CN1076419A - 卫星姿态控制的测试设备及其应用 - Google Patents

Abstract

本发明涉及一种三轴稳定卫星姿态控制，其特征 在于：在一预定平面太阳敏感器范围，在与垂直方向 测量范围局限于平面两侧夹角范围，并仅一个单轴测 量、积分速度陀螺仪，其测量轴与太阳敏感器设置平 面成一角度为±|β|，其角度为：|β|≥(π/2)-α_2max。本 发明还提供了使用上述有关测试设备，以确定卫星旋 转速度和捕获太阳的相对于由太阳光矢量给定的参 考方向的位置误差的方法。

Description

本发明涉及一种三轴稳定卫星对太阳和地球定向的测试设备（具有太阳敏感器，以测定在卫星本体座标系XYZ中的太阳方向，太阳矢量S＝（S_X，S_Y，S_Z）^T，｜S｜＝1，具有速度陀螺仪，以测定卫星的旋转速度矢量ω的分量，ω＝（ω_X，ω_Y，ω_Z）^T）及其测定卫星旋转速度和卫星偏移的测试方法，以及使用这种测试设备时，执行姿态控制机动飞行的控制系统及控制方法。

有一种最早命名为这种类型的测试设备是出自H.Bittner在1977.11 ESA SP-128，1977.10.3～6，在Nordwijk举行的AOCS国际会议上公开的“The Attitude Determination and con-trol Subsystem of the Intelsat V Spacecraft”。这种公知类型的卫星具有一附加设置的、在卫星本体座标系三轴X·Y·Z测量的速度陀螺仪包以及同样附加设置的双视太阳敏感器，其中一个以负Y轴为中心，其覆盖XZ平面的一半，因而其垂直方向，即Y轴方向具有一定的宽度;另一个则以正X轴为中心，覆盖XY平面的 1/3 ，同样在垂直方向上具有一定宽度，这种敏感器设备用于：卫星体的周转，也就是说，对卫星旋转速度矢量的分量进行跟踪测量，一旦太阳位于太阳敏感器的视场中，通过确定从卫星指向太阳中心点的太阳矢量即可独立进行卫星定向。这种由敏感器提供的测量结果将提供给卫星的姿态控制系统使用，从而达到改变其姿态的目的，也就是说发出旋转指令，使得其在转移轨道以及最终卫星轨道进行必要的机动飞行即能及时消除已经存在的姿态偏差。

用于测量、控制和衰减卫星周转运动使用的速度陀螺仪是一种结构非常复杂的电机精密仪器。因而相应造价昂贵并易受干扰，为了在宇宙空间特有的环境条件下满足其可靠性要求，尤其是负有长期使命时，这种仪器必须装设许多附加设备，从而使其成本和附加重量增加。如果在一个包含多个速度陀螺仪的陀螺包中，一根测量轴失效，一般而言，残留的其它陀螺仪轴也不能再使用。带有许多功能部件的系统失效的概率相应增加，带有大量易受干扰的电机部件的测量系统也存有较大的失效风险。

本发明的发明任务是：提供一种简单、造价低并且可靠的上述测试设备。这种测试设备能够使得：所有在转移轨道以及最终卫星轨道，尤其是在同步轨道中的卫星能自动地作必要的机动飞行。此外，易受干扰的部件数量将尽可能减至最小。

必要的机动飞行包括有：从起始姿态捕获太阳，从太阳定向搜索地球，远地点机动飞行校准，当在转移轨道机动飞行期间在原规定方向定向和运动衰减中稳定姿态以及在同步轨道中对地球和太阳再搜索。

本发明提出的发明任务是通过权利要求1中包括的特征部分的技术特征来实现的。

该测试设备包括有多个并排列好的太阳敏感器，使得太阳矢量S的分量能在一平面在周角范围（0≤α₁≤2π）测量，且在该平面的垂直方向能在一限定的角度范围｜α₂｜≤α_2max（α_2max＜90°）来进行测量。在此，以一个卫星本体座标系为基础，特别是一种带Roll轴X，Nick轴Y以及Gier轴Z的笛卡儿XYZ系统，其中在同步轨道中一般而言Roll轴在轨道方向，Gier轴指向地球中心点和Nick轴垂直于轨道平面。下面提及的平面为测量平面，该平面应由太阳敏感器测量范围全捕捉住，例如XZ-平面。垂直方向，即Y轴方向，太阳敏感器测量范围则受到限制（±α_2max）。太阳敏感器这样限定的测量范围能通过多个单一带有不同指向光轴的太阳敏感器相互毗连的、即重叠搭接的视场而构成。

