CN105620792B - 一种采用斜装推力器进行卫星姿态和轨道控制的方法 - Google Patents

一种采用斜装推力器进行卫星姿态和轨道控制的方法 Download PDF

Info

Publication number
CN105620792B
CN105620792B CN201610081903.6A CN201610081903A CN105620792B CN 105620792 B CN105620792 B CN 105620792B CN 201610081903 A CN201610081903 A CN 201610081903A CN 105620792 B CN105620792 B CN 105620792B
Authority
CN
China
Prior art keywords
control
satellite
attitude
thruster
thrusters
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Active
Application number
CN201610081903.6A
Other languages
English (en)
Other versions
CN105620792A (zh
Inventor
熊淑杰
林宝军
白涛
刘伟
朱让剑
吴宅莲
颜艳腾
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
Shanghai Engineering Center for Microsatellites
Original Assignee
Shanghai Engineering Center for Microsatellites
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Shanghai Engineering Center for Microsatellites filed Critical Shanghai Engineering Center for Microsatellites
Priority to CN201610081903.6A priority Critical patent/CN105620792B/zh
Publication of CN105620792A publication Critical patent/CN105620792A/zh
Application granted granted Critical
Publication of CN105620792B publication Critical patent/CN105620792B/zh
Active legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

Classifications

    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64G—COSMONAUTICS; VEHICLES OR EQUIPMENT THEREFOR
    • B64G1/00—Cosmonautic vehicles
    • B64G1/22—Parts of, or equipment specially adapted for fitting in or to, cosmonautic vehicles
    • B64G1/24—Guiding or controlling apparatus, e.g. for attitude control
    • B64G1/242—Orbits and trajectories
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64G—COSMONAUTICS; VEHICLES OR EQUIPMENT THEREFOR
    • B64G1/00—Cosmonautic vehicles
    • B64G1/22—Parts of, or equipment specially adapted for fitting in or to, cosmonautic vehicles
    • B64G1/24—Guiding or controlling apparatus, e.g. for attitude control
    • B64G1/244—Spacecraft control systems
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64G—COSMONAUTICS; VEHICLES OR EQUIPMENT THEREFOR
    • B64G1/00—Cosmonautic vehicles
    • B64G1/22—Parts of, or equipment specially adapted for fitting in or to, cosmonautic vehicles
    • B64G1/24—Guiding or controlling apparatus, e.g. for attitude control
    • B64G1/244—Spacecraft control systems
    • B64G1/245—Attitude control algorithms for spacecraft attitude control
    • G—PHYSICS
    • G05—CONTROLLING; REGULATING
    • G05D—SYSTEMS FOR CONTROLLING OR REGULATING NON-ELECTRIC VARIABLES
    • G05D1/00—Control of position, course, altitude or attitude of land, water, air or space vehicles, e.g. using automatic pilots
    • G05D1/10—Simultaneous control of position or course in three dimensions

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Remote Sensing (AREA)
  • Radar, Positioning & Navigation (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Automation & Control Theory (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Physics & Mathematics (AREA)
  • General Physics & Mathematics (AREA)
  • Control Of Position, Course, Altitude, Or Attitude Of Moving Bodies (AREA)

Abstract

本发明提供了一种采用斜装推力器进行卫星姿态和轨道控制的方法，所述卫星上包括4个斜装推力器，推力器对称倾斜安装在卫星同一面上，安装方向与轨控推力方向具有一定夹角，采用上述四斜装推力器进行卫星姿态和轨道控制的方法包括如下步骤：步骤一、采用脉宽调制的工作方式，根据卫星当前姿态角和角速度计算卫星需要产生的控制力矩以及方向，并保证一个调制脉宽周期产生控制力矩大于轨控时干扰力矩，以保证卫星姿态既可以稳定又满足轨控要求；步骤二、根据控制力矩方向将卫星需要产生的控制力矩分配给每个推力器，让推力器产生控制力矩。

