[0001] 本发明涉及卫星姿态控制技术领域，尤其涉及一种卫星姿态控制方法、系统、电子设备和存储介质。

[0002] 卫星的姿态控制包括姿态确定、姿态稳定控制和姿态机动控制。姿态确定是研究卫星相对于某参考基准的方位或指向，进而获取姿态角参数，其精度取决于姿态敏感器和
姿态确定算法的精度。姿态稳定控制是使卫星的姿态保持在预期指定方向和指定值上，姿
态机动控制是使卫星从一个姿态过渡到另一个姿态的再定向过程。

[0003] 通信卫星入轨后首先经历速率阻尼、帆板展开、姿态捕获等姿态控制过程，然后稳定运行在整星姿态对地定向模式下开展通信载荷工作，提供通信业务服务。

[0004] 低轨通信卫星常携带双翼双轴大面积太阳帆板，运行于倾斜或极轨轨道，卫星在轨运行期间，为保证星上能源供应，通过二维驱动机构驱动太阳帆板转动实现帆板法线对
日。太阳帆板驱动装置(SADA，solar array drive assembly)为复杂机电设备，通过接收指
令输出控制力矩驱动太阳帆板转动。双自由度太阳帆板驱动机构在两个自由度的方向上都
设置有检测装置和驱动装置，第二个自由度由独立的电机控制，可以实现与卫星本体分开
机动的功能。

[0005] 作为经典的姿态控制方法，PID控制为一种精确和具有先进性的控制规律。基于自动控制原理进行分析与设计，PID控制器设计时可以考虑系统动态特性和带宽等因素，并通
过幅值裕度和相位裕度反映系统的鲁棒性能，因此至今仍为绝大多数的三轴稳定航天器所
采用。

[0006] 携带双翼双轴大面积太阳帆板的通信卫星在整星姿态对地定向模式，双轴SADA按照预定的运动规律进行运动，帆板运动导致整星动力学特性表现为姿态动力学特性复杂、
惯量时变、气动力矩、重力梯度力矩、剩磁力矩等环境干扰力矩时变，在帆板运动包络范围
内变化较大，对整星姿态稳定控制精度及控制鲁棒性影响较大。

[0007] 携带双翼双轴大面积太阳帆板的通信卫星在采用PID控制器时，为确保帆板运动导致整星惯量、干扰力矩等大幅变化时的姿态稳定，姿态稳定控制工程设计难度较大，如何
进行PID参数设计及选取目前研究及工程实施较少。

[0040] 以下对本发明的原理和特征进行描述，所举实例只用于解释本发明，并非用于限定本发明的范围。

[0041] 下面以具体实施例对本发明的技术方案以及本发明的技术方案如何解决上述技术问题进行详细说明。下面这几个具体的实施例可以相互结合，对于相同或相似的概念或
过程可能在某些实施例中不再赘述。下面将结合附图，对本发明的实施例进行描述。

[0042] 如图1所示，本发明实施例的一种卫星姿态控制方法，包括如下步骤：

[0043] S1、获取卫星的太阳帆板驱动装置中的所有转动机构在每个角位置组合时，卫星在卫星质心本体坐标系下的惯量参数组合；

[0044] 其中，太阳帆板驱动装置包括三个依次排列设置的转动机构，位于中间的转动机构的旋转轴与位于两边的转动机构的旋转轴垂直，位于两边的转动机构分别连接一个太阳
帆板，每个太阳帆板上设置一个太阳敏感器，具体地：

[0045] 根据卫星的太阳帆板展开状态，为每个太阳帆板分别配置一个转动机构，卫星包括两个太阳帆板，分别记为第一太阳帆板和第二太阳帆板，为第一太阳帆板配置的转动机
构记为B1，为第二太阳帆板配置的转动机构记为B2，B1和B2之间设置一个转动机构，记为A，B1、A和B2依次排列设置，图2中的立方体用于表示卫星本体，卫星本体为：卫星除太阳帆板
以及连接太阳帆板的结构所剩余的部分，以卫星本体的质心作为原点，建立卫星质心本体
坐标系：O‑X‑Y‑Z，当两个太阳帆板均展开后，太阳帆板的电池片的法线与卫星质心本体坐标系的Z轴负方向一致，定义此时的B1的位置为B1的零位位置，定义此时的B2的位置为B2的
零位位置，定义此时的A的位置为A的零位位置，当B1、B2和A均处于相应的零位位置时，B1的旋转轴的正方向与卫星质心本体坐标系的X轴负方向一致，B2的旋转轴的正方向与卫星质
心本体坐标系的X轴正方向一致，A的旋转轴的正方向与卫星质心本体坐标系的Y轴正方向
一致。

