CN112591150A - 一种控制超低轨道卫星姿态的大气阻力矩补偿方法及系统 - Google Patents

一种控制超低轨道卫星姿态的大气阻力矩补偿方法及系统 Download PDF

Info

Publication number
CN112591150A
CN112591150A CN202110009327.5A CN202110009327A CN112591150A CN 112591150 A CN112591150 A CN 112591150A CN 202110009327 A CN202110009327 A CN 202110009327A CN 112591150 A CN112591150 A CN 112591150A
Authority
CN
China
Prior art keywords
satellite
attitude
atmospheric
moment
resistance
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.)
Granted
Application number
CN202110009327.5A
Other languages
English (en)
Other versions
CN112591150B (zh
Inventor
黎康
祁飞
刘伟
邹晶晶
郑覃
黄一
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.)
Chengdu Tianxun Microsatellite Technology Co ltd
Original Assignee
Chengdu Tianxun Microsatellite Technology Co ltd
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 Chengdu Tianxun Microsatellite Technology Co ltd filed Critical Chengdu Tianxun Microsatellite Technology Co ltd
Priority to CN202110009327.5A priority Critical patent/CN112591150B/zh
Publication of CN112591150A publication Critical patent/CN112591150A/zh
Application granted granted Critical
Publication of CN112591150B publication Critical patent/CN112591150B/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
    • 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
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
    • Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
    • Y02T90/00—Enabling technologies or technologies with a potential or indirect contribution to GHG emissions mitigation

Landscapes

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

Abstract

本发明公开了一种控制超低轨道卫星姿态的大气阻力矩补偿方法及系统，在不额外增加卫星系统硬件配置的情况下，通过导引姿态以适应卫星在不同轨道位置上的大气来流，从而最大限度减少大气阻力和阻力矩，不增加卫星的额外硬件成本；不采用增加推进剂消耗来抵抗大气阻力，也不需要采用大角动量飞轮系统吸收阻力矩，完全基于卫星现有硬件配置来实现，经济性好，特别适合成本低的小卫星；其次，控制效果好，测试仿真表明，本发明可将气动阻力和阻力矩减小到未补偿前的三分之一，具有良好的可实现性。

