本发明涉及卫星总体优化设计方法领域，具体地，涉及一种基于倾斜轨道卫星光照条件的总体优化设计方法。
背景技术：
随着航天技术的不断发展，对卫星探测区域提出了更高的要求，南北低纬度区域逐渐成为探测的热点区域，为满足在较少的卫星数量下的高时间重访，倾斜轨道卫星研制需求越来越多。
倾斜轨道卫星显著特征是太阳矢量与轨道平面夹角不断变化，整星光照条件复杂，星体没有固定的散热面，对整星热控设计有着较大困难，由于整星光照条件的变化，传统的固定翼单轴一维驱动的太阳帆板获得的光照时间短，不能满足能源供应需求，整星能源无法达到平衡，非固定翼二维驱动的太阳帆板驱动机构复杂，可靠性低，尚在开发研制阶段。另外，整星布局也受到限制，姿态敏感器常常受到太阳光照影响而失效，遥感类载荷无法成像。综上倾斜轨道卫星在热控分系统、电源分系统、机械布局等方面都面临着挑战。
本发明从整星总体优化设计角度出发，提出来以太阳高度角为参数依据的掉头飞行方案，使卫星有了固定光照面和散热面，有利于整星热控设计；保证了足够光照时间，使整星能源得到平衡；固定光照面也解决了姿态敏感器及载荷布局设计的约束。
技术实现要素：
针对现有技术中的缺陷，本发明的目的是提供一种基于倾斜轨道卫星光照条件的总体优化设计方法。
根据本发明提供的一种基于倾斜轨道卫星光照条件的总体优化设计方法，其特征在于，包括：
计算步骤：由星上轨道参数递推或太阳敏感器测量得到太阳矢量，计算得到太阳高度角，以太阳高度角为参数表征整星能源供应变化和散热面变化；
确定飞行方案步骤：兼顾整星能源和固定散热面设计的卫星掉头飞行方案；
确定卫星飞行极性步骤：根据太阳矢量变化方向确定卫星飞行极性；
确定适用性步骤：阴影区判断方法及阴影区掉头飞行方案的适应性；
依据选择步骤：掉头飞行时间选择依据。
优选地，所述计算步骤包括：
星上轨道参数递推太阳矢量：计算儒略世纪数，相对历元j2000单位时间为t，由太阳轨道6根数得到太阳在惯性系下矢量
as＝149598022.589827
es＝0.01670862-0.00004204*t-0.00000124*t2
is＝0.409146133727251-0.000226965524811429*t-2.86040071854626e-009*t2
ws＝4.93818828588621 0.0300115182644598*t 0.00045972*t2
ms＝6.24005996669206 628.301955132127*t-0.00980875039620813*t2
其中，as为太阳轨道高度，es为偏心率，is为倾角，ws为近地点角距，ms为平近点角；
es＝ms (es-es3/8)*sin(ms) 1/2*es2*sin(2*ms) 3/8*es3*sin(3*ms)
其中，es为偏近点角；
其中，
其中，ps和qs表达式如下：
优选地，所述计算步骤包括：
太阳敏感器计算得到太阳矢量：由太阳光斑在aps探测器上的坐标值，得到太阳敏感器相对于入射光线的高低角，即太阳光线矢量在太阳敏感器坐标下的表示，通过坐标转换得到惯性系下太阳矢量
太阳入射方向角θ可根据如下表达式求得：
其中：xi，yi为光斑在探测器上的坐标，x0，y0为探测器中心原点坐标，fi为太阳敏感器光阑到aps图像探测器成像面的距离；
太阳矢量在太敏坐标系下
其中,r为光斑相对于探测器标定原点半径；
需要注意的是，太阳矢量
优选地，所述计算步骤包括：
在光照区星上轨道参数递推太阳矢量和太阳敏感器计算得到太阳矢量均可获得太阳矢量
优选地，所述计算步骤包括：
太阳高度角β角定义为地球到太阳的矢量
其中，
优选地，所述计算步骤包括：
