现代小型卫星有较高的新技术含量，具有重量轻、体积小、成本低、性能高、周期短等显著特点，而且可根据需要通过组网形成星座。假设卫星入轨初期采用慢自旋稳定模式，并由太阳电池阵供电。 这种小型卫星在入轨初期将遇到以下几个问题： 用分离弹簧实现星箭分离时，分离弹簧工作不同步可能导致卫星在俯仰、偏航和滚转3个方向上产生角速度偏差； 星箭分离后要在比较短的时间内实现太阳电池阵展开锁定和对日定向，由于太阳电池阵展开会使整个卫星的构型发生变化，其惯性特性也将随之改变，并且在太阳电池阵锁定时会产生对星体的冲击力（力矩），必须了解太阳电池阵展开与锁定过程对星体姿态的影响； 分离时太阳电池阵的法线方向与太阳入射光线方向存在一定的夹角。 因此在卫星入轨初期，星上控制系统需要完成卫星起旋、消除初始偏差、太阳电池阵展开锁定、对日定向等一系列工作。北京空间飞行器总体设计部以假设小型卫星为对象，建立了ADAMS仿真模型，进行了太阳电池阵展开与锁定过程的动力学分析研究和卫星入轨初期控制仿真研究。ADAMS仿真模型由星体、太阳电池阵、驱动展开机构、锁定机构以及控制执行机构组成，其分析仿真结果可以为卫星飞行程序的确定提供参考。