Description

一种控制超低轨道卫星姿态的大气阻力矩补偿方法及系统
技术领域
本发明涉及超低轨道卫星克服大气阻力和阻力矩技术领域，具体涉及一种控制超低轨道卫星姿态的大气阻力矩补偿方法及系统。
背景技术
目前，超低轨道是指轨道高度在200km左右，运行与此轨道高度的卫星称为超低轨道卫星。相对比传统运行于500km～600km轨道高度的低轨卫星，超低轨道卫星具有无可比拟的优势，比如：利于实现更高的光学相机空间分辨率；信号传输功耗更小；发射成本更低；以及可快速部署等。
然而，飞行于超低轨道的卫星也面临严峻的挑战，使得实现长期稳定超低轨道飞行充满风险，其中最主要的困难在于相对传统500km高度大气阻力增加显著。
大气阻力一方面，引起轨道快速衰减，大幅缩短了卫星在轨寿命。200km高度大气密度是500km高度的1000倍以上，仿真计算表明，面质比为0.01㎡/kg，阻力系数为2.2的卫星，在太阳活动平年，在400km轨道高度，每天衰减轨道高度约为0.4km；在200km轨道高度，每天衰减27km。
另一方面，大气阻力矩极易引起卫星姿态扰动，甚至使得整星失去控制能力。当运行于超低轨道时，大气阻力往往形成的静不定力矩，虽然这种力矩可以采用姿控飞轮等执行机构加以控制，但也使得飞轮易出现角动量饱和，进而失去姿控能力。
发明内容
本发明所要解决的技术问题是大气阻力和大气阻力矩造成超低轨道卫星轨道衰减和卫星姿态扰动问题，目的在于提供一种控制超低轨道卫星姿态的大气阻力矩补偿方法及系统，通过合理规划卫星姿态导引率，使得卫星纵轴指向始终与来流速度方向平行，最大限度减少气动阻力和阻力矩。
本发明通过下述技术方案实现：
一种控制超低轨道卫星姿态的大气阻力矩补偿方法及系统，包括以下步骤：
S1：卫星姿控计算机对卫星系统预设的星上轨道参数进行预处理，通过计算得到卫星轨道运行切向线速度Vu和径向线速度Vr；
S2：卫星姿控计算机根据计算得到的卫星轨道运行切向线速度Vu和径向线速度Vr,通过公式
Figure BDA0002884443570000021
得到卫星本体系下的轨道运行线速度
Figure BDA0002884443570000022
其中，CBO是卫星姿态矩阵；
S3：卫星姿控计算机对卫星系统预设的大气自转角速度ωe和卫星地心距矢量
Figure BDA00028844435700000212
，通过公式
Figure BDA0002884443570000023
和公式
Figure BDA0002884443570000024
十算得到大气自转线速展
Figure BDA0002884443570000025
其中，CBI为卫星惯性姿态矩阵，m为修正系数，取1.0～1.5；
S4：卫星姿控计算机根据步骤S2得到的卫星本体系下的轨道运行线速度
Figure BDA0002884443570000026
和根据步骤S3得到的大气自转线速度
Figure BDA0002884443570000027
通过公式
Figure BDA0002884443570000028
得到大气相对卫星的速度为
Figure BDA0002884443570000029
S5：卫星姿控计算机提取大气自转线速度
Figure BDA00028844435700000210
矢量中的第一元素和第二元素，通过公式
Figure BDA00028844435700000211
计算得到所述卫星的姿态引导率ψb；
S6：卫星姿控计算机计算得到所述卫星的姿态引导率ψb后，卫星姿控计算机对卫星的姿态引导率ψb进行转换处理，得到卫星偏航引导控制力矩参数Tcz；
S7：卫星姿控计算机把计算所得的卫星偏航引导控制力矩参数Tcz输入到控制器中，控制器根据卫星偏航引导控制力矩参数Tcz导引卫星本体变换到气动阻力最小的姿态。
在不额外增加卫星系统硬件配置的情况下，通过导引姿态以适应卫星在不同轨道位置上的大气来流，从而最大限度减少大气阻力和阻力矩。
