1.本发明涉及航空航天的技术领域，尤其涉及一种阵列式卫星智能姿控组件，以及这种阵列式卫星智能姿控组件的工作方法。背景技术：2.随着科技的发展，卫星、对地观测平台、宇宙飞船、空间望远镜等航天器技术日趋成熟。航天器的姿态控制系统是航天器的重要组成部分，其通过采集传感器的信息进行解算来获得航天器的姿态、速度等信息，从而控制航天器飞行。3.目前，作为航天器姿态控制的系统包括：反作用飞轮、磁力矩器、九轴传感器执行机构等。一般采用三个反作用飞轮作为一组，分别控制航天器x轴、y轴、z轴这三个轴向的姿态。随着航天科技的发展，卫星的体积越来越小，功能越来越多，机动能力越来越强，在有限的体积下实现更多功能和机动能力，反作用飞轮就需要更大的角动量，而反作用飞轮角动量越大体积越大；因此，如何在有限的体积内提供更大的角动量是目前亟需解决的问题。4.很显然，在空间的三个方向中，每一个方向使用多个反作用飞轮，通过多个反作用飞轮提供的角动量来满足卫星所需要的角动量，及采用阵列式反作用飞轮组，并且当其中一个飞轮失去通信时，其它反作用飞轮还能工作，及在降低机动能力同时，还能够保证卫星的正常使用，提高了卫星的使用寿命。但是，发射到天空中的航天器，零部件的重量和体积是航天器设计的一个关键指标，哪怕是多1克或者多1立方厘米制造成本也会显著增加，因此航天器姿态控制的系统在航天器设计中会给定尺寸，只能在这个给定尺寸内设计布局反作用飞轮、磁力矩器等部件，在单个反作用飞轮体积重量一定的情况下，该设计布局既要保证航天器姿态控制可靠性，又要尽量平衡重量和体积要求。另外，反作用飞轮、磁力矩器的放置位置也非常重要，卫星智能姿控组件的主体受到的振动对于调节控制卫星姿态的反作用飞轮、磁力矩器来说是很大的，如何减少反作用飞轮、磁力矩器受到的振动也是科研人员需要着重考虑的。技术实现要素：5.为克服现有技术的缺陷，本发明要解决的技术问题是提供了一种阵列式卫星智能姿控组件，其在卫星体积一定的情况下，能够提供卫星所需要的角动量，最大限度保证航天器的使用寿命，而且尽量平衡重量和体积要求，在装配上保持组件的整体平衡，大大减少反作用飞轮受到的振动而保证姿态控制准确性。6.本发明的技术方案是：这种阵列式卫星智能姿控组件，其包括：箱体(1)、反作用飞轮(2)、磁力矩器(3)、磁力矩器线圈(4)、控制板(5)、陀螺仪(6)，7.箱体的每个侧壁设置四组定位孔，左右侧壁的定位孔上布置八个x轴反作用飞轮(21)，前后侧壁的定位孔上布置八个y轴反作用飞轮(22)；8.控制板安装在箱体的底壁的中心处，在控制板上布置八个z轴反作用飞轮(23)；9.磁力矩器对反作用飞轮进行磁卸载，安装在箱体的底壁上，且包括x轴磁力矩器(31)、y轴磁力矩器(32)；10.磁力矩器线圈安装在磁力矩器和控制板之间，且为z轴方向；11.陀螺仪数量为三个且集中在一起安装在控制板的中心处。12.本发明包括八组反作用飞轮，八个x轴反作用飞轮、八个y轴反作用飞轮布置在箱体的四个侧壁上，八个z轴反作用飞轮在箱体的中间，形成阵列，因此在卫星体积一定的情况下，能够提供卫星所需要的角动量，最大限度保证航天器的使用寿命，而且尽量平衡重量和体积要求，在装配上保持组件的整体平衡；x轴反作用飞轮、y轴反作用飞轮安装在箱体的侧壁上，因此能够大大减少反作用飞轮受到的振动而保证姿态控制准确性。13.还提供了一种阵列式卫星智能姿控组件的工作方法，其包括以下步骤：14.(1)通过卫星内部的集成惯性导航组件获取当前姿态数据；15.(2)智能姿控组件通过控制板与卫星内部的星载计算机进行通信获取当前目标姿态数据；16.(3)通过控制板中的算法控制智能姿控组件中反作用飞轮和磁力矩器；17.(4)通过磁力矩器产生的磁场与地磁场相互作用进行初步调姿，同时，当反作用飞轮转速饱和时进行磁卸载；18.(5)通过反作用飞轮进行精准调姿，从而有效的控制卫星姿态。附图说明19.图1示出了根据本发明的阵列式卫星智能姿控组件的结构示意图。20.图2示出了图1的阵列式卫星智能姿控组件的俯视图。21.图3示出了图1的阵列式卫星智能姿控组件的仰视图。22.图4示出了图1的阵列式卫星智能姿控组件的部分结构拆分示意图。具体实施方式23.如图1所示，这种阵列式卫星智能姿控组件，其包括：箱体1、反作用飞轮2、磁力矩器3、磁力矩器线圈4、控制板5、陀螺仪6，24.箱体的每个侧壁设置四组定位孔，左右侧壁的定位孔上布置八个x轴反作用飞轮21，前后侧壁的定位孔上布置八个y轴反作用飞轮22；25.