双自由度太阳翼不连续回转控制方法及系统与流程

1.本发明涉及航天器控制领域。更具体地，涉及一种双自由度太阳翼不连续回转控制方法及系统。


背景技术：

2.随着卫星星座的建立，为实现全球通讯、遥感的组网覆盖，需在非太阳同步轨道面进行若干颗卫星布局。由于卫星一定倾斜角度布置，导致太阳矢量与轨道面夹角出现周期性角度变化。因此，固定式安装方式的太阳电池片无法保证能够时刻对准太阳，即使太阳光照区卫星能源也无法连续供给。


技术实现要素：

3.本发明的目的在于提供一种双自由度太阳翼不连续回转控制方法及系统，以解决相关技术存在的问题中的至少一个。
4.为达到上述目的，本发明采用下述技术方案：
5.本发明第一方面提供了一种双自由度太阳翼不连续回转控制方法，包括，
6.获得太阳矢量在沿轨道运行方向与太阳翼法向的夹角以及太阳矢量在垂直轨道面方向与太阳翼法向的夹角，以得到太阳矢量与太阳翼法向在第一坐标投影面和第二坐标投影面的夹角，进一步得到第一控制轴和第二控制轴的驱动目标指令；
7.判定卫星所处位置，若处于阳照区，则根据所述驱动目标指令驱动第一控制轴使得太阳矢量与太阳翼法向在第一坐标投影面重合，再以轨道角速度实时跟踪对准太阳矢量，同时，驱动第二控制轴以调整太阳翼相对轨道面的位置角度，使得太阳翼的法向与太阳矢量在第二坐标投影面重合，并驱动所述第一控制轴在阴影区边界处停止转动；
8.若处于阴影区，则驱动所述第一控制轴执行回转指令以使得所述第一控制轴在到达阳照区前到达目标角度。
9.可选地，所述第一控制轴用于实现垂直轨道面方向太阳翼的转动，所述第二控制轴用于实现平行轨道面内太阳翼的转动；
10.所述第一控制轴和第二控制轴包括非导电滑环。
11.可选地，所述获得太阳矢量在沿轨道运行方向与太阳翼法向的夹角以及太阳矢量在垂直轨道面方向与太阳翼法向的夹角包括：
12.获得卫星轨道位置信息，进而获得卫星轨道坐标系下的太阳矢量以及太阳矢量相对所述卫星轨道坐标系的位置关系；
13.根据双自由度太阳翼相对于卫星的安装坐标系矩阵，将卫星轨道坐标系下的太阳矢量转化为太阳翼坐标系下的太阳矢量，获得太阳矢量在太阳翼坐标系的方位；
14.根据双自由度太阳翼的第一控制轴与第二控制轴的位置传感器获得太阳翼实际位置相对太阳翼坐标系的位置关系；
15.根据太阳矢量在太阳翼坐标系上的第一投影和第二投影得到太阳矢量在沿轨道
运行方向与太阳翼法向的夹角以及太阳矢量在垂直轨道面方向与太阳翼法向的夹角。
16.可选地，所述方法还包括，根据所述卫星轨道位置信息获得卫星绕行轨道高度和绕行轨道面的倾斜度，得到阴影区和阳照区的角度范围。
17.可选地，所述方法还包括，每隔一个指令计算周期，更新太阳翼目标法向，根据当前的太阳翼目标法向更新目标指令，所述目标指令包括第一控制轴的目标角度和第二控制轴的目标角度。
18.可选地，根据公式(1)和公式(2)计算所述第一控制轴的目标角度aang和第二控制轴的目标角度bang：
19.aang＝-sign(sunvec_ass(1))*(pi-acos(cos_ang))
……
(1)
20.bang＝-asin(sunvec_ass(2)/sqrt(sunvec_ass(3)^2+sunvec_ass(2)^2+sunvec(1)^2))
21.……
(2)
22.其中，sunvec_ass(1)为太阳矢量在太阳翼坐标系的x轴方向分量，sunvec_ass(2)为太阳矢量在太阳翼坐标系的y轴方向分量，sunvec_ass(3)为太阳矢量在太阳翼坐标系的z轴方向分量，cos_ang为太阳矢量在太阳翼坐标系第一坐标投影面上的投影与z轴之间夹角。
23.可选地，所述第一控制轴在阳照区跟踪太阳矢量时的角加速度为“0.005
°
/s2～0.015
°
/s
2”；
