CN117002753B - 考虑姿态机动影响的igso卫星轨道控制方法 - Google Patents

考虑姿态机动影响的igso卫星轨道控制方法 Download PDF

Info

Publication number
CN117002753B
CN117002753B CN202311107481.1A CN202311107481A CN117002753B CN 117002753 B CN117002753 B CN 117002753B CN 202311107481 A CN202311107481 A CN 202311107481A CN 117002753 B CN117002753 B CN 117002753B
Authority
CN
China
Prior art keywords
control
satellite
attitude
attitude maneuver
orbit
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
CN202311107481.1A
Other languages
English (en)
Other versions
CN117002753A (zh
Inventor
许可
孙守明
伍升钢
兰宝君
李超
靳忠涛
叶修松
张海威
杨阳
杨彪
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.)
China Xian Satellite Control Center
Original Assignee
China Xian Satellite Control Center
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 China Xian Satellite Control Center filed Critical China Xian Satellite Control Center
Priority to CN202311107481.1A priority Critical patent/CN117002753B/zh
Publication of CN117002753A publication Critical patent/CN117002753A/zh
Application granted granted Critical
Publication of CN117002753B publication Critical patent/CN117002753B/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
    • 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)
  • 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

本发明公开的考虑姿态机动影响的IGSO卫星轨道控制方法，包括：确定卫星当前飞行方向及本次轨道控制方向；计算并上注卫星姿态偏置量，实施姿态机动，使卫星建立轨控姿态；根据控制类型，预估卫星姿态机动产生的速度增量；计算卫星本次控制修正后的理论速度增量；计算定点捕获控制参数；上注轨控参数，实施轨道控制。本发明的考虑姿态机动影响的IGSO卫星轨道控制方法，通过对卫星姿态机动过程建模，可以准确预估姿态机动在控制方向上产生的速度增量大小，提前修正理论控制量，从而提高卫星的轨道控制精度，有效节省卫星燃料消耗，且方法操作性强、易推广和使用，对任务实施有一定的指导意义。

