CN108549412B - 一种考虑太阳角变化率和控制因子的磁控太阳捕获方法 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种考虑太阳角变化率和控制因子权重可变的磁控太阳捕获方法，包括：进行太阳角、太阳角速度以及磁矢量变化率的模的计算；进行太阳矢量计算有效性判断；当太阳矢量计算有效时，基于飞轮启旋偏置完成情况进行施加力矩方向计算；进行磁矩施加方向计算，并计算磁矩与力矩方向的夹角；进行磁矩与力矩方向的夹角是否在上下限之间的范围内判断；当磁矩与力矩的夹角处于上下限之间的范围内，采用速率加太阳角控制加太阳角速度补偿算法计算磁控输出；以及进行磁控输出磁矩限幅。

Description

一种考虑太阳角变化率和控制因子的磁控太阳捕获方法

技术领域

本发明涉及卫星姿态控制领域，特别涉及一种考虑太阳角变化率和控制因子的磁控太阳捕获方法。

背景技术

卫星在某些工作情况约束下需要保持帆板对太阳持续定向的任务，如卫星单机故障等姿控异常情况下进入安全模式，需要保持帆板对太阳定向以保障卫星的能源安全。

通常情况下卫星进入安全模式下，一般采用推进控制或基于磁控控制的方式保持对日定向。使用推进控制控制的卫星受限于推进可靠性、燃料等限制不宜长时间进行对日定向控制，且对于部分卫星而言甚至没有配置推进组件。因而，使用磁控保持对日定向不消耗工质，是一种适用于长时间、可靠性相对较高且工程上易于实现的一种对日定向控制方式。

基于磁控的对日定向通常采用卫星以一定角速度自旋而对日定向、卫星反作用轮启旋偏置或三轴纯磁控方式进行稳定对日定向。以卫星自旋+磁控方式实现对日定向需要将卫星首先旋转起来，再进行磁控对日定向控制；基于三轴纯磁控方式进行稳定对日定向的控制方式存在控制器参数设计难点和设计约束；而基于卫星反作用轮启旋偏置+磁控的方式可以避免需要将启旋卫星的问题，且较三轴纯磁控方式在工程上易于实现。

基于卫星反作用轮启旋偏置加磁控的方式，现阶段磁控算法存在长时间控制收敛不稳定，导致卫星帆板太阳能电池面与太阳矢量夹角(该夹角简称太阳角)起伏变化较大，另一方面磁控算法也存在稳定控制太阳角精度不理想，太阳角控制精度低于20度，甚至40度，导致卫星太阳能供电受到影响。

发明内容

针对现有技术中的基于卫星反作用轮启旋偏置加磁控方式对日定向磁控算法存在长时间控制收敛不稳定，控制太阳角精度不理想导致卫星太阳能供电受到影响的问题，根据本发明的一个实施例，提供一种考虑太阳角变化率和控制因子权重可变的磁控太阳捕获方法，包括：进行太阳角、太阳角速度以及磁矢量变化率的模的计算；进行太阳矢量计算有效性判断；当太阳矢量计算有效时，基于飞轮启旋偏置完成情况进行施加力矩方向计算；进行磁矩施加方向计算，并计算磁矩与力矩方向的夹角；进行磁矩与力矩方向的夹角是否在上下限之间的范围内判断；当磁矩与力矩的夹角处于上下限之间的范围内，采用速率加太阳角控制加太阳角速度补偿算法计算磁控输出；以及进行磁控输出磁矩限幅。