另一实质性的特征是：以一个单轴测量、积分速度陀螺仪替代已公知的卫星三轴测量、速度陀螺仪包。其测量轴，通过一个单位矢量G来代表，并且与太阳敏感器测量平面成一角度β，角度大小为（π/2）-α_2max。速度陀螺仪的测量轴也应位于从坐标系原点O为顶点的双锥体之内，双锥体的对称轴垂直于太阳敏感器的测量平面，如果以XZ平面作为太阳敏感器的测量平面，则以Y轴作为其对称轴。

关于本发明的进一步构成是：对速度陀螺仪测量轴允许的空间角度范围仍有限制，如从属权利要求2所述。限制速度陀螺仪的测量轴指向的理由将在下面作进一步详述。

在权利要求3～6所给出的是使用方法，通过这些方法将能在一预先给定的参考方向测定卫星旋转速度和卫星偏移，当然是以依据本发明的测试设备为前提。权利要求7包含有使用依据本发明的测试设备进行姿态控制机动飞行的一个控制系统以及其提到的相关使用方法。最后是在权利要求8和9中给出了控制方法，尤其是给出了在所述控制系统中使用的控制方程式。

下面将根据附图更详细地描述本发明。附图以简图的方式给出：

图1：一颗地球卫星的转移轨道和同步轨道与地球和太阳之间的几何关系，

图2a、2b：太阳敏感器的视场，

图3：速度陀螺测量轴的允许空间角度范围，

图4：在使用依据本发明提出的测试设备时，其控制系统的方框图。

本发明可用于同步卫星，图1简要地表示了一颗这种卫星的转移轨道和同步卫星轨道的一部分。这颗卫星首先在含近地点（轨道上距地球最近的点）的椭圆形轨道上运行，其远地点（轨道上距地球最远的点）已经由基本为环形的确定的地球同步卫星轨道的半径所确定。同步卫星轨道的平面几乎与地球赤道平面一致。转移轨道平面则相对同步轨道的平面倾斜。

在这颗卫星最后进入地球同步轨道之前，它必须在与运载工具脱离之后在转移轨道上作一些机动飞行。在图1中表示了在转移轨道上的三个不同的位置P₁～P₃，卫星在这些位置上总是定向于不同的方向。在P₁位置卫星的负Z轴指出太阳的方向，并以指令旋转速ω_c（旋转速度矢量ω_c）绕卫星-太阳中点连线转动。在P₂位置，已经完成地球捕获（地球搜索），因此卫星的正Z轴向着地球中心定向。借助监测Z轴方向的红外线地球敏感器（IRS）形成上述定向，图中简略地表示了红外线地球敏感器相互垂直的测量方向。利用地球敏感器和太阳敏感器，上述定向使得在进入P₃位置的远地点机动飞行之前建立三光轴参考系以完成陀螺定向和形成卫星正确定向成为可能。由于远地点发动机推力在负Z轴上的作用，对于这种机动飞行，卫星的正Z轴必须指向地球同步轨道与转移轨道的交点。

上述对地球和/或太阳的定向一结束，上述用于转移轨道的机动飞行（也就是太阳捕获和地球捕获）在地球同步轨道上将成为必不可少。很明显，本发明也可能用于其它的转移轨道构型和卫星构型，尤其是远地点发动机设备和地球敏感器。

在图2a中示出了如何校准太阳敏感器对称于XZ平面以及旋转对称于卫星本体坐标系中Y轴的视场也就是其测量范围，该测量范围包括一个相对XZ平面的角度范围α_2max≥α₂≥-α_2max，这个角度范围必须相对Y轴旋转对称并因此形成一整个环视（0≤α₁≤2π）。一个围绕Y轴旋转对称的空间角度范围不包括在太阳敏感器的测量范围内，所述空间角度范围的形状是一个张角为2[（π/2-α_2max]的在坐标系原点上对中的双锥。

