CN110466803B - 基于等倾角姿态控制的自旋稳定卫星姿态预测方法 - Google Patents

基于等倾角姿态控制的自旋稳定卫星姿态预测方法 Download PDF

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Abstract

本发明涉及一种等倾角姿态控制的自旋稳定卫星姿态预测方法，所述方法以自旋稳定卫星在参考坐标系下的初始姿态、目标姿态和姿控量为输入，对卫星姿态进行预测，计算麦卡托图坐标，并对太阳角、北红外弦宽、南红外弦宽进行预测，根据已经计算出的姿态控制参数(姿控量)和给定的控制方式计算出卫星姿态因受控而发生姿态变化的趋势，同时计算出因姿态变化而导致红外弦宽角、太阳角的变化趋势。本发明方法适应于自旋稳定卫星以等倾角进动方式进行姿态控制的姿态预测。

Description

基于等倾角姿态控制的自旋稳定卫星姿态预测方法
技术领域
本发明涉及一种等倾角姿态控制的自旋稳定卫星姿态预测方法(AF，AttitudeForecast)，根据已经计算出的姿态控制参数(姿控量)和给定的控制方式计算出卫星姿态因受控而发生姿态变化的趋势，同时计算出因姿态变化而导致红外弦宽角、太阳角的变化趋势，为监视调姿过程提供参考基准。
背景技术
姿态控制是获取并保持卫星在空间定向的过程。例如，卫星对地进行通信或观测，天线或遥感器要指向地面目标；卫星进行轨道控制时，发动机要对准所要救的推力方向；卫星再入大气层时，要求制动防热面对准迎面气流；都需要星体建立和保持一定的姿态。
姿态控制的实现，按控制力来源分为两大类：(1)被动控制，其控制力由空间环境或卫星动力学提供，不需要消耗星上能源。(2)主动控制，包括测量卫星姿态，处理测量数据，按照一定的控制规律产生控制指令，执行指令以产生对卫星的控制力。它由星载或地面设备组成的闭路系统来实现。
主动姿态控制系统有两种组成方式：(1)星上自主控制，是不依赖地面干预，完全由星载仪器实现的控制。(2)地面控制，或星-地大回路控制，是依赖于地面干预，由星载仪器和地面设备联合实现的控制。例如，自旋卫星的姿态机动均采用地面控方式。
自旋稳定卫星的姿态机动要在控制坐标系中采用合适的控制规律，使卫星的姿态从某初始姿态进动到要求的目标姿态，等倾角控制是工程实践中较为常用的一种方法。控制基准主要有两种，一种是太阳基准，另外一种为红外地中基准。以太阳为基准进行控制时其选择的控制坐标系为太阳参考系。以红外地中为基准进行姿态机动时，选择的控制坐标系为地球参考系。
姿态预测是在姿态机动前，根据姿态控制参数(姿控量)和控制方式计算出卫星姿态受控而发生姿态变化的趋势和因姿态变化而导致红外弦宽角、太阳角的变化趋势，为调姿过程提供参考基准。如果在姿态机动前没有一种姿态预测方法，则无法了解姿态、红外弦宽角及太阳角的变化趋势，更无法选择正确启控时刻。
发明内容
本发明所要解决的技术问题是针对上述现有技术提供了一种基于等倾角姿态控制的自旋稳定卫星姿态预测方法，主要用于自旋稳定卫星因受控而发生姿态变化的趋势和姿态变化而导致红外弦宽角、太阳角的变化趋势。
本发明解决上述问题所采用的技术方案为：一种基于等倾角姿态控制的自旋稳定卫星姿态预测方法，以自旋稳定卫星在参考坐标系下的初始姿态、目标姿态和姿控量为输入，对卫星姿态进行预测，计算麦卡托图坐标，并对太阳角、北红外弦宽、南红外弦宽进行预测。所述方法包括以下步骤：
步骤A、判定自旋稳定卫星等倾角姿态控制的参考基准，若参考基准为太阳基准，则进入步骤B；否则进入步骤M。
步骤B、若|θ0-θf|＜0.0035时(θ0、θf分别为卫星在太阳参考系中的初始和目标姿态的余纬角)，按式(1)进行姿态预测；否则进入步骤C。
Figure GDA0003201460820000021
式中，k(k＝0,1,2,…,N)为自旋稳定卫星第k次喷气；ψ0为自旋稳定卫星初始姿态经度角；θ(k)、ψ(k)为自旋稳定卫星第k次喷气时的卫星姿态，0＜θ(k)≤π、-π≤ψ(k)≤π；βL为星上相位控制角；ΔS为一个脉冲的理论角动量弧长，按(2)式计算
Figure GDA0003201460820000022
其中，S为控制弧长；N为实际控制次数；
Figure GDA0003201460820000023