太阳高度角为参数表征整星供应变化和散热面变化：定义卫星本体坐标系obxbybzb，该坐标系与星体固连，为直角坐标系；xb轴、yb轴、zb轴为卫星的三个几何轴；标称姿态时，xb轴为滚动轴，与卫星飞行方向一致，即正飞时 xb轴与飞行方向一致，倒飞时-xb轴与飞行方向一致；zb轴为偏航轴，指向地心，即 zb轴指向地心；yb轴为俯仰轴，按右手法则，即与轨道面垂直且沿负法线方向，星体-y、 y面分别指本体轴-yb， yb所对应的平面；
当太阳高度角接近90°时表示太阳帆板光照条件好，整星能源充足；太阳高度角接近0°时太阳帆板光照条件变差，整星能源将出现不足；太阳高度角接近-90°时太阳帆板无光照，整星能源将不足；太阳高度角由90°→0°变化时，星体-y面为散热面；太阳高度角由0°→-90°变化时，星体 y面为散热面。
优选地，所述确定飞行方案步骤包括：
兼顾整星能源和固定散热面的卫星掉头飞行方案设计：在太阳高度角为0°附近时，卫星通过姿轨控分系统姿态执行机构进行掉头飞行控制，卫星掉头飞行后，星体滚动轴-xb轴沿飞行方向，星体偏航 zb指向地球；卫星掉头飞行后，太阳高度角接近90°时表示太阳帆板光照条件好，整星能源充足；太阳高度角接近0°时随着太阳高度角变化，太阳帆板光照条件变由差逐渐变好；太阳高度角接近-90°时太阳帆板由无光照变为有光照，整星能源充足；卫星掉头飞行前，太阳高度角由90°→0°变化时，星体 y面做为散热面，卫星掉头飞行后，太阳高度角由0°→-90°变化时，星体 y面仍可做为散热面。
优选地，所述确定卫星飞行极性步骤包括：
根据太阳矢量变化方向确定卫星飞行极性：卫星在轨飞行期间掉头飞行的约束条件是太阳高度角，太阳高度角相对于卫星的轨道运动是一个慢变量，太阳高度角在一段时间里变化都是可以进行掉头飞行，增加太阳矢量变化方向判断。太阳矢量在轨道面上方，即太阳矢量与轨道面法线方向一致时，太阳高度角由90°→0°变化时，卫星进行掉头飞行；太阳矢量在轨道面下方，即太阳矢量与轨道面法线方向相反时，太阳高度角由0°→-90°变化时，卫星进行恢复原飞行状态。
优选地，所述确定适用性步骤包括：
阴影区判断方法及阴影区掉头飞行方案：
计算卫星-地球-太阳之间的夹角α，计算α关系如下：
其中，
计算判断角χ，计算χ关系如下：
χ＝acos(r0/(r0 a0)) π/2
r0为地球半径，a0为轨道高度，π通常取3.1415926；
如卫星轨道高度a0为510km，r0地球半径取6378.14km则
χ＝acos(6378.14/(6378.14 510)) π/2
＝1.9580
判断依据：当判断角χ大于星-地球-太阳之间的夹角α时为光照区，当判断角χ小于星-地球-太阳之间的夹角α时为阴影区；
阴影区掉头飞行方案：在阴影区时，太阳敏感器测量无法得到太阳矢量，可由星上轨道参数递推获得太阳矢量，在阴影区的短时间内，轨道递推误差影响可忽略；太阳高度角为参数表征整星供应变化和散热面变化仍可适用。
优选地，所述依据选择步骤包括：
机动时间选择：为使掉头飞行对整星执行应用任务的影响最小，掉头飞行时间选择在进入任务区域相对较少的南纬区域进行，最大纬度受限于卫星轨道倾角i。
与现有技术相比，本发明具有如下的有益效果：
本发明从整星总体优化设计角度出发，提出来以太阳高度角为参数依据的掉头飞行方案，使卫星有了固定光照面和散热面，有利于整星热控设计；保证了足够光照时间，使整星能源得到平衡；固定光照面也解决了敏感器及载荷布局设计的约束。
附图说明
通过阅读参照以下附图对非限制性实施例所作的详细描述，本发明的其它特征、目的和优点将会变得更明显：
图1为本发明提供的太阳矢量及卫星飞行方向示意图。
图2为本发明提供的步骤流程示意图。
具体实施方式
下面结合具体实施例对本发明进行详细说明。以下实施例将有助于本领域的技术人员进一步理解本发明，但不以任何形式限制本发明。应当指出的是，对本领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明构思的前提下，还可以做出若干变化和改进。这些都属于本发明的保护范围。