在图2b中示出了如何在XZ平面中利用三个具有光轴OA₁至OA₃且相互相间120°设置的太阳敏感器来实现环视。在该实施例中，三个太阳敏感器中的任一个均在XZ平面内具有一个绕自身光轴对中的测量范围，该范围分别为2α₁₁、2α₁₂和2α₁₃，例如各α为±67°。因此，在该具体情况下，在相邻的测量范围之间形成14°的重叠。在Y轴方向上，任一测量范围均为±α_2max。

很明显，各太阳敏感器处于另外的状况也是可能的，但在这些状况中总的来说必须在卫星本体坐标系的一个平面内（如XZ平面）以垂直于此平面的一个确定宽度提供上述环视。

也可以利用两个单轴测量太阳敏感器替代一个双轴测量太阳敏感器，各单轴太阳敏感器的测量方向绕各自的光轴转动90°即可。

图3a表示速度陀螺测量轴的允许空间角度范围。其中表示的是一个向卫星本体坐标系XYZ原点O对中的单位圆（半径为1）的侧视图。单位矢量G代表速度陀螺测量轴。单位圆上的单位矢量G的终点允许进入阴影线所示空间角度区域。该区域相对Y轴旋转对称并包含由XZ平面所测角β₂的区域｜β₂｜≥（π/2）-α_2max。很显然，矢量G的位置并非如图3a所示限制于YZ平面中，而是首先允许其进入0≤α₁≤2π的整个区域。

图3b以透视的方式示出了已经从图3a得知的实际情形，然而在此对速度陀螺（矢量G）测量轴的允许空间角度范围有另一个限制。通过在XZ平面处于X轴两侧的角度范围±γx，并通过该角度绕Z轴的旋转来形成不许可的空间角度范围。图3b中单位圆上画阴影线所表示的四个区域保留下来作为速度陀螺测量轴的允许空间角度范围。

本发明的测试设备能够利用太阳敏感器确定太阳矢量S＝（S_X，S_Y，S_Z）^T，利用速度陀螺确定卫星旋转速度矢量ω的与其测量轴相平行的分量ω_m，这些数值都是用于姿态控制的重要测量。值根据单位矢量（｜S｜＝1）定义，太阳矢量S表示太阳位于卫星本体坐标系XZY的哪个方向上，速度陀螺测量轴由一个单位矢量G＝（G_X，G_Y，G_Z）^T表示（｜G｜＝1）。卫星旋转速度矢量ω的分量ω_m为：

ω_m＝G^T·ω

上标T表示一个矢量或一个矩阵的转置，因此矢量G被定义为列矢量，在上述标积中使用的矢量G^T被定义为行矢量。两上矢量的标积中一个作为列矢量，另一个作为行矢量，这是众所周知的。

利用两个测量值S和ω_m可确定用于姿态控制的两个重要的矢量，即卫星旋转速度矢量ω和相对一预先给定的参考姿态的卫星偏移矢量d。

卫星旋转速度矢量ω按以下公式计算得出：

ω= ω _p+ ω _q(1a)

(1a)

ω _p= S（ S ^T· ω）(1c）

S ^T· ω= (ω_m- G ^T· ω _q)/( G ^T· S) （1d）

在这里，ω_q、ω_p分别表示与太阳矢量S垂直或平行的卫星转速矢量的分量，

表示一个变换表示的矢量积

的斜对称矩阵。

S^T·ω，G^T·ω_q，G^T·S为相应矢量的标积，

为太阳矢量的时间导数，这个由太阳敏感器设备的测量信号（S）得出的导数可通过数值微分或通过（最好两极的）高通滤波器的传递函数得出：

实际上，在按照方程（1a）至（1d）实施运算校验标量积G^T·S数值时，当其数值超出了规定下限值（如：0.1），为了省去方程式（1d）和（1c）计算时估计数字困难，在方程式（1a）中矢量ω_p可简单地设为0。

卫星旋转速度矢量ω可以根据测定的太阳矢量S、其时间导数

和陀螺信号ω_m及矩阵M按以下公式计算得出：

其也可由以下附加公式得出：

（1g）

根据线性理论这样测定的ω估计值对旋转速度矢量而言会至少产生二次幂的误差，在实践中不好的条件矩阵M也会出现数值问题，例如，当太阳矢量S垂直位于速度陀螺仪的测量轴G时。如以上所述，开始提到的确定旋转速度矢量ω的方案是一种简单的方案，可以避免这类数值问题。