在本发明的一个实施例中，太阳角、太阳角速度以及磁矢量变化率的模的计算的公式分别为：

其中gama为当前周期计算获得的太阳角，L_b是卫星本体系中帆板产生太阳能面法线矢量，S_b是卫星本体系中的太阳矢量；

其中gamadot为太阳角速度，ΔT为姿控软件周期；

磁矢量变化率的模Bdotnorm计算分为两步，先进行磁场矢量变化速度Bdot计算：

其中10ΔT为磁强计采样周期，B_b为本次进行磁强计采样时的磁场矢量，B_b ^-为上一次进行磁强计采样时的磁场矢量，

再进行磁矢量变化率的模Bdotnorm计算：

在本发明的一个实施例中，进行太阳矢量计算有效性判断即判断太阳矢量是否太敏无效或递推无效。

在本发明的一个实施例中，基于飞轮启旋偏置完成情况进行施加力矩方向计算方法为：

若飞轮偏置完成，则计算方法为T_n＝(L_b×S_b)×L_b；

若飞轮(轮Y)偏置未完成，则计算方法为T_n＝L_b×S_b；以及

对力矩方向T_n进行单位化，单位化方法为

其中T_n为力矩方向，L_b为帆板法线矢量，S_b是太阳矢量。

在本发明的一个实施例中，进行磁矩施加方向计算，并计算磁矩与力矩方向的夹角的方法为：

磁矩施加方向由力矩方向计算，计算方法为Ang_TnBb＝T_n×B_b，磁矩与力矩方向的夹角的计算方法为

其中Ang_TnBb是非归一化的，B_b为磁矩方向，T_n为力矩方向。

在本发明的一个实施例中，速率加太阳角控制加太阳角速度补偿算法的计算方法为：

P_b＝-k₂_B_dot-(k₆gama+k₆k₃_.gamadot).Ang_T_nB_b

其中P_b表示磁矩，B_dot为磁场矢量的变化率，k₂为B_dot阻尼因子，gama为太阳角，k₆为太阳角控制因子，gamadot为太阳角速度k₆k₃为太阳角速度控制因子，Ang_T_nB_b为磁矩施加方向。

在本发明的一个实施例中，在进行所述的采用速率加太阳角控制加太阳角速度补偿算法计算磁控输出前，还包括判断卫星角速度是否大于第一阈值BdotLimt(120nT)或者太阳角是否大于第二阈值GamaLimt。

在本发明的一个实施例中，如果卫星角速度大于第一阈值BdotLimt(120nT)或者太阳角大于第二阈值GamaLimt，则采用高权重速率阻尼控制系数；如果卫星角速度小于第一阈值BdotLimt(120nT)且太阳角小于第二阈值GamaLimt，则采用高权重太阳角控制系数。

在本发明的一个实施例中，高权重速率阻尼控制系数为k₂_＝k₂.k₄，k₃_＝k₃.k₅，其中k₄是速率阻尼修正控制系数，k₅是太阳角速度修正控制系数，其值为均大于1的正实数；所述的高权重太阳角控制系数为k₂_＝k₂，k₃_＝k₃。

在本发明的一个实施例中，当太阳矢量计算失效时，卫星仅进行速率阻尼控制，并进行速率阻尼控制磁控输出的磁矩限幅。

在本发明的一个实施例中，当磁矩与力矩的夹角超出上下限之间的范围时，卫星仅进行速率阻尼控制，并进行速率阻尼控制磁控输出的磁矩限幅。

在本发明的一个实施例中，速率阻尼控制的技术公式为P_b＝-k₁B_dot，其中P_b表示磁矩，k₁表示角速度阻尼因子，B_dot为磁场矢量的变化率。

在本发明的一个实施例中，该方法还包括在每次进行算法执行的同时，进行飞轮启旋条件判断，若磁矢量变化率的模小于第三阈值(例如，200nT)，且当前太阳角小于等于第四阈值(例如，50度)时，飞轮启旋；否则飞轮转速保持。

本发明提供一种考虑太阳角变化率和控制因子权重可变的磁控太阳捕获方法。采用速率加太阳角控制加太阳角速度补偿控制算法，并引入了卫星速率大小和太阳角大小改变磁控系数，从而改变卫星速率控制、太阳角控制和太阳角速度控制在磁控计算中的比重，结合磁控+卫星反作用轮启旋偏置实现太阳捕获。避免了先单纯进行速率阻尼控制、再单纯进行太阳角控制易出现角速度变化较大引起太阳角变化起伏问题；同时使得在卫星速率较大或太阳角较大时增大速率阻尼或太阳角速度速率阻尼的控制比重，在卫星速率较小且太阳角较小时减小速率阻尼或太阳角速度速率阻尼的控制比重，而增大太阳角的控制比重，提高太阳角的控制精度；使用反作用轮偏置避免了需要卫星启旋偏置的问题。

附图说明

为了进一步阐明本发明的各实施例的以上和其它优点和特征，将参考附图来呈现本发明的各实施例的更具体的描述。可以理解，这些附图只描绘本发明的典型实施例，因此将不被认为是对其范围的限制。在附图中，为了清楚明了，相同或相应的部件将用相同或类似的标记表示。

