CN102099250A - 用于控制卫星姿态的方法和姿态受控卫星 - Google Patents

Abstract

本发明涉及控制在天体周围的轨道中的卫星(1，2)的姿态的方法，卫星包括观察仪器(10，20)、太阳能板(11，21a)、散热器(12，22)和星敏感器(13，23)，它们被布置在卫星(1，2)上，使得在与卫星相关联且由三个相互正交轴X、Y、和Z确定的参考系中，观察仪器(10，20)布置使得其观察轴平行于卫星的Z轴，太阳能板(11，21a)平行于Y轴，散热器(12，22)布置在卫星的-X、+Y或-Y侧中的一个上，星敏感器(13，23)指向负X值侧。根据该方法，卫星(1，2)的横摇和俯仰姿态在活动时段(J)期间被控制为使观察仪器(10，20)指向天体的要观察的区域，卫星(1，2)的偏航姿态被控制为使得将太阳保持在正X值侧并保证在活动时段的观察阶段期间检验太阳能板(11，21a)最小辐照约束C1。

Description

用于控制卫星姿态的方法和姿态受控卫星

技术领域

本发明属于围绕天体的轨道中的卫星的领域，并且更具体地涉及此类卫星的姿态控制以满足与太阳有关的功率、散热和排他的约束。

背景技术

在天体周围的轨道中的观察天体的卫星装载有包括指向所述天体的至少一个观察仪器工作有效载荷，对其的供电通常由包括一个或多个太阳能板的太阳能发电机保证，并且其最佳运行是在太阳光线基本与太阳能板的工作表面正交时获得的。

为了进行地球观察，当今考虑这样的卫星：其尤其被布置在对地静止轨道或近对地静止轨道(对于这些轨道，轨道平面仅相对于赤道面在实践中以值小于15°的角略微倾斜)中。

对于布置在此类轨道中的卫星而言，通常同时通过控制所述卫星的姿态和通过经由为所述太阳能板提供一个或多个驱动机构(称为MEGS，即Mécanismes

des Générateurs Solaires(太阳能板驱动机构))来使所述太阳能板绕一个或多个轴转动，来保证太阳能板相对于太阳的所需取向。

图1a和1b示出了代表此类卫星的设备布置的卫星1的示例，其特别地包括观察仪器10和太阳能板11。

由一般称为横摇轴X、俯仰轴Y和偏航轴Z的三个定向正交轴来确定与卫星1相关联的参考系。

Z轴例如对应于观察仪器10的瞄准方向。Y轴例如对应于装配有MEGS 111的太阳能板11的转动轴。

发明内容

本发明所涉及的观察卫星是这样的卫星：其使用整个卫星的指向瞄准地球表面上要观察的不同区域，即通过控制卫星俯仰(绕Y轴的转动)和横摇(绕X轴的转动)姿态来使观察仪器10的Z轴指向这些区域。

另外，本发明更具体地涉及的卫星在活动时段期间执行其地球观察任务，所述活动时段占轨道周期的时间的一相当大比例，通常在所述轨道周期的50％与70％之间；该活动时段被定义为期间卫星姿态操纵阶段与本义上的观察阶段连贯的时段。

通常控制被布置在对地静止轨道中的卫星(特别是通信卫星)的姿态，以保持卫星的Y轴始终与轨道平面正交。这种解决方案是不适当的，因为其仅提供使Z轴指向要观察的不同区域的(俯仰)自由度。

被布置在倾斜轨道中的当前的地球观察卫星本身在轨道周期时间的一有限部分期间观察地球，使得太阳能板受到的日射仅在所述活动时段之外被最优化。

这种解决方案不适合于在轨道周期的50％或更大比例期间观察地球的观察卫星，并且因此应该也在活动时段期间保证太阳能板的辐照，以便向有效载荷提供电功率。

另外，当前姿态控制定律仅考虑了与太阳能板受到的日照相关的约束，而其它设备的良好运行也取决于与太阳有关的约束。这例如是用于排除由卫星设备产生的热量的散热器的情况，该散热器的散热容量取决于其吸收的日光流量，并且这也是特别地用来估计卫星姿态的星敏感器的情况，这些星敏感器不必指向太阳。

