CN111846289A - 一种太阳帆板偏置安装时的卫星对日定向控制方法及卫星 - Google Patents

一种太阳帆板偏置安装时的卫星对日定向控制方法及卫星 Download PDF

Info

Publication number
CN111846289A
CN111846289A CN202010784442.5A CN202010784442A CN111846289A CN 111846289 A CN111846289 A CN 111846289A CN 202010784442 A CN202010784442 A CN 202010784442A CN 111846289 A CN111846289 A CN 111846289A
Authority
CN
China
Prior art keywords
satellite
coordinate system
sun
reference coordinate
solar
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
CN202010784442.5A
Other languages
English (en)
Other versions
CN111846289B (zh
Inventor
杜宁
王世耀
陈文晖
徐家国
查理
孙杰
吕若宁
高四宏
王同辉
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.)
Shanghai Aerospace Control Technology Institute
Original Assignee
Shanghai Aerospace Control Technology Institute
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 Shanghai Aerospace Control Technology Institute filed Critical Shanghai Aerospace Control Technology Institute
Priority to CN202010784442.5A priority Critical patent/CN111846289B/zh
Publication of CN111846289A publication Critical patent/CN111846289A/zh
Application granted granted Critical
Publication of CN111846289B publication Critical patent/CN111846289B/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

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

本发明公开了一种太阳帆板偏置安装时的卫星对日定向控制方法，包括:根据太阳帆板偏置安装角度构建对日定向参考坐标系，以保证对日定向轴为对日定向参考坐标系内的一主轴；求取星体相对卫星本体坐标系角速度在对日定向参考坐标系下投影
Figure DDA0002621420310000011
对日定向方法，控制卫星某主轴对日定向，无法保证太阳帆板垂直受照，且只有一个星体表面可以接受太阳光照。本方法不需改变常规的执行机构安装方式和卫星本体坐标系定义，即不影响载荷工作期间姿态控制，且能允许太阳帆板以任意固定姿态安装在星体上；在对日定向期间，保证太阳帆板受到太阳垂直受照，且星体有三个面可接受太阳照射。因此该方法简洁有效，易于工程实现。

