RU2544021C2 - Method for orientation of artificial earth satellite - Google Patents
Method for orientation of artificial earth satellite Download PDFInfo
- Publication number
- RU2544021C2 RU2544021C2 RU2013108292/11A RU2013108292A RU2544021C2 RU 2544021 C2 RU2544021 C2 RU 2544021C2 RU 2013108292/11 A RU2013108292/11 A RU 2013108292/11A RU 2013108292 A RU2013108292 A RU 2013108292A RU 2544021 C2 RU2544021 C2 RU 2544021C2
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- orientation
- artificial earth
- earth satellite
- satellite
- sun
- Prior art date
Links
Abstract
Description
Изобретение относится к области построения искусственных спутников Земли (ИСЗ), стабилизированных по положению их геометрических осей относительно заданной системы координат.The invention relates to the field of constructing artificial Earth satellites (AES), stabilized by the position of their geometric axes relative to a given coordinate system.
Известен способ ориентации искусственного спутника Земли, включающий ориентацию аппарата относительно направления на Солнце, определение углов между направлением на Солнце и осями орбитальной системы координат, поворот аппарата вокруг направления на Солнце до совпадения оси визирования датчика местной вертикали с местной вертикалью планеты, отличающийся тем, что перед поворотом вокруг направления на Солнце фиксируют ось аппарата, проекции единичного вектора направления которой на оси, связанной с аппаратом системы координат, равны проекциям единичного вектора направления на Солнце на оси орбитальной системы координат, и поворачивают аппарат в плоскости фиксирования ось - направление на Солнце до совмещения указанной фиксированной оси аппарата с направлением на Солнце (патент №2021173, RU).A known method of orienting an artificial Earth satellite, including the orientation of the apparatus relative to the direction to the Sun, determining the angles between the direction to the Sun and the axes of the orbital coordinate system, turning the apparatus around the direction to the Sun until the axis of sight of the local vertical sensor coincides with the local vertical of the planet, characterized in that by turning around the direction to the Sun, the axis of the apparatus is fixed, the projections of the unit direction vector of which on the axis associated with the apparatus of the coordinate system are projections of a unit direction vector to the Sun on the axis of the orbital coordinate system, and rotate the device in the plane of fixation axis - direction to the Sun until the specified fixed axis of the device coincides with the direction to the Sun (patent No. 2021173, RU).
Наиболее близким техническим решением является способ ориентации искусственного спутника Земли, реализованный спутником с трехосной стабилизацией углового положения, содержащим корпус, имеющий ось тангажа, ориентируемую строго перпендикулярно плоскости орбиты, и содержащий по меньшей мере одну поверхность, предназначенную главным образом для того, чтобы на нее воздействовало солнечное излучение, и простирающуюся от корпуса в заданном направлении, бортовой компьютер и подключенную к нему систему определения углового положения, предназначенную для определения углового положения корпуса по меньшей мере относительно оси тангажа, активные средства контроля углового положения, предназначенные для приложения моментов сил, корректирующих угловое положение по меньшей мере по тангажу, средства контроля орбиты, предназначенные для приложения к спутнику импульсов реактивной силы тяги, средства управления качанием указанной поверхности поперечно по отношению к солнечному излучению с амплитудой, регулируемой бортовым компьютером или с Земли, причем средства управления качанием расположены между упомянутой поверхностью и корпусом спутника, отличающийся тем, что упомянутая поверхность проходит от корпуса параллельно оси тангажа, а средства управления качанием вместе с упомянутой поверхностью представляют собой исполнительные органы активных средств контроля углового положения (патент №2114770, RU), выбранный в качестве прототипа.The closest technical solution is the method of orienting an artificial Earth satellite, implemented by a satellite with triaxial stabilization of the angular position, comprising a body having a pitch axis oriented strictly perpendicular to the orbit plane and containing at least one surface designed primarily to be affected solar radiation, and the on-board computer and the system for determining the angular position, extending from the body in a given direction, assigned to determine the angular position of the body at least relative to the axis of the pitch, active means of controlling the angular position, designed to apply moments of force, correcting the angular position of at least the pitch, means of controlling the orbit, designed to apply pulses of reactive thrust to the satellite, control swinging the indicated surface transversely with respect to solar radiation with an amplitude regulated by the on-board computer or from the Earth, they are located between said surface and the satellite’s body, characterized in that the said surface extends parallel to the pitch axis from the body, and the rocking controls together with the said surface are actuators of active means for controlling the angular position (patent No. 211,14770, RU), selected as prototype.
