Способ управления орбитальным космическим аппаратом



Способ управления орбитальным космическим аппаратом
Способ управления орбитальным космическим аппаратом
Способ управления орбитальным космическим аппаратом
Способ управления орбитальным космическим аппаратом
Способ управления орбитальным космическим аппаратом
Способ управления орбитальным космическим аппаратом

 


Владельцы патента RU 2535963:

Открытое акционерное общество "Ракетно-космическая корпорация "Энергия" имени С.П. Королева" (RU)

Изобретение относится к управлению движением космического аппарата (КА), на котором размещены теплоизлучающий радиатор и солнечная батарея (СБ). Способ включает выполнение полета КА по орбите вокруг планеты с разворотом СБ в положение, соответствующее совмещению нормали к рабочей поверхности СБ с направлением на Солнце. Строят орбитальную ориентацию КА, при которой плоскость вращения СБ параллельна плоскости орбиты КА и СБ расположена относительно плоскости орбиты со стороны Солнца. Определяют высоту орбиты КА и угол между направлением на Солнце и плоскостью орбиты КА. Определяют значение (β*) данного угла, при котором длительность теневой части витка равна необходимому времени сброса тепла радиатором на витке. Определяют витки орбиты, на которых текущее значение данного угла больше β*. На этих витках выполняют повороты СБ вокруг поперечной и продольной осей вращения до достижения условий затенения радиатора СБ. При этом обеспечивают минимальное отклонение ориентации рабочей поверхности СБ на Солнце. Орбитальный полет КА выполняют по околокруговой орбите высотой не более некоторого расчетного значения. Технический результат изобретения состоит в повышении эффективности функционирования радиатора путем создания условий его естественного охлаждения при затенении СБ в любом положении КА на витке орбиты. 3 ил.

 

Изобретение относится к области космической техники и может быть использовано при управлении движением космических аппаратов (КА).

КА снабжены солнечными батареями (СБ), которые вырабатывают электроэнергию для обеспечения функционирования КА. При реализации полетных операций КА задействуется бортовая аппаратура, элементы которой при работе нагреваются. Выделяемое тепло используется для термостатирования КА, а его избыток сбрасывается в окружающее КА пространство через радиаторы-теплоизлучатели. При этом сброс тепла наиболее эффективен на теневых участках околоземной орбиты, в течение которых вся поверхность радиатора-теплоизлучателя не освещена прямым солнечным излучением, и менее эффективен на освещенных Солнцем участках орбиты, когда сброс тепла происходит, в основном, с тех участков радиатора-теплоизлучателя, которые затенены элементами конструкции КА (Фаворский О.Н., Каданер Я.С. Вопросы теплообмена в космосе. Москва, «Высшая школа», 1972).

Известен способ управления орбитальным КА (Елисеев А.С. Техника космических полетов. Москва, «Машиностроение», 1983), включающий разворот СБ в рабочее положение на Солнце и выполнение орбитального полета КА вокруг планеты, при котором сброс тепла радиатором-теплоизлучателем осуществляется в моменты нахождения КА в тени планеты, а также в моменты световой части витка, в которые при текущей ориентации КА конструкция КА затеняет радиатор-теплоизлучатель от прямого солнечного света. В данном способе сброс тепла радиатором-теплоизлучателем осуществляется за счет естественного охлаждения радиатора-теплоизлучателя в моменты его затенений планетой или конструкций КА. Недостатком данного способа является то, что он, в общем случае, не гарантирует наличие на световой части орбиты затенения радиатора-теплоизлучателя конструкцией КА. Например, при нахождении КА на «солнечной» орбите (когда тень на витке орбиты отсутствует) отсутствие затенения радиатора-теплоизлучателя конструкцией КА означает отсутствие затенения радиатора-теплоизлучателя на всем витке, что существенно снижает эффективность выполнения радиатором-теплоизлучателем своих функций.

