x，然后判断是否 |my I >mmax，若 |my I >mmax 为 否，则Hiy=Hiy且mx = 0,若 I my I >mmax为是，则设my= sign(my)mmax且mx= (TczIyBbx)/Bby，再判断 I Ι?χ I ^ITlmax ? | Π?χ I，则Π?χ - S I Rn (ΙΠχ ) ITlmax ? ^=I | Π?χ | (ITlinax^J^^，贝(JlTlx - ΙΠχ ；
[0159] 然后计算此
再判断是否|mz I >nw，若|mz I >nw为是，则mz = sign(mz)mmax，若 |mz I >mmax为否，贝ljmz=mz;
[0160] Tcx>Tcy>Tcz 时：
[0161 ]在^7|>|：^|的状态下，设1% = 1^/：61^，然后判断是否|1%|>11111^，若|1%|>11111^为否， 则Hiy=Hiy且mz = 0,若 |my I >mmax为是，则设my = sign(my)mmax且mz = -(Tcx-myBbz)/Bby;再判断是 否 |mz I >mmax，若 |mz I >mmax为是，则mz = sign(mz)mmax，若 |mz I >mmax为否，则mz=mz;
[0162] 在 |Bby I S |Bbz I 的状态下，设 mz = -Tcx/Bby，然后判断是否 |mz I >mmax，若 |mz I >mmax 为 否，则Π?ζ -Hlz且Hly - 0，右 I Hlz I〉ITlinax为疋，则设Hlz - S i gH (ITlz )Hlmax且Hly - ( Tcx+HlzBby ) /Bbz，再?丨J断 I ITly I ^ITlmax ? | Hly |〉ITlinax^j7H，贝l|my - SI gn (ITly ) ITlmax ? ^=I | Hly | (ITlinax^J^^，贝(JlTly - ITly ；
[0163] 然后计算Hb
再判断是否|mx| >mmax，若|mx| >mmax为是，则mx = sign(mx)mmax，若 |mx| >mmax为否，贝ljmx=mx;
[0164] Tcx>Tcz>Tcy 时：
[0165] 在 I Bby I > I Bbz I 的状态下，设my = Tcx/Bbz，然后判断是否 |my I >mmax，若 |my I >mmax为否， 则my=my且mz = 0，若 I my I >mmax为是，则设my = s ign (my)mmax且mz = -(Tcx-IHyBbz)Bby;再判断是否 ΓΠζ I〉IIlmax，| Π?ζ |〉IIlmax^j7iE，贝ijfflz - S i gll (Ι?ζ ) !Umax，| Π?ζ |，贝ijfflz -IIlz ；
[0166] 在 |Bby I < |Bbz I 的状态下，设 mz = -Tcx/Bby，然后判断是否 |mz I >mmax，若 |mz I >mmax 为 否，则Kk - Π?ζ且IIly - 0，右 I Π?ζ I〉fflmax为疋，则设Π?ζ - S i gll (Π?ζ )!Umax且IIly - ( Tcx+fflzBby ) /Bbz，再断 是否 |my I >mmax，若 |my I县-Ul丨k = sign(my)mmax，若 |my I >mmax为否，则my=my;
[0167] 然后计算!!^ ，再判断是否|mx| >mmax，若|mx| >mmax为是，则mx = SI gll (Ι?χ ) rtlrnax 7 I IIlx I〉Hlmax^J ，贝ijlllx - IIlx ;
