式包括：
对所述航天器的俯仰实施PD控制；
对所述航天器的滚动、偏航实施章动、进动复合控制。
6.一种航天器的初始姿态捕获控制***，其特征在于，所述航天器的初始姿态捕获控制***包括：
姿态敏感器，用于获取所述航天器的姿态信息；
姿态控制器，与所述姿态敏感器通信相连，用于根据所述航天器的姿态信息判定所述航天器的当前状态，并在所述当前状态为速率阻尼阶段时发出速率阻尼控制指令，或在所述当前状态为太阳捕获阶段时发出太阳捕获控制指令；
姿态控制部件，与所述姿态控制器通信相连，包括三轴磁力矩器和反作用轮组；所述三轴磁力矩器在所述速率阻尼控制指令的控制下根据地磁在星体的变化率对所述航天器施加控制磁矩；所述反作用轮组在所述太阳捕获控制指令的控制下起旋，根据所述航天器的姿态信息对所述航天器施加三轴轮控，同时卸载所述三轴磁力矩器对所述航天器施加的控制磁矩；
所述反作用轮组起旋对所述航天器施加三轴轮控的一种控制力矩为：
Tc＝Kp(ΦT-Φbr)-KDωbr+T0，
T0＝ωbi[×]·(I·ωbi+hXYZ)(T0维数为3×1)；
其中，Tc为反作用轮组的控制力矩；Φbr＝[φ,θ,ψ]T为轨道系姿态欧拉角；ΦT为期望姿态欧拉角；Kp为比例系数对角矩阵，KD微分系数对角矩阵，T0为耦合力矩，ωbr为轨道系姿态角速度；ωbi为惯性系姿态角速度；hXYZ为由反作用轮组所引起的三轴角动量；I为航天器惯量矩阵，
Figure FDA0002801238560000031
ωx,ωy,ωz分别为惯性系下x、y、z角速度。
7.根据权利要求6所述的航天器的初始姿态捕获控制***，其特征在于：所述三轴磁力矩器根据地磁在星体的变化率对所述航天器施加的一种控制磁矩为：
M＝-k·Bdot，即
Figure FDA0002801238560000032
其中，Mx，My，Mz分别为所述三轴磁力矩器在X、Y、Z方向对所述航天器施加的控制磁矩；Bxdot，Bydot，Bzdot分别为地磁在星体的变化率Bdot在X、Y、Z方向的变化率分量；k1,k2,k3分别为X、Y、Z方向的控制系数。
8.根据权利要求6所述的航天器的初始姿态捕获控制***，其特征在于：所述三轴磁力矩器根据地磁在星体的变化率对所述航天器施加的另一种控制磁矩为：
Figure FDA0002801238560000033
其中，Mmax为最大磁矩，sign(Bdot)表示在Bdot为正数时返回1，在Bdot为零时返回0，在Bdot为负数时返回-1；Bxdot，Bydot，Bzdot分别为地磁在星体的变化率Bdot在X、Y、Z方向的变化率分量。
9.根据权利要求6所述的航天器的初始姿态捕获控制***，其特征在于：所述三轴磁力矩器卸载对所述航天器施加的控制磁矩的卸载模型为：
Figure FDA0002801238560000041
其中，Pb为卸载的控制磁矩，ΔH为航天器的角动量，Bb为地磁信息，K为控制系数。
10.根据权利要求6所述的航天器的初始姿态捕获控制***，其特征在于，所述三轴磁力矩器的一种实现结构包括：三根独立的性能相同的磁棒；所述三根磁棒分别沿所述航天器的X、Y、Z三轴安装；所述反作用轮组包括X方向反作用轮，Y方向反作用轮，Z方向反作用轮和斜装反作用轮；所述斜装反作用轮与X、Y、Z三轴呈预设夹角；所述反作用轮组的三轴方向与所述航天器的三轴方向相同。
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