CN104090612A - 一种基于偏航导引的倾斜轨道航天器获取能源的方法 - Google Patents

Abstract

本发明涉及一种基于偏航导引的倾斜轨道航天器获取能源的方法，步骤为：根据儒略世纪数计算J2000惯性坐标系下的太阳单位矢量根据太阳单位矢量卫星位置和卫星运行速度计算太阳高度角β；根据卫星位置和卫星运行速度计算J2000惯性坐标系到轨道坐标系的转移矩阵A_oi；根据太阳单位矢量和J2000惯性坐标系到轨道坐标系的转移矩阵A_oi，计算轨道坐标系下的太阳高低角θ_s；根据太阳高度角β和太阳高低角θ_s，计算偏航导引角ψ和帆板驱动角R；通过偏航姿态控制和帆板一维驱动，使太阳矢量垂直太阳帆板平面，保证航天器获取能源。本发明能在太阳高度角变化范围大，光照条件复杂的情况下，实现航天器的太阳帆板法线指向太阳，从而保证航天器在倾斜轨道的情况下能够获得太阳能源。

Description

一种基于偏航导引的倾斜轨道航天器获取能源的方法

技术领域

本发明涉及一种基于偏航导引的倾斜轨道航天器获取能源的方法，属于航天器姿轨控系统姿态控制方法的研究，用以保证倾斜轨道航天器的能源。

背景技术

目前，长寿命航天器所需要的能源绝大部分是由太阳帆板提供的。我国的低轨长寿命航天器多数采用太阳同步轨道，除了考虑任务需求外，还有一个重要的原因就是采用这种轨道，太阳帆板能够获得较好的光照条件，保证航天器能源。然而随着科技飞速发展，采用倾斜轨道来实现某些特定的任务目标则变得具有更多优势，如采用75°倾角的卫星，可以实现对地球最优的覆盖。众所周知，倾斜轨道航天器所面临的一个棘手问题就是太阳帆板在轨光照条件比较恶劣。

航天器轨道光照角情况，取决于太阳矢量与轨道平面的夹角，专业术语称为太阳高度角，用β表示。倾斜轨道航天器，受到地球公转和轨道升交点赤经(一般用Ω表示)漂移的综合作用，太阳高度角β持续变化，会周期性过零，太阳高度角β的变化周期长短与航天器轨道高度及轨道倾角有关，从1个月至1年不等。一般的，航天器轨道高度越高，轨道倾角(小于90°)越大，那么太阳高度角β的变化周期就越长，反之，太阳高度角β的变化周期就越短。

航天器轨道周期与轨道高度有关，地球倾斜轨道航天器轨道周期一般为90分钟到14小时不等。所以在一个轨道周期内，航天器太阳高度角β的变化很小，太阳光照矢量相对于航天器本体形成一个圆锥面，半锥角为90°-β。不同时期，由于太阳高度角β的不同，半锥角也逐渐变化，如图1所示。

太阳同步轨道的一个显著特征就是轨道面的进动速度与地球绕太阳公转的速度大小相等方向相反，因此一年之中太阳矢量与轨道平面的夹角，也就是太阳高度角β是在一个较小的范围内变化的，一般在15°以内。在太阳高度角β的一个变化周期内，太阳矢量的运行轨迹仅为一个较小的环形带，对于航天器来说，如果其采取三轴零姿态控制方式，太阳永远只出现在其轨道面的一端，存在一个固定的背阳面，利于帆板对日定向控制，整星热控及光学姿态敏感器布局。

对于倾斜轨道航天器来说，如果其采取三轴零姿态控制方式，在太阳高度角β的一个变化周期内，太阳矢量运行轨迹将形成一个两端开口的“球”，将航天器包裹其中，开口的大小为90°-β_max。极端地，如果太阳高度角β为90度，则开口的“球”会变为一个封闭的“球”。也就是说，太阳可能出现在航天器的各个地方，不利于帆板对日定向控制，也不利于整星热控，更不利于光学姿态敏感器布局。