进一步，所述星上轨道参数包括地心距参数、真近点角参数、半轴长参数和偏心率参数。
进一步，所述卫星姿控计算机对卫星的姿态引导率ψb进行转换处理过程包括：所述卫星系统实时反馈卫星偏航角ψ和卫星偏航角速度
Figure BDA00028844435700000214
至姿控计算机后，姿控计算机根据计算得来的姿态引导率ψb和接收的星偏航角ψ、卫星偏航角速度
Figure BDA00028844435700000213
，通过公式Tcz＝KP(ψ-ψb)+KI∫(ψ-ψbdt+KDψ进行处理，计算得到卫星偏航导引控制力矩参数Tcz，不增加卫星的额外硬件成本；不采用增加推进剂消耗来抵抗大气阻力，也不需要采用大角动量飞轮系统吸收阻力矩，完全基于卫星现有硬件配置来实现，经济性好，特别适合成本低的小卫星；其次，控制效果好，测试仿真表明，本发明可将气动阻力和阻力矩减小到未补偿前的三分之一，具有良好的可实现性。
进一步，所述卫星内置有执行上述步骤S1-S7的执行模块。
本发明与现有技术相比，具有如下的优点和有益效果：
本发明一种控制超低轨道卫星姿态的大气阻力矩补偿方法及系统，在不额外增加卫星系统硬件配置的情况下，通过导引姿态以适应卫星在不同轨道位置上的大气来流，从而最大限度减少大气阻力和阻力矩。
首先，不增加卫星的额外硬件成本；不采用增加推进剂消耗来抵抗大气阻力，也不需要采用大角动量飞轮系统吸收阻力矩，完全基于卫星现有硬件配置来实现，经济性好，特别适合成本低的小卫星；其次，控制效果好，测试仿真表明，本发明可将气动阻力和阻力矩减小到未补偿前的三分之一，具有良好的可实现性。
附图说明
此处所说明的附图用来提供对本发明实施例的进一步理解，构成本申请的一部分，并不构成对本发明实施例的限定。在附图中：
图1为卫星轨道周期内的需要的姿态导引率随时间的变化规律图；
图2为姿态角速度变化规律图；
图3为姿控力矩变化规律图；
图4为卫星气动阻力变化规律图；
图5为卫星气动阻力矩变化规律图；
图6为卫星姿态大气阻力矩补偿方法流程图。
具体实施方式
为使本发明的目的、技术方案和优点更加清楚明白，下面结合实施例和附图，对本发明作进一步的详细说明，本发明的示意性实施方式及其说明仅用于解释本发明，并不作为对本发明的限定。
在以下描述中，为了提供对本发明的透彻理解阐述了大量特定细节。然而，对于本领域普通技术人员显而易见的是：不必采用这些特定细节来实行本发明。在其他实例中，为了避免混淆本发明，未具体描述公知的结构、电路、材料或方法。
在整个说明书中，对“一个实施例”、“实施例”、“一个示例”或“示例”的提及意味着：结合该实施例或示例描述的特定特征、结构或特性被包含在本发明至少一个实施例中。因此，在整个说明书的各个地方出现的短语“一个实施例”、“实施例”、“一个示例”或“示例”不一定都指同一实施例或示例。此外，可以以任何适当的组合和、或子组合将特定的特征、结构或特性组合在一个或多个实施例或示例中。此外，本领域普通技术人员应当理解，在此提供的示图都是为了说明的目的，并且示图不一定是按比例绘制的。这里使用的术语“和/或”包括一个或多个相关列出的项目的任何和所有组合。
在本发明的描述中，需要理解的是，术语“前”、“后”、“左”、“右”、“上”、“下”、“竖直”、“水平”、“高”、“低”“内”、“外”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本发明和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本发明保护范围的限制。
实施例
1)如图1所示，本发明一种控制超低轨道卫星姿态的大气阻力矩补偿方法及系统，根据星上轨道参数(半长轴a、偏心率e、真近点角f和地心距r)，计算得到卫星轨道运行切向线速度
Figure BDA0002884443570000041
和径向线速度