因此，目前不存在控制地球观察卫星的姿态以在较长的活动时段期间观察地球表面上的不同区域、并满足在所述活动时段期间与太阳有关的各种约束的有效定律。

本发明通过介绍一种用于控制天体周围的轨道中的卫星的姿态的方法来解决上述问题，该方法用于由包括至少一个观察仪器、太阳能板、散热器和星敏感器的卫星来实施，所述的至少一个观察仪器、太阳能板、散热器和星敏感器均布置在卫星上，使得在与所述卫星相关联的且由三个相互正交的轴X、Y和Z确定的参考系中：

-观察仪器的观察轴平行于Z轴，

-太阳能板平行于Y轴，

-散热器被布置在卫星的-X、+Y、或-Y面中的一个上，

-星敏感器指向与负X值相对应的半空间。

根据该方法，在活动时段期间，以绕X轴横摇和绕Y轴俯仰的方式来控制卫星的姿态，以使观察仪器的观察轴的方向

指向要观察的一个或多个天体区域。控制卫星的绕Z轴的偏航姿态，以保持太阳在与正X值相对应的半空间一侧并保证在活动时段的观察阶段期间检验太阳能板最小辐照约束C1，以在观察阶段期间保证向卫星有效载荷提供电功率。

优选地，还控制卫星的偏航姿态，使得在观察阶段期间检验散热器最大辐照约束C2和/或星敏感器最大辐照约束C3，以分别保证由散热器进行的散热和星敏感器的保护。

在一些特别实施方式中，为了限制观察阶段期间的可能的机械干扰，卫星的偏航姿态和/或太阳能板的取向在至少一个观察阶段期间是基本恒定的。

在该方法的一特定实施方式中，在活动时段期间控制卫星的偏航姿态，使得Y轴的方向按向量积取向：

其中，α是归一化因数且

是太阳相对于所述卫星的方向。

根据所述方法的其它实施方式，在活动时段期间控制卫星的偏航姿态，使得：

-在所述活动时段的预定时刻之间进行的偏航变化的范数(norme)最小化，

-仅允许90°的倍数的转动，

-仅允许180°的倍数的转动。

本发明还涉及包括卫星姿态控制和导向系统的卫星，根据所述方法对所述卫星进行姿态控制。

根据由卫星计算装置确定的、或通过所述卫星的下载装置从基站下载的偏航轨迹来控制卫星偏航姿态。

根据所述方法的姿态受控卫星的特别有利的布置在于：在所述卫星的-X面上布置散热器。

在除可能展开操作期间外的卫星太阳能板是固定的情况下，所述太阳能板被布置为使得：与所述太阳能板的工作表面正交的方向与Z轴的方向形成值在90°和180°之间的角。

在所述卫星包括在除可能展开操作期间外是固定的多个太阳能板的情况下，这些太阳能板被布置为使得：可能由太阳能板面积加权的垂直于太阳能板工作表面的方向的平均方向与Z轴的方向形成值在120°和150°之间的角。