Description

一种太阳帆板偏置安装时的卫星对日定向控制方法及卫星
技术领域
本发明涉及航空技术领域，具体涉及一种太阳帆板偏置安装时的卫星对日定向控制方法及卫星。
背景技术
对于现代小卫星，主载荷通常沿卫星某主轴正交安装，例如星载相机光轴平行于卫星+Zb轴，星间激光通信载荷光轴平行于卫星+Xb轴等，为便于载荷工作期间姿态控制，常用执行机构如反作用飞轮、磁力矩器等均平行于卫星主轴安装，且太阳电池阵法线也平行于卫星某主轴。然而对于某些运行在倾斜轨道上的小卫星，太阳帆板自身无驱动机构，为保证卫星能源，需设计对日定向工作模式，且为避免舱内单机工作温度过低，对日定向期间需保证星体多个面受太阳光照，这就要求帆板相对星体偏置安装，即太阳帆板法线不再平行于星体主轴，可能为任意固定方向。常规的对日定向方法，控制卫星某主轴对日定向，无法保证太阳帆板垂直受照，且只有一个星体表面可以接受太阳光照。因此本发明设计了适用于太阳帆板偏置安装时的卫星对日定向控制方法，保证卫星对日定向模式下，偏置安装的太阳帆板能受到太阳垂直受照，且星体有三个面可接受太阳照射。该方法适用于倾斜轨道卫星对日定向控制。
对于倾斜轨道卫星，太阳随时间变化将出现在轨道面不同方位，因此通常安装帆板驱动机构。现代小卫星受重量限制，一般不再安装太阳帆板驱动机构，而是通过卫星对日定向控制，保证太阳帆板垂直受照，在此基础上进行短期对地定向等任务模式姿态控制。主载荷通常沿卫星某主轴正交安装，例如星载相机光轴平行于卫星+Zb轴，星间激光通信载荷光轴平行于卫星+Xb轴等，为便于载荷工作期间姿态控制，常用执行机构如反作用飞轮、磁力矩器等均平行于卫星主轴安装。为便于姿态控制，太阳电池阵法线通常也平行于卫星某主轴，对日定向模式只需令星体某主轴平行于太阳方向即可，此时可保证帆板初值受照。
然而对于某些运行在倾斜轨道上的小卫星，为避免舱内单机工作温度过低，对日定向期间需保证星体多个面受太阳光照，这就要求帆板相对星体偏置安装，即太阳帆板法线不再平行于星体主轴，可能为任意固定方向。常规的对日定向方法，控制卫星某主轴对日定向，无法保证太阳帆板垂直受照，且只有一个星体表面可以接受太阳光照。
综上，有必要设计一种适用于太阳帆板偏置安装时的卫星对日定向控制方法，保证卫星对日定向模式下，偏置安装的太阳帆板能受到太阳垂直受照，且星体有三个面可接受太阳照射。该方法适用于任意轨道、任意帆板偏置安装角度情况下的卫星对日定向控制。
发明内容
本发明的目的在于提供一种卫星对日定向控制方法，适用于倾斜轨道的卫星对日定向控制，本方法能保证卫星对日定向模式下，偏置安装的太阳帆板能受到太阳垂直受照，且星体至少有三个面可接受太阳照射。
为了达到上述目的，本发明采用的技术方案如下：
一种卫星对日定向控制方法，应用于偏置安装有太阳帆板的卫星，所述方法包括:
获取所述卫星在卫星本体坐标系下的角速度；
计算所述角速度在对日定向参考坐标系下的投影，其中，所述投影作为角速度控制误差，所述对日定向参考坐标系根据所述太阳帆板的偏置安装角度构建而成；
获取二维太阳角，其中，所述二维太阳角作为姿态控制误差；
根据所述角速度控制误差和所述姿态控制误差计算得出在所述对日定向参考坐标系下所需的三轴控制角动量；
通过姿态转换，得到在卫星本体坐标系下所需的三轴控制角动量，其中，可根据所述卫星本体坐标系下所需的三轴控制角动量计算得出飞轮指令和磁卸载指令。
可选地，所述卫星为运行在倾斜轨道上的小卫星。
可选地，所述方法还包括：
根据所述太阳帆板的安装角度构建所述对日定向参考坐标系，其中，所述太阳帆板的法线为所述对日定向参考坐标系的一主轴。
可选地，所述投影
Figure BDA0002621420290000021
具体通过如下公式进行计算：
Figure BDA0002621420290000031
Figure BDA0002621420290000032
其中，
Figure BDA0002621420290000033
为卫星在卫星本体坐标系下的角速度；Ab1b为卫星本体坐标系至对日定向参考坐标系的转换矩阵。
可选地，所述角速度由陀螺测得。
可选地，所述二维太阳角由太阳角计测得。
可选地，所述对日定向参考坐标系下所需的三轴控制角动量具体通过如下公式进行计算：
Figure BDA0002621420290000034
Figure BDA0002621420290000035
Figure BDA0002621420290000036
Figure BDA0002621420290000037
Kdx＝Ib(1,1)2ζωn
Kdy＝Ib(2,2)2ζωn