Description

一种采用斜装推力器进行卫星姿态和轨道控制的方法
技术领域
本发明属于航天器姿态控制技术领域，涉及一种利用四个斜装推力器同时进行姿态和轨道控制的方法。
背景技术
推力器是航天器姿态控制系统中最常用的执行机构之一，它通过喷气产生控制力来控制卫星的姿态和轨道。利用推力器控制卫星三轴姿态要求推力器产生6个方向控制力矩，单个方向控制时如果不对其它方向产生干扰，需形成力偶控制，那么卫星上要安装12个推力器。利用推力器轨控要求轨控推力器工作时对姿态没有影响，推力合力经过质心。
推力器数量多冗余备份多，在控制分配上简单。但是由于推力器安装在卫星不同位置，推进管路复杂，为舱内其它单机布局造成一定难度，卫星体积和重量大；推力器数量多导致姿态控制系统(包括单机和软件等)复杂，同时卫星成本升高。
随着卫星控制技术水平的提高，越来越要求卫星具备尺寸小，重量轻，成本低，简单可靠。因此，通过在推力器安装方式以及控制指令分配将推力器数量尽量减少，是目前需要解决的问题。
发明内容
本发明所要解决的技术问题是，提供一种采用斜装推力器进行卫星姿态和轨道控制的方法。
为了解决上述问题，本发明提供了一种采用斜装推力器进行卫星姿态和轨道控制的方法，所述卫星上包括4个斜装推力器，推力器对称倾斜安装在卫星同一面上，安装方向与轨控推力方向具有一定夹角，采用上述四斜装推力器进行卫星姿态和轨道控制的方法包括如下步骤：步骤一、采用脉宽调制的工作方式，根据卫星当前姿态角和姿态角速度计算卫星需要产生的控制力矩以及方向，并保证一个调制脉宽周期产生控制力矩大于轨控时干扰力矩，以保证卫星姿态即可以稳定又满足轨控要求；步骤二、根据控制力矩方向将卫星需要产生的控制力矩分配给每个推力器，让推力器产生控制力矩。
可选的，所述夹角小于25度。
可选的，所述步骤二中，推力器进行调姿的步骤是在一个控制周期的开始时喷气，喷气时间结束后关闭推力器，等待下个周期。
可选的，所述步骤二中，推力器同时进行调姿和轨控的步骤是根据喷气调姿脉宽在一个控制周期开始时四个推力器都工作，进行轨控，达到周期后面开始调姿时再关闭相应推力器，以达到高轨控效率。
可选的，所述步骤一中，一个调制脉宽周期产生控制力矩大于轨控时干扰力矩的两倍。
本发明的优点在于，提出一种推力器控制方式，将推力器数量控制在4个，既可以满足轨控要求又满足姿态控制的要求，简化卫星设计，节省卫星成本。
附图说明
图1所示是本发明具体实施方式所述卫星上的斜装推力器的安装示意图。
图2所示是本发明具体实施方式所述推力器安装位置以及角度选择关系示意图。
图3是本发明具体实施方式所述右半平面控制规律的相平面控制示意图。
图4是本发明具体实施方式所述推力器仅调姿时的工作状态示意图。
图5是本发明具体实施方式所述推力器同时进行轨控和姿态控制时的工作状态示意图。
图6是本发明具体实施方式所述在轨采用推力器轨控期间姿态曲线图。
图7是本发明具体实施方式所述在轨轨控期间姿态角速度曲线图。
图8是本发明具体实施方式所述卫星在轨对日姿态控制姿态角曲线图。
图9是本发明具体实施方式所述卫星在轨对日姿态角速度曲线图。
具体实施方式
下面结合附图对本发明提供的一种采用斜装推力器进行卫星姿态和轨道控制的方法的具体实施方式做详细说明。
附图1所示是卫星上的4个斜装推力器F1-F4的安装示意图，F5-F8是备份推进器，安装角度与F1-F4完全一致。推力器对称倾斜安装在卫星同一面上，安装方向与轨控推力方向具有一夹角，所述夹角优选小于25度。该夹角的计算方式是要满足推力器产生的推力无论在卫星寿命初期还是末期，始终在卫星质心的同侧，并留有一定的余量。考虑安装偏差、推力矢量偏差和质心偏差等(假设余量5°)，同时保证轨控效率，节省燃料。推力器安装倾斜角度满足：
(1)D≥L/tg(α-5°)，保证推力器矢量在有偏差和质心变化时，推力矢量与+X轴交点始终在质心一侧；
(2)cosα≥0.85，保证轨控效率在85％以上。
如图2所示是推力器安装位置以及角度选择关系，其中O为卫星的原点，α为推力器安装角度，即推力器和X轴夹角，L为推力作用点在卫星+Z轴分量，D为卫星质心到卫星+X面的垂直距离。