Известен способ управления орбитальным КА (Малоземов В.В. Тепловой режим космических аппаратов. Москва, «Машиностроение», 1980), принятый за прототип, включающий выполнение орбитального полета КА вокруг планеты, разворот СБ в рабочее положение на Солнце и выполнение разворота КА до затенения радиатора-теплоизлучателя конструкцией КА. В данном способе гарантированно осуществляется сброс тепла радиатором-теплоизлучателем за счет естественного охлаждения радиатора-теплоизлучателя в моменты его затенения конструкцией КА.

Способ-прототип имеет существенный недостаток - для создания условий для естественного охлаждения радиатора-теплоизлучателя за счет затенения его конструкцией КА по данному способу необходимо непрерывно выполнять вышеупомянутый специальный разворот КА, что, с одной стороны, требует дополнительных энергетических затрат на его выполнение, а с другой стороны, выполнение вышеупомянутого специального разворота КА в общем случае может противоречить построению требуемой целевой ориентации КА - той ориентации, в которой должен находиться КА для решения его целевых задач. Таким образом, в процессе решения целевых задач КА, который сопровождается построением требуемой целевой ориентации КА, в общем случае не создаются условия для естественного охлаждения радиатора-теплоизлучателя за счет его затенения, что ухудшает эффективность функционирования радиатора-теплоизлучателя.

Задачей, на решение которой направлено настоящее изобретение, является повышение эффективности функционирования радиатора-теплоизлучателя, установленного на КА, снабженном подвижными СБ.

Технический результат, достигаемый при осуществлении настоящего изобретения, заключается в создании дополнительных условий для естественного охлаждения радиатора-теплоизлучателя за счет затенения его подвижными СБ КА.

Технический результат достигается тем, что в способе управления орбитальным КА, включающем выполнение орбитального полета КА с размещенным на нем радиатором-теплоизлучателем по орбите вокруг планеты и разворот СБ, установленной с двумя степенями свободы на КА, в рабочее положение, соответствующее совмещению нормали к рабочей поверхности СБ с направлением на Солнце, дополнительно производят построение орбитальной ориентации КА, при которой плоскость вращения СБ параллельна плоскости орбиты КА и СБ расположена относительно плоскости орбиты со стороны Солнца, определяют угол между направлением на Солнце и плоскостью орбиты КА, определяют высоту орбиты КА, по определенной высоте орбиты определяют значение угла между направлением на Солнце и плоскостью орбиты КА β*, при котором длительность теневой части витка орбиты равна необходимой длительности времени сброса тепла радиатором-теплоизлучателем на витке, определяют витки орбиты, на которых текущее значение угла между направлением на Солнце и плоскостью орбиты более вышеопределенного значения β*, и на вышеопределенных витках орбиты выполняют поворот СБ вокруг поперечной оси вращения СБ до пересечения прямой, проходящей через обращенную к Солнцу область поверхности радиатора-теплоизлучателя и направленной на Солнце, с СБ и поворот СБ вокруг продольной оси вращения СБ до достижения углом между нормалью к рабочей поверхности СБ и направлением на Солнце минимального значения, при этом вышеописанные повороты СБ выполняют в течение суммарной длительности k·Р-Т при прохождении КА освещенной части витка, а орбитальный полет КА выполняют по околокруговой орбите высотой не более чем

,

где k - коэффициент, характеризующий необходимую длительность времени сброса тепла радиатором-теплоизлучателем на каждом витке и равный отношению необходимой длительности времени сброса тепла на витке к длительности витка,

Р - период обращения КА,

Т - длительность теневой части витка,

L - длина СБ вдоль продольной оси ее вращения,

D - расстояние от поперечной оси вращения СБ до наиболее удаленной от данной оси точки поверхности радиатора-теплоизлучателя,

Е - расстояние от плоскости вращения СБ до наиболее удаленной от данной плоскости точки поверхности радиатора-теплоизлучателя,

R - радиус планеты.

