Устройство фиксации гермоконтейнера научной аппаратуры



Устройство фиксации гермоконтейнера научной аппаратуры
Устройство фиксации гермоконтейнера научной аппаратуры
Устройство фиксации гермоконтейнера научной аппаратуры
Устройство фиксации гермоконтейнера научной аппаратуры
Устройство фиксации гермоконтейнера научной аппаратуры
Устройство фиксации гермоконтейнера научной аппаратуры
Устройство фиксации гермоконтейнера научной аппаратуры
Устройство фиксации гермоконтейнера научной аппаратуры
Устройство фиксации гермоконтейнера научной аппаратуры
Устройство фиксации гермоконтейнера научной аппаратуры

 


Владельцы патента RU 2538649:

Открытое акционерное общество "Ракетно-космический центр "Прогресс" (ОАО "РКЦ "Прогресс") (RU)

Устройство фиксации гермоконтейнера научной аппаратуры (ГК НА) относится к космической технике и может быть использовано при проектировании перемещающихся в пространстве элементов космического аппарата (КА) и имеющих жесткую механическую связь с корпусом КА в исходном и рабочем положениях. Устройство фиксации ГК НА содержит подвижную раму, установленную на основании, электропривод подвижной рамы, упоры-ограничители крайних положений рамы, механизмы фиксации, установленные на КА и взаимодействующие с упорами-ограничителями ГК НА в исходном положении. Механизмы фиксации содержат подпружиненные разноплечие рычаги, большие плечи которых взаимодействуют с запирающими элементами механизмов фиксации, выполненных в виде пирозамков, установленных на КА. Малые плечи рычагов взаимодействуют с упорами ГК НА. Узлы фиксации рабочего положения гермоконтейнера установлены на подвижной раме и снабжены электроприводами, которые взаимодействуют с подпружиненными рычагами, шарнирно установленными на штоках пирочек. Другие концы рычагов взаимодействуют с упорами, закрепленными на корпусе КА. Достигается повышение надежности устройства фиксации ГК НА. 10 ил.

 

Устройство фиксации гермоконтейнера научной аппаратуры относится к космической технике и может быть использовано при проектировании перемещающихся в пространстве элементов космического аппарата и имеющих жесткую механическую связь с корпусом космического аппарата в исходном и рабочем положениях.

Известно светозащитное устройство космического аппарата по патенту RU №2391264 от 10.06.2010, в котором устройство фиксации крышки содержит подвижные створки крышки, установленные на основании, электропривод створок, упоры-ограничители крайних положений створок, механизмы фиксации, установленные на космическом аппарате и взаимодействующие с крышкой в исходном положении, которые на участке выведения космического аппарата удерживают створки крышки в закрытом положении, а в рабочем положении за счет шарнирно-рычажного механизма с пружинными компенсаторами, прижимают створки в открытом положении к упорам-ограничителям.

При использовании в конструкции космического аппарата подвижных элементов с большой массой, таких как контейнеры научной аппаратуры или антенные устройства, становится актуальным обеспечение надежной фиксации их на всех участках эксплуатации (участок выведения космического аппарата на орбиту, участок штатной работы космического аппарата, в том числе изменение траектории полета).

Недостатками известного устройства фиксации является низкая надежность, которая на обеспечивает достаточную фиксацию контейнера научной аппаратуры в силовом отношении как в исходном, так и в рабочем положениях. В исходном положении фиксация подвижного элемента осуществляется механизмами с одним запирающим элементом, что недостаточно для удержания на участке выведения космического аппарата массивных подвижных конструкций, а на орбитальном участке полета в рабочем положении, где нужна стабильность и точность ориентации их в заданную точку пространства, фиксация осуществляется только за счет усилий, развиваемых пружинными компенсаторами. Кроме того, фиксация и расфиксация подвижных элементов в рабочем положении должна быть многоразовой из-за необходимости перевода их из рабочего положения в исходное и обратно на моменты коррекции орбиты космического аппарата.

Задачей изобретения является повышение надежности устройства фиксации гермоконтейнера научной аппаратуры.