卫星偏移矢量d＝（d_X，d_Y，d_Z）^T表明了测定的太阳矢量S和一个太阳参数矢量S_R之间的相互关系，矢量S_R给出太阳矢量S的规定方向，当太阳矢量S不与太阳参考矢量S_R叠合时，即产生一个偏移量。通过卫星从参考方向旋转而产生一个这样的偏移，在此分别用φ、θ和ψ表示卫星绕座标轴X、Y、Z旋转的角度大小（φ、θ、ψ是Euler角）。由这种混合旋转描述的卫星偏移矢量d在小偏移时其分量可直接采用Euler角来表示：d＝（φ、θ、ψ）^T，依据测量值S和ω_m，矢量d按下列公式计算确定：

d= d_q + d _p(2a)

(2b)

d _p= S_R ( S _R ^T·d) (2c)

在这：d_q、d_p分别表示与太阳参考矢量S_R（｜S_R｜）＝1垂直及平行的卫星偏移矢量d的分量，

（类似于 ）表示由S_R矢量分量构成的斜对称矢量积矩阵，ξ表示速度陀螺仪的积分测量信号。

在这种情况下，按照方程式（2a）～（2e）实行运算时同样也应通过控制标量积G^T·S_R这样简便的方法来避免数值运算困难，如在确定旋转速度矢量ω时已描述过的一样。此外卫星偏移矢量d也可采用与计算旋转速度矢量ω类似的方法借助矩阵M_R来确定，即按以下公式计算得出：

以上计算公式是以小偏移的线性理论为前提，在这，还可采用一种近似的计算方法（E是单位矩阵）：

图4示出了一个三轴稳定地球卫星执行转移轨道和搜索机动飞行时依据本发明测试设备的控制系统方框图示例。卫星1的特征参数包括：旋转速度矢量ω和相对预先给定方向的太阳参考矢量S_R的偏移量（Euler角φ、θ、ψ）（偏移矢量d）。只要太阳位于其可测范围，借助于太阳敏感器2即可测出与太阳参考矢量偏离的实际太阳矢量S，从而可以测出其偏移程度，并以一相应信号（Sun presence＝Sp）表示。一个单轴测量，积分速度陀螺仪3测出与测量轴平行的卫星旋转速度矢量ω的分量ω_m。将测量值ω_m和S按照公式（1a）至（1d）或（2a）至（2e）进行测量数据处理4，从而得出输出矢量值s，d和ω。一个逻辑单元5通过外来指令和内在的逻辑信号（如Sp）负责：在与之相连的控制器8中采用相应的控制原理;通过开关6、7将必要的参考值，即太阳参考矢量S_R和指令旋转速度矢量ω_C接合于系统中;在测量数据处理单元4中确定必须的矢量值。在控制器8的输出端给出一个推动调节执行装置9的矢量调节参数u，从而给出对应的卫星旋转力矩I_c。

矢量值信号线路如图4双箭头所示，标量值或逻辑信号线路通过简单的实线示出。逻辑运算和数据处理公式和控制原理均能使用逻辑块和电子网络线路或卫星上的计算器来实现。

对于地球搜索和地球定向很重要的地球敏感器在图4中没有绘出。

执行转移轨道机动运行的控制原理以矢量描述的一般形式如下给出：

在此K_P＝diag（K_PX，K_PY，K_PZ）和K_D＝diag（K_DX，K_DY，K_DZ）为姿态放大系数对角矩阵和速度放大系数对角阵;L_P和L_D为信号限制值;ω_C为指令旋转速度矢量（如搜索运动时和太阳定向时）。姿态和速度放大系数考虑了调节执行装置（例如姿态控制喷管）的特性的布局，在绕不同的卫星轴旋转时大致会有不同的杠杆臂或不同的惯性力矩，但其目的是绕所述的轴产生相同的旋转力矩分量。信号限制值带有运算符号并使在方程式（3a）中给出的调节量矢量u的两个矢量分量按预先给定的限制不超过额度值，从而保证不产生围绕想要对准的规定方向的强烈摆动。