采用上述四斜装推力器进行卫星姿态和轨道控制的方法首先是采用脉宽调制的工作方式，根据卫星当前姿态和姿态角速度计算输出卫星需要产生的控制力矩以及方向，并保证一个调制脉宽周期产生控制力矩大于轨控时干扰力矩，以保证卫星姿态即可以稳定又满足轨控要求。
在每个控制周期中，推力器以固定脉宽工作，根据姿态角和姿态角速度偏差判断喷气方向和脉宽大小。
根据推力器相平面控制方式生成三轴控制器控制指令：开关线关于相平面的原点中心对称，相平面右半部分为八个区，将推力器喷气脉冲宽度时间固定ΔTmin和ΔTmax，给定角度阀值为α0，角度控制线α1和α2，给定角速度阀值为ω0，角速度控制线ω1和ω2，斜率k1和k2。令上次角度偏差值为αLasti,i＝x,y,z。
以X轴为例，令X轴推力器控制器控制指令为ΔT，角度偏差为α，角速度偏差为ω，为当前姿态和目标姿态之差。如果角度偏差绝对值大于270°，将当前角度偏差转换到-90～90°之间，再进行计算。
右半平面控制律如下：
I区
条件：α+k1ω≥α1且ω≥ω2
控制：ΔT＝-ΔTmax，负喷气
记录：αLast＝α
II区
条件：α+k1ω≥α1且α+k2ω≤α2且ω≥ω1且ω＜ω2
控制：ΔT＝-ΔTmin，负喷气
记录：αLast＝α
III区
条件：α+k1ω≥α1且α+k2ω≤α2且ω≥0且ω＜ω1
当α-αLast≥α0
控制：ΔT＝-ΔTmin，负喷气
记录：αLast＝α
当α-αLast＜α0
控制：ΔT＝0，不喷气
记录：αLast不变
IV区
条件：α+k2ω＞α2且ω≥-ω0且ω＜0
控制：ΔT＝-ΔTmax，负喷气
记录：αLast＝α
VI区
条件：α＞α1且α+k2ω＜α2且ω＞-ω0且ω≤0
当α-αLast≥-α0
控制：ΔT＝-ΔTmin，负喷气
记录：αLast＝α
当α-αLast＜-α0
控制：ΔT＝0
记录：αLast＝α
VII区
条件：α+k2ω≥α2且ω≥0且ω＜ω2
控制：ΔT＝-ΔTmax，负喷气
记录：αLast＝α
VIII区
条件：α+k1ω＜-α1
控制：ΔT＝ΔTmax，正喷气
记录：αLast＝α
V区
条件：α≤α1且ω≥-ω0且ω≤0
或α+k1ω≥-α1且ω＜-ω0
或α+k1ω＜α1且ω＞0
控制：ΔT＝0
记录：αLast＝α-α0
图3为描述上述右半平面控制规律的相平面控制示意图。
控制器参数选取满足：(1)选择最小和最大脉宽，保证喷气一次产生姿态变化满足控制精度要求，每一个调制周期过程中保证每次调姿产生控制力矩大于轨控时产生干扰，并优选至少有2倍余量；(2)分区范围满足一次喷气控制的姿态和姿态角速度变化范围在分区内优选有2倍以上的余量，同时满足控制精度要求，避免在环内振荡。
接下来，根据控制力矩方向将卫星需要产生的控制力矩分配给每个推力器，让推力器产生控制力矩。
采用四推力器进行调姿过程中所需不同方向的控制力时工作的推力器不同，由于四倾斜安装，当一个推力器工作对其他轴有干扰，因此对于不同的控制力可以按照27种不同方向选择最优的推力器，保证产生干扰力小。且推力器仅调姿和轨控时OFF调姿时也不同，推力器仅调姿时在一个控制周期的开始时喷气，喷气时间结束后关闭推力器，等待下个周期，附图4所示是推力器仅调姿时的工作状态示意图；推力器在轨控时根据喷气调姿脉宽在一个控制周期开始时四个推力器都工作，进行轨控，达到周期后面开始调姿时再关闭相应推力器，以达到高轨控效率，附图5所示是推力器同时进行轨控和姿态控制时的工作状态示意图。
如何按照27种方式进行指令分配，以保证4个推力器能兼顾各种控制力要求，保证卫星姿态稳定，同时节省燃料，保证推力器控制时对其他轴干扰小。确定推力器安装位置，4个推力器产生控制力矩方向如表1所示，推力器仅进行姿态控制时指令分配如表2所示，推力器同时进行姿态和轨道控制时指令分配如表3所示，其中PTr为推力器控制器输出的喷气脉宽时间。
表1各推力器产生控制力矩方向
