Солнечная батарея на гибкой подложке и способ ее раскрытия



Солнечная батарея на гибкой подложке и способ ее раскрытия
Солнечная батарея на гибкой подложке и способ ее раскрытия
Солнечная батарея на гибкой подложке и способ ее раскрытия
Солнечная батарея на гибкой подложке и способ ее раскрытия
Солнечная батарея на гибкой подложке и способ ее раскрытия
Солнечная батарея на гибкой подложке и способ ее раскрытия
Солнечная батарея на гибкой подложке и способ ее раскрытия
Солнечная батарея на гибкой подложке и способ ее раскрытия

 


Владельцы патента RU 2574057:

Акционерное общество "Информационные спутниковые системы" имени академика М.Ф. Решетнёва" (RU)

Группа изобретений относится к развертываемым солнечным батареям (СБ) космического аппарата. СБ снабжена штангой в виде шарнирно соединенных корневого (1) и телескопического (2) звеньев и выполнена в форме складываемых гармошкой створок (17). В транспортном положении звенья (1, 2) сложены вместе, а створки уложены в контейнеры с основаниями (19) и крышками (20). Крышки (20) и основания (19) закреплены соответственно на звеньях (2) и (1) и развернуты длинными сторонами вдоль оси сложенной штанги. Поворотная панель (24) служит для поджатия створок (17) к крышке (20) и их поворота на 45° для равномерного схода. При переводе СБ в рабочее положение сначала разворачивают контейнеры длинными сторонами перпендикулярно оси штанги и фиксируют крышки и основания на звеньях (2) и (1). Затем взаимным разворотом звеньев (1, 2) на угол 180° производят начальное раскрытие створок (17). Процесс развертывания СБ завершают выдвижением промежуточных труб телескопического звена (2). Технический результат группы изобретений состоит в повышении надежности раскрытия СБ, улучшении её массогабаритных и эксплуатационно-технологических характеристик. 2 н. и 4 з.п. ф-лы, 8 ил.

 

Настоящее изобретение относится к космической энергетике, в частности к гибким (пленочным) солнечным батареям (СБ) космического аппарата (КА), где может быть использовано для раскрытия крыла гибкой солнечной батареи.

Из существующего уровня техники известно изобретение "Солнечная батарея для космического аппарата" (патентное свидетельство WO 99/07017 от 11.02.1999). Данный аналог представляет собой контейнер, в котором размещены гармоникообразно сложенные створки фотопреобразователей (ФП). Раскрытие СБ происходит с помощью механизма, выполненного в виде пантографа, состоящего из перекрещивающихся штанг, на концах которых крепятся створки ФП.

Недостатком данного изобретения являются неоптимальные габариты в транспортировочном положении, при большей площади рабочей поверхности СБ, вследствие дополнительных штанг для крепления створок ФП. Кроме того, при раскрытии створок ФП другой площади потребуется новый механизм - это является недостатком с точки зрения универсальности данного изобретения.

Наиболее близким к заявленному изобретению по достигаемому результату и взятым за прототип является изобретение "Солнечная батарея", описанное в патентном свидетельстве RU 2144890 от 27.01.2000 г. Изобретение состоит из контейнера, внутри которого располагаются гармоникообразно сложенные панели ФП, закрепленные на выдвижной мачте в виде фермы из упругих, формообразующих профилей, намотанных на барабан.

Одним из недостатков данного изобретения является одновременное использование двух электроприводов, необходимых для вращения барабанов при раскрытии, это уменьшает вероятность раскрытия панели БС при прочих равных условиях ввиду уменьшения коэффициента безотказной работы в сравнении с работой одного электропривода. Кроме того, конструкция прототипа выполнена таким образом, что при использовании СБ на КА ориентация на Солнце будет затруднена ввиду большого количества (четырех) точек крепления к поворотному устройству КА - это негативно влияет на технологическую простоту установки СБ на КА. В том числе для обеспечения необходимой жесткости конструкции раскрытие происходит за счет четырех профилей, причем для крепления створок ФП необходимо только два профиля - это приводит к неоптимальному (увеличенному) габаритному размеру (объему), занимаемому СБ в рабочем положении.

При проведении заявителем анализа уровня техники не обнаружены аналоги, характеризующиеся признаками, идентичными признакам заявленного изобретения (способа).

