CN110816892B - 一种低轨道地磁蓄能在轨投送的航天器章动抑制方法 - Google Patents

一种低轨道地磁蓄能在轨投送的航天器章动抑制方法 Download PDF

Info

Publication number
CN110816892B
CN110816892B CN201910960014.0A CN201910960014A CN110816892B CN 110816892 B CN110816892 B CN 110816892B CN 201910960014 A CN201910960014 A CN 201910960014A CN 110816892 B CN110816892 B CN 110816892B
Authority
CN
China
Prior art keywords
delivery
connecting rod
orbit
spacecraft
space target
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
CN201910960014.0A
Other languages
English (en)
Other versions
CN110816892A (zh
Inventor
李文皓
张珩
冯冠华
张琛
杨磊
吕林立
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.)
Institute of Mechanics of CAS
Original Assignee
Institute of Mechanics of CAS
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 Institute of Mechanics of CAS filed Critical Institute of Mechanics of CAS
Priority to CN201910960014.0A priority Critical patent/CN110816892B/zh
Publication of CN110816892A publication Critical patent/CN110816892A/zh
Priority to US17/638,870 priority patent/US11530054B2/en
Priority to PCT/CN2020/097729 priority patent/WO2021068554A1/zh
Application granted granted Critical
Publication of CN110816892B publication Critical patent/CN110816892B/zh
Active legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

Images

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
    • 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
    • B64G1/32—Guiding or controlling apparatus, e.g. for attitude control using earth's magnetic field
    • 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
    • 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
    • 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
    • B64G1/38—Guiding or controlling apparatus, e.g. for attitude control damping of oscillations, e.g. nutation dampers
    • 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
    • B64G1/64—Systems for coupling or separating cosmonautic vehicles or parts thereof, e.g. docking arrangements
    • 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
    • B64G1/64—Systems for coupling or separating cosmonautic vehicles or parts thereof, e.g. docking arrangements
    • B64G1/646—Docking or rendezvous systems
    • B64G1/6462—Docking or rendezvous systems characterised by the means for engaging other vehicles
    • 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
    • B64G1/66—Arrangements or adaptations of apparatus or instruments, not otherwise provided for

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Remote Sensing (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Radar, Positioning & Navigation (AREA)
  • Life Sciences & Earth Sciences (AREA)
  • Environmental & Geological Engineering (AREA)
  • General Life Sciences & Earth Sciences (AREA)
  • Geochemistry & Mineralogy (AREA)
  • Geology (AREA)
  • Automation & Control Theory (AREA)
  • Control Of Position, Course, Altitude, Or Attitude Of Moving Bodies (AREA)

Abstract

本发明涉及地磁蓄能在轨投送领域，公开了一种低轨道地磁蓄能在轨投送的航天器章动抑制方法，包括：S1，投送连杆沿长度方向上滑动连接有两个质量块，调整航天器系统的质心通过主连接轴；S2，在航天器系统抓取空间目标或离轨碎片后，空间目标或离轨碎片保持于投送连杆的相应位置后，对待投送空间目标或离轨碎片的投送连杆的质心和惯量主轴分别进行测量标定和调整S3，蓄能投送；S4，对投送完空间目标或离轨碎片的投送连杆的质心和转动惯量分别进行调整；S5，消能卸载；S6，航天器系统准备抓取下一个空间目标或离轨碎片，进入下一个投送工作循环。本发明在地磁蓄能旋转投送‑消能卸载‑再次投送准备过程中的几个状态突变前后，有效地抑制航天器系统在轨自由章动的能力。