图1示出根据本发明的一个实施例提供的一种考虑太阳角变化率和控制因子权重可变的磁控太阳捕获方法的算法流程示意图。

图2示出根据本发明的具体实施例提供的一种考虑太阳角变化率和控制因子权重可变的磁控太阳捕获方法仿真获得的帆板法线与太阳矢量夹角变化示意图。

图3示出根据本发明的具体实施例提供的一种考虑太阳角变化率和控制因子权重可变的磁控太阳捕获方法仿真获得的卫星三轴对地姿态角和角速度变化示意图。

图4示出根据本发明的具体实施例提供的一种考虑太阳角变化率和控制因子权重可变的磁控太阳捕获方法仿真获得的飞轮转速变化示意图。

具体实施方式

在以下的描述中，参考各实施例对本发明进行描述。然而，本领域的技术人员将认识到可在没有一个或多个特定细节的情况下或者与其它替换和/或附加方法、材料或组件一起实施各实施例。在其它情形中，未示出或未详细描述公知的结构、材料或操作以免使本发明的各实施例的诸方面晦涩。类似地，为了解释的目的，阐述了特定数量、材料和配置，以便提供对本发明的实施例的全面理解。然而，本发明可在没有特定细节的情况下实施。此外，应理解附图中示出的各实施例是说明性表示且不一定按比例绘制。

在本说明书中，对“一个实施例”或“该实施例”的引用意味着结合该实施例描述的特定特征、结构或特性被包括在本发明的至少一个实施例中。在本说明书各处中出现的短语“在一个实施例中”并不一定全部指代同一实施例。

需要说明的是，本发明的实施例以特定顺序对工艺步骤进行描述，然而这只是为了方便区分各步骤，而并不是限定各步骤的先后顺序，在本发明的不同实施例中，可根据工艺的调节来调整各步骤的先后顺序。

本发明提供一种考虑太阳角变化率和控制因子权重可变的磁控太阳捕获方法。采用速率加太阳角控制加太阳角速度补偿控制算法，并引入了卫星速率大小和太阳角大小改变磁控系数，从而改变卫星速率控制、太阳角控制和太阳角速度控制在磁控计算中的比重，结合磁控+卫星反作用轮启旋偏置实现太阳捕获。避免了先单纯进行速率阻尼控制、再单纯进行太阳角控制易出现角速度变化较大引起太阳角变化起伏问题；同时使得在卫星速率较大或太阳角较大时增大速率阻尼或太阳角速度速率阻尼的控制比重，在卫星速率较小且太阳角较小时减小速率阻尼或太阳角速度速率阻尼的控制比重，而增大太阳角的控制比重，提高太阳角的控制精度；使用反作用轮偏置避免了需要卫星启旋偏置的问题。

在介绍具体实施方式之前，先设定基本前提及参数：

1)卫星轨道为太阳同步轨道；

2)卫星的磁控周期为5秒；

3)卫星的姿控软件周期为0.5秒；

4)卫星磁力矩器控制方式为开关控制；

5)卫星对太阳定向控制方式为三轴磁控结合飞轮启旋偏置，并假设为Y轮偏置控制，卫星飞轮轮组安装方式为三正交一斜装的安装方式。

下面结合图1来详细描述基于本发明的一个实施例提供的一种考虑太阳角变化率和控制因子权重可变的磁控太阳捕获方法的具体实施方案。图1示出根据本发明的一个实施例提供的一种考虑太阳角变化率和控制因子权重可变的磁控太阳捕获方法的算法流程示意图。

首先，如图1所示，进行太阳角、太阳角速度以及磁矢量变化率的模的计算。具体计算方式如下：

A)进行太阳角gama计算

太阳角即太阳矢量与帆板法线夹角，由于前述卫星的姿控软件周期为0.5秒，设定每个姿控软件周期进行太阳角计算并转化为角度所示，计算公式如下：

其中L_b是卫星本体系中帆板产生太阳能面法线矢量在卫星本体系中的表示，不同的安装方式，该矢量不同；S_b是卫星本体系中的太阳矢量。连续存储最近十个软件周期内的太阳矢量与帆板法线夹角。gama为当前周期计算获得的太阳角，gama^-为前1软件周期太阳角，以此类推，gama^10-为前10姿控软件周期太阳角。