Также в процессе патентного поиска были обнаружены технические решения, выполняющие ту же задачу, что и заявленный способ, но не имеющие общих признаков, характеризующих способ раскрытия солнечных батарей на гибкой подложке.

В связи с этим для заявленного способа прототип отсутствует.

Задачей заявленного изобретения является устранение недостатков аналогов, а именно повышение надежности раскрытия СБ на гибкой подложке, снижение массогабаритных размеров в транспортировочном и рабочем положениях, технологическая простота установки СБ на гибкой подложке на космический аппарат.

Поставленная техническая задача решается за счет того, что солнечная батарея на гибкой подложке, содержащая гармоникообразно сложенные створки ФП, заключенные между основанием и крышкой, причем створки ФП расположены в двух контейнерах, по обе стороны двухзвенной штанги, состоящей из корневого и телескопического звеньев, соединенных посредством шарнирного узла (ШУ-1), в котором с помощью червяка (при рабочем положении телескопического звена) входят в зацепление выходной вал электропривода, размещенный в корневом звене, и винт, закрепленный в подшипниковых опорах телескопического звена. Кроме того, упомянутый червяк имеет зацепление (при транспортировочном положении телескопического звена) с червячным колесом, сообщающим вращение оси ШУ-1 штанги, к каждому из звеньев которой - корневому и телескопическому, с помощью шарнирных узлов и замков крепятся соответственно основание и крышка контейнера, причем крышка закреплена на концевой трубе телескопического звена. Промежуточная и концевая трубы телескопического звена имеют в своих основаниях гайки, установленные соосно винту и образующие с ним винтовую пару.

Таким образом, техническим результатом заявленного изобретения является:

- уменьшение габаритных размеров в транспортировочном и рабочем положениях;

- раскрытие СБ за счет работы одного электропривода;

- технологическая простота установки СБ на КА;

- повышение универсальности способа - использование одного механизма для раскрытия створок ФП разной площади;

- возможность реализации требуемой жесткости конструкции для раскрытия СБ большей площади.

Уменьшения габаритных размеров в рабочем и транспортировочном положениях удается добиться за счет использования складывающейся двухзвенной штанги, а также благодаря использованию в качестве одного из звеньев телескопического механизма, обеспечивающего компактную конструкцию. Кроме того, компактность создается благодаря расположению контейнеров вдоль штанги, имеющих возможность поворота на угол 90°.

Задача раскрытия СБ за счет работы одного электропривода решается с помощью установленной в ШУ-1 червячной передачи, первой задачей которой стоит поворот телескопического звена штанги в рабочее положение, посредством взаимного зацепления выходного вала электропривода, червяка и червячного колеса; второй задачей является выдвижение промежуточных труб телескопического звена при помощи взаимного зацепления выходного вала электропривода, червяка и винта.

Кроме этого, в заявленном изобретении за счет второго шарнирного узла (ШУ-2) корневого звена может быть предусмотрена возможность крепления дополнительных штанг и/или поворотного устройства КА для ориентации СБ на Солнце, что является неотъемлемым требованием современных СБ. Технологическая простота установки СБ на поворотное устройство КА достигается за счет использования одного интерфейса для крепления - фланца ШУ-2.

Повышения универсальности способа (изобретения) удается добиться благодаря выбранной схеме раскрытия и общей конструкции, на которую устанавливаются контейнеры с гармоникообразно сложенными ФП - двухзвенной штанги. Подобная конструкция позволяет увеличивать габариты рабочей поверхности СБ в поперечном направлении (в пределах требуемой жесткости конструкции), не меняя при этом конструкции механизма раскрытия. В случае значительного увеличения площади СБ принципиальных изменений конструкция механизма не претерпит, за исключением установки дополнительных промежуточных труб телескопического звена, без критического влияния на габаритные размеры СБ. Необходимая жесткость и масса при этом может быть обеспечена выбором материала для изготовления труб штанги, винта и гаек (например, углепластик).

Сущность изобретения поясняется чертежами, на которых изображено:

на фиг. 1 - транспортировочное положение СБ;

на фиг. 2 - СБ установлена на корпусе КА (транспортировочное положение);

на фиг. 3 - штанга в транспортировочном положении;

на фиг. 4 - телескопическое звено штанги в транспортировочном положении;

на фиг. 5 - контейнеры повернуты на угол 90°;

на фиг. 6 - поворот телескопического звена в рабочее положение;

на фиг. 7 - вариант укладки ФП.