24.所述第一控制轴在阴影区执行回转指令时的角加速度为“0.03
°
/s2～0.5
°
/s
2”。
25.本发明第二方面提供了一种双自由度太阳翼不连续回转控制系统，其特征在于，
26.夹角计算模块，用于计算得到太阳矢量在沿轨道运行方向与太阳翼法向的夹角以及太阳矢量在垂直轨道面方向与太阳翼法向的夹角；
27.太阳翼驱动模块，用于基于所述太阳矢量在沿轨道运行方向与太阳翼法向的夹角以及太阳矢量在垂直轨道面方向与太阳翼法向的夹角，计算太阳翼法向在第一坐标投影面和第二坐标投影面的误差，基于所述误差计算并输出第一控制轴和第二控制轴的驱动目标指令，以使得所述太阳翼的法向与太阳矢量重合；
28.同时，实时更新太阳翼运动过程的法向矢量，进而实时更新夹角的计算；
29.若卫星处于阳照区，则驱动第一控制轴以轨道角速度跟踪太阳矢量，驱动第二控制轴以调整太阳翼相对轨道面的位置角度，使得太阳翼的法向与太阳矢量重合，并驱动所述第一控制轴在阴影区边界处停止转动；
30.若卫星阴影区，则驱动所述第一控制轴执行回转指令以使得所述第一控制轴在卫星出阴影区前到达目标角度。
31.本发明的有益效果如下：
32.本实施例提供的一种双自由度太阳翼不连续回转控制方法，通过控制太阳翼使其仅在阳照区跟踪太阳，在非阳照区回转，实现了卫星能源在阳照区的连续供给，实现了太阳翼的不连续回转，不仅提高控制效率和精度、同时，提高结构可靠性并降低了生产成本，节约了整体耗能。
附图说明
33.下面结合附图对本发明的具体实施方式作进一步详细的说明。
34.图1示出本技术的一个实施例提出的一种双自由度太阳翼的结构示意图。
35.图2示出本技术一个实施例提出的一种双自由度太阳翼不连续回转控制方法的流程图。
36.图3示出本技术一个实施例提出卫星所在阴影区的示意图。
37.图4示出本技术一个实施例提出的目标指令和第一控制轴的运动控制跟踪曲线。
具体实施方式
38.为了更清楚地说明本发明，下面结合实施例和附图对本发明做进一步的说明。附图中相似的部件以相同的附图标记进行表示。本领域技术人员应当理解，下面所具体描述的内容是说明性的而非限制性的，不应以此限制本发明的保护范围。
39.为了实现一定倾角卫星的能源连续供给，卫星一般采取双自由太阳翼，通过控制太阳翼沿轨面方向上的以轨道角速度跟踪太阳矢量和垂直轨道面方向上的太阳与轨道面的周期性夹角，保证太阳翼法向矢量与太阳矢量重合，但是，发明人发现，目前的太阳翼驱动系统均采用导电滑环装置，上述控制方法虽然能够实现双自由度360
°
连续跟踪太阳矢量，即使在非阳照区，太阳翼法向实时跟踪太阳矢量，但导电滑环中的摩擦副特点，很大程度增加驱动结构的复杂度，降低系统可靠性和寿命；且在非阳照区依然实时跟踪太阳矢量，造成了不必要的耗能。
40.本技术提供了一种倾斜轨道卫星用双自由度太阳翼示意图，如图1所示，为竹蜻蜓结构，所述竹蜻蜓结构的太阳翼安装在卫星的-zb的仓板上，a轴和b轴是太阳翼双自由度驱动系统，并分别定义其对应第一控制轴和第二控制轴，太阳翼分为+y太阳翼和-y太阳翼，并分别定义其为第一太阳翼和第二太阳翼，二者相对卫星xbfbzb平面对称，其中，第二控制轴驱动第一太阳翼和第二太阳翼绕zb轴旋转，第一控制轴同步驱动第一太阳翼和第二太阳翼绕yb轴旋转；其中，xyz坐标系为太阳翼坐标系；xbfbzb坐标系为卫星本体坐标系。
41.太阳翼控制采用同步实时控制太阳翼的第一控制轴和第二控制轴的方法，使太阳翼的法向对准太阳矢量。
42.需要说明的是，所述第一控制轴和第二控制轴包括非导电滑环，导电滑环中的摩擦副特点，降低了驱动结构的复杂度，提高了系统可靠性和寿命。
43.本发明的一个实施例提供了一种双自由度太阳翼不连续回转控制方法，如图2所示，包括，