Поставленная задача достигается тем, что устройство фиксации гермоконтейнера научной аппаратуры, содержащее подвижную раму, установленную на основании, электропривод подвижной рамы, упоры-ограничители крайних положений рамы, механизмы фиксации, установленные на космическом аппарате и взаимодействующие с упорами-ограничителями гермоконтейнера научной аппаратуры в исходном положении, отличается тем, что механизмы фиксации содержат подпружиненные разноплечие рычаги, большие плечи которых взаимодействуют с запирающими элементами механизмов фиксации, выполненных в виде пирозамков, установленных на космическом аппарате, а малые плечи взаимодействуют с упорами гермоконтейнера научной аппаратуры, при этом узлы фиксации рабочего положения гермоконтейнера установлены на подвижной раме и снабжены электроприводами, которые взаимодействуют с подпружиненными рычагами, шарнирно установленными на штоках пирочек, а другие концы рычагов взаимодействуют с упорами, закрепленными на корпусе космического аппарата.

Заявляемая конструкция поясняется чертежами:

- фиг.1 - устройство фиксации гермоконтейнера научной аппаратуры в исходном положении;

- фиг.2 - устройство фиксации гермоконтейнера научной аппаратуры в рабочем положении;

- фиг.3 - сечение А-А на фиг.1

- фиг.4 - вид Б на фиг.3;

- фиг.5 - сечение В-В на фиг.4;

- фиг.6 - сечение Г-Г на фиг. 5;

- фиг.7 - сечение Д-Д на фиг.5;

- фиг.8 - вид Е на фиг.2;

- фиг.9 - сечение Ж-Ж на фиг.2;

- фиг.10 - сечение Е-Е на фиг.9.

Устройство фиксации гермоконтейнера научной аппаратуры (ГК НА) 1 содержит подвижную раму 2, установленную на основании 3, электропривод 4 подвижной рамы 2, упоры-ограничители 5 (фиг.5) исходного (уложенного) положения и упоры-ограничители 6 рабочего положения подвижной рамы 2, механизмы фиксации 7 ГК НА 1, установленные на корпусе космического аппарата, снабжены подпружиненными рычагами 8 (фиг.4), взаимодействующими на большом плече с запирающими элементами 9 механизмов фиксации 7, выполненных в виде пирозамков, установленных на космическом аппарате, а малые плечи взаимодействуют с упорами 10 ГК НА 1 (фиг.5). Другие узлы фиксации 11 рабочего положения ГК НА 1 (фиг.8) установлены на подвижной раме 2 и снабжены электроприводами 12, которые посредством кинематической передачи 13 взаимодействуют с подпружиненными пружинами 14 рычагами 15, шарнирно установленными на штоках 16 пирочек 17 (фиг.8, 10). Другой конец подпружиненных рычагов 15 взаимодействует с упорами-ограничителями 6, закрепленными на корпусе космического аппарата.

В исходном положении ГК НА 1 закреплен механизмами фиксации 7 на корпусе космического аппарата таким образом, что подпружиненные рычаги 8 своими большими плечами взаимодействуют с запирающими элементами пирозамков 9, а малыми плечами взаимодействуют с упорами 10 ГК НА 1, тем самым обеспечивается надежная фиксация ГК НА 1 на корпусе космического аппарата. В соответствии с программой полета космического аппарата подается команда на все пирозамки 9, которые расфиксируют подпружиненные рычаги 8, и ГК НА 1 освобождается от связи с бортом изделия. Отвод ГК НА 1 от борта изделия и приведение его в рабочее положение производится включением электропривода 4.

При подходе ГК НА 1 в рабочее положение упоры-ограничители 6 приходят во взаимодействие с контактными поверхностями узлов фиксации 11 рабочего положения. По команде управления привод 4 выключается и подается команда на включение приводов 12 узлов фиксации 11 рабочего положения. Посредством кинематической передачи «винт-гайка» 13 подпружиненные рычаги 15, шарнирно установленные на штоках 16 пирочек 17, поворачиваются и приходят во взаимодействие с упорами-ограничителями 6 рабочего положения и фиксируются с заданным усилием, обеспечивая жесткую связь ГК НА 1 с корпусом КА.

