技术领域
本发明涉及一种航天技术领域，特别是涉及一种卫星的太阳翼控制方法、系统及
卫星。
背景技术：
现代微小卫星具有重量轻、体积小等特点，逐步广泛应用于遥感、通信、空间科学
试验等诸多领域，能够适用于的载荷也从以前的小功率逐步提高为大功率。然而微小卫星
要想满足大功率载荷应用，就必须实现获取大功率能源获取。微小卫星的太阳翼在选取相
同的单体太阳电池片情况下，主要能够从两方面获取大功率能源。一方面需要增大太阳翼
的面积提高有效面积，另一方面需要通过调节太阳翼姿态指向太阳提高供电效率。然而，微
小卫星由于自身体积和重量受限，通过太阳翼获取大功率能源时可能面临很多困难。比如：
1)若太阳翼固联安装不对日跟踪指向，则存在着某段时间内无法获取能源问题(低倾角轨
道时更明显)；2)安装相对更大的太阳翼在对日跟踪指向时会对微小卫星的星敏、天线、星
间通信等单机造成遮挡；3)太阳翼运动时候会对卫星产生干扰力矩，而微小卫星通常安装
较小型飞轮克服干扰力矩能力较差；4)微小卫星研制成本受限，其太阳翼跟踪指向机构较
难采用可360度连续转向的滑环机构；5)微小卫星特别是由其构成的星座网络卫星数目较
多，地面运控支援较少，需要星上自主完成不同太阳受照情况下的能源获取。
鉴于此，如何找到一种适用于微小卫星获得大功率能源的太阳翼控制方案就成了
本领域技术人员亟待解决的问题。
技术实现要素：
鉴于以上所述现有技术的缺点，本发明的目的在于提供一种卫星的太阳翼控制方
法、系统及卫星，用于解决现有技术中卫星由于自身体积和重量受限，通过太阳翼获取大功
率能源时面临很多困难的问题。
为实现上述目的及其他相关目的，本发明提供一种卫星的太阳翼控制方法，所述
卫星的太阳翼控制方法包括：获取所述卫星的太阳翼的最大转动角度αmax，所述卫星的地球
遮挡角γ；当设定的控制周期Δt到达时，获取当前时间点t的轨道坐标系下的归一化太阳
矢量Rso(t)＝[xso(t),yso(t),zso(t)]，计算当前时间点t的太阳翼主轴指向太阳的转动角αd(t)＝arccos(zso(t))；确定所述太阳翼主轴指向太阳时的转动角αd(t)落入的区域，所述区
域包括：αd(t)≤αmax、αmax<αd(t)<π-γ，αd(t)≥π-γ中的任一个；根据所述太阳翼主轴指向
太阳时的转动角αd(t)落入的区域求解太阳翼的目标姿态角；所述目标姿态角包括偏航角、
滚转角φd(t)以及俯仰角θd(t)，所述偏航角恒为0。
可选地，所述轨道坐标系包括VVLH坐标系。
可选地，当所述太阳翼主轴指向太阳时的转动角αd(t)落入区域αd(t)≤αmax时，则
当前卫星处于光照区且太阳翼主轴指向太阳的转动角αd(t)在太阳翼的最大转动角度αmax内，此时按照以下公式求解太阳翼目标姿态角的滚转角φd(t)以及俯仰角θd(t)：
可选地，当所述太阳翼主轴指向太阳时的转动角αd(t)落入区域αmax<αd(t)<π-γ
时，则当前卫星处于光照区且太阳翼主轴指向太阳的转动角αd(t)在太阳翼的最大转动角
度αmax以外，按照以下公式求解太阳翼目标姿态角的滚转角φd(t)以及俯仰角θd(t)：
其中，可选地，当所述太阳翼主轴指向太阳时的转动角αd(t)落入区域αd(t)≥π-γ时，判
断是否同时满足αmax<|αd(t-Δt)|<π-γ，如果满足，则t0＝t；此时对姿态导引律参数进行修
正计算：|β|＝arcsin(|yso(t)|)；
T为卫星的轨道周期；aθ＝θd(t0)；aφ＝
φd(t0)；可选地，当所述太阳翼主轴指向太阳时的转动角αd(t)落入区域αd(t)≥π-γ时，按