综上所述，由于倾斜轨道航天器的光照条件比较恶劣，所以倾斜轨道航天器不能采取类似太阳同步轨道航天器三轴零姿态控制方案，而必须寻求其他解决方案。

发明内容

本发明的目的是提供一种基于偏航导引的倾斜轨道航天器获取能源的方法，能够在太阳高度角变化范围大，光照条件复杂的情况下，实现航天器的太阳帆板法线指向太阳，从而保证航天器在倾斜轨道的情况下能够获得太阳能源。

为实现上述目的，本发明提供一种基于偏航导引的倾斜轨道航天器获取能源的方法，具体包含以下步骤：

步骤1、根据儒略世纪数计算J2000惯性坐标系下的太阳单位矢量

步骤2、根据J2000惯性坐标系下的太阳单位矢量卫星位置以及卫星运行速度计算太阳高度角β；

步骤3、根据卫星位置和卫星运行速度计算J2000惯性坐标系到轨道坐标系的转移矩阵A_oi；

步骤4、根据J2000惯性坐标系下的太阳单位矢量以及J2000惯性坐标系到轨道坐标系的转移矩阵A_oi，计算轨道坐标系下的太阳高低角θ_s；

步骤5、根据太阳高度角β和太阳高低角θ_s，计算偏航导引角ψ和帆板驱动角R；

步骤6、通过偏航姿态控制和帆板一维驱动，使太阳矢量垂直于太阳帆板平面，保证航天器能源的获取。

上述步骤1中，具体包含以下步骤：

步骤1.1、根据时间t计算太阳轨道：

该时间t是指从世界时间2000年1月1日12点0分0秒到当前时刻的世纪数；

计算太阳轨道倾角： $\mathrm{\ϵ}=(23.439291-0.01300417\·t)\×\frac{\mathrm{\π}}{180};$

计算太阳偏心率：e＝0.01670862-0.00004204·t；

计算太阳平近点角： $M=(357.5291+35999.05029\·t)\×\frac{\mathrm{\π}}{180};$

计算太阳真近点角：f＝M+2·e·sin(M)+1.25·e²·sin(2M)；

计算中间量： $u_p=(280.46644722+36000.76982\·t)\×\frac{\mathrm{\π}}{180};$

计算太阳轨道幅角：u_s＝u_p-M+f-10.05572π·t；

步骤1.2、计算在J2000惯性坐标系下的太阳单位矢量S

$\stackrel{\→}{S}=(x_s,y_s,z_s);$

x_s＝cos(u_s)；

y_s＝sin(u_s)cos(ε)；

z_s＝sin(u_s)sin(ε)。

上述步骤2中，具体包含以下步骤：

步骤2.1、计算轨道法线矢量

步骤2.2、计算太阳高度角β：

$\mathrm{\β}=\frac{\mathrm{\π}}{2}-\arccos \left(\frac{\stackrel{\→}{S}\·\stackrel{\→}{H}}{\left|\stackrel{\→}{S}\right|\·|\stackrel{\→}{H|}}\right).$

上述步骤3中，具体包含以下步骤：

$A_{\mathrm{oi}}=\left[\begin{array}{c}{\stackrel{\→}{X}}_o\\ {\stackrel{\→}{Y}}_o\\ {\stackrel{\→}{Z}}_o\end{array}\right];$

${\stackrel{\→}{Z}}_o=-\frac{\stackrel{\→}{R}}{\left|\stackrel{\→}{R}\right|};$

${\stackrel{\→}{Y}}_o=\frac{\stackrel{\→}{V}\×\stackrel{\→}{R}}{|\stackrel{\→}{V}\×\stackrel{\→}{R}|};$

${\stackrel{\→}{X}}_o={\stackrel{\→}{Y}}_o\×{\stackrel{\→}{Z}}_o.$

上述步骤4中，具体包含以下步骤：

步骤4.1、计算轨道坐标系的太阳位置矢量：

$\left[\begin{array}{c}{\mathrm{xo}}_s\\ {\mathrm{yo}}_s\\ {\mathrm{zo}}_s\end{array}\right]=A_{\mathrm{oi}}\left[\begin{array}{c}{x}_s\\ y_s\\ z_s\end{array}\right];$