Description

考虑姿态机动影响的IGSO卫星轨道控制方法
技术领域
本发明属于航天器测量与控制方法技术领域，具体涉及考虑姿态机动影响的IGSO卫星轨道控制方法。
背景技术
IGSO(Inclined GeoSychronous Orbit，倾斜地球同步轨道)卫星在完成转移段轨道控制后一般还需进行定点捕获控制，其目的主要是在卫星进入准同步轨道时，利用卫星推进分系统进行一系列的轨道修正控制，保证卫星满足定点指标要求(一般包括标称升交点地理经度、东西保持范围、偏心率大小等)，使卫星在保持区内自由摄动运动。定点捕获的控制方向由地面通过姿态偏置量注入设置，一般采用多台姿控推力器以脉冲点火或连续点火的方式实施。
常规的地球同步轨道卫星推进分系统一般包含多台姿控推力器，进行定点捕获控制时，根据轨控方向选取相对应的推力器组合即可，一般不需要进行姿态机动。某IGSO卫星推进分系统包含多台姿控推力器，且均斜装在星体某一面，所以进行定点捕获控制时必须先进行姿态机动，而调姿时，推力器喷气会产生与控制方向相同的速度增量，同时，相比于转移段轨道控制，定点捕获控制量一般较小，尤其最后一两批次的半长轴控制量仅为公里甚至百米量级，所以对该类卫星进行定点捕获控制时必须考虑姿态机动对轨道控制的影响。
发明内容
本发明的目的在于提供考虑姿态机动影响的IGSO卫星轨道控制方法，可以提高IGSO卫星定点捕获的控制精度，有效节省卫星燃料消耗。
本发明所采用的技术方案是：考虑姿态机动影响的IGSO卫星轨道控制方法，包括以下步骤：
步骤1、确定卫星当前飞行方向及本次轨道控制方向；
步骤2、计算并上注卫星姿态偏置量，实施姿态机动，使卫星建立轨控姿态；
步骤3、根据控制类型，预估卫星姿态机动产生的速度增量Δva；
步骤4、根据步骤3所得速度增量Δva计算卫星本次控制修正后的理论速度增量Δvrevi；
步骤5、根据步骤4所得速度增量Δvrevi计算定点捕获控制参数；
步骤6、上注轨控参数，实施轨道控制。
本发明的特点还在于，
步骤1中的本次轨道控制方向包括正飞加速控制、正飞减速控制、倒飞加速控制及倒飞减速控制。
步骤3中预估卫星姿态机动产生的速度增量Δva为：
式中，F1x(t)、F3x(t)分别为卫星姿态机动过程中第一、三阶段推力器产生的与控制方向相同的推力分量；T1为卫星姿态机动过程中第一阶段持续时长，T2为卫星姿态机动过程中第一及第二阶段持续时长，T3为卫星姿态机动过程中第一、第二及第三阶段持续时长；m(t)为轨控期间的卫星质量变化；Ms为卫星当前质量。
步骤3中的卫星姿态机动过程通过角速度进行控制，角速度积分等于旋转角度，机动过程分为三个阶段：第一阶段，卫星某推力器组合进行喷气控制，使卫星绕旋转轴产生转动加速度a1，在角速度达到门限ω0时停控，持续时长T1；第二阶段，卫星绕旋转轴以角速度ω0转动，持续时长T2-T1；第三阶段，卫星某推力器组合进行喷气控制，使卫星绕旋转轴产生反向转动加速度a3，在旋转角转到位且角速度达到门限ε时停控，持续时长T3-T2；机动过程表达为：
T1＝T3-T2
θ＝const
式中，ω1(t)、ω3(t)分别表示为第一、三阶段卫星转动角速度。
步骤4中计算卫星本次控制修正后的理论速度增量Δvrevi为：
Δvrevi＝Δvtheo-Δva-Δv′a
式中，Δvtheo为本次轨道控制理论速度增量，由轨控策略得到；Δv′a为轨控结束后，卫星恢复控前姿态设置状态产生的速度增量。
步骤5中计算定点捕获控制参数包括本次控制时长Δt：
式中，F(t)为卫星推力，m(t)为轨控期间的卫星质量变化；
还包括根据本次控制时长Δt计算控制开始时刻Ts：
tc为本次控制中间时刻，由轨控策略得到；
还包括根据本次控制时长Δt及脉冲设置参数计算脉冲次数Np。
步骤6中实施轨道控制后，判断卫星是否恢复控前姿态，若是，则进入步骤7；若否，则进入步骤8；
步骤7、计算并上注卫星姿态偏置量，实施姿态机动，使卫星恢复控前姿态；
步骤8、进行控后效果评估。
步骤8具体为：根据实测轨道进行推力器系数标定，其中，ηt为本次控制使用的推力器系数，Δvreal为实际控制速度增量，由实测轨道获得。
本发明的有益效果是：本发明的考虑姿态机动影响的IGSO卫星轨道控制方法，通过对卫星姿态机动过程建模，可以准确预估姿态机动在控制方向上产生的速度增量大小，提前修正理论控制量，从而提高卫星的轨道控制精度，有效节省卫星燃料消耗，且方法操作性强、易推广和使用，对任务实施有一定的指导意义。
附图说明
图1是本发明的考虑姿态机动影响的IGSO卫星轨道控制方法的流程示意图；
图2是本发明的考虑姿态机动影响的IGSO卫星轨道控制方法中卫星姿态机动过程中角速度变化示意图。
具体实施方式
下面结合附图以及具体实施方式对本发明进行详细说明。
实施例1
本发明提供了考虑姿态机动影响的IGSO卫星轨道控制方法，如图1所示，包括以下步骤：
步骤1、确定卫星当前飞行方向及本次轨道控制方向；
步骤2、计算并上注卫星姿态偏置量，实施姿态机动，使卫星建立轨控姿态；
步骤3、根据控制类型，预估卫星姿态机动产生的速度增量Δva；