При необходимости коррекции орбиты КА и для обеспечения необходимого положения центра масс космического аппарата требуется перевести ГК НА 1 из рабочего положения в исходное (уложенное) положение без фиксации его пирозамками. Для этого подается команда системы управления на включение электроприводов 12 узлов фиксации 11 рабочего положения на отвод подпружиненных рычагов 15. При этом кинематические передачи «винт-гайка» 13 вращаются в обратном направлении, подпружиненные рычаги 15 поворачиваются и выходят из взаимодействия с упорами-ограничителями 6, жесткая связь ГК НА 1 с корпусом КА разрывается. По команде системы управления включается электропривод 4 на перевод ГК НА 1 в уложенное положение. В уложенном положении упоры 10 ГК НА 1 приходят во взаимодействие с упорами-ограничителями 5 механизмов фиксации 7. Фиксация ГК НА 1 в уложенном положении осуществляется за счет удерживающих моментов электропривода 4, что является достаточным, так как вектор тяги двигателей КА при коррекции орбиты создает дополнительный момент сил прижимающих ГК НА 1 к корпусу КА за счет того, что центр масс ГК НА 1 находится ближе к продольной оси космического аппарата, чем ось вращения подвижной рамы 2.

В случае отказа узлов фиксации 11 рабочего положения ГК НА 1 по разовой команде осуществляется срабатывание пирочеки 17. При этом шток 16 выходит из соединения с подпружиненным рычагом 15, который с помощью своей пружины 14 отводится от упора-ограничителя 5 и тем самым освобождает ГК НА 1.

Использование предложенного технического устройства позволяет повысить надежность устройства фиксации гермоконтейнера научной аппаратуры за счет использования подпружиненных рычагов в узлах фиксации ГК НА в исходном положении ГК НА (на участке выведения космического аппарата при максимальных внешних нагрузках), что позволяет обеспечить значительно большее усилие его прижатия к корпусу КА, а в рабочем положении ГК НА механизмы фиксации обеспечивают жесткую связь ГК НА с корпусом КА и тем самым гарантируют точную ориентацию научной аппаратуры в заданную точку пространства, а в случае нерасфиксации ГК НА от борта космического аппарата в рабочем положении осуществляется аварийное открытие рычага в любом узле фиксации.

Устройство фиксации гермоконтейнера научной аппаратуры, содержащее подвижную раму, установленную на основании, электропривод подвижной рамы, упоры-ограничители крайних положений рамы, механизмы фиксации, установленные на космическом аппарате и взаимодействующие с упорами-ограничителями гермоконтейнера научной аппаратуры в исходном положении, отличающееся тем, что механизмы фиксации содержат подпружиненные разноплечие рычаги, большие плечи которых взаимодействуют с запирающими элементами механизмов фиксации, выполненных в виде пирозамков, установленных на космическом аппарате, а малые плечи взаимодействуют с упорами гермоконтейнера научной аппаратуры, при этом узлы фиксации рабочего положения гермоконтейнера установлены на подвижной раме и снабжены электроприводами, которые взаимодействуют с подпружиненными рычагами, шарнирно установленными на штоках пирочек, а другие концы рычагов взаимодействуют с упорами, закрепленными на корпусе космического аппарата.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к космической отрасли и касается узлов и элементов крепления оборудования космического аппарата (КА) на его силовой конструкции из полимерных композиционных материалов (ПКМ).

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано в одноступенчатых ракетах-носителях. Одноступенчатая ракета-носитель легкого класса содержит двигательную установку с одним или несколькими ЖРД, топливный бак (ТБ), один или два отделяемых дополнительных топливных бака (ДТБ), установленных по тандемной схеме, проставку, трубопроводы, соединяющие ТБ и ДТБ.

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано в одноступенчатых ракетах-носителях. Одноступенчатая ракета-носитель тяжелого класса содержит двигательную установку с одним или несколькими кислородно-водородными ЖРД, топливный бак (ТБ), один или два отделяемых дополнительных топливных бака (ДТБ), установленных по тандемной схеме, одну или несколько пар диаметрально противоположных отделяемых навесных топливных баков (НТБ), проставку, трубопроводы, соединяющие ТБ с ДТБ и НТБ.

Изобретение относится к космонавтике, а именно к бакам для хранения компонентов ракетного топлива. Космическая пусковая установка содержит криогенный бак, содержащий оболочку, одну перегородку (ограничивающую верхний и нижний объём текучей среды) с центральным проёмом (связывающий верхний и нижний объём текучей среды), вентиляционный канал с корпусом, удерживающим барьером (стенка) или механическим ограничителем, и проходами в перегородке.