B)进行太阳角速度gamadot计算

在本发明的该实施例中，选取10个姿控软件周期10ΔT的太阳角变化来计算太阳角速度，计算公式如下：

其中gamadot为太阳角速度，ΔT为姿控软件周期。

C)进行磁矢量变化率的模Bdotnorm计算

磁矢量变化率的模Bdotnorm计算进一步分为两步：

第一步，进行磁场矢量变化速度Bdot计算，计算公式如下：

单位nT/s，其中ΔT为姿控软件周期，在本发明的该实施例中，ΔT＝0.5秒，

为上一次进行磁强计采样时的磁场矢量，这里假设磁控周期为5秒，磁强计采样周期为5秒。

第二步，进行磁矢量变化率的模Bdotnorm计算，计算公式如下：

接下来，如图1所示，进行太阳矢量计算有效性判断。

当太阳矢量计算失效时，也即太敏无效及太阳矢量递推无效时，卫星仅进行速率阻尼控制，磁矩计算公式如下：

P_b＝-k₁B_dot (5)

其中，P_b表示磁矩，k₁表示角速度阻尼因子，B_dot为磁场矢量的变化率。

最后磁控输出磁矩限幅，即判断磁矩P_bi计算是否超过最大值P_bmax，若超过最大值按最大值输出，即：如果|P_bi|≥P_bmax i＝x,y,z，则P_bi＝sign(P_bi)·P_bmax。

当太阳矢量计算有效时，如图1所示，基于飞轮启旋偏置完成情况进行施加力矩方向T_n计算。

根据帆板的法线矢量和太阳矢量计算控制太阳角需要的作用力矩。该力矩的计算需考虑卫星处于偏置情况和非偏置情况，也即：

若飞轮(轮Y)偏置完成，则计算公式如下：

T_n＝(L_b×S_b)×L_b (6)

力矩方向T_n，L_b是帆板法线矢量，S_b是太阳矢量。

若飞轮(轮Y)偏置未完成，则计算公式如下：

T_n＝L_b×S_b (7)

然后，对力矩方向T_n进行单位化，单位化方式如下：

接下来，再如图1所示，计算磁矩施加方向Ang_TnBb，并计算磁矩与力矩方向的夹角aa。

由力矩方向计算磁矩施加方向的计算方式如下：

Ang_TnBb＝T_n×B_b (9)

这里Ang_TnBb是非归一化的，B_b为磁矩方向。

力矩与磁矩夹角aa的计算公式如下：

然后，再如图1所示，判断磁矩与力矩的夹角aa是否处于上限aalimtup和下限aalimtdown之间。

当磁矩与力矩的夹角aa超出上限或者低于下限时，仅进行速率阻尼控制，磁矩计算公式如上面公式(5)所示，同样也进行磁控输出磁矩限幅控制。

当磁矩与力矩的夹角aa处于上限aalimtup和下限aalimtdown之间的时，即当aa满足aalimtdown≤aa≤aalimtup时，采用速率加太阳角控制加太阳角速度补偿控制的卫星帆板对日定向的太阳捕获控制算法和基于卫星速度和太阳角而优化控制系数的控制算法，也即：

P_b1＝-k_{2_}B_dot (11)

P_b2＝-(k₆gma+k₆k_{3_}·gamadot)·Ang_TnBb (12)

P_b＝P_b1+P_b2 (13)

这里k₂为磁场矢量的变化率B_dot的阻尼因子，k₆为太阳角控制因子，k₆k₃为太阳角速度控制因子。

采用速率加太阳角控制加太阳角速度补偿控制算法是本发明技术方案的一个创新点，而本发明技术方案的另一个创新点是引入了卫星磁矢量变化率和太阳角大小改变磁控因子，从而改变卫星速率控制、太阳角控制和太阳角速度控制因子在磁控计算中的权重。具体实现如下：

如果Bdotnorm>BdotLimt(120nT)或gama>GamaLimt(40deg)，则满足此条件时卫星角速度较大或者太阳角大于阈值GamaLimt，此时速率阻尼或太阳角速度控制因子的权重较大，以达到快速减小卫星角速度和太阳角速度的作用，通过修正控制系数来调整k₂和k₃的值，计算公式如下所示。

这里k₄是速率阻尼修正控制系数，k₅是太阳角速度修正控制系数，其值为均大于1的正实数。

如果Bdotnorm≤BdotLimt(120nT)且gama≤GamaLimt(40deg)条件满足，也即此时Bdotnorm较小，卫星角速度较小且帆板与太阳矢量的夹角小于等于GamaLimt时，提高太阳角控制因子权重，保障太阳角帆板对太阳定向的控制精度。