步骤4、根据步骤3所得速度增量Δva计算卫星本次控制修正后的理论速度增量Δvrevi；
步骤5、根据步骤4所得速度增量Δvrevi计算定点捕获控制参数；
步骤6、上注轨控参数，实施轨道控制；完成后，判断卫星是否恢复控前姿态，若是，则进入步骤7；若否，则进入步骤8；
步骤7、计算并上注卫星姿态偏置量，实施姿态机动，使卫星恢复控前姿态；
步骤8、进行控后效果评估。
通过上述方式，本发明的考虑姿态机动影响的IGSO卫星轨道控制方法通过对卫星姿态机动过程建模，可以准确预估姿态机动在控制方向上产生的速度增量大小，提前修正理论控制量。可以提高同类IGSO卫星定点捕获的控制精度，有效节省卫星燃料消耗，对任务实施有一定的指导意义。
实施例2
本发明的考虑姿态机动影响的IGSO卫星轨道控制方法，具体按照以下步骤实施：
步骤1：确定卫星当前飞行方向及本次轨道控制方向，该类卫星一般包含正飞加速控制、正飞减速控制、倒飞加速控制及倒飞减速控制4种类型；
步骤2：计算并上注卫星姿态偏置量，实施姿态机动，使卫星建立轨控姿态；
步骤3：预估卫星姿态机动产生的速度增量；姿态机动一般持续一段时间且要对角速度进行控制，机动过程的角速度积分等于旋转角度，该过程一般分为3个阶段(如图2所示)：第一阶段，卫星某推力器组合进行喷气控制，使卫星绕旋转轴产生转动加速度a1，在角速度达到门限ω0时停控，持续时长T1；第二阶段，卫星绕旋转轴以角速度ω0转动，持续时长T2-T1；第三阶段，卫星某推力器组合进行喷气控制，使卫星绕旋转轴产生反向转动加速度a3，在旋转角转到位且角速度达到门限ε(ε≈0)时停控，持续时长T3-T2，整个过程可以表达为T1＝T3-T2，θ＝const，ω1(t)、ω3(t)分别表示为第一、三阶段卫星转动角速度；因为只有第一、三阶段卫星推力器工作，设两个阶段推力器产生的与控制方向相同的推力分量分别为F1x(t)、F3x(t)，卫星当前质量为Ms、轨控期间的质量变化为m(t)，所以姿态机动在控制方向上产生的速度增量为
步骤4：计算卫星本次控制修正后的理论速度增量Δvrevi，因考虑轨控结束后，卫星一般要恢复控前姿态设置状态，而该过程与控前姿态机动过程相类似(参考步骤3)，会产生与控前姿态机动方向相同、大小相近的速度增量，设该速度增量为Δv′a，所以需扣除两次调姿产生的速度增量，即Δvrevi＝Δvtheo-Δva-Δv′a，Δvtheo为本次轨道控制理论速度增量，由轨控策略得到；若控后卫星姿态维持不变，则Δvrevi＝Δvtheo-Δva；
步骤5：根据修正后的理论速度增量Δvrevi，计算本次控制时长Δt，F(t)为卫星推力；计算控制开始时刻/>tc为本次控制中间时刻，由轨控策略得到；根据脉冲设置参数(起始脉冲周期、起始脉冲宽度、最大脉冲宽度，递增脉冲宽度等)结合本次控制时长Δt计算脉冲次数Np等定点捕获控制参数；
步骤6：上注轨控参数，实施轨道控制；
步骤7：计算并上注卫星姿态偏置量，实施姿态机动，使卫星恢复控前姿态；若控后卫星姿态维持不变，则不实施该步骤；
步骤8：进行控后效果评估，根据实测轨道进行推力器系数标定，其中，ηt为本次控制使用的推力器系数，Δvreal为实际控制速度增量，由实测轨道获得。
实施例3
在具体应用中，所采用的航天器为该类IGSO卫星，在轨道面内进行半长轴控制。具体步骤如下：
(1)设置卫星正飞姿态，本次控制采用正飞加速方式进行；
(2)计算卫星姿态偏置量，上注姿态偏置四元数q1,q2,q3,q4，使卫星建立轨控姿态；
(3)计算卫星姿态机动产生的速度增量；卫星进行俯仰90°姿态机动，第一阶段，卫星3A+4A推力器组合进行喷气控制，使卫星绕Y轴产生转动加速度a1，在角速度达到门限ω0时停控，持续时长T1；第二阶段，卫星绕Y轴以角速度ω0转动，持续时长T2-T1；第三阶段，卫星2A+5A推力器组合进行喷气控制，使卫星绕Y轴产生反向转动加速度a3，在旋转角转到位且角速度达到门限ε(ε≈0)时停控，持续时长T3-T2，整个过程可以表达为T1＝T3-T2，/>ω1(t)、ω3(t)分别表示为第一、三阶段卫星转动角速度；设两个阶段使用的推力器组合额定推力分别为F1、F3，卫星当前质量为Ms，所以姿态机动在控制方向上产生的速度增量为
(4)计算卫星本次控制修正后的理论速度增量Δvt，轨控结束后，卫星恢复控前姿态设置状态，设控后姿态机动产生的速度增量为Δv′a，所以Δvrevi＝Δvtheo-Δva-Δv′a，Δvtheo为本次轨道控制理论速度增量，由轨控策略得到；
(5)根据修正后的理论速度增量Δvt，计算本次控制时长Δt，F(t)为卫星推力；计算控制开始时刻/>tc为本次控制中间时刻，由轨控策略得到；根据脉冲设置参数计算脉冲次数Np等定点捕获控制参数；
(6)上注轨控参数，实施轨道控制；
(7)计算卫星姿态偏置量，上注姿态偏置四元数q′1,q′2,q′3,q′4，使卫星恢复控前姿态；
(8)进行控后效果评估，根据实测轨道进行推力器系数标定，其中，ηt为本次控制使用的推力器系数，Δvreal为实际控制速度增量，由实测轨道获得。