Однако решения, заявленные в известных патентах, не решают вопроса обеспечения высокой живучести ИСЗ при возникновении в процессе эксплуатации ИСЗ каких-либо сбоев в работе системы ориентации, в том числе сбоев в работе бортового компьютера.However, the solutions claimed in the well-known patents do not solve the problem of ensuring the high survivability of a satellite if there are any malfunctions in the operation of the satellite during operation of the orientation system, including malfunctions in the operation of the on-board computer.
Задачей заявляемого изобретения является обеспечение живучести ИСЗ при его длительной автономной эксплуатации в условиях космического пространства.The task of the invention is to ensure the survivability of a satellite during its long-term autonomous operation in outer space.
Эта задача решается тем, что при ориентации искусственного спутника Земли с использованием бортового компьютера, связанного с системой определения угловых положений корпуса аппарата относительно осей ориентации и активного управления угловыми положениями, включающей ориентацию искусственного спутника Земли относительно направления на Солнце и на Землю, дополнительно предусматривают автономный контур управления ориентацией искусственного спутника Земли относительно направления на Солнце и при нарушении текущей точности ориентации искусственного спутника Земли на Солнце ориентацию искусственного спутника Земли относительно направления на Солнце и направления на Землю с использованием бортового компьютера временно прекращают, при этом включают в работу автономный контур управления ориентацией искусственного спутника Земли относительно направления на Солнце, с соответствующей установкой солнечных батарей в фиксированное положение относительно корпуса искусственного спутника Земли для получения максимальной их освещенности, а последующее возобновление ориентации искусственного спутника Земли с использованием бортового компьютера осуществляют по радиокоманде с Земли. При этом точность ориентации искусственного спутника Земли на Солнце оценивают по текущим параметрам его системы электропитания с учетом наличия/отсутствия орбитальных теневых участков. Кроме того, за признак нарушения ориентации искусственного спутника Земли на Солнце принимают начало работы системы электропитания в режиме разряда бортовых аккумуляторных батарей, при отсутствии орбитальных теневых участков.This problem is solved by the fact that when orienting an artificial Earth satellite using an on-board computer connected with a system for determining the angular positions of the device’s body relative to the orientation axes and actively controlling angular positions, including the orientation of the artificial Earth satellite relative to the direction to the Sun and the Earth, an autonomous circuit is additionally provided control the orientation of the artificial Earth satellite relative to the direction to the Sun and in violation of the current accuracy of orientations of the artificial Earth satellite on the Sun, the orientation of the artificial Earth satellite relative to the direction to the Sun and the direction to the Earth using the on-board computer is temporarily stopped, while the autonomous control circuit of the orientation of the artificial Earth satellite relative to the direction to the Sun is turned on, with the corresponding installation of solar panels in a fixed position relative to the body of an artificial Earth satellite to obtain maximum illumination, and subsequent renewal of The orientation of the artificial Earth satellite using the on-board computer is carried out by radio command from the Earth. Moreover, the accuracy of the orientation of the artificial Earth satellite on the Sun is estimated by the current parameters of its power supply system, taking into account the presence / absence of orbital shadow areas. In addition, the start of the power supply system in the discharge mode of onboard batteries in the absence of orbital shadow areas is taken as a sign of a disruption in the orientation of the artificial Earth satellite on the Sun.
Предлагаемое изобретение обеспечивает следующие преимущества.The invention provides the following advantages.
В процессе эксплуатации ИСЗ он подвергается воздействию различных факторов космического пространства, например локальным статическим разрядам, что может привести к сбою в работе бортового компьютера («зависанию»). При этом процесс удержания ИСЗ в пространстве будет прерван. В итоге ИСЗ начнет терять исходную ориентацию, в том числе на Солнце и Землю.During the operation of the satellite, it is exposed to various factors of outer space, for example, local static discharges, which can lead to a malfunction of the on-board computer (“freezing”). In this case, the process of holding the satellite in space will be interrupted. As a result, the satellite will begin to lose its original orientation, including the sun and the earth.