主份推力器 备份推力器
滚动(+X) F2+F4 F6+F8
滚动(-X) F1+F3 F5+F7
俯仰(+Y) F1+F2 F5+F6
俯仰(-Y) F3+F4 F7+F8
偏航(+Z) F1+F4 F5+F8
偏航(-Z) F2+F3 F6+F7
轨道维持 F1+F2+F3+F4 F5+F6+F7+F8
表2推力器仅姿控时指令分配
注：设，PTr'＝1000ms-PTr(若PTr>1000ms，PTr’＝1500ms)
表3推力器同时进行姿控和轨控时指令分配
其中，PTr为控制器给出喷气控制脉宽时间。
下面以一高轨卫星为典型实例，结合附图详细说明本发明的优选实施例。
所述卫星构型为长方形，卫星与上面级对接面为卫星+X面，为卫星基准面，载荷天线为卫星+Z面，卫星基准面至质心距离为1055mm。
推力器安装位置和安装角度如下。
推力器采用落压式5N单组元推力器，推力器安装在+X面，推力器布局和安装请参考图2。根据卫星底板布局选择安装点位置为：
推力器 安装点位置矢量(mm) 推力器 安装点位置矢量(mm)
F1 [968.38521287] F5 [1002.38521213.6]
F2 [968.38-521287] F6 [1002.38-521213.6]
F3 [968.38-521-287] F7 [1002.38-521-213.6]
F4 [968.38521-287] F8 [1002.38521-213.6]
为了满足轨控效率和推力器矢量始终在质心一侧，安装角度选择25度，推力器产生控制力方向：
首先选择推力器控制器参数，根据推力器姿态控制时，姿态控制精度要求2度，角速度控制精度要求0.2°/s，卫星主转动惯量为(单位：Kg.mm2)675.2，503.64，894.78，选择控制器参数为：
1)角度控制线α1＝2.0/57.3rad；
2)角度控制线α2＝5.0/57.3rad；
3)角度阈值α0＝0.1/57.3rad；
4)角速度控制线ω1＝0.05/57.3rad/s；
5)角速度控制线ω2＝0.18/57.3rad/s；
6)角速速阈值ω0＝0.30/57.3rad/s；
7)斜率k1＝10.0；
8)斜率k2＝10.0；
9)最大喷气脉宽ΔTmax＝100ms；
10)最小喷气脉宽ΔTmin＝100ms。
轨控时按照推力器任意方向安装1度内偏差进行选择参数，推力器OFF关时间脉宽在一个周期内产生控制力是4个推力器一个周期轨控产生干扰的2倍以上，轨控时对姿态控制精度要求不高，尽量避免频繁调姿影响轨控效率，轨控时姿态控制参数：
1)角度控制线α1＝4.0/57.3rad；
2)角度控制线α2＝6.0/57.3rad；
3)角度阈值α0＝0.3/57.3rad；
4)角速度控制线ω1＝0.25/57.3rad/s；
5)角速度控制线ω2＝0.4/57.3rad/s；
6)角速速阈值ω0＝0.3/57.3rad/s；
7)斜率k1＝8.0；
8)斜率k2＝8.0；
9)最大喷气脉宽ΔTmax＝600ms；
10)最小喷气脉宽ΔTmin＝400ms。
然后选择卫星控制周期为1.0s，每个周期内按照步骤二输出指令脉宽时间和方向选择推力器工作脉宽，推力器每个控制周期工作方式如图4和图5所示，推力器指令分配如表2和表3所示，按照表2和表3喷气时间控制相应推力器工作。
在轨采用推力器对日过程中在轨轨控期间姿态曲线如图6所示，在轨轨控期间姿态角速度曲线如图7所示。卫星在轨对日姿态控制姿态角曲线如图8所示，卫星在轨对日姿态角速度曲线如图9所示。从在轨测试结果看，该方法简单可靠，姿态控制精度和轨控效率通过参数选择可以达到要求精度和轨控效率。该方法简化卫星配置，优化卫星设计，降低卫星尺寸和重量，节省了卫星成本，同时在控制策略上可以采用较少推力器实现冗余备份，提高卫星可靠性和寿命。
以上所述仅是本发明的优选实施方式，应当指出，对于本技术领域的普通技术人员，在不脱离本发明原理的前提下，还可以做出若干改进和润饰，这些改进和润饰也应视为本发明的保护范围。

