1.本发明涉及航天器姿态控制技术领域，是一种用于卫星快速侧摆机动的飞轮构型与大力矩飞轮接入退出方法、装置、计算机设备和存储介质。
背景技术：
2.为了提高光学卫星多目标成像能力，提高卫星控制能力即快速机动能力是有效方法。在卫星控制系统设计时多采用多控制力矩陀螺方案，但是控制力矩陀螺成本高、系统构成复杂、控制方法复杂、失效率高。随着大力矩飞轮技术逐渐成熟，加装大力矩飞轮的异构飞轮构型可提供卫星更强的机动能力，而避免采用多控制力矩陀螺带来的一系列问题。
技术实现要素：
3.本发明为了提高卫星快速侧摆(即绕卫星x轴转动)机动能力。
4.本发明提供了一种用于卫星快速侧摆机动的飞轮构型与大力矩飞轮接入退出方法、装置、计算机设备和存储介质，本发明提供了以下技术方案：
5.一种用于卫星快速侧摆机动的飞轮构型与大力矩飞轮接入退出方法，包括以下步骤：
6.步骤1：建立用于卫星快速侧摆机动的飞轮异构构型；
7.步骤2：根据飞轮异构构型，确定大力矩飞轮接入策略；
8.步骤3：根据飞轮异构构型，确定大力矩飞轮退出策略。
9.优选地，所述步骤1具体为：
10.建立用于卫星快速侧摆机动的飞轮异构构型：即“3+1s+1x”异构飞轮；所述飞轮异构构型包括3个常规角动量与力矩飞轮，1个常规角动量于力矩飞轮，1个大力矩飞轮；
11.分别通过flx、fly和flz标识个常规角动量与力矩飞轮，通过fls标识1个常规角动量于力矩飞轮，通过1个常规角动量于力矩飞轮fls作为flx、fly、flz的冗余备份，通过flhx标识1个大力矩飞轮，通过大力矩飞轮flhx用于侧摆快速机动控制。
12.优选地，fls飞轮角动量方向与xyz三轴的夹角绝对值为57.3度。
13.优选地，flx、fly、flz飞轮角动量方向分别与卫星坐标系x、y、z方向平行。
14.优选地，flhx大力矩飞轮角动量方向与卫星坐标系x轴平行。
15.优选地，所述步骤2具体为：当卫星执行快速机动任务即fastmission标志为true时，同时判断接入允许标志flhxisin，当flhxisin为true时，大力矩飞轮接入系统，接受控制系统分配的控制力矩；
16.当标志fastmission为false或flhxisin为false时，大力矩飞轮不接入系统，由flx、fly、flz、fls飞轮实现卫星姿态控制。
17.优选地，所述步骤3具体为：
18.当卫星完成姿态快速机动回到非快速业务模式，姿态稳定即姿态误差atterror绝
对值小于0.05度时，向大力矩飞轮发送不大于flx最大力矩tx的1/2的控制力矩thx，力矩方向为大力矩飞轮减速方向；
19.当大力矩飞轮转速speedflhx绝对值小于时thx*dt**2时，大力矩飞轮力矩设置为0，并关机。
20.一种用于卫星快速侧摆机动的飞轮构型与大力矩飞轮接入退出装置，所述装置包括：
21.异构构建模块：所述异构构建模块用于建立用于卫星快速侧摆机动的飞轮异构构型；
22.大力飞轮接入策略控制模块：所述大力飞轮接入策略控制模块根据飞轮异构构型，确定大力矩飞轮接入策略；
23.大力矩飞轮退出策略控制模块：所述大力矩飞轮退出策略控制模块根据飞轮异构构型，确定大力矩飞轮退出策略。
24.一种计算机设备，包括存储器和处理器，所述存储器存储有计算机程序，所述处理器执行所述计算机程序时步骤1-步骤3中任一项所述方法的步骤。
25.一种计算机可读存储介质，所述介质上存储有计算机程序，所述计算机程序被处理器执行时实现步骤1-步骤3中任一项所述的方法的步骤。
26.本发明具有以下有益效果：
27.本发明采用的异构飞轮构型简单、易实现、成本低，对于光学卫星侧摆方向快速机动能力提升显著。大力矩飞轮接入退出策略简洁、清晰易于工程实现。
附图说明
28.图1为异构飞轮构型示意图；
29.图2为大力矩飞轮接入流程图；
30.图3为大力矩飞轮退出流程图。
具体实施方式
31.为了使本技术的目的、技术方案及优点更加清楚明白，以下结合附图及实施例，对本技术进行进一步详细说明。应当理解，此处描述的具体实施例仅仅用以解释本技术，并不用于限定本技术。