步骤4.2、定义太阳在轨道坐标系的高低角的零点处于轨道面的-Z轴，计算太阳高低角θ_s：

${\mathrm{\θ}}_s=a\tan 2({\mathrm{zo}}_s,{\mathrm{xo}}_s)+\frac{\mathrm{\π}}{2}.$

上述步骤5中，具体包含以下步骤：

步骤5.1、偏航导引角ψ的计算方法为：

$\mathrm{\&psi;}=\left\{\begin{array}{c}\arctan [\sin \left({\mathrm{\&theta;}}_s\right)\mathrm{ctg}\left(\mathrm{\&beta;}\right)-\frac{\mathrm{\&pi;}}{2},\mathrm{\&beta;}>0\\ \arctan [\sin \left({\mathrm{\&theta;}}_s\right)\mathrm{ctg}\left(\mathrm{\&beta;}\right)+\frac{\mathrm{\&pi;}}{2},\mathrm{\&beta;}<0\end{array}\right.;$

帆板驱动角R的计算方法为：

R＝arcsin[cos(θ_s)cos(β)]。

步骤5.2、当|β|≤10°，且0°≤θ_s≤5°、175°≤θ_s≤185°、355°≤θ_s≤365°时，采用工程化处理方法，按照角速率为常值设计偏航角控制规律，即：

其中：ψ_θ为T_s时刻理论计算的偏航导引角，θ₀为起控点到奇异点的角度大小。

上述步骤6中，具体包含以下步骤：

步骤6.1、航天器姿态敏感器测量航天器当前的偏航姿态，利用闭环反馈控制方式，控制喷气或飞轮执行机构，使得偏航控制用角逐渐逼近到步骤5中计算得到的偏航导引角ψ，保证太阳帆板纵轴与太阳矢量的夹角为垂直；

步骤6.2、太阳帆板驱动机构测量当前角度信息，利用闭环反馈控制方式，使得测量的帆板当前角度逐渐逼近到步骤5中计算得到的帆板驱动角R，保证太阳矢量在垂直太阳帆板纵轴的平面内的投影与太阳帆板正法线之间的夹角为零。

本发明所提供的一种基于偏航导引的倾斜轨道航天器获取能源的方法，能够在太阳高度角变化范围大，光照条件复杂的情况下，实现航天器的太阳帆板法线指向太阳，从而保证航天器在倾斜轨道的情况下能够获得太阳能源。

附图说明

图1为背景技术中一个轨道周期内的太阳光照矢量示意图；

图2为本发明中当太阳高度角β为正时，偏航导引角ψ和帆板驱动角R的计算示意图；

图3为本发明中当太阳高度角β为负时，偏航导引角ψ和帆板驱动角R的计算示意图；

图4为本发明中的基于偏航导引的倾斜轨道航天器获取能源的方法的流程图。

具体实施方式

以下结合图2～图4，详细说明本发明的一个优选实施例。

本发明提供的一种基于偏航导引的倾斜轨道航天器获取能源的方法，针对倾斜轨道航天器太阳高度角变化范围大，光照条件复杂的特点，如果倾斜轨道航天器需要尽可能对准太阳以保证能够获取能源的话，必须要实现卫星太阳帆板法线指向太阳，而在此过程中，必须解决两个角度的跟踪控制：一是控制太阳帆板纵轴与太阳矢量的夹角尽可能为垂直，二是控制太阳矢量在垂直太阳帆板纵轴的平面内的投影与太阳帆板正法线之间的夹角尽可能为零。

