CN215205428U - 一种适用于低轨平板式卫星的姿态控制系统 - Google Patents

Abstract

本实用新型提出了一种适用于低轨平板式卫星的姿态控制系统。姿态控制系统包括星载计算机，以及安装在主承力板上的多个星敏感器和用于调整卫星姿态的执行机构；所述星载计算机分别与星敏感器和执行机构连接；在所述主承力板飞行方向的前端和后端分别布置部分星敏感器。将星敏感器分散布置在主承力板飞行方向的前端和后端，互相补充视场，保证太阳翼转动时不会全部被遮挡视场，保证星敏定姿功能有效，保证卫星姿态的测量精度，有利于提高卫星姿态的控制精度和稳定度。

Description

一种适用于低轨平板式卫星的姿态控制系统

技术领域

本实用新型涉及卫星姿态控制技术领域，具体涉及一种适用于低轨平板式卫星的姿态控制系统。

背景技术

当今世界先进的低轨卫星星座，如“星链计划”、“一网星座”都采用“一箭多星”方式发射，可有效降低发射成本，提升快速组网能力。为充分利用运载能力，满足巨型星座发展需要，平板式卫星构型应运而生。相比于舱体式卫星结构，平板式卫星星上单机布局更为紧凑，可有效提升星座组网效费比。

目前国内低轨卫星星座主要服务于空间互联网建设，通过星地与星间链路组建低轨卫星通信网络，星上配置有星地、星间通信载荷以及激光通信载荷，这些载荷在执行业务工作时对姿态控制精度与姿态稳定度的要求较高，对卫星姿态控制系统提出了较高的要求。高精度和高稳定度的姿态控制的前提是对卫星姿态的可靠准确检测，现有技术中在卫星的太阳翼转动时姿态敏感器的视场会受到遮挡，会影响卫星姿态的测量精度，进而影响卫星姿态的控制精度和稳定度。

实用新型内容

为了克服上述现有技术中存在的缺陷，本实用新型的目的是提供一种适用于低轨平板式卫星的姿态控制系统。

为了实现本实用新型的上述目的，本实用新型提供了一种适用于低轨平板式卫星的姿态控制系统，包括星载计算机，以及安装在主承力板上的多个星敏感器和用于调整卫星姿态的执行机构；所述星载计算机分别与星敏感器和执行机构连接；在所述主承力板飞行方向的前端和后端分别布置部分星敏感器。

上述技术方案：将星敏感器分散布置在主承力板飞行方向的前端和后端，互相补充视场，保证太阳翼转动时不会全部被遮挡视场，保证星敏定姿功能有效，保证卫星姿态的测量精度，有利于提高卫星姿态的控制精度和稳定度。

在本实用新型的一种优选实施方式中，还包括至少两个太阳敏感器，所述星载计算机分别与太阳敏感器连接，在所述主承力板飞行方向的前端和后端分别布置部分太阳敏感器。

上述技术方案：通过太阳敏感器测量惯性空间太阳矢量方向，将其作为备份姿态确定部件，增强姿态确定的可靠性和增加备份。同时，将太阳敏感器分散布置在主承力板飞行方向的前端和后端，保证太阳翼转动时不会全部被遮挡视场。

在本实用新型的一种优选实施方式中，所述太阳敏感器包括位于所述主承力板飞行方向前端的第一太阳敏感器和位于所述主承力板飞行方向后端的第二太阳敏感器；第一太阳敏感器与第二太阳敏感器的组合视场在主承力板本体坐标系O-XYZ中覆盖星体YOZ面180°；所述主承力板本体坐标系O-XYZ以主承力板的质心为坐标原点，三轴与卫星的三个惯量主轴一致；当卫星对地定向模式无姿态偏差时，主承力板长度方向为飞行方向，飞行方向与O-XYZ坐标系的+X轴一致；主承力板高度方向与Z轴一致，+Z轴指向地心方向；Y轴与X 轴和Z轴构成右手直角坐标系，Y轴与轨道法向和/或主承力板宽度方向一致；和/或所述星敏感器包括位于所述主承力板飞行方向前端的第一星敏感器和第三星敏感器、以及位于所述主承力板飞行方向后端的第二星敏感器。