[0046] B1、B2和A的内部均采用步进电机，B1用于：通过步进电机驱动第一太阳帆板绕B1的旋转轴旋转，B2用于：通过步进电机驱动第二太阳帆板绕B2的旋转轴旋转，A用于：通过步进电机驱动第一太阳帆板和第二太阳帆板同时绕A的旋转轴旋转，在该过程中，均用右手定
则判定第一太阳帆板和第二太阳帆板的旋转方向。

[0047] 其中，B1、B2和A通过遥测返回状态信息，状态信息包括角度测量信息以及转动机构的状态是否正常等，而且，B1、B2和A能够接收指令，以实现“按照设定的速度进行运动”、“按照设定的角度位置进行运动”和“运动到设定位置后处于保持状态”等功能。

[0048] B1、B2和A均支持速度优先运动模式、位置优先运动模式和位置保持模式，速度优先运动模式为：设置运动机构运动角速度按照设置的角速度大小及方向进行运动；位置优
先运动模式为：同时设置运动机构的运动位置和运动速度，转动机构按照设定的速度运动
到设定的位置，其中设定的运动速度只设定速度大小，运动方向由转动机构内部按照路径
最短原则进行判断；位置保持模式为驱动机构保持当前位置不动。

[0049] 其中，A能够进行360°连续旋转，B1、B2能够在设定的运动范围内运动，运动范围参数设置根据Beta角和星体遮挡综合确定。B1、B2在综合确定的运动范围外设计机械限位机
构。

[0050] 在第一太阳帆板和第二太阳帆板的电池片的法线正方向的一侧各自布局一个太阳敏感器，太阳敏感器为金字塔构型，在第一太阳帆板设置的太阳敏感器记为第一太阳敏
感器，在第二太阳帆板设置的太阳敏感器记为第二太阳敏感器，布局位置如图3所示。第一
太阳敏感器和第二太阳敏感器的视场范围为：‑90°～+90°，第一太阳敏感器和第二太阳敏
感器以本身设置的太阳敏感器测量坐标系进行太阳矢量信息的采集，也可重新设置太阳敏
感器测量坐标系，在卫星质心本体坐标系的X轴负方向配置电推进推力器。

[0051] 太阳进入第一太阳敏感器和第二太阳敏感器的视场范围内时，能够得到太阳矢量信息，若太阳未进入第一太阳敏感器和第二太阳敏感器的视场范围内时，得到的太阳矢量
信息为零矢量。

[0052] 其中，每个角位置组合分别对应一个惯量参数组合，一个角位置组合包括3个角位置，具体包括：B1的角位置、B2的角位置和A的角位置，一个惯量参数组合包括6个惯量参数，具体为：Jxx、Jyy、Jzz、Jxy、Jxz和Jyz，Jxx表示：星体绕质心本体坐标系X轴的转动惯量，Jyy表示星体绕质心本体坐标系Y轴的转动惯量，Jzz表示星体绕质心本体坐标系Z轴的转动惯
量，Jxy表示星体关于质心本体坐标系OXY平面的惯性积，Jxz表示表示星体关于质心本体坐
标系OXZ平面的惯性积，Jyz表示表示星体关于质心本体坐标系OYZ平面的惯性积，惯量参数
的单位为Kg*m*m。

[0053] S1的具体实现过程如下：

[0054] S10、A采用360度连续旋转控制，设定A的角位置的运动量程为：‑180°至+180°，B1和B2均采用阶梯步进控制策略，设定阶梯步进控制策略的步长为0.5°，也可根据实际情况
设置为其它值，B1的角位置(单位：度)的集合为：B1_1、B1_2、B1_3……B1_n，其中，n为B1的角位置的数量，B1_2‑B1_1＝0.5°，B1_3‑B1_2＝0.5°……B1_n‑B1_n‑1＝0.5°，B2的角位置(单位：度)组合为：‑B1_1、‑B1_2、‑B1_3……‑B1_n。

[0055] S11、当B1的角位置为B1_1时，B2的角位置为‑B1_1，以步长为0.1°，遍历A的角位置的运动量程：‑180°～+180°，得到多个角位置组合，直至遍历所有的B1的角位置和B2的角位置，得到S1提到的所有角位置组合，分别记为第1个角位置组合、第2个角位置组合，直至第3601*n个角位置组合，具体见表1中的角位置组合的序号。

