本发明涉及卫星控制，尤其是涉及到一种卫星运动姿态调节方法、装置、卫星运动系统及卫星。
背景技术：
1、为了执行各种复杂多样的航天任务，需要控制卫星按照既定轨道运行以保证任务的准确完成，在此过程中不可避免地要保持对卫星的姿态的准确可靠控制，目前考虑到控制力矩陀螺具有输出力矩大、力矩控制精度高等优点，目前已作为卫星运动姿态控制的关键执行机构而广泛应用于卫星中。但是，控制力矩陀螺的成本较高，不利于降低成本，反作用飞轮的价格较低且输出力矩方向恒定，因此，如何基于反作用飞轮并辅以一种有效的控制方案以实现卫星的运动姿态控制，是当前亟待解决的问题。
技术实现思路
1、有鉴于此，本发明提供了一种卫星运动姿态调节方法、装置、卫星运动系统及卫星，利于降低成本，且通过预设双闭环控制策略实现了对于反作用飞轮的可靠准确控制，以实现卫星运动姿态的准确调节，控制稳定性好。
2、为解决上述技术问题，本技术提供了一种卫星运动姿态调节方法，应用于卫星运动系统中的控制模块，所述卫星运动系统还包括反作用飞轮及驱动模块，所述控制模块、所述驱动模块及所述反作用飞轮依次连接；所述卫星运动姿态调节方法，包括：
3、获取所述驱动模块的输出电流及所述反作用飞轮的实际测量转速；
4、根据所述实际测量转速、与目标角动量对应的预设参考转速及预设双闭环控制策略中的外速度环控制策略确定参考电流；
5、基于所述参考电流、所述输出电流及所述预设双闭环控制策略中的内电流环控制策略确定与所述预设参考转速对应的调节基准电压；
6、根据所述调节基准电压确定输出至所述驱动模块的控制信号，以便根据所述控制信号控制所述驱动模块动作，进而带动所述反作用飞轮动作，而使所述反作用飞轮的运行转速调节至所述预设参考转速，以便所述反作用飞轮产生与所述目标角动量对应的、用于改变卫星运动姿态的第一目标力矩。
7、进一步的，根据所述实际测量转速、预设参考转速及预设双闭环控制策略中的外速度环控制策略确定参考电流，包括：
8、确定所述预设参考转速与所述实际测量转速之间的差值为转速偏差；
9、利用第一预设比例环节对所述转速偏差进行处理，以得到第一比例输出项；
10、利用预设微分环节对所述转速偏差进行处理，以得到微分输出项；
11、确定所述第一比例输出项与所述微分输出项的加和为预输出参考电流；
12、利用预设输出电流限制环节对所述预输出参考电流进行处理，以得到参考电流，所述预设输出电流限制环节基于预设电流下限值及预设电流上限值设置。
13、进一步的，确定所述第一比例输出项与所述微分输出项的加和为预输出参考电流之后，还包括：
14、判断是否存在第一条件成立，所述第一条件为所述预设电流下限值<当前控制周期确定的所述预输出参考电流<所述预设电流上限值；
15、若是，确定第一预设开关环节导通以使下一控制周期第一延迟环节接入，以便在下一控制周期在利用预设微分环节得到微分输出项之后，利用所述第一延迟环节对所述微分输出项进行处理以得到第一延迟输出项，进而确定所述第一延迟输出项、下一控制周期确定的微分输出项及第一比例输出项的加和为下一控制周期的预输出参考电流；
16、若否，确定所述第一预设开关环节关断以使下一控制周期所述第一延迟环节不接入。
17、进一步的，基于所述参考电流、所述输出电流及所述预设双闭环控制策略中的内电流环控制策略确定与所述预设参考转速对应的调节基准电压，包括：
18、确定所述参考电流与所述输出电流之间的差值为电流偏差；
19、利用第二预设比例环节对所述电流偏差进行处理，以得到第二比例输出项；