на фиг. 8 - рабочее положение СБ.

Конструкция СБ на гибкой подложке содержит следующие элементы: штангу, состоящую из корневого 1 и телескопического 2 звеньев, соединенных между собой ШУ-1 3. В месте соединения ШУ-1 и корневого 1 звена установлен электропривод 4. Выходной вал электропривода 4 посредством червяка 5 входит в зацепление с червяным колесом 6 (при транспортировочном положении телескопического звена), сообщающим вращение оси ШУ-1 3 штанги. Кроме того, при рабочем положении телескопического звена 2 упомянутый электропривод 4 посредством червяка 5 сообщает вращение винту 7, установленному в подшипниковых опорах. С винтом в зацепление входят гайка промежуточной 8 и гайка концевой 9 труб, установленные в нижнем основании труб. На корневой 10 и промежуточной 11 трубах телескопического звена 2 установлены механизмы зачековки 12, 13 промежуточной 11 и концевой труб 14 соответственно. Корневое звено 1 с помощью ШУ-2 15 может быть закреплено на другой штанге и/или поворотном устройстве КА.

Симметрично относительно оси штанги установлены два контейнера 16. Каждый контейнер состоит из гармоникообразно складываемых ФП 17, закрепленных на гибких лентах подложки 18, которые одним концом закреплены на основании 19, а другим - на крышке 20. В транспортировочном положении крышка 20 при помощи шарнирных узлов 21 и замков 22 закреплена на телескопическом звене 2. Основание 19 аналогичным образом установлено на корневом звене 1. Замки 23 служат для зачековки контейнеров 16 после их поворота на угол 90°.

Кроме того, контейнеры 16 содержат поворотную панель 24 для равномерного поджатия створок ФП 17 к крышке 20 контейнера в транспортировочном положении и их поворота на угол 45° (панель имеет возможность поворота на угол 45°) для равномерного схода створок ФП без резких перегибов. Для предотвращения истирания поверхности ФП при складывании и сходе створок ФП между лицевыми сторонами ФП прокладывают листы, например, из полиимидной пленки 25, сшитые с одной стороны между собой, для упорядоченного схода створок ФП - друг за другом. Кроме вышесказанного, контейнеры 16 и звенья штанги 1, 2 связаны пружинным приводом 26, обеспечивающим поворот контейнеров на угол 90°. Для предотвращения осевого вращения гаек 8, 9 промежуточных труб - концевая 14 и промежуточная 11 трубы телескопического звена 2 снабжены продольными ребрами 27.

Способ раскрытия солнечной батареи на гибкой подложке состоит из нескольких этапов. Рассмотрим случай, когда СБ на гибкой подложке установлена на корпусе КА 28.

Первый этап

Поворот ШУ-2 15 на угол 90°, например, с помощью запасенной энергии пружин, установленных в ШУ-2 15.

Второй этап

Поворот контейнеров 16 на угол 90° пружинным приводом 26 и зачековка контейнеров на звеньях штанги при помощи замков 23.

Третий этап

Поворот ШУ-1 3 на угол 180°, а вместе с ним и телескопического звена 2 при помощи придания вращения червяному колесу 6 от электропривода 4 посредством червяка 5. На данном этапе осуществляется начальное раскрытие СБ - поочередный сход створок ФП 17 с основания 19 контейнера, увлекаемых перемещением крышки 20 контейнеров 16.

Четвертый этап

Завершает процесс раскрытия - поочередное выдвижение концевой 14 и промежуточной 11 труб телескопического звена 2.

Выдвижение концевой и промежуточной труб телескопического звена осуществляется за счет винтовой пары. Винт 7 установлен в подшипниковых опорах (с одной стороны) соосно телескопическому звену 2, приводится во вращение электроприводом 4 посредством червяка 5. С винтом 7 взаимодействуют гайки 8, 9, установленные в нижних основаниях труб (концевой 14 и промежуточной 11), которые последовательно выдвигаются при непрерывном вращении винта. Гайки 8, 9 при этом не имеют возможности вращаться вокруг своей оси, за счет направляющих ребер 26, расположенных на внешних стенках промежуточных труб, - движение происходит только в продольном направлении.