Claims (6)

1.考虑姿态机动影响的IGSO卫星轨道控制方法，其特征在于，包括以下步骤：
步骤1、确定卫星当前飞行方向及本次轨道控制方向；
步骤2、计算并上注卫星姿态偏置量，实施姿态机动，使卫星建立轨控姿态；
步骤3、根据控制类型，预估卫星姿态机动产生的速度增量：
式中，、/>分别为卫星姿态机动过程中第一、三阶段推力器产生的与控制方向相同的推力分量；/>为卫星姿态机动过程中第一阶段持续时长，/>为卫星姿态机动过程中第一及第二阶段持续时长，/>为卫星姿态机动过程中第一、第二及第三阶段持续时长；/>为轨控期间的卫星质量变化；/>为卫星当前质量；
步骤4、根据步骤3所得速度增量计算卫星本次控制修正后的理论速度增量/>：
式中，为本次轨道控制理论速度增量，由轨控策略得到；/>为轨控结束后，卫星恢复控前姿态设置状态产生的速度增量；
步骤5、根据步骤4所得速度增量计算定点捕获控制参数；
步骤6、上注轨控参数，实施轨道控制。
2.如权利要求1所述的考虑姿态机动影响的IGSO卫星轨道控制方法，其特征在于，所述步骤1中的本次轨道控制方向包括正飞加速控制、正飞减速控制、倒飞加速控制及倒飞减速控制。
3.如权利要求1所述的考虑姿态机动影响的IGSO卫星轨道控制方法，其特征在于，所述步骤3中的卫星姿态机动过程通过角速度进行控制，角速度积分等于旋转角度，机动过程分为三个阶段：第一阶段，卫星某推力器组合进行喷气控制，使卫星绕旋转轴产生转动加速度，在角速度达到门限/>时停控，持续时长/>；第二阶段，卫星绕旋转轴以角速度/>转动，持续时长/>；第三阶段，卫星某推力器组合进行喷气控制，使卫星绕旋转轴产生反向转动加速度/>，在旋转角转到位且角速度达到门限/>时停控，持续时长/>；机动过程表达为：
式中，、/>分别表示为第一、三阶段卫星转动角速度。
4.如权利要求1所述的考虑姿态机动影响的IGSO卫星轨道控制方法，其特征在于，所述步骤5中计算定点捕获控制参数包括本次控制时长：
式中，为卫星推力，/>为轨控期间的卫星质量变化；
还包括根据本次控制时长计算控制开始时刻/>：
为本次控制中间时刻，由轨控策略得到；
还包括根据本次控制时长及脉冲设置参数计算脉冲次数/>。
5.如权利要求1所述的考虑姿态机动影响的IGSO卫星轨道控制方法，其特征在于，所述步骤6中实施轨道控制后，判断卫星是否恢复控前姿态，若是，则进入步骤7；若否，则进入步骤8；
步骤7、计算并上注卫星姿态偏置量，实施姿态机动，使卫星恢复控前姿态；
步骤8、进行控后效果评估。
6.如权利要求5所述的考虑姿态机动影响的IGSO卫星轨道控制方法，其特征在于，所述步骤8具体为：根据实测轨道进行推力器系数标定，，其中，/>为本次控制使用的推力器系数，/>为实际控制速度增量，由实测轨道获得。
CN202311107481.1A 2023-08-30 2023-08-30 考虑姿态机动影响的igso卫星轨道控制方法 Active CN117002753B (zh)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN202311107481.1A CN117002753B (zh) 2023-08-30 2023-08-30 考虑姿态机动影响的igso卫星轨道控制方法

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN202311107481.1A CN117002753B (zh) 2023-08-30 2023-08-30 考虑姿态机动影响的igso卫星轨道控制方法

Publications (2)

Publication Number Publication Date
CN117002753A CN117002753A (zh) 2023-11-07
CN117002753B true CN117002753B (zh) 2024-03-15

Family

ID=88567285

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN202311107481.1A Active CN117002753B (zh) 2023-08-30 2023-08-30 考虑姿态机动影响的igso卫星轨道控制方法

Country Status (1)

