2.3.1　太阳帆姿态轨道耦合动力学模型建立

2.3.1　太阳帆姿态轨道耦合动力学模型建立

定义太阳帆航天器的姿态，首先需要定义太阳帆航天器的轨道坐标系和本体坐标系，其姿态就是本体坐标系相对于轨道坐标系的偏差。太阳帆航天器轨道坐标系的定义为：原点O位于航天器的质心，OZ轴由航天器质心指向太阳质心；OX轴在轨道平面内，与OZ轴垂直，并指向航天器的飞行方向；OY轴与OX轴、OZ轴组成右手螺旋定则。轨道坐标系的示意图如图2-25所示。

图2-25　太阳帆航天器坐标示意图

太阳帆航天器体坐标系OXYZ的定义为：滚转轴（roll）OX沿帆面法线方向由帆的背光面指向帆的反射面，俯仰轴（pitch）OY、偏航轴（yaw）OZ分别沿伸展臂轴向，并满足右手螺旋定则。在实际的太阳帆航天器姿态控制过程中，期望调整量为太阳帆的两个角——α锥角和δ转角，其定义如图2-26所示。此时需要建立第二轨道坐标系，其中指向矢径r方向，在轨道平面内与垂直并指向运动方向，、和构成右手坐标系。用两个角度：锥角（cone angle）α（-90°≤α≤90°）和转角（clock angle）δ（-180°≤δ≤180°）来描述太阳帆指向n的空间方向。

图2-26　太阳帆的指向参数锥角α和转角δ

利用姿态转化矩阵，可以将锥角α和转角δ转化到航天器的三个姿态角φ，θ，ψ。利用欧拉方程式建立的刚体太阳帆姿态轨道耦合动力学方程为

当太阳帆航天器以太阳为中心引力体飞行时，可以不考虑重力梯度力矩的干扰，由质心形心差引起的太阳光压干扰力矩是主要干扰项。当需要计算长时间轨道变化，则需要同时积分轨道动力学方程和姿态动力学方程。