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龍圖騰網獲悉武漢大學申請的專利一種飛輪參與下的衛星推力器欠驅動阻尼控制方法及系統獲國家發明授權專利權，本發明授權專利權由國家知識產權局授予，授權公告號為：CN119637112B 。

龍圖騰網通過國家知識產權局官網在2025-08-26發布的發明授權授權公告中獲悉：該發明授權的專利申請號/專利號為：202411963892.5，技術領域涉及：B64G1/28；該發明授權一種飛輪參與下的衛星推力器欠驅動阻尼控制方法及系統是由鐘偉;曾國強;黃頔;陳超;張治興;高玉東;左玉弟;孫恒青;李志軍;翁麗丹設計研發完成，并于2024-12-30向國家知識產權局提交的專利申請。

本一種飛輪參與下的衛星推力器欠驅動阻尼控制方法及系統在說明書摘要公布了：本發明提供一種飛輪參與下的衛星推力器欠驅動阻尼控制方法，包括：首先使用高精度陀螺獲取當前衛星的旋轉三軸角速度，通過算法，得到飛輪Y的初始偏置轉速；把飛輪Y偏置一個固定的轉速，確保衛星的X軸和Y軸的角速度不向Z軸轉移；采用正交且只有兩個方向推力的推力器進行衛星欠驅動阻尼控制，以整星動量矩低于設定值為控制終止條件，實現星箭分離后衛星姿態的快速穩定。

本發明授權一種飛輪參與下的衛星推力器欠驅動阻尼控制方法及系統在權利要求書中公布了：1.一種飛輪參與下的衛星推力器欠驅動阻尼控制方法，其特征在于，包括： 由三軸陀螺獲取衛星旋轉三軸角速度，獲取衛星使用欠驅動推力器進行阻尼時的飛輪初始轉速； 計算飛輪需要設置的目標偏置轉速，設置飛輪的偏置轉速； 以固定姿態控制頻率采集傳感器陀螺和星敏感器數據，計算兩軸推力器開啟電磁閥的序號和方向，判斷衛星整星動量矩是否滿足推力器阻尼控制終止條件以結束控制； 由三軸陀螺獲取衛星旋轉三軸角速度，獲取衛星使用欠驅動推力器進行阻尼時的飛輪初始轉速，包括： 在星箭分離時刻T0，獲取當前陀螺的三軸角速度ωX0、ωY0、ωZ0，其中ωX0為衛星角速度在體坐標軸X軸分量、ωY0為衛星角速度在體坐標軸Y軸分量、ωZ0為衛星角速度在體坐標軸Z軸分量； 計算飛輪需要設置的目標偏置轉速，包括： 確定衛星為剛體，得到衛星星箭分離時歐拉姿態動力學方程： （1） 其中，為衛星圍繞質心C且在本體坐標系下表達的慣量張量，為分離后衛星角速度的變化矢量，為衛星本體坐標系下的實時角速度矢量，為衛星本體坐標系下推進系統產生的控制力矩,為飛輪的慣量張量，為飛輪的轉速矢量； 將衛星慣量張量和飛輪的慣量轉化為： （2） 設推進系統啟動前力矩為0，得到： （3） （4） 其中，為飛輪X的慣量，為飛輪Y的慣量，為飛輪Z的慣量，為飛輪X轉速，為飛輪Y轉速，為飛輪Z轉速，為衛星X軸慣量，為衛星Y軸慣量，為衛星Z軸慣量，簡化歐拉方程為： （5） 利用2個方向控制力矩的推進系統進行角速度阻尼控制，抑制初始角速度矢量向Z軸轉移，使，將Z軸的角速度增量代入式（5）第三行，得到： （6） 飛輪Y轉速為： （7） 星箭分離前衛星X、Y和Z飛輪轉速均為0，分離后衛星X和Z飛輪轉速保持為0，根據星箭分離前后衛星動量矩守恒，有=，為衛星X方向初始角速度，得到： （8） 為飛輪Y應實時計算應設置的轉速，又起轉后和起轉前Y軸角動量守恒，得到： （9） 為飛輪Y起轉前轉速，為0，整理上式，得到： （10） 為飛輪初始轉速，為0，令參數為： （11） 令參數為： （12） 將參數、和公式（10）代入公式（8）得到： （13） 變換為： （14） 即 （15） 令參數 （16） 則飛輪Y需要設置的轉速為 （17） 設置Y飛輪的最大允許轉速Ωmax，若大于Ωmax，則設置=Ωmax，若小于-Ωmax,則設置=-Ωmax。

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