44.获得太阳矢量在沿轨道运行方向与太阳翼法向的夹角以及太阳矢量在垂直轨道面方向与太阳翼法向的夹角，以得到太阳矢量与太阳翼法向在第一坐标投影面zox和第二坐标投影面zoy上投影的夹角，根据所述太阳矢量与太阳翼法向在第一坐标投影面zox和第二坐标投影面zoy上投影的夹角得到第一控制轴和第二控制轴的驱动目标指令；
45.判定卫星所处位置，若处于阳照区，则根据所述驱动目标指令驱动第一控制轴使得太阳矢量与太阳翼法向在第一坐标投影面zox重合，再以轨道角速度实时跟踪对准太阳矢量，同时，驱动第二控制轴以调整太阳翼相对轨道面的位置角度，使得太阳翼的法向与太阳矢量在第二坐标投影面zoy重合，并驱动所述第一控制轴在阴影区边界处停止转动；
46.若处于阴影区，则驱动所述第一控制轴执行回转指令以使得所述第一控制轴在到达阳照区前到达目标角度。
47.本实施例通过同步控制第一太阳翼和第二太阳翼使双自由度太阳翼仅在阳照区跟踪太阳，在阴影区回转，实现了卫星能源在阳照区的连续供给，实现了太阳翼的不连续回转，提高结构寿命的同时降低了生产成本，节约了整体耗能。
48.在一个具体的实施例中，所述第一控制轴和第二控制轴进行圆周运动，能够正向或者反向到达目标角度，本实施例按照到目标角度最小运动角度控制策略生成驱动目标指令。
49.在一个具体的实施例中，所述获得太阳矢量在沿轨道运行方向与太阳翼法向的夹角以及太阳矢量在垂直轨道面方向与太阳翼法向的夹角包括：
50.获得卫星轨道位置信息，进而获得卫星轨道坐标系下的太阳矢量以及太阳矢量相对所述卫星轨道坐标系的位置关系；
51.根据双自由度太阳翼相对于卫星的安装坐标系矩阵，将卫星轨道坐标系下的太阳矢量转化为太阳翼坐标系下的太阳矢量，获得太阳矢量在太阳翼坐标系上的方位；
52.根据双自由度太阳翼的第一控制轴与第二控制轴的位置传感器获得太阳翼实际位置相对太阳翼坐标系的位置关系；
53.根据太阳矢量在太阳翼坐标系上的第一投影和第二投影得到太阳矢量在沿轨道运行方向与太阳翼法向的夹角以及太阳矢量在垂直轨道面方向与太阳翼法向的夹角，其中，所述轨道为卫星的倾斜轨道。
54.在一个具体的实施例中，能够根据太阳敏感器获得太阳矢量在敏感器本体上的方位信息，根据太敏与卫星安装坐标系，获得太阳矢量在卫星本体上的方位信息；根据双自由太阳翼与卫星安装关系矩阵，获得太阳矢量在太阳翼坐标系的方位。
55.在一个具体的实施例中，所述控制方法还包括：
56.卫星位于阳照区时，每隔一个指令计算周期，更新太阳翼目标法向，根据当前的太阳翼目标法向更新目标指令，所述目标指令包括第一控制轴的目标角度和第二控制轴的目标角度，其中，
57.所述指令计算周期为250ms。
58.在一个具体的实施例中，根据公式(1)和公式(2)计算所述第一控制轴的目标角度aang和第二控制轴的目标角度bang：
59.aang＝-sign(sunvec_ass(1))*(pi-acos(cos_ang))
……
(1)
60.bang＝-asin(sunvec_ass(2)/sqrt(sunvec_ass(3)^2+sunvec_ass(2)^2+sunvec_ass(1)^2))
……
(2)
61.其中，sunvec_ass(1)为太阳矢量在太阳翼坐标系的x轴方向分量，sunvec_ass(2)为太阳矢量在太阳翼坐标系的y轴方向分量，sunvec_ass(3)为太阳矢量在太阳翼坐标系的z轴方向分量，cos_ang为太阳矢量在太阳翼坐标系第一坐标投影面上的投影与z轴之间夹角，sign()函数用于根据括号内值是0、正数还是负数，分别返回0、1、-1，acos()函数用于计算参数的反余弦值，asin()函数用于计算参数的反正弦值，sqrt()函数用于计算参数的平方根。
62.在一个具体的实施例中，所述方法还包括：
63.根据所述卫星轨道位置信息获得卫星绕行轨道高度和绕行轨道面的倾斜度，得到阴影区和阳照区的角度范围。