[0056] S12、计算每个角位置组合分别对应的惯量参数组合，具体可利用三维绘图软件实现，例如solidworks等。

[0057] 其中，将第1个角位置组合对应的惯量参数组记为第1个惯量参数组合，将第2个角位置组合对应的惯量参数组记为第2个惯量参数组合，直至将第3601*n个角位置组合对应
的惯量参数组记为第3601*n个惯量参数组合，具体见表1和表2。

[0058] 表1：

[0059]

[0060]

[0061] 表2：

[0062]

[0063]

[0064] S2、计算每个惯量参数组合对应的PID参数组合，具体地：

[0065] 在卫星姿态控制精度指标的约束下，利用PID闭环控制方法，并采用频域设计法遍历每个角位置组合，计算每个惯量参数组合对应的PID参数组合。

[0066] 其中，卫星姿态控制精度指标指：卫星任务对姿态稳定控制幅频特性和相频特性要求，也可根据实际情况设置。

[0067] S2的具体实现过程如下：

[0068] 如表3所示，选取第m个惯量参数组合中的6个惯量参数：Jxxm、Jyym、Jzzm、Jxym、Jxzm和Jyzm，m＝1,2,3,4...3601×n，根据卫星姿态控制精度指标，使用频域分析设计法确定用于PID闭环控制的PID参数组合，将第m个惯量参数组合对应的PID参数组合记为第m个PID参
数组合，具体地：

[0069] 将第1个惯量参数组合对应的PID参数组合记为第1个PID参数组合，将第2个惯量参数组合对应的PID参数组合记为第2个PID参数组合，直至将第3601*n个惯量参数组合对
应的PID参数组合记为第3601*n个PID参数组合。

[0070] 第m个PID参数组合包括：Kpm、Kim和Kdm，Kpm表示第m个惯量参数组合对应的比例系数，Kim表示第m个惯量参数组合对应的积分系数，Kdm表示第m个惯量参数组合对应的微分系
数，遍历所有惯量参数组合，得到每个惯量参数组合对应的PID参数组合，如表3所示。

[0071] 表3：

[0072]

[0073]

[0074] 根据表1、表2和表3，得到角位置组合与PID参数组合之间的对应关系，如表4所示。

[0075] 表4：

[0076]

[0077]

[0078] S3、根据太阳帆板驱动装置中的所有转动机构的每个角位置组合，以及所有的PID参数组合，拟合出每个转动机构的角位置与所有PID参数之间的对应关系，该对应关系通过
如下表达式进行表征：

[0079]

[0080] 其中，Ang_A表示A的角位置；y_kpm表示：当B1的角位置为B1_m和B2的角位置为‑B1_m时，根据A的角位置Ang_A所计算得到的比例系数，其中，B1_m和‑B1_m从第m个角位置组合中得到；y_kim为：当B1的角位置为B1_m和B2的角位置为‑B1_m时，根据A的角位置Ang_A所计算得到的积分系数；y_kdm为：当B1的角位置为B1_m和B2的角位置为‑B1_m时，根据A的角
位置Ang_A所计算得到的微分系数；a4_m、a3_m、a2_m、a1_m、a0_m、b4_m、b3_m、b2_m、b1_m、b0_m、c4_m、c3_m、c2_m、c1_m和c0_m均为系数。

[0081] a4_m、a3_m、a2_m、a1_m、a0_m、b4_m、b3_m、b2_m、b1_m、b0_m、c4_m、c3_m、c2_m、c1_m和c0_m的具体获取过程如下：

[0082] ①a4_m、a3_m、a2_m、a1_m和a0_m的获取过程如下：

[0083] 当B1的角位置为B1_m和B2的角位置为‑B1_m时，从表4中读取Ang_A在运动量程内的不同值，以及不同的角位置组合对应的PID参数组合中的比例系数，可得：

[0084]

[0085] 记为：Y_Kp_m＝MatA*Wa_m，其中，

[0086] 采用最小二乘法进行拟合，得到：Wa_m＝(MatAT*MatA)‑1*MatAT*Y_Kp_m，根据Wa_m＝T ‑1 T(MatA*MatA) *MatA*Y_Kp_m，计算得到a4_m、a3_m、a2_m、a1_m和a0_m。