照以下公式求解太阳翼目标姿态角的滚转角φd(t)以及俯仰角θd(t)：
可选地，所述卫星的太阳翼控制方法还包括：运用PID控制器实时获与所述目标姿
态角对应的驱动信号。
可选地，所述PID控制器采用的PID控制算法包括：其中，Oθ(t)和Oφ(t)分别为对应θ、φ角度的控制驱动信号；Kpθ、Kiθ、Kdθ、Kpφ、Kiφ、Kdφ为常
规PID算法的控制参数，θ(t)、φ(t)为实时测量得到的θ、φ角度值。
可选地，所述卫星的太阳翼控制方法还包括：根据所述驱动信号驱动所述卫星的
二维转动机构调整所述太阳翼的主轴指向。
本发明还提供一种卫星的太阳翼控制系统，所述卫星的太阳翼控制系统包括：基
本参数获取模块，用于获取所述卫星的太阳翼的最大转动角度αmax，所述卫星的地球遮挡角
γ；转动角计算模块，用于当设定的控制周期Δt到达时，获取当前时间点t的轨道坐标系下
的归一化太阳矢量Rso(t)＝[xso(t),yso(t),zso(t)]，计算当前时间点t的太阳翼主轴指向太
阳的转动角αd(t)＝arccos(zso(t))；确定所述太阳翼主轴指向太阳时的转动角αd(t)落入
的区域，所述区域包括：αd(t)≤αmax、αmax<αd(t)<π-γ，αd(t)≥π-γ中的任一个；目标姿态角
计算模块，用于根据所述太阳翼主轴指向太阳时的转动角αd(t)落入的区域求解太阳翼的
目标姿态角；所述目标姿态角包括偏航角、滚转角φd(t)以及俯仰角θd(t)，所述偏航角恒为
0。
可选地，当所述太阳翼主轴指向太阳时的转动角αd(t)落入区域αd(t)≤αmax时，则
当前卫星处于光照区且太阳翼主轴指向太阳的转动角αd(t)在太阳翼的最大转动角度αmax内，此时按照以下公式求解太阳翼目标姿态角的滚转角φd(t)以及俯仰角θd(t)：
可选地，当所述太阳翼主轴指向太阳时的转动角αd(t)落入区域αmax<αd(t)<π-γ
时，则当前卫星处于光照区且太阳翼主轴指向太阳的转动角αd(t)在太阳翼的最大转动角
度αmax以外，按照以下公式求解太阳翼目标姿态角的滚转角φd(t)以及俯仰角θd(t)：
其中，可选地，当所述太阳翼主轴指向太阳时的转动角αd(t)落入区域αd(t)≥π-γ时，判
断是否同时满足αmax<|αd(t-Δt)|<π-γ，如果满足，则t0＝t；此时对姿态导引律参数进行修
正计算：|β|＝arcsin(|yso(t)|)；
T为卫星的轨道周期；aθ＝θd(t0)；aφ＝
φd(t0)；可选地，当所述太阳翼主轴指向太阳时的转动角αd(t)落入区域αd(t)≥π-γ时，按
照以下公式求解太阳翼目标姿态角的滚转角φd(t)以及俯仰角θd(t)：
可选地，所述卫星的太阳翼控制系统还包括驱动信号获取模块，用于运用PID控制
器获与所述目标姿态角对应的驱动信号。
可选地，所述PID控制器采用的PID控制算法包括：其中，Oθ(t)和Oφ(t)分别为对应θ、φ角度的控制驱动信号；Kpθ、Kiθ、Kdθ、Kpφ、Kiφ、Kdφ为常
规PID算法的控制参数，θ(t)、φ(t)为实时测量得到的θ、φ角度值。
可选地，所述轨道坐标系包括VVLH坐标系。可选地，所述卫星的太阳翼控制系统还
包括太阳翼调整模块，用于根据所述驱动信号驱动所述卫星的二维转动机构以调整所述太
阳翼的主轴指向。
可选地，所述二维转动机构安装于所述卫星的顶部、底部或内部。
本发明还提供一种卫星，所述卫星包括如上所述的卫星的太阳翼控制系统。
可选地，所述卫星为微小卫星。