Description

一种低轨道地磁蓄能在轨投送的航天器章动抑制方法
技术领域
本发明涉及低轨道地磁蓄能在轨投送技术领域，尤其是涉及一种低轨道地磁蓄能在轨投送的航天器章动抑制方法。
背景技术
航天器系统在低轨道空间使用地磁蓄能方法进行在轨投送目标时，会存在一个重大问题是：航天器系统的投送机构所旋绕的旋转轴可能不通过航天器系统的质心，这会导致航天器系统发生旋转章动现象，在低轨道空间中没有空气阻尼的环境下，章动现象对于航天器系统是非常危险的。
影响航天器系统的旋转轴不通过其质心有以下几个方面的因素：1）航天器系统的自身状态发生改变，比如在轨工作时消耗了部分燃料，或者是其所携带的设备、负载等发生了位置移动或旋动；2）航天器系统抓取了不确定的空间目标或者离轨碎片，导致航天器系统的质量和质心均发生不确定变化；3）航天器系统投送空间目标或者离轨碎片的瞬时，航天器系统的质量和质心亦会发生变化。
针对航天器系统在投送空间目标或者离轨碎片的瞬时，航天器系统的质量和质心也会发生相应变化的情况，亟需设计研发一种低轨道地磁蓄能在轨投送的航天器章动抑制方法。
发明内容
本发明的目的是提供一种低轨道地磁蓄能在轨投送的航天器章动抑制方法，在地磁蓄能旋转投送-消能卸载-再次投送准备过程中的几个状态突变前后，有效地抑制航天器系统在轨自由章动的能力。
本发明的上述目的是通过以下技术方案得以实现的：
一种低轨道地磁蓄能在轨投送的航天器章动抑制方法，包括有以下控制步骤：
S1，航天器系统分为由主连接轴相固接的航天器主体一、航天器主体二，主连接轴上转动设置有与其相垂直的投送连杆，投送连杆沿长度方向上滑动连接有两个质量块，调整航天器系统的质心通过主连接轴；
S2，在航天器系统抓取空间目标或离轨碎片后，空间目标或离轨碎片保持于投送连杆的相应位置后，对待投送空间目标或离轨碎片的投送连杆的质心和惯量主轴分别进行测量标定和调整，调整后的该投送连杆所绕的主连接轴通过抓取空间目标或离轨碎片后的航天器系统的质心，且与该投送连杆旋转方向的惯量主轴相重叠，同时该投送连杆绕主连接轴垂直旋转的投送平面通过抓取空间目标或离轨碎片后的航天器系统的质心；
S3，蓄能投送：对待投送空间目标或离轨碎片的投送连杆进行蓄能加速，驱动其绕主连接轴垂直旋转；
S4，当达到空间目标或离轨碎片的投送要求时，即投送空间目标或离轨碎片，对投送完空间目标或离轨碎片的投送连杆的质心和转动惯量分别进行调整；
S5，消能卸载：卸载过程为蓄能投送的逆过程，消能卸载绕主连接轴垂直旋转的投送连杆的转动惯量，直至停止旋转；
S6，航天器系统准备抓取下一个空间目标或离轨碎片，进入下一个投送工作循环。
通过采用上述技术方案，航天器系统采用分体式结构，并在主连接轴上联接有用于测量航天器系统质心是否通过主连接轴的直线伸缩机构，投送连杆沿长度方向上滑动连接有用于调节其质心的质量块，投送连杆的端部设有用于保持空间目标或离轨碎片的保持架，并合理分配姿态旋转测量和质心调整的顺序，使得在地磁蓄能旋转投送-消能卸载-再次投送准备的过程中几个状态的突变前后，航天器系统的质心始终处于主连接轴与突变的转动惯量平面内的交点，从而有效抑制航天器系统由于旋转的惯量主轴不通过质心而造成章动问题。
本发明进一步设置为：所述步骤S1的具体调整步骤如下：
(1) 在航天器系统抓取待投送的空间目标或离轨碎片之前，将投送连杆上的两个质量块均滑动回至主连接轴上；
(2)联接于主连接轴上的直线伸缩装置执行伸缩作业，伸长或收缩主连接轴两端连接的航天器主体一、航天器主体二之间的相对位置，测量在直线伸缩装置的伸缩过程中航天器系统的姿态旋转变化，当航天器系统发生姿态旋转变化，即得航天器系统的质心不通过主连接轴；
（3）调整航天器主体一、航天器主体二内部的质量分布，再重复步骤（2），直至在直线伸缩装置的伸缩过程中，航天器系统不再发生姿态旋转变化，即完成调整航天器系统的质心通过主连接轴；
（4）滑动投送连杆上两个质量块的位置，在质量块滑动过程中，测量航天器系统发生姿态旋转变化，即得航天器系统的质心不通过投送连杆绕主连接轴垂直旋转的投送平面内；
（5）直线伸缩装置执行伸缩作业，直至在直线伸缩装置的某一伸缩状态下重复步骤（4），航天器系统不再发生姿态旋转变化，则航天器系统的质心同时位于主连接轴上、投送连杆绕主连接轴垂直旋转的投送平面内，再将投送连杆上的两个质量块滑动回至主连接轴上；即在空载条件下，标定直线伸缩装置的该伸缩状态为相对应的投送连杆的空载0位；
（6）按照上述步骤分别标定在空载条件下各个投送连杆相对应的直线伸缩装置的伸缩状态的空载0位。
通过采用上述技术方案，在航天器系统抓取空间目标或离轨碎片之前，沿投送连杆长度方向上滑动两个质量块，调整航天器系统的质心通过主连接轴，从而标定在空载条件下各个投送连杆相对应的直线伸缩装置的伸缩状态的空载0位。
本发明进一步设置为：所述步骤S2的具体调整步骤如下：
