RU2671597C1 - Способ ориентации космического аппарата в солнечно-земной системе координат - Google Patents
Способ ориентации космического аппарата в солнечно-земной системе координат Download PDFInfo
- Publication number
- RU2671597C1 RU2671597C1 RU2017135623A RU2017135623A RU2671597C1 RU 2671597 C1 RU2671597 C1 RU 2671597C1 RU 2017135623 A RU2017135623 A RU 2017135623A RU 2017135623 A RU2017135623 A RU 2017135623A RU 2671597 C1 RU2671597 C1 RU 2671597C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- spacecraft
- axis
- sun
- earth
- around
- Prior art date
Links
- 238000000034 method Methods 0.000 title claims abstract description 12
- 230000007257 malfunction Effects 0.000 claims description 6
- 238000004364 calculation method Methods 0.000 claims description 2
- 210000004027 cell Anatomy 0.000 claims 1
- 230000007423 decrease Effects 0.000 abstract description 5
- 238000005259 measurement Methods 0.000 abstract description 3
- 208000032368 Device malfunction Diseases 0.000 abstract 1
- 239000000126 substance Substances 0.000 abstract 1
- 230000008685 targeting Effects 0.000 abstract 1
- 230000015572 biosynthetic process Effects 0.000 description 4
- 231100000897 loss of orientation Toxicity 0.000 description 3
- 239000002957 persistent organic pollutant Substances 0.000 description 2
- 230000003247 decreasing effect Effects 0.000 description 1
- 238000005516 engineering process Methods 0.000 description 1
- 238000012423 maintenance Methods 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
- B64G1/36—Guiding or controlling apparatus, e.g. for attitude control using sensors, e.g. sun-sensors, horizon sensors
- B64G1/363—Guiding or controlling apparatus, e.g. for attitude control using sensors, e.g. sun-sensors, horizon sensors using sun sensors
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Remote Sensing (AREA)
- Chemical & Material Sciences (AREA)
- Combustion & Propulsion (AREA)
- Radar, Positioning & Navigation (AREA)
- Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
- Navigation (AREA)
- Control Of Position, Course, Altitude, Or Attitude Of Moving Bodies (AREA)
Abstract
Изобретение относится к управлению ориентацией космического аппарата (КА) с солнечными батареями (СБ). Способ включает ориентацию первой оси КА на центр Земли путем его разворотов вокруг второй и третьей осей по информации с прибора ориентации на Землю. Ориентацию второй оси КА относительно плоскости Солнце - КА - Земля проводят путем создания и поддержания скорости вращения вокруг первой оси КА по информации с блока измерения угловых скоростей. Изменяют знак этой скорости каждый раз при уменьшении сигнала с панелей СБ. Нормаль к поверхности СБ совмещают с направлением на Солнце путем разворота панелей СБ вокруг оси, параллельной третьей оси КА по расчетной баллистической информации с использованием привода солнечных батарей. На особых участках орбиты: при малых и больших углах Солнце - КА - Земля управляют вращением КА вокруг первой оси по баллистической информации и интегралу от скорости указанного вращения (курсовому углу). Техническим результатом изобретения является обеспечение рабочей ориентации панелей СБ при неисправности прибора ориентации на Солнце. 1 з.п. ф-лы, 3 ил.
Description
Изобретение относится к области космической техники и может быть использовано на космических аппаратах (КА), ориентированных в солнечно-земной системе координат, для ориентации солнечных батарей на Солнце без прибора ориентации на Солнце.
Известен способ ориентации космического аппарата в солнечно-земной системе координат, включающий ориентацию первой оси космического аппарата на центр Земли путем разворотов относительно второй и третьей осей по информации с прибора ориентации на Землю (ПОЗ), ориентацию панелей солнечных батарей на Солнце путем разворота космического аппарата относительно первой оси до совмещения второй оси КА с плоскостью Солнце - космический аппарат - Земля по информации с прибора ориентации на Солнце (ПОС), установленного на корпусе КА, и разворот панелей СБ вокруг оси, параллельной третьей оси КА, до совмещения нормали к поверхности солнечных батарей с направлением на Солнце с использованием привода солнечных батарей (СБ) по информации с ПОС [Космические вехи: сборник научных трудов, посвященный 50-летию создания АО «ИСС» имени академика М.Ф. Решетнева. - Красноярск: ИП Суховольская Ю.П., 2009. с. 129-130].