Figure BDA0002884443570000042
卫星本体系下的轨道运动线速度
Figure BDA0002884443570000043
其中CBO是卫星姿态矩阵，μ＝398600.5。
2)计算大气自转线速度
Figure BDA0002884443570000044
Figure BDA0002884443570000045
其中
Figure BDA0002884443570000046
是卫星地心距矢量，CBI为卫星惯性姿态矩阵，m为修正系数，一般取1.0～1.5；ωe＝7.2722051e-5。
3)计算大气相对卫星速度
包括两部分：一部分是是卫星轨道运动速度
Figure BDA0002884443570000047
另一部分是大气自转线速度
Figure BDA0002884443570000048
那么大气相对卫星的速度为
Figure BDA0002884443570000049
4)计算姿态导引率
Figure BDA00028844435700000410
5)设计卫星姿态偏航导引控制器，使得卫星偏航角跟踪ψb，可采用如下形式控制器；
Figure BDA00028844435700000411
其中Tcz是卫星偏航导引控制力矩，ψ和
Figure BDA00028844435700000412
是实测卫星偏航角和偏航角速度，KP、KI和KD是控制系数。
仿真测试中采用200km轨道高度，截面积为0.3m2，侧面积为0.75m2的细长体卫星，并假设气动压心位于整星质心后方0.2m处，卫星轨道和姿态参数如下：半长轴a＝6578.137km；偏心率e＝0.0；真近点角f随卫星运动在0～360°之间，地心距r＝半长轴a；卫星姿态为标称姿态，即姿态矩阵
Figure BDA0002884443570000051
按照实施步骤1)～4)，可以计算出卫星轨道周期内的需要的姿态导引率ψb随时间的变化规律如图1所示，即为补偿大气阻力和阻力矩，卫星姿态需按如下规律导引。
再采用实施步骤中5)姿态控制方法得到需要施加于卫星星体的姿控力矩Tcz，使得卫星姿态跟踪姿态导引率，其中ψ和
Figure BDA0002884443570000052
是实测卫星偏航角和偏航角速度，一般由星上姿态测量系统和定姿算法完成，本测试中姿态角速度如图2所示，可见为实现姿态导引，卫星姿态角速度(主要是偏航轴)实际是周期波动的。
至于KP、KI和KD等控制系数，可根据卫星质量惯量特性及性能指标要求确定，本测试中卫星为60kg级别，KP可取0.14，KI可取0.002，KD可取1.0，其他质量特性的卫星可参照此调整；姿控力矩Tcz一般由卫星上的飞轮实现，本测试中姿控力矩如图3所示。
按此规律导引姿态后，卫星气动阻力和阻力矩测试结果如图4和图5所示：
蓝色曲线表示无姿态导引控制补偿时，气动阻力和阻力矩存在类似周期性波动，其中阻力峰值达到0.015N，阻力矩峰值达到0.003Nm；而采用姿态导引控制补偿后(虚线)，阻力峰值下降到0.005N，阻力矩峰值降至0.001Nm；采用姿态导引控制补偿后，气动阻力和阻力矩减少了三分之二，在不额外增加卫星系统硬件配置的情况下，通过导引姿态以适应卫星在不同轨道位置上的大气来流，从而最大限度减少大气阻力和阻力矩；不增加卫星的额外硬件成本；不采用增加推进剂消耗来抵抗大气阻力，也不需要采用大角动量飞轮系统吸收阻力矩，完全基于卫星现有硬件配置来实现，经济性好，特别适合成本低的小卫星；其次，控制效果好，测试仿真表明，本发明可将气动阻力和阻力矩减小到未补偿前的三分之一，具有良好的可实现性。
以上所述的具体实施方式，对本发明的目的、技术方案和有益效果进行了进一步详细说明，所应理解的是，以上所述仅为本发明的具体实施方式而已，并不用于限定本发明的保护范围，凡在本发明的精神和原则之内，所做的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。