根据本发明提供的一种基于倾斜轨道卫星光照条件的总体优化设计方法，其特征在于，包括：
计算步骤：由星上轨道参数递推或太阳敏感器测量得到太阳矢量，计算得到太阳高度角，以太阳高度角为参数表征整星能源供应变化和散热面变化；
确定飞行方案步骤：兼顾整星能源和固定散热面设计的卫星掉头飞行方案；
确定卫星飞行极性步骤：根据太阳矢量变化方向确定卫星飞行极性；
确定适用性步骤：阴影区判断方法及阴影区掉头飞行方案的适应性；
依据选择步骤：掉头飞行时间选择依据。
具体地，所述计算步骤包括：
星上轨道参数递推太阳矢量：计算儒略世纪数，相对历元j2000单位时间为t，由太阳轨道6根数得到太阳在惯性系下矢量
as＝149598022.589827
es＝0.01670862-0.00004204*t-0.00000124*t2
is＝0.409146133727251-0.000226965524811429*t-2.86040071854626e-009*t2
ws＝4.93818828588621 0.0300115182644598*t 0.00045972*t2
ms＝6.24005996669206 628.301955132127*t-0.00980875039620813*t2
其中，as为太阳轨道高度，es为偏心率，is为倾角，ws为近地点角距，ms为平近点角；
es＝ms (es-es3/8)*sin(ms) 1/2*es2*sin(2*ms) 3/8*es3*sin(3*ms)
其中，es为偏近点角；
其中，
其中，ps和qs表达式如下：
具体地，所述计算步骤包括：
太阳敏感器计算得到太阳矢量：由太阳光斑在aps探测器上的坐标值，得到太阳敏感器相对于入射光线的高低角，即太阳光线矢量在太阳敏感器坐标下的表示，通过坐标转换得到惯性系下太阳矢量
太阳入射方向角θ可根据如下表达式求得：
其中：xi，yi为光斑在探测器上的坐标，x0，y0为探测器中心原点坐标，fi为太阳敏感器光阑到aps图像探测器成像面的距离；
太阳矢量在太敏坐标系下
其中,r为光斑相对于探测器标定原点半径；
需要注意的是，太阳矢量
具体地，所述计算步骤包括：
在光照区星上轨道参数递推太阳矢量和太阳敏感器计算得到太阳矢量均可获得太阳矢量
具体地，所述计算步骤包括：
太阳高度角β角定义为地球到太阳的矢量
其中，
具体地，所述计算步骤包括：
太阳高度角为参数表征整星供应变化和散热面变化：定义卫星本体坐标系obxbybzb，该坐标系与星体固连，为直角坐标系；xb轴、yb轴、zb轴为卫星的三个几何轴；标称姿态时，xb轴为滚动轴，与卫星飞行方向一致，即正飞时 xb轴与飞行方向一致，倒飞时-xb轴与飞行方向一致；zb轴为偏航轴，指向地心，即 zb轴指向地心；yb轴为俯仰轴，按右手法则，即与轨道面垂直且沿负法线方向，星体-y、 y面分别指本体轴-yb， yb所对应的平面；
当太阳高度角接近90°时表示太阳帆板光照条件好，整星能源充足；太阳高度角接近0°时太阳帆板光照条件变差，整星能源将出现不足；太阳高度角接近-90°时太阳帆板无光照，整星能源将不足；太阳高度角由90°→0°变化时，星体-y面为散热面；太阳高度角由0°→-90°变化时，星体 y面为散热面。
具体地，所述确定飞行方案步骤包括：
兼顾整星能源和固定散热面的卫星掉头飞行方案设计：在太阳高度角为0°附近时，卫星通过姿轨控分系统姿态执行机构进行掉头飞行控制，卫星掉头飞行后，星体滚动轴-xb轴沿飞行方向，星体偏航 zb指向地球；卫星掉头飞行后，太阳高度角接近90°时表示太阳帆板光照条件好，整星能源充足；太阳高度角接近0°时随着太阳高度角变化，太阳帆板光照条件变由差逐渐变好；太阳高度角接近-90°时太阳帆板由无光照变为有光照，整星能源充足；卫星掉头飞行前，太阳高度角由90°→0°变化时，星体 y面做为散热面，卫星掉头飞行后，太阳高度角由0°→-90°变化时，星体 y面仍可做为散热面。
