【摘要】针对航天器轨控过程中可能激起太阳翼等大型挠性部件的大幅振动问题，基于被控对象的动力学特点借鉴输入成型法，给出了两种可适用于任意轨控推力配置系统的新型轨控策略，降低既定轨控任务过程中的太阳翼变形幅度和振动幅度。通过开关机时间误差的鲁棒性数学仿真，验证了该方法的有效性，仿真结果表明：新型轨控方法可显著降低在轨控过程中的太阳翼的振动幅值, 有效改善太阳翼与星体之间的作用力和作用力矩条件，有利于减少轨控过程中太阳翼因大幅振动而折断的危险。