在本实施例中，以卫星这种最为常见的航天器为例，如图4所示，来详细说明本发明所具体包含的步骤。

步骤1、根据儒略世纪数计算J2000惯性坐标系下的太阳单位矢量；

步骤1.1、根据时间t计算太阳轨道：

该时间t是指从世界时间2000年1月1日12点0分0秒到当前时刻的世纪数；

计算太阳轨道倾角： $\mathrm{\&epsiv;}=(23.439291-0.01300417\&CenterDot;t)\&times;\frac{\mathrm{\&pi;}}{180};$

计算太阳偏心率：e＝0.01670862-0.00004204·t；

计算太阳平近点角： $M=(357.5291+35999.05029\&CenterDot;t)\&times;\frac{\mathrm{\&pi;}}{180};$

计算太阳真近点角：f＝M+2·e·sin(M)+1.25·e²·sin(2M)；

计算中间量： $u_p=(280.46644722+36000.76982\&CenterDot;t)\&times;\frac{\mathrm{\&pi;}}{180};$

计算太阳轨道幅角：u_s＝u_p-M+f-10.05572π·t；

步骤1.2、计算在J2000惯性坐标系下的太阳单位矢量

$\stackrel{\&RightArrow;}{S}=(x_s,y_s,z_s);$

x_s＝cos(u_s)；

y_s＝sin(u_s)cos(ε)；

z_s＝sin(u_s)sin(ε)。

步骤2、根据J2000惯性坐标系下的太阳单位矢量卫星位置以及卫星运行速度计算太阳高度角β；

步骤2.1、计算轨道法线矢量

步骤2.2、计算太阳高度角β：

$\mathrm{\&beta;}=\frac{\mathrm{\&pi;}}{2}-\arccos \left(\frac{\stackrel{\&RightArrow;}{S}\&CenterDot;\stackrel{\&RightArrow;}{H}}{\left|\stackrel{\&RightArrow;}{S}\right|\&CenterDot;|\stackrel{\&RightArrow;}{H|}}\right).$

步骤3、根据卫星位置卫星运行速度计算J2000惯性坐标系到轨道坐标系的转移矩阵A_oi：

$A_{\mathrm{oi}}=\left[\begin{array}{c}{\stackrel{\&RightArrow;}{X}}_o\\ {\stackrel{\&RightArrow;}{Y}}_o\\ {\stackrel{\&RightArrow;}{Z}}_o\end{array}\right];$

${\stackrel{\&RightArrow;}{Z}}_o=-\frac{\stackrel{\&RightArrow;}{R}}{\left|\stackrel{\&RightArrow;}{R}\right|};$

${\stackrel{\&RightArrow;}{Y}}_o=\frac{\stackrel{\&RightArrow;}{V}\&times;\stackrel{\&RightArrow;}{R}}{|\stackrel{\&RightArrow;}{V}\&times;\stackrel{\&RightArrow;}{R}|};$

${\stackrel{\&RightArrow;}{X}}_o={\stackrel{\&RightArrow;}{Y}}_o\&times;{\stackrel{\&RightArrow;}{Z}}_o.$

步骤4、计算太阳在轨道坐标系的高低角θ_s；

步骤4.1、计算轨道坐标系的太阳位置矢量：

$\left[\begin{array}{c}{\mathrm{xo}}_s\\ {\mathrm{yo}}_s\\ {\mathrm{zo}}_s\end{array}\right]=A_{\mathrm{oi}}\left[\begin{array}{c}{x}_s\\ y_s\\ z_s\end{array}\right];$

步骤4.2、定义太阳在轨道坐标系的高低角的零点处于轨道面的-Z轴，计算太阳高低角θ_s：

${\mathrm{\&theta;}}_s=a\tan 2({\mathrm{zo}}_s,{\mathrm{xo}}_s)+\frac{\mathrm{\&pi;}}{2}.$

步骤5、根据太阳高度角β和太阳高低角θ_s计算偏航导引角ψ和帆板驱动角R；

步骤5.1、如图2和图3所示，太阳光矢量在圆上以轨道角速度做圆周运动(令起点为圆与-Z轴的交点)，经过时间T_s后，太阳光矢量在圆上走过的角度为θ_s；令卫星偏航导引时，卫星+X_b轴跟踪太阳，太阳帆板沿±Y_b轴驱动对日；

