一种用于远距离分布式卫星的组合姿态控制方法及系统与流程

[0001]
本发明涉及卫星控制技术领域，尤其是涉及一种用于远距离分布式卫星的组合姿态控制方法及系统。


背景技术：

[0002]
近年来，分布式卫星是航天器空间技术发展的热点，其中，航天器高精度姿态控制是该研究领域的重点和难点之一，对空间引力波探测任务具有十分重要的意义。对于远距离和高精度的编队飞行任务，当前的模型和控制精度难于满足该任务的需求。
[0003]
针对传统分布式编队不满足指向精度要求的缺点，现有技术通过将引力波探测卫星基于激光作为测量器件，实现高精度的姿态指向控制。针对远距离分布式卫星高精度姿态指向控制需求，将卫星姿态指向控制系统分解为两个阶段，分别为分布式卫星姿态初指向控制和高精度激光校准与扫描控制阶段。因此，在分布式卫星姿态初指向控制阶段，建立该轨道下太阳光压力矩、重力梯度力矩和剩磁力矩等干扰力矩的数学模型，明确和计算卫星的目标姿态是必要的。
[0004]
但是，在对现有技术的研究与实践的过程中，本发明的发明人发现，现有技术存在如下缺陷：由于现有技术主要解决低轨道和星间距离短的情况，而对于远距离分布式卫星系统，由于现有技术在初指向控制阶段的稳定度不够高，导致航天器之间没有完全对准，从而形成一个毫弧度量级的不确定区，使得航天器间对准的精度降低，导致无法有效控制航天器间达到更高的姿态相对指向控制精度，卫星姿态精度无法满足空间任务需求。因此，亟需一种能够克服上述缺陷的用于卫星的组合姿态控制方法及系统。


技术实现要素：

[0005]
本发明实施例所要解决的技术问题在于，提供一种用于远距离分布式卫星的组合姿态控制方法及系统，针对远距离和高精度的编队飞行任务，解决传统低轨和星间距离短的分布式卫星系统姿态控制精度不足的问题，实现分布式卫星高精度的姿态指向控制。
[0006]
为解决上述问题，本发明的一个实施例提供了一种用于远距离分布式卫星的组合姿态控制方法，至少包括如下步骤：
[0007]
采用双矢量定姿模型确定卫星的目标姿态；
[0008]
对影响远距离分布式卫星姿态精度的空间环境干扰力矩进行建模；
[0009]
在初指向姿态控制阶段，通过设计的自适应模糊控制算法对卫星进行毫弧度的姿态指向精度的控制；
[0010]
在高精度姿态跟踪控制阶段，将激光陀螺作为测量器件，并设计卫星对应的扫描不确定区策略；
[0011]
通过设计的角速度跟踪扫描控制方法对卫星进行微弧度的姿态指向精度的控制。
[0012]
进一步地，所述用于远距离分布式卫星的组合姿态控制方法，还包括：
[0013]
根据卫星的初始位置和初始轨道信息，建立双矢量定姿模型。
[0014]
进一步地，所述采用双矢量定姿模型确定卫星的目标姿态，具体为：
[0015]
通过星敏感器对捕获的星体图像进行数模转化和星图识别，用于计算各卫星本体相对于地心惯性坐标系的姿态信息，并计算出各卫星本体坐标系相对于地心惯性坐标系的姿态转换矩阵；
[0016]
根据卫星的初始位置和轨道信息，计算出卫星的地心惯性坐标系相对于质心轨道坐标系的姿态转换矩阵；
[0017]
根据姿态矩阵关系分别计算出卫星的质心轨道坐标系到卫星本体坐标系的转换矩阵后，根据四元数与欧拉角的转化关系计算得到各卫星的目标姿态。
[0018]
进一步地，所述空间环境干扰力矩，包括：重力梯度力矩、剩磁干扰力矩和太阳光压力矩。
[0019]
进一步地，所述设计的自适应模糊控制算法，包括：
[0020]
根据模糊系统设计得到对应的模糊系统，并选取对应的自适应律；
[0021]
设计模糊自适应控制器，根据对应的模糊规则进行模糊推理的演算，并利用自适应机构在线整定参数。
[0022]
进一步地，所述设计卫星对应的扫描不确定区策略，包括：
[0023]
设计等螺距等线速螺旋扫描方式，从卫星不确定区的中心位置由内到外扫描不确定区。