Суть предлагаемого изобретения поясняется на фиг.1, 2, 3, на которых представлено: на фиг.1 - схема взаимного положения СБ и радиатора-теплоизлучателя относительно направления на Солнце, иллюстрирующая вид в плоскости орбиты, на фиг.2 - схема взаимного положения СБ и радиатора-теплоизлучателя относительно направления на Солнце, иллюстрирующая вид с торца плоскости орбиты, на фиг.3 - схема, поясняющая определение угла между направлением на Солнце и плоскостью орбиты КА, при котором длительность теневой части витка орбиты равна необходимой длительности времени сброса тепла радиатором-теплоизлучателем на витке.

На фиг.1, 2, 3 введены обозначения:

1 - орбита КА;

2 - продольная ось вращения СБ;

3 - поперечная ось вращения СБ;

4 - радиатор-теплоизлучатель;

5 - перпендикуляр к поперечной оси вращения СБ, проходящий через обращенную к Солнцу область поверхности радиатора-теплоизлучателя,

6 - плоскость вращения СБ;

S - вектор направления на Солнце;

Sp - проекция направления на Солнце на плоскость орбиты;

О - центр планеты;

Р - угол между направлением на Солнце и плоскостью орбиты КА;

A, А1 - положения КА на витке орбиты;

АС - расстояние от поперечной оси вращения СБ до наиболее удаленной от данной оси точки обращенной к Солнцу области поверхности радиатора-теплоизлучателя;

АВ - расстояние от плоскости вращения СБ до наиболее удаленной от данной плоскости точки обращенной к Солнцу области поверхности радиатора-теплоизлучателя;

ВМ - отрезок продольной оси вращения СБ, заключенный между началом и окончанием СБ;

F1, F2 - положения КА на момент начала и конца теневого участка витка;

Fs - положение КА на момент середины теневого участка витка;

Z - поверхность планеты.

Поясним предложенные в способе действия.

Принимаем, что на КА СБ установлены с двумя степенями свободы: панель СБ поворачивается вокруг продольной оси вращения СБ и вокруг поперечной оси вращения СБ. Причем поворот СБ вокруг поперечной оси вращения СБ заключается в повороте продольной оси вращения СБ вокруг поперечной оси вращения СБ. При этом рассматриваем систему управления положением СБ, в которой поперечная ось вращения СБ непосредственно проходит через начало продольной оси вращения СБ и перпендикулярна к ней.

Принимаем, что СБ выполнены «непрозрачными»: СБ задерживают поступающий на них поток солнечной энергии и могут затенять собой от Солнца внешнюю поверхность КА.

Принимаем, что СБ имеют вытянутую прямоугольную форму, причем длину СБ измеряют вдоль продольной оси вращения СБ. При этом ширина СБ составляет не менее величины линейного размера поверхности радиатора-теплоизлучателя.

В предложенном способе выполняют орбитальный полет КА вокруг планеты по околокруговой орбите, высота которой Н не превышает значение Hmax, рассчитываемое по формуле:

где k - коэффициент, характеризующий необходимую длительность времени сброса тепла радиатором-теплоизлучателем на каждом витке и равный отношению необходимой длительности времени сброса тепла на витке к длительности витка,

L - длина СБ вдоль продольной оси вращения СБ, отсчитываемая от поперечной оси вращения СБ,

D - расстояние от поперечной оси вращения СБ до наиболее удаленной от данной оси точки поверхности радиатора-теплоизлучателя,

Е - расстояние от плоскости вращения СБ до наиболее удаленной от данной плоскости точки поверхности радиатора-теплоизлучателя,

R - радиус планеты.

Расстояние Е может быть отсчитано вдоль поперечной оси вращения СБ. В этом случае данное расстояние можно определить как расстояние между продольной осью вращения СБ и перпендикуляром к поперечной оси вращения СБ, проходящим через наиболее удаленную от плоскости вращения СБ точки поверхности радиатора-теплоизлучателя.