Kdz＝Ib(3,3)2ζωn
Figure BDA0002621420290000038
hc_b1＝-∫Tc
其中，Ab1b为卫星本体坐标系至对日定向参考坐标系的转换矩阵，
Figure BDA0002621420290000039
为卫星本体坐标系至对日定向参考坐标系的转换矩阵Ab1b的转置矩阵，Ib为卫星在卫星本体坐标系下的转动惯量，Ib1为卫星在对日定向参考坐标系下的转动惯量，ζ为控制器设计阻尼比，可取0.707，ωn为控制器设计自然频率，Kpx、Kpy、Kpz分别为卫星三轴姿态控制比例项系数，Kdx、Kdy、Kdz分别为卫星三轴姿态控制微分项系数；Tc为卫星三轴姿态控制期望力矩矢量；hc_b1为对日定向参考坐标系下所需三轴控制角动量。
可选地，所述卫星本体坐标系下所需的三轴控制角动量hc_b具体通过如下公式进行计算：
Figure BDA0002621420290000041
其中，
Figure BDA0002621420290000042
为本体系至对日定向参考坐标系的转换矩阵Ab1b的逆矩阵，hc_b1为对日定向参考坐标系下所需三轴控制角动量。
可选地，所述方法还包括：
发送飞轮指令和磁卸载指令至所述卫星，其中，所述卫星执行所述飞轮指令和所述磁卸载指令后，所述卫星的太阳帆板可接受到太阳的垂直照射。
另一方面，本发明还提供了一种卫星，用于执行上述的卫星对日定向控制方法。
与现有技术相比，本发明至少具有以下优点之一：
本方法不需改变常规的执行机构安装方式和卫星本体坐标系定义，即不影响载荷工作期间姿态控制，且能允许太阳帆板以任意固定姿态安装在星体上；在对日定向期间，保证太阳帆板受到太阳垂直受照，且星体有三个面可接受太阳照射。因此该方法简洁有效，易于工程实现。
附图说明
图1为本发明一实施例中反作用飞轮和磁力矩器沿卫星主轴正交安装示意图；
图2为本发明一实施例中卫星常规对日定向控制示意图；
图3为本发明一实施例中帆板偏置安装时卫星对日定向控制示意图。
具体实施方式
以下结合附图1～3和具体实施方式对本发明作进一步详细说明。根据下面说明，本发明的优点和特征将更清楚。需要说明的是，附图采用非常简化的形式且均使用非精准的比例，仅用以方便、明晰地辅助说明本发明实施方式的目的。为了使本发明的目的、特征和优点能够更加明显易懂，请参阅附图。须知，本说明书所附图式所绘示的结构、比例、大小等，均仅用以配合说明书所揭示的内容，以供熟悉此技术的人士了解与阅读，并非用以限定本发明实施的限定条件，故不具技术上的实质意义，任何结构的修饰、比例关系的改变或大小的调整，在不影响本发明所能产生的功效及所能达成的目的下，均应仍落在本发明所揭示的技术内容能涵盖的范围内。
需要说明的是，在本文中，诸如第一和第二等之类的关系术语仅仅用来将一个实体或者操作与另一个实体或操作区分开来，而不一定要求或者暗示这些实体或操作之间存在任何这种实际的关系或者顺序。而且，术语“包括”、“包含”或者其任何其他变体意在涵盖非排他性的包含，从而使得包括一系列要素的过程、方法、物品或者现场设备不仅包括那些要素，而且还包括没有明确列出的其他要素，或者是还包括为这种过程、方法、物品或者现场设备所固有的要素。在没有更多限制的情况下，由语句“包括一个……”限定的要素，并不排除在包括所述要素的过程、方法、物品或者现场设备中还存在另外的相同要素。
请参阅图1、图2和图3所示，本实施例提供的一种卫星对日定向控制方法，应用于偏置安装有太阳帆板的小卫星，所述方法包括:
根据太阳帆板的偏置安装角度设计对日定向参考坐标系Ob1Xb1Yb1Zb1，保证对日定向轴(太阳帆板的法线)为对日参考坐标系内某主轴；对于任意的太阳帆板的偏置安装方式，均可通过对卫星本体坐标系的2次旋转得到对日定向参考坐标系，且保证参考坐标系某主轴平行于偏置安装的帆板法线。
以主受照面接近星体-Zb方向为例，请参阅图3所示，卫星对日定向参考坐标系定义为：卫星本体坐标系ObXbYbZb依次绕Xb轴转过
Figure BDA0002621420290000051
绕星体Yb轴转过θt后得到帆板对日定向坐标系Ob1Xb1Yb1Zb1。此时帆板法线与对日参考坐标系-Zb轴平行。其中
Figure BDA0002621420290000052
和θt具体数值与帆板偏置安装角度有关，由卫星总体提供。
获取所述卫星在卫星本体坐标系下的角速度；
计算所述角速度在对日定向参考坐标系下的投影，其中，所述投影作为角速度控制误差，所述对日定向参考坐标系根据所述太阳帆板的偏置安装角度构建而成；
获取二维太阳角，其中，所述二维太阳角作为姿态控制误差；