Для обеспечения функционирования космического аппарата в течение всего срока активного существования необходимо ориентировать нормаль к рабочей поверхности СБ на Солнце.
Основным недостатком способа ориентации космического аппарата в солнечно-земной системе координат, описанного выше, является то, что при отсутствии прибора ориентации на Солнце либо при его неисправности, невозможно определить угол рассогласования между направлением на Солнце и нормалью к рабочей поверхности солнечных батарей космического аппарата. Это приводит к нарушению ориентации панелей СБ на Солнце.
Выход из сложившейся ситуации может быть следующим.
При отсутствии прибора ориентации на Солнце или при его неисправности ориентацию панелей СБ на Солнце можно осуществить по информации об изменении сигнала (напряжение или ток), поступающего с панелей солнечных батарей, который зависит от угла падения Солнца на поверхность панелей СБ.
Наиболее близким к заявляемому решению по технической сущности и достигаемому техническому результату является способ ориентации космического аппарата в солнечно-земной системе координат, включающий ориентацию первой оси космического аппарата на центр Земли путем разворотов относительно второй и третьей осей по информации с ПОЗ, ориентацию панелей солнечных батарей на Солнце путем разворота космического аппарата относительно первой оси до совмещения второй оси КА с плоскостью Солнце - космический аппарат - Земля по информации с ПОС, установленного на корпусе КА, и разворот панелей СБ вокруг оси, параллельной третьей оси КА, до совмещения нормали к поверхности солнечных батарей с направлением на Солнце с использованием привода СБ по информации с ПОС [Космические вехи: сборник научных трудов, посвященный 50-летию создания АО «ИСС» имени академика М.Ф. Решетнева. - Красноярск: ИП Суховольская Ю.П., 2009. с. 129-130].
Описанный способ принят за прототип изобретения.
Недостатком прототипа является то, что при отсутствии прибора ориентации на Солнце или его неисправности невозможно определить угол между второй осью КА и направлением на Солнце. Это приводит к потере ориентации нормали к рабочей поверхности солнечных батарей на Солнце.
В основу настоящего изобретения положена задача создания способа ориентации космического аппарата, ориентируемого в солнечно-земной системе координат, позволяющего обеспечить ориентацию панелей солнечных батарей на Солнце, без прибора ориентации на Солнце.
Поставленная задача решается следующим образом.
Заявлен способ ориентации космического аппарата в солнечно-земной системе координат, включающий ориентацию первой оси космического аппарата на центр Земли путем разворотов относительно второй и третьей осей по информации с прибора ориентации на Землю, ориентацию панелей солнечных батарей на Солнце путем разворота космического аппарата относительно первой оси до совмещения второй оси космического аппарата с плоскостью Солнце - космический аппарат - Земля и разворот панелей солнечных батарей вокруг оси, параллельной третьей оси космического аппарата, до совмещения нормали к поверхности солнечных батарей с направлением на Солнце с использованием привода солнечных батарей, отличающийся тем, что при неисправности прибора ориентации на Солнце ориентацию второй оси космического аппарата относительно плоскости Солнце - космический аппарат - Земля проводят путем создания и поддержания скорости вращения вокруг первой оси космического аппарата по информации с блока измерения угловых скоростей, изменяют знак скорости вращения вокруг первой оси космического аппарата каждый раз при уменьшении сигнала, поступающего с панелей солнечных батарей, совмещают нормаль к поверхности солнечных батарей с направлением на Солнце путем разворота панелей солнечных батарей относительно оси, параллельной третьей оси космического аппарата, по расчетной баллистической информации с использованием привода солнечных батарей. Сущность изобретения.