[0168] 其中，nwx = NIS，指的是线圈可以产生的最大磁矩，取决于供电电流、线圈围成的 面积和线圈匝数，
[0169] 式中，N表示线圈匝数，I表示线圈内通过的电流，S表示线圈围成的面积。
[0170] 则：Tb(i)=M(i)XBb，
[0171] 式中，Tb(i)为每一种可能性下的实际能输出的力矩；
[0172] 设dis(i)= I |TC卜|Tb(i) I I
[0173] 使得d i s (i)最小的卫星输出磁矩M (i)为最优卫星输出磁矩M-be s t，参照图图4， 贝1J，磁力矩器输出姿态捕获控制力矩对皮纳卫星进行姿态捕获控制处理，磁力矩器输出的 姿态捕获控制力矩Tb为：
[0174] Tb = cross(M-best,Bb')
[0175] 其中，Bb'为卫星本体坐标系中地磁场矢量量测值。
[0176] 本发明的有益效果是：高集成、模块化，可移植性：由于本模块完全封装，集成度 高，为皮纳卫星提供最快速的姿态确定于控制能力，模块化、可移植，通过预留的打孔位置， 可以满足很多皮纳卫星的需要;在皮纳卫星系统中相对独立，仅通过供电即可完成对皮纳 卫星的控制;接口简单，本产品能够实时将有关姿态的控制指令与量测数据通过RS232串口 传输，方便用户使用，可市场化。
[0177] 尽管以上结合附图对本发明的实施方案进行了描述，但是本发明并不局限于上述 的具体实施方案和应用领域，上述的具体实施方案仅仅是示意性的、指导性的，而不是限制 性的。本领域的普通技术人员在说明书的启示下，在不脱离本发明权利要求所保护的范围
【主权项】
1. 一种皮纳卫星的模块化姿态确定与控制装置，其特征在于:包括用于测定皮纳卫星 姿态的姿态敏感单元，用于根据皮纳卫星姿态发出命令信号的姿控计算机，用于执行姿控 计算机发出的命令的姿态控制执行单元； 所述姿态敏感单元包含用于测量皮纳卫星在惯性系下的角速度的陀螺仪，用于测量卫 星本体坐标系下地磁场矢量的磁强计，用于测量卫星本体坐标系下太阳矢量的太阳敏感 器，用于测量皮纳卫星的位置信息的卫星导航接收机，所述姿控计算机的四个输入端分别 对应电连接所述陀螺仪的输出端、卫星导航接收机的输出端、磁强计的输出端、太阳敏感器 的输出端； 所述姿态控制执行单元包含磁力矩器驱动单元，用于完成对皮纳卫星实时姿态控制的 磁力矩器，所述姿控计算机的输出端电连接磁力矩器驱动单元的输入端，所述磁力矩器驱 动单元的输出端电连接磁力矩器的控制端。2. 如权利要求1所述的一种皮纳卫星的模块化姿态确定与控制装置，其特征在于:所述 姿态敏感单元还包含温度传感器和模拟量电流传感器，所述温度传感器的输出端和模拟量 电流传感器的输出端对应电连接所述姿控计算机的两个输入端。3. 如权利要求1或2所述的一种皮纳卫星的模块化姿态确定与控制装置，其特征在于： 所述姿态敏感单元、姿控计算机和姿态控制执行单元设置在外壳（1)内，所述外壳（1)的底 部设置为开口状，所述外壳（1)的下底面设置有向外延伸的折弯面(2)，所述折弯面(2)上设 置有多个通孔，所述外壳(1)的侧壁上设置有供电接口（3)。4. 如权利要求3所述的一种皮纳卫星的模块化姿态确定与控制装置，其特征在于:所述 外壳（1)内还设置有5V升压模块和3.3V稳压模块，所述供电接口与5V升压模块电连接，所述 3.3V稳压模块与5V升压模块电连接。5. 如权利要求3所述的一种皮纳卫星的模块化姿态确定与控制装置，其特征在于:所述 供电接口为J30J-9ZKW-J接口，所述磁力矩器为三轴磁力矩器;所述姿控计算机采用单片微 型计算机。