[0024]
进一步地，所述通过设计的角速度跟踪扫描控制方法对卫星进行微弧度的姿态指向精度的控制，具体为：
[0025]
通过对第一卫星和第二卫星进行初指向姿态控制后，互相指向对面卫星的不确定区；
[0026]
将第一卫星作为发射端，通过调节航天器平台以使第一卫星的激光对准第二卫星所在的视场，并通过预设扫描方式和扫描速度驱使第一卫星的激光完全覆盖第二卫星的不确定区；
[0027]
在第二卫星的探测器检测到第一卫星发射的激光后，根据视线轴的位置与入射光束的误差，调整第二卫星的姿态指向；
[0028]
关闭第一卫星的激光器，将第二卫星作为发射端，通过调节航天器平台以使第二卫星的激光对准第一卫星所在的视场，并通过预设扫描方式和扫描速度驱使第二卫星的激光完全覆盖第一卫星的不确定区；
[0029]
在第一卫星的探测器检测到第二卫星发射的激光后，根据视线轴的位置与入射光束的误差，调整第一卫星的姿态指向。
[0030]
本发明的一个实施例提供了一种用于远距离分布式卫星的组合姿态控制系统，包括：
[0031]
目标姿态确定模块，用于采用双矢量定姿模型确定卫星的目标姿态；
[0032]
空间环境干扰力矩建模模块，用于对影响远距离分布式卫星姿态精度的空间环境干扰力矩进行建模；
[0033]
初指向姿态控制模块，用于在初指向姿态控制阶段，通过设计的自适应模糊控制算法对卫星进行毫弧度的姿态指向精度的控制；
[0034]
高精度姿态跟踪控制模块，用于在高精度姿态跟踪控制阶段，将激光陀螺作为测
量器件，并设计卫星对应的扫描不确定区策略；
[0035]
角速度跟踪扫描控制模块，用于通过设计的角速度跟踪扫描控制方法对卫星进行微弧度的姿态指向精度的控制。
[0036]
本发明的一个实施例提供了一种用于远距离分布式卫星的组合姿态控制的终端设备，包括处理器、存储器以及存储在所述存储器中且被配置为由所述处理器执行的计算机程序，所述处理器执行所述计算机程序时实现如上所述的用于远距离分布式卫星的组合姿态控制方法。
[0037]
本发明的一个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包括存储的计算机程序，其中，在所述计算机程序运行时控制所述计算机可读存储介质所在设备执行如上所述的用于远距离分布式卫星的组合姿态控制方法。
[0038]
实施本发明实施例，具有如下有益效果：
[0039]
本发明实施例提供的一种用于远距离分布式卫星的组合姿态控制方法及系统，所述方法包括：采用双矢量定姿模型确定卫星的目标姿态；对影响远距离分布式卫星姿态精度的空间环境干扰力矩进行建模；在初指向姿态控制阶段，通过设计的自适应模糊控制算法对卫星进行毫弧度的姿态指向精度的控制；在高精度姿态跟踪控制阶段，将激光陀螺作为测量器件，并设计卫星对应的扫描不确定区策略；通过设计的角速度跟踪扫描控制方法对卫星进行微弧度的姿态指向精度的控制。
[0040]
相对于传统低轨、星间距离短的分布式卫星系统，本发明实施例能够提高姿态指向精度，实现该系统高精度姿态指向对准；同时考虑到工程实际和环境影响，对执行机构和空间干扰进行了详细分析，使得仿真结果会更加精确，具有较强的实际参考价值。另外，引入高精度的激光陀螺，提高了航天器的姿态稳定度，设计详细的航天器扫描策略，提出初指向模糊自适应和角速度跟踪扫描的高精度组合姿态控制方法，最终使得卫星达到微弧度的姿态指向精度。
附图说明
[0041]
图1为本发明第一实施例提供的一种用于远距离分布式卫星的组合姿态控制方法的流程示意图；
[0042]
图2为本发明第一实施例提供的对卫星进行姿态指向精度的控制的示意图；
[0043]
图3为本发明第二实施例提供的一种用于远距离分布式卫星的组合姿态控制系统的结构示意图。
具体实施方式
[0044]