（1）航天器系统抓取待投送的空间目标或离轨碎片，将空间目标或离轨碎片保持于投送连杆的相应位置后，沿投送连杆的长度方向滑动两个质量块的位置，直至在直线伸缩装置的伸缩过程中，测量航天器系统不再发生姿态旋转变化，即得两个质量块位于待投送空间目标或离轨碎片的投送连杆上的平衡位置，待投送空间目标或离轨碎片的投送连杆的质心通过主连接轴；
（2）直线伸缩装置调整至与该投送连杆相对应的空载0位的伸缩状态；
（3）分析该投送连杆上质量确定的两个质量块的位置，使得两个质量块相对于其所绕的主连接轴的转动惯量最小，并结合两个质量块位于待投送空间目标或离轨碎片的投送连杆上的平衡位置，即得待投送空间目标或离轨碎片的投送连杆上两个质量块所定的优化位置，标定为航天器系统抓取空间目标或离轨碎片后该投送连杆的待投送0位；
（4）按照上述步骤分别标定航天器系统抓取空间目标或离轨碎片后各个投送连杆的待投送0位，即完成航天器系统抓取空间目标或离轨碎片后的质心调整。
通过采用上述技术方案，对待投送空间目标或离轨碎片的投送连杆的质心和惯量主轴分别进行测量标定和调整，实现该投送连杆所绕的主连接轴通过抓取空间目标或离轨碎片后的航天器系统的质心，且与该投送连杆旋转方向的惯量主轴相重叠，同时该投送连杆绕主连接轴垂直旋转的投送平面通过抓取空间目标或离轨碎片后的航天器系统的质心。
本发明进一步设置为：所述航天器系统发生的姿态旋转变化为俯仰、偏航或滚转角度变化。
通过采用上述技术方案，通过测量航天器系统发生的姿态旋转变化，实现判断航天器系统的质心是否通过主连接轴的目的。
本发明进一步设置为：当所述主连接轴上转动设置有一个与其相垂直的投送连杆，所述步骤S3中投送连杆采用地磁蓄能方法进行蓄能加速旋转。
通过采用上述技术方案，针对主连接轴上转动设置有一个投送连杆的航天器系统，正交强磁矩生成装置在地磁场的外力矩与反作用于力矩传动机构的传动支座受到单向旋转件的内力矩相平衡，航天器系统在蓄能加速过程中不会发生姿态的加速旋转的情况。
本发明进一步设置为：当所述主连接轴上转动设置有两个与其相垂直的投送连杆，所述步骤S3中两个投送连杆采用对转传动机构驱动其进行蓄能加速反向旋转。
通过采用上述技术方案，针对主连接轴上转动设置有两个投送连杆的航天器系统，不采用地磁蓄能的加速方式，对转传动机构的固定支座受到正向旋转件反作用的内力矩与受到反向旋转件反作用的内力矩相平衡，航天器系统在蓄能加速过程中不会发生姿态的加速旋转的情况。
本发明进一步设置为：所述步骤S4中对投送完空间目标或离轨碎片的投送连杆具体调整步骤如下：调整投送完空间目标或离轨碎片的投送连杆上两个质量块的位置，将该投送连杆的质心调回至主连接轴上，且该投送连杆绕主连接轴旋转的转动惯量与投送完空间目标或离轨碎片的瞬时转动惯量相等。
通过采用上述技术方案，针对主连接轴上转动设置有一个投送连杆的航天器系统，完成投送完空间目标或离轨碎片的投送连杆的质心和转动惯量的调整作业。
本发明进一步设置为：所述步骤S4中对投送完空间目标或离轨碎片的投送连杆具体调整步骤如下：
（1）调整投送完一号空间目标或离轨碎片的投送连杆上两个质量块的位置，将该投送连杆的质心调回至主连接轴上，且该投送连杆绕主连接轴旋转的转动惯量与投送完一号空间目标或离轨碎片的瞬时转动惯量相等；
（2）直线伸缩装置执行伸缩作业，将航天器系统的质心调整至待投送二号空间目标或离轨碎片的投送连杆绕主连接轴垂直旋转的投送平面内；当达到投送要求时，即投送二号空间目标或离轨碎片；
（3）调整投送完二号空间目标或离轨碎片的投送连杆上两个质量块的位置，将该投送连杆的质心调回至主连接轴上，且该投送连杆绕主连接轴旋转的转动惯量与投送完二号空间目标或离轨碎片的瞬时转动惯量相等。
通过采用上述技术方案，针对主连接轴上转动设置有两个投送连杆的航天器系统，依次完成投送完空间目标或离轨碎片的两个投送连杆的质心和转动惯量的调整作业。
本发明进一步设置为：所述步骤S5中消能卸载的具体步骤为采用正交强磁矩生成装置产生的磁力矩反向作用于持续旋转的投送连杆的转动惯量。
通过采用上述技术方案，针对主连接轴上转动设置有一个投送连杆的航天器系统，正交强磁矩生成装置产生的磁力矩反向作用于持续旋转的投送连杆的转动惯量，从而消能卸载绕主连接轴垂直旋转的投送连杆的转动惯量，直至停止旋转。
本发明进一步设置为：所述步骤S5中消能卸载的具体步骤为采用正交强磁矩生成装置产生的磁力矩反向作用于两个持续对向旋转的投送连杆的剩余转动惯量。
通过采用上述技术方案，针对主连接轴上转动设置有两个投送连杆的航天器系统，正交强磁矩生成装置产生的磁力矩反向作用于持续旋转的两个投送连杆的剩余转动惯量，从而消能卸载绕主连接轴垂直旋转的两个投送连杆的转动惯量，直至停止旋转。
综上所述，本发明的有益技术效果为：
1.航天器系统采用分体式结构，并在主连接轴上联接有用于测量航天器系统质心是否通过主连接轴的直线伸缩机构，投送连杆沿长度方向上滑动连接有用于调节其质心的质量块，投送连杆的端部设有用于保持空间目标或离轨碎片的保持架，本发明的抑制方法合理分配姿态旋转测量和质心调整的顺序，使得在地磁蓄能旋转投送-消能卸载-再次投送准备的过程中几个状态的突变前后，航天器系统的质心始终处于主连接轴与突变的转动惯量平面内的交点，从而有效抑制航天器系统由于旋转的惯量主轴不通过质心而造成章动问题；