6. -种皮纳卫星的姿态确定与控制方法，基于权利要求1至5所述的一种皮纳卫星的模 块化姿态确定与控制装置，其特征在于:包括以下步骤， 步骤一，定义卫星本体坐标系为Obxyz，参考坐标系为轨道坐标系Ooxyz，太阳矢量和地 磁场矢量在0〇xyz中分别为Si、S2,太阳矢量和地磁场矢量在Obxyz中分别为si's2% 步骤二，皮纳卫星进入任务设定轨道后，在姿控计算机内预存有皮纳卫星的旋转角度 的设置阈值A w，陀螺仪实时测量皮纳卫星的旋转角度w，旋转角度w大于姿控计算机内的设 置阈值A w，启动姿态消旋控制对皮纳卫星进行消旋处理，直至旋转角度w小于等于姿控计 算机内的设置阈值A w后，进入姿态确定和姿态捕获控制的循环阶段。7. 如权利要求6所述的一种皮纳卫星的姿态确定与控制方法，其特征在于:所述消旋处 理通过B-dot方法对皮纳卫星进行速率阻尼， B-dot方法的计算式为：式中，Mb为卫星输出磁矩， K为消旋控制率， Bb为地磁场矢量在卫星本体坐标系中的投影，通过磁强计测量得到， 毛为Bb的变化率， 贝1J，磁力矩器输出消旋力矩对皮纳卫星进行消旋处理，磁力矩器输出的消旋力矩f为： a 乂 Bh〇8. 如权利要求6所述的一种皮纳卫星的姿态确定与控制方法，其特征在于:所述姿态确 定的过程为： 设S3 = S1 X S2，S3*=S1*X S2*;令S1、S2、S3三个矢量组成矩阵S的三列 S-(si S2 S3)，Acr^为轨道坐标系到本体坐标系的姿态旋转矩阵， s、f不共线，矩阵s可逆，Ah = s^V1， 根据姿态动力学中姿态旋转矩阵Ac^b与欧拉角的转换关系反推欧拉角的值为：式中，a21代表姿态旋转矩阵Ad当中2行1列的元素，an代表姿态旋转矩阵Ac^b当中1行1 列的元素，a31代表姿态旋转矩阵Ac^b当中3行1列的元素 a32代表姿态旋转矩阵Ac^b当中3行2 列的元素，a33代表姿态旋转矩阵Ah当中3行3列的元素;从而完成姿态确定。9. 如权利要求8所述的一种皮纳卫星的姿态确定与控制方法，其特征在于:所述姿态捕 获控制采用ro控制， 设期望磁控力矩T。：式中:KP为比例参数， Kd为微分参数， Θ为余仰角，9 = 90° -δ，δ为卫星的赤炜； 殄为余仰角速度， 期望磁控力矩Tc的三轴分量为?νχ、?^、?νζ，将期望磁控力矩T c的三轴分量Tc^Tc^Tcz大 小按照顺序排列有如下六种排列方式： TCX > Tcy > TCZ、TCX > TCZ > Tcy、Tcy > TCX > TCZ、Tcy > TCZ > TCX、TCZ > TCX > Tcy、TCZ > Tcy > TCX， 通过公式Tc = cr〇SS(M，Bb)，在不同排列方式下可以分别解得一组卫星输出磁矩M(i): M(i) = [mxi、myi、mzi]， 其中，i = l、2、3、4、5、6， mxi为卫星输出磁矩M(i)在卫星本体坐标系中x轴上的分量， myi为卫星输出磁矩M(i)在卫星本体坐标系中y轴上的分量， mzi为卫星输出磁矩M(i)在卫星本体坐标系中z轴上的分量， 则：Tb(i)=M(i)XBb， 式中，Tb(i)为每一种可能性下的实际能输出的力矩； 设dis(i)= | |Tc|-|Tb(i) | |， 使得di s (i)最小的卫星输出磁矩M( i)为最优卫星输出磁矩Μ， 贝1J，磁力矩器输出姿态捕获控制力矩对皮纳卫星进行姿态捕获控制处理，磁力矩器输 出的姿态捕获控制力矩Tb为： Tb = cross(M,B/ b),