Отследить этот факт можно по текущим телеметрическим параметрам системы электропитания (с учетом наличия/отсутствия орбитальных теневых участков), например по снижению тока солнечных батарей, снижению токов заряда аккумуляторных батарей, включению разрядных преобразователей и появлению токов разряда аккумуляторных батарей.This fact can be monitored by the current telemetric parameters of the power supply system (taking into account the presence / absence of orbital shadow areas), for example, by reducing the current of solar batteries, lowering battery charge currents, turning on discharge converters and the appearance of battery discharge currents.
Однако, если ИСЗ эксплуатируется в автономном режиме (без постоянного контроля с Земли), нарушение в ориентации ИСЗ может привести к полному разряду аккумуляторных батарей и потере ИСЗ.However, if the satellite is operated in an autonomous mode (without constant monitoring from the Earth), a violation in the orientation of the satellite can lead to a complete discharge of the batteries and the loss of the satellite.
Радикальной защитой от аварийной ситуации на ИСЗ, связанной с потерей ориентации на Солнце, может быть автоматический переход на резервный вариант ориентации ИСЗ - переход на автономный контур управления ориентацией искусственного спутника Земли относительно направления на Солнце. Такой режим работы не может обеспечить в полной мере функциональные возможности ИСЗ, но он гарантирует положительный энергобаланс, что обеспечивает живучесть ИСЗ. Переход на автономный контур управления ориентацией следует провести по «жесткой» логике (без использования бортового компьютера). Для этого в системе электропитания формируют команду по включению режима разряда аккумуляторных батарей, которая используется для автоматического перехода на автономный контур управления ориентацией. Данная команда блокируется на время прохождения ИСЗ орбитального теневого участка. Блокировка-разблокировка может быть реализована как вручную, по радиокомандам с Земли, так и автоматически - с бортового компьютера. В последнем случае должны быть предусмотрены программные меры на снятие блокировки при «зависании» компьютера.A radical defense against an emergency on a satellite associated with a loss of orientation to the Sun can be an automatic transition to a backup version of the satellite's orientation — switching to an autonomous circuit to control the orientation of the artificial Earth satellite relative to the direction to the Sun. This mode of operation cannot fully provide the functionality of the satellite, but it guarantees a positive energy balance, which ensures the survivability of the satellite. The transition to an autonomous orientation control loop should be done according to “hard” logic (without using an on-board computer). For this, a command is formed in the power supply system to turn on the battery discharge mode, which is used to automatically switch to an autonomous orientation control loop. This command is blocked during the passage of the satellite of the orbital shadow area. Lock-unlock can be implemented either manually, by radio commands from the Earth, or automatically - from the on-board computer. In the latter case, program measures should be provided to remove the lock when the computer freezes.
При очередном сеансе связи с ИСЗ, в случае нахождения его в режиме автономной ориентации, определяют по телеметрическим параметрам и устраняют по радиокомандам возникшие неисправности (например, перезапускают бортовой компьютер) и дают команду на возврат к штатной схеме ориентации ИСЗ.At the next communication session with the satellite, if it is in the autonomous orientation mode, it is determined by telemetry parameters and the malfunctions that are fixed by radio commands (for example, restart the on-board computer) and give a command to return to the standard satellite orientation scheme.
На фиг.1 представлен схематично вид ИСЗ 3, стабилизированного по трем осям на круговой, например геостационарной, орбите 4 вокруг Земли 1.Figure 1 presents a schematic view of the satellite 3, stabilized in three axes on a circular, for example geostationary, orbit 4 around the Earth 1.
При этом спутник содержит три оси ориентации:In this case, the satellite contains three orientation axes:
- ось X, касательная к орбите и имеющая такое же направление, что и вектор линейной скорости ИСЗ 3,- axis X, tangent to the orbit and having the same direction as the linear velocity vector of the satellite 3,
- ось Y, перпендикулярная плоскости орбиты 4 и ориентированная в направлении Север-Юг (С-Ю) Земли 1,- the Y axis perpendicular to the plane of orbit 4 and oriented in the North-South (C-S) direction of Earth 1,
- ось Z, перпендикулярная осям Х и Y и ориентированная на Землю 1.- the Z axis perpendicular to the X and Y axes and oriented to the Earth 1.
