CN110884691B - 整星下冗余动量轮组转速闭环控制极性测试方法 - Google Patents
整星下冗余动量轮组转速闭环控制极性测试方法 Download PDFInfo
- Publication number
- CN110884691B CN110884691B CN201911060926.9A CN201911060926A CN110884691B CN 110884691 B CN110884691 B CN 110884691B CN 201911060926 A CN201911060926 A CN 201911060926A CN 110884691 B CN110884691 B CN 110884691B
- Authority
- CN
- China
- Prior art keywords
- momentum
- momentum wheel
- wheel set
- satellite
- thruster
- 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
Links
- 238000012360 testing method Methods 0.000 title claims abstract description 34
- 238000000034 method Methods 0.000 title claims abstract description 31
- 230000008859 change Effects 0.000 claims description 15
- 239000011159 matrix material Substances 0.000 claims description 15
- 238000004364 calculation method Methods 0.000 claims description 13
- 238000009434 installation Methods 0.000 claims description 11
- 238000002347 injection Methods 0.000 claims description 8
- 239000007924 injection Substances 0.000 claims description 8
- 239000002131 composite material Substances 0.000 claims description 6
- 238000004088 simulation Methods 0.000 claims description 4
- 238000005259 measurement Methods 0.000 claims description 3
- 238000010998 test method Methods 0.000 abstract description 5
- 230000008569 process Effects 0.000 abstract description 4
- 238000004422 calculation algorithm Methods 0.000 abstract description 3
- 238000007726 management method Methods 0.000 description 6
- 230000009471 action Effects 0.000 description 2
- 238000012986 modification Methods 0.000 description 2
- 230000004048 modification Effects 0.000 description 2
- 230000003068 static effect Effects 0.000 description 2
- 230000009286 beneficial effect Effects 0.000 description 1
- 230000007547 defect Effects 0.000 description 1
- 238000013461 design Methods 0.000 description 1
- 230000000694 effects Effects 0.000 description 1
- 230000007613 environmental effect Effects 0.000 description 1
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
- 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
- B64G1/244—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