最后，再如图1所示，进行磁控输出磁矩限幅，判断磁矩计算是否超过最大值，若超过最大值按最大值输出，即：如果|P_bi|≥P_bmax i＝x,y,z，则P_bi＝sign(P_bi)·P_bmax。

同时，在每次进行算法执行的同时，进行飞轮启旋偏置，具体的飞轮启旋偏置方法如下：

判断Bdotnorm<200nT/s，且当前太阳角小于等于50度时，Y轮飞轮按每0.5秒变化-0.2rpm启旋偏置到进入安全模式的初始转速-300rpm。卫星偏置的飞轮转速和偏置转速变化率应根据卫星实际的惯量、飞轮的惯量以及帆板的安装方向进行合理的设置。

启旋偏置飞轮的选择与帆板进行太阳能电池面的法线有关，这里假设帆板太阳能电池面的法线矢量在卫星本体系中表示为[0 -1 0]，则选择卫星的Y轴飞轮进行启旋。

下面结合图2-图4来描述基于本发明的考虑太阳角变化率和控制因子权重可变的磁控太阳捕获方法进行的具体仿真实例。

首先设定仿真的初始条件，具体设置如下：

轨道设置：太阳同步轨道，轨道高度600km，降交点地方时6:00；

初始对地角度：[170,40,20]度；

对地角速度：[1.5 1.5 1.5]度/秒；

初始太阳矢量与帆板夹角：167.14度；

帆板太阳能电池面法线矢量：[0 -1 0]；

卫星惯量设置：[500 600 500 0 0 0]kgm²；

最终偏置状态：；卫星Y轴3Nms偏置；

偏置方式：Y飞轮偏置-300rpm；

飞轮初始转速：[0 0 0 0]rpm；

偏置目标转速：[0 -300 0 0]rpm。

仿真结果如图2图4所示，图2示出根据本发明的具体实施例提供的一种考虑太阳角变化率和控制因子权重可变的磁控太阳捕获方法仿真获得的帆板法线与太阳矢量夹角变化示意图；图3示出根据本发明的具体实施例提供的一种考虑太阳角变化率和控制因子权重可变的磁控太阳捕获方法仿真获得的卫星三轴对地姿态角和角速度变化示意图；图4示出根据本发明的具体实施例提供的一种考虑太阳角变化率和控制因子权重可变的磁控太阳捕获方法仿真获得的飞轮转速变化示意图。

仿真结果分析：可以看出本发明的技术方案可以将卫星角速度消旋并完成大角速度大角度太阳捕获，并最终将太阳帆板法线与太阳矢量夹角稳定控制在10度以内。

本发明提供的该种考虑太阳角变化率和控制因子权重可变的磁控太阳捕获方法。采用速率加太阳角控制加太阳角速度补偿控制算法，并引入了卫星速率大小和太阳角大小改变磁控系数，从而改变卫星速率控制、太阳角控制和太阳角速度控制在磁控计算中的比重，结合磁控+卫星反作用轮启旋偏置实现太阳捕获。避免了先单纯进行速率阻尼控制、再单纯进行太阳角控制易出现角速度变化较大引起太阳角变化起伏问题；同时使得在卫星速率较大或太阳角较大时增大速率阻尼或太阳角速度速率阻尼的控制比重，在卫星速率较小且太阳角较小时减小速率阻尼或太阳角速度速率阻尼的控制比重，而增大太阳角的控制比重，提高太阳角的控制精度；使用反作用轮偏置避免了需要卫星启旋偏置的问题。

尽管上文描述了本发明的各实施例，但是，应该理解，它们只是作为示例来呈现的，而不作为限制。对于相关领域的技术人员显而易见的是，可以对其做出各种组合、变型和改变而不背离本发明的精神和范围。因此，此处所公开的本发明的宽度和范围不应被上述所公开的示例性实施例所限制，而应当仅根据所附权利要求书及其等同替换来定义。

Claims (13)