上述技术方案：第一太阳敏感器和第二太阳敏感器可互补形成180°视场，提高测量可靠性。第一星敏感器和第三星敏感器的布置方式能够避免受到光照影响导致星敏感器故障不可用的问题，布置第二星敏感器保证太阳翼转动时避免视场受遮挡，保证星敏定姿功能有效。

在本实用新型的一种优选实施方式中，在主承力板的质心本体坐标系 O-XYZ中，第二太阳敏感器的光轴在YOZ平面内，第二太阳敏感器的光轴与-Z 轴的夹角为30°，第二太阳敏感器的光轴与+Y轴的夹角为60°，第一太阳敏感器的光轴在YOZ平面内，第一太阳敏感器的光轴与-Z轴的夹角为30°，第一太阳敏感器的光轴与-Y轴的夹角为60°。

上述技术方案：由于太阳敏感器的视场半锥角通常为45°到60°，按照上述设置使得第一太阳敏感器和第二太阳敏感器可互补形成180°视场，提高测量可靠性。

在本实用新型的一种优选实施方式中，在主承力板的质心本体坐标系 O-XYZ中，所述第二星敏感器的光轴在XOZ面内，所述第二星敏感器的光轴与 -X轴的夹角为35°，所述第二星敏感器的光轴与-Z轴的夹角为55°；所述第一星敏感器的光轴与XOY面的夹角为35°，所述第一星敏感器的光轴在XOY 面的投影与-Y轴的夹角为30°，所述第一星敏感器的光轴在XOY面的投影与 +X轴的夹角为60°；所述第三星敏感器的光轴与XOY面的夹角为35°，所述第三星敏感器的光轴在XOY面的投影与+X轴的夹角为60°，所述第三星敏感器的光轴在XOY面的投影与+Y轴的夹角为30°。

上述技术方案：按照上述安装角度安装三个星敏传感器，能够满足第一、第二与第三星敏感器在任意时刻至少有一台星敏感器视场不受星上器件、太阳光、地球反射光影响，保证星敏定姿功能稳定有效。

在本实用新型的一种优选实施方式中，还包括用于调节第一星敏感器、第二星敏感器、第三星敏感器、第一太阳敏感器与第二太阳敏感器安装角度的调节机构。

在本实用新型的一种优选实施方式中，所述执行机构包括安装在所述主承力板上的第一动量轮、第二动量轮、第三动量轮和第四动量轮，在主承力板本体坐标系O-XYZ中，所述第一动量轮的安装轴与+X轴方向一致，第二动量轮的安装轴与-Y轴方向一致，第三动量轮的安装轴与-Z轴方向一致，第四动量轮与-X轴、-Y轴和-Z轴的夹角均为54.74°；所述星载计算机分别与第一动量轮、第二动量轮、第三动量轮和第四动量轮连接；所述主承力板本体坐标系 O-XYZ以主承力板的质心为坐标原点，三轴与卫星的三个惯量主轴一致；当卫星对地定向模式无姿态偏差时，主承力板长度方向为飞行方向，飞行方向与 O-XYZ坐标系+X轴一致；主承力板高度方向与Z轴一致为，+Z轴指向地心方向；Y轴与X轴和Z轴构成右手直角坐标系，Y轴与轨道法向和/或主承力板宽度方向一致。

上述技术方案：其中3台动量轮用于实现三轴主动轮控，另1台动量轮使动量轮维持在偏置转速状态下工作，保证整星零动量控制时避免动量轮转速频繁过零。

在本实用新型的一种优选实施方式中，所述执行机构还包括第一磁力矩器、第二磁力矩器、第三磁力矩器和第四磁力矩器，所述第一磁力矩器的安装轴与+X轴平行且指向一致，所述第二磁力矩器的安装轴与+Y轴平行且指向一致，所述第三磁力矩器的安装轴和第四磁力矩的安装轴均与+Z轴平行且指向一致；所述星载计算机分别与第一磁力矩器、第二磁力矩器、第三磁力矩器和第四磁力矩器连接。