如上所述，本发明的一种卫星的太阳翼控制方法、系统及卫星，具有以下有益效
果：能够实现卫星的太阳翼在既不对卫星正常工作造成遮挡，也不对卫星平台产生较大的
干扰力矩情况下自主二自由度跟踪太阳，从而实现尽最大可能提高能源获取效率，确保微
小卫星的大功率能源获取。
附图说明
图1显示为本发明的卫星的太阳翼控制方法的一实施例的流程示意图。
图2显示为本发明的卫星的太阳翼控制方法的一实施例的地球遮挡角示意图。
图3显示为本发明的卫星的太阳翼控制方法的一实施例的控制原理示意图。
图4显示为本发明的卫星的太阳翼控制方法的另一实施例的流程示意图。
图5显示为本发明的卫星的太阳翼控制系统的一实施例的模块示意图。
元件标号说明
1卫星的太阳翼控制系统
11基本参数获取模块
12转动角计算模块
13目标姿态角计算模块
22卫星
23最大转动角形成的锥面
24地球遮挡角形成的锥面
25太阳绕卫星轨道面法线形成的锥面
26卫星轨道面
S1～S3步骤
具体实施方式
以下通过特定的具体实例说明本发明的实施方式，本领域技术人员可由本说明书
所揭露的内容轻易地了解本发明的其他优点与功效。本发明还可以通过另外不同的具体实
施方式加以实施或应用，本说明书中的各项细节也可以基于不同观点与应用，在没有背离
本发明的精神下进行各种修饰或改变。
需要说明的是，本实施例中所提供的图示仅以示意方式说明本发明的基本构想，
遂图式中仅显示与本发明中有关的组件而非按照实际实施时的组件数目、形状及尺寸绘
制，其实际实施时各组件的型态、数量及比例可为一种随意的改变，且其组件布局型态也可
能更为复杂。
本发明提供一种卫星的太阳翼控制方法。所述卫星的太阳翼控制方法用于调整卫
星的太阳翼的指向，让卫星的太阳翼持续跟踪指向太阳，以得到最大程度的太阳光照，从而
获得大功率的太阳能。在一个实施例中，如图1所示，所述卫星的太阳翼控制方法包括：
步骤S1，获取所述卫星的太阳翼的最大转动角度αmax，所述卫星的地球遮挡角γ。
太阳翼最大转动角αmax指太阳翼主轴的最大转角，即太阳翼主轴只能在以卫星矢径为轴的
αmax半锥角的圆锥内转动。地球遮挡角γ定义如图2所示，即卫星垂直与地球球心的矢量(天
地矢量)与卫星到地球切线的连线矢量的夹角。计算公式为
γ=arcsinReRe+h]]>其中Re为地球半径，h为卫星轨道高度。当卫星与太阳的连线位于地球遮挡角的范
围时，太阳将被地球所遮挡，此时，卫星处于阴影区，即不能得到太阳的光照。
步骤S2，当设定的控制周期Δt到达时，获取当前时间点t的轨道坐标系下的归一
化太阳矢量Rso(t)＝[xso(t),yso(t),zso(t)]，计算当前时间点t的太阳翼主轴指向太阳的转
动角αd(t)＝arccos(zso(t))；确定所述太阳翼主轴指向太阳时的转动角αd(t)落入的区域，
所述区域包括：αd(t)≤αmax、αmax<αd(t)<π-γ，αd(t)≥π-γ中的任一个。控制周期Δt为本太
阳翼控制方法中的控制周期，每经过一个控制周期Δt，太阳翼都将计算太阳翼主轴指向太
阳时的转动角αd(t)，并求解太阳翼的目标姿态角，进而控制太阳翼跟踪太阳转动，使得太
阳翼得到最大程度的太阳光照，获得最大的太阳能。轨道坐标系下的归一化太阳矢量Rso(t)
＝[xso(t),yso(t),zso(t)]为当前时间点t的太阳在轨道坐标系下的坐标，xso(t)为轨道坐标
系下的归一化太阳矢量中的x方向的值，yso(t)为轨道坐标系下的归一化太阳矢量中的y方
向的值，zso(t)为轨道坐标系下的归一化太阳矢量中的z方向的值。控制原理如图3所示，其