[0087] ②b4_m、b3_m、b2_m、b1_m和b0_m的获取过程如下：

[0088] 当B1的角位置为B1_m和B2的角位置为‑B1_m时，从表4中读取Ang_A在运动量程内的不同值，以及不同的角位置组合对应的PID参数组合中的积分系数，可得：

[0089]

[0090] 记为：Y_Ki_m＝MatB*Wb_m，其中， MatB＝MatA。

[0091] 采用最小二乘法进行拟合，得到：Wb_m＝(MatBT*MatB)‑1*MatBT*Y_Ki_m，根据Wb_m＝T ‑1 T(MatB*MatB) *MatB*Y_Ki_m能够计算得到b4_m、b3_m、b2_m、b1_m和b0_m。

[0092] ③c4_m、c3_m、c2_m、c1_m和c0_m的获取过程如下：

[0093] 当B1的角位置为B1_m和B2的角位置为‑B1_m时，从表4中读取Ang_A在运动量程内的不同值，以及不同的角位置组合对应的PID参数组合中的积分系数，可得：

[0094]

[0095] 记为：Y_Kd_m＝MatC*Wc_m，其中， MatC＝MatA。

[0096] 采用最小二乘法进行拟合，得到：Wc_m＝(MatCT*MatC)‑1*MatCT*Y_Kd_m，根据Wc_m＝T ‑1 T(MatC*MatC) *MatC*Y_Kd_m，能够计算得到c4_m、c3_m、c2_m、c1_m和c0_m。

[0097] 遍历每个角位置组合，计算卫星质心本体坐标系的X轴的闭环控制PID参数拟合系数，X轴的闭环控制PID参数拟合系数包括：卫星质心本体坐标系的X轴的比例系数拟合系
数、卫星质心本体坐标系的X轴的比例系数拟合系数和卫星质心本体坐标系的X轴的比例系
数拟合系数，具体计算得到每个角位置组合的B1的角位置和B2的角位置与卫星质心本体坐
标系的X轴的比例系数拟合系数、卫星质心本体坐标系的X轴的比例系数拟合系数和卫星质
心本体坐标系的X轴的比例系数拟合系数之间的对应关系，将第m个角位置组合对应的卫星
质心本体坐标系的X轴的比例系数拟合系数记为Wax_m，将第m个角位置组合对应的卫星质心
本体坐标系的X轴的积分系数拟合系数记为Wbx_m，将第m个角位置组合对应的卫星质心本体
坐标系的X轴的微分系数拟合系数记为Wcx_m，如表5所示。

[0098] 表5：

[0099]

[0100] 遍历每个角位置组合，计算卫星质心本体坐标系的Y轴的闭环控制PID参数拟合系数，Y轴的闭环控制PID参数拟合系数包括：卫星质心本体坐标系的Y轴的比例系数拟合系
数、卫星质心本体坐标系的Y轴的比例系数拟合系数和卫星质心本体坐标系的Y轴的比例系
数拟合系数，具体计算得到每个角位置组合的B1的角位置和B2的角位置与卫星质心本体坐
标系的Y轴的比例系数拟合系数、卫星质心本体坐标系的Y轴的比例系数拟合系数和卫星质
心本体坐标系的Y轴的比例系数拟合系数之间的对应关系，将第m个角位置组合对应的卫星
质心本体坐标系的Y轴的比例系数拟合系数记为Way_m，将第m个角位置组合对应的卫星质心
本体坐标系的Y轴的积分系数拟合系数记为Wby_m，将第m个角位置组合对应的卫星质心本体
坐标系的Y轴的微分系数拟合系数记为Wcy_m，如表6所示。

[0101] 表6：

[0102]

[0103] 遍历每个角位置组合，计算卫星质心本体坐标系的Z轴的闭环控制PID参数拟合系数，Z轴的闭环控制PID参数拟合系数包括：卫星质心本体坐标系的Z轴的比例系数拟合系
数、卫星质心本体坐标系的Z轴的比例系数拟合系数和卫星质心本体坐标系的Z轴的比例系
数拟合系数，具体计算得到每个角位置组合的B1的角位置和B2的角位置与卫星质心本体坐
标系的Z轴的比例系数拟合系数、卫星质心本体坐标系的Z轴的比例系数拟合系数和卫星质
心本体坐标系的Z轴的比例系数拟合系数之间的对应关系，将第m个角位置组合对应的卫星
质心本体坐标系的Z轴的比例系数拟合系数记为Waz_m，将第m个角位置组合对应的卫星质心
本体坐标系的Z轴的积分系数拟合系数记为Wbz_m，将第m个角位置组合对应的卫星质心本体
坐标系的Z轴的微分系数拟合系数记为Wcz_m,如表7所示。