附图说明

参考以非限制性方式表示的图来进行本发明的实施例的以下说明：

-图1a和1b：观察卫星的两个示意性透视图，

-图2a、2b、2c和2d：根据按照本发明的姿态控制方法的四种实施方式的卫星偏航轨迹的示例的示意性表示，

-图3a和3b：根据本发明的观察卫星的第一实施例的两个示意性透视图，

-图4a和4b：根据本发明的观察卫星的第二实施例的两个示意性透视图。

具体实施方式

本发明涉及卫星姿态控制的方法，其可适用于在天体周围的轨道中的任何卫星，特别是观察卫星。

出于描述本发明实施方式的需要，在本说明书后文中考虑应用于地球观察卫星的、特别是布置在对地静止轨道或近对地静止轨道中的卫星的情况。

如图1a和1b所示，此类卫星1以已知的方式至少包括：

-观察仪器10，

-太阳能板11，

-散热器12，

-尤其用来估测卫星1的姿态并通常指向一天空区域的星敏感器13。

在太阳射线具有与太阳能板11的工作表面正交的入射时，与太阳能板11的工作表面正交的方向等于太阳相对于卫星1的方向

同样地，在太阳射线具有与散热表面正交的入射时，与散热器12的散热表面正交的方向等于方向

一般被称为横摇轴X、俯仰轴Y和偏航轴Z的三个定向正交轴确定与卫星1相关联的参考系，这三个轴的方向分别被表示为和

可以通过各种典型表示：四元数、跃迁矩阵或欧拉角相对于惯性参考系或相对于局部轨道参考系来定义卫星姿态。

出于惯例，在本说明后文中将在姿态被欧拉角定义为是绕与卫星相关联的参考系的相应X、Y和Z轴的转动角时使用横摇角、俯仰角和偏航角。此惯例是出于简化说明的目的使用的，应理解的是本发明仍可适用卫星1的姿态的任何其它数学上等效的表示。

方向

和定义卫星1的+X、-X、+Y、-Y、+Z、和-Z面。

例如被布置在卫星1的+Z面上的观察仪器10具有作为观察轴的Z轴，且Y轴与太阳能板11平行。

用于承载散热器12的可能面是+Y、-Y和-X面。在图1b所示的示例中，散热器12位于卫星1的-Y面上，卫星1的-Y面也就是在与所述卫星相关联的参考系中的负Y值一侧的卫星1的面。

星敏感器13指向对应于负X值的半空间。

分别通过绕X、Y和Z轴的横摇、俯仰和偏航式转动来控制卫星1的姿态。

卫星1在称为活动时段的时段期间观察地球；每个活动时段通常由轨道周期的一个时隙组成，在所述时隙的期间，卫星1飞越占例如轨道周期的50％至70％的白昼区域。

在一个活动时段期间，所述方法根据描述观察仪器10的Z轴在预定时刻应指向的地球表面上不同区域的观察任务计划，来控制卫星1的俯仰和横摇姿态。

在观察阶段期间观察地球表面上的每个区域，并且在两个观察阶段之间，在操纵阶段期间改变Z轴的方向

由于卫星1的观察任务计划规定在观察阶段期间的卫星的俯仰和横摇姿态，因而关于姿态的唯一剩余自由度是绕Z轴的偏航角的值。

根据本发明的方法，控制卫星的偏航姿态，使得在观察阶段期间，太阳方向

与X轴方向

之间的标积是正的或为零，这意味着在观察阶段期间将太阳保持在对应于与卫星相关联的参考系中的正X值的半空间中。

还控制卫星1的偏航姿态，使得至少在观察阶段期间检验太阳能板11的最小辐照约束C1。

约束C1旨在保证太阳能板的辐照大于最小辐照，以便在观察阶段期间保证向有效载荷提供电功率。

例如，当方向

和之间的角的余弦的绝对值小于正或零值V1时，检验约束C1。值V1优选地在0(对于所述太阳能板辐照的最佳值，对于该最佳值而言，方向和

是正交的)与cos(70°)之间。

在所述方法的一优选实施例中，控制卫星1的偏航姿态，使得至少在观察阶段期间还满足以下约束之中的至少一个约束：

-散热器12的最大辐照约束C2；

-星敏感器13的最大辐照约束C3。

约束C2旨在保证散热器12的辐照小于最大辐照，以保证在观察阶段期间由散热器12实现的充分散热。

例如，当与所述散热器的散热表面正交的方向与方向

之间的角的余弦值在小于值V2时，检验约束C2。值V2优选地在0(在其以下散热为最佳的值)与cos(70°)之间。

约束C3旨在保证星敏感器13受到的辐照小于最大辐照，以保证太阳在观察阶段期间不在星敏感器13的保护锥体内。

例如，当星敏感器13的瞄准方向与太阳方向

之间的角的余弦值小于值V3时，检验约束C3。值V3优选地在cos(60°)与cos(40°)之间。

对于约束C1、C2和C3而言可以有其它表达方式。例如，可以有直接基于不同角的值(而不是其余弦)的表达方式、或考虑不同角的表达方式，只要达到所述约束针对的目标(即，太阳能板11的最小辐照、散热器12和星敏感器13的最大辐照)。