20、利用预设积分环节对所述电流偏差进行处理，以得到积分输出项；
21、确定所述第二比例输出项与所述积分输出项的加和为预输出电压；
22、利用预设输出电压限制环节对所述预输出电压进行处理，以得到调节基准电压，所述预设输出电压限制环节基于预设电压下限值及预设电压上限值设置。
23、进一步的，确定所述第二比例输出项与所述积分输出项的加和为预输出电压之后，还包括：
24、判断是否存在第二条件成立，所述第二条件为所述预设电压下限值<当前控制周期确定的所述预输出电压<所述预设电压上限值；
25、若是，确定第二预设开关环节导通以使下一控制周期第二延迟环节接入，以便在下一控制周期在利用预设积分环节得到积分输出项之后，利用所述第二延迟环节对所述积分输出项进行处理以得到第二延迟输出项，进而确定所述第二延迟输出项、下一控制周期确定的积分输出项及第二比例输出项的加和为下一控制周期的预输出电压；
26、若否，确定所述第二预设开关环节关断以使下一控制周期所述第二延迟环节不接入。
27、进一步的，所述反作用飞轮还通过开关模块与供电电源连接；所述开关模块与所述控制模块连接；所述卫星运动系统还包括与所述控制模块连接的磁力矩器；
28、所述卫星运动姿态调节方法，还包括：
29、在判定任一个反作用飞轮发生故障时，控制所述开关模块由导通转为关断以切断对故障的反作用飞轮的电能供应，并控制所述磁力矩器产生的磁矩以便将所述磁力矩器产生的力矩调节至与目标控制姿态对应的第二目标力矩。
30、为解决上述技术问题，本发明还提供了一种卫星运动姿态调节装置，包括：
31、存储器，用于存储计算机程序；
32、处理器，用于执行所述计算机程序时实现如上述所述的卫星运动姿态调节方法的步骤。
33、为解决上述技术问题，本发明还提供了一种卫星运动系统，包括反作用飞轮及驱动模块，还包括如上述所述的卫星运动姿态调节装置；
34、所述卫星运动姿态调节装置、所述驱动模块及所述反作用飞轮依次连接。
35、进一步的，所述卫星运动系统包括n个飞轮组且各所述飞轮组中包括四个与卫星惯量主轴保持预设角度而斜向设置的反作用飞轮，n为不小于1的整数；
36、所述驱动模块包括n个驱动子模块，各所述驱动子模块的输入端与所述卫星姿态调节装置连接，各所述驱动子模块的输出端与各所述飞轮组的控制端一一对应连接。
37、为解决上述技术问题，本发明还提供了一种卫星，包括如上述所述的卫星运动系统。
38、本技术提供了一种卫星运动姿态调节方法、装置、卫星运动系统及卫星，卫星运动系统包括依次连接的控制模块、驱动模块及反作用飞轮，获取驱动模块的输出电流及反作用飞轮的实际测量转速；根据实际测量转速、与目标角动量对应的预设参考转速及预设双闭环控制策略中的外速度环控制策略确定参考电流；基于参考电流、输出电流及预设双闭环控制策略中的内电流环控制策略确定与预设参考转速对应的调节基准电压；根据调节基准电压确定输出至驱动模块的控制信号，以便根据控制信号控制驱动模块动作，进而带动反作用飞轮动作，而使反作用飞轮的运行转速调节至预设参考转速，以便反作用飞轮产生与目标角动量对应的第一目标力矩，依托该第一目标力矩可以实现卫星运动姿态的改变。可见，该方案中将反作用飞轮用于卫星的运动控制，利于降低成本，且通过预设双闭环控制策略实现了对于反作用飞轮的可靠准确控制，控制稳定性好，利于实际应用。
39、上述说明仅是本技术技术方案的概述，为了能够更清楚了解本技术的技术手段，可依照说明书的内容予以实施，并且为了让本技术的上述和其它目的、特征和优点能够更明显易懂，以下特举本技术的具体实施方式。