[0104] 表7：

[0105]

[0106] S4、利用关联对应关系的PID控制律，计算卫星从当前姿态调整至最终期望姿态的期望控制力矩，控制卫星的执行机构输出期望控制力矩，具体地：

[0107] S40、从太阳帆板驱动装置的遥测数据中，获取A在当前时刻的角位置Ang_Pos_A、B1在当前时刻的角位置Ang_Pos_B1和B1在当前时刻的角位置Ang_Pos_B2；

[0108] S41、根据B1在当前时刻的角位置Ang_Pos_B1，遍历搜索B1_1、B1_2、B1_3、B1_4…、B1_n‑2、B1_n‑1和B1_n，确定Ang_Pos_B1的位置区间，即B1_k≤Ang_Pos_B1＜B1_k+1，k为正整数，取值范围为：1至n。

[0109] S42、从表5中获取当前时刻的卫星质心本体坐标系的X轴的闭环控制PID参数拟合系数：Wax_k、Wbx_k、Wcx_k，当前时刻的卫星质心本体坐标系的X轴的PID参数包括kpx、kix和kdx，如下：

[0110] kpx＝Wax_k(1)*(Ang_Pos_A)4+Wax_k(2)*(Ang_Pos_A)3+Wax_k(3)*(Ang_Pos_A)2+Wax_k(4)*Ang_Pos_A+Wax_k(5)

[0111] kix＝Wbx_k(1)*(Ang_Pos_A)4+Wbx_k(2)*(Ang_Pos_A)3+Wbx_k(3)*(Ang_Pos_A)2+Wbx_k(4)*Ang_Pos_A+Wbx_k(5)

[0112] kdx＝Wcx_k(1)*Ang_Pos_A4+Wcx_k(2)*Ang_Pos_A3+Wcx_k(3)*Ang_Pos_A2

[0113] +Wcx_k(4)*Ang_Pos_A+Wcx_k(5)

[0114] S43、从表6中获取当前时刻的卫星质心本体坐标系的Y轴的闭环控制PID参数拟合系数：Way_k、Wby_k、Wcy_k，当前时刻的卫星质心本体坐标系的Y轴的PID参数包括kpy、kiy和kdy，如下：

[0115] kpy＝Way_k(1)*(Ang_Pos_A)4+Way_k(2)*(Ang_Pos_A)3+Way_k(3)*(Ang_Pos_A)2

[0116] +Way_k(4)*Ang_Pos_A+Way_k(5)

[0117] kiy＝Wby_k(1)*(Ang_Pos_A)4+Wby_k(2)*(Ang_Pos_A)3+Wby_k(3)*(Ang_Pos_A)2

[0118] +Wby_k(4)*Ang_Pos_A+Wby_k(5)

[0119] kdy＝Wcy_k(1)*(Ang_Pos_A)4+Wcy_k(2)*(Ang_Pos_A)3+Wcy_k(3)*(Ang_Pos_A)2

[0120] +Wcy_k(4)*Ang_Pos_A+Wcy_k(5)

[0121] S44、从表7中获取当前时刻的卫星质心本体坐标系的Z轴的闭环控制PID参数拟合系数：Waz_k、Wbz_k和Wcz_k，当前时刻的卫星质心本体坐标系的Z轴的PID参数包括kpz、kiz和kdz，如下：

[0122] kpz＝Waz_k(1)*(Ang_Pos_A)4+Waz_k(2)*(Ang_Pos_A)3+Waz_k(3)*(Ang_Pos_A)2

[0123] +Waz_k(4)*Ang_Pos_A+Waz_k(5)

[0124] kiz＝Wbz_k(1)*(Ang_Pos_A)4+Wbz_k(2)*(Ang_Pos_A)3+Wbz_k(3)*(Ang_Pos_A)2

[0125] +Wbz_k(4)*Ang_Pos_A+Wbz_k(5)

[0126] kdz＝Wcz_k(1)*(Ang_Pos_A)4+Wcz_k(2)*(Ang_Pos_A)3+Wcz_k(3)*(Ang_Pos_A)2

[0127] +Wcz_k(4)*Ang_Pos_A+Wcz_k(5)