При неисправности прибора ориентации на Солнце в режиме работы по целевому назначению постоянно обеспечивают ориентацию первой оси КА на Землю по информации с ПОЗ и, с целью минимизации погрешности ориентации панелей СБ на Солнце, ориентацию второй оси космического аппарата относительно плоскости Солнце - космический аппарат - Земля путем создания и поддержания скорости вращения вокруг первой оси космического аппарата по информации с блока измерения угловых скоростей (БИС), знак которой изменятся каждый раз при уменьшения сигнала, поступающего с панелей солнечных батарей. Совмещение нормали к поверхности солнечных батарей с направлением на Солнце осуществляют путем разворота панелей солнечных батарей относительно третьей оси космического аппарата по расчетной баллистической информации с использованием привода солнечных батарей.
Орбита космического аппарата, ориентируемого в солнечно-земной системе координат, имеет особые участки, включающие участки малых углов Солнце - космический аппарат - Земля (близких к 0°) и больших углов Солнце - космический аппарат - Земля (близких к 180°), при прохождении которых космический аппарат совершает разворот вокруг первой оси КА. Это обусловлено тем, что поверхность КА со стороны второй оси почти всегда ориентируется на Солнце, при этом поверхность со стороны минус второй оси находится в тени. Если не проводить разворот КА вокруг первой оси, то произойдет засвечивание поверхности КА со стороны минус второй оси, что в свою очередь приведет к увеличению приборного состава КА (дополнительные ПОС со стороны минус второй оси), нарушению температурных режимов КА и непрогнозируемому движению центра масс КА (неприемлемо для навигационных КА).
Для уменьшения величины непрогнозируемого движения центра масс КА во время прохождения особых участков орбиты при угле Солнце - космический аппарат - Земля меньше (больше) заданного значения для малых (больших) углов Солнце - космический аппарат - Земля, запоминают курсовой угол (угол между вектором линейной скорости КА и проекцией направления на Солнце на плоскость, образованную вектором линейной скорости КА и нормалью к плоскости орбиты), рассчитанный по баллистической информации на момент начала особого участка. Далее на каждом цикле управления интегрируют скорость вращения космического аппарата вокруг первой оси и формируют управляющее воздействие вокруг первой оси космического аппарата по разности между интегралом скорости вращения вокруг первой оси и разности между текущим курсовым углом, рассчитанным по баллистической информации, и запомненным значением. курсового угла, рассчитанного по баллистической информации, на момент начала особого участка.
При прохождении больших и малых углов Солнце - космический аппарат - Земля проводят упреждающие программные развороты вокруг первой оси космического аппарата на участках орбиты, симметричных относительно точек орбиты, в которых угол Солнце - космический аппарат - Земля максимален или минимален. Это позволяет уменьшить погрешность отслеживания плоскости Солнце - космический аппарат - Земля, что приводит к уменьшению величины непрогнозируемого движения центра масс КА. После проведения упреждающего разворота КА осуществляет работу по логике, описанной выше до завершения особого участка орбиты.
При потере ориентации на Землю или при ее отсутствии при неподвижных панелях солнечных батарей, нормаль к рабочей поверхности которых параллельна второй оси КА, осуществляется поддержание ориентации второй оси КА на Солнце путем последовательного формирования скорости относительно первой оси космического аппарата при одновременном формировании нулевой скорости относительно третьей оси и формирования скорости относительно третьей оси космического аппарата при одновременном формировании нулевой скорости относительно первой оси по информации с БИС в зависимости от величины и знака производной сигнала, поступающего с панелей солнечных батарей. При этом осуществляется разворот КА относительно второй оси с поисковой скоростью по информации с БИС. При попадании Земли в поле зрения ПОЗ к управлению относительно второй и третьей осей КА подключается ПОЗ, и разрешается включение привода солнечных батарей по баллистической информации. После этого космический аппарат переходит в режим работы по целевому назначению, и логика ориентации КА осуществляется по алгоритму работы описанному выше.