Спутник также содержит солнечные батареи, имеющие два крыла 5/1 и 5/2, направленных соответственно к Северу и Югу по своим продольным осям, здесь совпадающим с осью Y и ориентируемых относительно корпуса вокруг оси вращения, приблизительно совпадающей с осью Y, под действием двух приводных двигателей (не показано), управляемых раздельно. Эти приводные двигатели предназначены для удержания крыльев БС в направлении на Солнце перпендикулярно его лучам.The satellite also contains solar panels with two wings 5/1 and 5/2, directed to the North and South, respectively, along their longitudinal axes, here coinciding with the Y axis and oriented relative to the hull around the axis of rotation, approximately coinciding with the Y axis, under the action of two drive motors (not shown) controlled separately. These drive motors are designed to hold the BS wings in the direction of the sun perpendicular to its rays.
При нарушении текущей точности ориентации ИСЗ 3 на Солнце 2 ориентацию ИСЗ относительно направления на Солнце 2 и направления на Землю 1 с использованием бортового компьютера (не показано) временно прекращают, при этом включают в работу автономный контур управления ориентацией ИСЗ 3 относительно направления на Солнце 2 по оси Х или оси Z. Направление двух оставшихся осей может дрейфовать и определяется текущими моментами инерции ИСЗ. При этом солнечные батареи 5/1 и 5/2 постоянно ориентированы на Солнце 2 благодаря указанным приводным двигателям, которые обеспечивают каждые сутки (для геостационарной орбиты) поворот солнечных батарей относительно корпуса ИСЗ на 360 градусов.If the current accuracy of the orientation of the satellite 3 on the Sun 2 is violated, the satellite’s orientation relative to the direction to the Sun 2 and the direction to Earth 1 using an on-board computer (not shown) is temporarily stopped, and an autonomous control loop of the orientation of the satellite 3 relative to the direction to the Sun 2 is turned on X axis or Z axis. The direction of the two remaining axes can drift and is determined by the current moments of inertia of the satellite. At the same time, solar panels 5/1 and 5/2 are constantly oriented to the Sun 2 due to the indicated drive motors, which provide 360-degree rotation of solar panels relative to the satellite’s hull 360 degrees every day (for a geostationary orbit).
Последующее возобновление ориентации ИСЗ 3 с использованием бортового компьютера осуществляют по радиокоманде с Земли 1 через командно-измерительную радиолинию (не показано).Subsequent resumption of orientation of the satellite 3 using the on-board computer is carried out by radio command from Earth 1 through a command and measurement radio line (not shown).
Точность ориентации ИСЗ 3 на Солнце 2 оценивают по текущим параметрам его системы электропитания (не показано), с учетом наличия/отсутствия орбитальных теневых участков, при этом за признак нарушения ориентации искусственного спутника Земли 1 на Солнце 2 принимают начало работы системы электропитания ИСЗ 3 в режиме разряда бортовых аккумуляторных батарей (не показано), при отсутствии орбитальных теневых участков.The accuracy of the satellite 3 orientation to the Sun 2 is estimated by the current parameters of its power supply system (not shown), taking into account the presence / absence of orbital shadow areas, while the start of the satellite 3 power system in the mode discharge on-board batteries (not shown), in the absence of orbital shadow areas.
Совмещение двух способов ориентации на одном ИСЗ (в качестве основного и резервного), с учетом конкретных рекомендаций перехода с одного режима ориентации на другой и обратно, позволяет получить дополнительный положительный эффект - обеспечение живучести ИСЗ.The combination of two methods of orientation on one satellite (as the main and backup), taking into account the specific recommendations of the transition from one orientation mode to another and vice versa, allows you to get an additional positive effect - ensuring the survivability of the satellite.
Таким образом, заявляемый способ ориентации искусственного спутника Земли обеспечивает живучесть ИСЗ при его длительной автономной эксплуатации его в условиях космического пространства.Thus, the claimed method of orienting an artificial Earth satellite provides survivability of an artificial satellite during its long-term autonomous operation in outer space.