上述技术方案：空间环境力矩在空间内不是周期变化的，会对动量轮造成干扰角动量累积，容易产生动量轮饱和的现象，因此使用磁力矩器进行动量卸载，保证动量轮在受持续环境干扰下可以正常工作，进而保证星座良好运行时卫星的姿态控制精度。X方向和Y方向各配置一个磁力矩器，卫星本体Z方向受尺寸受限，配置两个磁力矩器共同输出所需磁力矩，使得在平板式卫星高度限制的情况下，保证卫星磁矩输出值。在本实用新型的一种优选实施方式中，还包括至少一个三轴角速度传感器，所述三轴角速度传感器与星载计算机连接。

在本实用新型的一种优选实施方式中，所述三轴角速度传感器包括三轴光纤陀螺仪和/或三轴MEMS陀螺仪。

在本实用新型的一种优选实施方式中，还包括地球磁场计算模块，所述地球磁场计算模块根据卫星当前所处轨道位置计算出卫星当前所处轨道位置的磁场矢量信息，所述地球磁场计算模块与星载计算机连接；或者包括星载计算机，所述星载计算机包括地球磁场计算模块，所述地球磁场计算模块根据卫星当前所处轨道位置计算出卫星当前所处轨道位置的磁场矢量信息。

上述技术方案：磁力矩器工作时，需要获取较为准确的地磁场强度信息，本方案不用配置磁强计，能够有效避免平板式卫星因布局限制、整星剩磁环境复杂影响地磁场测量，地球磁场计算模块通过计算的方法代替测量，提高控制精度，同时也减少了对能源与信息的需求，有效节省资源的消耗。

本实用新型的附加方面和优点将在下面的描述中部分给出，部分将从下面的描述中变得明显，或通过本实用新型的实践了解到。

附图说明

本实用新型的上述和/或附加的方面和优点从结合下面附图对实施例的描述中将变得明显和容易理解，其中：

图1是本实用新型一种优选实施方式中姿态控制系统的系统组成框图；

图2是本实用新型一种优选实施方式中姿态控制系统的总体安装示意图；

图3是本实用新型一种优选实施方式中星敏感器安装示意图；

图4是本实用新型一种优选实施方式中太阳敏感器安装示意图；

图5是本实用新型一种优选实施方式中三轴角速度传感器安装示意图；

图6是本实用新型一种优选实施方式中动量轮安装示意图；

图7是本实用新型一种优选实施方式中磁力矩器安装示意图。

附图标记：

1主承力板；2第一太阳敏感器；3第二太阳敏感器；4第一星敏感器；5 第三星敏感器；6第二星敏感器；7第一动量轮；8第二动量轮；9第三动量轮； 10第四动量轮；11第一磁力矩器；12第二磁力矩器；13第三磁力矩器；14 第四磁力矩器；15三轴光纤陀螺仪；16三轴MEMS陀螺仪。

具体实施方式

下面详细描述本实用新型的实施例，所述实施例的示例在附图中示出，其中自始至终相同或类似的标号表示相同或类似的元件或具有相同或类似功能的元件。下面通过参考附图描述的实施例是示例性的，仅用于解释本实用新型，而不能理解为对本实用新型的限制。

在本实用新型的描述中，除非另有规定和限定，需要说明的是，术语“安装”、“相连”、“连接”应做广义理解，例如，可以是机械连接或电连接，也可以是两个元件内部的连通，可以是直接相连，也可以通过中间媒介间接相连，对于本领域的普通技术人员而言，可以根据具体情况理解上述术语的具体含义。

本实用新型公开了一种适用于低轨平板式卫星的姿态控制系统，在一种优选实施方式中，如图1所示，该姿态控制系统包括星载计算机，以及安装在主承力板1上的多个星敏感器和用于调整卫星姿态的执行机构；星载计算机分别与星敏感器和执行机构连接；在主承力板1飞行方向的前端和后端分别布置部分星敏感器。

在本实施方式中，优选的，本姿态控制系统适用于500km高度、86°倾角圆轨道的低轨平板式通信卫星三轴零动量姿态稳定控制。配置姿态敏感器确定卫星姿态信息；配置执行机构进行卫星姿态控制。优选的，星载计算机分别与星敏感器和执行机构的连接方式为有线连接。