Изобретение относится к композитным материалам, предназначенным для применения в космосе. Использование, по меньшей мере, одной полимеризуемой смолы R1, выбираемой из группы, состоящей из эпоксидированных полибутадиеновых смол и характеризующейся в неполимеризованном состоянии: - величиной общей потери массы (ОПМ), меньшей чем 10%, величиной восстановленной потери массы (ВПМ), меньшей чем 10%, и величиной собранного летучего конденсируемого материала (СЛКМ).

Изобретение относится к космической технике, а именно к компоновке космических аппаратов. Ёмкость изготавливают с тремя отверстиями для отвода пара, основное отверстие выполняют с центром, через который проходит центральная ось емкости, параллельная продольной оси спутника, направленная в сторону центра масс спутника, два дополнительных отверстия выполняют с центрами, через которые проходит другая параллельная ось емкости, параллельная оси спутника, направленная по направлению полета его.

Изобретение относится к оборудованию космических аппаратов (КА) и, в частности, к их энергодвигательным системам. Электролизная установка КА включает в себя твердополимерный электролизер, подключенный к системе электропитания КА, и систему водоснабжения.

Изобретение относится к измерительным приборам космического аппарата (КА) и может использоваться для высокоточного определения малого приращения скорости поступательного движения КА.

Изобретение относится к крылатым летательным аппаратам, в которых используется криогенное топливо, и касается ракетных блоков многоразового использования. Планер летательного аппарата включает корпус с криогенным цилиндрическим баком, крыло, элементы крепления крыла.

Изобретение относится к конструкции космических транспортных средств для доставки в составе космической головной части крупногабаритных полезных грузов (ПГ) на заданные орбиты выведения.

Изобретение относится к средствам крепления на космическом аппарате (КА) элементов оборудования, в частности солнечных батарей (СБ). КА содержит корпус (1) и панель (6) СБ, закрепленную на раме (2) в виде стержневой ферменной конструкции, имеющей форму скошенной пирамиды. Основание (3) пирамиды шарнирно закреплено с помощью кронштейнов (5) на корпусе (1) КА. В исходном положении оно фиксируется пиросредствами (4). В рабочем положении вершина (7) пирамиды взаимодействует с защелкой (см. поз «В»), жестко закрепленной на корпусе (1) КА. Конструкция рамы (2) и ее крепления обладают повышенной жесткостью. Этим обеспечивается повышение частоты и уменьшение амплитуды колебаний панелей СБ, возникающих вследствие программных разворотов КА и других маневров. Техническим результатом изобретения является повышение надежности КА и увеличение времени его активного функционирования путем уменьшения времени затухания угловых колебаний КА. 4 ил.

Изобретение относится к тепловому проектированию преимущественно геостационарных телекоммуникационных спутников с тепловой нагрузкой порядка 4,5-5,5 кВт. Спутник выполняют из двух модулей: модуля полезной нагрузки (ПН) и модуля служебных систем (СС). Приборы модуля СС и часть приборов модуля ПН устанавливают на внутренних поверхностях взаимно противоположных сотовых панелей "+Z" и "-Z". Последние выполняют функции радиаторов и включают в себя тепловые трубы, параллельные осям +Y, -Y спутника. Другие приборы модуля ПН размещают на сотовой панели, перпендикулярной панелям "+Z" и "-Z". Приборы модуля СС с наиболее узким температурным диапазоном устанавливают на внутренних обшивках их панелей радиаторов "-Z" и "+Z". Приборы с большой теплоемкостью и широким температурным диапазоном размещают внутри силовой конструкции корпуса и на нижней панели. Прочие приборы устанавливают на панели "+Х" и внутренней панели с встроенными жидкостными коллекторами. Элементы замкнутых дублированных жидкостных контуров соединяют с электронасосным агрегатом системы терморегулирования по определенной последовательной схеме. Технический результат изобретения направлен на уменьшение массы и упрощение технологии изготовления спутников данного класса. 8 ил.

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано в выдвижных ферменных конструкциях. Трансформируемая конструкция (ТК) содержит жесткие опорные элементы, жесткие створки. Между опорными элементами расположены две пары створок, шарнирно соединенные с опорными элементами и между собой. Оси вращения между опорными элементами и сопряженными створками лежат в плоскостях, перпендикулярных направлению развертывания, одна плоскость содержит в себе хотя бы две не параллельные друг другу оси вращения между створками. Изобретение позволяет повысить надежность развертывания и жесткость ТК. 10 ил.

