3. 卫星轨道与光照条件

太阳翼的发电能力并不只取决于电池片本身，它首先被卫星所处的轨道几何与太阳相对位置所决定。同一块太阳翼，在光照区正对太阳时可能输出接近额定功率，而进入地影区后输出立即降为零；即使同在光照区，太阳光斜射时输出也会按入射角余弦关系明显下降。因此，理解轨道周期、地影区、光照区与太阳入射角，是后续判断“某圈能发多少电、能支撑哪些任务”的物理基础。

一、轨道周期决定能量节拍

轨道周期是卫星绕地球运行一圈所需的时间，它决定了光照与地影交替的节拍。对圆轨道，可用开普勒第三定律估算：

T = 2π · sqrt(a³ / μ)
a  = 轨道半长轴（m），μ = 398600.4418 km³/s²（地球引力常数）
示例：a = 7000 km 时，T ≈ 2π·sqrt(7000³/398600) ≈ 5828 s ≈ 97.1 min

以约 97 分钟的周期为例，一天约绕地球 14.8 圈。若每圈有约 60 分钟光照、约 37 分钟地影，则单圈光照时间占比约 62%。这个比例直接决定了太阳翼在一天内可用的总发电时长，也决定了蓄电池需要在多长的地影期内独立供电。轨道越高，周期越长，单圈地影时间通常也越长，但圈数减少，需要结合具体轨道高度与太阳赤纬综合判断。

二、地影区与光照区的判定

地影区是卫星被地球遮挡、无法接收太阳光的区域，光照区则是太阳光可直射太阳翼的区域。工程上常把地影分为本影与半影：本影内完全无直射光，半影内部分遮挡、光照逐渐过渡。对低轨卫星，半影时间通常只有几十秒到一两分钟，粗略排程时可先按本影处理，精细计算时再修正。

判断某时刻是否处于地影，可看卫星位置矢量与太阳方向矢量的夹角。设卫星到地心距离为 r，地球半径为 Re，太阳方向单位矢量为 s，卫星位置单位矢量为 u，则当 u·s < 0 且卫星到地影轴线的垂直距离小于 Re 时进入地影。简化判据为：卫星位于地球背阳侧，且与地影轴线的横向距离小于地球半径。实际排程中，通常用轨道递推得到每圈的地影起止时刻，形成“光照—地影”时间窗序列。

三、太阳入射角对发电功率的影响

太阳翼输出功率与太阳入射角密切相关。设太阳光与太阳翼法线的夹角为 θ，则有效受光面积为 A·cosθ，理想情况下输出功率可写为：

P ≈ P_stc · (A · cosθ / A) · η · (1 - 衰减)
  = P_stc · cosθ · η · (1 - 衰减)

其中：
P_stc：标准测试条件下额定功率（W）
θ：太阳入射角（太阳光与太阳翼法线夹角）
η：温度、老化、线损等综合效率（示例取 0.85～0.92）
衰减：遮挡、污染等附加损失

当 θ = 0° 时，cosθ = 1，输出最大；θ = 60° 时，cosθ = 0.5，输出约降为一半；θ = 90° 时，cosθ = 0，太阳翼几乎不发电。因此，太阳翼通常需要通过姿态控制或对日定向机构尽量保持法线朝向太阳。对于固定安装的太阳翼，入射角会随轨道位置和季节周期性变化，排程时必须按时间窗逐段计算可用功率，而不能只用额定功率估算。

四、把轨道与光照条件转成排程输入

实际排程中，需要把上述物理量转成可计算的时间序列。典型做法是：先由轨道递推得到每圈的光照/地影起止时刻，再计算光照段内太阳入射角随时间的变化，最后按 cosθ 与效率折算成太阳翼输出功率曲线。下面给出一个可直接参考的示例计算表结构，用于把轨道与光照条件转成排程输入。

表中“可用功率”按额定 200 W、综合效率 0.9、平均 cosθ 折算得到，仅作为示例参数，实际值需根据具体太阳翼面积、电池效率、温度与衰减系数重新计算。排程时，应把每个光照段视为一个可充电窗口，把地影段视为必须由蓄电池供电的窗口，再结合任务功耗需求判断能量是否平衡。

综上，轨道周期、地影区、光照区与太阳入射角并不是四个孤立概念，而是共同决定太阳翼输出功率曲线的一组耦合参数。只有先把它们转成逐圈、逐时段的光照窗口与功率曲线，后续的能源约束排程才有可靠的输入基础。