Claims (3)
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2013108292/11A RU2544021C2 (en) | 2013-02-25 | 2013-02-25 | Method for orientation of artificial earth satellite |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2013108292/11A RU2544021C2 (en) | 2013-02-25 | 2013-02-25 | Method for orientation of artificial earth satellite |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2013108292A RU2013108292A (en) | 2014-08-27 |
| RU2544021C2 true RU2544021C2 (en) | 2015-03-10 |
Family
ID=51456144
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2013108292/11A RU2544021C2 (en) | 2013-02-25 | 2013-02-25 | Method for orientation of artificial earth satellite |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2544021C2 (en) |
Cited By (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2706743C1 (en) * | 2019-03-27 | 2019-11-20 | Российская Федерация, от имени которой выступает Государственная корпорация по космической деятельности "РОСКОСМОС" | Method of orientation of spacecraft |
| RU2711656C2 (en) * | 2017-06-27 | 2020-01-20 | Российская Федерация, от имени которой выступает Министерство обороны Российской Федерации | Method of spacecraft orientation |
| CN110901956A (en) * | 2019-12-10 | 2020-03-24 | 中国人民解放军国防科技大学 | Satellite stable sun-to-day orientation method with earth orientation deviation as constraint |
| RU2720577C1 (en) * | 2019-12-11 | 2020-05-12 | Российская Федерация, от имени которой выступает Государственная корпорация по космической деятельности "РОСКОСМОС" | Spacecraft orientation method |
| RU2736522C1 (en) * | 2020-04-24 | 2020-11-17 | Акционерное общество "Научно-исследовательский институт электромеханики" (АО "НИИЭМ") | Method of orientation of spacecraft |
Citations (7)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US5035381A (en) * | 1988-04-20 | 1991-07-30 | British Aerospace Public Limited Company | Method of and apparatus for returning an earth orbiting spacecraft to an earth pointing attitude after displacement therefrom |
| US5257759A (en) * | 1991-11-27 | 1993-11-02 | Hughes Aircraft Company | Method and apparatus for controlling a solar wing of a satellite using a sun sensor |
| RU2021173C1 (en) * | 1991-07-22 | 1994-10-15 | Головное конструкторское бюро научно-производственного объединения "Энергия" им.С.П.Королева | Method of orientating space ship on planet |
| US5653407A (en) * | 1993-09-23 | 1997-08-05 | Societe Nationale Industrielle Et Aerospatiale | Geocentric pointing three-axis stabilised satellite in low orbit with single-axis steerable solar generator |
| RU2325312C2 (en) * | 2006-01-26 | 2008-05-27 | Открытое акционерное общество "Ракетно-космическая корпорация "Энергия" имени С.П. Королева" | Method of spacecraft sun batteries position control and system of its implementation |
| RU2361788C1 (en) * | 2008-04-09 | 2009-07-20 | Федеральное государственное унитарное предприятие Московское опытно-конструкторское бюро "Марс" (ФГУП МОКБ "Марс") | Method of controlling space vehicle sun battery position |
| RU2465180C1 (en) * | 2011-05-26 | 2012-10-27 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Московское опытно-конструкторское бюро "Марс" (ФГУП МОКБ "Марс") | Method of spacecraft solar battery position control during partial failures of aspect sensor |
-
2013
- 2013-02-25 RU RU2013108292/11A patent/RU2544021C2/en not_active IP Right Cessation
Patent Citations (7)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US5035381A (en) * | 1988-04-20 | 1991-07-30 | British Aerospace Public Limited Company | Method of and apparatus for returning an earth orbiting spacecraft to an earth pointing attitude after displacement therefrom |
| RU2021173C1 (en) * | 1991-07-22 | 1994-10-15 | Головное конструкторское бюро научно-производственного объединения "Энергия" им.С.П.Королева | Method of orientating space ship on planet |
| US5257759A (en) * | 1991-11-27 | 1993-11-02 | Hughes Aircraft Company | Method and apparatus for controlling a solar wing of a satellite using a sun sensor |
| US5653407A (en) * | 1993-09-23 | 1997-08-05 | Societe Nationale Industrielle Et Aerospatiale | Geocentric pointing three-axis stabilised satellite in low orbit with single-axis steerable solar generator |