Claims (5)

1.一种采用斜装推力器进行卫星姿态和轨道控制的方法，其特征在于，所述卫星上包括4个斜装推力器，推力器对称倾斜安装在卫星同一面上，安装方向与轨控推力方向具有一定夹角，所述夹角为推力器安装倾斜角度，满足：
(1)D≥L/tg(α-5°)，保证推力器矢量在有偏差和质心变化时，推力矢量与+X轴交点始终在质心一侧，其中，D为卫星质心到卫星+X面的垂直距离，L为推力作用点在卫星+Z轴分量，α为推力器安装倾斜角度；
(2)cosα≥0.85，保证轨控效率在85％以上；
采用上述四斜装推力器进行卫星姿态和轨道控制的方法包括如下步骤：
步骤一、采用脉宽调制的工作方式，根据卫星当前姿态角和姿态角速度计算卫星需要产生的控制力矩以及方向，根据推力器相平面控制方式进行控制器参数选择，生成三轴控制器控制指令，所述控制器参数选择满足：选择最小和最大脉宽，保证喷气一次产生姿态变化满足精度要求，并保证一个调制脉宽周期产生控制力矩大于轨控时干扰力矩并有余量，以保证卫星姿态即可以稳定又满足轨控要求，分区范围满足一次喷气控制的姿态和姿态角速度变化范围在分区内有余量，同时满足控制精度要求；
步骤二、根据控制力矩方向将卫星需要产生的控制力矩分配给每个推力器，让推力器产生控制力矩。
2.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述夹角小于25度。
3.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述步骤二中，推力器进行调姿的步骤是在一个控制周期的开始时喷气，喷气时间结束后关闭推力器，等待下个周期。
4.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述步骤二中，推力器同时进行调姿和轨控的具体步骤是根据喷气调姿脉宽在一个控制周期开始时四个推力器都工作，进行轨控，达到周期后面开始调姿时再关闭相应推力器，以达到高轨控效率。
5.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述步骤一中，一个调制脉宽周期产生控制力矩大于轨控时干扰力矩的两倍。
CN201610081903.6A 2016-02-05 2016-02-05 一种采用斜装推力器进行卫星姿态和轨道控制的方法 Active CN105620792B (zh)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN201610081903.6A CN105620792B (zh) 2016-02-05 2016-02-05 一种采用斜装推力器进行卫星姿态和轨道控制的方法

