Способ управления ориентацией космического транспортного грузового корабля с неподвижными панелями солнечных батарей при проведении работ в условиях вращательного движения



Способ управления ориентацией космического транспортного грузового корабля с неподвижными панелями солнечных батарей при проведении работ в условиях вращательного движения

 


Владельцы патента RU 2539068:

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

Изобретение относится к управлению ориентацией космического, в частности транспортного грузового корабля (ТГК) с неподвижными панелями солнечных батарей (СБ). Способ включает закрутку ТГК вокруг нормали к рабочей поверхности СБ, направленной на Солнце, с угловой скоростью не менее 1,5 град/сек. На интервале времени не менее одного витка измеряют компоненты угловой скорости ТГК в строительной системе координат. По измеренным значениям определяют направления главных центральных осей инерции ТГК. Разворачивают ТГК до совмещения главной центральной оси инерции, составляющей миним. угол с нормалью к рабочей поверхности СБ, с направлением на Солнце. Производят закрутку ТГК вокруг этой оси и измеряют ток от СБ. При достижении током минимально-допустимого значения вновь разворачивают ТГК до совмещения указанной оси инерции с направлением на Солнце. Вновь производят закрутку ТГК вокруг этой оси. Технический результат изобретения состоит в максимизации энергоотдачи СБ в режиме закрутки вокруг одной из фактических главных центральных осей инерции ТГК. 1 ил.

 

Изобретение относится к области космической техники и может быть использовано при управлении ориентацией космических аппаратов (КА) при проведении работ в условиях вращательного движения.

Вращательное движение КА используется, например, при проведении экспериментов и исследований в области микрогравитации и реализуется закрутками КА вокруг направлений, задаваемых в строительной системе координат КА.

Рассматриваем КА типа транспортных грузовых кораблей (ТГК), совершающих миссии к космической орбитальной станции - например, к международной космической станции. На данных КА исследования удобно проводить на этапе их автономного полета после отстыковки от орбитальной станции.

Известен способ управления ориентацией КА, включающий выставку осей КА и поддержание углового положения с помощью двигателей ориентации (Алексеев К.Б., Бебенин Г.Г. Управление космическими летательными аппаратами. М: Машиностроение, 1974). Однако для использования данного способа необходимо расходовать рабочее тело, что вызывает, кроме того, непрогнозируемые микроускорения на борту КА.

Известен способ управления ориентацией КА с неподвижными панелями солнечных батарей при выполнении экспериментов на орбитах с максимальной длительностью теневого участка (Патент РФ №2457158, приоритет от 22.09.2010, МПК (2006.01) B64G 1/24, 1/44), включающий гравитационную ориентацию КА и закрутку вокруг его продольной оси, соответствующей минимальному моменту инерции, при нахождении Солнца вблизи к плоскости орбиты совмещают эту плоскость с плоскостью СБ к моменту прохождения утреннего терминатора, измеряют и отслеживают угол между перпендикуляром к активной (рабочей) поверхности СБ и направлением на Солнце, в момент прохождения утреннего терминатора осуществляют закрутку КА в направлении, соответствующем уменьшению указанного угла, причем угловую скорость закрутки выбирают из задаваемого диапазона значений. Способ позволяет обеспечить некоторое освещение СБ и приход электроэнергии для проведения неэнергоемких экспериментов. При этом солнечное излучение поступает на СБ с направлений, существенно отстоящих от нормали в рабочей поверхности СБ, вследствие чего генерируемый СБ ток существенно отличается от максимального тока, который способны генерировать СБ. В то же время, при выполнении ряда экспериментов, в том числе, по росту кристаллов, нужно обеспечить большой съем электроэнергии с СБ, т.к. для проведения таких экспериментов используется энергоемкая аппаратура.