Claims (4)

1.一种控制超低轨道卫星姿态的大气阻力矩补偿方法，其特征在于，包括以下步骤：
S1：卫星姿控计算机对卫星系统的星上轨道参数进行预处理，通过计算得到卫星轨道运行切向线速度Vu和径向线速度Vr；
S2：卫星姿控计算机根据计算得到的卫星轨道运行切向线速度Vu和径向线速度Vr,通过公式
Figure FDA0002884443560000011
得到卫星本体系下的轨道运行线速度
Figure FDA0002884443560000012
其中，CBO是卫星姿态矩阵；
S3：卫星姿控计算机对卫星系统预设的大气自转角速度ωe和卫星地心距矢量
Figure FDA0002884443560000013
通过公式
Figure FDA0002884443560000014
和公式
Figure FDA0002884443560000015
计算得到大气自转线速度
Figure FDA0002884443560000016
其中，CBI为卫星惯性姿态矩阵，m为修正系数，取1.0～1.5；
S4：卫星姿控计算机根据步骤S2得到的卫星本体系下的轨道运行线速度
Figure FDA0002884443560000017
和根据步骤S3得到的大气自转线速度
Figure FDA0002884443560000018
通过公式
Figure FDA0002884443560000019
得到大气相对卫星的速度为
Figure FDA00028844435600000110
S5：卫星姿控计算机提取大气自转线速度
Figure FDA00028844435600000111
矢量中的第一元素和第二元素，通过公式
Figure FDA00028844435600000112
计算得到所述卫星的姿态引导率ψb；
S6：卫星姿控计算机计算得到所述卫星的姿态引导率ψb后，卫星处理器对卫星的姿态引导率ψb进行转换处理，得到卫星偏航引导控制力矩参数Tcz；
S7：卫星姿控计算机把计算所得的卫星偏航引导控制力矩参数Tcz输入到控制器中，控制器根据卫星偏航引导控制力矩参数Tcz导引卫星本体变换到气动阻力最小的姿态。
2.根据权利要求1所述的一种控制超低轨道卫星姿态的大气阻力矩补偿方法，其特征在于，所述星上轨道参数包括地心距参数、真近点角参数、半轴长参数和偏心率参数。
3.根据权利要求1所述的一种控制超低轨道卫星姿态的大气阻力矩补偿方法，其特征在于，所述卫星姿控计算机对卫星的姿态引导率ψb进行转换处理过程包括：所述卫星系统实时反馈卫星偏航角ψ和卫星偏航角速度
Figure FDA00028844435600000113
至处理器后，处理器根据计算得来的姿态引导率ψb和接收的星偏航角ψ、卫星偏航角速度
Figure FDA00028844435600000114
通过公式
Figure FDA00028844435600000115
进行处理，计算得到卫星偏航导引控制力矩参数Tcz。
4.一种控制超低轨道卫星姿态的大气阻力矩补偿系统，其特征在于，所述卫星内置有执行上述步骤S1-S7的执行模块。
CN202110009327.5A 2021-01-05 2021-01-05 一种控制超低轨道卫星姿态的大气阻力矩补偿方法及系统 Active CN112591150B (zh)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN202110009327.5A CN112591150B (zh) 2021-01-05 2021-01-05 一种控制超低轨道卫星姿态的大气阻力矩补偿方法及系统

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN202110009327.5A CN112591150B (zh) 2021-01-05 2021-01-05 一种控制超低轨道卫星姿态的大气阻力矩补偿方法及系统

Publications (2)

Publication Number Publication Date
CN112591150A true CN112591150A (zh) 2021-04-02
CN112591150B CN112591150B (zh) 2022-09-13

Family

ID=75207353

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN202110009327.5A Active CN112591150B (zh) 2021-01-05 2021-01-05 一种控制超低轨道卫星姿态的大气阻力矩补偿方法及系统

Country Status (1)

Country Link
CN (1) CN112591150B (zh)

Cited By (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN113284171A (zh) * 2021-06-18 2021-08-20 成都天巡微小卫星科技有限责任公司 一种基于卫星遥感立体成像对的植被高度分析方法及系统
CN113306746A (zh) * 2021-05-26 2021-08-27 成都天巡微小卫星科技有限责任公司 一种基于音速喷嘴流量控制的碘工质电推进储供系统
CN113591214A (zh) * 2021-07-16 2021-11-02 中国人民解放军国防科技大学 超低轨道卫星构型参数设计方法
CN113602533A (zh) * 2021-08-26 2021-11-05 北京航空航天大学 一种基于气动力辅助的超低轨卫星轨道控制方法