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN201610081903.6A CN105620792B (zh) 2016-02-05 2016-02-05 一种采用斜装推力器进行卫星姿态和轨道控制的方法

Publications (2)

Publication Number Publication Date
CN105620792A CN105620792A (zh) 2016-06-01
CN105620792B true CN105620792B (zh) 2017-12-05

Family

ID=56036217

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN201610081903.6A Active CN105620792B (zh) 2016-02-05 2016-02-05 一种采用斜装推力器进行卫星姿态和轨道控制的方法

Country Status (1)

Country Link
CN (1) CN105620792B (zh)

Families Citing this family (19)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN106114910B (zh) * 2016-06-15 2019-01-01 湖北航天技术研究院总体设计所 一种航天器飞行轨道滚动时域控制方法
CN106248300B (zh) * 2016-07-27 2018-10-26 上海航天控制技术研究所 基于成对推力器连续工作的卫星质心位置测量方法
CN106200664B (zh) * 2016-08-19 2017-04-19 北京航天自动控制研究所 一种适应长时间失控的姿态控制方法
CN106628260B (zh) * 2016-11-17 2018-11-23 上海卫星工程研究所 一种航天器推力器共面双备份的布局设计方法
CN106774371A (zh) * 2017-01-10 2017-05-31 上海航天控制技术研究所 一种8推力器实现完全冗余的卫星三轴姿态控制方法
CN106707758B (zh) * 2017-02-16 2019-06-18 北京航天自动控制研究所 一种航天飞行器的自主轨道重规划方法
CN107600462B (zh) * 2017-08-22 2019-05-24 长光卫星技术有限公司 一种基于时分复用方式的小卫星轨道控制方法
CN107894778B (zh) * 2017-11-14 2021-03-26 北京临近空间飞行器系统工程研究所 一种基于相平面分析的飞行器大幅调姿控制方法
CN108639384A (zh) * 2018-04-03 2018-10-12 上海航天控制技术研究所 一种基于姿控推力器复用的卫星推进剂管理方法
CN109018442B (zh) * 2018-06-15 2020-10-09 上海卫星工程研究所 新型低成本卫星三轴姿态分时解耦高复用喷气控制方法
CN109080851A (zh) * 2018-07-10 2018-12-25 南京理工大学 立方星质量矩双对称布局姿态控制装置
CN109649689B (zh) * 2018-12-07 2021-10-01 北京空间飞行器总体设计部 一种有限推力变轨重力损耗计算方法、推力计算装置
CN109649692B (zh) * 2018-12-28 2021-10-01 上海航天控制技术研究所 一种基于推力器偏差估计的轨控策略在轨修正方法和系统
CN109733648B (zh) * 2019-02-25 2020-11-24 上海微小卫星工程中心 一种确定推力器的倾斜角度的方法
CN110667891A (zh) * 2019-10-16 2020-01-10 北京前沿探索深空科技有限公司 姿态控制装置和平板式卫星
CN111232248B (zh) * 2020-02-14 2021-07-27 哈尔滨工业大学 一种基于轨控推力器脉宽调制的姿轨一体化控制方法
CN111319795B (zh) * 2020-02-26 2023-08-01 上海航天控制技术研究所 自主实时反馈补偿姿控喷气影响的高精度轨控方法及系统
CN111319799B (zh) * 2020-03-02 2023-07-14 上海航天控制技术研究所 一种火星探测环绕器分离安全自主推力系统及方法
CN115123583B (zh) * 2022-08-12 2025-01-21 北京九天微星科技发展有限公司 一种大规模星座中的自主轨道控制方法、设备及系统