При потере ориентации на Солнце или при ее отсутствии осуществляется установка нормали к рабочей поверхности СБ параллельно второй оси КА. Затем осуществляется разворот КА с поисковой скоростью относительно первой оси при поддержании скоростей, близких к нулю, относительно второй и третьей осей КА до появления сигнала, поступающего с панелей солнечных батарей. Далее осуществляется ориентация второй оси КА на Солнце путем формирования и поддержания скорости вращения относительно первой оси КА по информации с БИС до момента уменьшения сигнала, поступающего с панелей СБ с последующим формированием нулевой скорости относительно первой оси КА. Затем осуществляют формирование и поддержание скорости вращения относительно третьей оси до момента уменьшения сигнала, поступающего с панелей СБ с последующим формированием нулевой скорости относительно третьей оси КА. После этого осуществляется поддержание ориентации второй оси КА на Солнце путем последовательного формирования скорости относительно первой оси КА при одновременном формировании нулевой скорости относительно третьей оси и формирования скорости относительно третьей оси КА при одновременном формировании нулевой скорости относительно первой оси. Величина и знак скорости по каждой из осей зависит от величины и знака производной сигнала, поступающего с панелей СБ.
После окончания режима ориентации на Солнце разрешается включение режима ориентации на Землю, по окончанию которого КА переходит в режим работы по целевому назначению.
На фиг. 1 представлены результаты моделирования движения КА при угле между плоскостью орбиты и направлением на Солнце 0° в режиме работы по целевому назначению при прохождении больших углов СОЗ,
где:
ВЕТС - угол между направлением на Солнце и плоскостью, проходящей через первую и вторую оси КА, [°];
НЭСБ - сигнал, поступающий с панелей СБ, [В];
УВХ - скорость вращения КА вокруг первой оси, [°/c];
СОЗ - угол Солнце - космический аппарат - Земля, [°];
АЛС - угол между второй осью КА и проекцией направления на Солнце на плоскость, проходящую через первую и вторую оси КА, [°].
Из фиг. 1 видно, что погрешность ориентации нормали к рабочей поверхности СБ на Солнце в режиме работы по целевому назначению не будет превышать 5°, при этом погрешность ориентации на Землю зависит от погрешности ПОЗ.
На фиг. 2 представлены результаты моделирования движения КА в режиме ориентации на Солнце,
где:
АЛС - угол между второй осью КА и проекцией направления на Солнце на плоскость, проходящую через первую и вторую оси КА, [°];
ВЕТС - угол между направлением на Солнце и плоскостью, проходящей через первую и вторую оси КА, [°];
НС - наличие Солнца в диапазоне углов АЛС±92° и ВЕТС±48°;
УВХ - скорость вращения КА вокруг первой оси, [°/c];
УВУ - скорость вращения КА вокруг второй оси, [°/c];
УВЗ - скорость вращения КА вокруг третьей оси, [°/c];
НЭСБ - сигнал, поступающий с панелей СБ, [В];
Из фиг. 2 видно, что при попадании Солнца на панели СБ КА начинает отрабатывать рассогласование между нормалью к рабочей поверхности СБ и направлением на Солнце.
На фиг. 3 представлены результаты моделирования движения КА в режиме начальной ориентации на Землю,
где:
ФИ - угол между направлением на центр Земли и плоскостью, проходящей через первую и вторую оси КА, [°];
ТЕТ - угол между первой осью КА и проекцией направления на Землю на плоскость, проходящую через первую и вторую оси КА, [°];
НЗ - наличие Земли в поле зрения ПОЗ;
НЭСБ - сигнал, поступающий с панелей СБ, [В];
АЛС - угол между второй осью КА и проекцией направления на Солнце на плоскость, проходящую через первую и вторую оси КА, [°];
ВЕТС - угол между направлением на Солнце и плоскостью, проходящей через первую и вторую оси КА, [°];
УВХ - скорость вращения КА вокруг первой оси, [°/c];
УВУ - скорость вращения КА вокруг второй оси, [°/c];
УВЗ - скорость вращения КА вокруг третьей оси, [°/c];
Из фиг. 3 видно, что ориентация КА на Землю осуществляется при постоянном поддержании ориентации панелей СБ на Солнце.
Начальное значение каждого параметра на фиг. 1-3 приведено под его обозначением.
Такой способ ориентации космического аппарата в солнечно-земной системе координат позволяет обеспечить ориентацию солнечных батарей на Солнце, при отсутствии или неисправности прибора ориентации на Солнце.