64.下面以一个具体的示例进行解释说明，如图3所示，为卫星所在阴影区示意图，根据天光地影关系，当第一控制轴处于0
°
时，太阳矢量与太阳翼坐标系的法向重合，因此，第一控制轴的转动角度可以对应阴影区角度；进而确定第一控制轴180
°
的位置为日地阴影区的中心，根据日地以及轨道，确定阴影区角度范围为160
°
～-160
°
，相应的，阳照区角度范围为-160
°
～160
°
。
65.在一个具体的实施例中，卫星处于阴影区时，驱动所述第一控制轴执行回转指令，以使得所述第一控制轴到达目标角度即阴影区的另一边界。
66.在一个具体的实施例中，所述第一控制轴到达阴影区边处，提前预定角度进行减速停止控制，所述预定角度为0.5
°
～1
°
，使得停止时第一控制轴角度不超过阴影区边界，另外，所述第一控制轴提前1min～2min到达卫星阴影区的另一边界，等待卫星出阴影区。
67.在一个具体的实施例中，所述第一控制轴在阳照区跟踪太阳矢量时的角加速度为“0.005
°
/s2～0.015
°
/s
2”。
68.在一个具体的实施例中，卫星位于阳照区，驱动第一控制轴以轨道角速度跟踪太阳矢量，并驱动第二控制轴调整太阳翼相对轨道面位置角度，使得太阳电池阵最大范围接收阳照；当第一控制轴实际转动到159.5
°
时，即将到达阴照区边界时，控制第一控制轴以制动加速度制动，第一控制轴控制驱动制动加速度为0.005
°
/s2，根据运动学，第一控制轴以轨道角速度进行制动的转动角度为0.4
°
，太阳翼在进入159.9
°
阴影区边界停止；进而所述第一控制轴停止转动；当目标指令值到达160
°
时，第一控制轴开始执行到达-160
°
位置角度指令，即到达阴影区另一边界指令，进行回转。
69.在一个具体的实施例中，所述卫星从160
°
位置进入阴影区，则回转指令为使第一控制轴到达-160
°
位置。
70.所述第一控制轴在阴影区执行回转指令时的角加速度为“0.03
°
/s2～0.5
°
/s
2”。
71.在一个具体的实施例中，第一控制轴快速回转，按0.05
°
/s2加速到0.6
°
/s到0.6
°
/s匀速到-0.05
°
/s2进行减速；即运动规律设计为0
°
/s～0.6
°
/s～0
°
/s；回转时间为10.9min到达-160
°
阴影区边界；卫星以轨道角度速度经过160
°
～-160
°
阴影区需要时间为11.7min；第一控制轴太阳翼提前约1min等待卫星出阴影区，等待太阳。
72.本实施例中第一控制轴在阳照区跟踪太阳矢量时角加速度较小，从而降低了驱动过程对卫星的干扰力矩，在阴影区中第一控制轴回转的角加速度较大，进而可以快速到达目标位置，提前等待卫星出阴影区。
73.在一个具体实施例中，当卫星出-160
°
阴影边界，所述第一控制轴启动跟踪目标角度控制，在阳照区跟踪太阳矢量。
74.在一个具体实施例中，如图4所示，为目标指令和第一控制轴运动控制跟踪曲线，根据跟踪特点可以分为i1、i2、i3和i4四个部分，初始0时刻，a轴当前位置为160
°
，目标指令为-70
°
，目标指令与实际位置角度存在较大误差。i1阶段，控制a轴以速度指令进行大角度目标跟踪，以使得太阳翼的法向矢量与太阳矢量重合；t1时刻目标指令跟踪到位；i2阶段，卫星处于阳照区，a轴以轨道角速度跟踪太阳矢量，此时太阳翼法向与太阳矢量重合。i3阶段，当a轴运动达到159.5
°
，开始刹车制动，当目标指令计算出大于160
°
时，a轴在t2时刻开
始回转，t3时刻到达回转目标位置；i4阶段，t4时刻卫星行驶出阴影区，太阳翼根据新的太阳目标位置再次进行跟踪对日定向。
75.本技术的一个实施例提供了一种双自由度太阳翼不连续回转控制系统，包括：
76.包括，