2.在消能卸载过程中，正交强磁矩生成装置产生的磁力矩反向作用于持续旋转的投送连杆的转动惯量，从而消能卸载绕主连接轴垂直旋转的投送连杆的转动惯量，直至停止旋转，以防止航天器系统发生姿态旋转变化；
3.在航天器系统抓取空间目标或离轨碎片后，实现待投送空间目标或离轨碎片的投送连杆所绕的主连接轴通过抓取空间目标或离轨碎片后的航天器系统的质心，且与该投送连杆旋转方向的惯量主轴相重叠，同时该投送连杆绕主连接轴垂直旋转的投送平面通过抓取空间目标或离轨碎片后的航天器系统的质心。
附图说明
图1是本发明抑制方法的控制流程图。
图2是本发明实施例一的航天器系统结构示意图。
图3是本发明实施例二的航天器系统结构示意图。
图中标号，1、航天器主体一；2、航天器主体二；3、主连接轴；4、直线伸缩机构；5、正交强磁矩生成装置；6、力矩传动机构；61、传动支座；62、单向旋转件；7、投送连杆；71、保持机构；72、质量块；8、对转传动机构；81、固定支座；82、正向旋转件；83、反向旋转件。
具体实施方式
以下结合附图对本发明作进一步详细说明。
实施例一：
参照图1、2，为本发明公开的一种低轨道地磁蓄能在轨投送的航天器章动抑制方法，包括有以下控制步骤：
S1，航天器系统分为由主连接轴3相固接的航天器主体一1、航天器主体二2，主连接轴3上转动设置有一个与其相垂直的投送连杆7，投送连杆7沿长度方向上滑动连接有两个质量块72，调整航天器系统的质心通过主连接轴3；具体调整步骤如下：
(1) 在航天器系统抓取待投送的空间目标或离轨碎片之前，将投送连杆7上的两个质量块72均滑动回至主连接轴3上；
(2)联接于主连接轴3上的直线伸缩装置执行伸缩作业，伸长或收缩主连接轴3两端连接的航天器主体一1、航天器主体二2之间的相对位置，测量在直线伸缩装置的伸缩过程中航天器系统姿态旋转变化，航天器系统发生的姿态旋转变化为俯仰、偏航或滚转角度变化，当航天器系统发生姿态旋转变化，即得航天器系统的质心不通过主连接轴3；
（3）调整航天器主体一1、航天器主体二2内部的质量分布，再重复步骤（2），直至在直线伸缩装置的伸缩过程中，航天器系统不再发生姿态旋转变化，即完成调整航天器系统的质心通过主连接轴3；
（4）滑动投送连杆7上两个质量块72的位置，在质量块72滑动过程中，测量航天器系统发生姿态旋转变化，即得航天器系统的质心不通过投送连杆7绕主连接轴3垂直旋转的投送平面内；
（5）直线伸缩装置执行伸缩作业，直至在直线伸缩装置的某一伸缩状态下重复步骤（4），航天器系统不再发生姿态旋转变化，则航天器系统的质心同时位于主连接轴3上、投送连杆7绕主连接轴3垂直旋转的投送平面内，再将投送连杆7上的两个质量块72滑动回至主连接轴3上；即在空载条件下，标定直线伸缩装置的该伸缩状态为相对应的投送连杆7的空载0位；
S2，在航天器系统抓取空间目标或离轨碎片后，空间目标或离轨碎片保持于投送连杆7的相应位置后，对待投送空间目标或离轨碎片的投送连杆7的质心和惯量主轴分别进行测量标定和调整，调整后的该投送连杆7所绕的主连接轴3通过抓取空间目标或离轨碎片后的航天器系统的质心，且与该投送连杆7旋转方向的惯量主轴相重叠，同时该投送连杆7绕主连接轴3垂直旋转的投送平面通过抓取空间目标或离轨碎片后的航天器系统的质心；具体调整步骤如下：
（1）航天器系统抓取待投送的空间目标或离轨碎片，将空间目标或离轨碎片保持于投送连杆7的相应位置后，沿投送连杆7的长度方向滑动两个质量块72的位置，直至在直线伸缩装置的伸缩过程中，测量航天器系统不再发生姿态旋转变化，即得两个质量块72位于待投送空间目标或离轨碎片的投送连杆7上的平衡位置，待投送空间目标或离轨碎片的投送连杆7的质心通过主连接轴3；
（2）直线伸缩装置调整至与该投送连杆7相对应的空载0位的伸缩状态；
（3）分析该投送连杆7上质量确定的两个质量块72的位置，使得两个质量块72相对于其所绕的主连接轴3的转动惯量最小，并结合两个质量块72位于待投送空间目标或离轨碎片的投送连杆7上的平衡位置，即得待投送空间目标或离轨碎片的投送连杆7上两个质量块72所定的优化位置，标定为航天器系统抓取空间目标或离轨碎片后该投送连杆7的待投送0位，即完成航天器系统抓取空间目标或离轨碎片后的质心调整；
S3，蓄能投送：对待投送空间目标或离轨碎片的投送连杆7进行蓄能加速，驱动其绕主连接轴3垂直旋转；投送连杆7采用地磁蓄能方法进行蓄能加速旋转；
S4，当达到空间目标或离轨碎片的投送要求时，即投送空间目标或离轨碎片；对投送完空间目标或离轨碎片的投送连杆7的质心和转动惯量分别进行调整；具体调整步骤如下：调整投送完空间目标或离轨碎片的投送连杆7上两个质量块72的位置，将该投送连杆7的质心调回至主连接轴3上，且该投送连杆7绕主连接轴3旋转的转动惯量与投送完空间目标或离轨碎片的瞬时转动惯量相等；
S5，消能卸载：卸载过程为蓄能投送的逆过程，消能卸载绕主连接轴3垂直旋转的投送连杆7的转动惯量，采用正交强磁矩生成装置5产生的磁力矩反向作用于持续旋转的投送连杆7的转动惯量，直至停止旋转；