对绕飞行器各轴旋转的纯旋转速度进行调节时，例如在太阳定向时绕Z轴旋转（图1中P₁位置），姿态放大系数矩阵（K_PX，K_PY，K_PZ）的相应分量可设为0。

一种最重要的机动飞行随时需要进行，即当太阳不位于太阳敏感器的测量范围内并且因此完全确定旋转速度矢量ω已不可能时需要这种机动飞行。这种情况在卫星任何起始姿态或从规定方向作大的改变时容易出现。因而首先要采用控制原理

u＝-K_D·G·G^T·ω（3b）

来进行控制，即将卫星旋转速度ω的用单轴速度陀螺仪可测分量ω_m＝G^T·ω调整为0。卫星仅能绕一根垂直于速度陀螺仪测量轴的轴进行旋转。

在此要描述本发明最重要的技术特征，这些特征确定涉及太阳敏感器测量范围（｜α₂｜≤α_2max）的速度陀螺仪测量轴的允许定向，即测量轴应位于以下范围｜β₂｜≥（π/2）-α_2max，也就是保证与测量轴垂直的方向位于太阳敏感器测量范围内。当卫星绕与测量轴垂直的方向旋转时，因为其旋转时卫星覆盖整个球面，太阳根据一定的旋转速度或早或迟进入太阳敏感器的测量范围。如果相反，速度陀螺仪测量轴不位于上面确定的允许范围内，则总是存在一绕与测量轴垂直的方向旋转对称的双球形空间范围，其不能落入太阳敏感器的测量范围。

如果使用方程式（3b）的控制原理引起的、不过不是公知的绕与测量轴垂直的轴的旋转速度太慢甚至根本不转，那么太阳在一给定的时间间隔内也照耀不到太阳敏感器的测量范围内，所以可采取相应控制措施。如图4通过一个逻辑信号简图所表示的一样，通过直接控制调节执行装置9给卫星施加一给定数值的旋转力矩脉冲从而获得一相应旋转速度（例如绕位于XZ平面的一旋转轴转动），太阳也因此进入其视场即太阳敏感器的测量范围中。

以上提及的和如图3b所描述的对速度陀螺仪测量轴定向允许范围的进一步限制，根据如下：图3b基于一种假定：在太阳矢量S与正Z轴互相重叠时，已预设了一个运转相位或该相位是可预见的。当速度陀螺仪的测量轴位于XY平面时，测量与XY平面垂直的旋转速度分量是不可能的。因为在这种情况下，速度陀螺仪只能在XY平面上测量旋转速度分量，并且太阳敏感器也不能测量与该平面垂直的旋转速度分量，因为此分量准确位于太阳矢量S方向即Z轴方向。尽管卫星旋转，太阳矢量仍保持其在坐标系中的准确定向。所以如图3所示给出了一个速度陀螺仪测量轴的禁区范围±γx。如果测量轴不位于禁区范围，只要γx值不要选择得过小，速度陀螺仪就能测出Z方向的旋转速度分量。一般条件是：速度陀螺仪在太阳矢量S的方向的旋转速度分量应能够测量自不需说，测量轴代表矢量G^T和太阳矢量S的标量积也不应为0，即必须有一确定最小值：

G^T·S≥ε＞0

根据禁区角度范围±γx的不同的具体情形，给定值ε也相应不同，即ε＝Sin（γx）。如果给定了一个工作状态，在此状态太阳矢量S在X轴方向定向，则速度陀螺仪测量轴则应禁止进入Z轴两侧的和旋转对称X轴的角度范围±γx。上述条件也适应于太阳矢量S的其它参考定向。

附图说明：

图1：转移轨道几何关系和飞行器定向

Sonne  太阳

Neigungzekilptik  黄道倾斜

Zielorbit  目标轨道

quatorebene 赤道平面

Transperbahn  转移轨道

Erde  地球

quator 赤道

Inklination  der  Transferbahn  转移轨道偏移

图4：执行转移轨道机动飞行的控制系统

Kdo’s  指令

5-Logik  逻辑单元

4-Messdatenaufbereitumg  测量数据处理单元

8-Regler  控制器

9-Stellglieder  调节执行装置

1-Satellit  卫星

3-Geschw.kreisel  速度陀螺仪

2-Sonnensensoren  太阳敏感器

Claims (9)