Family Cites Families (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US6565043B1 (en) * 2001-12-21 2003-05-20 The Boeing Company Redundant system for satellite inclination control with electric thrusters
US9004408B2 (en) * 2011-01-13 2015-04-14 Kratos Integral Holdings, Llc Inclination vector control with continuous or quasi-continuous maneuvers
CN102649480B (zh) * 2012-04-23 2014-09-24 上海卫星工程研究所 一种可全向变轨航天器的16推力器布局设计方法

Also Published As

Publication number Publication date
CN105620792A (zh) 2016-06-01

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CN105620792B (zh) 一种采用斜装推力器进行卫星姿态和轨道控制的方法
CN105843239B (zh) 一种用于组合航天器姿态控制推力器布局优化方法
Schaub et al. Spacecraft formation flying control using mean orbit elements
JP3244717B2 (ja) モーメンタムバイアス宇宙船の傾斜軌道姿勢制御を行うための方法及び装置
AU639504B2 (en) Satellite roll and yaw attitude control method
CN105883008B (zh) 卫星推力器布局方法
CN107487458B (zh) 一种全电推进卫星平台姿轨控执行机构的系统
CN107600462B (zh) 一种基于时分复用方式的小卫星轨道控制方法
CN105511490B (zh) 一种静止轨道卫星位置保持-角动量卸载联合控制方法
CN108516106B (zh) 一种全电推进卫星变轨过程角动量卸载方法及系统
CN106697331B (zh) 能量有效的卫星机动
CN105819004B (zh) 一种卫星的太阳翼控制方法、系统及卫星
CN103235598A (zh) 一种调整推力器方向指向组合体航天器质心的方法
CN105197257A (zh) 一种分舱优化设计的桁架式geo卫星推力器布局方法
CN106275506B (zh) 用于卫星的位置保持的方法和装置
CN105185188A (zh) 一种五自由度气浮式运动模拟器
CN106275511B (zh) 用于混合燃料系统的有效位置保持设计
CN102923317B (zh) 一种适用于卫星姿态角速度阻尼的欠驱动控制方法
CN110884691A (zh) 整星下冗余动量轮组转速闭环控制极性测试方法
CN103224023B (zh) 一种基于特征模型的相平面自适应控制方法
Ishijima et al. The on-orbit maneuvering of large space flexible structures by free-flying robots
CN116853527A (zh) 磁盘卫星的自适应鲁棒滑模姿态控制方法
CN107741744A (zh) 一种海洋观测平台的最优艏向控制方法
CN103818564B (zh) 一种采用小推力的航天器轨道维持与对地定向姿态保持一体化控制方法
US8473119B2 (en) Optimal guidance blender for a hovering/flying vehicle

Legal Events

Date Code Title Description
C06 Publication
PB01 Publication
C10 Entry into substantive examination
SE01 Entry into force of request for substantive examination
CB03 Change of inventor or designer information

Inventor after: Xiong Shujie

Inventor after: Lin Baojun

Inventor after: Bai Tao

Inventor after: Liu Wei

Inventor after: Zhu Rangjian

Inventor after: Wu Zhailian

Inventor after: Yan Yanteng

Inventor before: Xiong Shujie

Inventor before: Lin Baojun

Inventor before: Bai Tao

Inventor before: Liu Wei

Inventor before: Zhu Rangjian

Inventor before: Wu Zhailian

CB03 Change of inventor or designer information
GR01 Patent grant
GR01 Patent grant