当太阳高度角β为正时，如图2所示，令ψ₊为卫星偏航转动的角度(图2中X_b轴与轨道坐标系-Y_o轴的夹角)，令R₀为太阳帆板转动的角度，则有：

$\mathrm{\&psi;}={\mathrm{\&psi;}}_{+}-\frac{\mathrm{\&pi;}}{2};$

R＝R₀；

ψ₊＝arctan[sin(θ_s)ctg(β)]；

ψ₊＝arctan[sin(θ_s)ctg(β)]；

当太阳高度角β为负时，如图3所示，令ψ_-为卫星偏航转动的角度(图2中X_b轴与轨道坐标系-Y_o轴的夹角)，令R₀为太阳帆板转动的角度，则有：

$\mathrm{\&psi;}=\frac{\mathrm{\&pi;}}{2}-{\mathrm{\&psi;}}_{-};$

R＝R₀；

ψ_-＝-arctan[sin(θ_s)ctg(β)]；

R₀＝arcsin[cos(θ_s)cos(β)]。

综上所述，偏航导引角ψ的计算方法为：

$\mathrm{\&psi;}=\left\{\begin{array}{c}\arctan [\sin \left({\mathrm{\&theta;}}_s\right)\mathrm{ctg}\left(\mathrm{\&beta;}\right)-\frac{\mathrm{\&pi;}}{2},\mathrm{\&beta;}>0\\ \arctan [\sin \left({\mathrm{\&theta;}}_s\right)\mathrm{ctg}\left(\mathrm{\&beta;}\right)+\frac{\mathrm{\&pi;}}{2},\mathrm{\&beta;}<0\end{array}\right.;$

帆板驱动角R的计算方法为：

R＝arcsin[cos(θ_s)cos(β)]。

步骤5.2、从上述偏航导引角ψ和帆板驱动角R的计算公式中可以看出，当太阳处于轨道面内时(β＝0)且太阳处于-Z轴时(θ_s＝0)，卫星、太阳和地球处于一条直线上，于是上述公式产生奇异，其物理意义是：在这个奇异点处，无论卫星偏航角为多少，卫星均能严格对日，从卫星姿态角度连续的角度看，这也就意味着，卫星偏航姿态必须一瞬间跳变180°以满足偏航导引角的连续。实际上，当太阳高度角接近于0时，每个轨道上都存在两个这样的奇异点，一个是太阳处于卫星-Z轴时(θ_s＝0°)，另一个是太阳处于卫星+Z轴时(θ_s＝180°)。

工程上，必须对这两个奇异点进行处理，由于在奇异点附近卫星光照条件均处于最佳状态，不必追求理论上的偏航角，仅需要考虑如何满足偏航导引角的连续。本发明对这两个奇异点的解决的方法是“降速”，即在未到奇异点前，卫星开始调头，此过程不需要瞬时完成，在一段时间内完成即可。

考虑到工程算法希望尽可能简单，设计卫星调头过程为匀速，即偏航角控制速率为常值，此时：

当|β|>10°时，卫星偏航控制规律按照理论进行计算，计算方法采用理论计算公式；

当|β|≤10°，且0°≤θ_s≤5°、175°≤θ_s≤185°、355°≤θ_s≤365°时，采用工程化处理方法，按照角速率为常值设计偏航角控制规律，即：

其中：ψ_θ为T_s时刻计算的理论偏航导引角，θ₀为起控点到奇异点的角度大小。

步骤6、卫星姿态敏感器测量卫星当前的偏航姿态，利用闭环反馈控制方式，控制喷气或飞轮执行机构，使得偏航控制用角逐渐逼近到步骤5中计算得到的偏航导引角ψ，这样能保证太阳帆板纵轴与太阳矢量的夹角尽可能为垂直。