在所述方法的一特别实施方式中，卫星1的偏航姿态在观察阶段中基本是恒定的，以便在观察阶段期间一方面避免机械干扰(可能由偏航操纵引起的)和另一方面避免观察仪器10的转动。

“基本恒定的偏航姿态”意指寻求具有偏航角的恒定值，但是在实践中，卫星1的偏航角的值可能在该恒定值周围波动，特别是由于外部干扰。

在此实施方式中，偏航姿态在操纵阶段期间改变，使得在下一个观察阶段期间检验所考虑的约束。

在另一特定实施例中，至少在观察阶段期间以与卫星1相关联的参考系内的基本恒定的取向保持太阳能板11，从而避免与太阳能板11的转动相关的可能的机械干扰。另外不排除可具有在多个相继观察阶段内(和在插在观察阶段之间的操纵阶段期间)基本恒定的太阳面板11的取向。

“基本恒定的取向”意指寻求具有太阳能板11的恒定取向，但是在实践中，所述太阳能板的取向可能在所述恒定取向周围波动，特别是由于外部干扰。

在太阳能板11装配有MEGS 111的情况下，太阳能板11的取向例如在操纵阶段期间被改变，使得在下一个观察阶段期间检验约束C1。

在太阳能板11未装配有MEGS的情况下，按设计将太阳能板的基本恒定的取向选择成使得：在与所述太阳能板11的工作表面垂直的方向和Z轴方向

之间具有在定向平面(Z，X)中的值介于90°与180°之间的角度(方向

对应于90°的值且方向-

对应于180°的值)。

在太阳能板11未装配有MEGS的情况下，检验太阳能板11的最小辐照约束C1，例如，当与所述太阳能板的工作表面垂直的方向与方向

之间的角的余弦值大于值V4时。值V4优选地在cos(20°)与1(最佳值)之间。

在卫星1包括多个太阳能板、和/或多个散热器、和/或多个星敏感器的更一般情况下，通过至少一个太阳能板、和/或至少一个散热器、和/或至少一个星敏感器检验约束C1、C2和C3。

为了控制卫星1的偏航姿态，确定偏航轨迹ψ(t)，并考虑特别是约束C1、C2和C3中的相关约束，其被转换成关于偏航角的值的约束。通过考虑由观察任务计划规定的卫星1的俯仰和横摇姿态来实现所述转换。

上极限轨迹ψ_M(t)和下极限轨迹ψ_m(t)由该转换来确定。极限轨迹ψ_M(t)和ψ_m(t)使得在观察阶段中如ψ_m(t)≤ψ(t)≤ψ_M(t)的偏航轨迹ψ(t)检验考虑中的约束。

上极限轨迹ψ_M(t)和下极限轨迹ψ_m(t)的示例分别在图2a、2b、2c和2d中的以参考标号ψ_M和ψ_m被表示，其根据以小时为单位表达的时间t来表示以度为单位表达的偏航角ψ(t)的值。

然后至少针对活动时段，在上极限轨迹ψ_M(t)和下极限轨迹ψ_m(t)之间确定用于控制卫星1的偏航姿态而需实现的偏航轨迹ψ(t)，必要时将在观察阶段期间基本恒定的卫星1的偏航姿态的约束考虑在内。

在所述方法的特定实施例中，在活动时段期间控制卫星1的偏航姿态，从而使太阳能板11的辐照最大化。

通过根据观察任务计划确定Y轴取向来确定相应的偏航轨迹ψ(t)，以根据以下向量等式对于Z轴方向

来确定Y轴方向

在该表达式中，^表示向量积而如果

是单位向量则α是等于

的归一化因数。

在图2a中以附图标记-示出这样确定的偏航轨迹的一示例。

根据前一向量等式，太阳始终在平面(Z，X)中且方向

和

是正交的，这对于太阳能板11的辐照而言是最佳的。另外，太阳始终在对应于正X值的半空间中，这对于星敏感器13而言是最佳的，星敏感器指向对应于负X值的半空间，并且太阳光线有利地与垂直于散热器12工作表面的方向正交。