Наиболее близким к предлагаемому, прототипом, является способ (Беляев М.Ю. «Научные эксперименты на космических кораблях и орбитальных станциях». М.: Машиностроение, 1984), включающий разворот ТГК, нормаль к рабочей поверхности СБ которого совпадает с одной из главных осей инерции, до совмещения направления нормали к рабочей поверхности СБ с направлением на Солнце и закрутку ТГК вокруг данной оси. Способ-прототип позволяет обеспечить максимально-возможный приход электроэнергии от СБ для проведения работ с энергоемкой аппаратурой.

ТГК используется как для доставки грузов на орбитальную станцию, так и для удаления грузов со станции. При этом распределение масс удаляемых грузов внутри ТГК является слабо прогнозируемым и загруженный ТГК имеет неточно известные инерционные характеристики - их фактические значения существенно отличаются от проектных или теоретически прогнозируемых расчетных оценок. Способ-прототип не позволяет учесть рассогласование между проектными и фактическими инерционными характеристиками ТГК, в том числе определить фактические инерционные характеристики ТГК после его загрузки удаляемыми с космической орбитальной станции грузами. Это приводит к использованию при управлении ориентацией ТГК его приближенных (т.е. недостоверных) инерционных характеристик. При этом неуправляемое вращательное движение ТГК в процессе закрутки, выполненной вокруг неточно заданной главной центральной оси инерции, будет иметь возмущения, которые являются нежелательными при проведении экспериментов и исследований в области микрогравитации.

Кроме того, в общем случае, в течение закрутки ТГК со временем из-за вредного влияния на ориентацию ТГК внешних моментов вращательное движение ТГК будет «разваливаться», в результате чего будет уменьшаться приход электроэнергии от СБ и ухудшаться условия для проведения экспериментов.

Задачей, на решение которой направлено настоящее изобретение, является обеспечение управления ориентацией ТГК с неподвижными панелями СБ при проведении работ в условиях вращательного движения ТГК вокруг его главных центральных осей инерции.

Технический результат предлагаемого изобретения заключается в обеспечении максимизации энергоприхода от СБ в режиме закрутки загруженного удаляемыми с космической орбитальной станции грузами ТГК.

Технический результат достигается тем, что в способе управления ориентацией космического ТГК с неподвижными панелями СБ при проведении работ в условиях вращательного движения, включающем разворот ТГК до совмещения направления нормали к рабочей поверхности СБ с направлением на Солнце и закрутку ТГК вокруг заданной оси, дополнительно производят закрутку ТГК вокруг направления нормали к рабочей поверхности СБ, направленной на Солнце, с угловой скоростью не менее 1,5 град/сек, в течение данной закрутки на интервале времени длительностью не менее одного витка измеряют компоненты угловой скорости ТГК в строительной системе координат, по измеренным значениям компонент угловой скорости ТГК определяют направления главных центральных осей инерции ТГК, разворачивают ТГК до совмещения главной центральной оси инерции, составляющей минимальный угол с нормалью к рабочей поверхности СБ, с направлением на Солнце и производят закрутку ТГК вокруг этой оси, в течение данной закрутки измеряют ток от СБ, при достижении измеренным значением тока от солнечных батарей минимально-допустимого значения вновь разворачивают ТГК до совмещения вышеупомянутой главной центральной оси инерции с направлением на Солнце и вновь производят закрутку ТГК вокруг этой оси.

Суть предлагаемого изобретения поясняется на фиг.1, на которой представлена схема ориентации ТГК в процессе закрутки ТГК вокруг главной центральной оси инерции.

На фиг.1 введены обозначения:

1 - область положений нормали к рабочей поверхности СБ в процессе закрутки ТГК;

N - направление нормали к рабочей поверхности СБ; S - направление на Солнце;

х1х2х3 - оси, параллельные главным центральным осями инерции ТГК;

g - угол между нормалью к рабочей поверхности СБ и главной центральной осью инерции ТГК, составляющей минимальный угол с нормалью к рабочей поверхности СБ.