Выполняют разворот СБ в рабочее положение, соответствующее совмещению нормали к рабочей поверхности СБ с направлением на Солнце. В такой ориентации СБ обеспечивается максимальный приход электроэнергии.

Выполняют построение орбитальной ориентации КА, при которой плоскость вращения СБ параллельна плоскости орбиты КА и расположена относительно плоскости орбиты со стороны Солнца. Это соответствует тому, что поперечная ось вращения СБ перпендикулярна плоскости орбиты КА и СБ расположена относительно плоскости орбиты со стороны Солнца.

Определяют угол между направлением на Солнце и плоскостью орбиты КА β (принимаем, что всегда β≥0).

Определяют высоту орбиты КА Н.

Определяют значение угла между направлением на Солнце и плоскостью орбиты КА β*, при котором длительность теневой части витка орбиты равна необходимой длительности времени сброса тепла радиатором-теплоизлучателем на витке. Определение данного угла может быть выполнено по формуле:

Определение угла (3) математически может быть выполнено только при высоте орбиты КА не менее чем значение Н*, рассчитываемое по формуле:

где βmax - максимальное значение, которое может принимать угол между направлением на Солнце и плоскостью орбиты КА,

i - угол наклонения орбиты КА,

ε - угол наклонения эклиптики (ε≈23°26').

Определяют витки орбиты, на которых текущее значение угла между направлением на Солнце и плоскостью орбиты β более вышеопределенного значения β*:

Условие (7) соответствует тому, что длительность теневой части данных витков орбиты меньше необходимой длительности времени сброса тепла радиатором-теплоизлучателем на витке. При выполнении условия (7) тень на витке или отсутствует совсем, или ее продолжительность меньше необходимой длительности времени сброса тепла радиатором-теплоизлучателем на витке. Если условие (7) не выполняется (при β≤β*), то на данном витке длительность теневой части витка больше или равна необходимой длительности времени сброса тепла радиатором-теплоизлучателем на витке.

На высотах орбиты КА меньших, чем высота Н* (при Н<Н*), на любом витке существует теневая часть витка и ее длительность всегда больше необходимой длительности времени сброса тепла радиатором-теплоизлучателем на витке.

На вышеопределенных витках орбиты (7) при прохождении КА освещенной части витка выполняют поворот СБ вокруг поперечной оси вращения СБ до пересечения прямой, проходящей через обращенную к Солнцу область поверхности радиатора-теплоизлучателя и направленной на Солнце, с СБ и поворот СБ вокруг продольной оси вращения СБ до достижения углом между нормалью к рабочей поверхности СБ и направлением на Солнце минимального значения. При такой ориентации панель СБ затеняет обращенную к Солнцу область поверхности радиатора-теплоизлучателя. При этом поворот СБ вокруг продольной оси вращения СБ до достижения углом между нормалью к рабочей поверхности СБ и направлением на Солнце минимального значения служит одновременно как для увеличения площади, затеняемой СБ, так и для максимизации генерации электроэнергии (генерация электроэнергии зависит от угла падения солнечного излучения на поверхность СБ).

Данные повороты СБ выполняют в течение суммарной длительности Δ:

где Р - период обращения КА,

Т - длительность теневой части витка (на солнечных витках T=0).

Условие (2) соответствует тому, что в любой точке орбиты данной высоты при нахождении КА в описанной выше орбитальной ориентации продольная ось вращения СБ может быть повернута до положения, в котором прямая, направленная от обращенной к Солнцу области поверхности радиатора-теплоизлучателя в сторону Солнца, непосредственно пересекает панель СБ.

Таким образом в течение всего витка, с учетом длительности его теневой части, радиатор-теплоизлучатель будет гарантированно затенен от Солнца в течение времени Δ+T=k·P, которое составляет необходимую длительность времени сброса тепла на витке.

Выполнение орбитального полет КА вокруг планеты по околокруговой орбите, высота которой не превышает заданного значения, обеспечивается выполнением необходимых маневров КА. Например, для данной цели могут быть применены схемы маневрирования КА, используемые при управлении полетом международной космической станции (МКС) и транспортных кораблей «Союз», «Прогресс» и др.

