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1.卫星稳定法
卫星的在轨稳定可由下述主动或被动方法获得.
1.1 重力梯度
重力梯度是一种被动稳定方法,有时用于LEO小卫星.作用在卫星上最靠近和最远离地球的部件上的引力差形成一个力矩,该力矩维持卫星姿态与当地铅垂线一致.为得到足够的力矩,需在卫星上安装长杆.由于地球同步轨道上的引力差为零,故该法不适用于地球同步卫星.
1.2 磁稳定
磁稳定是另一种被动稳定方法,即利用带磁极的长杆与地磁场两极的相互作用来产生稳定力矩.
1.3 自旋稳定
自旋转稳定法是一种过去应用在大多数卫星上的主动稳定方法,至今仍用在小卫星上.当转速大于一定的最小转速时,两飞轮和旋转的顶部将保持稳定.同样卫星的稳定可通过星体上的旋转体储存的角动量来维持.对于自旋稳定,旋转轴上的转动惯量要大于其他正交轴.小卫星整体旋转,使用复杂天线的大卫星则分为两个部分,旋转柱体和不旋转的天线.太阳能电池安装在旋转体上,典型转速为30～60r/min.为维持稳定,大质量的卫星需要更高的转速.自旋稳定卫星也称为双体旋转卫星或陀螺仪卫星.
1.4 三轴稳定
三轴稳定或主体稳定是另一种主动稳定方法,广泛应用于现代卫星.在该方法中,卫星有几个安装在星体内的动量轮.由伺服控制增减动量轮的转动惯量来自动维持朝向.必要时,推进器周期性开启来维持朝向.卫星通常是安装了南北朝向太阳电池帆板（翼）的盒状体.三轴稳定通常可使卫星的净质量比较小,且太阳电池阵功率大于几百瓦.因此,该法大量用于现代大功率的大卫星.
一旦受到扰动,整个航天器会以接近于非稳定状态的特征模式振荡很长时间.这些模式的确定及由姿态和/或轨道控制系统引入适当阻尼对航天器重回稳定点很重要.燃料的晃动会加剧振荡,但通常由缓冲器加以控制.在空间参考系,有5个能保持稳定物体平衡的点.所有这些点均位于物体主要质量旋转的平面上.这些被称为拉格朗日（Lagrangian)或天平动(Libration)点,在地月型航天器中有潜在应用.
2.发射和转移轨道
通信卫星发射到地球同步轨道上需要两个主要的步骤.首先运载火箭将卫星送入低地球圆形轨道,称为停泊轨道.然后通过霍曼转移用最少的燃料将卫星送入最终轨道.首次加速将低地球圆形轨道改变为近地点为圆形轨道高度的大椭圆转移轨道；第二次加速在转移轨道的远地点上,将卫星送入最终的圆形轨道.在近地点和远地点当发动机点火时,猛烈的推力会使卫星翻滚并引起错误的入轨,因此需要一些稳定措施.
对于完全展开的在轨运行三轴稳定卫星,当太阳电池板仍收拢在卫星星体时,可在转移轨道使用自旋稳定法.应用反作用轮力矩可使卫星消除自旋,使之在转移轨道的末端处于无自旋的状态.消自旋过程大约持续10min.太阳电池阵完全展开前,仅在太阳电池板前面有热辐射,而展开后的电池板前后两面均有辐射热.此外,除了轨道机动期间,展开的太阳电池板的法线需指向太阳以产生最大的电能输出.为防止电池板向阳面的温度超过限制温度,卫星以0.1～1 r/min的低速旋转.以如此低的速度自旋不是出于稳定的需要,仅是出于散热的考虑.自旋速度由陀螺仪控制.太阳电池板也可在转移轨道展开,但这样会增加机构和结构的复杂性,产生附加质量,降低可靠性,并提高了转移轨道上机动的难度.
3.运行轨道
当卫星环绕地球转动的轨道平面与赤道平面的夹角为θ时,赤道平面相对太阳的朝向随季节改变.地球自转轴的北极在夏至日向太阳倾斜23.45°,在冬至日远离太阳倾斜23.45°.在春分、秋分日,自转轴的倾斜度为零,因此昼夜平分.
4.地球的地影
由于黄赤平面间的夹角为23.45°,太阳电池阵上日光的入射角在66.55°～90°之间变化.相应的瞬时入射光通量从二至日的91.75％到二分日的100％.但是,二分日也是一年中地球挡住射向卫星日光时间最长的两天.
在地球的地影中,卫星上太阳电池阵停止产生电能,温度也急剧下降.因此,预测地影持续时间的长短对航天器电源系统的设计很重要.对地球同步轨道卫星而言,最长的地影发生在春分和秋分日,此时太阳在赤道平面上.整个太阳被遮住的区间称为本影（由点状弧表示）.太阳被完全或部分挡住的弧段称为半影.考虑在地影期间地球轨道运动,半影与平太阳时成比例.本影期随季节变化,最长的为69.4min,发生在3月21日和9月21日左右.从几何角度考虑,地球同步轨道,半影时间为73.7min（1.228h）,本影时长比半影时长少4.3min.在这4.3min的时间内,太阳电池阵的输出电压和电流也不能满足电源系统运行的需要,因此在电源系统设计中半影时段也当作地影处理.