Поясним предложенные в способе действия.

Рассматриваем этап автономного полета ТГК. В предлагаемом способе разворачивают ТГК до совмещения направления нормали к рабочей поверхности СБ с направлением на Солнце и производят закрутку ТГК вокруг направления нормали к рабочей поверхности СБ с угловой скоростью не менее 1,5 град/сек.

В данной ориентации обеспечивается максимальный приход электроэнергии от СБ, необходимой для зарядки аккумуляторных батарей системы электроснабжения ТГК.

В течение выполнения закрутки измеряют компоненты угловой скорости ТГК в строительной системе координат ТГК на интервале времени длительностью не менее одного витка.

По измеренным значениям компонент угловой скорости ТГК определяют текущие фактические значения компонент направлений главных центральных осей инерции ТГК в строительной системе координат.

Определение можно выполнить, например, следующим образом.

Используем следующие системы координат. Строительная система у1y2y3 жестко связана с корпусом ТГК. Считаем, например, что ось у1 параллельна продольной оси корабля и направлена от стыковочного узла к агрегатному отсеку, ось у2 направлена по нормали к рабочей поверхности СБ. Оси системы х1х2х3 параллельны главным центральным осям инерции ТГК. Положение системы х1х2х3 относительно системы у1у2у3 будем задавать углами γ, α и β, которые введем посредством следующего условия. Система у1у2у3 может быть переведена в систему х1х2х3 тремя последовательными поворотами: 1) на угол α вокруг оси у2, 2) на угол β вокруг новой оси у3, 3) на угол γ вокруг новой оси у1, совпадающей с осью х1. Матрицу перехода от системы х1х2х3 к системе у1у2у3 обозначим , где а ij - косинус угла между осями yi и xi. Элементы этой матрицы являются функциями введенных углов.

Компоненты угловой скорости ТГК в системе х1х2х3 обозначим ωi (i=1, 2, 3). Для описания зависимости от времени величин ωi используем динамические уравнения Эйлера свободного твердого тела, на которое не действуют внешние механические моменты. Эти уравнения имеют вид

ω ˙ 1 = μ ω 2 ω 3 , ω 2 = μ ' μ 1 μ μ ' ω 3 ω 1 , ω ˙ 3 = μ ' ω 1 ω 2 , ( 1 )

μ = J 2 J 3 J 1 , μ ' = J 2 J 1 J 3 ,

где Ji - моменты инерции ТГК относительно осей хi. Параметры µ, µ′ и углы γ, α и β для конкретной стадии полета конкретного ТГК имеют некоторые проектные прогнозируемые значения, а их фактические величины определяются из обработки данных измерений угловой скорости, полученных во время выполнения закрутки ТГК.

Решение уравнений (1), описывающее изменение величин ωi во время рассматриваемых закруток, выражается приближенными формулами

ω1=λ[Asinv(t-t0)+Bcosv(t-t0)],

ω 2 = Ω , ( 2 )

ω3=Acosv(t-t0)- Bsinv(t-t0),

λ = μ μ ' , v = Ω μ μ ' .

Здесь A, В и Ω - произвольные постоянные. Формулы (2) тем точнее, чем меньше абсолютные величины отношений A/Ω, B/Ω.

Во время закрутки измеряется угловая скорость ТГК. Данные измерений имеют вид

t n , Ω 1 ( n ) , Ω 2 ( n ) , Ω 2 ( n ) ( n = 1 , 2 , 3 , , N ) , ( 3 )

где Ω i ( n ) ( i = 1 , 2 , 3 ) - измеренные значения компонент Ωi угловой скорости в строительной системе координат в момент времени tn: Ω i ( n ) Ω i ( t n ) , t1<t2<…<tN. Обработка этих данных, относящихся к конкретной закрутке ТГК, состоит в поиске решения уравнений (1), наилучшим образом согласующего эти данные с их расчетными аналогами

Ω i = k = 1 3 a i k ω k ( i = 1 , 2 , 3 ) .