Поясним используемые формулы.

Соотношения (1), (2) получаются из соотношений (3), (7) и соотношения:

Поясним формулу (9). Для этого рассмотрим точку витка, в которой при поддержании вышеописанной орбитальной ориентации КА перпендикуляр к поперечной оси вращения СБ, проходящий через точку обращенной к Солнцу области поверхности радиатора-теплоизлучателя 5, параллелен проекции солнечного направления на плоскость орбиты (положение КА в точке А на фиг.1).

Рассмотрим также такое повернутое положение продольной оси вращения СБ, при котором продольная ось вращения СБ параллельна проекции солнечного направления на плоскость орбиты (положение ВМ продольной оси вращения СБ на фиг.1).

Условие (9) означает, что в описанной точке А витка орбиты при угле между направлением на Солнце и плоскостью орбиты КА, равном значению β, и при описанном повернутом положении ВМ продольной оси вращения СБ прямая, проходящая через упомянутую точку обращенной к Солнцу области поверхности радиатора-теплоизлучателя и направленная на Солнце, непосредственно пересекает отрезок ВМ продольной оси вращения СБ, заключенный между началом и окончанием СБ. Это эквивалентно тому, что длины СБ L достаточно для затенения радиатора-теплоизлучателя панелью СБ.

Во всех остальных точках витка (например, положение КА в точке A1 на фиг.1) для затенения радиатора-теплоизлучателя панелью СБ достаточно меньшей длины СБ, чем длина СБ, необходимая для затенения радиатора-теплоизлучателя в описанной точке витка.

Таким образом, если в описанной точке витка выполнено условие (9), то также и во всех остальных точках данного витка данной длины СБ будет достаточно для затенения радиатора-теплоизлучателя панелью СБ.

Отметим, что на фиг.1, 2 представлены иллюстрации, на которых расстояние от поперечной оси вращения СБ до наиболее удаленной от данной оси точки поверхности радиатора-теплоизлучателя D равно АС и расстояние от плоскости вращения СБ до наиболее удаленной от данной плоскости точки поверхности радиатора-теплоизлучателя Е равно АВ. В общем случае D≥AC и E≥AB.

Соотношение (3) получается из следующих формул, иллюстрируемых на фиг.3:

где θ - угловой полураствор видимого с КА диска планеты,

λ - угловой полураствор теневой части витка орбиты, измеренный из центра планеты.

Соотношение (13) соответствует условию равенства длительности теневой части витка и необходимой длительности времени сброса тепла радиатором-теплоизлучателем на витке.

Соотношения (4), (5) следуют из соотношения:

Как правило, на КА размещают несколько СБ и несколько радиаторов-теплоизлучателей. Например, СБ могут быть установлены парами, при этом в каждой паре продольные оси вращения СБ направлены в противоположные стороны. Несколько (например, не менее четырех) радиаторов-теплоизлучателей, каждый из которых имеет плоскую форму, могут быть размещены на разных сторонах внешней поверхности КА. В этом случае действия предлагаемого способа применяют к разным всевозможным комбинациям СБ и радиаторов-теплоизлучателей.

Опишем технический эффект предлагаемого изобретения.

Предлагаемое техническое решение обеспечивает повышение эффективности функционирования радиатора-теплоизлучателя, размещенного на снабженном подвижными СБ КА, путем создания дополнительных условий для естественного охлаждения радиатора-теплоизлучателя за счет его затенения СБ в любом местоположении КА на текущем витке орбиты.

Достижение технического результата обеспечивается за счет:

- выполнения орбитального полета КА по околокруговой орбите на предложенной высоте,

- выполнения построения предложенной орбитальной ориентации КА, при которой плоскость вращения СБ ориентирована предложенным образом,

- определения предложенных углов и высоты орбиты, по которым предложенным способом определяют витки орбиты, на которых нарушается условие требуемой длительности естественного охлаждения радиатора-теплоизлучателя в тени планеты,

- выполнения на предложенных витках орбиты предложенных поворотов СБ в течение предложенной длительности времени.