为稳态旋转冲量；L为力臂；ξ为轴喷管偏角；Jz为绕自旋轴转动惯量；ω0为卫星转速。
步骤C、若|θ0-θf|≥0.0035时，按下式进行姿态预测
Figure GDA0003201460820000024
步骤D、计算麦卡托图坐标X(k)、Y(k)
Figure GDA0003201460820000031
步骤E、把太阳参考系的姿态按下式转到地心惯性系。
Figure GDA0003201460820000032
式中，
Figure GDA0003201460820000033
为第次喷气时刻预测得到的卫星在地心惯性系的姿态矢量；AIS为太阳参考系到地心惯性系转换矩阵，按(3)式计算，αs、δs为太阳的赤经、赤纬；
Figure GDA0003201460820000034
为卫星在太阳参考系的姿态矢量，按(4)式计算。
Figure GDA0003201460820000035
Figure GDA0003201460820000036
步骤F、按(5)式计算预测时刻tk。
tk＝tc+k·2π/ω0(k＝0,1,2,…,N) (5)
式中，tc为起控时刻。
步骤G、按下式预测太阳角θs(k)。
θs(k)＝θ(k)
步骤H、按下式计算tk时刻地心方向矢量
Figure GDA0003201460820000037
Figure GDA0003201460820000038
Figure GDA0003201460820000039
式中，
Figure GDA00032014608200000310
为卫星的位置矢量；Ω为升交点赤经；ω为近地点幅角；f为真近点角。
步骤I、计算第k次喷气时的地球角θe(k)。
Figure GDA00032014608200000311
步骤J、按(6)、(7)式计算第k次喷气时的地心距r(k)和半张角ρ(k)。
r(k)＝a[1-ecosE(k)] (6)
ρ(k)＝sin-1[(Re+ha)/r(k)] (7)
式中，a、e为轨道半长轴、偏心率；E(k)卫为第k次喷气时的偏近点角；Re为地球赤道半径，Re＝6378.140km；ha为CO2吸收带高度ha＝20.0km。
步骤K、北红外弦宽ΦN(k)按下式进行预测。
Figure GDA0003201460820000041
式中，YN(k)按下式计算，γN为北红外探头安装角。
Figure GDA0003201460820000042
步骤L、南红外弦宽ΦS(k)按下式进行预测。
Figure GDA0003201460820000043
式中，YS(k)按下式计算，γS为南红外探头安装角。
Figure GDA0003201460820000044
步骤M、若|θE0-θEf|＜0.0035时(θE0、θEf分别为卫星在地球参考系中的初始和目标姿态的余纬角)，按式(8)进行姿态预测；否则进入步骤N。
Figure GDA0003201460820000045
式中，k(k＝0,1,2,…,N)为第k次喷气；ψE0为卫星初始姿态经度角；θE(k)、ψE(k)为第k次喷气时的卫星姿态，0＜θE(k)≤π、-π≤ψE(k)≤π；βL为星上相位控制角；ΔS为一个脉冲的理论角动量弧长，按(2)式计算。
步骤N、若|θE0-θEf|≥0.0035时，按下式进行姿态预测
Figure GDA0003201460820000051
步骤O、计算麦卡托图坐标X(k)、Y(k)
Figure GDA0003201460820000052
步骤P、把地球参考系的姿态按下式转到地心惯性系。
Figure GDA0003201460820000053
式中，
Figure GDA0003201460820000054
为第次喷气时刻预测得到的卫星在地心惯性系的姿态矢量；AEI为地球参考系到地心惯性系转换矩阵，按(9)式计算；
Figure GDA0003201460820000055
为卫星在地球参考系的姿态矢量，按(10)式计算。
Figure GDA0003201460820000056
Figure GDA0003201460820000057
式中，Ω为升交点赤经；u＝ω+f，ω为近地点幅角；f为真近点角；i为轨道倾角。
步骤Q、按(5)式计算预测时刻tk。