- B64G1/28—Guiding or controlling apparatus, e.g. for attitude control using inertia or gyro effect
- B64G1/286—Guiding or controlling apparatus, e.g. for attitude control using inertia or gyro effect using control momentum gyroscopes (CMGs)
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Remote Sensing (AREA)
- Chemical & Material Sciences (AREA)
- Combustion & Propulsion (AREA)
- Radar, Positioning & Navigation (AREA)
- Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
- Automation & Control Theory (AREA)
- Control Of Position, Course, Altitude, Or Attitude Of Moving Bodies (AREA)
Abstract
本发明提供了一种整星下冗余动量轮组转速闭环控制极性测试方法，本发明针对整星状态下，非正交斜装飞轮组在闭环条件下转速控制极性测试困难，利用整星配置的推力器喷气，通过角动量卸载方法实现闭环姿态控制过程中对飞轮组转速控制极性的测试，并且验证控制计算机中软件力矩分配、角动量管理算法的正确性。本发明提供一种能够在整星地面测试期间全面有效地验证整星冗余动量轮组转速闭环控制极性功能是否正确、性能是否达标的测试方法，弥补了国内航天器在这一功能测试方面的测试方法空白。本发明提出的方法简单，工程上易于实现，已成功应用于风云四号等卫星。
Description
技术领域
本发明涉及卫星姿态控制技术领域，具体地，涉及一种整星下冗余动量轮组转速闭环控制极性测试方法。
背景技术
飞轮是卫星姿态控制的重要部件，也有利用力矩反馈控制原理进行卫星姿态控制。卫星在不受到外部干扰力矩的时候则会保持现有的姿态，此时的飞轮不提供输出力矩处于静止或者匀速运动状态，一旦卫星的姿态收到外部干扰力矩的作用产生变化时卫星上的姿态控制系统就会给飞轮控制系统一个力矩指令，飞轮控制系统就控制飞轮正向或者反向加速或者加速提供一个合适的输出力矩从而抵消干扰力矩的作用，达到调整或保持卫星姿态的作用。
目前，飞轮单机和在整星上的极性测试通常利用转台，根据角动量守恒原理测试飞轮的转动极性。飞轮安装构型有主备3正交构型、3正交+1斜装构型、多斜装构型等，不同的构型往往影响了飞轮力矩控制、角动量管理设计和测试的复杂性。尤其是非正交斜装飞轮构型，控制计算机软件中飞轮力矩分配、角动量管理等算法比较复杂，并且在闭环姿态控制过程中较难对软件的相关内容测试验证，整星级测试覆盖性不全，留有一定的安全隐患。
卫星一般均配有姿控推力器，用于大角速度或姿态机动过程的姿态控制，并且也作为飞轮角动量卸载设备是星上的标准配置，在三轴正反方向均具有姿态控制能力。低轨对地三轴稳定轮控卫星一般采用磁卸载作为主份、喷气卸载作为备份对飞轮角动量进行卸载操作，而静止轨道对地三轴稳定轮控卫星普遍采用喷气卸载方式。它们的共同技术特点是，在飞轮角动量(转速)超出设定的标称值时采用磁卸载或喷气卸载，控制飞轮角动量(转速)回到设定的标称值，且后切换到正常轮控。
发明专利“一种冗余飞轮组角动量自主管理方法”提出了采用喷气卸载方式星上自主管理角动量，但是没有涉及地面闭环控制极性测试方法。本方法利用角动量交换原理，通过遥控指令设置推力器脉冲喷气，并地面动力学设备将喷气脉冲采集到动力学实时仿真系统中，喷气脉冲对姿态产生变化，星上由动量轮进行姿态控制，进而实现对飞轮组角动量管理，即实现对飞轮组转速正向、反向闭环控制。本方法可简单方便地测试动量轮闭环控制下的转速极性，而且能够对控制计算机中的力矩分配、角动量管理算法等相关极性进行验证测试。
发明内容
针对现有技术中的缺陷，本发明的目的是提供一种整星下冗余动量轮组转速闭环控制极性测试方法。
根据本发明提供的一种整星下冗余动量轮组转速闭环控制极性测试方法，包括如下步骤：
初始步骤：测控分系统向姿轨控分系统的姿轨控计算机发送遥控指令，给各个姿态敏感器、执行机构加电，姿轨控地面动力学设备开机设置轨道数据、初始姿态，使姿轨控分系统建立星敏陀螺的正常高精度定姿模式，控制选定动量轮组的合成角动量为零；
喷气角动量计算步骤：通过地面遥控指令设置某一个推力器工作状态，在T时刻产生+Z轴方向喷气力矩，喷气控制角动量为Hdz；T时刻，姿轨控地面动力学仿真计算机中卫星姿态和轨道动力学模型引入喷气脉冲，计算喷气角动量Hdz产生的姿态和轨道变化；