S6，航天器系统准备抓取下一个空间目标或离轨碎片，进入下一个投送工作循环。
其中，该航天器系统包括有航天器主体一1、航天器主体二2，航天器主体一1与航天器主体二2之间通过主连接轴3相固定连接，航天器主体系统分布于主连接轴3两端的航天器主体一1、航天器主体二2上；主连接轴3上联接有用于调节航天器系统质心通过主连接轴3的直线伸缩机构4，主连接轴3中部转动设置有一个与其相垂直的投送连杆7，投送连杆7沿长度方向上滑动连接有两个质量块72，且投送连杆7端部设有用于保持空间目标或离轨碎片的保持机构71；主连接轴3上固定安装有正交强磁矩生成装置5、力矩传动机构6，力矩传动机构6包括有固定于主连接轴3上的传动支座61、用于驱动投送连杆7绕主连接轴3旋转的单向旋转件62，单向旋转件62转动安装于传动支座61上；启动工作的力矩传动机构6的传动支座61与单向旋转件62之间形成相互作用的内力矩，当力矩传动机构6的投送连杆7处于地磁蓄能旋转投送状态，力矩传动机构6的传动支座61受到单向旋转件62反作用的内力矩与正交强磁矩生成装置5受到地磁场的外力矩为方向相反、大小相同；正交强磁矩生成装置5由两个正交配置的螺线圈构成，且两个螺线圈的平面均与主连接轴3相垂直，正交强磁矩生成装置5还包括有低温系统，且两个正交配置的螺线圈均采用超导体材料制成。
航天器主体系统包括能源子系统、控制系统、通讯系统、轨/姿测量敏感器、太阳能电池阵列及辅助作业载荷；直线伸缩机构4与能源子系统或太阳能电池阵列相电连接，并与控制器相控制连接；直线伸缩机构4的两个伸缩端分别与主连接轴3的左半段、右半段相固接，在直线伸缩机构4的伸缩过程中，主连接轴3的左半段、右半段位于同一直线上。正交强磁矩生成装置5与能源子系统或太阳能电池阵列相电连接，并与控制器相控制连接；力矩传动机构6与能源子系统或太阳能电池阵列相电连接，并与控制器相控制连接，力矩传动机构6为力矩电机，传动支座61为力矩电机的定子组件，单向旋转件62为力矩电机的转子组件。
实施例二：
参见图1、3，为本发明公开的一种低轨道地磁蓄能在轨投送的航天器章动抑制方法，包括有以下控制步骤：
S1，航天器系统分为由主连接轴3相固接的航天器主体一1、航天器主体二2，主连接轴3上转动设置有两个与其相垂直的投送连杆7，投送连杆7沿长度方向上滑动连接有两个质量块72，调整航天器系统的质心通过主连接轴3；具体调整步骤如下：
(1) 在航天器系统抓取待投送的空间目标或离轨碎片之前，将投送连杆7上的两个质量块72均滑动回至主连接轴3上；
(2)联接于主连接轴3上的直线伸缩装置执行伸缩作业，伸长或收缩主连接轴3两端连接的航天器主体一1、航天器主体二2之间的相对位置，测量在直线伸缩装置的伸缩过程中航天器系统姿态旋转变化，航天器系统发生的姿态旋转变化为俯仰、偏航或滚转角度变化，当航天器系统发生姿态旋转变化，即得航天器系统的质心不通过主连接轴3；
（3）调整航天器主体一1、航天器主体二2内部的质量分布，再重复步骤（2），直至在直线伸缩装置的伸缩过程中，航天器系统不再发生姿态旋转变化，即完成调整航天器系统的质心通过主连接轴3；
（4）滑动投送连杆7上两个质量块72的位置，在质量块72滑动过程中，测量航天器系统发生姿态旋转变化，即得航天器系统的质心不通过投送连杆7绕主连接轴3垂直旋转的投送平面内；
（5）直线伸缩装置执行伸缩作业，直至在直线伸缩装置的某一伸缩状态下重复步骤（4），航天器系统不再发生姿态旋转变化，则航天器系统的质心同时位于主连接轴3上、投送连杆7绕主连接轴3垂直旋转的投送平面内，再将投送连杆7上的两个质量块72滑动回至主连接轴3上；即在空载条件下，标定直线伸缩装置的该伸缩状态为相对应的投送连杆7的空载0位；
（6）按照上述步骤分别标定在空载条件下各个投送连杆7相对应的直线伸缩装置的伸缩状态的空载0位；
S2，在航天器系统抓取空间目标或离轨碎片后，空间目标或离轨碎片保持于投送连杆7的相应位置后，对待投送空间目标或离轨碎片的投送连杆7的质心和惯量主轴分别进行测量标定和调整，调整后的该投送连杆7所绕的主连接轴3通过抓取空间目标或离轨碎片后的航天器系统的质心，且与该投送连杆7旋转方向的惯量主轴相重叠，同时该投送连杆7绕主连接轴3垂直旋转的投送平面通过抓取空间目标或离轨碎片后的航天器系统的质心；具体调整步骤如下：
（1）航天器系统抓取待投送的空间目标或离轨碎片，将空间目标或离轨碎片保持于投送连杆7的相应位置后，沿投送连杆7的长度方向滑动两个质量块72的位置，直至在直线伸缩装置的伸缩过程中，测量航天器系统不再发生姿态旋转变化，即得两个质量块72位于待投送空间目标或离轨碎片的投送连杆7上的平衡位置，待投送空间目标或离轨碎片的投送连杆7的质心通过主连接轴3；
（2）直线伸缩装置调整至与该投送连杆7相对应的空载0位的伸缩状态；
（3）分析该投送连杆7上质量确定的两个质量块72的位置，使得两个质量块72相对于其所绕的主连接轴3的转动惯量最小，并结合两个质量块72位于待投送空间目标或离轨碎片的投送连杆7上的平衡位置，即得待投送空间目标或离轨碎片的投送连杆7上两个质量块72所定的优化位置，标定为航天器系统抓取空间目标或离轨碎片后该投送连杆7的待投送0位；
