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龙图腾网获悉武汉大学申请的专利一种飞轮参与下的卫星推力器欠驱动阻尼控制方法及系统获国家发明授权专利权，本发明授权专利权由国家知识产权局授予，授权公告号为：CN119637112B 。

龙图腾网通过国家知识产权局官网在2025-08-26发布的发明授权授权公告中获悉：该发明授权的专利申请号/专利号为：202411963892.5，技术领域涉及：B64G1/28；该发明授权一种飞轮参与下的卫星推力器欠驱动阻尼控制方法及系统是由钟伟;曾国强;黄頔;陈超;张治兴;高玉东;左玉弟;孙恒青;李志军;翁丽丹设计研发完成，并于2024-12-30向国家知识产权局提交的专利申请。

本一种飞轮参与下的卫星推力器欠驱动阻尼控制方法及系统在说明书摘要公布了：本发明提供一种飞轮参与下的卫星推力器欠驱动阻尼控制方法，包括：首先使用高精度陀螺获取当前卫星的旋转三轴角速度，通过算法，得到飞轮Y的初始偏置转速；把飞轮Y偏置一个固定的转速，确保卫星的X轴和Y轴的角速度不向Z轴转移；采用正交且只有两个方向推力的推力器进行卫星欠驱动阻尼控制，以整星动量矩低于设定值为控制终止条件，实现星箭分离后卫星姿态的快速稳定。

本发明授权一种飞轮参与下的卫星推力器欠驱动阻尼控制方法及系统在权利要求书中公布了：1.一种飞轮参与下的卫星推力器欠驱动阻尼控制方法，其特征在于，包括： 由三轴陀螺获取卫星旋转三轴角速度，获取卫星使用欠驱动推力器进行阻尼时的飞轮初始转速； 计算飞轮需要设置的目标偏置转速，设置飞轮的偏置转速； 以固定姿态控制频率采集传感器陀螺和星敏感器数据，计算两轴推力器开启电磁阀的序号和方向，判断卫星整星动量矩是否满足推力器阻尼控制终止条件以结束控制； 由三轴陀螺获取卫星旋转三轴角速度，获取卫星使用欠驱动推力器进行阻尼时的飞轮初始转速，包括： 在星箭分离时刻T0，获取当前陀螺的三轴角速度ωX0、ωY0、ωZ0，其中ωX0为卫星角速度在体坐标轴X轴分量、ωY0为卫星角速度在体坐标轴Y轴分量、ωZ0为卫星角速度在体坐标轴Z轴分量； 计算飞轮需要设置的目标偏置转速，包括： 确定卫星为刚体，得到卫星星箭分离时欧拉姿态动力学方程： （1） 其中，为卫星围绕质心C且在本体坐标系下表达的惯量张量，为分离后卫星角速度的变化矢量，为卫星本体坐标系下的实时角速度矢量，为卫星本体坐标系下推进系统产生的控制力矩,为飞轮的惯量张量，为飞轮的转速矢量； 将卫星惯量张量和飞轮的惯量转化为： （2） 设推进系统启动前力矩为0，得到： （3） （4） 其中，为飞轮X的惯量，为飞轮Y的惯量，为飞轮Z的惯量，为飞轮X转速，为飞轮Y转速，为飞轮Z转速，为卫星X轴惯量，为卫星Y轴惯量，为卫星Z轴惯量，简化欧拉方程为： （5） 利用2个方向控制力矩的推进系统进行角速度阻尼控制，抑制初始角速度矢量向Z轴转移，使，将Z轴的角速度增量代入式（5）第三行，得到： （6） 飞轮Y转速为： （7） 星箭分离前卫星X、Y和Z飞轮转速均为0，分离后卫星X和Z飞轮转速保持为0，根据星箭分离前后卫星动量矩守恒，有=，为卫星X方向初始角速度，得到： （8） 为飞轮Y应实时计算应设置的转速，又起转后和起转前Y轴角动量守恒，得到： （9） 为飞轮Y起转前转速，为0，整理上式，得到： （10） 为飞轮初始转速，为0，令参数为： （11） 令参数为： （12） 将参数、和公式（10）代入公式（8）得到： （13） 变换为： （14） 即 （15） 令参数 （16） 则飞轮Y需要设置的转速为 （17） 设置Y飞轮的最大允许转速Ωmax，若大于Ωmax，则设置=Ωmax，若小于-Ωmax,则设置=-Ωmax。

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