结果对比步骤：T时刻动量轮组的合成角动量由0变化为-Hdz，沿-Z轴方向，动量轮组各个转速由Ωk0变化至Ωtk，其中k为动量轮组中第k个动量轮；与理论计算结果进行比对，转速变化方向和大小是否一致，进而判断动量轮组转速闭环控制极性的正确性；
重复判断步骤：重复喷气角动量计算步骤结果对比步骤，设置推力器产生-Z轴、+X轴、-X轴、+Y轴、-Y轴的喷气力矩Hdi(i＝x,y,z)，记录动量组实际转速由Ωk0增大或减小至Ωmk的变化是否与理论计算一致，若一致，则动量轮组转速闭环控制极性正确，若转速变化大小和方向有一个不一致，则判断极性错误；
结束步骤：测控分系统向姿轨控分系统的姿轨控计算机发送退出工作模式指令，给各个单机断电，测试结束。
优选地，所述结果对比步骤包括：
飞轮组安装矩阵描述步骤：根据飞轮角动量实际安装指向，利用一个3×N的矩阵A描述飞轮组安装矩阵
其中，Aix、Aiy、Aiz分别为第i飞轮的角动量矢量在卫星本体三轴方向的投影，i＝1，2，3...N，N为星上飞轮个数；
卫星三轴合成角动量计算步骤：三轴合成角动量Hdz由遥控设置推力器脉冲产生，
其中Fz为推力器在卫星本体轴z方向产生的推力大小，lz为推力器的力臂，△t z为推力器脉冲工作时间(△tz>tm，tm为推力器最小工作脉冲时间，受电磁阀特性的约束)，ηz为推力器脉冲工作效率，此过程中设置Hdx＝Hdy＝0；
动量轮转速理论变化步骤：根据角动量守恒原理，推力器产生的角动量将会被飞轮组吸收，维持整星零动量；
设飞轮组初始转速为Ω10、Ω20、…、ΩN0，吸收了推力器推力产生的角动量后，若不考虑控制系统性能等因素影响，动量轮组的理论转速Ωtk(k＝1,2,…,N)变化为
其中Ji(i＝1,2,…,N)为动量轮的转动惯量，D＝AT(AAT)-1为动量轮组角动量分配矩阵；
比较判断步骤：动量轮转速实际变化Ωmk与理论转速Ωtk比较，T时刻动量轮组的合成角动量由0变化为-Hd，动量轮组各个转速由Ωk0变化至Ωmk，k为动量轮组中第k个动量轮，与理论计算结果Ωtk进行比对，转速变化方向和大小是否一致，进而判断动量轮组转速闭环控制极性的正确性。
优选地，所述推力器工作状态包括推力器脉冲宽度、喷气脉冲个数以及执行时间。
优选地，所述动量轮的安装矩阵通过针对不同动量轮组合进行描述。
优选地，所述推力器脉冲工作时间需要大于电磁阀最小脉冲时间。
优选地，计算动量轮组理路转速时，推力器产生的角动量会被飞轮组吸收，维持整星零动量，需要考虑动量轮正常工作时动量轮组的初始转速。
优选地，动量轮的实际转速Ωmi与理论转速Ωti存在偏差，允许偏差范围为±10％。
与现有技术相比，本发明具有如下的有益效果：
本发明针对可能存在动量轮转速闭环控制存在极性错误问题，提供一种能够在整星地面测试期间全面有效地验证整星冗余动量轮组转速闭环控制极性功能是否正确、性能是否达标的测试方法，弥补了国内航天器在这一功能测试方面的测试方法空白。本发明提出的方法简单，工程上易于实现，已成功应用于风云四号等卫星。
附图说明
通过阅读参照以下附图对非限制性实施例所作的详细描述，本发明的其它特征、目的和优点将会变得更明显：
图1为整星下冗余动量轮组转速闭环控制极性测试方法流程示意图。
具体实施方式
下面结合具体实施例对本发明进行详细说明。以下实施例将有助于本领域的技术人员进一步理解本发明，但不以任何形式限制本发明。应当指出的是，对本领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明构思的前提下，还可以做出若干变化和改进。这些都属于本发明的保护范围。
如图1所示，根据本发明提供的一种整星下冗余动量轮组转速闭环控制极性测试方法，包括：
步骤1：测控分系统向姿轨控分系统的姿轨控计算机发送遥控指令，给各个姿态敏感器、执行机构加电，姿轨控地面动力学设备开机设置轨道数据、初始姿态等，使姿轨控分系统建立星敏陀螺的正常高精度定姿模式，控制选定动量轮组的合成角动量为零。
步骤2：通过地面遥控指令设置某一个推力器工作状态(推力器脉冲宽度、喷气脉冲个数、执行时间等)，在T时刻产生+Z轴方向喷气力矩，喷气控制角动量为Hdz；T时刻，姿轨控地面动力学仿真计算机中卫星姿态和轨道动力学模型引入喷气脉冲，计算喷气角动量Hdz产生的姿态和轨道变化；在T时刻，星上动量轮组吸收推力器喷气产生的角动量，合成角动量由0变化为-Hdz，沿-Z轴方向。
步骤3：根据角动量分配原则，利用动量轮组安装矩阵理论计算转速变化。T时刻动量轮组的合成角动量由0变化为-Hdz，动量轮组各个转速由Ωk0(增大或减小，k为动量轮组中第k个动量轮)至Ωtk，与理论计算结果进行比对，转速变化方向和大小是否一致，进而判断动量轮组转速闭环控制极性的正确性。
步骤3-1：飞轮组安装矩阵描述。根据飞轮角动量实际安装指向，利用一个3×N的矩阵A描述飞轮组安装矩阵
其中，Aix、Aiy、Aiz分别为第i飞轮的角动量矢量在卫星本体三轴方向的投影，i＝1，2，3...N，N为星上飞轮个数。
步骤3-2：卫星三轴合成角动量计算。三轴合成角动量Hdz由遥控设置推力器脉冲产生。
