大圓繞飛過程中，需要控制系統(tǒng)的運(yùn)動(dòng)維持在大圓平面上。若姿態(tài)控制系統(tǒng)能夠保證C的縱軸時(shí)刻指向T，則采用C的切向發(fā)動(dòng)機(jī)控制視線距離方向變化，橫向發(fā)動(dòng)機(jī)控制大圓繞飛角變化，側(cè)向發(fā)動(dòng)機(jī)控制大圓平面的擺動(dòng)角速度。

根據(jù)多模態(tài)滑模控制方法，設(shè)計(jì)大圓繞飛中被控變量λ的滑模面為

其中eλ=－λ，參數(shù)cλ代表繞飛角速度，若繞飛線速度為νro，則cλ= νro／rsafe＞0；kλ＞0且kλ=νro／（ελrsafe）代表單位弧度的角速度下降值；ελ代表滑模面連接點(diǎn)，且ελ=0．5ν2ro／（Aλrsafe），其中Aλ為C橫向的軌控加速度幅值。

上述滑模面包括參數(shù)kλ，cλ，ελ，由于kλ，cλ，ελ的取值受限于νro，rsafe，所以可通過設(shè)計(jì)νro，rsafe設(shè)置滑模面。根據(jù)第三章中速度增量與系統(tǒng)燃料消耗量的關(guān)系可知，νro受航天器攜帶燃料量限制，不可隨意設(shè)置。而rsafe是繞飛圓的半徑，一般大于或等于T的球形安全區(qū)域的半徑。

根據(jù)式（4.6）可知，系統(tǒng)完成繞飛所需的時(shí)間和速度增量分別為

其中式（4.7）中2（νro／Aλ）代表系統(tǒng)的加速和減速時(shí)間之和。由此可見，對(duì)于λ相同的繞飛過程，繞飛時(shí)間與rsafe成正比，與vvro成反比。系統(tǒng)的速度增量僅與vro成正比，與rsafe無關(guān)。

設(shè)計(jì)大圓繞飛中被控變量的滑模面為

其中er=rsafe－r；參數(shù)cr＞0代表視線方向的最大速度；kr=cr／εr＞0代表單位視線長度的速度下降比；εr代表滑模面的連接點(diǎn)，且εr=0．5c2r／Ar，其中Ar為C切向加速度幅值。需提及的是，sr中最大速度應(yīng)小于接近段中最大速度。這是因?yàn)槔@飛段中，r變化范圍不大，主要維持一定的安全性，所以不需要很大的速度。

設(shè)計(jì)大圓繞飛中被控變量的滑模面為

其中k ＞0。

上述滑模面所對(duì)應(yīng)的控制律為

在理想姿態(tài)控制條件下，Ai，i=λ，r，·η為C的橫向、切向和側(cè)向的加速度幅值。

由于上述控制力方向與大圓繞飛平面重合，系統(tǒng)的動(dòng)力學(xué)模型是視線動(dòng)力學(xué)模型，故需對(duì)上述控制力進(jìn)行分解，其分解原則為

其中T（γ）的表達(dá)式如式（4.4）所示。