1.一种考虑太阳角变化率和控制因子的磁控太阳捕获方法，包括：

进行太阳角、太阳角速度以及磁矢量变化率的模的计算；

进行太阳矢量计算有效性判断；

当太阳矢量计算有效时，基于飞轮启旋偏置完成情况进行施加力矩方向计算；

进行磁矩施加方向计算，并计算磁矩与力矩方向的夹角；

进行磁矩与力矩方向的夹角是否在上下限之间的范围内判断；

当磁矩与力矩的夹角处于上下限之间的范围内，采用磁矢量变化率加太阳角控制加太阳角速度补偿算法计算磁控输出；以及

进行磁控输出磁矩限幅。

2.如权利要求1所述的方法，其特征在于，所述的太阳角、太阳角速度以及磁矢量变化率的模的计算的公式分别为：

其中gama为当前周期计算获得的太阳角，L_b是卫星本体系中帆板产生太阳能面法线矢量，S_b是卫星本体系中的太阳矢量；

其中gamadot为太阳角速度，ΔT为姿控软件周期；

磁矢量变化率的模Bdotnorm计算分为两步，先进行磁场矢量变化速度Bdot计算：

其中10ΔT为磁强计采样周期，B_b为本次进行磁强计采样时的磁场矢量，B_b ^-为上一次进行磁强计采样时的磁场矢量，

再进行磁矢量变化率的模Bdotnorm计算：

3.如权利要求1所述的方法，其特征在于，所述的进行太阳矢量计算有效性判断即判断太阳矢量是否太敏无效或递推无效。

4.如权利要求1所述的方法，其特征在于，所述的基于飞轮启旋偏置完成情况进行施加力矩方向计算方法为：

若飞轮偏置完成，则计算方法为T_n＝(L_b×S_b)×L_b；

若飞轮偏置未完成，则计算方法为T_n＝L_b×S_b；以及

对力矩方向T_n进行单位化，单位化方法为

其中T_n为力矩方向，L_b为卫星本体系中帆板产生太阳能面法线矢量，S_b是卫星本体系中的太阳矢量。

5.如权利要求1所述的方法，其特征在于，所述的进行磁矩施加方向计算，并计算磁矩与力矩方向的夹角的方法为：

磁矩施加方向由力矩方向计算，计算方法为Ang_TnBb＝T_n×B_b，磁矩与力矩方向的夹角的计算方法为

其中Ang_TnBb是非归一化的，B_b为磁矢量，T_n为力矩方向。

6.如权利要求1所述的方法，其特征在于，所述的磁矢量变化率加太阳角控制加太阳角速度补偿算法的计算方法为：

P_b＝-k₂_B_dot-(k₆gama+k₆k₃_·gamadot)·Ang_T_nB_b

其中P_b表示磁矩，B_dot为磁场矢量的变化率，k₂_为B_dot阻尼因子，gama为太阳角，k₆为太阳角控制因子，gamadot为太阳角速度，k₆k₃_为太阳角速度控制因子，Ang_T_nB_b为磁矩施加方向。

7.如权利要求1所述的方法，其特征在于，在进行所述的采用磁矢量变化率加太阳角控制加太阳角速度补偿算法计算磁控输出前，还包括判断卫星角速度是否大于第一阈值或者太阳角是否大于第二阈值。

8.如权利要求7所述的方法，其特征在于，如果卫星角速度大于第一阈值或者太阳角大于第二阈值，则采用高权重速率阻尼控制系数；如果卫星角速度小于第一阈值且太阳角小于第二阈值，则采用高权重太阳角控制系数。

9.如权利要求8所述的方法，其特征在于，所述的高权重速率阻尼控制系数为k₂_＝k₂·k₄，k₃_＝k₃·k₅，其中k₄是速率阻尼修正控制系数，k₅是太阳角速度修正控制系数，其值为均大于1的正实数；所述的高权重太阳角控制系数为k₂_＝k₂，k₃_＝k₃。

10.如权利要求1所述的方法，其特征在于，当太阳矢量计算失效时，卫星仅进行速率阻尼控制，并进行速率阻尼控制磁控输出的磁矩限幅。

11.如权利要求1所述的方法，其特征在于，当磁矩与力矩的夹角超出上下限之间的范围时，卫星仅进行速率阻尼控制，并进行速率阻尼控制磁控输出的磁矩限幅。

12.如权利要求10或11所述的方法，其特征在于，所述速率阻尼控制的技术公式为P_b＝-k₁B_dot，其中P_b表示磁矩，k₁表示角速度阻尼因子，B_dot为磁场矢量的变化率。

13.如权利要求1所述的方法，其特征在于，还包括在每次进行算法执行的同时，进行飞轮启旋条件判断，若磁矢量变化率的模小于第三阈值，且当前太阳角小于等于第四阈值时，飞轮启旋；否则飞轮转速保持。

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