以卫星-Ob1Zb1轴对日定向控制为例，将太阳角计解算的滚动
Figure BDA0002621420290000053
俯仰太阳角θass作为滚动、俯仰轴姿态控制误差：
Figure BDA0002621420290000054
Δθ＝θass
为避免对日定向期间对日轴角速度的影响，可利用陀螺积分进行对日轴角速度阻尼控制。以卫星-Ob1Zb1轴对日定向控制为例，将对日参考系下偏航轴角速度进行积分，得到偏航轴姿态控制误差：
Figure BDA0002621420290000061
进而，以星体相对卫星本体坐标系角速度在对日参考系下投影
Figure BDA0002621420290000062
作为卫星三轴角速度控制误差：
Figure BDA0002621420290000063
Figure BDA0002621420290000064
Figure BDA0002621420290000065
根据所述角速度控制误差和所述姿态控制误差计算得出在所述对日定向参考坐标系下所需的三轴控制角动量；
通过姿态转换，得到在卫星本体坐标系下所需的三轴控制角动量，其中，可根据所述卫星本体坐标系下所需的三轴控制角动量计算得出飞轮指令和磁卸载指令。
本实施例中，所述卫星为运行在倾斜轨道上的小卫星。
本实施例中，所述方法还包括：
根据所述太阳帆板的安装角度构建所述对日定向参考坐标系，其中，所述太阳帆板的法线为所述对日定向参考坐标系的一主轴；根据实际的太阳帆板偏置安装角度，定义新的对日定向参考坐标系，通过卫星本体坐标系和对日定向参考坐标系之间的转换矩阵，将太阳角计测量值和陀螺测量值转换至对日定向参考坐标系；在对日定向参考坐标系内，通过常规的PD姿态控制器计算得到用于姿态控制的三轴指令角动量；将在对日定向参考系内计算的控制指令角动量，转换至卫星本体坐标系，进而计算得出飞轮指令和磁卸载指令。
本实施例中，所述投影
Figure BDA0002621420290000066
具体通过如下公式进行计算：
Figure BDA0002621420290000067
Figure BDA0002621420290000068
其中，
Figure BDA0002621420290000069
为卫星在卫星本体坐标系下的角速度；Ab1b为卫星本体坐标系至对日定向参考坐标系的转换矩阵。
本实施例中，所述角速度由陀螺测得。
本实施例中，所述二维太阳角由太阳角计测得。
本实施例中，所述对日定向参考坐标系下所需的三轴控制角动量具体通过如下公式进行计算：
Figure BDA0002621420290000071
Figure BDA0002621420290000072
Figure BDA0002621420290000073
Figure BDA0002621420290000074
Kdx＝Ib(1,1)2ζωn
Kdy＝Ib(2,2)2ζωn
Kdz＝Ib(3,3)2ζωn
Figure BDA0002621420290000075
hc_b1＝-∫Tc
其中，Ab1b为卫星本体坐标系至对日定向参考坐标系的转换矩阵，
Figure BDA0002621420290000076
为卫星本体坐标系至对日定向参考坐标系的转换矩阵Ab1b的转置矩阵，Ib为卫星在卫星本体坐标系下的转动惯量，Ib1为卫星在对日定向参考坐标系下的转动惯量，ζ为控制器设计阻尼比，可取0.707，ωn为控制器设计自然频率，Kpx、Kpy、Kpz分别为卫星三轴姿态控制比例项系数，Kdx、Kdy、Kdz分别为卫星三轴姿态控制微分项系数；Tc为卫星三轴姿态控制期望力矩矢量；hc_b1为对日定向参考坐标系下所需三轴控制角动量。
本实施例中，所述卫星本体坐标系下所需的三轴控制角动量hc_b具体通过如下公式进行计算：
Figure BDA0002621420290000077
其中，
Figure BDA0002621420290000078
为本体系至对日定向参考坐标系的转换矩阵Ab1b的逆矩阵，hc_b1为对日定向参考坐标系下所需三轴控制角动量。
本实施例中，所述方法还包括：
发送飞轮指令和磁卸载指令至所述卫星，其中，所述卫星执行所述飞轮指令和所述磁卸载指令后，所述卫星的太阳帆板可接受到太阳的垂直照射。
基于同一发明构思，本实施例还提供了一种卫星，用于执行上述的卫星对日定向控制方法。
尽管本发明的内容已经通过上述优选实施例作了详细介绍，但应当认识到上述的描述不应被认为是对本发明的限制。在本领域技术人员阅读了上述内容后，对于本发明的多种修改和替代都将是显而易见的。因此，本发明的保护范围应由所附的权利要求来限定。