在本实施方式中，优选的，如图6所示，执行机构包括采用其中三个动量轮正交安装，剩余的一个动量轮斜装的方式安装在主承力板1上的第一动量轮 7、第二动量轮8、第三动量轮9和第四动量轮10，第一动量轮7的安装轴与 +X轴方向一致，第二动量轮8的安装轴与-Y轴方向一致，第三动量轮9的安装轴与-Z轴方向一致，第四动量轮10与-X轴、-Y轴和-Z轴的夹角均为 54.74°；星载计算机分别与第一动量轮7、第二动量轮8、第三动量轮9和第四动量轮10连接，优选的，星载计算机与各动量轮的连接方式为有线连接。

在本实施方式中，通过角动量交换的方式实现卫星姿态控制，按照现有的姿态控制指令，提供合适的控制力矩，校正卫星的姿态偏差，或完成预定的姿态调整。

在本实施方式中，配置4台动量轮，其中3台动量轮(第一动量轮7、第二动量轮8、第三动量轮9)用于实现三轴主动轮控，另1台动量轮(第四动量轮10)使动量轮维持在偏置转速状态下工作，保证整星零动量控制时避免动量轮转速频繁过零。

在本实施方式中，优选的，如图3所示，星敏感器包括位于主承力板1飞行方向前端的第一星敏感器4和第三星敏感器5、以及位于主承力板1飞行方向后端的第二星敏感器6；在主承力板1的质心本体坐标系O-XYZ中：第二星敏感器6的光轴在XOZ面内，第二星敏感器6的光轴与-X轴的夹角为35°，第二星敏感器6的光轴与-Z轴的夹角为55°；第一星敏感器4的光轴与XOY 面的夹角为35°，第一星敏感器4的光轴在XOY面的投影与-Y轴的夹角为 30°，第一星敏感器4的光轴在XOY面的投影与+X轴的夹角为60°；第三星敏感器5的光轴与XOY面的夹角为35°，第三星敏感器5的光轴在XOY面的投影与+X轴的夹角为60°，第三星敏感器5的光轴在XOY面的投影与+Y轴的夹角为30°。

在本实施方式中，质心本体坐标系O-XYZ以主承力板1的质心为坐标原点，三轴与卫星三个惯量主轴一致。当卫星对地定向模式无姿态偏差时，主承力板长度方向为飞行方向，飞行方向与O-XYZ坐标系的+X轴一致；主承力板高度方向与Z轴一致，+Z轴指向地心方向；Y轴与X轴和Z轴构成右手直角坐标系， Y轴与轨道法向和/或主承力板宽度方向一致。

在本实施方式中，考虑系统可靠性与定姿连续性等因素，星敏感器的台套数上需要进行必要的备份。由于通信卫星在轨任务期间的常规工作模式为对地定向模式，在无机动要求的情况下，基本保持三轴稳定状态。500km高度、86°倾角圆轨道轨道太阳角的变化范围为-90°到+90°，为了避免星敏感器受光照影响，保证控制精度，需至少配置2台星敏感器，另配置1台星敏感器保证太阳翼转动时避免遮挡，保证星敏定姿功能有效，因此，共配置3台星敏感器。在本实施方式中，3台星敏感器互相补充视场，通过星图识别的方式，在轨实时测量卫星相对于惯性空间的姿态四元数。

在一种优选实施方式中，如图1和图2所示，还包括至少两个太阳敏感器，星载计算机分别与太阳敏感器连接，在主承力板1飞行方向的前端和后端分别布置部分太阳敏感器。配置太阳敏感器确定惯性空间太阳矢量方向。

在本实施方式中，优选的，如图4所示，太阳敏感器包括位于主承力板1 飞行方向前端的第一太阳敏感器2和位于主承力板1飞行方向后端的第二太阳敏感器3；在主承力板1的质心本体坐标系O-XYZ中，第二太阳敏感器3的光轴在YOZ平面内，第二太阳敏感器3的光轴与-Z轴的夹角为30°，第二太阳敏感器3的光轴与+Y轴的夹角为60°，第一太阳敏感器2的光轴在YOZ平面内，第一太阳敏感器2的光轴与-Z轴的夹角为30°，第一太阳敏感器2的光轴与-Y轴的夹角为60°。