上述公式中Fz为推力器在卫星本体轴z方向产生的推力大小，lz为推力器的力臂，△t z为推力器脉冲工作时间(△tz>tm，tm为推力器最小工作脉冲时间，受电磁阀特性的约束)，ηz为推力器脉冲工作效率。此过程中设置Hdx＝Hdy＝0。
步骤3-3：动量轮转速理论变化。根据角动量守恒原理，推力器产生的角动量将会被飞轮组吸收，维持整星零动量。
设飞轮组初始转速为Ω10、Ω20、…、ΩN0，吸收了推力器推力产生的角动量后，若不考虑控制系统性能等因素影响，动量轮组的理论转速Ωtk(k＝1,2,…,N)变化为
其中Ji(i＝1,2,…,N)为动量轮的转动惯量，D＝AT(AAT)-1为动量轮组角动量分配矩阵。
步骤3-4：动量轮转速实际变化Ωmk与理论转速Ωtk比较。T时刻动量轮组的合成角动量由0变化为-Hd，动量轮组各个转速由Ωk0(增大或减小，k为动量轮组中第k个动量轮)至Ωmk，与理论计算结果Ωtk进行比对，转速变化方向和大小是否一致，进而判断动量轮组转速闭环控制极性的正确性。
注意：根据角动量守恒原理，推力器产生的角动量将会被飞轮组吸收，考虑在动力学模型中环境干扰力矩、闭环控制系统的时间延迟等因素，会使动量轮的实际转速mi与理论转速Ωti有偏差，这里允许偏差范围为±10％。
步骤4：重复步骤2～步骤3，设置推力器产生-Z轴、+X轴、-X轴、+Y轴、-Y轴的喷气力矩Hdi(i＝x,y,z)，记录动量组实际转速由Ωk0(增大或减小)至Ωmk的变化是否与理论计算Ωtk一致(一致性允许偏差范围为±10％)。若一致，则动量轮组转速闭环控制极性的正确，若转速变化大小和方向有一个不一致，则判断极性错误。
步骤5：测控分系统向姿轨控分系统的姿轨控计算机发送退出工作模式指令，给各个单机断电，测试结束。
以上是对本发明“一种整星下冗余动量轮组转速闭环控制极性测试方法”的步骤说明，本发明在整星地面测试期间全面有效地验证整星冗余动量轮组转速闭环控制极性功能是否正确、性能是否达标的测试方法，方法简单，工程上易于实现。
以上对本发明的具体实施例进行了描述。需要理解的是，本发明并不局限于上述特定实施方式，本领域技术人员可以在权利要求的范围内做出各种变化或修改，这并不影响本发明的实质内容。在不冲突的情况下，本申请的实施例和实施例中的特征可以任意相互组合。
Claims (7)
1.一种整星下冗余动量轮组转速闭环控制极性测试方法，其特征在于，包括如下步骤：
初始步骤：测控分系统向姿轨控分系统的姿轨控计算机发送遥控指令，给各个姿态敏感器、执行机构加电，姿轨控地面动力学设备开机设置轨道数据、初始姿态，使姿轨控分系统建立星敏陀螺的正常高精度定姿模式，控制选定动量轮组的合成角动量为零；
喷气角动量计算步骤：通过地面遥控指令设置某一个推力器工作状态，在T时刻产生+Z轴方向喷气力矩，喷气控制角动量为Hdz；T时刻，姿轨控地面动力学仿真计算机中卫星姿态和轨道动力学模型引入喷气脉冲，计算喷气角动量Hdz产生的姿态和轨道变化；
结果对比步骤：T时刻动量轮组的合成角动量由0变化为-Hdz，沿-Z轴方向，动量轮组各个转速由Ωk0变化至Ωtk，其中k为动量轮组中第k个动量轮；与理论计算结果进行比对，转速变化方向和大小是否一致，进而判断动量轮组转速闭环控制极性的正确性；
重复判断步骤：重复喷气角动量计算步骤结果对比步骤，设置推力器产生-Z轴、+X轴、-X轴、+Y轴、-Y轴的喷气力矩Hdi(i＝x,y,z)，记录动量组实际转速由Ωk0增大或减小至Ωmk的变化是否与理论计算一致，若一致，则动量轮组转速闭环控制极性正确，若转速变化大小和方向有一个不一致，则判断极性错误；
结束步骤：测控分系统向姿轨控分系统的姿轨控计算机发送退出工作模式指令，给各个单机断电，测试结束。
2.根据权利要求1所述的整星下冗余动量轮组转速闭环控制极性测试方法，其特征在于，所述结果对比步骤包括：
飞轮组安装矩阵描述步骤：根据飞轮角动量实际安装指向，利用一个3×N的矩阵A描述飞轮组安装矩阵
其中，Aix、Aiy、Aiz分别为第i飞轮的角动量矢量在卫星本体三轴方向的投影，i＝1，2，3...N，N为星上飞轮个数；
卫星三轴合成角动量计算步骤：三轴合成角动量Hdz由遥控设置推力器脉冲产生，
其中Fz为推力器在卫星本体轴z方向产生的推力大小，lz为推力器的力臂，△tz为推力器脉冲工作时间，△tz>tm，tm为推力器最小工作脉冲时间，受电磁阀特性的约束，ηz为推力器脉冲工作效率，此过程中设置Hdx＝Hdy＝0；
动量轮转速理论变化步骤：根据角动量守恒原理，推力器产生的角动量将会被飞轮组吸收，维持整星零动量；
设飞轮组初始转速为Ω10、Ω20、…、ΩN0，吸收了推力器推力产生的角动量后，若不考虑控制系统性能因素影响，动量轮组的理论转速Ωtk(k＝1,2,…,N)变化为
其中Ji(i＝1,2,…,N)为动量轮的转动惯量，D＝AT(AAT)-1为动量轮组角动量分配矩阵；
比较判断步骤：动量轮转速实际变化Ωmk与理论转速Ωtk比较，T时刻动量轮组的合成角动量由0变化为-Hd，动量轮组各个转速由Ωk0变化至Ωmk，k为动量轮组中第k个动量轮，与理论计算结果Ωtk进行比对，转速变化方向和大小是否一致，进而判断动量轮组转速闭环控制极性的正确性。