Claims (10)

1.一种卫星对日定向控制方法，其特征在于，应用于偏置安装有太阳帆板的卫星，所述方法包括:
获取所述卫星在卫星本体坐标系下的角速度；
计算所述角速度在对日定向参考坐标系下的投影，其中，所述投影作为角速度控制误差，所述对日定向参考坐标系根据所述太阳帆板的偏置安装角度构建而成；
获取二维太阳角，其中，所述二维太阳角作为姿态控制误差；
根据所述角速度控制误差和所述姿态控制误差计算得出在所述对日定向参考坐标系下所需的三轴控制角动量；
通过姿态转换，得到在卫星本体坐标系下所需的三轴控制角动量，其中，可根据所述卫星本体坐标系下所需的三轴控制角动量计算得出飞轮指令和磁卸载指令。
2.如权利要求1所述的方法，其特征在于，所述卫星为运行在倾斜轨道上的小卫星。
3.如权利要求1所述的方法，其特征在于，所述方法还包括：
根据所述太阳帆板的安装角度构建所述对日定向参考坐标系，其中，所述太阳帆板的法线为所述对日定向参考坐标系的一主轴。
4.如权利要求1所述的方法，其特征在于，所述投影
Figure FDA0002621420280000011
具体通过如下公式进行计算：
Figure FDA0002621420280000012
Figure FDA0002621420280000013
其中，
Figure FDA0002621420280000014
为卫星在卫星本体坐标系下的角速度；Ab1b为卫星本体坐标系至对日定向参考坐标系的转换矩阵。
5.如权利要求1所述的方法，其特征在于，所述角速度由陀螺测得。
6.如权利要求1所述的方法，其特征在于，所述二维太阳角由太阳角计测得。
7.如权利要求1所述的方法，其特征在于，所述对日定向参考坐标系下所需的三轴控制角动量具体通过如下公式进行计算：
Figure FDA0002621420280000021
Figure FDA0002621420280000022
Figure FDA0002621420280000023
Figure FDA0002621420280000024
Kdx＝Ib(1,1)2ζωn
Kdy＝Ib(2,2)2ζωn
Kdz＝Ib(3,3)2ζωn
Figure FDA0002621420280000025
hc_b1＝-∫Tc
其中，Ab1b为卫星本体坐标系至对日定向参考坐标系的转换矩阵，
Figure FDA0002621420280000026
为卫星本体坐标系至对日定向参考坐标系的转换矩阵Ab1b的转置矩阵，Ib为卫星在卫星本体坐标系下的转动惯量，Ib1为卫星在对日定向参考坐标系下的转动惯量，ζ为控制器设计阻尼比，可取0.707，ωn为控制器设计自然频率，Kpx、Kpy、Kpz分别为卫星三轴姿态控制比例项系数，Kdx、Kdy、Kdz分别为卫星三轴姿态控制微分项系数；Tc为卫星三轴姿态控制期望力矩矢量；hc_b1为对日定向参考坐标系下所需三轴控制角动量。
8.如权利要求1所述的方法，其特征在于，所述卫星本体坐标系下所需的三轴控制角动量hc_b具体通过如下公式进行计算：
Figure FDA0002621420280000027
其中，
Figure FDA0002621420280000028
为本体系至对日定向参考坐标系的转换矩阵Ab1b的逆矩阵，hc_b1为对日定向参考坐标系下所需三轴控制角动量。
9.如权利要求1所述的方法，其特征在于，所述方法还包括：
发送飞轮指令和磁卸载指令至所述卫星，其中，所述卫星执行所述飞轮指令和所述磁卸载指令后，所述卫星的太阳帆板可接受到太阳的照射。
10.一种卫星，其特征在于，用于执行如权利要求1至9中任一权利所述的卫星对日定向控制方法。
CN202010784442.5A 2020-08-06 2020-08-06 一种太阳帆板偏置安装时的卫星对日定向控制方法及卫星 Active CN111846289B (zh)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN202010784442.5A CN111846289B (zh) 2020-08-06 2020-08-06 一种太阳帆板偏置安装时的卫星对日定向控制方法及卫星