В результате предложенных действий и предложенных условий их выполнения обеспечивается возможность реализации затенения радиатора-теплоизлучателя вращающимися СБ в любое время и в любом местоположении КА на текущем витке орбиты. Данное обстоятельство предоставляет возможность реализовать сброс тепла радиатором-теплоизлучателем в любое требуемое время, например, в любое необходимое время, которое задается циклограммой выполнения целевой операции КА. Так, при реализации целевых операций КА задействуется бортовая аппаратура, элементы которой нагреваются, и данное тепло аккумулируется и сбрасывается в космос через радиаторы-теплоизлучатели. При этом циклограмма аккумулирования и сброса тепла соответствует циклограмме целевых операций КА. Таким образом необходимо осуществлять сброс тепла именно в требуемые моменты времени, определяемые ходом реализации целевых операций КА. Данная возможность и обеспечивается предлагаемым способом.

Выполненная оценка эффективности применения предлагаемого изобретения на международной космической станции (МКС) показала, что его использование качественно повысит эффективность функционирования радиаторов-теплоизлучателей, размещенных на модулях российского сегмента МКС.

Промышленное исполнение существенных признаков, характеризующих изобретение, не является сложным и может быть выполнено по известным технологиям.

Способ управления орбитальным космическим аппаратом, включающий выполнение орбитального полета космического аппарата с размещенным на нем радиатором-теплоизлучателем по орбите вокруг планеты и разворот солнечной батареи, установленной с двумя степенями свободы на космическом аппарате, в рабочее положение, соответствующее совмещению нормали к рабочей поверхности солнечной батареи с направлением на Солнце, отличающийся тем, что производят построение орбитальной ориентации космического аппарата, при которой плоскость вращения солнечной батареи параллельна плоскости орбиты космического аппарата и солнечная батарея расположена относительно плоскости орбиты со стороны Солнца, определяют угол между направлением на Солнце и плоскостью орбиты космического аппарата, определяют высоту орбиты космического аппарата, по определенной высоте орбиты определяют значение угла между направлением на Солнце и плоскостью орбиты космического аппарата β*, при котором длительность теневой части витка орбиты равна необходимой длительности времени сброса тепла радиатором-теплоизлучателем на витке, определяют витки орбиты, на которых текущее значение угла между направлением на Солнце и плоскостью орбиты более вышеопределенного значения β*, и на вышеопределенных витках орбиты выполняют поворот солнечной батареи вокруг поперечной оси вращения солнечной батареи до пересечения прямой, проходящей через обращенную к Солнцу область поверхности радиатора-теплоизлучателя и направленной на Солнце, с солнечной батареей и поворот солнечной батареи вокруг продольной оси вращения солнечной батареи до достижения углом между нормалью к рабочей поверхности солнечной батареи и направлением на Солнце минимального значения, при этом вышеописанные повороты солнечной батареи выполняют в течение суммарной длительности k·P-T при прохождении космическим аппаратом освещенной части витка, а орбитальный полет космического аппарата выполняют по околокруговой орбите высотой не более чем
,
где k - коэффициент, характеризующий необходимую длительность времени сброса тепла радиатором-теплоизлучателем на каждом витке и равный отношению необходимой длительности времени сброса тепла на витке к длительности витка,
Р - период обращения космического аппарата,
Т - длительность теневой части витка,
L - длина солнечной батареи вдоль продольной оси ее вращения,
D - расстояние от поперечной оси вращения солнечной батареи до наиболее удаленной от данной оси точки поверхности радиатора-теплоизлучателя,
Е - расстояние от плоскости вращения солнечной батареи до наиболее удаленной от данной плоскости точки поверхности радиатора-теплоизлучателя,
R - радиус планеты.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится преимущественно к системам терморегулирования космических объектов. Побудитель циркуляции содержит электронасосные агрегаты (ЭНА) и соединительные трубопроводы с гидроразъемами (ГР).

