小型月球探测器由地球停泊轨道向地月转移轨道射入时 ,要求采用自旋稳定来建立发动机的点火姿态。由于细长体和能量耗散的存在 ,导致了自旋运动的发散—章动运动 ,为此采用两种工程上常用的喷气主动控制方法设计了主动章动控制器。针对两种方法消耗燃料比较大的缺点 ,提出了一种模糊喷气主动章动控制方法
根据月球探测器奔月变轨过程中自旋稳定各阶段的特点,提出了分阶段进行主动章动、进动控制的策略和方法。对影响自旋稳定指向精度的因素和控制方法进行了研究。数学仿真结果表明:起旋推力器推力偏差是引起章动的主要因素;质量不平衡和能量耗散引起的章动很小,初步设计时可略去不计。采用限制横向角速率以限制最大章动角的控制策略可快速消除章动,便于工程实现。