具体地，所述确定卫星飞行极性步骤包括：
根据太阳矢量变化方向确定卫星飞行极性：卫星在轨飞行期间掉头飞行的约束条件是太阳高度角，太阳高度角相对于卫星的轨道运动是一个慢变量，太阳高度角在一段时间里变化都是可以进行掉头飞行，增加太阳矢量变化方向判断。太阳矢量在轨道面上方，即太阳矢量与轨道面法线方向一致时，太阳高度角由90°→0°变化时，卫星进行掉头飞行；太阳矢量在轨道面下方，即太阳矢量与轨道面法线方向相反时，太阳高度角由0°→-90°变化时，卫星进行恢复原飞行状态。
具体地，所述确定适用性步骤包括：
阴影区判断方法及阴影区掉头飞行方案：
计算卫星-地球-太阳之间的夹角α，计算α关系如下：
其中，
计算判断角χ，计算χ关系如下：
χ＝acos(r0/(r0 a0)) π/2
r0为地球半径，a0为轨道高度，π通常取3.1415926；
如卫星轨道高度a0为510km，r0地球半径取6378.14km则
χ＝acos(6378.14/(6378.14 510)) π/2
＝1.9580
判断依据：当判断角χ大于星-地球-太阳之间的夹角α时为光照区，当判断角χ小于星-地球-太阳之间的夹角α时为阴影区；
阴影区掉头飞行方案：在阴影区时，太阳敏感器测量无法得到太阳矢量，可由星上轨道参数递推获得太阳矢量，在阴影区的短时间内，轨道递推误差影响可忽略；太阳高度角为参数表征整星供应变化和散热面变化仍可适用。
具体地，所述依据选择步骤包括：
机动时间选择：为使掉头飞行对整星执行应用任务的影响最小，掉头飞行时间选择在进入任务区域相对较少的南纬区域进行，最大纬度受限于卫星轨道倾角i。
以上对本发明的具体实施例进行了描述。需要理解的是，本发明并不局限于上述特定实施方式，本领域技术人员可以在权利要求的范围内做出各种变化或修改，这并不影响本发明的实质内容。在不冲突的情况下，本申请的实施例和实施例中的特征可以任意相互组合。
下面通过优选例，对本发明进行更为具体地说明。
优选例1：
如图2所示，本发明提供了一种基于倾斜轨道卫星光照条件的总体优化设计方法，包括如下步骤：
步骤1：由星上轨道参数递推或太阳敏感器测量得到太阳矢量，计算得到太阳高度角，以太阳高度角为参数表征整星能源供应变化和散热面变化；
步骤2：兼顾整星能源和固定散热面设计的卫星掉头飞行方案；
步骤3：根据太阳矢量变化方向确定卫星飞行极性；
步骤4：阴影区判断方法及阴影区掉头飞行方案的适应性；
步骤5：掉头飞行时间选择依据。
如图1所示，为本发明提供的太阳矢量及卫星飞行方向示意图；
所述步骤1包括：
①星上轨道参数递推太阳矢量：计算儒略世纪数，相对历元j2000单位时间为t，由太阳轨道6根数得到太阳在惯性系下矢量
as＝149598022.589827
es＝0.01670862-0.00004204*t-0.00000124*t2
is＝0.409146133727251-0.000226965524811429*t-2.86040071854626e-009*t2
ws＝4.93818828588621 0.0300115182644598*t 0.00045972*t2
ms＝6.24005996669206 628.301955132127*t-0.00980875039620813*t2
其中，as为太阳轨道高度，es为偏心率，is为倾角，ws为近地点角距，ms为平近点角。
es＝ms (es-es3/8)*sin(ms) 1/2*es2*sin(2*ms) 3/8*es3*sin(3*ms)