32.以下结合具体实施例，对本发明进行了详细说明。
33.具体实施例一：
34.根据图1-图3所示，本发明提供一种用于卫星快速侧摆机动的飞轮构型与大力矩飞轮接入退出方法，包括以下步骤：
35.步骤1：建立用于卫星快速侧摆机动的飞轮异构构型；
36.步骤2：根据飞轮异构构型，确定大力矩飞轮接入策略；
37.步骤3：根据飞轮异构构型，确定大力矩飞轮退出策略。
38.具体实施例二：
39.本技术实施例二与实施例一的区别仅在于：
40.所述步骤1具体为：
41.建立用于卫星快速侧摆机动的飞轮异构构型：即“3+1s+1x”异构飞轮；所述飞轮异构构型包括3个常规角动量与力矩飞轮，1个常规角动量于力矩飞轮，1个大力矩飞轮；
42.分别通过flx、fly和flz标识个常规角动量与力矩飞轮，通过fls标识1个常规角动量于力矩飞轮，通过1个常规角动量于力矩飞轮fls作为flx、fly、flz的冗余备份，通过flhx标识1个大力矩飞轮，通过大力矩飞轮flhx用于侧摆快速机动控制。
43.具体实施例三：
44.本技术实施例三与实施例二的区别仅在于：
45.fls飞轮角动量方向与xyz三轴的夹角绝对值为57.3度。
46.具体实施例四：
47.本技术实施例四与实施例三的区别仅在于：
48.flx、fly、flz飞轮角动量方向分别与卫星坐标系x、y、z方向平行。
49.具体实施例五：
50.本技术实施例五与实施例四的区别仅在于：
51.flhx大力矩飞轮角动量方向与卫星坐标系x轴平行。
52.具体实施例六：
53.本技术实施例六与实施例五的区别仅在于：
54.所述步骤2具体为：当卫星执行快速机动任务即fastmission标志为true时，同时判断接入允许标志flhxisin，当flhxisin为true时，大力矩飞轮接入系统，接受控制系统分配的控制力矩；
55.当标志fastmission为false或flhxisin为false时，大力矩飞轮不接入系统，由flx、fly、flz、fls飞轮实现卫星姿态控制。
56.具体实施例七：
57.本技术实施例七与实施例六的区别仅在于：
58.所述步骤3具体为：
59.当卫星完成姿态快速机动回到非快速业务模式，姿态稳定即姿态误差atterror绝对值小于0.05度时，向大力矩飞轮发送不大于flx最大力矩tx的1/2的控制力矩thx，力矩方向为大力矩飞轮减速方向；
60.当大力矩飞轮转速speedflhx绝对值小于时thx*dt**2时，大力矩飞轮力矩设置为0，并关机。
61.具体实施例八：
62.本技术实施例八与实施例七的区别仅在于：
63.本发明提供一种用于卫星快速侧摆机动的飞轮构型与大力矩飞轮接入退出装置，所述装置包括：
64.异构构建模块：所述异构构建模块用于建立用于卫星快速侧摆机动的飞轮异构构型；
65.大力飞轮接入策略控制模块：所述大力飞轮接入策略控制模块根据飞轮异构构型，确定大力矩飞轮接入策略；
66.大力矩飞轮退出策略控制模块：所述大力矩飞轮退出策略控制模块根据飞轮异构构型，确定大力矩飞轮退出策略。
67.具体实施例九：
68.本技术实施例九与实施例八的区别仅在于：
69.本发明提供一种计算机设备，包括存储器和处理器，所述存储器存储有计算机程序，所述处理器执行所述计算机程序时步骤1-步骤3中任一项所述方法的步骤。
70.具体实施例十：
71.本技术实施例十与实施例九的区别仅在于：
72.本发明提供一种计算机可读存储介质，所述介质上存储有计算机程序，所述计算机程序被处理器执行时实现步骤1-步骤3中任一项所述的方法的步骤。
73.以上所述仅是一种用于卫星快速侧摆机动的飞轮构型与大力矩飞轮接入退出方法、装置、计算机设备和存储介质的优选实施方式，一种用于卫星快速侧摆机动的飞轮构型与大力矩飞轮接入退出方法、装置、计算机设备和存储介质的保护范围并不仅局限于上述实施例，凡属于该思路下的技术方案均属于本发明的保护范围。应当指出，对于本领域的技术人员来说，在不脱离本发明原理前提下的若干改进和变化，这些改进和变化也应视为本发明的保护范围。