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申请/专利权人：上海航天控制技术研究所
摘要：本发明涉及一种地球同步轨道卫星三轴角动量卸载方法，包含以下步骤：S1、确定推力器需要卸载的角动量；S2、根据确定的待卸载角动量制定卸载方案；S3、角动量卸载的执行，控制机械臂以调整机械臂末端的推力器指向。利用地球同步轨道卫星需定期采用推力器进行轨道控和角动量卸载，传统卫星分别进行，需要消耗较多推进剂。本发明利用定期轨道控制的推力，采用机械臂将推力位置和指向主动偏转，可利用轨控推力进行卫星角动量卸载。节省燃料，也可以减小推力器控制次数，进而减小推力器启动对卫星姿态的干扰。
主权项：1.一种地球同步轨道卫星三轴角动量卸载方法，其特征在于，包含以下步骤：S1、确定推力器需要卸载的角动量；S2、根据确定的待卸载角动量制定卸载方案，确定推力器指向；S3、角动量卸载的执行，控制机械臂以调整机械臂末端的推力器指向；所述S1包含以下步骤：S11、计算惯性系下三轴待卸载角动量；S12、计算理论点火时刻惯性系到卫星本体系的姿态转移矩阵；S13、通过姿态转移矩阵将惯性系下的待卸载角动量转变为卫星本体系下的待卸载角动量；S14、计算卫星本体系到机械臂坐标系的转移矩阵；S15、通过S14中的转移矩阵将卫星本体系下的待卸载角动量转化为机械臂坐标系的卸载角动量；所述S11中计算惯性系下三轴待卸载角动量分别是：delta_ATT_H_fire_x_i＝-ATT_H_fire_x_i-Dx×T_day2；delta_ATT_H_fire_y_i＝-ATT_H_fire_y_i-Dy×T_day2；delta_ATT_H_fire_z_i＝-ATT_H_fire_z_i-Dz×T_day2；其中，ATT_H_fire_x_i，ATT_H_fire_y_i，ATT_H_fire_z_i分别为下一次理论时刻卫星惯性系下三轴角动量；Dx，Dy，Dz为卫星三轴在惯性系下太阳光压干扰力矩；T_day为一天秒数，且T_day＝86400s。
全文数据：
权利要求：
百度查询： 上海航天控制技术研究所 一种地球同步轨道卫星三轴角动量卸载方法
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