3.根据权利要求1所述的整星下冗余动量轮组转速闭环控制极性测试方法，其特征在于，所述推力器工作状态包括推力器脉冲宽度、喷气脉冲个数以及执行时间。
4.根据权利要求2所述的整星下冗余动量轮组转速闭环控制极性测试方法，其特征在于，所述动量轮的安装矩阵通过针对不同动量轮组合进行描述。
5.根据权利要求2所述的整星下冗余动量轮组转速闭环控制极性测试方法，其特征在于，所述推力器脉冲工作时间需要大于电磁阀最小脉冲时间。
6.根据权利要求1所述的整星下冗余动量轮组转速闭环控制极性测试方法，其特征在于，计算动量轮组理路转速时，推力器产生的角动量会被飞轮组吸收，维持整星零动量，需要考虑动量轮正常工作时动量轮组的初始转速。
7.根据权利要求1所述的整星下冗余动量轮组转速闭环控制极性测试方法，其特征在于，动量轮的实际转速Ωmi与理论转速Ωti存在偏差，允许偏差范围为±10％。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| CN201911060926.9A CN110884691B (zh) | 2019-11-01 | 2019-11-01 | 整星下冗余动量轮组转速闭环控制极性测试方法 |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| CN201911060926.9A CN110884691B (zh) | 2019-11-01 | 2019-11-01 | 整星下冗余动量轮组转速闭环控制极性测试方法 |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| CN110884691A CN110884691A (zh) | 2020-03-17 |
| CN110884691B true CN110884691B (zh) | 2021-04-13 |
Family
ID=69746783
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| CN201911060926.9A Active CN110884691B (zh) | 2019-11-01 | 2019-11-01 | 整星下冗余动量轮组转速闭环控制极性测试方法 |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| CN (1) | CN110884691B (zh) |
Families Citing this family (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN112208794B (zh) * | 2020-10-22 | 2022-07-01 | 上海卫星工程研究所 | 深空探测器的质量在轨测量方法、系统及介质 |
| CN112520070B (zh) * | 2020-12-07 | 2022-03-29 | 上海卫星工程研究所 | 深空探测器推力矢量实时修正方法和系统 |
| CN112596504B (zh) * | 2020-12-22 | 2022-06-03 | 上海卫星工程研究所 | 用于卫星姿轨控通用综合测试的飞轮信号采集设备 |
| CN113325340B (zh) * | 2021-04-23 | 2022-08-12 | 上海卫星工程研究所 | 双超卫星磁浮作动器极性测试方法、系统及装置 |
Family Cites Families (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN203324969U (zh) * | 2013-04-27 | 2013-12-04 | 北京空间飞行器总体设计部 | 一种卫星用动量轮测试装置 |
| CN103274058B (zh) * | 2013-05-30 | 2015-05-27 | 北京控制工程研究所 | 一种冗余飞轮组角动量自主管理方法 |
| CN103488166B (zh) * | 2013-09-26 | 2015-11-25 | 北京空间飞行器总体设计部 | 一种整星全动量管理功能测试系统及测试方法 |
| CN106844880B (zh) * | 2016-12-29 | 2019-12-31 | 中国空间技术研究院 | 一种卫星动量轮扰振试验及数据判读方法 |
| CN108657468B (zh) * | 2018-04-20 | 2020-08-14 | 北京控制工程研究所 | 一种具有最大角动量包络的动量轮驱动力矩分配方法 |
-
2019
- 2019-11-01 CN CN201911060926.9A patent/CN110884691B/zh active Active