77.夹角计算模块，用于计算得到太阳矢量在沿轨道运行方向与太阳翼法向的夹角以及太阳矢量在垂直轨道面方向与太阳翼法向的夹角；
78.太阳翼驱动模块，用于基于所述太阳矢量在沿轨道运行方向与太阳翼法向的夹角以及太阳矢量在垂直轨道面方向与帆板的夹角，计算太阳翼法向在第一坐标投影面和第二坐标投影面的误差，基于所述误差计算并输出第一控制轴和第二控制轴的驱动目标指令，以使得所述太阳翼的法向与太阳矢量重合；
79.同时，实时更新太阳翼运动过程的法向矢量，进而实时更新夹角计算；
80.若卫星处于阳照区，则驱动第一控制轴以轨道角速度跟踪太阳矢量，驱动第二控制轴以调整太阳翼相对轨道面的位置角度，使得太阳翼的法向与太阳矢量重合，并驱动所述第一控制轴在阴影区边界处停止转动；
81.若卫星阴影区，则驱动所述第一控制轴执行回转指令以使得所述第一控制轴到达阴影区的另一边界目标位置。
82.本实施例通过控制太阳翼使其仅在阳照区跟踪太阳，在非阳照区回转，实现了卫星能源在阳照区的连续供给，实现了太阳翼的不连续回转，提高结构寿命的同时降低了生产成本，节约了整体耗能。
83.应当说明的是，本实施例提供的双自由度太阳翼的不连续回转控制系统的原理及工作流程与上述双自由度太阳翼的不连续回转控制方法相似，相关之处可以参照上述说明，在此不再赘述。
84.显然，本发明的上述实施例仅仅是为清楚地说明本发明所作的举例，而并非是对本发明的实施方式的限定，对于本领域的普通技术人员来说，在上述说明的基础上还可以做出其它不同形式的变化或变动，这里无法对所有的实施方式予以穷举，凡是属于本发明的技术方案所引伸出的显而易见的变化或变动仍处于本发明的保护范围之列。

技术特征：
1.一种双自由度太阳翼不连续回转控制方法，其特征在于，所述双自由度太阳翼包括第一控制轴和第二控制轴，所述第一控制轴和第二控制轴包括非导电滑环，所述方法包括，获得太阳矢量在沿轨道运行方向与太阳翼法向的夹角以及太阳矢量在垂直轨道面方向与太阳翼法向的夹角，以得到太阳矢量与太阳翼法向在第一坐标投影面和第二坐标投影面上投影的夹角，根据所述太阳矢量与太阳翼法向在第一坐标投影面和第二坐标投影面上投影的夹角得到第一控制轴和第二控制轴的驱动目标指令；判定卫星所处位置，若处于阳照区，则根据所述驱动目标指令驱动第一控制轴使得太阳矢量与太阳翼法向在第一坐标投影面重合，再以轨道角速度实时跟踪对准太阳矢量，同时，驱动第二控制轴以调整太阳翼相对轨道面的位置角度，使得太阳翼的法向与太阳矢量在第二坐标投影面重合，并驱动所述第一控制轴在阴影区边界处停止转动；若处于阴影区，则驱动所述第一控制轴执行回转指令以使得所述第一控制轴在到达阳照区前到达目标角度。2.根据权利要求1所述的双自由度太阳翼不连续回转控制方法，其特征在于，所述第一控制轴用于实现垂直轨道面方向太阳翼的转动，所述第二控制轴用于实现平行轨道面内太阳翼的转动。3.根据权利要求1所述的双自由度太阳翼不连续回转控制方法，其特征在于，所述获得太阳矢量在沿轨道运行方向与太阳翼法向的夹角以及太阳矢量在垂直轨道面方向与太阳翼法向的夹角包括：获得卫星轨道位置信息，进而获得卫星轨道坐标系下的太阳矢量以及太阳矢量相对所述卫星轨道坐标系的位置关系；根据双自由度太阳翼相对于卫星的安装坐标系矩阵以及轨道和星体本体坐标系转换矩阵，将卫星轨道坐标系下的太阳矢量转化为太阳翼坐标系下的太阳矢量，获得太阳矢量在太阳翼坐标系的方位；根据双自由度太阳翼的第一控制轴与第二控制轴的位置传感器获得太阳翼实际位置相对太阳翼坐标系的位置关系；根据太阳矢量在太阳翼坐标系上的第一投影和第二投影得到太阳矢量在沿轨道运行方向与太阳翼法向的夹角以及太阳矢量在垂直轨道面方向与太阳翼法向的夹角。4.根据权利要求3所述的双自由度太阳翼不连续回转控制方法，其特征在于，还包括：根据所述卫星轨道位置信息获得卫星绕行轨道高度和绕行轨道面的倾斜度，得到阴影区和阳照区的角度范围。