另外，太阳帆板驱动机构测量当前角度信息，利用闭环反馈控制方式，使得测量的帆板当前角度逐渐逼近到步骤5中计算得到的帆板驱动角R，这样能保证太阳矢量在垂直太阳帆板纵轴的平面内的投影与太阳帆板正法线之间的夹角尽可能为零。

通过上述偏航姿态控制和帆板一维驱动，可以使得太阳矢量垂直于太阳帆板平面，保证了卫星能源的获取。

综上所述，本发明所提供的基于偏航导引的倾斜轨道航天器获取能源的方法，能够在太阳高度角变化范围大，光照条件复杂的情况下，实现航天器的太阳帆板法线指向太阳，从而保证航天器在倾斜轨道的情况下能够获得太阳能源。

尽管本发明的内容已经通过上述优选实施例作了详细介绍，但应当认识到上述的描述不应被认为是对本发明的限制。在本领域技术人员阅读了上述内容后，对于本发明的多种修改和替代都将是显而易见的。因此，本发明的保护范围应由所附的权利要求来限定。

Claims (7)

1.一种基于偏航导引的倾斜轨道航天器获取能源的方法，其特征在于，包含以下步骤：

步骤1、根据儒略世纪数计算J2000惯性坐标系下的太阳单位矢量S

步骤2、根据J2000惯性坐标系下的太阳单位矢量S卫星位置以及卫星运行速度计算太阳高度角β；

步骤3、根据卫星位置和卫星运行速度计算J2000惯性坐标系到轨道坐标系的转移矩阵A_oi；

步骤4、根据J2000惯性坐标系下的太阳单位矢量以及J2000惯性坐标系到轨道坐标系的转移矩阵A_oi，计算轨道坐标系下的太阳高低角θ_s；

步骤5、根据太阳高度角β和太阳高低角θ_s，计算偏航导引角ψ和帆板驱动角R；

步骤6、通过偏航姿态控制和帆板一维驱动，使太阳矢量垂直于太阳帆板平面，保证航天器能源的获取。

2.如权利要求1所述的基于偏航导引的倾斜轨道航天器获取能源的方法，其特征在于，上述步骤1中，具体包含以下步骤：

步骤1.1、根据时间t计算太阳轨道：

该时间t是指从世界时间2000年1月1日12点0分0秒到当前时刻的世纪数；

计算太阳轨道倾角： $\mathrm{\&epsiv;}=(23.439291-0.01300417\&CenterDot;t)\&times;\frac{\mathrm{\&pi;}}{180};$

计算太阳偏心率：e＝0.01670862-0.00004204·t；

计算太阳平近点角： $M=(357.5291+35999.05029\&CenterDot;t)\&times;\frac{\mathrm{\&pi;}}{180};$

计算太阳真近点角：f＝M+2·e·sin(M)+1.25·e²·sin(2M)；

计算中间量： $u_p=(280.46644722+36000.76982\&CenterDot;t)\&times;\frac{\mathrm{\&pi;}}{180};$

计算太阳轨道幅角：u_s＝u_p-M+f-10.05572π·t；

步骤1.2、计算在J2000惯性坐标系下的太阳单位矢量

$\stackrel{\&RightArrow;}{S}=(x_s,y_s,z_s);$

x_s＝cos(u_s)；

y_s＝sin(u_s)cos(ε)；

z_s＝sin(u_s)sin(ε)。

3.如权利要求2所述的基于偏航导引的倾斜轨道航天器获取能源的方法，其特征在于，上述步骤2中，具体包含以下步骤：

步骤2.1、计算轨道法线矢量

步骤2.2、计算太阳高度角β：

$\mathrm{\&beta;}=\frac{\mathrm{\&pi;}}{2}-\arccos \left(\frac{\stackrel{\&RightArrow;}{S}\&CenterDot;\stackrel{\&RightArrow;}{H}}{\left|\stackrel{\&RightArrow;}{S}\right|\&CenterDot;|\stackrel{\&RightArrow;}{H|}}\right).$