中，以卫星轨道面26为参照坐标，卫星22太阳翼的最大转动角形成的锥面23，地球遮挡角形
成的锥面24，太阳绕卫星轨道面法线形成的锥面25。当太阳的位置位于太阳翼的最大转动
角形成的锥面23之上时，表明卫星的转动角在最大转动角的范围内，即αd(t)≤αmax。当太阳
的位置位于地球遮挡角形成的锥面24之下时，表明卫星处于阴影区，此时，由于地球的遮
挡，卫星得不到太阳光，即αd(t)≥π-γ。当太阳的位置位于太阳翼的最大转动角形成的锥
面23与地球遮挡角形成的锥面24之间时，表明卫星处于光照区，但卫星的转动角超出了最
大转动角的范围，即αmax<αd(t)<π-γ。在一个实施例中，所述轨道坐标系包括VVLH轨道坐标
系。VVLH(VehicleVelocityLocalHorizontal)轨道坐标系，原点在飞行器质心；Z轴指向
地心；X轴指在轨道面内飞行方向，垂直Z轴；Y按右手法则确定。
步骤S3，根据所述太阳翼主轴指向太阳时的转动角αd(t)落入的区域求解太阳翼
的目标姿态角；所述目标姿态角包括偏航角、滚转角φd(t)以及俯仰角θd(t)，所述偏航角恒
为0。通常，确定导弹(或飞机)在空间中的方向需要用三个角度，分别为偏航角、俯仰角和滚
转角，这三个角度通常称为欧拉角，或弹体的姿态角。滚转角定义为弹体的Oy轴与惯性坐标
系的夹角。偏航角即为导弹(或飞机)的飞行偏离目标方向(沿oy坐标轴)的角度。俯仰角就
是导弹(或飞机)相对于惯性坐标系的XOY平面“俯仰”的角度。针对所述转动角αd(t)落入的
区域不同，计算所述目标姿态角的算法也不同。
在具体的实施例中，当所述太阳翼主轴指向太阳时的转动角αd(t)落入区域αd(t)
≤αmax时，则当前卫星处于光照区且太阳翼主轴指向太阳的转动角αd(t)在太阳翼的最大转
动角度αmax内，此时按照以下公式求解太阳翼目标姿态角的滚转角φd(t)以及俯仰角θd(t)：
当所述太阳翼主轴指向太阳时的转动角αd(t)落入区域αmax<αd(t)<π-γ时，则当前
卫星处于光照区且太阳翼主轴指向太阳的转动角αd(t)在太阳翼的最大转动角度αmax以外，
按照以下公式求解太阳翼目标姿态角的滚转角φd(t)以及俯仰角θd(t)：
其中，当所述太阳翼主轴指向太阳时的转动角αd(t)落入区域αd(t)≥π-γ时，由于此时
卫星在阴影区内，太阳翼主轴对日定向没有意义，转回太快又会出现干扰力矩较大等问题，
故采用平滑回转导引律生成方法，将主轴指向从进阴影时刻的指向平滑转到出阴影时刻的
指向。具体地，按照以下公式求解太阳翼目标姿态角的滚转角φd(t)以及俯仰角θd(t)：
其中，姿态导引律参数包括aθ,bθ,cθ,dθ以及aφ,bφ,cφ。当所述太阳翼主轴指向太
阳时的转动角αd(t)落入区域αd(t)≥π-γ时，判断是否同时满足αmax<|αd(t-Δt)|<π-γ，如
果满足，则将此时的当前时间点作为本周期T中卫星由光照区进入阴影区的分界点t0＝t；
此时对姿态导引律参数进行修正计算。在本周期T内，计算得到的姿态导引律参数不再修
改，直接用于计算目标姿态角。阴影时间计算方法如下：
cosγ＝cosα·cos|β|
ts=2α2π×T]]>其中γ为地球遮挡角，β为轨道β角，即太阳矢量与轨道面的夹角，T为轨道周期，ts为阴影区时长。参数调节边界条件如下：
fθ(t0)=θd(t0)fθ(t0+ts)=-θd(t0)f^θ(t0)=θ^d(t0)f^θ(t0+ts)=θ^d(t0)]]>fφ(t0)=φd(t0)fφ(t0+ts)=φd(t0)f^φ(t0)=φ^d(t0)f^φ(t0+ts)=-φ^d(t0)]]>其中，采用多项式拟合下：