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN202010784442.5A CN111846289B (zh) 2020-08-06 2020-08-06 一种太阳帆板偏置安装时的卫星对日定向控制方法及卫星

Publications (2)

Publication Number Publication Date
CN111846289A true CN111846289A (zh) 2020-10-30
CN111846289B CN111846289B (zh) 2021-11-16

Family

ID=72971535

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN202010784442.5A Active CN111846289B (zh) 2020-08-06 2020-08-06 一种太阳帆板偏置安装时的卫星对日定向控制方法及卫星

Country Status (1)

Country Link
CN (1) CN111846289B (zh)

Cited By (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN112758359A (zh) * 2021-01-20 2021-05-07 北京国电高科科技有限公司 一种偏置动量卫星的区域覆盖控制方法
CN116331525A (zh) * 2023-03-13 2023-06-27 长光卫星技术股份有限公司 一种卫星飞轮转速过零规避方法

Citations (10)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
EP0822138A2 (en) * 1996-07-31 1998-02-04 HE HOLDINGS, INC. dba HUGHES ELECTRONICS Satellite solar array and method of biasing to reduce seasonal output power fluctuations
CN103136444A (zh) * 2013-01-29 2013-06-05 北京空间飞行器总体设计部 一种导航卫星不同控制模式下太阳帆板的受照分析方法
CN104181941A (zh) * 2014-09-02 2014-12-03 上海新跃仪表厂 一种适应倾斜轨道卫星的帆板双向控制方法
CN105905317A (zh) * 2016-06-07 2016-08-31 湖北航天技术研究院总体设计所 一种卫星对日定向控制***及其控制方法
CN106096148A (zh) * 2016-06-14 2016-11-09 中国空间技术研究院 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
CN106275508A (zh) * 2016-08-15 2017-01-04 上海航天控制技术研究所 一种卫星绕空间轴的最短路径姿态机动控制方法
CN107883925A (zh) * 2017-09-11 2018-04-06 上海航天控制技术研究所 一种导航星座星间观测目标卫星图像模拟方法
CN109657417A (zh) * 2019-01-31 2019-04-19 北京空间飞行器总体设计部 一种用于惯性空间观测卫星的能源保障设计方法
KR102018193B1 (ko) * 2018-05-08 2019-09-04 한국항공우주연구원 인공위성 및 이의 자세 제어 방법
CN110231830A (zh) * 2019-06-26 2019-09-13 北京控制工程研究所 一种有利于热平衡的航天器对日定向目标坐标系确定方法

