本发明属于卫星，具体涉及一种卫星磁控对日定向方法。
背景技术：
1、近地轨道微小卫星常用磁力矩器作为执行机构进行姿态控制。仅使用磁力矩器执行机构实现卫星对日定向控制方法，不需要飞轮等其他执行机构就能满足卫星对日能源获取的需求，是微小卫星常用的控制方式。尤其常在卫星初始对日捕获以及出现姿态异常后的安全模式中使用，是微小卫星姿态控制系统低功耗运行的关键。
2、常用的磁控对日定向方法通常假设卫星本体坐标系与惯性主轴一致，文献“joseph shoer,leena singh,timothy henderson,conical scanning approach for sunpointing on the cygnss microsatellite[c],2015ieee aerospace conference,aero2015,v2015,p1-6”仅用磁力矩器作为执行机构设计了卫星对日定向控制，卫星绕惯性主轴转动并使其对日定向。文献“huaizu you,ying-wen jan,jih-run tsai,sun pointingattitude control with magnetic torquers only[c],aiaa 57th internationalastronautical congress,iac 2006,v6,p4101-4106”设计了纯磁控对日定向方法，对日定向轴为卫星惯性主轴。
3、现有的卫星纯磁控对日定向方法通常设卫星本体坐标系与惯性主轴一致，即惯性积为零，这种情况下能够实现卫星本体某一轴对日定向。但是当卫星本体坐标系与惯性主轴不一致，惯性积较大的情况下，对日指向偏差将增大，或者无法完成本体轴的对日定向。
技术实现思路
1、为了克服现有技术的不足，本发明提供了一种卫星磁控对日定向方法，首先计算卫星本体坐标系到惯性主轴坐标系的转换矩阵；然后计算卫星期望角速度与磁力矩器期望输出控制力矩；最终计算磁力矩器输出磁矩；本发明能够在仅使用磁力矩器作为执行机构的情况下，完成具有较大惯性积卫星的对日定向控制，提高了控制系统对不同惯性矩阵的适应能力。
2、本发明解决其技术问题所采用的技术方案如下：
3、步骤1：计算卫星本体坐标系到惯性主轴坐标系的转换矩阵；
4、根据卫星本体坐标系中的惯性矩阵，计算卫星本体坐标系与惯性主轴坐标系的转换矩阵
5、步骤2：计算卫星期望角速度与磁力矩器期望输出控制力矩；
6、根据卫星定向要求，选定与本体需要对日的轴夹角最小的惯性主轴作为对日定向轴，计算卫星期望的角速度与磁力矩器期望控制力矩；
7、步骤3：计算磁力矩器输出磁矩；
8、计算本体坐标系中三轴磁力矩器输出磁矩。
9、进一步地，所述步骤1具体为：
10、步骤1-1：设卫星本体坐标系中的惯性矩阵ib为：
11、
12、其中，ix，iy，iz分别表示卫星对坐标轴x，y，z的转动惯量；ixy，ixz，iyz分别表示卫星对坐标轴x和y，坐标轴x和z，坐标轴y和z的惯性积；
13、步骤1-2：求惯性矩阵的特征值与特征向量：
14、(λie-ib)ei＝0 i＝1,2,3 (2)
15、其中λi为特征值，e为3×3阶单位矩阵，ei为特征向量。
16、步骤1-3：三个特征向量中与卫星本体xb夹角最小的记为e1，与卫星本体yb夹角最小的记为e2，与卫星本体zb夹角最小的记为e3；则卫星本体坐标系到惯性主轴坐标系的转换矩阵egb为：
17、
18、卫星惯性主轴坐标系中的惯性矩阵ig为：
19、
20、惯性矩阵的特征值即为主转动惯量，特征向量即为惯性主轴方向。
21、进一步地，所述步骤2具体为：
22、步骤2-1：设卫星本体需要对日的轴为xb，则选择与xb夹角最小的惯性主轴e1进行对日定向；
23、步骤2-2：计算本体坐标系中期望角速度矢量ωc为：
24、
25、其中vc表示期望角速度标量:；
26、计算太阳方向矢量在惯性主轴坐标系中的矢量：
27、
28、其中sg为惯性主轴坐标系中太阳方向矢量，sb为本体坐标系中太阳方向矢量，sgx、sgy、sgz为卫星惯性主轴坐标系中太阳方向矢量的三个分量；
29、步骤2-3：期望输出控制力矩如下：
30、
31、其中tc为期望控制力矩矢量，ωbi为卫星相对惯性角速度在本体坐标系中的矢量，kv、ks为控制系数，ωmax为控制律切换的角速度阈值。
32、进一步地，所述步骤3具体为：
33、步骤3-1：根据以上期望力矩，计算磁力矩器期望输出磁矩矢量m：
34、
35、其中bb为本体坐标系中磁场矢量；
36、步骤3-2：考虑磁力矩器输出受限，实际输出磁矩矢量m′与期望输出磁矩矢量m三轴分量关系如下：
37、
38、其中mx为期望输出磁矩矢量m的x轴分量，mx′为实际输出磁矩矢量m′的x轴分量，mmax为磁力矩器输出最大磁矩；
39、同理可得，y轴和z轴分量。
40、本发明的有益效果如下：
41、本发明将与本体需要对日的轴夹角最小的卫星惯性主轴对日，实现卫星稳定的指向控制。
42、(1)本体坐标系中惯性积较大的情况下，能够避免卫星姿态大范围摆动，实现姿态稳定对日。
43、(2)将与本体需要对日的轴夹角最小的卫星惯性主轴对日，兼顾了卫星绕惯性主轴稳定地对日定向，以及卫星本体轴对日获取能源的需求。
1.一种卫星磁控对日定向方法，其特征在于，包括如下步骤：
2.根据权利要求1所述的一种卫星磁控对日定向方法，其特征在于，所述步骤1具体为：
3.根据权利要求2所述的一种卫星磁控对日定向方法，其特征在于，所述步骤2具体为：
4.根据权利要求3所述的一种卫星磁控对日定向方法，其特征在于，所述步骤3具体为：
