A method, apparatus, article of manufacture for compensating for solar wing thermal shock in a spacecraft. The method comprises the steps of determining solar wing compensation to compensate for the thermal shock disturbance and rotating the solar wing about a second axis according to the determined compensation, wherein the second axis is substantially perpendicular to the first axis and to a vector from the spacecraft to the sun. The solar wing compensation can be based on predicted solar wing deflections due to thermal shock perturbations, or if available, solar wing temperature measurements. In an embodiment of the present invention applicable to satellites with multiple solar wings, asymmetric control is applied by independent adjustment of the thermal shock compensation loop controlling each solar wing. In yet another embodiment of the present invention, the solar wing position actuator is further commanded by a feedback control loop using the measured spacecraft attitude. The apparatus comprises an attitude control system having a device for predicting or measuring solar wing perturbations, at least one solar wing position actuator, cooperatively coupled to the solar wing for rotating the solar wing about a second axis, wherein the second axis is substantially perpendicular to the first axis and to a vector from the spacecraft to the sun, and a thermal shock compensation loop, for generating at least one solar wing position actuator command to rotate the solar wing about the second axis in accordance with the predicted or measured solar wing perturbations.

Une méthode, appareil, article de fabrication pour le choc thermique compensant d'aile solaire dans un vaisseau spatial. La méthode comporte les étapes de déterminer la compensation solaire d'aile pour compenser la perturbation de choc thermique et de tourner l'aile solaire environ un deuxième axe selon la compensation déterminée, où le deuxième axe est essentiellement perpendiculaire au premier axe et à un vecteur du vaisseau spatial au soleil. La compensation solaire d'aile peut être basée sur des débattements solaires prévus d'aile dus aux perturbations de choc thermique, ou si disponible, des mesures solaires de la température d'aile. Dans un mode de réalisation de la présente invention applicable aux satellites avec les ailes solaires multiples, la commande asymétrique est appliquée par l'ajustement indépendant de la boucle de compensation de choc thermique commandant chaque aile solaire. Dans encore un autre mode de réalisation de la présente invention, le déclencheur solaire de position d'aile en outre est commandé par une boucle d'avertissement de rétroaction en utilisant l'attitude mesurée de vaisseau spatial. L'appareil comporte un système de commande d'attitude ayant un dispositif pour prévoir ou mesurer des perturbations solaires d'aile, au moins un déclencheur solaire de position d'aile, coopérativement couplé à l'aile solaire pour tourner l'aile solaire environ un deuxième axe, où le deuxième axe est essentiellement perpendiculaire au premier axe et à un vecteur du vaisseau spatial au soleil, et une boucle de compensation de choc thermique, parce que pour produire au moins d'une commande solaire de déclencheur de position d'aile de tourner l'aile solaire autour du deuxième axe selon les perturbations solaires prévues ou mesurées d'aile.