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本发明公开一种基于最优滑模控制的连续推力轨道维持方法，S1：获取航天器入轨位置和速度，得到入轨造成的误差；S2：计算当前时刻动力学模型线性化后的雅克比矩阵；推算当前时刻航天器相对名义轨道的状态偏差；S3：求解线性二次调节器的控制律，计算当前...
该专利属于中国科学院空间应用工程与技术中心所有，仅供学习研究参考，未经过中国科学院空间应用工程与技术中心授权不得商用。

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