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在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本申请保护的范围。
[0045]
在本申请的描述中，需要理解的是，术语“第一”、“第二”等仅用于描述目的，而不能理解为指示或暗示相对重要性或者隐含指明所指示的技术特征的数量。由此，限定有“第一”、“第二”等的特征可以明示或者隐含地包括一个或者更多个该特征。在本申请的描述
中，除非另有说明，“多个”的含义是两个或两个以上。
[0046]
首先介绍本发明可以提供的应用场景，如对远距离分布式卫星的组合姿态进行控制。
[0047]
本发明第一实施例：
[0048]
请参阅图1-2。
[0049]
如图1所示，本实施例提供了一种用于远距离分布式卫星的组合姿态控制方法，至少包括如下步骤：
[0050]
s1、采用双矢量定姿模型确定卫星的目标姿态；
[0051]
在一种优选的实施例中，所述步骤s1，具体为：
[0052]
通过星敏感器对捕获的星体图像进行数模转化和星图识别，用于计算各卫星本体相对于地心惯性坐标系的姿态信息，并计算出各卫星本体坐标系相对于地心惯性坐标系的姿态转换矩阵；
[0053]
根据卫星的初始位置和轨道信息，计算出卫星的地心惯性坐标系相对于质心轨道坐标系的姿态转换矩阵；
[0054]
根据姿态矩阵关系分别计算出卫星的质心轨道坐标系到卫星本体坐标系的转换矩阵后，根据四元数与欧拉角的转化关系计算得到各卫星的目标姿态。
[0055]
在具体的实施例中，对于步骤s1，首先通过用星敏感器进行数模转换和星图识别，具体过程如下，通过星敏感器上的摄像头捕获星体经过光学镜头进行成像，由电荷耦合器件把星体的光能量转换为模拟电信号，该电信号再进行处理后，送入数据采集存储部分再进行模数转换，捕获到的星图并按数字的方式存储于内存中，然后，数据处理模块便会对已经数字化后的星图进行星点提取和星点坐标计算以及星图识别处理，并将星体所形成的像点与导航星库进行匹配，经分析可得到与像点相互对应的星体在天球坐标系中的位置坐标，最后，可以得到用于计算各卫星本体相对于地心惯性坐标系的姿态信息，并由此信息可计算出各卫星本体坐标系相对于地心惯性坐标系的姿态转换矩阵
[0056]
在本实施例中，由三颗卫星的初始的位置和轨道信息，可以分别计算出卫星1、卫星2、卫星3的地心惯性坐标系相对于质心轨道坐标系的姿态转换矩阵星2、卫星3的地心惯性坐标系相对于质心轨道坐标系的姿态转换矩阵
[0057]
在一种优选的实施例中，所述用于远距离分布式卫星的组合姿态控制方法，还包括：
[0058]
根据卫星的初始位置和初始轨道信息，建立双矢量定姿模型。
[0059]
具体的，在步骤s1的基础上，本实施例还提供了建立双矢量定姿模型的方法，具体是两个不共线的矢量在卫星本体坐标系和轨道系下的投影坐标，从而确定两坐标系之间的方位关系，即已知三个坐标系中的卫星本体坐标系和惯性坐标系的转化矩阵可通过双矢量计算得到卫星1、卫星2、卫星3相应的姿态转换矩阵。由姿态矩阵关系分别求解出卫星1、卫星2、卫星3的质心轨道坐标系到卫星本体坐标系的转换矩阵和再根据四元数与欧拉角的转化关系即可求得各卫星的目标姿态：
[0060][0061]
其中，第j(j＝1，2，3)个卫星欧拉角为θ，ψ即滚动角、俯仰角和偏航角。
[0062]
s2、对影响远距离分布式卫星姿态精度的空间环境干扰力矩进行建模；
[0063]
在一种优选的实施例中，所述空间环境干扰力矩，包括：重力梯度力矩、剩磁干扰力矩和太阳光压力矩。
[0064]