Группа изобретений относится к способам отвода низкопотенциального тепла от энергетических систем космических аппаратов (КА). Способ работы капельного холодильника-излучателя (КХИ) включает нагрев теплоносителя, его преобразование в поток капель, охлаждающихся излучением в космическом пространстве, сбор капель и подачу конденсата в энергетическую систему.

Изобретение относится к авиационно-ракетной технике и может быть использовано для обеспечения теплового режима приборных отсеков сверх- и гиперзвуковых летательных аппаратов.

Изобретение относится к конструкции и терморегулированию космических аппаратов (КА), преимущественно массой до 100 кг, запускаемых как попутные полезные нагрузки. В негерметичном контейнере КА, выполненном в форме параллелепипеда, на сотопанелях (СП) (3,4,5) установлены приборы (2).

Изобретение относится к космической технике, а именно к компоновке космических аппаратов (КА). Продольные и поперечные силовые сотовые панели компонуют в виде «двутавровой» конструкции, образующей центральную внутреннюю полость и две боковые П-образные полости.

Изобретение относится к системам терморегулирования (СТР), главным образом мощных геостационарных телекоммуникационных спутников с длительным сроком эксплуатации.

Изобретение относится к системам терморегулирования (СТР), главным образом мощных телекоммуникационных спутников. СТР содержит замкнутый циркуляционный контур с теплоносителем.

Изобретение относится к системам терморегулирования (СТР) космических аппаратов (КА), в частности телекоммуникационных спутников. СТР включает в себя замкнутый жидкостный контур с циркулирующим теплоносителем.

Группа изобретений относится к системам терморегулирования (СТР), преимущественно, космических аппаратов, может быть использована при их подготовке к летной эксплуатации, а также в других областях.

Изобретение относится к системам энергоснабжения и терморегулирования космических аппаратов (КА). Система терморегулирования КА содержит приборы для отбора, подвода и сброса тепла.

Изобретение относится к управлению движением космических аппаратов (КА) с использованием сил давления солнечного излучения, распределенных по рабочим зонам КА. Последние формируют в виде плоских параллельных оптически прозрачных капельных потоков.

Изобретение относится к электротехнике, в частности к устройствам для генерирования электрической энергии путем преобразования светового излучения в электрическую энергию, и может быть использовано при создании и производстве малоразмерных космических аппаратов с солнечными батареями (СБ).

Изобретение относится к системам электроснабжения космического аппарата (КА) с помощью солнечных батарей (СБ). Способ включает определение заданного угла ориентации СБ на Солнце по измеренному угловому положению нормали к рабочей поверхности СБ и вычисление расчетного угла относительно указанного положения нормали.

Изобретение относится к системам электроснабжения космического аппарата (КА) с помощью солнечных батарей (СБ). Способ включает определение заданного и текущего углов ориентации СБ и угловой скорости (ωСБ) СБ.

Изобретение относится к системам электроснабжения космических аппаратов (КА) с использованием солнечных батарей (СБ). Способ заключается в том, что определяют заданный угол СБ, измеряют ее текущий угол и вычисляют расчетный угол по угловой скорости СБ и времени ее вращения.

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано при проектировании выносных конструкций космических аппаратов, преимущественно антенн и солнечных батарей.

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано при проектировании выносных конструкций космических аппаратов, преимущественно солнечных батарей (СБ).

Изобретение относится к наземным испытаниям раскрывающихся конструкций, преимущественно солнечных батарей (СБ), с имитацией условий невесомости. .

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано при проектировании системы поворота солнечной батареи (СПСБ). .

Изобретение относится к управлению движением космического аппарата (КА) и, конкретно, к удержанию геосинхронного КА в заданной области стояния и коллокации с другими геостационарными КА.
Наверх