Перед началом выдвижения промежуточных труб телескопического звена 2 в зацеплении с винтом 7 находится только гайка 9 концевой трубы, поэтому в первую очередь происходит ее перемещение. После окончания движения и зачековки концевой трубы 14 при помощи механизма зачековки 13 гайка 8 промежуточной трубы входит в зацепление с винтом 7 - следует выдвижение промежуточной трубы 11 и ее зачековка в конце движения при помощи механизма зачековки 12. В процессе выдвижения промежуточных труб телескопического звена 2 завершается поочередный сход створок ФП 17 с основания 19 контейнера 16, образуя рабочую поверхность ФП СБ на гибкой подложке.

1. Солнечная батарея на гибкой подложке, содержащая гармоникообразно сложенные створки фотопреобразователей (ФП), заключенные между основанием и крышкой контейнера, отличающаяся тем, что створки ФП располагают в двух контейнерах по обе стороны двухзвенной штанги, состоящей из корневого и телескопического звеньев, соединенных посредством шарнирного узла (ШУ-1), в котором с помощью червяка, при рабочем положении телескопического звена, входят в зацепление выходной вал электропривода, размещенный в корневой трубе, и винт, установленный в подшипниковых опорах телескопического звена, при этом упомянутый червяк имеет зацепление, при транспортировочном положении телескопического звена, с червячным колесом, сообщающим вращение оси ШУ-1 штанги, к каждому из звеньев которой - корневому и телескопическому - прикреплены соответственно основания и крышки контейнеров, причем крышки закреплены на концевой трубе телескопического звена, промежуточные трубы которого имеют в своих основаниях гайки, установленные соосно винту и образующие с ним винтовую пару.

2. Солнечная батарея на гибкой подложке по п. 1, отличающаяся тем, что в состав телескопического звена входят механизмы зачековки промежуточной и концевой труб.

3. Солнечная батарея на гибкой подложке по п. 1, отличающаяся тем, что в состав ШУ-1, соединяющего звенья штанги, входит механизм зачековки ШУ-1 в рабочем положении.

4. Солнечная батарея на гибкой подложке по п. 1, отличающаяся тем, что корневое звено имеет шарнирный узел (ШУ-2), позволяющий осуществлять установку дополнительных штанг и/или крепления солнечной батареи на гибкой подложке к поворотному устройству космического аппарата.

5. Солнечная батарея на гибкой подложке по п. 1, отличающаяся тем, что для исключения излома створок ФП в процессе раскрытия в состав основания контейнера входит поворотная панель.

6. Способ раскрытия солнечной батареи на гибкой подложке, выполненной в виде двух контейнеров с гармоникообразно сложенными створками фотопреобразователей (ФП), установленных по обе стороны двухзвенной штанги - шарнирно соединенных корневого и телескопического звеньев, заключающийся в повороте контейнеров с гармоникообразно сложенными створками ФП на угол 90° - перпендикулярно двухзвенной штанге, поворотом одного из звеньев которой на угол 180° производят начальное раскрытие створок ФП, завершают формирование рабочей поверхности ФП выдвижением промежуточных труб телескопического звена.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к системам поворота солнечной батареи (СПСБ) космического аппарата (КА). Изобретение предназначено для размещения элементов СПСБ для вращения солнечной батареи большой мощности и передачи электроэнергии с солнечной батареи на КА.

Изобретение относится к управлению ориентацией навигационных спутников с антеннами и солнечными батареями (СБ). Способ включает ориентацию электрической оси антенны (первой оси спутника) на Землю и ориентацию панелей СБ на Солнце.

Изобретение относится к электротехнике, а именно к автономным системам электропитания (СЭП) космических аппаратов (КА), использующим в качестве первичных источников энергии батареи солнечные (БС), а в качестве накопителей энергии - аккумуляторные батареи (АБ).

Изобретение относится к космической технике. Способ управления ориентацией космического аппарата (КА) с неподвижными панелями солнечных батарей (СБ) при выполнении экспериментов включает гравитационную ориентацию КА продольной осью вдоль местной вертикали и закрутку вокруг продольной оси, соответствующей минимальному моменту инерции.

Изобретение относится к космической технике. Способ управления ориентацией космического аппарата (КА) с неподвижными панелями солнечных батарей (СБ) при выполнении экспериментов на орбитах с максимальной длительностью теневого участка включает гравитационную ориентацию КА продольной осью вдоль местной вертикали и закрутку вокруг его продольной оси, соответствующей минимальному моменту инерции.