Здесь ωk могут задаваться как формулами (2), так и точным решением уравнений (1).

Обработка данных измерений (3) выполняется методом наименьших квадратов и состоит в минимизации выражения

Φ = n = 1 N i = 1 3 [ Ω i ( n ) Ω i ( t n ) ] 2 .

При использовании формул (2) минимизация выполняется по восьми параметрам: А, В, Ω, λ, ν, γ, α и β, которые считаются независимыми. После того как оценки этих параметров найдены, вычисляются µ=λµ/Ω, µ′=ν/λΩ. При минимизации Ф на точных решениях уравнений (1) (это дает несколько более точные оценки) используются другие восемь параметров: ωi(t1) (i=1, 2, 3), µ, µ′, γ, α и β. Характеристики точности найденных оценок рассчитываются в рамках стандартных допущений метода наименьших квадратов.

Результатом описанной методики обработки данных измерений (3), полученных для конкретной закрутки конкретного ТГК, загруженного удаляемыми с орбитальной станции грузами и совершающего автономный полет после отстыковки от станции, являются упомянутые наборы из восьми параметров, которые определяют фактические направления главных центральных осей инерции ТГК в строительной системе координат и безразмерные комбинации его главных центральных моментов инерции,

При этом для получения приемлемой точности определения главных центральных осей инерции угловая скорость закрутки ТГК, используемой для определения главных центральных осей инерции, должна быть достаточно большой. Высокая скорость закрутки парирует вредное влияние внешних моментов, т.к. чем выше скорость закрутки, тем на большем интервале времени движение ТГК можно считать свободным и получать необходимые измерения для их последующей целевой обработки. Выполненные расчеты и численные оценки показывают, что нижнее гарантированное значение угловой скорости закрутки, выполняемой для определения главных центральных осей инерции ТГК, составляет 1,5 град/сек при длительности интервала измерений угловой скорости не менее одного витка.

Таким образом, по вышеописанному вычислительному алгоритму определяются фактические значения компонент направлений главных центральных осей инерции ТГК в строительной системе координат.

После определения фактических значений компонент направлений главных центральных осей инерции ТГК в строительной системе координат определяют главную центральную ось инерции, составляющую минимальный угол с направлением нормали к рабочей поверхности СБ.

Разворачивают ТГК до совмещения данной главной центральной оси инерции с направлением на Солнце и производят закрутку ТГК вокруг этой оси.

В процессе такой закрутки угол между нормалью к рабочей поверхности СБ и направлением на Солнце, совпадающим с осью закрутки и вышеопределенной главной центральной осью инерции ТГК, будет иметь постоянное значение. При этом приход электроэнергии от СБ за один оборот вращательного движения ТГК будет равен значению

Ê 2 π cosg,  (4)

где g - значение угла между нормалью к рабочей поверхности СБ и вышеопределенной главной центральной осью инерции ТГК,

K - коэффициент, характеризующий эффективность фотопреобразователей СБ.

Однако, в течение данной закрутки со временем из-за влияния внешних моментов вращательное движение ТГК будет эволюционировать, в результате чего угол между нормалью к рабочей поверхности СБ и направлением на Солнце увеличится и приход электроэнергии от СБ уменьшится.

В течение закрутки измеряют ток от СБ и сравнивают его с минимально-допустимым значением тока. При достижении измеренным значением тока от СБ минимально-допустимого значения вновь разворачивают ТГК до совмещения вышеупомянутой главной центральной оси инерции с направлением на Солнце и вновь производят закрутку ТГК вокруг этой оси.

Опишем технический эффект предлагаемого изобретения.