Предложенный способ ориентации космического аппарата в солнечно-земной системе координат, применяется на космических аппаратах системы «ГЛОНАСС».
Claims (2)
1. Способ ориентации космического аппарата в солнечно-земной системе координат, включающий ориентацию первой оси космического аппарата на центр Земли путем разворотов относительно второй и третьей осей по информации с прибора ориентации на Землю, ориентацию панелей солнечных батарей на Солнце путем разворота космического аппарата относительно первой оси до совмещения второй оси космического аппарата с плоскостью Солнце - космический аппарат - Земля и разворот панелей солнечных батарей вокруг оси, параллельной третьей оси космического аппарата, до совмещения нормали к поверхности солнечных батарей с направлением на Солнце с использованием привода солнечных батарей, отличающийся тем, что при неисправности прибора ориентации на Солнце ориентацию второй оси космического аппарата относительно плоскости Солнце - космический аппарат - Земля проводят путем создания и поддержания скорости вращения вокруг первой оси космического аппарата по информации с блока измерения угловых скоростей, изменяют знак скорости вращения вокруг первой оси космического аппарата каждый раз при уменьшении сигнала, поступающего с панелей солнечных батарей, совмещают нормаль к поверхности солнечных батарей с направлением на Солнце путем разворота панелей солнечных батарей относительно оси, параллельной третьей оси космического аппарата, по расчетной баллистической информации с использованием привода солнечных батарей.
2. Способ ориентации космического аппарата в солнечно-земной системе координат по п. 1, отличающийся тем, что при прохождении особых участков орбиты, включающих участки малых углов Солнце - космический аппарат - Земля и больших углов Солнце - космический аппарат - Земля, запоминают курсовой угол, рассчитанный по баллистической информации на момент начала особого участка, интегрируют скорость вращения космического аппарата вокруг первой оси с момента начала особого участка орбиты, формируют управляющее воздействие вокруг первой оси космического аппарата по разности между интегралом скорости вращения вокруг первой оси космического аппарата и разности между текущим курсовым углом, рассчитанным по баллистической информации, и запомненным значением курсового угла, рассчитанного по баллистической информации, на момент начала особого участка, при прохождении больших и малых углов Солнце - космический аппарат - Земля проводят упреждающие программные развороты вокруг первой оси космического аппарата на участках орбиты, симметричных относительно точек орбиты, в которых угол Солнце - космический аппарат - Земля максимален или минимален.
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2017135623A RU2671597C1 (ru) | 2017-10-05 | 2017-10-05 | Способ ориентации космического аппарата в солнечно-земной системе координат |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2017135623A RU2671597C1 (ru) | 2017-10-05 | 2017-10-05 | Способ ориентации космического аппарата в солнечно-земной системе координат |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2671597C1 true RU2671597C1 (ru) | 2018-11-02 |
Family
ID=64103193
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2017135623A RU2671597C1 (ru) | 2017-10-05 | 2017-10-05 | Способ ориентации космического аппарата в солнечно-земной системе координат |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2671597C1 (ru) |
Citations (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US4759517A (en) * | 1982-06-25 | 1988-07-26 | General Electric Company | Station-keeping using solar sailing |
| RU2131832C1 (ru) * | 1998-04-20 | 1999-06-20 | Акционерное общество открытого типа Ракетно-космическая корпорация "Энергия" им.С.П.Королева | Способ управления разворотом космического аппарата |