4.如权利要求3所述的基于偏航导引的倾斜轨道航天器获取能源的方法，其特征在于，上述步骤3中，具体包含以下步骤：

$A_{\mathrm{oi}}=\left[\begin{array}{c}{\stackrel{\&RightArrow;}{X}}_o\\ {\stackrel{\&RightArrow;}{Y}}_o\\ {\stackrel{\&RightArrow;}{Z}}_o\end{array}\right];$

${\stackrel{\&RightArrow;}{Z}}_o=-\frac{\stackrel{\&RightArrow;}{R}}{\left|\stackrel{\&RightArrow;}{R}\right|};$

${\stackrel{\&RightArrow;}{Y}}_o=\frac{\stackrel{\&RightArrow;}{V}\&times;\stackrel{\&RightArrow;}{R}}{|\stackrel{\&RightArrow;}{V}\&times;\stackrel{\&RightArrow;}{R}|};$

${\stackrel{\&RightArrow;}{X}}_o={\stackrel{\&RightArrow;}{Y}}_o\&times;{\stackrel{\&RightArrow;}{Z}}_o.$

5.如权利要求4所述的基于偏航导引的倾斜轨道航天器获取能源的方法，其特征在于，上述步骤4中，具体包含以下步骤：

步骤4.1、计算轨道坐标系的太阳位置矢量：

$\left[\begin{array}{c}{\mathrm{xo}}_s\\ {\mathrm{yo}}_s\\ {\mathrm{zo}}_s\end{array}\right]=A_{\mathrm{oi}}\left[\begin{array}{c}{x}_s\\ y_s\\ z_s\end{array}\right];$

步骤4.2、定义太阳在轨道坐标系的高低角的零点处于轨道面的-Z轴，计算太阳高低角θ_s：

${\mathrm{\&theta;}}_s=a\tan 2({\mathrm{zo}}_s,{\mathrm{xo}}_s)+\frac{\mathrm{\&pi;}}{2}.$

6.如权利要求5所述的基于偏航导引的倾斜轨道航天器获取能源的方法，其特征在于，上述步骤5中，具体包含以下步骤：

步骤5.1、偏航导引角ψ的计算方法为：

$\mathrm{\&psi;}=\left\{\begin{array}{c}\arctan [\sin \left({\mathrm{\&theta;}}_s\right)\mathrm{ctg}\left(\mathrm{\&beta;}\right)-\frac{\mathrm{\&pi;}}{2},\mathrm{\&beta;}>0\\ \arctan [\sin \left({\mathrm{\&theta;}}_s\right)\mathrm{ctg}\left(\mathrm{\&beta;}\right)+\frac{\mathrm{\&pi;}}{2},\mathrm{\&beta;}<0\end{array}\right.;$

帆板驱动角R的计算方法为：

R＝arcsin[cos(θ_s)cos(β)]；

步骤5.2、当|β|≤10°，且0°≤θ_s≤5°、175°≤θ_s≤185°、355°≤θ_s≤365°时，采用工程化处理方法，按照角速率为常值设计偏航角控制规律，即：

其中：ψ_θ为T_s时刻理论计算的偏航导引角，θ₀为起控点到奇异点的角度大小。

7.如权利要求6所述的基于偏航导引的倾斜轨道航天器获取能源的方法，其特征在于，上述步骤6中，具体包含以下步骤：

步骤6.1、航天器姿态敏感器测量航天器当前的偏航姿态，利用闭环反馈控制方式，控制喷气或飞轮执行机构，使得偏航控制用角逐渐逼近到步骤5中计算得到的偏航导引角ψ，保证太阳帆板纵轴与太阳矢量的夹角为垂直；

步骤6.2、太阳帆板驱动机构测量当前角度信息，利用闭环反馈控制方式，使得测量的帆板当前角度逐渐逼近到步骤5中计算得到的帆板驱动角R，保证太阳矢量在垂直太阳帆板纵轴的平面内的投影与太阳帆板正法线之间的夹角为零。