在本实施方式中，由于太阳敏感器的视场半锥角通常为45°到60°，因此，配置2台太阳敏感器互补形成180°视场，在轨实时测量惯性空间太阳矢量方向，同时作为姿态确定备份敏感器。

在一种优选实施方式中，还包括用于调节第一星敏感器4、第二星敏感器6、第三星敏感器5、第一太阳敏感器2与第二太阳敏感器3安装角度的调节机构，优选的，调节机构在完成整星装配后可一次性锁紧。调节机构包括第一星敏感器调节单元、第二星敏感器调节单元、第三星敏感器调节单元、第一太阳敏感器调节单元与第二太阳敏感器调节单元。第一星敏感器调节单元优选但不限于为二维旋转台，第一星敏感器4安装于二维旋转台的台面上，二维旋转台底部与第一星敏感器4在主承力板1的安装位置处的主承力板1本体固定或可拆卸连接。第二星敏感器调节单元、第三星敏感器调节单元、第一太阳敏感器调节单元与第二太阳敏感器调节单元的结构可参照第一星敏感器调节单元结构，在此不再赘述。

在本实施方式中，安装角度调节过程中，星敏感器的安装角度根据选用的星敏感器的视场、太阳光抑制角、地气角等指标可进行调整，安装角度满足第一、第二与第三星敏感器在任意时刻至少有一台星敏感器视场不受星上器件、太阳光、地球反射光影响；太阳敏感器的安装角度根据选用的太阳敏感器的视场设计值可进行调整，安装角度满足第一与第二太阳敏感器组合视场覆盖星体 YOZ面180°。

在一种优选实施方式中，如图1所示，执行机构还包括第一磁力矩器11、第二磁力矩器12、第三磁力矩器13和第四磁力矩器14。具体的如图7所示，第一磁力矩器11的安装轴与+X轴平行且指向一致，第二磁力矩器12的安装轴与+Y轴平行且指向一致，第三磁力矩器13的安装轴和第四磁力矩的安装轴均与+Z轴平行且指向一致；星载计算机分别与第一磁力矩器11、第二磁力矩器12、第三磁力矩器13和第四磁力矩器14连接，星载计算机分别向第一磁力矩器11、第二磁力矩器12、第三磁力矩器13和第四磁力矩器14发送驱动信号，优选的，星载计算机与各磁力矩器的连接方式为有线。

在本实施方式中，磁力矩器利用本身磁矩和地磁场的相互作用而产生作用于卫星的磁力矩，用于卫星入轨后的磁消旋以及对动量轮角动量进行磁卸载。在卫星本体X方向与Y方向各配置1根满足指标要求的磁力矩器(第一磁力矩器11和第二磁力矩器12)，由于平板式卫星本体Z方向尺寸受限，因此，卫星本体Z方向配置2根磁力矩器(第三磁力矩器13和第四磁力矩器14)共同输出所需磁矩。

在一种优选实施方式中，如图1所示，还包括至少一个三轴角速度传感器，三轴角速度传感器与星载计算机连接，优选的，星载计算机与三轴角速度传感器的连接方式为有线。

在本实施方式中，配置三轴角速度传感器用于在轨实时测量卫星相对于惯性空间的角速度信息。

在本实施方式中，优选的，如图5所示，三轴角速度传感器包括三轴光纤陀螺仪15和/或三轴MEMS陀螺仪16。

在本实施方式中，当三轴角速度传感器包括三轴光纤陀螺仪15和三轴 MEMS陀螺仪16时，姿态控制系统的总体安装示意图如图2所示。三轴光纤陀螺仪15可用于常规模式下精测卫星三轴角速度，三轴MEMS陀螺仪16可用于应急情况下粗测卫星三轴角速度，减少星上能源损耗。

在一种优选实施方式中，还包括地球磁场计算模块，地球磁场计算模块根据卫星当前所处轨道位置计算出卫星当前所处轨道位置的磁场矢量信息，地球磁场计算模块与星载计算机连接。