Изобретение относится к системам контроля работы механических узлов солнечной батареи (СБ) космического аппарата (КА) в условиях эксплуатации. Устройство содержит цепочку из N (напр., N=5) последовательно соединенных контактных датчиков (КД) (21, …, 25), к которым параллельно подключены резисторы (61, …, 65) номинальным сопротивлением 1∗R0, 2∗R0, …, 2N-1∗R0.

Изобретение относится к энергоснабжению космического аппарата (КА) с помощью солнечных батарей (СБ). КА содержит корпус с множеством поверхностей (11), на которых расположены устройства (20) для собирания света внутрь корпуса, где установлена СБ (30).

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано в раскрывающихся солнечных батареях космических аппаратов. Устройство отделения и раскрытия створок солнечной батареи (УОРССБ) космического аппарата содержит раму, два пакета створок, прижимные замки с крюками, качалки, подпружиненную тягу с коромыслами, взаимодействующими с верхними створками, подпружиненные штоки со сквозными отверстиями под шпильку с торцами, взаимодействующими с профильными пазами, упорные кольца с упорами.

Изобретение относится к механизмам ориентации (поворота) солнечных батарей (СБ). Система поворота СБ содержит корпус (1) с крышками (2), выходной вал, выполненный в виде двух частей (3) и (4) с фланцами (5) и (6) для стыковки с крыльями СБ, и центральный привод (7).

Изобретение относится к управлению ориентацией искусственных спутников Земли (ИСЗ) с солнечными батареями (СБ). В составе ИСЗ (3) дополнительно предусматривают автономный контур (АК) управления ориентацией ИСЗ относительно направления на Солнце (2).

Изобретение относится к электротехнике, а именно к системам электроснабжения космических аппаратов с использованием в качестве первичных источников энергии солнечных батарей, а в качестве накопителей энергии - аккумуляторных батарей. Технический результат - повышение надежности эксплуатации аккумуляторной батареи. Способ электропитания заключается в том, что в случае пониженной температуры аккумуляторной батареи зарядный ток первоначально направляют на обогрев аккумуляторной батареи и только после того как температура аккумуляторной батареи достигнет значения выше минимального будет осуществляться заряд аккумуляторной батареи номинальным током заряда. В процессе заряда аккумуляторных батарей, уровень заряженности контролируют по их напряжению, либо напряжению аккумуляторов каждой аккумуляторной батареи, причем зарядный ток перенаправляют или на обогреватели, или на заряд аккумуляторов в зависимости от температуры аккумуляторной батареи. Термисторы, входящие в состав автономной системы электроснабжения космического аппарата, определяют температуру аккумуляторной батареи и сравнивают полученное значение с заданными значениями. 1 ил.

Изобретение относится к конструкции космических аппаратов (КА), преимущественно для исследований на близких (порядка радиуса орбиты Меркурия) расстояниях от Солнца. КА содержит корпус с теплозащитным экраном, научную и служебную аппаратуру, средства терморегулирования и две пары солнечных батарей (СБ). Панели одной из пар СБ закреплены с возможностью отделения на панелях другой пары СБ и имеют с ними общую ось вращения. Неотделяемые от КА панели СБ имеют две противоположные рабочие поверхности. На одной из них установлены только фотопреобразователи, а на другой - также и чередующиеся с последними теплоотражающие элементы. Выбор действующей рабочей поверхности панели, а также угол её установки определяются плотностью падающих солнечных потоков. Техническим результатом изобретения является снижение массы КА, повышение его надежности и упрощение алгоритма ориентации панелей СБ благодаря эффективной структуре СБ. 1 з.п. ф-лы, 5 ил.