Изобретение относится к устройствам закрывания и фиксации крышек люковых устройств и касается устройств закрывания и герметизации люков на сборочно-защитных блоках и блоках ракет-носителей. Устройство содержит узлы вращения, уплотнитель, седло, защелку закрытия крышки. Узлы вращения содержат петли с упором, которые размещены на окантовке и крышке люка. На оси вращения петли установлены пружины кручения, разделенные между собой шайбой, и взаимодействующие с дополнительным упором, закрепленным в подвижной части петли. Седло закреплено на окантовке люка и выполнено в виде стакана, торец которого взаимодействует с уплотнителем в виде П-образного эластичного профиля, герметично закрепленного по контуру внутренней поверхности крышки. Параллельно осям вращения петли на противоположной узлам вращения стороне крышки посредством кронштейна закреплена ось, шарнирно взаимодействующая с подпружиненной защелкой, совмещенной с рукояткой. Рукоятка своим цилиндрическим сектором, выполненным с эксцентриситетом относительно оси защелки, взаимодействует с пазом, выполненным в жестко закрепленном на окантовке люка кронштейне. Кронштейн на окантовке имеет выступ, взаимодействующий с кронштейном, закрепленным на крышке люка. Крышка окантована выступающими над уплотнителем по всему контуру ребрами жесткости. Ось подпружиненной защелки расположена относительно паза на расстоянии, меньшем радиуса цилиндрического сектора, и ближе к окантовке люка. Достигается повышение надежности, упрощение конструкции, снижение массы. 10 ил.

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано в космических аппаратах (КА). КА содержит модуль целевой аппаратуры, модуль служебных систем с системой электропитания с солнечными батареями, комплексом автоматики, аккумуляторными батареями, систему терморегулирования, объединяющую конструктивно блок управления, гидроблоки, панели навесных холодных радиаторов из отдельных сборочных единиц с концевым теплообменником термостатирования (КТТ) с жидким теплоносителем и тепловой трубой (ТТ), термоплаты с жидким теплоносителем, ТТ с плоскими полками, тепловые магистрали из гидроарматур. КТТ состоит из герметично соединенных входными-выходными отверстиями блоков в виде полых тел вращения с радиатором-вставкой в виде полого тела вращения и цельной катушки, с центральной частью в виде усеченного конуса. Материал, геометрические размеры ТТ, КТТ, шаг между ТТ выбирают в зависимости от обеспечения максимума передаваемой тепловой энергии от жидкого теплоносителя к ТТ и минимума уязвимости к воздействию метеорных и техногенных частиц, площади поверхности КТТ. Изобретение позволяет повысить живучесть КА. 3 ил.

Изобретение относится к бортовому радиолокационному оборудованию космических аппаратов (КА), предназначенному для калибровки радиолокационных станций (РЛС) по величине эффективной поверхности рассеяния (ЭПР). КА содержит корпус в форме прямоугольной призмы (1) с поперечным сечением (2) в виде вогнуто-выпуклого многоугольника. Две грани (4, 5) призмы одинакового размера с радиоотражающими поверхностями обращены внутрь корпуса КА. Корпус КА снабжен двумя откидными плоскими радиоотражающими пластинами (6, 7), шарнирно связанными с гранями (8, 9). Пластины (6, 7) снабжены механизмами раскрытия и узлами фиксации к призме (1), образуя в рабочем положении двугранный уголковый отражатель. Угол между гранями отражателя заключен в диапазоне от (90-Δ)° до (90+Δ)°, причем Δ определяется из условия: 0<Δ<18λ/а, где λ - длина волны калибруемой РЛС, a - размер грани отражателя. На борту КА имеются навигационная аппаратура потребителя систем «ГЛОНАСС» и/или GPS, микропроцессор, микроконтроллер, блок сопряжения системы ориентации и стабилизации с микроконтроллером. Технический результат изобретения заключается в расширении функциональных возможностей КА при калибровке радиолокаторов, работающих на волнах круговой поляризации при параллельном приеме отраженных сигналов, а также при калибровке по величине ЭПР высокопотенциальных РЛС в режиме функционирования с пониженной мощностью излучения. 8 з.п. ф-лы, 10 ил.