具体的，对于步骤s2，由于分布式卫星所处的环境比较复杂，甚高轨道中的空间干扰充满了不确定性，存在很多干扰环境力矩。根据目前针对卫星高轨道运行已有的影响较大的环境力矩和相应的公式进行建模。比如太阳光压力矩，和卫星的表面积、反射系数等等都有关系。通过对影响远距离分布式卫星姿态精度的空间环境干扰力矩进行建模，例如重力梯度力矩、剩磁干扰力矩和太阳光压力矩；具体步骤如下：
[0065]
重力梯度力矩：
[0066][0067]
其中e是卫星指向地心的单位矢量，μ为引力常数3.98
×
10
14
m3s-2
，r为卫星到地球中心的距离；
[0068]
剩磁干扰力矩：
[0069]
t
m
＝m
×
b；
[0070]
其中航天器剩磁矩等效为m，其所在磁场的磁感应强度等效为b；
[0071]
太阳光压力矩：
[0072]
t
s
＝-ρscosγ[2(δ/3+ηcosγ)n+(1-η)e]；
[0073]
其中ρ是太阳辐射压，s为卫星表面面积，γ为卫星表面法向与太阳辐射光的夹角，δ和η分别为其表面的漫反射和镜面反射系数，n和e分别是卫星表面法向矢量与太阳入射光矢量。
[0074]
s3、在初指向姿态控制阶段，通过设计的自适应模糊控制算法对卫星进行毫弧度的姿态指向精度的控制；
[0075]
在一种优选的实施例中，所述设计的自适应模糊控制算法，包括：
[0076]
根据模糊系统设计得到对应的模糊系统，并选取对应的自适应律；
[0077]
设计模糊自适应控制器，根据对应的模糊规则进行模糊推理的演算，并利用自适应机构在线整定参数。
[0078]
具体的，对于步骤s3，根据相应的模糊规则进行模糊推理的演算，采用模糊推理思想，取误差四元数q
e
和误差角速度变化ω
e
作为输入量，利用自适应机构在线整定各参数，实现系统的稳定性输出。
[0079]
针对如下对象：
[0080][0081]
其中x为输入变量，y为输出变量，f为连续函数，b为未知常数，u为输入控制，d为系
统的各种干扰量，根据模糊系统设计所得到的一个mamdani二维模糊系统，其输出为：
[0082][0083]
其中，σ为可调系统的自适应参数，状态变量x＝x
i
(i＝1,2,3,
…
,n)，其相应的模糊集合量可以表示为糊集合量可以表示为是自由参数，μ
a
(x)为隶属函数，l
i
＝1,2,3,
…
,m
i
，i＝1,2,3,
…
,n，m和n为正整数；
[0084]
采用的模糊器是单值模糊产生器，解模糊器是中心平均解模糊器，为了适mamdani二维模糊控制器，采用乘积模糊推理机；
[0085]
设计模糊规则，模糊语言值选取如下：
[0086]
正大-nb、正中-nm、正小-ns、零-o、负小-ps、负中-pm、负大-pb；
[0087]
设计的模糊规则如下：
[0088][0089]
其中，δkp,δkd分别为pd误差控制量的变化值；
[0090]
根据被控对象和模型参考的自适应系统来设计合适的自适应律。假定被控对象中有一种参数σ，当调节这个参数σ后，使系统输出和参考模型输出之差为0，可取自适应律：
[0091]
σ＝γe
t
p
n
ξ(x)；
[0092]
其中，参数γ是常数，e
t
是跟踪误差矩阵，p
n
是对称的正定矩阵p的最后一列，ξ(x)是维向量，第l1…
l
n
个元素可表示为：
[0093]
[0094]
通过自适应模糊控制，实现大尺度分布式卫星的mrad的姿态指向精度，即形成mrad(毫弧度)的空间不确定区。
[0095]
s4、在高精度姿态跟踪控制阶段，将激光陀螺作为测量器件，并设计卫星对应的扫描不确定区策略；
[0096]
在一种优选的实施例中，所述设计卫星对应的扫描不确定区策略，包括：
[0097]
设计等螺距等线速螺旋扫描方式，从卫星不确定区的中心位置由内到外扫描不确定区。
[0098]
具体的，对于步骤s4，在实现mrad姿态指向的基础上，设计等螺距等线速螺旋角速度扫描，跟踪卫星实际角速度，由卫星不确定区的中心位置即所形成的底面圆的圆心o
a