Предлагаемое техническое решение обеспечивает максимально-возможный энергоприход от СБ загруженного удаляемыми с космической орбитальной станции грузами ТГК с неподвижными панелями СБ при выполнении режима закрутки ТГК вокруг одной из фактических главных центральных осей инерции, а именно, вокруг фактической главной центральной оси инерции ТГК, ближайшей к нормали к рабочей поверхности СБ, причем фактические главные центральные оси инерции ТГК предварительно определяются по измерениям угловой скорости вращения ТГК.

Выполнение закрутки ТГК вокруг фактической главной центральной оси инерции обеспечивает отсутствие возмущений вращательного движения ТГК, что требуется для проведения экспериментов и исследований в области микрогравитации, причем полученные фактические оси инерции могут существенно отличаться от их проектных оценок.

При этом обеспечивается одновременно контроль точности закрутки и контроль обеспечения необходимого энергоприхода от СБ путем измерения в процессе закрутки тока от СБ и восстановления всех параметров закрутки в момент, когда измеренное значение тока от СБ становится меньше минимально-допустимого значения.

Приход электроэнергии от СБ за один оборот вращательного движения ТГК определяется соотношением (4), при этом любая другая ориентация ТГК относительно Солнца в процессе закрутки вокруг фактической главной центральной оси инерции ТГК обеспечивает меньший приход электроэнергии. Так, например, приход электроэнергии от СБ за один оборот вращательного движения ТГК при условии, что в момент начала закрутки нормаль к рабочей поверхности СБ точно наведена на Солнце, равен K·2·π·cosg, что менее (4). Таким образом, в процессе закрутки обеспечивается максимально-возможный приход электроэнергии от СБ.

Достижение технического результата обеспечивается за счет построения предложенной ориентации ТГК, при которой нормаль к рабочей поверхности СБ направлена на Солнце, и выполнения предложенной закрутки ТГК вокруг направления нормали к рабочей поверхности СБ, выполнения предложенных измерений угловой скорости ТГК в предложенные моменты времени в процессе данной закрутки и определения по ним текущих фактических значений инерционных характеристик ТГК, построения предложенной ориентации ТГК, при которой предложенным образом выбранная фактическая главная ось инерции ТГК направлена на Солнце, и последующего выполнения закрутки ТГК вокруг этой оси, а также за счет предложенного измерения в процессе данной закрутки тока от СБ и восстановления всех параметров закрутки в момент, когда измеренное значение тока от СБ становится меньше минимально-допустимого значения.

В настоящее время технически все готово для реализации предложенного способа на таком ТГК, как корабль «Прогресс». Для реализации разворотов, закрутки ТГК и необходимых вычислений могут использоваться штатные средства системы управления корабля «Прогресс» - штатные датчики угловой скорости (ДУС), система управления ориентации корабля «Прогресс», двигатели ориентации, бортовой вычислитель. Для измерения и отслеживания угла между нормалью к поверхности СБ и направлением на Солнце могут использоваться штатные солнечные датчики и вычислительные устройства. Закрутка корабля производится на время, необходимое для проведения экспериментов.

Способ управления ориентацией космического транспортного грузового корабля с неподвижными панелями солнечных батарей при проведении работ в условиях вращательного движения, включающий разворот корабля до совмещения направления нормали к рабочей поверхности солнечных батарей с направлением на Солнце и закрутку корабля вокруг заданной оси, отличающийся тем, что производят закрутку транспортного грузового корабля вокруг направления нормали к рабочей поверхности солнечных батарей, направленной на Солнце, с угловой скоростью не менее 1,5 град/сек, в течение данной закрутки на интервале времени длительностью не менее одного витка измеряют компоненты угловой скорости транспортного грузового корабля в строительной системе координат, по измеренным значениям компонент угловой скорости транспортного грузового корабля определяют направления главных центральных осей инерции транспортного грузового корабля, разворачивают транспортный грузовой корабль до совмещения главной центральной оси инерции, составляющей минимальный угол с нормалью к рабочей поверхности солнечных батарей, с направлением на Солнце и производят закрутку транспортного грузового корабля вокруг этой оси, в течение данной закрутки измеряют ток от солнечных батарей, при достижении измеренным значением тока от солнечных батарей минимально-допустимого значения вновь разворачивают транспортный грузовой корабль до совмещения вышеупомянутой главной центральной оси инерции с направлением на Солнце и вновь производят закрутку транспортного грузового корабля вокруг этой оси.