在所述方法的另一实施方式中，在活动时段期间控制卫星1的偏航姿态，从而使活动时段的时刻t(m)之间的偏航的所需变化最小化，其中1≤m≤M。

由(ψ(m+1)-ψ(m))/(t(m+1)-t(m))来定义两个时刻t(m+1)与t(m)之间的偏航变化，对于这两个时刻而言偏航角分别是ψ(m+1)和ψ(m)。

至少M-1偏航变化有待确定，并且通过使偏航变化的范数最小化来确定偏航轨迹ψ(t)，在维度M-1的空间中考虑所述范数，其受到上极限轨迹ψ_M(t)和下极限轨迹ψ_m(t)的约束，即要求ψ_m(m)≤ψ(m)≤ψ_M(m)(1≤m ≤M)。

例如通过使偏航变化的范数1最小化、即通过使以下表达式最小化来确定偏航轨迹ψ(t)：

$\underset{m=1}{\overset{M-1}{\mathrm{\Σ}}}\frac{|\mathrm{\ψ}(m+1)-\mathrm{\ψ}\left(m\right)|}{t(m+1)-t\left(m\right)}$

以附图标记ψ₂在图2b中示出了此类轨迹的一示例。

在所述方法的另一特定实施例中，在活动时段期间控制卫星1的偏航姿态，使得仅允许90°的倍数的倾斜，即偏航角只能取4个不同的值。

因此，在卫星1在活动时段期间规律地观察地球表面的一个或多个区域的情况下，特别是在观察仪器10包括方形传感器作为主传感器的情况下，和对于对地静止轨道中的观察任务而言，这样获得的偏航轨迹ψ(t)是特别有利的。

在这种情况下，在或为零或对应于90°倍数倾斜的偏航转动之后对于同一区域所获得的图像重叠，这特别地得到以下优点：

-图像的有效区，即存在于所有图像中的被观察区域的部分，其被相对于偏航转动最大化，而没有趋向于将图像有效区减小至位于所述图像中心处的圆盘的约束；

-再构造图像的处理被减小至仅90°的转动。

以附图标记ψ₃在图2c中示出了此类偏航轨迹的一示例。

在前一实施方式的变型中，在活动时段期间控制卫星1的偏航姿态，使得仅允许180度的横摇，即偏航角度只能取2个不同的值。此变型具有与上文相同的优点，其中，观察仪器10包括通过扫描获取图像的线探测器作为主传感器。

根据附图标记ψ₄，在图2d中示出了此类偏航轨迹的一示例。

在活动时段之外，例如通过考虑恒定的Z轴方向、例如地心瞄准或对应于在后续观察阶段中被观察的第一区域的方向，并通过根据前述方式中的一个实现偏航轨迹，来控制卫星1的姿态。

在图2a、2b、2c和2d中，用附图标记N表示在活动时段之外的时隙(近似在当地时间晚上19点与早上5点之间，换言之，在当卫星飞越夜间区域时)，而用附图标记J来表示活动时段。

本发明还涉及根据所述方法姿态受控制的卫星，例如，诸如图1a和1b所示的装配有MEGS 111的卫星1。

卫星1包括根据任务计划和偏航轨迹ψ(t)来控制卫星姿态的姿态控制和导向系统。

通过卫星1的计算装置(微控制器，装配有微处理器的计算机等)来确定偏航轨迹ψ(t)，或者通过可以是地面基站或另一卫星的基站来确定所述偏航轨迹ψ(t)，并将其从所述基站传送到卫星1，在这种情况下，卫星1包括用于下载至少所述偏航轨迹的适当装置，例如无线电的或光学的通信设备。