步骤R、按下式预测太阳角θs(k)。
Figure GDA0003201460820000058
式中，
Figure GDA0003201460820000059
为tk时刻的太阳方向矢量。
步骤S、计算第k次喷气时的地球角θe(k)。
θe(k)＝θE(k)
步骤T、按(6)、(7)式计算第k次喷气时的地心距r(k)和半张角ρ(k)。
步骤U、北红外弦宽ΦN(k)按下式进行预测。
Figure GDA0003201460820000061
式中，YN(k)按下式计算，γN为北红外探头安装角。
Figure GDA0003201460820000062
步骤V、南红外弦宽ΦS(k)按下式进行预测。
Figure GDA0003201460820000063
式中，YS(k)按下式计算，γS为南红外探头安装角。
Figure GDA0003201460820000064
与现有技术相比，本发明的优点在于：
1、姿态预测方法是一种用于自旋稳定卫星姿态控制前，对太阳角、南北红外弦宽和麦卡托图(即姿态变化曲线)进行提前预测的方法，姿态控制过程对太阳(太阳角)、地球(红外弦宽)可见与否有一定要求，而不同起控时刻太阳角、南北红外弦宽的变化曲线是不同的，本方法为姿态控制最佳启控时刻的选定提供了一种计算方法，可以应用于方案论证阶段方案可行性分析、总体方案设计阶段等多种场景。
2、本方法优化了控制坐标系下卫星瞬时姿态的表现形式，采用麦卡托投影法的方式解决了将天球上的卫星姿态投影在圆柱筒上,再摊开成为平面图的方法，可以直观地表现卫星姿态变化曲线，姿态控制时可以实时地、有效地判定姿态控制偏差程度。
3、基于等倾角姿态控制的姿态预测软件，在实际使用过程中可根据需求设置控制时间、卫星轨道根数、初始姿态、目标姿态、星上相位控制角，实现了太阳角、南北红外弦宽及姿态的动态预测。
附图说明
图1是以太阳为基准而进行姿态控制的太阳角、南北红外弦宽和麦卡托图预测和实际控制效果图，预测结果与实际控制结果基本一致。
图2是以南中为基准而进行姿态控制的太阳角、南北红外弦宽和麦卡托图预测和实际控制效果图。实际执行时，未对目标姿态因卫星轨道随时间变化进行修正，预测结果与实际控制结果存在一些差异。
具体实施方式
以下结合附图实施例对本发明作进一步详细描述。
本发明涉及一种基于等倾角姿态控制的自旋稳定卫星姿态预测方法，所述方法包括以下步骤：
步骤A、判定等倾角姿态控制的参考基准，若参考基准为太阳基准，则进入步骤B；否则进入步骤M。
步骤B、若|θ0-θf|＜0.0035时(θ0、θf分别为卫星在太阳参考系中的初始和目标姿态的余纬角)，按式(1)进行姿态预测；否则进入步骤C。
Figure GDA0003201460820000071
式中，k(k＝0,1,2,…,N)为第k次喷气；ψ0为卫星初始姿态经度角；θ(k)、ψ(k)为第k次喷气时的卫星姿态，0＜θ(k)≤π、-π≤ψ(k)≤π；βL为星上相位控制角；ΔS为一个脉冲的理论角动量弧长，按(2)式计算
Figure GDA0003201460820000072
其中，S为控制弧长；N为实际控制次数；
Figure GDA0003201460820000073
为稳态旋转冲量；L为力臂；ξ为轴喷管偏角；Jz为绕自旋轴转动惯量；ω0为卫星转速。
步骤C、若|θ0-θf|≥0.0035时，按下式进行姿态预测
Figure GDA0003201460820000074
步骤D、计算麦卡托图坐标X(k)、Y(k)
Figure GDA0003201460820000075
步骤E、把太阳参考系的姿态按下式转到地心惯性系。
Figure GDA0003201460820000076
式中，
Figure GDA0003201460820000081
为第次喷气时刻预测得到的卫星在地心惯性系的姿态矢量；AIS为太阳参考系到地心惯性系转换矩阵，按(3)式计算，αs、δs为太阳的赤经赤纬；
Figure GDA0003201460820000082
为卫星在太阳参考系的姿态矢量，按(4)式计算。
Figure GDA0003201460820000083
Figure GDA0003201460820000084
步骤F、按(5)式计算预测时刻tk。