在一种优选实施方式中，系统包括星载计算机，星载计算机包括地球磁场计算模块，地球磁场计算模块根据卫星当前所处轨道位置计算出卫星当前所处轨道位置的磁场矢量信息。

在本实施方式中，由于平板式卫星结构布局紧凑，星上磁场环境复杂，整星剩磁较大，且不同载荷开关机易导致剩磁环境复杂，如使用磁强计在轨实时测试地磁场矢量，一方面会受到整星剩磁的影响，另一方面，平板式卫星Z 向尺寸较小，不易于磁强计布局，这就给低轨平板式卫星的在轨控制带来了一定的难度。在轨运行的卫星，由于受到外力矩的作用，其姿态总是在变化。姿态控制应在充分利用各种环境力矩的基础上，考虑各种制约因素，采取必要措施，使卫星姿态满足特定任务的需要。通信卫星载荷各类丰富，因此对姿态控制性能要求较高，为克服空间环境干扰，通常采用三轴零动量的控制方式，利用动量轮维持卫星三轴姿态。低轨卫星的工作轨道高度为200到2000km，卫星受到的环境干扰力矩主要为重力梯度力矩和剩磁力矩。而磁力矩器工作时，需要获取较为准确的地磁场强度信息。考虑上述原因本实施方式中不设置磁强计，而利用磁场计算模块确定地磁场矢量信息，能够有效避免平板式卫星因布局限制、整星剩磁环境复杂影响地磁场测量，通过计算的方法代替测量，提高控制精度，同时也减少了对能源与信息的需求，有效节省了资源的消耗。

在本实施方式中，地球磁场计算模块根据卫星当前所处轨道位置计算出卫星当前所处轨道位置的磁场矢量信息中采用的方法为现有技术，具体可参考公开号为CN110127088B的中国专利中公开的计算磁场方法。

在本实施方式中，优选的，地球磁场计算模块与星上GNSS装置或地面站连接，星上GNSS装置用于测量当前卫星所处轨道位置，地面站上报当前卫星所处轨道位置。

在本说明书的描述中，参考术语“一个实施例”、“一些实施例”、“示例”、“具体示例”、或“一些示例”等的描述意指结合该实施例或示例描述的具体特征、结构、材料或者特点包含于本实用新型的至少一个实施例或示例中。在本说明书中，对上述术语的示意性表述不一定指的是相同的实施例或示例。而且，描述的具体特征、结构、材料或者特点可以在任何的一个或多个实施例或示例中以合适的方式结合。

尽管已经示出和描述了本实用新型的实施例，本领域的普通技术人员可以理解：在不脱离本实用新型的原理和宗旨的情况下可以对这些实施例进行多种变化、修改、替换和变型，本实用新型的范围由权利要求及其等同物限定。

Claims (10)

1.一种适用于低轨平板式卫星的姿态控制系统，其特征在于，包括星载计算机，以及安装在主承力板上的多个星敏感器和用于调整卫星姿态的执行机构；

所述星载计算机分别与星敏感器和执行机构连接；在所述主承力板飞行方向的前端和后端分别布置部分星敏感器。

2.如权利要求1所述的适用于低轨平板式卫星的姿态控制系统，其特征在于，还包括至少两个太阳敏感器，所述星载计算机分别与太阳敏感器连接，在所述主承力板飞行方向的前端和后端分别布置部分太阳敏感器。

3.如权利要求2所述的适用于低轨平板式卫星的姿态控制系统，其特征在于，所述太阳敏感器包括位于所述主承力板飞行方向前端的第一太阳敏感器和位于所述主承力板飞行方向后端的第二太阳敏感器；第一太阳敏感器与第二太阳敏感器的组合视场在主承力板本体坐标系O-XYZ中覆盖星体YOZ面180°；所述主承力板本体坐标系O-XYZ以主承力板的质心为坐标原点，三轴与卫星的三个惯量主轴一致；当卫星对地定向模式无姿态偏差时，主承力板长度方向为飞行方向，飞行方向与O-XYZ坐标系的+X轴一致；主承力板高度方向与Z轴一致，+Z轴指向地心方向；Y轴与X轴和Z轴构成右手直角坐标系，Y轴与轨道法向和/或主承力板宽度方向一致；

