3.4.1 太阳帆GNC分系统概述
本节的目的是建立太阳帆GNC系统，测量太阳帆航天器当前的轨道和姿态信息，根据地面站和预定程序，给出轨道和姿态的控制信号，最后通过调整太阳帆航天器的姿态来完成轨道的调整。系统功能与组成如表3-9所示。
表3-9 太阳帆GNC分系统功能与组成
主要技术指标如下：
姿态测量精度： ＜0.001°
控制计算时间精度： ＜0.1 ms
执行机构控制精度： ＜10 cm
1.姿态控制分系统工作模式分析
在太阳帆航天器探测主带小行星整个任务周期内，可以将姿态定义为各种模式，具体为：展开模式、正常飞行模式、飞越模式、绕飞模式、安全模式等。
（1）展开模式。
太阳帆航天器由火箭上面级提供C3能量，脱离地球影响球；然后由上面级建立航天器的展开姿态，进行太阳帆的展开。在展开过程中，要求航天器具有较好的姿态稳定度，以便于太阳帆平稳展开。
姿态要求（三轴）为：展开过程中，为了使太阳帆稳定展开，要求姿态稳定度≤0.1°／s；展开结束后，进行速率阻尼，使姿态指向精度≤0.1°，姿态稳定度≤0.005°／s。
（2）正常飞行模式。
在飞向主带小行星过程中为正常飞行模式，要求太阳帆法向负向指向太阳，遥测、遥控天线指向地球。在此飞行模式下，对太阳帆的指向精度要求较高。
姿态要求（三轴）为：姿态指向精度≤0.05°，姿态稳定度≤0.005°／s。
（3）飞越模式。
飞越模式是指太阳帆航天器顺途对小行星进行观测的过程，航天器可以对飞跃小行星进行必要的探测。在此模式中，太阳帆法向负向指向太阳，数传天线指向地球。在飞越小行星过程中，采用就位观测，姿态稳定度要求较高。
姿态要求（三轴）为：姿态指向精度≤0.05°，姿态稳定度≤0.005°／s。
（4）绕飞模式。
绕飞模式是指太阳帆航天器对主目标小行星进行绕飞，并对其进行拍照，绘制其高分辨率图像，并对其物理和化学成分进行探测。在此模式中，由于要对小行星进行高分辨率成像，所以对航天器的姿态要求很高。
姿态要求（三轴）为：姿态指向精度≤0.01°，姿态稳定度≤0.001°／s。
（5）安全模式。
当卫星出现重大故障时，系统进入安全模式，保证卫星的存活。
2.太阳帆航天器姿态基准定义
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3-24所示。
图3-24 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3-25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。我们用两个角度：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3-25 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。
3.姿态控制分系统的组成
太阳帆航天器姿态控制分系统可分为：敏感器单元、校正网络（姿态控制器）、控制指令执行单元、太阳帆航天器本体单元，其原理方框图如图3-26所示。
图3-26 太阳帆航天器姿态控制系统方框图
敏感器单元负责对太阳帆航天器的姿态和姿态角速率进行测量，得到航天器当前的姿态信息。
校正网络（姿态控制器）根据输入指令和测量信息计算出太阳帆航天器的姿态调整量，并经过放大输入姿态调整机构。
姿态调整机构负责将控制指令转化为太阳帆控制力矩，控制太阳帆航天器的滚动、俯仰和偏航三轴。
太阳帆航天器环节为太阳帆航天器的姿态轨道耦合动力学模型和帆的挠性模态振动方程，这两种方程共同构成太阳帆航天器的本体环节。
从姿态控制系统框图中可以看出，太阳帆航天器姿态控制系统根据指令要求φr、θr、ψr，并根据航天器当前测量的姿态信息计算姿态控制指令m、Θ，指令执行机构对控制指令进行执行，从而产生三轴的控制力矩Tcx、Tcy、Tcz，太阳帆航天器在控制力矩的作用下进行姿态φ、θ、ψ调整。从方块图来看，太阳帆航天器姿态控制系统的输入为期望姿态，输出为调整后航天器的姿态。