[0128] S45、基于PID控制理论(PID控制律)，计算卫星从当前姿态调整至最终期望姿态的期望控制力矩MC，卫星从当前姿态调整至最终期望姿态的期望控制力矩包括：需要通过执
行机构产生的在卫星质心本体坐标系的X轴、Y轴和Z轴方向上的期望控制力矩，MC＝‑kD·Δ
ω‑kI*∫Δqdt‑kP·Δq，Δ ω为误差角速度，Δq为姿态角误差，kP为比例系数矩阵，kI为积分系数矩阵，kD为微分系数矩阵，kD、kP和kI均为对角阵，其中：

[0129]

[0130] 其中，执行机构可以选用飞轮，也可根据实际情况选取其他执行机构。

[0131] 可选地，在上述技术方案中，卫星为惯量时变的卫星，具体地，卫星为低轨通信卫星、高轨通信卫星或其他携带双轴SADA驱动太阳帆板的卫星。

[0132] 本发明采用经典PID控制理论，采用频域设计法进行固定惯量时的参数设计，对不同变量时的参数进行拟合，既能满足整星姿态稳定对幅频特性、相频特性的控制指标要求，
又能适应整星由于帆板转动惯量时变的特点，适用于携带大面积太阳帆板、少量推进剂的
低轨通信卫星姿态闭环稳定控制，闭环控制鲁棒性较高，工程实施可操作性强。

[0133] 在上述各实施例中，虽然对步骤进行了编号S1、S2等，但只是本发明给出的具体实施例，本领域的技术人员可根据实际情况调整S1、S2等的执行顺序，此也在本发明的保护范
围内，可以理解，在一些实施例中，可以包含如上述各实施方式中的部分或全部。

[0134] 如图3所示，本发明实施例的一种卫星姿态控制系统200，包括惯量参数组合获取模块200、PID参数组合计算模块201、拟合模块203和卫星姿态控制模块204；

[0135] 惯量参数组合获取模块201用于：获取卫星的太阳帆板驱动装置中的所有转动机构在每个角位置组合时，卫星在卫星质心本体坐标系下的惯量参数组合；

[0136] PID参数组合计算模块202用于：计算每个惯量参数组合对应的PID参数组合；

[0137] 拟合模块203用于：根据太阳帆板驱动装置中的所有转动机构的每个角位置组合，以及所有的PID参数组合，拟合出每个转动机构的角位置与所有PID参数之间的对应关系；

[0138] 卫星姿态控制模块204用于：利用关联对应关系的PID控制律，计算卫星从当前姿态调整至最终期望姿态的期望控制力矩，控制卫星的执行机构输出期望控制力矩。

[0139] 可选地，在上述技术方案中，PID参数组合计算模块201用于：

[0140] 在卫星姿态控制精度指标的约束下，利用PID闭环控制方法，并采用频域设计法遍历每个角位置组合，计算每个惯量参数组合对应的PID参数组合。

[0141] 可选地，在上述技术方案中，太阳帆板驱动装置包括三个依次排列设置的转动机构，位于中间的转动机构的旋转轴与位于两边的转动机构的旋转轴垂直，位于两边的转动
机构分别连接一个太阳帆板，每个太阳帆板上设置一个太阳敏感器。

[0142] 可选地，在上述技术方案中，卫星为惯量时变的卫星。

[0143] 需要说明的是，上述实施例提供的一种卫星姿态控制系统200的有益效果与上述一种卫星姿态控制方法的有益效果相同，在此不再赘述。此外，上述实施例提供的系统在实
现其功能时，仅以上述各功能模块的划分进行举例说明，实际应用中，可以根据需要而将上
述功能分配由不同的功能模块完成，即将系统根据实际情况划分成不同的功能模块，以完
成以上描述的全部或者部分功能。另外，上述实施例提供的系统与方法实施例属于同一构
思，其具体实现过程详见方法实施例，在此不再赘述。

[0144] 其中，本发明的卫星姿态控制系统，可以是运行于计算机设备中的一个计算机程序(包括程序代码)，例如，本发明的卫星姿态控制系统为一个应用软件，可以用于执行本发
明的卫星姿态控制方法中的相应步骤。

[0145] 在一些实施例中，本发明的卫星姿态控制系统，可以采用软硬件结合的方式实现，作为示例，本发明的卫星姿态控制系统可以是采用硬件译码处理器形式的处理器，其被编
程以执行本发明的卫星姿态控制方法，例如，硬件译码处理器形式的处理器可以采用一个
或多个应用专用集成电路(ASIC，Application Specific Integrated Circuit)、DSP、可编
程逻辑器件(PLD，Programmable Logic Device)、复杂可编程逻辑器件(CPLD，Complex 
Programmable Logic Device)、现场可编程门阵列(FPGA，Field‑Programmable Gate 
Array)或其他电子元件。