Citations (16)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR2704515A1 (fr) * 1993-04-27 1994-11-04 Centre Nat Etd Spatiales Satellite artificiel muni de gouvernes aérodynamiques d'orientation.
WO1998048089A1 (en) * 1997-04-22 1998-10-29 Forward Robert L Failure resistant multiline tether
WO2000026084A1 (en) * 1998-11-02 2000-05-11 The University Of Houston System Satellite angular momentum control system using flywheels supported by superconductor magnetic bearings
CA2297617A1 (en) * 1999-02-19 2000-08-19 Daimlerchrysler Ag Gps navigational system for aerospatial applications
RU2167792C1 (ru) * 2000-03-14 2001-05-27 Федеральное государственное унитарное предприятие Государственный ракетный центр "КБ им. акад. В.П. Макеева" Низкоорбитальный спутник земли
CN101381004A (zh) * 2008-08-20 2009-03-11 南京航空航天大学 基于大气阻力的微小卫星编队飞行控制方法及控制装置
CN102001453A (zh) * 2010-10-27 2011-04-06 北京控制工程研究所 一种增加前馈补偿改善磁控能力的方法
CN104090493A (zh) * 2014-05-27 2014-10-08 北京航空航天大学 一种基于加速度计的偏无拖曳卫星的干扰补偿控制方法
CN105799949A (zh) * 2016-05-12 2016-07-27 上海微小卫星工程中心 一种亚轨道卫星的压心设计方法、姿态控制方法和系统
CN108349595A (zh) * 2015-02-03 2018-07-31 阿丽亚娜集团简化股份公司 用于卫星离轨的大气制动系统
CN110104217A (zh) * 2019-03-29 2019-08-09 上海卫星工程研究所 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
CN110803305A (zh) * 2019-12-03 2020-02-18 上海航天控制技术研究所 一种卫星姿控推力器限喷方法
CN111238489A (zh) * 2020-03-20 2020-06-05 中国西安卫星测控中心 一种低轨卫星大气阻力摄动建模和计算方法
CN111402340A (zh) * 2020-03-08 2020-07-10 中国科学院微小卫星创新研究院 一种对地观测卫星的成像控制系统及方法
EP3702289A1 (fr) * 2019-03-01 2020-09-02 Centre National d'Etudes Spatiales Procédé de contrôle de l attitude d'un satellite en orbite basse
CN111989265A (zh) * 2019-11-26 2020-11-24 中国科学院微小卫星创新研究院 超低轨道卫星轨道自主维持方法

Patent Citations (16)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR2704515A1 (fr) * 1993-04-27 1994-11-04 Centre Nat Etd Spatiales Satellite artificiel muni de gouvernes aérodynamiques d'orientation.
WO1998048089A1 (en) * 1997-04-22 1998-10-29 Forward Robert L Failure resistant multiline tether
WO2000026084A1 (en) * 1998-11-02 2000-05-11 The University Of Houston System Satellite angular momentum control system using flywheels supported by superconductor magnetic bearings
CA2297617A1 (en) * 1999-02-19 2000-08-19 Daimlerchrysler Ag Gps navigational system for aerospatial applications
RU2167792C1 (ru) * 2000-03-14 2001-05-27 Федеральное государственное унитарное предприятие Государственный ракетный центр "КБ им. акад. В.П. Макеева" Низкоорбитальный спутник земли
CN101381004A (zh) * 2008-08-20 2009-03-11 南京航空航天大学 基于大气阻力的微小卫星编队飞行控制方法及控制装置
CN102001453A (zh) * 2010-10-27 2011-04-06 北京控制工程研究所 一种增加前馈补偿改善磁控能力的方法
CN104090493A (zh) * 2014-05-27 2014-10-08 北京航空航天大学 一种基于加速度计的偏无拖曳卫星的干扰补偿控制方法
CN108349595A (zh) * 2015-02-03 2018-07-31 阿丽亚娜集团简化股份公司 用于卫星离轨的大气制动系统
CN105799949A (zh) * 2016-05-12 2016-07-27 上海微小卫星工程中心 一种亚轨道卫星的压心设计方法、姿态控制方法和系统
EP3702289A1 (fr) * 2019-03-01 2020-09-02 Centre National d'Etudes Spatiales Procédé de contrôle de l attitude d'un satellite en orbite basse
CN110104217A (zh) * 2019-03-29 2019-08-09 上海卫星工程研究所 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
CN111989265A (zh) * 2019-11-26 2020-11-24 中国科学院微小卫星创新研究院 超低轨道卫星轨道自主维持方法
CN110803305A (zh) * 2019-12-03 2020-02-18 上海航天控制技术研究所 一种卫星姿控推力器限喷方法
CN111402340A (zh) * 2020-03-08 2020-07-10 中国科学院微小卫星创新研究院 一种对地观测卫星的成像控制系统及方法
CN111238489A (zh) * 2020-03-20 2020-06-05 中国西安卫星测控中心 一种低轨卫星大气阻力摄动建模和计算方法