Изобретение относится к бортовым системам электропитания (СЭП), преимущественно низкоорбитальных космических аппаратов (КА) с трехосной ориентацией. СЭП содержит панели солнечной батареи с устройством изменения их ориентации, размещенные с внешней стороны боковых сотопанелей приборного контейнера. В боковые, верхнюю и нижнюю сотопанели контейнера встроены тепловые трубы. СЭП также содержит четыре одинаковых подсистемы электропитания: две рабочих и две резервных. Каждая подсистема установлена на одной из внутренних поверхностей боковых сотопанелей и включает в себя аккумуляторную батарею с зарядным и разрядным устройством. Единый модуль двух таких устройств соседних подсистем установлен на одну боковую сотопанель. Часть внешней поверхности боковых сотопанелей имеет терморегулирующее покрытие с и , а на остальную часть нанесена теплоизоляция. Все сотопанели соединены коллекторными тепловыми трубами с электронагревателями. Технический результат изобретения заключается в оптимизации компоновки СЭП на КА, снижении массы и улучшении термостабилизации основных узлов СЭП. 3 ил.

Изобретение относится к межорбитальному маневрированию космического аппарата (КА). Способ включает выведение КА на переходную орбиту с нулевым наклонением двигателями большой тяги. Перигей этой орбиты лежит ниже геостационарной орбиты (ГСО), а апогей - выше ГСО. Довыведение КА на ГСО производится двигателями малой тяги, работающими непрерывно, за исключением двух симметричных малоэффективных участков переходной орбиты. При этом ориентация КА в инерциальном пространстве неизменна, а панели солнечных батарей зафиксированы под углом до 30° к направлению на Солнце. Одновременно с изменением эксцентриситета переходной орбиты изменяют скорость дрейфа КА в требуемом направлении и совмещают довыведение по эксцентриситету с приведением по долготе. В качестве двигателя малой тяги используют штатный электрореактивный двигатель коррекции долготы КА. Техническим результатом изобретения являются сокращение срока ввода КА в эксплуатацию на ГСО и минимизация затрат топлива на довыведение КА. 1 з.п. ф-лы, 4 ил.

Группа изобретений относится к области сбора, преобразования и передачи солнечной энергии потребителям. Система содержит, в качестве основных, такие элементы как первичное (2), промежуточные (4, 5) и передающее (10) зеркала, а также энергетический модуль (8). Зеркало (2) собирает солнечный свет (1), передаваемый через зеркала (4, 5) на модуль (8). Последний преобразует световой поток в иную (микроволновыую) форму энергию, передаваемую зеркалом (10) потребителю (14), например, на Земле (15). Все основные элементы системы свободно плавают в космическом (околоземном) пространстве и управляются посредством ракетных двигателей малой тяги (2d-2е, 4d-4е, 5d-5е, 8d-8e, 10d-10е) и датчиков (2а-2b, 4а-4b и т.д.). Управление верхнего уровня обеспечивается дистанционной распределенной системой управления (13). Техническим результатом группы изобретений является повышение энергоотдачи системы (по массе) и гибкости (адаптируемости) ее структуры для различных вариантов применения. 2 н. и 32 з.п. ф-лы, 25 ил.

Изобретение относится к определению массово-инерционных характеристик космических аппаратов (КА). Способ включает измерение острого угла между направлением на Солнце и плоскостью орбиты КА. При достижении этим углом максимального значения выставляют строительную ось КА, отвечающую максимальному моменту инерции, перпендикулярно плоскости орбиты. Панели неподвижных относительно КА солнечных батарей направляют активной стороной к Солнцу. Далее выполняют закрутку КА вокруг указанной оси с угловой скоростью не менее 2°/с. Измеряют угловую скорость КА и ток солнечных батарей в течение оборота КА вокруг Земли. По измеренным значениям определяют тензор инерции КА. Технический результат изобретения заключается в повышении надёжности определении тензора инерции КА, в т.ч. при отсутствии на его борту инерционных исполнительных органов.

Изобретение относится к определению массово-инерционных характеристик космических аппаратов (КА). Согласно способу при совпадении направления на Солнце с плоскостью орбиты КА совмещают строительную ось КА, отвечающую его максимальному моменту инерции, с этим направлением. Выставляют неподвижные относительно КА солнечные батареи перпендикулярно указанной оси, активной стороной к Солнцу. Выполняют закрутку КА вокруг данной оси с угловой скоростью не менее 2°/c. Измеряют угловую скорость КА, ток солнечных батарей и угол между осью закрутки и направлением на Солнце. При достижении этим углом значения не менее 10° определяют тензор инерции КА по измеренным значениям угловой скорости КА и тока солнечных батарей. Технический результат изобретения заключается в повышении надёжности определении тензора инерции КА, в т.ч. при отсутствии на его борту инерционных исполнительных органов.
Наверх