（4）按照上述步骤分别标定航天器系统抓取空间目标或离轨碎片后各个投送连杆7的待投送0位；即完成航天器系统抓取空间目标或离轨碎片后的质心调整；
S3，蓄能投送：对待投送空间目标或离轨碎片的投送连杆7进行蓄能加速，驱动其绕主连接轴3垂直旋转；两个投送连杆7采用对转传动机构8驱动其进行蓄能加速反向旋转；
S4，当达到空间目标或离轨碎片的投送要求时，即投送空间目标或离轨碎片；对投送完空间目标或离轨碎片的投送连杆7的质心和转动惯量分别进行调整；具体调整步骤如下：
（1）调整投送完一号空间目标或离轨碎片的投送连杆7上两个质量块72的位置，将该投送连杆7的质心调回至主连接轴3上，且该投送连杆7绕主连接轴3旋转的转动惯量与投送完一号空间目标或离轨碎片的瞬时转动惯量相等；
（2）直线伸缩装置执行伸缩作业，将航天器系统的质心调整至待投送二号空间目标或离轨碎片的投送连杆7绕主连接轴3垂直旋转的投送平面内；当达到投送要求时，即投送二号空间目标或离轨碎片；
（3）调整投送完二号空间目标或离轨碎片的投送连杆7上两个质量块72的位置，将该投送连杆7的质心调回至主连接轴3上，且该投送连杆7绕主连接轴3旋转的转动惯量与投送完二号空间目标或离轨碎片的瞬时转动惯量相等；
S5，消能卸载：卸载过程为蓄能投送的逆过程，消能卸载绕主连接轴3垂直旋转的投送连杆7的转动惯量，采用正交强磁矩生成装置5产生的磁力矩反向作用于两个持续对向旋转的投送连杆7的剩余转动惯量，直至停止旋转；
S6，航天器系统准备抓取下一个空间目标或离轨碎片，进入下一个投送工作循环。
其中，该航天器系统包括有航天器主体一1、航天器主体二2，航天器主体一1与航天器主体二2之间通过主连接轴3相固定连接，航天器主体系统分布于主连接轴3两端的航天器主体一1、航天器主体二2上；主连接轴3上联接有用于调节航天器系统质心通过主连接轴3的直线伸缩机构4，主连接轴3中部转动设置有两个与其相垂直的投送连杆7，两个投送连杆7沿长度方向上均滑动连接有两个质量块72，且投送连杆7端部均设有用于保持空间目标或离轨碎片的保持机构71；主连接轴3上固定安装有正交强磁矩生成装置5、对转传动机构8，对转传动机构8位于两个投送连杆7之间，对转传动机构8包括有固定于主连接轴3上的固定支座81、用于驱动其中一个投送连杆7绕主连接轴3正向旋转的正向旋转件82、用于驱动另一个投送连杆7绕主连接轴3反向旋转的反向旋转件83，正向旋转件82、反向旋转件83均转动安装于固定支座81上；启动工作的对转传动机构8的固定支座81分别与正向旋转件82、反向旋转件83之间形成相互作用的内力矩，当对转传动机构8的两个投送连杆7处于对转旋转投送状态，对转传动机构8的固定支座81受到正向旋转件82反作用的内力矩与受到反向旋转件83反作用的内力矩为方向相反、大小相同；正交强磁矩生成装置5由两个正交配置的螺线圈构成，且两个螺线圈的平面均与主连接轴3相垂直，正交强磁矩生成装置5还包括有低温系统，且两个正交配置的螺线圈均采用超导体材料制成。
航天器主体系统包括能源子系统、控制系统、通讯系统、轨/姿测量敏感器、太阳能电池阵列及辅助作业载荷；直线伸缩机构4与能源子系统或太阳能电池阵列相电连接，并与控制器相控制连接；直线伸缩机构4的两个伸缩端分别与主连接轴3的左半段、右半段相固接，在直线伸缩机构4的伸缩过程中，主连接轴3的左半段、右半段位于同一直线上。正交强磁矩生成装置5与能源子系统或太阳能电池阵列相电连接，并与控制器相控制连接；对转传动机构8与能源子系统或太阳能电池阵列相电连接，并与控制器相控制连接，对转传动机构8为双转子力矩电机，固定支座81为双转子力矩电机的定子组件，正向旋转件82、反向旋转件83分别为双转子力矩电机的两个旋向相反的转子组件，且正向旋转件82与反向旋转件83为同轴设置。
本实施例的实施原理为：航天器系统采用分体式结构，并在主连接轴3上联接有用于测量航天器系统质心是否通过主连接轴3的直线伸缩机构4，投送连杆7沿长度方向上滑动连接有用于调节其质心的质量块72，投送连杆7的端部设有用于保持空间目标或离轨碎片的保持架，本实施例的抑制方法合理分配航天器姿态旋转变化测量和质心调整的顺序，使得在地磁蓄能旋转投送-消能卸载-再次投送准备的过程中几个状态的突变前后，航天器系统的质心始终处于主连接轴3与突变的转动惯量平面内的交点，再完成投送完空间目标或离轨碎片的投送连杆7的质心和转动惯量的调整作业，并消能卸载绕主连接轴3垂直旋转的投送连杆7的转动惯量，采用正交强磁矩生成装置5产生的磁力矩反向作用于持续旋转的投送连杆7的转动惯量，直至停止旋转。最终实现在地磁蓄能旋转投送-消能卸载-再次投送准备过程中的几个状态突变前后，有效地抑制航天器系统在轨自由章动的能力。
本具体实施方式的实施例均为本发明的较佳实施例，并非依此限制本发明的保护范围，故：凡依本发明的结构、形状、原理所做的等效变化，均应涵盖于本发明的保护范围之内。

