本發(fā)明提供一種失效衛(wèi)星的消旋控制方法及系統(tǒng),其中所述方法包括:基于剛體姿態(tài)動力學(xué)模型,分析給定外力矩作用下剛體的角速度和轉(zhuǎn)動動能的變化規(guī)律,并確定第一消旋階段的控制策略和第二消旋階段的控制策略;執(zhí)行所述第一消旋階段的控制策略,并測量目標(biāo)失效衛(wèi)星的角速度;若判斷所述角速度分量滿足第一消旋階段的結(jié)束條件,則執(zhí)行所述第二消旋階段的控制策略,直至所述目標(biāo)失效衛(wèi)星的角速度滿足所述第二消旋階段的結(jié)束條件;其中,所述控制策略用于將控制力矩作用于目標(biāo)失效衛(wèi)星的給定慣性主軸以使目標(biāo)失效衛(wèi)星的角速度降低至預(yù)設(shè)閾值。本發(fā)明可以保證航天器在控制力矩受限、測量不夠精確的條件下穩(wěn)定消旋,控制方案簡單,實(shí)用性強(qiáng)。
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“失效衛(wèi)星的消旋控制方法及系統(tǒng)” 該技術(shù)專利(論文)所有權(quán)利歸屬于技術(shù)(論文)所有人。僅供學(xué)習(xí)研究,如用于商業(yè)用途,請聯(lián)系該技術(shù)所有人。
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