或o
b
，如图2所示，由内到外扫描1mrad的不确定区，其中扫描螺旋线数学表达式：
[0099][0100][0101]
其中，x为输入变量，y为输出变量，i
θ
是等线速等螺距的螺旋线间距，极坐标中ρ为极径，θ为极角。
[0102]
s5、通过设计的角速度跟踪扫描控制方法对卫星进行微弧度的姿态指向精度的控制。
[0103]
在一种优选的实施例中，所述通过设计的角速度跟踪扫描控制方法对卫星进行微弧度的姿态指向精度的控制，具体为：
[0104]
通过对第一卫星和第二卫星进行初指向姿态控制后，互相指向对面卫星的不确定区；
[0105]
将第一卫星作为发射端，通过调节航天器平台以使第一卫星的激光对准第二卫星所在的视场，并通过预设扫描方式和扫描速度驱使第一卫星的激光完全覆盖第二卫星的不确定区；
[0106]
在第二卫星的探测器检测到第一卫星发射的激光后，根据视线轴的位置与入射光束的误差，调整第二卫星的姿态指向；
[0107]
关闭第一卫星的激光器，将第二卫星作为发射端，通过调节航天器平台以使第二卫星的激光对准第一卫星所在的视场，并通过预设扫描方式和扫描速度驱使第二卫星的激光完全覆盖第一卫星的不确定区；
[0108]
在第一卫星的探测器检测到第二卫星发射的激光后，根据视线轴的位置与入射光束的误差，调整第一卫星的姿态指向。
[0109]
具体的，对于步骤s5，分布式卫星中每两两卫星之间相互指向可形成多条链路，在本实施例中任意选取其中的两个卫星a和b作详细分析，如选取卫星1和卫星2，需要说明的是，本发明可应用于多个卫星，并不仅限于本实施例中的两个卫星数量。
[0110]
首先，卫星1和卫星2各自经过初指向姿态控制后，稳定地指向对面航天器的不确定区内；
[0111]
接着，卫星1作为发射端，通过调节航天器平台使其激光对准卫星2所在的视场，经过一定的扫描方式，确定扫描速度，驱使激光完全覆盖卫星2的不确定区。
[0112]
然后，卫星2上面的探测器检测到卫星1发射的光束，根据视线轴的位置与入射光束的误差，卫星2调整姿态指向，此时，卫星1激光器关闭，卫星2就作为发射端，向卫星1发出信号，实现卫星2的捕获。
[0113]
最后，当卫星1检测到卫星2的回传信号时，卫星1也同样根据轴向误差调整自身姿态指向，卫星1激光器打开，并发射光束至卫星2，实现了卫星1和卫星2的双端高精度指向对准。
[0114]
通过分布式卫星初指向和高精度跟踪扫描的组合姿态控制方法，实现远距离分布式卫星的μrad的姿态指向精度。
[0115]
本实施例提供的一种用于远距离分布式卫星的组合姿态控制方法，具体步骤包括：采用双矢量定姿模型确定卫星的目标姿态；对影响远距离分布式卫星姿态精度的空间环境干扰力矩进行建模；在初指向姿态控制阶段，通过设计的自适应模糊控制算法对卫星进行毫弧度的姿态指向精度的控制；在高精度姿态跟踪控制阶段，将激光陀螺作为测量器件，并设计卫星对应的扫描不确定区策略；通过设计的角速度跟踪扫描控制方法对卫星进行微弧度的姿态指向精度的控制。
[0116]
相对于传统低轨、星间距离短的分布式卫星系统，本实施例能够提高姿态指向精度，实现该系统高精度姿态指向对准；同时考虑到工程实际和环境影响，对执行机构和空间干扰进行了详细分析，使得仿真结果会更加精确，具有较强的实际参考价值。另外，引入高精度的激光陀螺，提高了航天器的姿态稳定度，设计详细的航天器扫描策略，提出初指向模糊自适应和角速度跟踪扫描的高精度组合姿态控制方法，最终使得卫星达到微弧度的姿态指向精度。
[0117]
本发明第二实施例：
[0118]
请参阅图3。
[0119]
如图3所示，对第一实施例对应的，本实施例提供了一种用于远距离分布式卫星的组合姿态控制系统，包括：
[0120]
目标姿态确定模块100，用于采用双矢量定姿模型确定卫星的目标姿态。
[0121]