太阳同步轨道:【HD】太阳轨道上的超级巨型 UFO的最新情况 15-04-2010更新
经过二分日后,随着太阳在赤道平面上或平面下运动,地影变得越来越短,当太阳倾角足够高的时候将变为零.
卫星设计师很关心特定日子的地影时间,因为它决定了星体上所需要的维护和电池组.
在靠近赤道平面的圆形低地球轨道,地影在每个轨道周期发生一次,时长近似相等.地影时长由轨道高度、倾角和阳光在轨道平面上的入射角决定.它随LEO的两参数中的一个而变化.
阳光在轨道平面上的入射角,即日地连线与轨道平面法线的夹角β,随季节在±（i+γ）间变化,i是以赤道面为参考平面的轨道倾角,γ为黄赤夹角（23.45°）.随着β的增大,地影时间缩短,电源系统负载能力提高.当β大到一定值时,地影不再发生.极地或靠近极地的近地轨道从不发生地影.最长的地影时间发生在β等于0时.
以半径R等于6343mi(1mi等于1.609 3km)、20°倾角轨道上的卫星为例,可推出Te等于0.63h或38min的地影时间.
最小日照时间的比值反映了电源系统工程师所面临的挑战,比值越大,地影期间电池的负载要求越大,同时也要求更大的太阳电池阵在更短的日照时间里获取所需的能量.在给有效负载充分供电的同时要将更大比例的电能用于电池组充电,这是LEO卫星的苛刻要求.
5.月亮的月影
除了地球会在卫星上引起地影时间外,月亮也同样会遮挡住太阳而引起月影.后者的发生不规则,每年0～4次不等,平均每年2次.一般而言,两次之间的时间间隔较大,但最坏的情况下,两次会发生在24h之内.月影时间也从几min到超过2h不等,平均为40min.如果因月亮引起的月影紧随因地球引起的地影,卫星会经历深度放电和降温.然而,在多数任务中,月影不会对设计提出附加的要求,但也需要进行充分研究和考虑.另外,在月影期间可临时关闭非关键负载,也能避免卫星的深度放电.
6.光通量
太空中,物体接收到的太阳能量的大小随其距太阳的距离的平方而变化.地球公转轨道是离心率为0.01672的近似圆轨道.因此,距离的变化量在日地平均距离（一个天文单位(AU),1.496×10８km）的±0.01672倍之间.光通量在年平均量的（1±0.01672）2即（1±0.034）倍之间.因这些微小的变化,地球在1月2日左右（近日点）离太阳最近,7月2日左右（远日点）离太阳最远.多年平均来看,地球轨道上法线指向太阳的平面接收到的太阳辐射为1358±5（W/m2）.Frohlich的测量最高平均值为1377±5（W/m2）,这个值现在被广泛接受.但是保守值1358-5等于1353（W/m2）仍在广泛使用.
卫星使用的是单轴跟踪太阳电池阵,故太阳角的余弦因子会使其产生的电能减少.最后一列给出了偏心率带来的光通量变化和余弦因子对太阳电池阵输出功率的综合影响.夏至日的输出功率比春分日的少11%.
7.β角
β角定义为当航天器靠近太阳时（轨道最高点）,日地连线与轨道平面的夹角.它在0°到（i+i０）°之间季节性地变化.此处,i为轨道倾角,i０为黄赤夹角,即23.45°.
当β等于90°时,星体上有最大的光通量；β等于0时,光通量为零.大多数卫星上都装有太阳电池阵驱动装置,它会驱使太阳电池阵始终对准太阳,因此β角对发电能力的影响很小.但β角对热量控制系统的影响不可忽略：β太小时,需要额外的加热器；β太大时,则需要额外的冷却器.β角影响太阳电池阵的温度,从而间接影响产生的电能.β角对电源系统设计最大的影响来自地影时间.当β角增大时,地影时间缩短,所需的电池组也更小,日照期所需的充电量也少.
注意区别β角和太阳角θ.θ常被用来定义太阳光对太阳电池阵的入射角.在β≠90°时,可通过倾斜阵列来使太阳光直射.太阳角定义为太阳电池板平面与光矢量的夹角.电能的产生与cosθ成比例,因此,当θ等于90°时,所产生的电能最大,当θ等于0°时,无电能产生.
电源系统工程师应从用户提供的对电源系统设计影响最大的轨道参数（主要包括轨道周期、地影时间和β角）入手设计.
8 航天器的质量
人类建造的成百上千个小型自旋稳定和大型三轴稳定卫星被布放在各种轨道上.GEO卫星上的电能需求随卫星净质量的增加而稳步上升.新型太阳能电池技术的设计和改进使得现代大型通信卫星每千克质量获得的功率输出越来越大.以地影期间负载为5～10kW的大型三轴稳定GEO卫星为例,电源系统（EPS）质量约占航天器总质量的30%,有效载荷占30%,其他结构和系统占40%.
2002年*的16颗商业卫星的平均质量为每颗3600kg,这些只称得上是中等质量卫星.大卫星,如阿联酋的Thuraya卫星的发射质量为5200kg.
（摘自中国宇航出版社《航天器电源系统》［美］穆肯德·R·帕特尔著）
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太阳同步轨道引用文献:
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