es为偏近点角。
其中
②太阳敏感器计算得到太阳矢量：由太阳光斑在aps探测器上的坐标值，得到太阳敏感器相对于入射光线的高低角，即太阳光线矢量在太阳敏感器坐标下的表示，通过坐标转换得到惯性系下太阳矢量
太阳入射方向角θ可根据如下表达式求得：
其中：xi，yi为光斑在探测器上的坐标，x0，y0为探测器中心原点坐标，fi为太阳敏感器光阑到aps图像探测器成像面的距离。
太阳矢量在太敏坐标系下
其中,r为光斑相对于探测器标定原点半径。
需要注意的是，太阳矢量
在光照区①和②均可获得太阳矢量
③太阳高度角β角定义为地球到太阳的矢量
④太阳高度角为参数表征整星供应变化和散热面变化：定义卫星本体坐标系obxbybzb，该坐标系与星体固连，为直角坐标系。xb轴、yb轴、zb轴为卫星的三个几何轴。标称姿态时，xb轴为滚动轴，与卫星飞行方向一致，即正飞时 xb轴与飞行方向一致，倒飞时-xb轴与飞行方向一致；zb轴为偏航轴，指向地心，即 zb轴指向地心；yb轴为俯仰轴，按右手法则，即与轨道面垂直且沿负法线方向，星体-y、 y面分别指本体轴-yb， yb所对应的平面。
当太阳高度角接近90°时表示太阳帆板光照条件好，整星能源充足；太阳高度角接近0°时太阳帆板光照条件变差，整星能源将出现不足；太阳高度角接近-90°时太阳帆板无光照，整星能源将不足；太阳高度角由90°→0°变化时，星体-y面为散热面；太阳高度角由0°→-90°变化时，星体 y面为散热面。
所述步骤2包括：
兼顾整星能源和固定散热面的卫星掉头飞行方案设计。在太阳高度角为0°附近时，卫星通过姿轨控分系统姿态执行机构进行掉头飞行控制，卫星掉头飞行后，星体滚动轴-xb轴沿飞行方向，星体偏航 zb指向地球。卫星掉头飞行后，太阳高度角接近90°时表示太阳帆板光照条件好，整星能源充足；太阳高度角接近0°时随着太阳高度角变化，太阳帆板光照条件变由差逐渐变好；太阳高度角接近-90°时太阳帆板由无光照变为有光照，整星能源充足；卫星掉头飞行前，太阳高度角由90°→0°变化时，星体 y面做为散热面，卫星掉头飞行后，太阳高度角由0°→-90°变化时，星体 y面仍可做为散热面。
所述步骤3包括：
根据太阳矢量变化方向确定卫星飞行极性。卫星在轨飞行期间掉头飞行的约束条件是太阳高度角，太阳高度角相对于卫星的轨道运动是一个慢变量，太阳高度角在一段时间里变化都是可以进行掉头飞行，增加太阳矢量变化方向判断。太阳矢量在轨道面上方，即太阳矢量与轨道面法线方向一致时，太阳高度角由90°→0°变化时，卫星进行掉头飞行；太阳矢量在轨道面下方，即太阳矢量与轨道面法线方向相反时，太阳高度角由0°→-90°变化时，卫星进行恢复原飞行状态。
所述步骤4包括：
阴影区判断方法及阴影区掉头飞行方案。
①计算卫星-地球-太阳之间的夹角α。计算α关系如下：
②计算判断角χ。计算χ关系如下：
χ＝acos(r0/(r0 a0)) π/2
r0为地球半径，a0为轨道高度，π通常取3.1415926。
如卫星轨道高度a0为510km，r0地球半径取6378.14km则
χ＝acos(6378.14/(6378.14 510)) π/2
＝1.9580
③判断依据
当判断角χ大于星-地球-太阳之间的夹角α时为光照区，当判断角χ小于星-地球-太阳之间的夹角α时为阴影区。
④阴影区掉头飞行方案
在阴影区时，权利要求2中的步骤②太阳敏感器无法得到太阳矢量，可由要求2中的步骤①获得太阳矢量，在阴影区的短时间内，轨道递推误差影响可忽略。权利要求2中的步骤④仍可适用。
所述步骤5包括：
机动时间选择。为使掉头飞行对整星执行应用任务的影响最小，掉头飞行时间选择在进入任务区域相对较少的南纬区域进行，最大纬度受限于卫星轨道倾角i。
