令喷气力矩为M,,卫星的自旋转速为o,自旋动 量矩为H。在初始时刻,卫星处于纯自旋状态。如喷气 力矩很小,且配置章动阻尼器,则可以忽略章动。在卫 星自旋到某相位角的前后△T/2时间内,推力器控制 生的动量矩增量H的数值等于 /O△T S AH≈cT2 M coS atdt=M△ (7.1) O△T △垂直于初始动量矩10。由于喷气时卫星在自旋,带 动控制力矩M在空间中旋转,动量矩从初始状态应0沿 圆弧进动到H1,见图7.1()。特殊地,若喷气推力器 随着卫星自旋一周而采用连续喷气,即△T=2x/0令喷气力矩为 ，卫星的自旋转速为 ，自旋动 量矩为 。在初始时刻，卫星处于纯自旋状态。如喷气 力矩很小，且配置章动阻尼器，则可以忽略章动。在卫 星自旋到某相位角的前后 时间内，推力器控制产 生的动量矩增量 的数值等于 (7.1) 垂直于初始动量矩 。由于喷气时卫星在自旋，带 动控制力矩 在空间中旋转，动量矩从初始状态 沿 圆弧进动到 ，见图7.1(b)。特殊地，若喷气推力器 随着卫星自旋一周而采用连续喷气，即 ， Mc ω H T / 2 H 2 2 sin cos / 2 / 2 T T H M tdt M t c T T c          = =    −       H0  Mc H   H0  H1  T = 2 