(21)	201400086 (13) A1	Разделы: A B C D E F G H
(22)	2011.12.29
(51)	B64G 1/28 (2006.01) G05D 1/08 (2006.01)
(31)	2011126902
(32)	2011.06.30
(33)	RU
(86)	PCT/RU2011/001046
(87)	WO 2013/002673 2013.01.03
(71)	ФЕДЕРАЛЬНОЕ ГОСУДАРСТВЕННОЕ БЮДЖЕТНОЕ ОБРАЗОВАТЕЛЬНОЕ УЧРЕЖДЕНИЕ ВЫСШЕГО ПРОФЕССИОНАЛЬНОГО ОБРАЗОВАНИЯ "МОСКОВСКИЙ ГОСУДАРСТВЕННЫЙ ТЕХНИЧЕСКИЙ УНИВЕРСИТЕТ ИМЕНИ Н.Э. БАУМАНА (МГТУ ИМ. Н.Э. БАУМАНА) (RU)
(72)	Майорова Вера Ивановна, Попов Александр Сергеевич, Тененбаум Степан Михайлович, Коцур Олег Сергеевич, Рачкин Дмитрий Анатольевич, Неровный Николай Алексеевич, Назаров Николай Григорьевич, Скобелев Михаил Михайлович (RU)
(54)	СПОСОБ ПЕРЕОРИЕНТАЦИИ И УПРАВЛЕНИЯ ТЯГОЙ ВРАЩАЮЩЕГОСЯ КОСМИЧЕСКОГО АППАРАТА С СОЛНЕЧНЫМ ПАРУСОМ

(57) Изобретение относится к двигательным системам космических аппаратов (КА) и может быть использовано в маневрировании КА с солнечным парусом для лучшего управления его тягой. Результатом изобретения является возможность переориентации КА в пространстве, независимо от солнечного светового воздействия (давления), а также изменение ориентации в пространстве лопастей солнечного паруса, за счет управляемого изменения соотношений величин главных моментов инерции КА с солнечным парусом относительно его главных ортогональных осей. Изменение ориентации исходно устойчиво вращающегося КА и соответственно вектора тяги его солнечного паруса на требуемый угол производят посредством временной потери устойчивости мгновенной оси вращения КА 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 КА с солнечным парусом относительно его трех главных ортогональных осей, одна из которых совпадает с осью исходно устойчивого вращения КА. Причем для потери устойчивости мгновенной оси вращения исходно максимальный по величине среди трех главных моментов инерции момент инерции относительно оси исходно устойчивого вращения КА временно и управляемо делают средним по величине моментом инерции среди трех главных моментов инерции. А при переориентации КА на требуемый угол для восстановления устойчивости величину указанного главного момента инерции снова делают максимальной среди трех величин главных моментов инерции. КА с солнечным парусом относится к роторному типу и имеет три главные взаимно ортогональные оси: ось исходного устойчивого вращения КА, общая продольная ось двух одинаковых лопастей паруса, плоско вытянутых под действием центробежных сил от устойчивого вращения КА, общая ось перераспределяемых масс, в том числе грузов, управляемо перемещаемых, синхронно, радиально, зеркально одинаково относительно общего центра трех главных осей. В исходном устойчивом состоянии вращения КА вокруг первой главной оси перемещаемые грузы управляемо и одинаково раздвинуты так, что величина главного момента инерции КА с солнечным парусом относительно первой главной оси является максимальной среди величин трех главных моментов инерции. Для временной потери устойчивости мгновенной оси вращения перемещаемые грузы управляемо одинаково сдвигают к центру оси так, чтобы величина главного момента инерции относительно первой главной оси стала средней среди величин трех главных моментов инерции. А при переориентации на 180 или 90° для восстановления устойчивости мгновенной оси вращения грузы снова раздвигают на требуемое для этого диаметральное расстояние.