下面描述由被根据本发明的方法控制姿态的卫星的太阳能板或散热器的特别有利构造。

图3a和3b所示的卫星2至少包括：

-观察仪器20，

-太阳能板21a，

-散热器22，

-星敏感器23。

和卫星1一样，由三个定向正交轴X、Y和Z来确定与卫星2相关联的参考系，三个定向正交轴X、Y和Z的方向分别是

和

确定卫星2的+X、-X、+Y、-Y、+Z和-Z面。

Z轴平行于(例如被布置在卫星2的+Z面上的)观察仪器20的观察轴，并且Y轴平行于太阳能板21a。

和卫星1一样，卫星2具有基于任务计划和偏航轨迹ψ(t)的卫星姿态控制和导向系统，并且通过卫星2的计算装置来确定所述偏航轨迹，或者经由下载装置从基站下载该偏航轨迹。

优选地，如图3b所示，散热器22被布置在卫星2的-X面上。

基本平的且刚性的太阳能板21a被固定在卫星2的-X和-Z面之间的交界处。太阳能板21a未装配有MEGS并在参考系(X，Y，Z)中具有固定的取向。必要时，卫星2具有在所述卫星被置于轨道中时展开所述太阳能板的装置，但是在展开操作之后所述太阳能板的取向是固定的。

太阳能板21a被布置为使得：与所述太阳能板的工作表面正交的方向与Z轴的方向之间的角的值在90°与180°之间，例如135°。

考虑占对应于卫星飞越白昼区域的轨道周期的不足70％的活动时段，在活动期间，太阳相对所述卫星的Z轴完全在卫星2后面，使得-Z面几乎始终被暴露于日照下。

另外，以偏航方式来控制卫星2，使得太阳在对应正X值的半空间中，+X面几乎始终被暴露于阳光下。

因此，在活动时段期间太阳在平面(Z，X)中的平均方向在方向-

和

之间，并与Z轴方向

形成在90°与180°之间的、其值接近于135度的角。因此，太阳在平面(Z，X)中的平均方向接近于与根据本发明的卫星2的太阳能板21a的工作表面正交的方向，因此保证活动时段期间的固定太阳能板21a受到几乎恒定的辐照，而不需要MEGS。

为了补偿太阳光线在太阳能板21a上的瞬时的垂直入射损耗，太阳能板21a的工作表面的面积例如基本大于装配有MEGS的卫星1的太阳能板11的工作表面的面积。

更一般地，根据本发明的卫星包括多个太阳能板，这多个太阳能板被设置在卫星上，使得可能由这些工作表面的面积加权的垂直于这些太阳能板工作表面的方向的平均方向与Z轴方向形成值在120°与150°之间的角。

例如，图4a和4b示出卫星2的一类似实施方式，其包括未装配有MEGS的两个太阳能板21a和21b。

太阳能板21a被布置在卫星2的-Z面上，并且太阳能板21b被布置在所述卫星的+X面上。两个太阳能板21a和21b具有基本相同的面积，并且其法线方向的平均方向与Z轴方向形成基本上值等于135°的角。

图4a和4b所示的实施例另外是特别有利的，因为不必展开太阳能板，并且不需要展开装置。

对于在表示轨道周期的相当大部分时间的一活动时段期间进行观察的卫星，根据本发明的姿态控制方法允许将地球观察和与太阳有关的约束的验证相组合，并且还允许卫星具有特别简单的布置。

Claims (15)

1.一种用于控制天体周围的轨道中的卫星(1，2)的姿态的方法，所述卫星至少包括：

-观察仪器(10，20)，

-太阳能板(11，21a)，

-散热器(12，22)，

-星敏感器(13，23)，

以上装置被布置在所述卫星(1，2)上，使得在与所述卫星相关联的并由相互间正交的三个轴X、Y、Z确定的参考系中：

-所述观察仪器(10，20)的观察轴平行于Z轴，

-所述太阳能板(11，21a)平行于Y轴，

-所述散热器(12，22)被布置在所述卫星的-X、+Y或-Y面中的一个上，

-所述星敏感器(13，23)指向对应于负X值的半空间，

在所述方法中，在活动时段(J)期间绕X轴横摇控制和绕Y轴俯仰控制所述卫星(1，2)的姿态，以使所述观察仪器(10，20)的观察轴的方向

指向天体的要观察的区域，

所述方法的特征在于，所述卫星(1，2)的绕Z轴的偏航姿态被控制，用以保持太阳在与正X值相对应的半空间侧并保证在活动时段(J)的观察阶段期间检验所述太阳能板(11，21a)的最小辐照约束C1。