和/或所述星敏感器包括位于所述主承力板飞行方向前端的第一星敏感器和第三星敏感器、以及位于所述主承力板飞行方向后端的第二星敏感器。

4.如权利要求3所述的适用于低轨平板式卫星的姿态控制系统，其特征在于，在主承力板的质心本体坐标系O-XYZ中，第二太阳敏感器的光轴在YOZ平面内，第二太阳敏感器的光轴与-Z轴的夹角为30°，第二太阳敏感器的光轴与+Y轴的夹角为60°，第一太阳敏感器的光轴在YOZ平面内，第一太阳敏感器的光轴与-Z轴的夹角为30°，第一太阳敏感器的光轴与-Y轴的夹角为60°。

5.如权利要求3所述的适用于低轨平板式卫星的姿态控制系统，其特征在于，在主承力板的质心本体坐标系O-XYZ中，所述第二星敏感器的光轴在XOZ面内，第二星敏感器的光轴与-X轴的夹角为35°，第二星敏感器的光轴与-Z轴的夹角为55°；所述第一星敏感器的光轴与XOY面的夹角为35°，第一星敏感器的光轴在XOY面的投影与-Y轴的夹角为30°，第一星敏感器的光轴在XOY面的投影与+X轴的夹角为60°；所述第三星敏感器的光轴与XOY面的夹角为35°，所述第三星敏感器的光轴在XOY面的投影与+X轴的夹角为60°，所述第三星敏感器的光轴在XOY面的投影与+Y轴的夹角为30°。

6.如权利要求3所述的适用于低轨平板式卫星的姿态控制系统，其特征在于，还包括用于调节第一星敏感器、第二星敏感器、第三星敏感器、第一太阳敏感器与第二太阳敏感器安装角度的调节机构。

7.如权利要求1所述的适用于低轨平板式卫星的姿态控制系统，其特征在于，所述执行机构包括安装在所述主承力板上的第一动量轮、第二动量轮、第三动量轮和第四动量轮，在主承力板本体坐标系O-XYZ中，所述第一动量轮的安装轴与+X轴方向一致，第二动量轮的安装轴与-Y轴方向一致，第三动量轮的安装轴与-Z轴方向一致，第四动量轮与-X轴、-Y轴和-Z轴的夹角均为54.74°；

所述星载计算机分别与第一动量轮、第二动量轮、第三动量轮和第四动量轮连接；

所述主承力板本体坐标系O-XYZ以主承力板的质心为坐标原点，三轴与卫星的三个惯量主轴一致；当卫星对地定向模式无姿态偏差时，主承力板长度方向为飞行方向，飞行方向与O-XYZ坐标系+X轴一致；主承力板高度方向与Z轴一致为，+Z轴指向地心方向；Y轴与X轴和Z轴构成右手直角坐标系，Y轴与轨道法向和/或主承力板宽度方向一致。

8.如权利要求7所述的适用于低轨平板式卫星的姿态控制系统，其特征在于，所述执行机构还包括第一磁力矩器、第二磁力矩器、第三磁力矩器和第四磁力矩器，所述第一磁力矩器的安装轴与+X轴平行且指向一致，所述第二磁力矩器的安装轴与+Y轴平行且指向一致，所述第三磁力矩器的安装轴和第四磁力矩的安装轴均与+Z轴平行且指向一致；

所述星载计算机分别与第一磁力矩器、第二磁力矩器、第三磁力矩器和第四磁力矩器连接。

9.如权利要求1所述的适用于低轨平板式卫星的姿态控制系统，其特征在于，还包括至少一个三轴角速度传感器，所述三轴角速度传感器与星载计算机连接。

10.如权利要求1所述的适用于低轨平板式卫星的姿态控制系统，其特征在于，还包括地球磁场计算模块，所述地球磁场计算模块根据卫星当前所处轨道位置计算出磁场矢量信息，所述地球磁场计算模块与星载计算机连接；

或者包括星载计算机，所述星载计算机包括地球磁场计算模块，所述地球磁场计算模块根据卫星当前所处轨道位置计算出磁场矢量信息。

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