tk＝tc+k·2π/ω0(k＝0,1,2,…,N) (5)
式中，tc为起控时刻。
步骤G、按下式预测太阳角θs(k)。
θs(k)＝θ(k)
步骤H、按下式计算tk时刻地心方向矢量
Figure GDA0003201460820000085
Figure GDA0003201460820000086
Figure GDA0003201460820000087
式中，
Figure GDA0003201460820000088
为卫星的位置矢量；Ω为升交点赤经；ω为近地点幅角；f为真近点角。
步骤I、计算第k次喷气时的地球角θe(k)。
Figure GDA0003201460820000089
步骤J、按(6)、(7)式计算第k次喷气时的地心距r(k)和半张角ρ(k)。
r(k)＝a[1-ecosE(k)] (6)
ρ(k)＝sin-1[(Re+ha)/r(k)] (7)
式中，a、e为轨道半长轴、偏心率；E(k)卫为第k次喷气时的偏近点角；Re为地球赤道半径，Re＝6378.140km；ha为CO2吸收带高度ha＝20.0km。
步骤K、北红外弦宽ΦN(k)按下式进行预测。
Figure GDA0003201460820000091
式中，YN(k)按下式计算，γN为北红外探头安装角。
Figure GDA0003201460820000092
步骤L、南红外弦宽ΦS(k)按下式进行预测。
Figure GDA0003201460820000093
式中，YS(k)按下式计算，γS为南红外探头安装角。
Figure GDA0003201460820000094
步骤M、若|θE0-θEf|＜0.0035时(θE0、θEf分别为卫星在地球参考系中的初始和目标姿态的余纬角)，按式(8)进行姿态预测；否则进入步骤N。
Figure GDA0003201460820000095
式中，k(k＝0,1,2,…,N)为第k次喷气；ψE0为卫星初始姿态经度角；θE(k)、ψE(k)为第k次喷气时的卫星姿态，0＜θE(k)≤π、-π≤ψE(k)≤π；βL为星上相位控制角；ΔS为一个脉冲的理论角动量弧长，按(2)式计算。
步骤N、若|θE0-θEf|≥0.0035时，按下式进行姿态预测
Figure GDA0003201460820000096
步骤O、计算麦卡托图坐标X(k)、Y(k)
Figure GDA0003201460820000101
步骤P、把地球参考系的姿态按下式转到地心惯性系。
Figure GDA0003201460820000102
式中，
Figure GDA0003201460820000103
为第次喷气时刻预测得到的卫星在地心惯性系的姿态矢量；AEI为地球参考系到地心惯性系转换矩阵，按(9)式计算；
Figure GDA0003201460820000104
为卫星在地球参考系的姿态矢量，按(10)式计算。
Figure GDA0003201460820000105
Figure GDA0003201460820000106
式中，Ω为升交点赤经；u＝ω+f，ω为近地点幅角；f为真近点角。
步骤Q、按(5)式计算预测时刻tk。
步骤R、按下式预测太阳角θs(k)。
Figure GDA0003201460820000107
式中，
Figure GDA0003201460820000108
为tk时刻的太阳方向矢量。
步骤S、计算第k次喷气时的地球角θe(k)。
θe(k)＝θE(k)
步骤T、按(6)、(7)式计算第k次喷气时的地心距r(k)和半张角ρ(k)。
步骤U、北红外弦宽ΦN(k)按下式进行预测。
Figure GDA0003201460820000109
式中，YN(k)按下式计算，γN为北红外探头安装角。
Figure GDA0003201460820000111
步骤V、南红外弦宽ΦS(k)按下式进行预测。
Figure GDA0003201460820000112
式中，YS(k)按下式计算，γS为南红外探头安装角。
Figure GDA0003201460820000113
除上述实施例外，本发明还包括有其他实施方式，凡采用等同变换或者等效替换方式形成的技术方案，均应落入本发明权利要求的保护范围之内。