Patent Citations (10)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
EP0822138A2 (en) * 1996-07-31 1998-02-04 HE HOLDINGS, INC. dba HUGHES ELECTRONICS Satellite solar array and method of biasing to reduce seasonal output power fluctuations
CN103136444A (zh) * 2013-01-29 2013-06-05 北京空间飞行器总体设计部 一种导航卫星不同控制模式下太阳帆板的受照分析方法
CN104181941A (zh) * 2014-09-02 2014-12-03 上海新跃仪表厂 一种适应倾斜轨道卫星的帆板双向控制方法
CN105905317A (zh) * 2016-06-07 2016-08-31 湖北航天技术研究院总体设计所 一种卫星对日定向控制***及其控制方法
CN106096148A (zh) * 2016-06-14 2016-11-09 中国空间技术研究院 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
CN106275508A (zh) * 2016-08-15 2017-01-04 上海航天控制技术研究所 一种卫星绕空间轴的最短路径姿态机动控制方法
CN107883925A (zh) * 2017-09-11 2018-04-06 上海航天控制技术研究所 一种导航星座星间观测目标卫星图像模拟方法
KR102018193B1 (ko) * 2018-05-08 2019-09-04 한국항공우주연구원 인공위성 및 이의 자세 제어 방법
CN109657417A (zh) * 2019-01-31 2019-04-19 北京空间飞行器总体设计部 一种用于惯性空间观测卫星的能源保障设计方法
CN110231830A (zh) * 2019-06-26 2019-09-13 北京控制工程研究所 一种有利于热平衡的航天器对日定向目标坐标系确定方法

Non-Patent Citations (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
万向成,陆晴,刘佩东: "斜装匀速对日驱动的卫星太阳电池阵入射角计算方法", 《航天器工程》 *
韩聪颖: "小型天文卫星高精度姿态确定和控制技术研究", 《中国优秀硕士学位论文全文数据库 工程科技Ⅱ辑》 *

Cited By (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN112758359A (zh) * 2021-01-20 2021-05-07 北京国电高科科技有限公司 一种偏置动量卫星的区域覆盖控制方法
CN116331525A (zh) * 2023-03-13 2023-06-27 长光卫星技术股份有限公司 一种卫星飞轮转速过零规避方法
CN116331525B (zh) * 2023-03-13 2024-04-02 长光卫星技术股份有限公司 一种卫星飞轮转速过零规避方法

Also Published As

Publication number Publication date
CN111846289B (zh) 2021-11-16

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CN106915477B (zh) 一种姿态控制方法
CN104527994B (zh) 异面交叉快变轨道固定时间稳定姿态指向跟踪控制方法
US7095376B1 (en) System and method for pointing and control of an antenna
KR100573876B1 (ko) 태양 복사 압력을 이용하여 타원 궤도에 있는 위성 자세제어 방법
CN102099250B (zh) 用于控制卫星姿态的方法和姿态受控卫星
US5149022A (en) Satellite roll and yaw attitude control method
US5697582A (en) Method of adjusting the position of satellites by means of solar pressure torques
EP0578176B1 (en) Method and apparatus for satellite torque balancing
CN111846289B (zh) 一种太阳帆板偏置安装时的卫星对日定向控制方法及卫星
US4262867A (en) Apparatus for modifying position and attitude of a spacecraft
JP2542094B2 (ja) 衛星制御システム
EP0544198B1 (en) Method and apparatus for controlling a solar wing of a satellite using a sun sensor
US6311931B1 (en) Bi-directional momentum bias spacecraft attitude control
US6371413B1 (en) Artificial satellite equipped with generators of magnetic and aerodynamic moments and control process for such a satellite
CN111897357A (zh) 一种卫星对地扫描的姿态跟踪控制方法
US10934025B2 (en) Model predictive control of spacecraft
US6435457B1 (en) Thruster systems for spacecraft station changing, station keeping and momentum dumping
Scharf et al. Flight-like ground demonstrations of precision maneuvers for spacecraft formations—Part I
CN108959734B (zh) 一种基于实时递推太阳光压力矩辨识方法及***
CN111007865B (zh) 以对日指向偏差为约束的卫星平稳对地定向方法
CN110641741B (zh) 双自由度太阳帆板控制方法及其控制***
US7343228B2 (en) Transient cancellation technique for spacecraft solar wing stepping
CN113091753A (zh) 用于星敏视场保护的卫星姿态导引方法及其***
CN106326576A (zh) 一种任意基准系下的整星偏置角动量的偏航估计方法
CN114756039A (zh) 基于零力控制的多体耦合姿态控制方法与***

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