具体的，对于目标姿态确定模块100，首先通过用星敏感器进行数模转换和星图识别，具体过程如下，通过星敏感器上的摄像头捕获星体经过光学镜头进行成像，由电荷耦合器件把星体的光能量转换为模拟电信号，该电信号再进行处理后，送入数据采集存储部分再进行模数转换，捕获到的星图并按数字的方式存储于内存中，然后，数据处理模块便会对已经数字化后的星图进行星点提取和星点坐标计算以及星图识别处理，并将星体所形成的像点与导航星库进行匹配，经分析可得到与像点相互对应的星体在天球坐标系中的位置坐标，最后，可以得到用于计算各卫星本体相对于地心惯性坐标系的姿态信息，并由此信息可计算出各卫星本体坐标系相对于地心惯性坐标系的姿态转换矩阵。
[0122]
在一种可选的实施例中，所述目标姿态确定模块100，还用于根据卫星的初始位置和初始轨道信息，建立双矢量定姿模型。
[0123]
具体的，建立双矢量定姿模型，具体是两个不共线的矢量在卫星本体坐标系和轨道系下的投影坐标，从而确定两坐标系之间的方位关系，即已知三个坐标系中的卫星本体
坐标系和惯性坐标系的转化矩阵可通过双矢量计算得到各个卫星相应的姿态转换矩阵，再根据四元数与欧拉角的转化关系即可求得各卫星的目标姿态
[0124]
空间环境干扰力矩建模模块200，用于对影响远距离分布式卫星姿态精度的空间环境干扰力矩进行建模。
[0125]
具体的，对于空间环境干扰力矩建模模块200，由于分布式卫星所处的环境比较复杂，甚高轨道中的空间干扰充满了不确定性，存在很多干扰环境力矩。根据目前针对卫星高轨道运行已有的影响较大的环境力矩和相应的公式进行建模。比如太阳光压力矩，和卫星的表面积、反射系数等等都有关系。通过对影响远距离分布式卫星姿态精度的空间环境干扰力矩进行建模，例如重力梯度力矩、剩磁干扰力矩和太阳光压力矩。
[0126]
初指向姿态控制模块300，用于在初指向姿态控制阶段，通过设计的自适应模糊控制算法对卫星进行毫弧度的姿态指向精度的控制。
[0127]
具体的，对于初指向姿态控制模块300。根据相应的模糊规则进行模糊推理的演算，采用模糊推理思想，取误差四元数和误差角速度变化作为输入量，利用自适应机构在线整定各参数，实现系统的稳定性输出。
[0128]
高精度姿态跟踪控制模块400，用于在高精度姿态跟踪控制阶段，将激光陀螺作为测量器件，并设计卫星对应的扫描不确定区策略。
[0129]
具体的，对于高精度姿态跟踪控制模块400，对于步骤s4，在实现mrad姿态指向的基础上，设计等螺距等线速螺旋角速度扫描，跟踪卫星实际角速度，由卫星不确定区的中心位置即所形成的底面圆的圆心o
a
或o
b
，由内到外扫描1mrad的不确定区。
[0130]
角速度跟踪扫描控制模块500，用于通过设计的角速度跟踪扫描控制方法对卫星进行微弧度的姿态指向精度的控制。
[0131]
具体的，对于角速度跟踪扫描控制模块500，分布式卫星中每两两卫星之间相互指向可形成多条链路，在本实施例中任意选取其中的两个卫星a和b作详细分析，如选取卫星1和卫星2，首先，卫星1和卫星2各自经过初指向姿态控制后，稳定地指向对面航天器的不确定区内；接着，卫星1作为发射端，通过调节航天器平台使其激光对准卫星2所在的视场，经过一定的扫描方式，确定扫描速度，驱使激光完全覆盖卫星2的不确定区。然后，卫星2上面的探测器检测到卫星1发射的光束，根据视线轴的位置与入射光束的误差，卫星2调整姿态指向，此时，卫星1激光器关闭，卫星2就作为发射端，向卫星1发出信号，实现卫星2的捕获。最后，当卫星1检测到卫星2的回传信号时，卫星1也同样根据轴向误差调整自身姿态指向，卫星1激光器打开，并发射光束至卫星2，实现了卫星1和卫星2的双端高精度指向对准。通过分布式卫星初指向和高精度跟踪扫描的组合姿态控制方法，实现远距离分布式卫星的μrad的姿态指向精度。
[0132]