5.根据权利要求1所述的双自由度太阳翼不连续回转控制方法，其特征在于，还包括：卫星在轨运行时，每隔一个指令计算周期，更新太阳翼目标法向，根据当前的太阳翼目标法向更新目标指令，所述目标指令包括第一控制轴的目标角度和第二控制轴的目标角度。6.根据权利要求5所述的双自由度太阳翼不连续回转控制方法，其特征在于，根据公式(1)和公式(2)计算所述第一控制轴的目标角度aang和第二控制轴的目标角度bang：aang＝-sign(sunvec_ass(1))*(pi-acos(cos_ang))
……
(1)bang＝-asin(sunvec_ass(2)/sqrt(sunvec_ass(3)^2+sunvec_ass(2)^2+sunvec(1)^
2))
……
(2)其中，aang为第一控制轴的目标角度，bang为第二控制轴的目标角度，sunvec_ass(1)为太阳矢量在太阳翼坐标系的x轴方向分量，sunvec_ass(2)为太阳矢量在太阳翼坐标系的y轴方向分量，sunvec_ass(3)为太阳矢量在太阳翼坐标系的z轴方向分量，cos_ang为太阳矢量在太阳翼坐标系第一坐标投影面上的投影与z轴之间夹角，sign()函数根据括号内值是0、正数还是负数，分别返回0、1、-1，acos()函数用于计算参数的反余弦值，asin()函数用于计算参数的反正弦值，sqrt()函数用于计算参数的平方根。7.根据权利要求1所述的双自由度太阳翼不连续回转控制方法，其特征在于，所述第一控制轴在阳照区跟踪太阳矢量时的角加速度为“0.005
°
/s2～0.015
°
/s
2”；所述第一控制轴在阴影区执行回转指令时的角加速度为“0.03
°
/s2～0.5
°
/s
2”；所述第一控制轴到达阴影区边界提前预定角度进行减速停止控制以使得停止时第一控制轴角度不超过阴影区边界。8.一种双自由度太阳翼不连续回转控制系统，其特征在于，包括，夹角计算模块，用于计算得到太阳矢量在沿轨道运行方向与太阳翼法向的夹角以及太阳矢量在垂直轨道面方向与太阳翼法向的夹角；太阳翼驱动模块，用于基于所述太阳矢量在沿轨道运行方向与太阳翼法向的夹角以及太阳矢量在垂直轨道面方向与太阳翼法向的夹角，计算太阳翼法向在第一坐标投影面和第二坐标投影面的误差，基于所述误差计算并输出第一控制轴和第二控制轴的驱动目标指令，以使得所述太阳翼的法向与太阳矢量重合；同时，实时更新太阳翼运动过程的法向矢量，进而实时更新夹角的计算；若卫星处于阳照区，则驱动第一控制轴以轨道角速度跟踪太阳矢量，驱动第二控制轴以调整太阳翼相对轨道面的位置角度，使得太阳翼的法向与太阳矢量重合，并驱动所述第一控制轴在阴影区边界处停止转动；若卫星阴影区，则驱动所述第一控制轴执行回转指令以使得所述第一控制轴在卫星出阴影区前到达目标角度。

技术总结
本发明实施例公开一种双自由度太阳翼不连续回转控制方法及系统，所述不连续回转控制方法包括获得太阳矢量在沿轨道运行方向与太阳翼法向的夹角以及太阳矢量在垂直轨道面方向与太阳翼法向的夹角，以得到太阳矢量与太阳翼法向在第一坐标投影面和第二坐标投影面的夹角，进一步得到第一控制轴和第二控制轴的驱动目标指令；判定卫星所处位置，若处于阳照区，则驱动第一控制轴使得太阳矢量与太阳翼法向在第一坐标投影面重合，再以轨道角速度实时跟踪对准太阳矢量，驱动第二控制轴以调整太阳翼相对轨道面的位置角度，使得太阳翼的法向与太阳矢量在第二坐标投影面重合；若处于阴影区，则驱动所述第一控制轴执行回转指令。则驱动所述第一控制轴执行回转指令。则驱动所述第一控制轴执行回转指令。


技术研发人员：牛立新 郑科宇 郭聪 金震 黄丽雅 王鹏飞 张安强
受保护的技术使用者：航天科工空间工程发展有限公司
技术研发日：2023.02.09
技术公布日：2023/6/7