fθ(t)＝aθ+bθ×(t-t0)+cθ×(t-t0)2+dθ×(t-t0)3t∈[t0,ts]
fφ(t)＝aφ+bφ×(t-t0)+cφ×(t-t0)2t∈[t0,ts]
其中，|β|＝arcsin(|yso(t)|)；T为卫星的轨道周期，Δt为控制周期。
修改得到的姿态导引律参数如下：aθ＝θd(t0)；aφ＝
φd(t0)；在一个实施例中，所述卫星的太阳翼控制方法还包括：运用PID控制器实时获与所
述目标姿态角对应的驱动信号。PID控制器(亦称PID调节器)是在过程控制中，按偏差的比
例(P)、积分(I)和微分(D)进行控制的一种自动控制器。本发明中的PID控制器包括二自由
度PID控制，就是使目标值跟踪特性为最优的PID参数和使外扰抑制特性最优的PID参数，能
分别独立地进行整定，使两特性同时达到最优。这样，既提高了控制系统设计的自由度，又
改善了系统的品质。在一个实施例中，所述PID控制器采用的PID控制算法包括：
其中，Oθ(t)和Oφ(t)分别为对应θ、φ角度
的控制驱动信号；Kpθ、Kiθ、Kdθ、Kpφ、Kiφ、Kdφ为常规PID算法的控制参数，θ(t)、φ(t)为实时
测量得到的θ、φ角度值。
在一个实施例中，所述卫星的太阳翼控制方法还包括：根据所述驱动信号驱动所
述卫星的二维转动机构调整所述太阳翼的主轴指向。让卫星的太阳翼持续跟踪指向太阳，
以得到最大程度的太阳光照，从而获得大功率的太阳能。
在一个实施例中，对所述姿态导引律参数的修正可以先行执行，如图4所示，所述
卫星的太阳翼控制方法包括：
1，先确定是否处于阴影光照分界点，太阳翼主轴指向太阳时的转动角αd(t)是否
同时满足2，当太阳翼主轴指向太阳时的转动角αd(t)是否同时满足时，修改导引律参数。具体包括：赋值分界点时刻t0＝t，计算轨道β角|β|＝arcsin(|yso(t)
|)，计算阴影区时间进而根据参数调节边界条件得到得到的姿
态导引律参数如下：aθ＝θd(t0)；aφ＝φd(t0)；3，判别导引模式，即确定所述太阳翼主轴指向太阳时的转动角αd(t)落入的区域，
所述区域包括：αd(t)≤αmax、αmax<αd(t)<π-γ，αd(t)≥π-γ中的任一个。
4，当αd(t)≤αmax时，采用对日导引律生成目标姿态角。5，当αmax<αd(t)<π-γ时，采用准对日导引律生成目标姿态角：
其中，6，当αd(t)≥π-γ时，采用平滑回转导引律生成目标姿态角：
7，运用PID控制器实时获与所述目标姿态角对应的驱动信号，并驱动太阳翼转动。
本发明还提供一种卫星的太阳翼控制系统，所述卫星的太阳翼控制系统可以采用
如上所述的卫星的太阳翼控制方法工作。在一个实施例中，如图5所示，所述卫星的太阳翼
控制系统1包括基本参数获取模块11，转动角计算模块12以及目标姿态角计算模块13，其
中：
基本参数获取模块11用于获取所述卫星的太阳翼的最大转动角度αmax，所述卫星
的地球遮挡角γ。太阳翼最大转动角αmax指太阳翼主轴的最大转角，即太阳翼主轴只能在以
卫星矢径为轴的αmax半锥角的圆锥内转动。地球遮挡角γ定义如图2所示，即卫星垂直与地
球球心的矢量(天地矢量)与卫星到地球切线的连线矢量的夹角。计算公式为
γ=arcsinReRe+h]]>其中Re为地球半径，h为卫星轨道高度。当卫星与太阳的连线位于地球遮挡角的范
围时，太阳将被地球所遮挡，此时，卫星处于阴影区，即不能得到太阳的光照。