Non-Patent Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
温生林: "超低轨道卫星动力学建模与控制方法研究", 《博士论文全文数据库》 *
胡立坤: "一类簇状刚挠航天器模型与逆系统方法姿态控制研究", 《博士论文全文数据库》 *
黎康: "仅利用输出信号的挠性航天器模态参数子空间在轨辨识算法研究", 《控制工程》 *

Cited By (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN113306746A (zh) * 2021-05-26 2021-08-27 成都天巡微小卫星科技有限责任公司 一种基于音速喷嘴流量控制的碘工质电推进储供系统
CN113306746B (zh) * 2021-05-26 2022-10-14 成都天巡微小卫星科技有限责任公司 一种基于音速喷嘴流量控制的碘工质电推进储供系统
CN113284171A (zh) * 2021-06-18 2021-08-20 成都天巡微小卫星科技有限责任公司 一种基于卫星遥感立体成像对的植被高度分析方法及系统
CN113591214A (zh) * 2021-07-16 2021-11-02 中国人民解放军国防科技大学 超低轨道卫星构型参数设计方法
CN113591214B (zh) * 2021-07-16 2022-08-26 中国人民解放军国防科技大学 超低轨道卫星构型参数设计方法
CN113602533A (zh) * 2021-08-26 2021-11-05 北京航空航天大学 一种基于气动力辅助的超低轨卫星轨道控制方法

Also Published As

Publication number Publication date
CN112591150B (zh) 2022-09-13

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CN112591150B (zh) 一种控制超低轨道卫星姿态的大气阻力矩补偿方法及系统
CN111989265B (zh) 超低轨道卫星轨道自主维持方法
CN106915477A (zh) 一种姿态控制方法
CN102001453B (zh) 一种增加前馈补偿改善磁控能力的方法
US20100019092A1 (en) Systems and method of controlling a spacecraft using attitude sensors
US6463365B1 (en) System and method for controlling the attitude of a space craft
CN109189102B (zh) 一种星上高精度计算双星半长轴偏差的方法
CN113050143B (zh) 一种发射惯性坐标系下的紧耦合导航方法
JPH05185998A (ja) 衛星用のロールおよびヨー姿勢制御の方法および装置
CN111488646B (zh) 一种旋转地球下高超声速平稳滑翔弹道的解析求解方法
CN109911249A (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
CN113335567B (zh) 一种微小卫星的轮磁混合姿态控制方法和系统
CN115729096A (zh) 一种探空火箭减载方法及系统
CN112231831A (zh) 固体运载火箭强耦合条件下终端多约束能量管理方法
CN110466803B (zh) 基于等倾角姿态控制的自旋稳定卫星姿态预测方法
CN108958276B (zh) 扫描摆镜运动对卫星姿态影响的评估方法
CN115924127A (zh) 一种对地打击航天器空间-大气层内轨道全段控制方法
US6318675B1 (en) Solar wing thermal shock compensation using solar wing position actuator
Markley et al. Attitude kinematics and dynamics
Siahpush et al. A brief survey of attitude control systems for small satellites using momentum concepts
Sun et al. Piecewise attitude tracking control of a gravity gradient microsatellite for coplanar orbital transfer
Zlotnik et al. Dynamic modelling, estimation, and control for precision pointing of an atmospheric balloon platform
CN117734969B (zh) 一种基于单框架控制力矩陀螺的电推进装置推力反演方法
CN117647990A (zh) 轨道虚拟场的航天器姿态主动自稳控制方法
JP2003312598A (ja) 低軌道における衛星の姿勢及び安定制御方法

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