控制板安装在箱体的底壁的中心处，在控制板上布置八个z轴反作用飞轮23；26.磁力矩器对反作用飞轮进行磁卸载，安装在箱体的底壁上，且包括x轴磁力矩器31、y轴磁力矩器32；27.磁力矩器线圈安装在磁力矩器和控制板之间，且为z轴方向；28.陀螺仪数量为三个且集中在一起安装在控制板的中心处。29.本发明包括八组反作用飞轮，八个x轴反作用飞轮、八个y轴反作用飞轮布置在箱体的四个侧壁上，八个z轴反作用飞轮在箱体的中间，形成阵列，因此在卫星体积一定的情况下，能够提供卫星所需要的角动量，最大限度保证航天器的使用寿命，而且尽量平衡重量和体积要求，在装配上保持组件的整体平衡；x轴反作用飞轮、y轴反作用飞轮安装在箱体的侧壁上，因此能够大大减少反作用飞轮受到的振动而保证姿态控制准确性。30.优选地，如图1、2所示，x轴磁力矩器31在控制板的左右两侧各布置一个，y轴磁力矩器32在控制板的前后两侧各布置一个。这样在装配上保持整个组件的整体平衡，而且使用两组磁力矩器能够更好地对反作用飞轮进行磁卸载。31.优选地，如图4所示，每个磁力矩器外面罩一个磁力矩器线圈壳盖33。这样能够保护磁力矩器，防止灰尘等进入磁力矩器线圈而影响其正常工作。32.优选地，如图1所示，八个z轴反作用飞轮23分为三排，第一排为三个，第二排为两个，第三排为三个，围成一个正方形。因为x、y轴反作用飞轮都是八个，所以z轴反作用飞轮也要布置八个，布置成两排每排四个，还是布置成一排八个，还是布置成其他形式，申请人经过长时间考虑和多次试验，发现布置成正方形，第一排为三个，第二排为两个，第三排为三个，这样占用空间小，而且在装配上保持整个组件的整体平衡。33.优选地，如图1所示，所述陀螺仪在所述正方形的中心处。这样在装配上保持整个组件的整体平衡。34.优选地，如图1、2所示，三个陀螺仪共用一个保护罩，保护罩安装的控制板上。这样能够保护陀螺仪免受电磁干扰，防止灰尘等进入陀螺仪而影响其正常工作。35.优选地，每个磁力矩器包括：磁芯、线圈、热缩套管、导线、端罩，线圈套在磁芯上，导线与线圈相连，热缩套管包裹线圈和导线，端罩安装在磁芯的一端，所述导线在端罩所在的一端引出，端罩罩住导线，如图1、2所示，端罩和磁芯的另一端均固定在箱体的底壁上，两个x轴磁力矩器31的端罩是非相对的，y轴磁力矩器32的端罩是非相对的。这样在装配上保持整个组件的重量整体平衡。36.优选地，如图1所示，所述反作用飞轮的高度小于反作用飞轮的直径。这样箱体的高度只要略高于反作用飞轮的直径就可以了，否则因为z轴反作用飞轮是在控制板上安装的，箱体的高度不但要高于反作用飞轮的直径，还要高于反作用飞轮的高度加控制板的厚度，会造成箱体整体尺寸增加。37.优选地，如图1所示，每组定位孔包括2ⅹ2矩阵布置的四个定位孔。这样能够更牢靠地安装每个侧壁上的反作用飞轮。38.还提供了一种阵列式卫星智能姿控组件的工作方法，其包括以下步骤：39.(1)通过卫星内部的集成惯性导航组件获取当前姿态数据；40.(2)智能姿控组件通过控制板与卫星内部的星载计算机进行通信获取当前目标姿态数据；41.(3)通过控制板中的算法控制智能姿控组件中反作用飞轮和磁力矩器；42.(4)通过磁力矩器产生的磁场与地磁场相互作用进行初步调姿，同时，当反作用飞轮转速饱和时进行磁卸载；43.其中磁力矩器的调姿根据公式(1)进行：44.t＝b×mꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀ(1)45.其中t磁力矩、b外部磁场强度(比如地磁场)、m磁矩(与磁力矩器产品的设计有关，是定值)；当外部磁场b与磁力矩器的磁矩m呈90°时，所产生的磁力矩t最大。46.(5)通过反作用飞轮进行精准调姿，从而有效的控制卫星姿态。47.其中反作用飞轮的调姿根据公式(2)进行：48.t＝△w·jꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀ(2)49.其中t为力矩、△w是转速增量、j为转动惯量(与反作用飞轮的设计有关，是定值)；当△w转速增量越大，产生的力矩越大。50.以上所述，仅是本发明的较佳实施例，并非对本发明作任何形式上的限制，凡是依据本发明的技术实质对以上实施例所作的任何简单修改、等同变化与修饰，均仍属本发明技术方案的保护范围。