转动角计算模块12与基本参数获取模块11相连，用于当设定的控制周期Δt到达
时，获取当前时间点t的轨道坐标系下的归一化太阳矢量Rso(t)＝[xso(t),yso(t),zso(t)]，
计算当前时间点t的太阳翼主轴指向太阳的转动角αd(t)＝arccos(zso(t))；确定所述太阳
翼主轴指向太阳时的转动角αd(t)落入的区域，所述区域包括：αd(t)≤αmax、αmax<αd(t)<π-
γ，αd(t)≥π-γ中的任一个。控制周期Δt为本太阳翼控制方法中的控制周期，每经过一个
控制周期Δt，太阳翼都将计算太阳翼主轴指向太阳时的转动角αd(t)，并求解太阳翼的目
标姿态角，进而控制太阳翼跟踪太阳转动，使得太阳翼得到最大程度的太阳光照，获得最大
的太阳能。轨道坐标系下的归一化太阳矢量Rso(t)＝[xso(t),yso(t),zso(t)]为当前时间点t
的太阳在轨道坐标系下的坐标，xso(t)为轨道坐标系下的归一化太阳矢量中的x方向的值，
yso(t)为轨道坐标系下的归一化太阳矢量中的y方向的值，zso(t)为轨道坐标系下的归一化
太阳矢量中的z方向的值。控制原理如图3所示，其中，以卫星轨道面26为参照坐标，卫星22
太阳翼的最大转动角形成的锥面23，地球遮挡角形成的锥面24，太阳绕卫星轨道面法线形
成的锥面25。当太阳的位置位于太阳翼的最大转动角形成的锥面23之上时，表明卫星的转
动角在最大转动角的范围内，即αd(t)≤αmax。当太阳的位置位于地球遮挡角形成的锥面24
之下时，表明卫星处于阴影区，此时，由于地球的遮挡，卫星得不到太阳光，即αd(t)≥π-γ。
当太阳的位置位于太阳翼的最大转动角形成的锥面23与地球遮挡角形成的锥面24之间时，
表明卫星处于光照区，但卫星的转动角超出了最大转动角的范围，即αmax<αd(t)<π-γ。在一
个实施例中，所述轨道坐标系包括VVLH轨道坐标系。VVLH(VehicleVelocityLocal
Horizontal)轨道坐标系，原点在飞行器质心；Z轴指向地心；X轴指在轨道面内飞行方向，垂
直Z轴；Y按右手法则确定。
目标姿态角计算模块13与转动角计算模块12相连，用于根据所述太阳翼主轴指向
太阳时的转动角αd(t)落入的区域求解太阳翼的目标姿态角；所述目标姿态角包括偏航角、
滚转角φd(t)以及俯仰角θd(t)，所述偏航角恒为0。
在具体的实施例中，当所述太阳翼主轴指向太阳时的转动角αd(t)落入区域αd(t)
≤αmax时，则当前卫星处于光照区且太阳翼主轴指向太阳的转动角αd(t)在太阳翼的最大转
动角度αmax内，此时按照以下公式求解太阳翼目标姿态角的滚转角φd(t)以及俯仰角θd(t)：
当所述太阳翼主轴指向太阳时的转动角αd(t)落入区域αmax<αd(t)<π-γ时，则当前
卫星处于光照区且太阳翼主轴指向太阳的转动角αd(t)在太阳翼的最大转动角度αmax以外，
按照以下公式求解太阳翼目标姿态角的滚转角φd(t)以及俯仰角θd(t)：
其中，当所述太阳翼主轴指向太阳时的转动角αd(t)落入区域αd(t)≥π-γ时，由于此时
卫星在阴影区内，太阳翼主轴对日定向没有意义，转回太快又会出现干扰力矩较大等问题，
故采用平滑回转导引律生成方法，将主轴指向从进阴影时刻的指向平滑转到出阴影时刻的
指向。具体地，按照以下公式求解太阳翼目标姿态角的滚转角φd(t)以及俯仰角θd(t)：
其中，姿态导引律参数包括aθ,bθ,cθ,dθ以及aφ,bφ,cφ。当所述太阳翼主轴指向太