[0146] 其中，描述于本发明实施例中所涉及到的模块可以通过软件的方式实现，也可以通过硬件的方式来实现。其中，模块的名称在某种情况下并不构成对该模块本身的限定。

[0147] 本发明实施例的一种电子设备，包括存储器、处理器及存储在存储器上并可在处理器上运行的计算机程序，处理器执行计算机程序时实现上述任一项卫星姿态控制方法，
也就是说，本发明实施例的一种电子设备，可以包括但不限于：处理器和存储器；存储器，用于存储计算机程序；处理器，用于通过调用计算机程序执行本发明任一实施例所示的卫星
姿态控制方法。

[0148] 在一个可选实施例中提供了一种电子设备，如图4所示，图4所示的电子设备4000包括：处理器4001和存储器4003。其中，处理器4001和存储器4003相连，如通过总线4002相
连。可选地，电子设备4000还可以包括收发器4004，收发器4004可以用于该电子设备与其它
电子设备之间的数据交互，如数据的发送和/或数据的接收等。需要说明的是，实际应用中
收发器4004不限于一个，该电子设备4000的结构并不构成对本发明实施例的限定。

[0149] 处理器4001可以是CPU(Central Processing Unit，中央处理器)，通用处理器，DSP(Digital Signal Processor，数据信号处理器)，ASIC(Application Specific 
Integrated Circuit，专用集成电路)，FPGA(Field Programmable Gate Array，现场可编
程门阵列)或者其他可编程逻辑器件、晶体管逻辑器件、硬件部件或者其任意组合。其可以
实现或执行结合本发明公开内容所描述的各种示例性的逻辑方框，模块和电路。处理器
4001也可以是实现计算功能的组合，例如包含一个或多个微处理器组合，DSP和微处理器的
组合等。

[0150] 总线4002可包括一个通路，在上述组件之间传送信息。总线4002可以是PCI(Peripheral Component Interconnect，外设部件互连标准)总线或EISA(Extended 
Industry Standard Architecture，扩展工业标准结构)总线等。总线4002可以分为地址总
线、数据总线、控制总线等。为便于表示，图4中仅用一条粗线表示总线4002，但并不表示仅有一根总线或一种类型的总线。

[0151] 存储器4003可以是ROM(Read Only Memory，只读存储器)或可存储静态信息和指令的其他类型的静态存储设备，RAM(Random Access Memory，随机存取存储器)或者可存储
信息和指令的其他类型的动态存储设备，也可以是EEPROM(Electrically Erasable 
Programmable Read Only Memory，电可擦可编程只读存储器)、CD‑ROM(Compact Disc 
Read Only Memory，只读光盘)或其他光盘存储、光碟存储(包括压缩光碟、激光碟、光碟、数字通用光碟、蓝光光碟等)、磁盘存储介质或者其他磁存储设备、或者能够用于携带或存储
具有指令或数据结构形式的期望的程序代码并能够由计算机存取的任何其他介质，但不限
于此。

[0152] 存储器4003用于存储执行本发明方案的应用程序代码(计算机程序)，并由处理器4001来控制执行。处理器4001用于执行存储器4003中存储的应用程序代码，以实现前述方
法实施例所示的内容。

[0153] 其中，电子设备也可以是终端设备，终端设备可以是任何可以安装应用，并可通过应用访问网页的终端设备，包括智能手机、平板电脑、笔记本电脑、台式计算机、智能音箱、智能手表、智能电视、智能车载设备中的至少一项。

[0154] 需要说明的是，图4示出的电子设备仅仅是一个示例，不应对本发明实施例的功能和使用范围带来任何限制。

[0155] 本发明实施例的一种计算机可读存储介质，计算机可读存储介质上存储有计算机程序，计算机程序被处理器执行时实现上述任一项卫星姿态控制方法。

[0156] 可选地，计算机可读存储介质可以是只读存储器(Read‑Only Memory，ROM)、随机存取存储器(Random Access Memory，RAM)、只读光盘(Compact Disc Read‑Only Memory，
CD‑ROM)、磁带、软盘和光数据存储设备等。