 

Похожие патенты:

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.

Изобретение относится к управлению ориентацией искусственного спутника Земли (ИСЗ) с панелями солнечных батарей (ПСБ). Согласно предложенному способу осуществляют необходимые развороты ИСЗ вместе с ПСБ и, отдельно, ПСБ - вокруг первой и второй осей.

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.

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 ракетно-космической технике и может быть использовано в двигательных установках (ДУ) космических летательных аппаратов (КЛА). ДУ КЛА содержит криогенный бак с экранно-вакуумной теплоизоляцией и каналом с теплообменником, расходный клапан, бустерный насос, заборное устройство с накопителем капиллярного типа с теплообменником и дроссельным устройством, пневмогидравлическую систему с трубопроводом.

Изобретение относится к управлению спуском космического аппарата (КА) в атмосфере планеты путем регулирования его аэродинамического качества (АК). На начальном участке полета скорость КА в атмосфере увеличивается (КА движется к условному перицентру орбиты).

Изобретение относится к управлению спуском космического аппарата (КА) в атмосфере планеты путем регулирования его аэродинамического качества (АК). Способ заключается в выборе условий переключения угла крена на нулевое значение, с обеспечением перевода КА с изотемпературного участка (ИТУ) спуска на рикошетирующую траекторию.

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.

Изобретение относится к космическим тросовым системам (КТС) и может быть использовано для перевода КТС в ротационный режим в плоскости орбиты без использования реактивных двигателей.

Группа изобретений относится к управлению угловым движением космического аппарата (КА). Способ включает дополнительное формирование сигналов оценки угла ориентации и угловой скорости вращения КА.

Изобретение относится к управлению ориентацией искусственного спутника Земли (ИСЗ) с панелями солнечных батарей (ПСБ). Согласно предложенному способу осуществляют необходимые развороты ИСЗ вместе с ПСБ и, отдельно, ПСБ - вокруг первой и второй осей.

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.

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

Изобретение относится к управлению движением космического аппарата (КА). Согласно предложенному способу определяют тяги двигателей коррекции (ДК)(управляющих ускорений) по суммарным изменениям периода обращения КА от коррекции к коррекции.

Изобретение относится к управлению движением космического, в частности транспортного грузового корабля (ТГК) с неподвижными панелями солнечных батарей (СБ). Способ включает закрутку ТГК вокруг направления нормали к рабочей поверхности СБ, направленной на Солнце, с угловой скоростью не менее 1,5 град/сек. В течение данной закрутки на интервале времени длительностью не менее одного витка измеряют компоненты угловой скорости ТГК в строительной системе координат. По измеренным значениям определяют направления главных центральных осей инерции ТГК. Определяют угол между направлением на Солнце и плоскостью орбиты ТГК. Определяют высоту орбиты ТГК и по ней - угол полураствора видимого с ТГК диска Земли. При превышении данным углом указанного угла полураствора осуществляют построение гравитационной ориентации ТГК, совмещая ось его миним. момента инерции, составляющую миним. угол с нормалью к рабочей поверхности СБ, с направлением на центр Земли. Поддерживают гравитационную ориентацию ТГК, закручивая его вокруг оси миним. момента инерции с угловой скоростью, определяемой из условия устойчивости данной гравитационной ориентации ТГК. Технический результат изобретения состоит в повышении энергоотдачи СБ за счет отраженного от Земли излучения в режиме гравитационной ориентации ТГК с закруткой, учитывающем фактические главные центральные оси инерции ТГК. 1 ил.
Наверх