一种采用小推力的航天器轨道维持与对地定向姿态保持一体化控制方法

摘要

本发明公开了一种采用小推力的航天器轨道维持与对地定向姿态保持一体化控制方法。首先计算小推力轨道维持所需推力，然后计算对地定向姿态控制所需力矩，最后计算小推力一体化控制指令。本发明采用轨道维持与对地定向姿态一体化控制，有效消除了因轨道姿态控制相对独立所产生的控制冗余，可以有效地节省航天器上有限的燃料和能源；且本发明中所涉及的解析推导简单有效、易于实现，方法简单，可靠性高，计算速度快。