阳时的转动角αd(t)落入区域αd(t)≥π-γ时，判断是否同时满足αmax<|αd(t-Δt)|<π-γ，如
果满足，则将此时的当前时间点作为本周期T中卫星由光照区进入阴影区的分界点t0＝t；
此时对姿态导引律参数进行修正计算。在本周期T内，计算得到的姿态导引律参数不再修
改，直接用于计算目标姿态角。阴影时间计算方法如下：
cosγ＝cosα·cos|β|
ts=2α2π×T]]>其中γ为地球遮挡角，β为轨道β角，即太阳矢量与轨道面的夹角，T为轨道周期，ts为阴影区时长。参数调节边界条件如下：
fθ(t0)=θd(t0)fθ(t0+ts)=-θd(t0)f^θ(t0)=θ^d(t0)f^θ(t0+ts)=θ^d(t0)]]>fφ(t0)=φd(t0)fφ(t0+ts)=φd(t0)f^φ(t0)=φ^d(t0)f^φ(t0+ts)=-φ^d(t0)]]>其中，采用多项式拟合下：
fθ(t)＝aθ+bθ×(t-t0)+cθ×(t-t0)2+dθ×(t-t0)3t∈[t0,ts]
fφ(t)＝aφ+bφ×(t-t0)+cφ×(t-t0)2t∈[t0,ts]
其中，|β|＝arcsin(|yso(t)|)；T为卫星的轨道周期，Δt为控制周期。
修改得到的姿态导引律参数如下：aθ＝θd(t0)；aφ＝
φd(t0)；在一个实施例中，所述卫星的太阳翼控制系统还包括驱动信号获取模块，用于运
用PID控制器获得与所述目标姿态角对应的驱动信号。PID控制器(亦称PID调节器)是在过
程控制中，按偏差的比例(P)、积分(I)和微分(D)进行控制的一种自动控制器。本发明中的
PID控制器包括二自由度PID控制，就是使目标值跟踪特性为最优的PID参数和使外扰抑制
特性最优的PID参数，能分别独立地进行整定，使两特性同时达到最优。这样，既提高了控制
系统设计的自由度，又改善了系统的品质。在一个实施例中，所述PID控制器采用的PID控制
算法包括：其中，Oθ(t)和Oφ(t)分别为对应
θ、φ角度的控制驱动信号；Kpθ、Kiθ、Kdθ、Kpφ、Kiφ、Kdφ为常规PID算法的控制参数，θ(t)、φ
(t)为实时测量得到的θ、φ角度值。
在一个实施例中，所述卫星的太阳翼控制系统还包括太阳翼调整模块：用于根据
所述驱动信号驱动所述卫星的二维转动机构调整所述太阳翼的主轴指向。让卫星的太阳翼
持续跟踪指向太阳，以得到最大程度的太阳光照，从而获得大功率的太阳能。所述二维转动
机构可以安装于所述卫星的顶部、底部或内部。
本发明还提供一种卫星，所述卫星包括如上所述的卫星的太阳翼控制系统。所述
卫星为微小卫星。重量在1000千克以下的人造卫星统称为\微小卫星\，微小卫星具有种种
优势和特点：高新技术含量高，研制周期短一年左右，研制经费低人民币数千万元，且可以
进一步组网形成分布式星座形“虚拟大卫星”，以代替目前的大卫星。
综上所述，本发明的一种卫星的太阳翼控制方法、系统及卫星能够实现卫星的太
阳翼在既不对卫星正常工作造成遮挡，也不对卫星平台产生较大的干扰力矩情况下自主二
自由度跟踪太阳，从而实现尽最大可能提高能源获取效率，确保微小卫星的大功率能源获
取。所以，本发明有效克服了现有技术中的种种缺点而具高度产业利用价值。
上述实施例仅例示性说明本发明的原理及其功效，而非用于限制本发明。任何熟
悉此技术的人士皆可在不违背本发明的精神及范畴下，对上述实施例进行修饰或改变。因
此，举凡所属技术领域中具有通常知识者在未脱离本发明所揭示的精神与技术思想下所完
成的一切等效修饰或改变，仍应由本发明的权利要求所涵盖。