在本申请的描述中，需要理解的是，术语“上”、“下”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”、“内”、“外”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本申请和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本申请的限制。
本领域技术人员知道，除了以纯计算机可读程序代码方式实现本发明提供的系统、装置及其各个模块以外，完全可以通过将方法步骤进行逻辑编程来使得本发明提供的系统、装置及其各个模块以逻辑门、开关、专用集成电路、可编程逻辑控制器以及嵌入式微控制器等的形式来实现相同程序。所以，本发明提供的系统、装置及其各个模块可以被认为是一种硬件部件，而对其内包括的用于实现各种程序的模块也可以视为硬件部件内的结构；也可以将用于实现各种功能的模块视为既可以是实现方法的软件程序又可以是硬件部件内的结构。
以上对本发明的具体实施例进行了描述。需要理解的是，本发明并不局限于上述特定实施方式，本领域技术人员可以在权利要求的范围内做出各种变化或修改，这并不影响本发明的实质内容。在不冲突的情况下，本申请的实施例和实施例中的特征可以任意相互组合。
1.一种基于倾斜轨道卫星光照条件的总体优化设计方法，其特征在于，包括：
计算步骤：由星上轨道参数递推或太阳敏感器测量得到太阳矢量，计算得到太阳高度角，以太阳高度角为参数表征整星能源供应变化和散热面变化；
确定飞行方案步骤：兼顾整星能源和固定散热面设计的卫星掉头飞行方案；
确定卫星飞行极性步骤：根据太阳矢量变化方向确定卫星飞行极性；
确定适用性步骤：阴影区判断方法及阴影区掉头飞行方案的适应性；
依据选择步骤：选择掉头飞行的时间。
2.根据权利要求1所述的一种基于倾斜轨道卫星光照条件的总体优化设计方法，其特征在于，所述计算步骤包括：
星上轨道参数递推太阳矢量：计算儒略世纪数，相对历元j2000单位时间为t，由太阳轨道6根数得到太阳在惯性系下矢量
as＝149598022.589827
es＝0.01670862-0.00004204*t-0.00000124*t2
is＝0.409146133727251-0.000226965524811429*t-2.86040071854626e-009*t2
ws＝4.93818828588621 0.0300115182644598*t 0.00045972*t2
ms＝6.24005996669206 628.301955132127*t-0.00980875039620813*t2
其中，as为太阳轨道高度，es为偏心率，is为倾角，ws为近地点角距，ms为平近点角；
es＝ms (es-es3/8)*sin(ms) 1/2*es2*sin(2*ms) 3/8*es3*sin(3*ms)
其中，es为偏近点角；
其中，
ps和qs表达式如下：
3.根据权利要求1所述的一种基于倾斜轨道卫星光照条件的总体优化设计方法，其特征在于，所述计算步骤包括：
太阳敏感器计算得到太阳矢量：由太阳光斑在aps探测器上的坐标值，得到太阳敏感器相对于入射光线的高低角，即太阳光线矢量在太阳敏感器坐标下的表示，通过坐标转换得到惯性系下太阳矢量
太阳入射方向角θ可根据如下表达式求得：
其中：xi，yi为光斑在探测器上的坐标，x0，y0为探测器中心原点坐标，fi为太阳敏感器光阑到aps图像探测器成像面的距离；
太阳矢量在太敏坐标系下
其中,r为光斑相对于探测器标定原点半径；
需要注意的是，太阳矢量
4.根据权利要求1所述的一种基于倾斜轨道卫星光照条件的总体优化设计方法，其特征在于，所述计算步骤包括：
在光照区星上轨道参数递推太阳矢量和太阳敏感器计算得到太阳矢量均可获得太阳矢量