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано для баллистического обеспечения полета космического аппарата. Измеряют температуру и давления рабочего тела (РТ) - газа, определяют на каждом шаге массовые остатки РТ до отбора части РТ из емкости рабочей системы по уравнению состояния идеального газа, определяют массу газа в приборной емкости постоянного объема с датчиками давления и температуры, отбирают часть РТ из емкости рабочей системы в заборную емкость постоянного объема, переводят отобранную часть РТ в общую емкость для трансформации РТ в идеальный газ, определяют по уравнению состояния идеального газа массу газа в общей емкости и искомую массу РТ - газа. Общая емкость состоит из заборной и приборной емкостей. Изобретение позволяет повысить точность определения массовых остатков газа в емкостях рабочей системы. 1 ил.

Изобретение относится к конструкции искусственных спутников, преимущественно пикоспутников типа CubeSat (10×10×10 см), которые м. б. использованы для контроля процесса разделения и состояния космических объектов. Пикоспутник имеет кубический корпус и снабжен антеннами, солнечными (СБ) и аккумуляторными батареями. Внутри корпуса закреплены электронные печатные платы. Корпус выполнен из полиэфирэфиркетона с углеродными нанотрубками (ТЕСАРЕЕК ELS nano, плотн. 1,44 г/см3). На всех его гранях, в том числе под СБ, установлены защитные пластины из пластика на основе полиимида с наполнителем из дисульфида молибдена. Пластины обеспечивают электрическую и тепловую развязку (в диапазоне т-р от -270°С до +300°С) СБ и корпуса. Указанное исполнение корпуса придает ему необходимые прочность и токопроводящие свойства (благодаря нанотрубкам), высокую радиационную защиту (без вторичной радиации) и др. полезные качества. На разных гранях корпуса установлены объективы видеокамер (не менее пяти). Технический результат изобретения состоит в увеличении срока эксплуатации пикоспутника. 1 з.п. ф-лы, 8 ил.

Изобретение относится к оборудованию космического аппарата (КА) и предназначено для одноразового раскрытия плоских крупногабаритных конструкций КА, например радиолокационных антенн, солнечных батарей и т.п. Устройство содержит неподвижную (2) секцию (НС) на раме (1), закрепленной на КА, и поворотные (5) секции (ПС), узлы вращения с кронштейнами (7), основные и дублирующие пружинные приводы (ПП). Последние установлены на НС (2). Пружины ПП расположены в трубчатых корпусах (16) и взаимодействуют с тросами (18). Имеются средства фиксации рабочего положения ПС, которые включают в себя регулируемые упоры (32), крючки (30), а также (не показанные) защелки, фиксаторы-прижимы, шариковые замки, контактные датчики (КД) и др. После освобождения от связей ПС (5) под действием основных ПП начинают раскрываться. При штатном раскрытии секций КД выдают в систему управления КА сигнал о срабатывании устройства. При отсутствии сигнала от КД задействуются дублирующие ПП, и срабатывание устройства происходит от пружин этих ПП. Расстояния (L) от осей вращения ПС до осей опорных роликов (21) и от осей вращения ПС до пазов в кронштейнах (7) выбираются в зависимости от суммарного момента сопротивления раскрытию каждой из ПС и от суммарных начальных и конечных усилий пружин ПП. Техническим результатом изобретения является упрощение конструкции и повышение надежности КА. 10 ил.

Группа изобретений относится к управлению ориентацией космических аппаратов (КА) с помощью гиромаховичных исполнительных органов (ГИО) и, более конкретно, к разгрузке ГИО при их насыщении. При установлении факта насыщения ГИО принимается решение (10) о запуске маневра разгрузки. Разрешение (20) о запуске маневра принимается, когда положение КА на его орбите попадает в допустимую область маневра. Сам маневр (30) осуществляют путем поворота КА на некоторый угол (в частн., переворота КА на 180°) вокруг фиксированной оси наведения (Z). Поворот м.б. выполнен с помощью одного из ГИО. В результате маневра действующие на КА внешние возмущающие моменты меняют свое направление, становясь разгружающими. В дальнейшем описанная процедура м.б. повторена. Техническим результатом группы изобретений является экономия реактивного топлива КА и упрощение системы управления КА при сохранении его требуемой рабочей ориентации (по оси Z). 3 н. и 8 з.п. ф-лы, 13 ил.
Наверх