Claims (2)

1.一种基于等倾角姿态控制的自旋稳定卫星姿态预测方法，其特征在于：所述方法以自旋稳定卫星在参考坐标系下的初始姿态、目标姿态和姿控量为输入，对卫星姿态进行预测，计算麦卡托图坐标，并对太阳角、北红外弦宽、南红外弦宽进行预测，参考基准为太阳基准，所述方法包括以下步骤：
步骤一、若|θ0-θf|＜0.0035时，θ0、θf分别为自旋稳定卫星在太阳参考系中的初始和目标姿态的余纬角，按式(1)进行姿态预测；否则进入步骤三，
Figure FDA0003201460810000011
式中，k(k＝0,1,2,…,N)为卫星第k次喷气；ψ0为卫星初始姿态经度角；θ(k)、ψ(k)为第k次喷气时的卫星姿态，0＜θ(k)≤π、-π≤ψ(k)≤π；βL为星上相位控制角；ΔS为一个脉冲的理论角动量弧长，按(2)式计算ΔS：
Figure FDA0003201460810000012
其中，S为脉冲控制弧长；N为脉冲实际控制次数；
Figure FDA0003201460810000013
为稳态旋转冲量；L为力臂；ξ为轴喷管偏角；Jz为绕自旋轴转动惯量；ω0为卫星转速；
步骤二、若|θ0-θf|≥0.0035时，按下式进行姿态预测：
Figure FDA0003201460810000014
步骤三、通过下式计算麦卡托图坐标X(k)、Y(k)
Figure FDA0003201460810000015
步骤四、把太阳参考系的卫星姿态按下式转到地心惯性系
Figure FDA0003201460810000016
式中，
Figure FDA0003201460810000021
为第k次喷气时刻预测得到的卫星在地心惯性系的姿态矢量；AIS为太阳参考系到地心惯性系转换矩阵，按(3)式计算，αs、δs为太阳的赤经、赤纬；
Figure FDA0003201460810000022
为卫星在太阳参考系的姿态矢量，按(4)式计算：
Figure FDA0003201460810000023
Figure FDA0003201460810000024
步骤五、预测太阳角
按(5)式计算预测时刻tk：
tk＝tc+k·2π/ω0 (k＝0,1,2,…,N) (5)
式中，tc为起控时刻；通过公式θs(k)＝θ(k)预测太阳角θs(k)；
步骤六、按下式计算tk时刻卫星地心方向矢量
Figure FDA0003201460810000025
Figure FDA0003201460810000026
Figure FDA0003201460810000027
式中，
Figure FDA0003201460810000028
为卫星的位置矢量；Ω为升交点赤经；ω为近地点幅角；f为真近点角；
步骤七、计算卫星第k次喷气时的地球角θe(k)
Figure FDA0003201460810000029
步骤八、按(6)、(7)式计算第k次喷气时卫星的地心距r(k)和半张角ρ(k)
r(k)＝a[1-ecosE(k)] (6)
ρ(k)＝sin-1[(Re+ha)/r(k)] (7)
式中，a、e为轨道半长轴、偏心率；E(k)卫为第k次喷气时的偏近点角；Re为地球赤道半径，Re＝6378.140km；ha为CO2吸收带高度ha＝20.0km；
步骤九、北红外弦宽ΦN(k)按下式进行预测
Figure FDA0003201460810000031
式中，YN(k)按下式计算，γN为北红外探头安装角，
Figure FDA0003201460810000032
步骤十、南红外弦宽ΦS(k)按下式进行预测
Figure FDA0003201460810000033
式中，YS(k)按下式计算，γS为南红外探头安装角，
Figure FDA0003201460810000034
2.一种基于等倾角姿态控制的自旋稳定卫星姿态预测方法，其特征在于：参考基准为地球基准，所述方法包括以下步骤：
步骤一、若|θE0-θEf|＜0.0035时，θE0、θEf分别为卫星在地球参考系中的初始和目标姿态的余纬角，按式(8)进行姿态预测；否则进入步骤二；
Figure FDA0003201460810000035
式中，k(k＝0,1,2,…,N)为卫星第k次喷气；ψE0为卫星初始姿态经度角；θE(k)、ψE(k)为第k次喷气时的卫星姿态，0＜θE(k)≤π、-π≤ψE(k)≤π；βL为星上相位控制角；ΔS为一个脉冲的理论角动量弧长，按(2)式计算；
步骤二、若|θE0-θEf|≥0.0035时，按下式进行卫星姿态预测
Figure FDA0003201460810000036
步骤三、计算麦卡托图坐标X(k)、Y(k)
Figure FDA0003201460810000041
步骤四、把地球参考系的卫星姿态按下式转到地心惯性系
Figure FDA0003201460810000042
式中，
Figure FDA0003201460810000043
为卫星第k次喷气时刻预测得到的卫星在地心惯性系的姿态矢量；AEI为地球参考系到地心惯性系转换矩阵，按(9)式计算；
Figure FDA0003201460810000044
为卫星在地球参考系的姿态矢量，按(10)式计算；
Figure FDA0003201460810000045
Figure FDA0003201460810000046
式中，Ω为升交点赤经；u＝ω+f，ω为近地点幅角；f为真近点角；i为轨道倾角；
步骤五、预测太阳角
按下式计算预测时刻tk：
tk＝tc+k·2π/ω0 (k＝0,1,2,…,N)
式中，tc为起控时刻；通过公式
Figure FDA0003201460810000047
预测太阳角θs(k)；
式中，
Figure FDA0003201460810000048
为tk时刻的太阳方向矢量；
步骤六、计算卫星第k次喷气时的地球角θe(k)
θe(k)＝θE(k)
步骤七、按公式r(k)＝a[1-ecosE(k)]和ρ(k)＝sin-1[(Re+ha)/r(k)]分别计算卫星第k次喷气时的地心距r(k)和半张角ρ(k)，式中，a、e为轨道半长轴、偏心率；E(k)卫为第k次喷气时的偏近点角；Re为地球赤道半径，Re＝6378.140km；ha为CO2吸收带高度ha＝20.0km；
步骤八、北红外弦宽ΦN(k)按下式进行预测
Figure FDA0003201460810000051
式中，YN(k)按下式计算，γN为北红外探头安装角
Figure FDA0003201460810000052
步骤九、南红外弦宽ΦS(k)按下式进行预测
Figure FDA0003201460810000053
式中，YS(k)按下式计算，γS为南红外探头安装角
Figure FDA0003201460810000054
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* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN112810840B (zh) * 2021-02-26 2022-07-01 中国人民解放军国防科技大学 响应激活与待命潜伏结合的卫星在轨运行方法和装置
CN113184220B (zh) * 2021-04-21 2021-11-19 中国人民解放军63923部队 一种地球同步轨道通信卫星的轨道控制方法及装置

Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN1052828A (zh) * 1989-12-30 1991-07-10 国际电信卫星组织 同步卫星姿态指向误差修正系统及方法
CN1789082A (zh) * 2005-12-16 2006-06-21 西安电子科技大学 在轨地球同步自旋卫星红外弦宽差分定姿方法
CN102267574A (zh) * 2011-04-29 2011-12-07 航天东方红卫星有限公司 敏捷卫星成像侧摆推扫速度失配时的姿态补偿方法
CN105353763A (zh) * 2015-12-01 2016-02-24 哈尔滨工业大学 一种非合作目标航天器相对轨道姿态有限时间控制方法
CN109484674A (zh) * 2018-10-12 2019-03-19 湖北航天技术研究院总体设计所 一种基于目标轨道参数的实时轨道机动控制方法
CN109552670A (zh) * 2018-12-03 2019-04-02 西安四方星途测控技术有限公司 一种小推力控制在地球静止同步卫星轨道倾角保持中的应用

Patent Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN1052828A (zh) * 1989-12-30 1991-07-10 国际电信卫星组织 同步卫星姿态指向误差修正系统及方法
CN1789082A (zh) * 2005-12-16 2006-06-21 西安电子科技大学 在轨地球同步自旋卫星红外弦宽差分定姿方法
CN102267574A (zh) * 2011-04-29 2011-12-07 航天东方红卫星有限公司 敏捷卫星成像侧摆推扫速度失配时的姿态补偿方法
CN105353763A (zh) * 2015-12-01 2016-02-24 哈尔滨工业大学 一种非合作目标航天器相对轨道姿态有限时间控制方法
CN109484674A (zh) * 2018-10-12 2019-03-19 湖北航天技术研究院总体设计所 一种基于目标轨道参数的实时轨道机动控制方法
CN109552670A (zh) * 2018-12-03 2019-04-02 西安四方星途测控技术有限公司 一种小推力控制在地球静止同步卫星轨道倾角保持中的应用

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* Cited by examiner, † Cited by third party
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基于等倾角进动的自旋卫星姿态控制方法;王恒等;《飞行器测控学报》;20120831;第31卷(第4期);第20-24页 *

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