Country Link
CN (1) CN117002753B (zh)

Citations (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JPH02130417A (ja) * 1988-11-10 1990-05-18 Nec Corp 惑星間航法装置
CN103072702A (zh) * 2013-01-30 2013-05-01 北京控制工程研究所 卫星轨道和姿态控制方法
CN104590588A (zh) * 2014-12-04 2015-05-06 哈尔滨工业大学 一种基于隔离余量方法与脉宽融合策略的挠性卫星姿态轨道耦合控制方法
CN107168372A (zh) * 2017-06-30 2017-09-15 清华大学 基于在轨参数辨识和偏置的卫星跟飞长期摄动补偿方法
CN112407336A (zh) * 2020-11-26 2021-02-26 长光卫星技术有限公司 一种利用姿态旋转进行干扰角动量自平衡的轨道控制方法
RU2778331C1 (ru) * 2022-03-17 2022-08-17 Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный научно-исследовательский институт химии и механики" (ФГУП "ЦНИИХМ") Способ управления движением центра масс космического аппарата
CN115562325A (zh) * 2022-10-18 2023-01-03 中国西安卫星测控中心 一种通过姿态偏置利用面外推力器实现离轨控制方法

Patent Citations (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JPH02130417A (ja) * 1988-11-10 1990-05-18 Nec Corp 惑星間航法装置
CN103072702A (zh) * 2013-01-30 2013-05-01 北京控制工程研究所 卫星轨道和姿态控制方法
CN104590588A (zh) * 2014-12-04 2015-05-06 哈尔滨工业大学 一种基于隔离余量方法与脉宽融合策略的挠性卫星姿态轨道耦合控制方法
CN107168372A (zh) * 2017-06-30 2017-09-15 清华大学 基于在轨参数辨识和偏置的卫星跟飞长期摄动补偿方法
CN112407336A (zh) * 2020-11-26 2021-02-26 长光卫星技术有限公司 一种利用姿态旋转进行干扰角动量自平衡的轨道控制方法
RU2778331C1 (ru) * 2022-03-17 2022-08-17 Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный научно-исследовательский институт химии и механики" (ФГУП "ЦНИИХМ") Способ управления движением центра масс космического аппарата
CN115562325A (zh) * 2022-10-18 2023-01-03 中国西安卫星测控中心 一种通过姿态偏置利用面外推力器实现离轨控制方法

Also Published As

Publication number Publication date
CN117002753A (zh) 2023-11-07

Similar Documents

Publication Publication Date Title
EP0460935B1 (en) Attitude control system for momentum-biased spacecraft
CN109798902B (zh) 一种适用于运载火箭入轨修正的迭代制导方法
CN112461060B (zh) 一种火箭末级离轨控制方法和装置
CN109823571B (zh) 一种遥感微纳卫星的多阶段姿态控制方法
CN106114910B (zh) 一种航天器飞行轨道滚动时域控制方法
US5459669A (en) Control system and method for spacecraft attitude control
US20040140401A1 (en) System and method for controlling the attitude of a flying object
EP0603058B1 (fr) Procédé de contrÔle d'attitude d'un satellite pointé vers un objet céleste et satellite adapté à sa mise en oeuvre
CN109269504B (zh) 一种具有末端约束的姿态机动路径规划方法
CN101186236A (zh) 一种减少航天器重力损失的变轨方法
CN111422379A (zh) 一种编队卫星协同轨道控制方法
RU2424954C1 (ru) Способ управления движением разгонного блока на участке доразгона
CN108516107B (zh) 一种在线发动机推力和比冲估计方法及系统
CN117002753B (zh) 考虑姿态机动影响的igso卫星轨道控制方法
JP2664797B2 (ja) 地球静止衛星の指向方法とその装置
CN109739262B (zh) 一种快速自主转移轨道控制方法
CN106094529A (zh) 编队任务多脉冲控制条件下的推力器在轨自主标定方法
CN108128484A (zh) 一种基于线性二次型调节器的双星系统轨道保持方法
CN111008488B (zh) 一种螺旋桨无人机发射过程反扭矩建模方法
CN110562500A (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
CN105334731A (zh) 一种远地点点火高精度解析轨道自主预报方法
CN113834386A (zh) 一种固体运载火箭大气层外制导控制方法
CN116750210A (zh) 一种用于对卫星编队的轨道进行控制的方法
CN111319794A (zh) 一种适用于火星探测制动捕获期间推进自主故障处理方法
CN114019794B (zh) 一种固定轨位电推分时卸载的整轨角动量估计和管理方法

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