【摘 要】
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导航卫星为保持太阳对单自由度帆板的垂直入射和天线的对地指向,采取了动态偏航模式.但当太阳相对卫星轨道面的仰角很小时,为保持理想的动偏,偏航角 速度会超出控制系统的最大角速度限制.为此可以采用零偏航模式或持续动偏模式来 解决.对于持续动偏模式,本文研究了1阶、2阶和3阶3种控制律,对于相同的最大角速度,1阶控制律过渡时间最短,而2阶或3阶控制律可以保证偏航角速度的连续性.最 后本文采用盒翼模型分析卫
【机 构】
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北京卫星导航中心 北京 中国100094
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导航卫星为保持太阳对单自由度帆板的垂直入射和天线的对地指向,采取了动态偏航模式.但当太阳相对卫星轨道面的仰角很小时,为保持理想的动偏,偏航角 速度会超出控制系统的最大角速度限制.为此可以采用零偏航模式或持续动偏模式来 解决.对于持续动偏模式,本文研究了1阶、2阶和3阶3种控制律,对于相同的最大角速度,1阶控制律过渡时间最短,而2阶或3阶控制律可以保证偏航角速度的连续性.最 后本文采用盒翼模型分析卫星所受的太阳光压,比较了以上4种控制模式与理想动偏模式下卫星所受光压的差别.仿真结果表明在1个轨道周期内,持续动偏模式与理想模式的位置差别最大可达0.7m,而零偏航模式可以达到9m.
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