Claims (10)

1.一种低轨道地磁蓄能在轨投送的航天器章动抑制方法，其特征在于，包括有以下控制步骤：
S1，航天器系统分为由主连接轴(3)相固接的航天器主体一(1)、航天器主体二(2)，主连接轴(3)上转动设置有与其相垂直的投送连杆(7)，投送连杆(7)沿长度方向上滑动连接有两个质量块(72)，调整航天器系统的质心通过主连接轴(3)；
S2，在航天器系统抓取空间目标或离轨碎片后，空间目标或离轨碎片保持于投送连杆(7)的相应位置后，对待投送空间目标或离轨碎片的投送连杆(7)的质心和惯量主轴分别进行测量标定和调整，调整后的该投送连杆(7)所绕的主连接轴(3)通过抓取空间目标或离轨碎片后的航天器系统的质心，且与该投送连杆(7)旋转方向的惯量主轴相重叠，同时该投送连杆(7)绕主连接轴(3)垂直旋转的投送平面通过抓取空间目标或离轨碎片后的航天器系统的质心；
S3，蓄能投送：对待投送空间目标或离轨碎片的投送连杆(7)进行蓄能加速，驱动其绕主连接轴(3)垂直旋转；
S4，当达到空间目标或离轨碎片的投送要求时，即投送空间目标或离轨碎片，对投送完空间目标或离轨碎片的投送连杆(7)的质心和转动惯量分别进行调整；
S5，消能卸载：卸载过程为蓄能投送的逆过程，消能卸载绕主连接轴(3)垂直旋转的投送连杆(7)的转动惯量，直至停止旋转；
S6，航天器系统准备抓取下一个空间目标或离轨碎片，进入下一个投送工作循环。
2.根据权利要求1所述的航天器章动抑制方法，其特征在于，所述步骤S1的具体调整步骤如下：
(1) 在航天器系统抓取待投送的空间目标或离轨碎片之前，将投送连杆(7)上的两个质量块(72)均滑动回至主连接轴(3)上；
(2)联接于主连接轴(3)上的直线伸缩装置执行伸缩作业，伸长或收缩主连接轴(3)两端连接的航天器主体一(1)、航天器主体二(2)之间的相对位置，测量在直线伸缩装置的伸缩过程中航天器系统的姿态旋转变化，当航天器系统发生姿态旋转变化，即得航天器系统的质心不通过主连接轴(3)；
（3）调整航天器主体一(1)、航天器主体二(2)内部的质量分布，再重复步骤（2），直至在直线伸缩装置的伸缩过程中，航天器系统不再发生姿态旋转变化，即完成调整航天器系统的质心通过主连接轴(3)；
（4）滑动投送连杆(7)上两个质量块(72)的位置，在质量块(72)滑动过程中，测量航天器系统发生姿态旋转变化，即得航天器系统的质心不通过投送连杆(7)绕主连接轴(3)垂直旋转的投送平面内；
（5）直线伸缩装置执行伸缩作业，直至在直线伸缩装置的某一伸缩状态下重复步骤（4），航天器系统不再发生姿态旋转变化，则航天器系统的质心同时位于主连接轴(3)上、投送连杆(7)绕主连接轴(3)垂直旋转的投送平面内，再将投送连杆(7)上的两个质量块(72)滑动回至主连接轴(3)上；即在空载条件下，标定直线伸缩装置的该伸缩状态为相对应的投送连杆(7)的空载0位；
（6）按照上述步骤分别标定在空载条件下各个投送连杆(7)相对应的直线伸缩装置的伸缩状态的空载0位。
3.根据权利要求1所述的航天器章动抑制方法，其特征在于，所述步骤S2的具体调整步骤如下：
（1）航天器系统抓取待投送的空间目标或离轨碎片，将空间目标或离轨碎片保持于投送连杆(7)的相应位置后，沿投送连杆(7)的长度方向滑动两个质量块(72)的位置，直至在直线伸缩装置的伸缩过程中，测量航天器系统不再发生姿态旋转变化，即得两个质量块(72)位于待投送空间目标或离轨碎片的投送连杆(7)上的平衡位置，待投送空间目标或离轨碎片的投送连杆(7)的质心通过主连接轴(3)；
（2）直线伸缩装置调整至与该投送连杆(7)相对应的空载0位的伸缩状态；
（3）分析该投送连杆(7)上质量确定的两个质量块(72)的位置，使得两个质量块(72)相对于其所绕的主连接轴(3)的转动惯量最小，并结合两个质量块(72)位于待投送空间目标或离轨碎片的投送连杆(7)上的平衡位置，即得待投送空间目标或离轨碎片的投送连杆(7)上两个质量块(72)所定的优化位置，标定为航天器系统抓取空间目标或离轨碎片后该投送连杆(7)的待投送0位；
（4）按照上述步骤分别标定航天器系统抓取空间目标或离轨碎片后各个投送连杆(7)的待投送0位，即完成航天器系统抓取空间目标或离轨碎片后的质心调整。
4.根据权利要求1或2所述的航天器章动抑制方法，其特征在于，所述航天器系统发生的姿态旋转变化为俯仰、偏航或滚转角度变化。
5.根据权利要求1～3任一项所述的航天器章动抑制方法，其特征在于，所述主连接轴(3)上转动设置有一个与其相垂直的投送连杆(7)，所述步骤S3中投送连杆(7)采用地磁蓄能方法进行蓄能加速旋转。
6.根据权利要求1～3任一项所述的航天器章动抑制方法，其特征在于，所述主连接轴(3)上转动设置有两个与其相垂直的投送连杆(7)，所述步骤S3中两个投送连杆(7)采用对转传动机构(8)驱动其进行蓄能加速反向旋转。
7.根据权利要求4所述的航天器章动抑制方法，其特征在于，所述步骤S4中对投送完空间目标或离轨碎片的投送连杆(7)具体调整步骤如下：调整投送完空间目标或离轨碎片的投送连杆(7)上两个质量块(72)的位置，将该投送连杆(7)的质心调回至主连接轴(3)上，且该投送连杆(7)绕主连接轴(3)旋转的转动惯量与投送完空间目标或离轨碎片的瞬时转动惯量相等。
8.根据权利要求6所述的航天器章动抑制方法，其特征在于，所述步骤S4中对投送完空间目标或离轨碎片的投送连杆(7)具体调整步骤如下：
（1）调整投送完一号空间目标或离轨碎片的投送连杆(7)上两个质量块(72)的位置，将该投送连杆(7)的质心调回至主连接轴(3)上，且该投送连杆(7)绕主连接轴(3)旋转的转动惯量与投送完一号空间目标或离轨碎片的瞬时转动惯量相等；
（2）直线伸缩装置执行伸缩作业，将航天器系统的质心调整至待投送二号空间目标或离轨碎片的投送连杆(7)绕主连接轴(3)垂直旋转的投送平面内；当达到投送要求时，即投送二号空间目标或离轨碎片；
（3）调整投送完二号空间目标或离轨碎片的投送连杆(7)上两个质量块(72)的位置，将该投送连杆(7)的质心调回至主连接轴(3)上，且该投送连杆(7)绕主连接轴(3)旋转的转动惯量与投送完二号空间目标或离轨碎片的瞬时转动惯量相等。
9.根据权利要求7所述的航天器章动抑制方法，其特征在于，所述步骤S5中消能卸载的具体步骤为采用正交强磁矩生成装置(5)产生的磁力矩反向作用于持续旋转的投送连杆(7)的转动惯量。
10.根据权利要求8所述的航天器章动抑制方法，其特征在于，所述步骤S5中消能卸载的具体步骤为采用正交强磁矩生成装置(5)产生的磁力矩反向作用于两个持续对向旋转的投送连杆(7)的剩余转动惯量。
CN201910960014.0A 2019-10-10 2019-10-10 一种低轨道地磁蓄能在轨投送的航天器章动抑制方法 Active CN110816892B (zh)

