Способ переориентации и управления тягой вращающегося космического аппарата с солнечным парусом - RU2011126902A

Реферат

1. Способ переориентации и управления тягой вращающегося космического аппарата с солнечным парусом, заключающийся в изменении угла ориентации космического аппарата с солнечным парусом в пространстве за счет изменения параметров вращения космического аппарата, отличающийся тем, что изменение ориентации исходно устойчиво вращающегося космического аппарата и соответственно вектора тяги его солнечного паруса на требуемый угол производят посредством временной потери устойчивости мгновенной оси вращения космического аппарата и восстановления этой устойчивости при переориентации мгновенной оси вращения на требуемый угол относительно исходного положения, потеря устойчивости происходит за счет управляемой смены соотношений величин трех главных моментов инерции космического аппарата с солнечным парусом относительно его трех главных ортогональных осей, одна из которых совпадает с осью исходно устойчивого вращения космического аппарата; причем для потери устойчивости мгновенной оси вращения исходно максимальный по величине среди трех главных моментов инерции момент инерции относительно оси исходно устойчивого вращения космического аппарата временно и управляемо делают средним по величине моментом инерции среди трех главных моментов инерции, а при переориентации космического аппарата на требуемый угол для восстановления устойчивости величину указанного главного момента инерции снова делают максимальной среди трех величин главных моментов инерции, причем изменение моментов инерции осуществляют путем перераспределения масс аппарата относительно соответствующих осей в радиальном направлен