RU2012152127A

RU2012152127A - Система ориентации навигационного спутника

Info

Publication number: RU2012152127A
Application number: RU2012152127/11A
Authority: RU
Inventors: Виктор Евдокимович Чеботарев; Юрий Александрович Тентилов; Василий Александрович Юксеев; Василий Дмитриевич Звонарь; Роман Фаритович Фаткулин
Original assignee: Открытое акционерное общество "Информационные спутниковые системы" имени академика М.Ф. Решетнева"
Priority date: 2012-12-04
Filing date: 2012-12-04
Publication date: 2014-06-10
Also published as: RU2535979C2

Abstract

1. Способ ориентации навигационного спутника, включающий ориентацию первой оси спутника с антеннами на Землю и ориентацию панелей солнечных батарей на Солнце разворотом спутника вместе с панелями солнечных батарей относительно первой оси спутника до совмещения нормали к панелям солнечных батарей с плоскостью «Солнце-Спутник-Земля» и разворотом панелей солнечных батарей вокруг второй оси вращения, перпендикулярной первой, до совмещения нормали к панелям солнечных батарей с направлением на Солнце, отличающийся тем, что в заданных интервалах орбиты, охватывающих интервалы неопределенности ориентации спутника на теневых орбитах, осуществляют независимые упреждающие программные развороты вокруг первой и второй осей спутника на расчетную величину с промежуточным удержанием заданной ориентации.2. Способ ориентации навигационного спутника по п.1, отличающийся тем, что упреждающий программный разворот вокруг второй оси спутника осуществляется до совмещения нормали к панелям солнечных батарей с направлением, параллельным первой оси спутника, удержание в этом положении и последующее совмещение нормали к панелям солнечных батарей с направлением на Солнце на заданных интервалах орбиты, охватывающих интервалы неопределенности ориентации спутника и расположенных симметрично относительно максимальных и минимальных значений углов «Солнце-Спутник-Земля».3. Способ ориентации навигационного спутника по п.1, отличающийся тем, что упреждающий программный разворот вокруг первой оси спутника осуществляется до совмещения второй оси спутника с плоскостью орбиты, удержание в этом положении и последующее совмещен�

Claims

1. Способ ориентации навигационного спутника, включающий ориентацию первой оси спутника с антеннами на Землю и ориентацию панелей солнечных батарей на Солнце разворотом спутника вместе с панелями солнечных батарей относительно первой оси спутника до совмещения нормали к панелям солнечных батарей с плоскостью «Солнце-Спутник-Земля» и разворотом панелей солнечных батарей вокруг второй оси вращения, перпендикулярной первой, до совмещения нормали к панелям солнечных батарей с направлением на Солнце, отличающийся тем, что в заданных интервалах орбиты, охватывающих интервалы неопределенности ориентации спутника на теневых орбитах, осуществляют независимые упреждающие программные развороты вокруг первой и второй осей спутника на расчетную величину с промежуточным удержанием заданной ориентации.

2. Способ ориентации навигационного спутника по п.1, отличающийся тем, что упреждающий программный разворот вокруг второй оси спутника осуществляется до совмещения нормали к панелям солнечных батарей с направлением, параллельным первой оси спутника, удержание в этом положении и последующее совмещение нормали к панелям солнечных батарей с направлением на Солнце на заданных интервалах орбиты, охватывающих интервалы неопределенности ориентации спутника и расположенных симметрично относительно максимальных и минимальных значений углов «Солнце-Спутник-Земля».

3. Способ ориентации навигационного спутника по п.1, отличающийся тем, что упреждающий программный разворот вокруг первой оси спутника осуществляется до совмещения второй оси спутника с плоскостью орбиты, удержание в этом положении и последующее совмещение второй оси спутника с нормалью к плоскости «Солнце-Спутник-Земля» на заданных интервалах орбиты, охватывающих интервалы неопределенности ориентации панелей солнечных батарей и расположенных симметрично относительно максимальных и минимальных значений углов «Солнце-Спутник-Земля».

4. Способ ориентации навигационного спутника по п.1, отличающийся тем, что упреждающий программный разворот вокруг первой оси спутника осуществляется до совмещения второй оси спутника с нормалью к плоскости орбиты, удержание в этом положении и последующее совмещение второй оси спутника с нормалью к плоскости «Солнце-Спутник-Земля» на заданных интервалах орбиты, охватывающих интервалы неопределенности ориентации панелей солнечных батарей и расположенных симметрично относительно максимальных и минимальных значений углов «Солнце-Спутник-Земля».