2.根据权利要求1所述的方法，其中，所述卫星(1，2)的偏航姿态被控制成使得在所述观察阶段期间检验所述散热器(12，22)的最大辐照约束C2。

3.根据权利要求1或2所述的方法，其中，所述卫星(1，2)的偏航姿态被控制成使得在所述观察阶段期间检验所述星敏感器(13，23)的最大辐照约束C3。

4.根据前述权利要求中任一项所述的方法，其中，所述卫星(1，2)的偏航姿态在至少一个观察阶段期间基本是恒定的。

5.根据前述权利要求中任一项所述的方法，其中，所述太阳能板(11，21a)的取向在至少一个观察阶段期间在与所述卫星(1，2)相关联的参考系中基本是恒定的。

6.根据前述权利要求中任一项所述的方法，其中，所述卫星(1，2)的偏航姿态在活动时段(J)期间被控制成使得对于要观察的每个区域，Y轴的方向

根据以下向量积取向：

其中，α是归一化因数且

是太阳相对于所述卫星的方向。

7.根据权利要求1至5中任一项所述的方法，其中，所述卫星(1，2)的偏航姿态在活动时段(J)期间被控制为使得在所述活动时段的预定时刻之间执行的偏航变化的范数被最小化。

8.根据权利要求1至5中任一项所述的方法，其中，在活动时段(J)期间将所述卫星(1，2)的偏航姿态控制成仅允许90°的倍数的转动。

9.根据权利要求1至5中任一项所述的方法，其中，在活动时段(J)期间将所述卫星(1，2)的偏航姿态控制成仅允许180°的倍数的转动。

10.一种用于布置在天体周围的轨道中的卫星(1，2)，所述卫星至少包括：

-观察仪器(10，20)，

-太阳能板(11，21a)，

-散热器(12，22)，

-星敏感器(13，23)，

以上装置被布置在所述卫星(1，2)上，使得在与所述卫星相关联的并由相互间正交的三个轴X、Y、Z确定的参考系中：

-所述观察仪器(10，20)的观察轴平行于Z轴，

-所述太阳能板(11，21a)平行于Y轴，

-所述散热器(12，22)被布置在所述卫星的-X、+Y、或-Y面中的一个上，

-所述星敏感器(13，23)指向对应于负X值的半空间，

所述卫星包括根据权利要求1至9中所述的方法来控制所述卫星的姿态的卫星姿态控制和导向系统。

11.根据权利要求10所述的卫星(1，2)，包括计算用来控制所述卫星的偏航姿态的偏航轨迹的装置。

12.根据权利要求10所述的卫星(1，2)，包括从一基站下载用来控制所述卫星的偏航姿态的偏航轨迹的装置。

13.根据权利要求10至12中任一项所述的卫星(2)，其中，所述散热器(22)被布置在所述卫星的-X面上。

14.根据权利要求10至13中任一项所述的卫星(2)，其中，所述太阳能板(21a)可能在展开操作以外是固定的，并且所述太阳能板被布置为使得：与所述太阳能板的工作表面正交的方向与Z轴的方向形成值在90°与180°之间的角。

15.根据权利要求14所述的卫星(2)，包括多个太阳能板(21a，21b)，这多个太阳能板可能在展开操作以外是固定的，这多个太阳能板被布置为使得：由太阳能板面积加权或不加权的正交于这些太阳能板工作表面的方向的平均方向与Z轴的方向形成值在120°与150°之间的角。

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