本实施例提供的一种用于远距离分布式卫星的组合姿态控制系统，包括：目标姿态确定模块，用于采用双矢量定姿模型确定卫星的目标姿态；空间环境干扰力矩建模模块，用于对影响远距离分布式卫星姿态精度的空间环境干扰力矩进行建模；初指向姿态控制模块，用于在初指向姿态控制阶段，通过设计的自适应模糊控制算法对卫星进行毫弧度的姿态指向精度的控制；高精度姿态跟踪控制模块，用于在高精度姿态跟踪控制阶段，将激光陀螺作为测量器件，并设计卫星对应的扫描不确定区策略；角速度跟踪扫描控制模块，用于通过设计的角速度跟踪扫描控制方法对卫星进行微弧度的姿态指向精度的控制。
[0133]
相对于传统低轨、星间距离短的分布式卫星系统，本发明实施例能够提高姿态指向精度，实现该系统高精度姿态指向对准；同时考虑到工程实际和环境影响，对执行机构和空间干扰进行了详细分析，使得仿真结果会更加精确，具有较强的实际参考价值。另外，引入高精度的激光陀螺，提高了航天器的姿态稳定度，设计详细的航天器扫描策略，提出初指向模糊自适应和角速度跟踪扫描的高精度组合姿态控制方法，最终使得卫星达到微弧度的姿态指向精度。
[0134]
本发明的一个实施例提供了一种用于远距离分布式卫星的组合姿态控制的终端设备，包括处理器、存储器以及存储在所述存储器中且被配置为由所述处理器执行的计算机程序，所述处理器执行所述计算机程序时实现如上所述的用于远距离分布式卫星的组合姿态控制方法。
[0135]
本发明的一个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包括存储的计算机程序，其中，在所述计算机程序运行时控制所述计算机可读存储介质所在设备执行如上所述的用于远距离分布式卫星的组合姿态控制方法。
[0136]
在本发明的上述实施例中，对各个实施例的描述都各有侧重，某个实施例中没有详述的部分，可以参见其他实施例的相关描述。
[0137]
在本申请所提供的几个实施例中，应该理解到，所揭露的技术内容，可通过其它的方式实现。其中，以上所描述的系统实施例仅仅是示意性的，例如所述模块的划分，可以为一种逻辑功能划分，实际实现时可以有另外的划分方式，例如多个模块或组件可以结合或者可以集成到另一个系统，或一些特征可以忽略，或不执行。另一点，所显示或讨论的相互之间的耦合或直接耦合或通信连接可以是通过一些接口，单元或模块的间接耦合或通信连接，可以是电性或其它的形式。
[0138]
所述作为分离部件说明的模块可以是或者也可以不是物理上分开的，作为模块显示的部件可以是或者也可以不是物理模块，即可以位于一个地方，或者也可以分布到多个模块上。可以根据实际的需要选择其中的部分或者全部模块来实现本实施例方案的目的。
[0139]
另外，在本发明各个实施例中的各功能模块可以集成在一个处理模块中，也可以是各个模块单独物理存在，也可以两个或两个以上模块集成在一个模块中。上述集成的模块既可以采用硬件的形式实现，也可以采用软件功能模块的形式实现。
[0140]
以上所述是本发明的优选实施方式，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的前提下，还可以做出若干改进和变形，这些改进和变形也视为本发明的保护范围。
[0141]
本领域普通技术人员可以理解实现上述实施例方法中的全部或部分流程，是可以通过计算机程序来指令相关的硬件来完成，所述的程序可存储于一计算机可读取存储介质中，该程序在执行时，可包括如上述各方法的实施例的流程。其中，所述的存储介质可为磁碟、光盘、只读存储记忆体(read-only memory，rom)或随机存储记忆体(random access memory，ram)等。

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