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| CN110884691A (zh) | 2020-03-17 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| CN110884691B (zh) | 整星下冗余动量轮组转速闭环控制极性测试方法 | |
| Huang et al. | Adaptive finite-time 6-DOF tracking control for spacecraft fly around with input saturation and state constraints | |
| Tsiotras et al. | Satellite attitude control and power tracking with energy/momentum wheels | |
| Bedrossian et al. | Zero-propellant maneuver guidance | |
| CN111061247B (zh) | 整星下飞轮角动量闭环控制的极性测试系统及测试方法 | |
| US20080315039A1 (en) | System and methods for space vehicle torque balancing | |
| Xiao et al. | Attitude tracking control of rigid spacecraft with actuator misalignment and fault | |
| CN107364589B (zh) | 基于多系绳连接点对空间失稳目标的绕飞消旋控制方法 | |
| CN109911249B (zh) | 低推重比飞行器的星际转移有限推力入轨迭代制导方法 | |
| Huang et al. | Postcapture attitude takeover control of a partially failed spacecraft with parametric uncertainties | |
| CN110562500B (zh) | 非合作目标三维翻滚运动起旋模拟喷气控制方法及系统 | |
| Ishijima et al. | The on-orbit maneuvering of large space flexible structures by free-flying robots | |
| CN113569391A (zh) | 地月转移轨道的参数确定方法、装置、设备及介质 | |
| CN109018442B (zh) | 新型低成本卫星三轴姿态分时解耦高复用喷气控制方法 | |
| CN111625931A (zh) | 一种基于角动量守恒的航天器控制执行机构异常检测方法 | |
| Etter | A solution of the time-optimal Euler rotation problem | |
| Reijneveld et al. | Attitude control of the Delfi-n3Xt satellite | |
| Yoshimura et al. | Global trajectory design for position and attitude control of an underactuated satellite | |
| Torres et al. | A super-twisting sliding mode control in a backstepping setup for rendezvous with a passive target | |
| Zhang | The output torque estimation of MCMG for agile satellites | |
| Reijneveld et al. | Attitude control system of the Delfi-n3Xt satellite | |
| CN110861786B (zh) | 航天器推力器喷气控制安全诊断方法、系统、装置及介质 | |
| Chen et al. | Simulation of rendezvous and docking between service spacecraft and non-cooperative target with MATLAB-Simulink and STK | |
| Chen et al. | Combined attitude control of small satellite using one flywheel and magnetic torquers | |
| CN113247310B (zh) | 一种适用于卫星可连续姿态机动次数的估算方法及系统 |
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 |