Priority Applications (3)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN201910960014.0A CN110816892B (zh) 2019-10-10 2019-10-10 一种低轨道地磁蓄能在轨投送的航天器章动抑制方法
US17/638,870 US11530054B2 (en) 2019-10-10 2020-06-23 Spacecraft nutation inhibition method for low-orbit geomagnetic energy storage in-orbit delivery
PCT/CN2020/097729 WO2021068554A1 (zh) 2019-10-10 2020-06-23 一种低轨道地磁蓄能在轨投送的航天器章动抑制方法

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN201910960014.0A CN110816892B (zh) 2019-10-10 2019-10-10 一种低轨道地磁蓄能在轨投送的航天器章动抑制方法

Publications (2)

Publication Number Publication Date
CN110816892A CN110816892A (zh) 2020-02-21
CN110816892B true CN110816892B (zh) 2020-12-11

Family

ID=69549048

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN201910960014.0A Active CN110816892B (zh) 2019-10-10 2019-10-10 一种低轨道地磁蓄能在轨投送的航天器章动抑制方法

Country Status (3)

Country Link
US (1) US11530054B2 (zh)
CN (1) CN110816892B (zh)
WO (1) WO2021068554A1 (zh)

Families Citing this family (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN110816892B (zh) 2019-10-10 2020-12-11 中国科学院力学研究所 一种低轨道地磁蓄能在轨投送的航天器章动抑制方法
CN112258576A (zh) * 2020-10-16 2021-01-22 青岛滨海学院 一种基于图像处理的重叠细导线抓取系统及方法
CN113075592B (zh) * 2021-03-12 2022-05-24 中国科学院力学研究所 一种同轴对转式地磁储能和释能投送地面实验系统及方法

Family Cites Families (13)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US5067673A (en) * 1990-02-07 1991-11-26 Hughes Aircraft Company Essentially passive method for inverting the orientation of a dual spin spacecraft
WO2009094603A2 (en) * 2008-01-24 2009-07-30 Harold Rosen Spin-stabilized lander
US8882048B2 (en) * 2011-05-20 2014-11-11 Eugene M. Levin In-space processing and delivery system
FR2991671B1 (fr) * 2012-06-08 2015-04-03 Bertin Technologies Sa Procede et dispositif de capture et de couplage en vue de la desorbitation ou reorbitation d'un objet dans l'espace
US10696425B2 (en) * 2013-08-09 2020-06-30 The Aerospace Corporation System for imparting linear momentum transfer for higher orbital insertion
US9260204B2 (en) * 2013-08-09 2016-02-16 The Aerospace Corporation Kinetic energy storage and transfer (KEST) space launch system
US9617017B1 (en) * 2016-10-25 2017-04-11 Marshall H. Kaplan Apparatus and methods for orbital debris removal
CN107719708B (zh) 2017-09-27 2020-09-08 西北工业大学深圳研究院 一种空间碎片的捕获及清除装置及其方法
CN107963242B (zh) * 2017-11-23 2020-04-10 航天东方红卫星有限公司 一种质量特性可调的模块组合体小卫星平台
CN108327931B (zh) * 2017-11-30 2022-02-01 中国电子科技集团公司电子科学研究院 空间碎片捕捉机构及清除系统
CN108528764B (zh) * 2018-03-30 2022-01-28 哈尔滨工业大学 卫星旋转载荷的质心调整装置及方法
CN110104228B (zh) * 2019-05-14 2023-07-07 西北工业大学 一种具有自适应性的欠驱动空间抓捕装置
CN110816892B (zh) * 2019-10-10 2020-12-11 中国科学院力学研究所 一种低轨道地磁蓄能在轨投送的航天器章动抑制方法

Also Published As

Publication number Publication date
WO2021068554A1 (zh) 2021-04-15
CN110816892A (zh) 2020-02-21
US11530054B2 (en) 2022-12-20
US20220306323A1 (en) 2022-09-29

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CN110816892B (zh) 一种低轨道地磁蓄能在轨投送的航天器章动抑制方法
US7823836B2 (en) Optimal sun safe attitude for satellite ground tracking
CN106096148B (zh) 一种简单姿态控制下的大倾角轨道卫星太阳帆板指向方法
CN110104217A (zh) 卫星姿态控制与大角动量补偿复用飞轮的构形与控制方法
JPH06510499A (ja) 地球を指向する３軸安定化衛星および付属する太陽と地球を捕捉する方法
WO2021031686A1 (zh) 一种传递式对转地磁蓄能-释放投送系统及方法
CN108069050B (zh) 一种航天器的初始姿态捕获控制方法及系统
US11267589B2 (en) Drag-based propellant-less small satellite attitude orbit and de-orbit control system
CN110502024B (zh) 一种基于空间并联机构的准万向姿态执行机构
CN116280261A (zh) 一种被动式拉索展开的空间盘绕式伸展臂系统
CN110510152B (zh) 一种低轨道地磁蓄能-释放投送系统
CN110233354B (zh) 船载遥测多频段波束波导中小型天线结构系统
DE69103542T2 (de) Im wesentlichen passives Verfahren zum Umkehren der Orientierungsrichtung eines Doppelspinn-Raumfahrzeuges.
Zheng et al. Analysis of a three-extensible-rod tracker based on 3-RPS parallel manipulator for space large deployable paraboloid structure with power and communication integration
CN211001917U (zh) 一种低轨道地磁蓄能在轨投送的航天器结构
US11124320B2 (en) Spacecraft control using residual dipole
CN110949690B (zh) 一种低轨道地磁蓄能在轨投送的航天器结构
US11338944B2 (en) Control system for executing a safing mode sequence in a spacecraft
CN110949690A (zh) 一种低轨道地磁蓄能在轨投送的航天器结构
Liang et al. Design and implementation of a high precision Stewart platform for a space camera
US5597141A (en) Efficient mass translation device
CN110658836A (zh) 一种基于变速控制力矩陀螺群的故障重构方法及系统
Chen et al. Post-capture angular momentum management of space robot with controllable damping joints
CA3033612C (en) Spacecraft control using residual dipole
JPH107097A (ja) スペースプラットフォームに搭載したペイロードを操作する方法及び装置

Legal Events

Date Code Title Description
PB01 Publication
PB01 Publication
SE01 Entry into force of request for substantive examination
SE01 Entry into force of request for substantive examination
GR01 Patent grant
GR01 Patent grant