5.根据权利要求1所述的一种基于倾斜轨道卫星光照条件的总体优化设计方法，其特征在于，所述计算步骤包括：
太阳高度角β角定义为地球到太阳的矢量
其中，
6.根据权利要求1所述的一种基于倾斜轨道卫星光照条件的总体优化设计方法，其特征在于，所述计算步骤包括：
太阳高度角为参数表征整星供应变化和散热面变化：定义卫星本体坐标系obxbybzb，该坐标系与星体固连，为直角坐标系；xb轴、yb轴、zb轴为卫星的三个几何轴；标称姿态时，xb轴为滚动轴，与卫星飞行方向一致，即正飞时 xb轴与飞行方向一致，倒飞时-xb轴与飞行方向一致；zb轴为偏航轴，指向地心，即 zb轴指向地心；yb轴为俯仰轴，按右手法则，即与轨道面垂直且沿负法线方向，星体-y、 y面分别指本体轴-yb， yb所对应的平面；
当太阳高度角接近90°时表示太阳帆板光照条件好，整星能源充足；太阳高度角接近0°时太阳帆板光照条件变差，整星能源将出现不足；太阳高度角接近-90°时太阳帆板无光照，整星能源将不足；太阳高度角由90°至0°变化时，星体-y面为散热面；太阳高度角由0°至-90°变化时，星体 y面为散热面。
7.根据权利要求1所述的一种基于倾斜轨道卫星光照条件的总体优化设计方法，其特征在于，所述确定飞行方案步骤包括：
兼顾整星能源和固定散热面的卫星掉头飞行方案设计：在太阳高度角为0°附近时，卫星通过姿轨控分系统姿态执行机构进行掉头飞行控制，卫星掉头飞行后，星体滚动轴-xb轴沿飞行方向，星体偏航 zb指向地球；卫星掉头飞行后，太阳高度角接近90°时表示太阳帆板光照条件好，整星能源充足；太阳高度角接近0°时随着太阳高度角变化，太阳帆板光照条件变由差逐渐变好；太阳高度角接近-90°时太阳帆板由无光照变为有光照，整星能源充足；卫星掉头飞行前，太阳高度角由90°至0°变化时，星体 y面做为散热面，卫星掉头飞行后，太阳高度角由0°至-90°变化时，星体 y面仍可做为散热面。
8.根据权利要求1所述的一种基于倾斜轨道卫星光照条件的总体优化设计方法，其特征在于，所述确定卫星飞行极性步骤包括：
根据太阳矢量变化方向确定卫星飞行极性：卫星在轨飞行期间掉头飞行的约束条件是太阳高度角，太阳高度角相对于卫星的轨道运动是一个慢变量，太阳高度角在一段时间里变化都是可以进行掉头飞行，增加太阳矢量变化方向判断；太阳矢量在轨道面上方，即太阳矢量与轨道面法线方向一致时，太阳高度角由90°至0°变化时，卫星进行掉头飞行；太阳矢量在轨道面下方，即太阳矢量与轨道面法线方向相反时，太阳高度角由0°至-90°变化时，卫星进行恢复原飞行状态。
9.根据权利要求1所述的一种基于倾斜轨道卫星光照条件的总体优化设计方法，其特征在于，所述确定适用性步骤包括：
阴影区判断方法及阴影区掉头飞行方案：
计算卫星-地球-太阳之间的夹角α，计算α关系如下：
其中，
计算判断角χ，计算χ关系如下：
χ＝acos(r0/(r0 a0)) π/2
r0为地球半径，a0为轨道高度，π通常取3.1415926；
如卫星轨道高度a0为510km，r0地球半径取6378.14km则
χ＝acos(6378.14/(6378.14 510)) π/2
＝1.9580
判断依据：当判断角χ大于星-地球-太阳之间的夹角α时为光照区，当判断角χ小于星-地球-太阳之间的夹角α时为阴影区；
阴影区掉头飞行方案：在阴影区时，太阳敏感器测量无法得到太阳矢量，可由星上轨道参数递推获得太阳矢量，在阴影区的短时间内，轨道递推误差影响可忽略；太阳高度角为参数表征整星供应变化和散热面变化仍可适用。
10.根据权利要求1所述的一种基于倾斜轨道卫星光照条件的总体优化设计方法，其特征在于，所述依据选择步骤包括：
机动时间选择：为使掉头飞行对整星执行应用任务的影响最小，掉头飞行时间选择在进入任务区域相对较少的南纬区域进行，最大纬度受限于卫星轨道倾角i。
技术总结