| US6142422A (en) * | 1996-10-16 | 2000-11-07 | Space Systems/Loral, Inc. | Method to reorient a spacecraft using only initial single axis attitude knowledge |
| RU2247684C2 (ru) * | 2003-03-25 | 2005-03-10 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Государственный космический научно-производственный центр им. М.В. Хруничева" | Способ трехосной ориентации космического аппарата в орбитальной системе координат |
| RU2414392C1 (ru) * | 2009-12-04 | 2011-03-20 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Государственный космический научно-производственный центр имени М.В. Хруничева" | Способ ориентации осей космического аппарата в солнечно-орбитальную систему координат |
-
2017
- 2017-10-05 RU RU2017135623A patent/RU2671597C1/ru active
Patent Citations (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US4759517A (en) * | 1982-06-25 | 1988-07-26 | General Electric Company | Station-keeping using solar sailing |
| US6142422A (en) * | 1996-10-16 | 2000-11-07 | Space Systems/Loral, Inc. | Method to reorient a spacecraft using only initial single axis attitude knowledge |
| RU2131832C1 (ru) * | 1998-04-20 | 1999-06-20 | Акционерное общество открытого типа Ракетно-космическая корпорация "Энергия" им.С.П.Королева | Способ управления разворотом космического аппарата |
| RU2247684C2 (ru) * | 2003-03-25 | 2005-03-10 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Государственный космический научно-производственный центр им. М.В. Хруничева" | Способ трехосной ориентации космического аппарата в орбитальной системе координат |
| RU2414392C1 (ru) * | 2009-12-04 | 2011-03-20 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Государственный космический научно-производственный центр имени М.В. Хруничева" | Способ ориентации осей космического аппарата в солнечно-орбитальную систему координат |
Non-Patent Citations (1)
| Title |
|---|
| А.М. Климарев, Ю.А. Тентилов и др. Бигиродинная система ориентации космического аппарата на высокоэллиптической орбите. В сб.: Космические вехи: сб. научных трудов, посв. 50-летию создания АО "ИСС" им. акад. М.Ф. Решетнева. Красноярск. ИП СуховольскаяЮ.П., 2009. с. 129-139. * |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| CA2040463C (en) | Spacecraft earth-pointing attitude acquisition method | |
| CN107600464B (zh) | 利用星敏感器信息的飞轮控制捕获太阳及对日定向方法 | |
| CN107380485B (zh) | 一种微小卫星大面阵广域多模凝视成像控制方法 | |
| CN104249816A (zh) | 非合作目标绕飞悬停的姿轨协同控制方法 | |
| JPH03189297A (ja) | 衛星のロール及びヨー姿勢の制御方法 | |
| RU2340518C2 (ru) | Способ управления положением солнечных батарей космического аппарата и система для его осуществления | |
| CN103268067B (zh) | 一种基于拟四元数与拟四元数运动学方程的卫星指向跟踪控制方法 | |
| CN106483466B (zh) | 一种卫星入轨阶段太阳电池阵输出电流的估算方法 | |
| CN102004491B (zh) | 一种卫星初入轨段的初始太阳捕获方法 | |
| JPH04349098A (ja) | 静止衛星の東西方向の運動を制御する方法 | |
| CN110775302B (zh) | 一种基于太阳帆板输出电流信息的应急对日方法 | |
| CN111338367A (zh) | 一种偏心率冻结同轨双脉冲控制的中间轨道确定方法 | |
| EP1777158B1 (en) | A method and system for determining a singularity free momentum path | |
| CN110641741B (zh) | 双自由度太阳帆板控制方法及其控制系统 | |
| RU2414392C1 (ru) | Способ ориентации осей космического аппарата в солнечно-орбитальную систему координат | |
| RU2671597C1 (ru) | Способ ориентации космического аппарата в солнечно-земной системе координат | |
| RU2361788C1 (ru) | Способ управления положением солнечной батареи космического аппарата | |
| JPH07228299A (ja) | 三軸安定衛星の太陽電池パドル駆動制御装置 | |
| CN102880059B (zh) | 一种采用正弦偏航导引律的偏航机动控制方法 | |
| CN110647163A (zh) | 对geo空间目标持续可见光探测的绕飞轨道设计方法 | |
| CN108657467B (zh) | 一种利用虚拟太阳矢量的航天器偏航机动控制方法及系统 | |
| RU2569999C2 (ru) | Способ ориентации навигационного спутника | |
| Eggleston et al. | A Study of the Positions and Velocities of a Space Station and a Ferry Vehicle during Rendezvous and Return | |
| CN108508905A (zh) | 一种基于最短空间轴的姿态机动控制和导引律规划方法 | |
| US4927101A (en) | Method for tilting the moment of inertia of a rotating free body in space into any given direction |