1、用于三轴稳定卫星姿态控制的测试设备，借助太阳敏感器测定在一卫星本体座标系XYZ中太阳方向(太阳矢量 S=(S_X，S_Y，S_Z)^T，︱S︱=1)，借助速度陀螺仪测定卫星的旋转速度矢量( ω=(ω_X，ω_Y，ω_Z)^T)，其特征在于：在一预定平面(测量平面，如XZ平面)太阳敏感器的测量范围是周角范围(0≤α₁≤2π)，在与之垂直方向(如Y轴方向)，测量范围则局限于平面两侧夹角范围(α_2max≥α₂≥-α_2max(α_2max＜π/2)，并且仅有一个单轴测量、积分速度陀螺仪，其测量轴( G=(G_X，G_Y，G_Z)^T，｜G｜=1)与太阳敏感器设置平面成一角度为±｜β｜，其角度为：

｜β｜≥(π/2)-α_2max

2、根据权利要求1所述的测试设备，其特征在于：带有测量轴（G）的速度陀螺仪如此确定方向，即总是满足以下附加条件：

G^T·S_Ri≥ε＞0

在这S_Ri表示可预见的运转相位（i）的太阳参考矢量，在这些相位速度陀螺仪总是长期保持相应的规定方向。

3、使用如权利要求1或2所述的测试设备时，确定卫星旋转速度的方法，其特征在于：根据太阳敏感器测定的太阳矢量S及由此推导出的其时间导数（微商）

，加之获取的速度陀螺仪的测量信号ω_m，卫星旋转速度矢量ω即按以下公式计算：

ω＝ ω _q+ S· (ω_m- G^T · ω _q)/( G ^T·S)

4、使用据权利要求1或2所述的测试设备时，确定卫星旋转速度的方法，其特征在于：根据太阳敏感器测定的太阳矢量S和由此推导出的其时间导数 ，以及已知的速度陀螺仪的测量信号ω_m，卫星旋转速度矢量ω即按以下公式计算出：

5、使用据权利要求1或2所述的测试设备时，相对一预先给定的太阳矢量S的参考方向确定卫星偏移的方法，其特征在于：根据太阳敏感器测定的太阳矢量S和代表参考方向的太阳参考矢量S_R以及速度陀螺仪的测量信号ω_m，卫星偏移矢量d按以下公式算出：

6、使用据权利要求1或2所述的测试设备时，在小偏移情况下，相对一个预先给出的太阳矢量S的参考方向确定卫星偏移的方法，其特征在于：根据太阳敏感器测定的太阳矢量S和代表参考方向的太阳参考矢量S_R以及已知的速度陀螺仪的测量信号ω_m，卫星偏移矢量d按以下公式计算出：

7、使用据权利要求1或2所述的测试设备和据权利要求3～6所述方法时，用于姿态控制机动飞行的三轴稳定卫星控制系统，带有若干绕卫星本体座标轴（XYZ）施加调节力矩的调节执行装置和一个与这些装置联接的控制器，其特征在于一个测量数据处理装置（4）和一个开关装置（5、6、7），装置（4）用于从太阳敏感器和速度陀螺仪的测量信号中确定卫星旋转速度矢量ω、卫星偏移矢量d以及太阳矢量S，装置（4）还给控制器提供相应的输入信号，开关装置（5、6、7）用于将太阳参考矢量S_R和/或一个指令卫星旋转速度矢量ω_C送到控制器（8）的输入端。

8、使用于据权利要求7所述的控制系统中的控制方法，其特征在于：控制器（8）按以下形式产生一个控制调节执行装置（9）的输出信号（矢量u）：

其中K_P和K_D表示姿态及速度放大系数对角矩阵，L_P和L_D则表示信号限制值。

9、在一据权利要求7所述的控制系统中使用的从卫星任一起始姿态开始捕获太阳的控制方法，在起始姿态太阳不位于太阳敏感器的可视范围，其特征在于：控制器（8）首先对调节执行装置（9）给出一个输出信号（矢量u）u＝-K_D·G·G^T·ω，从而将卫星旋转速度矢量ω的可由速度陀螺仪测量的分量G^T·ω调节到0。此外，如果太阳没在一个预先给定期限内照射在太阳敏感器的视场中，调节执行装置（9）将会得到一个控制信号，通过此信号装置，（9）给出一个具有给定值的瞬时脉冲，以便卫星绕一根位于测量平面（XZ平面）内的并通过坐标系（XYZ）原点O的轴旋转，使太阳进入太阳敏感器的视场。

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