[0157] 在示例性实施例中，还提供了一种计算机程序产品或计算机程序，该计算机程序产品或计算机程序包括计算机指令，该计算机指令存储在计算机可读存储介质中。电子设
备的处理器从计算机可读存储介质读取该计算机指令，处理器执行该计算机指令，使得该
电子设备执行上述任一项卫星姿态控制方法。

[0158] 可以以一种或多种程序设计语言或其组合来编写用于执行本发明的操作的计算机程序代码，上述程序设计语言包括面向对象的程序设计语言—诸如Java、Smalltalk、C+
+，还包括常规的过程式程序设计语言—诸如“C”语言或类似的程序设计语言。程序代码可
以完全地在用户计算机上执行、部分地在用户计算机上执行、作为一个独立的软件包执行、
部分在用户计算机上部分在远程计算机上执行、或者完全在远程计算机或服务器上执行。
在涉及远程计算机的情形中，远程计算机可以通过任意种类的网络——包括局域网(LAN)
或广域网(WAN)—连接到用户计算机，或者，可以连接到外部计算机(例如利用因特网服务
提供商来通过因特网连接)。

[0159] 应该理解的是，附图中的流程图和框图，图示了按照本发明各种实施例的方法和计算机程序产品的可能实现的体系架构、功能和操作。在这点上，流程图或框图中的每个方
框可以代表一个模块、程序段、或代码的一部分，该模块、程序段、或代码的一部分包含一个或多个用于实现规定的逻辑功能的可执行指令。也应当注意，在有些作为替换的实现中，方
框中所标注的功能也可以以不同于附图中所标注的顺序发生。例如，两个接连地表示的方
框实际上可以基本并行地执行，它们有时也可以按相反的顺序执行，这依所涉及的功能而
定。也要注意的是，框图和/或流程图中的每个方框、以及框图和/或流程图中的方框的组
合，可以用执行规定的功能或操作的专用的基于硬件的系统来实现，或者可以用专用硬件
与计算机指令的组合来实现。

[0160] 本发明实施例提供的计算机可读存储介质，可以是但不限于电、磁、光、电磁、红外线、或半导体的系统、装置或器件，或者任意以上的组合。计算机可读存储介质的更具体的例子可以包括但不限于：具有一个或多个导线的电连接、便携式计算机磁盘、硬盘、随机访
问存储器(RAM)、只读存储器(ROM)、可擦式可编程只读存储器(EPROM或闪存)、光纤、便携式紧凑磁盘只读存储器(CD‑ROM)、光存储器件、磁存储器件、或者上述的任意合适的组合。在本发明中，计算机可读存储介质可以是任何包含或存储程序的有形介质，该程序可以被指
令执行系统、装置或者器件使用或者与其结合使用。

[0161] 上述计算机可读存储介质承载有一个或者多个程序，当上述一个或者多个程序被该电子设备执行时，使得该电子设备执行上述实施例所示的方法。

[0162] 以上描述仅为本发明的较佳实施例以及对所运用技术原理的说明。本领域技术人员应当理解，本发明中所涉及的公开范围，并不限于上述技术特征的特定组合而成的技术
方案，同时也应涵盖在不脱离上述公开构思的情况下，由上述技术特征或其等同特征进行
任意组合而形成的其它技术方案。例如上述特征与本发明中公开的(但不限于)具有类似功
能的技术特征进行互相替换而形成的技术方案。

[0163] 需要说明的是，本申请的说明书和权利要求书中的术语“第一”、“第二”等是用于区别类似的对象，而代表对特定的顺序或先后次序进行限定。在适当情况下对于类似的对象的使用顺序可以互换，以便这里描述的本申请的实施例能够以除了图示或描述的顺序以
外的顺序实施。

[0164] 所属技术领域的技术人员知道，本发明可以实现为系统、方法或计算机程序产品，因此，本发明可以具体实现为以下形式，即：可以是完全的硬件、也可以是完全的软件(包括固件、驻留软件、微代码等)，还可以是硬件和软件结合的形式，本文一般称为“电路”、“模块”或“系统”。此外，在一些实施例中，本发明还可以实现为在一个或多个计算机可读介质中的计算机程序产品的形式，该计算机可读介质中包含计算机可读的程序代码。

[0165] 尽管上面已经示出和描述了本发明的实施例，可以理解的是，上述实施例是示例性的，不能理解为对本发明的限制，本领域的普通技术人员在本发明的范围内可以对上述
实施例进行变化、修改、替换和变型。