| RU2325312C2 (en) * | 2006-01-26 | 2008-05-27 | Открытое акционерное общество "Ракетно-космическая корпорация "Энергия" имени С.П. Королева" | Method of spacecraft sun batteries position control and system of its implementation |
| RU2361788C1 (en) * | 2008-04-09 | 2009-07-20 | Федеральное государственное унитарное предприятие Московское опытно-конструкторское бюро "Марс" (ФГУП МОКБ "Марс") | Method of controlling space vehicle sun battery position |
| RU2465180C1 (en) * | 2011-05-26 | 2012-10-27 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Московское опытно-конструкторское бюро "Марс" (ФГУП МОКБ "Марс") | Method of spacecraft solar battery position control during partial failures of aspect sensor |
Cited By (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2711656C2 (en) * | 2017-06-27 | 2020-01-20 | Российская Федерация, от имени которой выступает Министерство обороны Российской Федерации | Method of spacecraft orientation |
| RU2706743C1 (en) * | 2019-03-27 | 2019-11-20 | Российская Федерация, от имени которой выступает Государственная корпорация по космической деятельности "РОСКОСМОС" | Method of orientation of spacecraft |
| CN110901956A (en) * | 2019-12-10 | 2020-03-24 | 中国人民解放军国防科技大学 | Satellite stable sun-to-day orientation method with earth orientation deviation as constraint |
| RU2720577C1 (en) * | 2019-12-11 | 2020-05-12 | Российская Федерация, от имени которой выступает Государственная корпорация по космической деятельности "РОСКОСМОС" | Spacecraft orientation method |
| RU2736522C1 (en) * | 2020-04-24 | 2020-11-17 | Акционерное общество "Научно-исследовательский институт электромеханики" (АО "НИИЭМ") | Method of orientation of spacecraft |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| RU2013108292A (en) | 2014-08-27 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| RU2544021C2 (en) | Method for orientation of artificial earth satellite | |
| CN105511490B (en) | A kind of satellite position holding-angular momentum dumping combination control method | |
| US9067694B2 (en) | Position-based gyroless control of spacecraft attitude | |
| CN102874418B (en) | Method for improving orbit-transferring safety of inclined orbit satellite | |
| US4837699A (en) | Method for controlling the spin axis attitude of a spinning spacecraft | |
| CN104181930B (en) | Autonomous control method for inclined orbit satellite yaw maneuvering | |
| CN104369877A (en) | Method for designing pointing of antenna of deep space probe | |
| US20170183108A1 (en) | Method and device for control of a sunlight acquisition phase of a spacecraft | |
| RU2457158C2 (en) | Method for space vehicle with fixed panels of solar batteries orientation control during experiments on orbits with maximum eclipse period | |
| CN109625329A (en) | A kind of autonomous discharging method of flywheel angular momentum based on discrete jet | |
| US9346564B1 (en) | System and method for manually safing and deorbiting a geostationary spacecraft in an absence of a spacecraft processor | |
| RU2706743C1 (en) | Method of orientation of spacecraft | |
| RU2361788C1 (en) | Method of controlling space vehicle sun battery position | |
| CN109032158B (en) | Head-to-day-tail-to-day alternating continuous yaw attitude control method for linear programming | |
| JP2635564B2 (en) | Autonomous rotation axis attitude control method for a spinning spacecraft | |
| CN111409868A (en) | Method and system for controlling north-south turning of meteorological satellite | |
| WO2024021399A1 (en) | All-electric propulsion satellite orbit transfer method based on autonomous task planning | |
| RU2720577C1 (en) | Spacecraft orientation method | |
| RU2736522C1 (en) | Method of orientation of spacecraft | |
| JPS6186812A (en) | Sun tracking device | |
| CN207482216U (en) | A kind of low rail micro-nano satellite | |
| Pitchaimani et al. | Strategies for Enhancing Power Generation in Satellites with Large Local Time Angles | |
| Patil et al. | Autonomous Solar Panel System with Dual Axis Rotation | |
| RU2581106C1 (en) | Method for automatic orientation of spacecraft and solar panel during failure of solar panel rotation device | |
| CN113486491B (en) | Satellite autonomous mission planning constraint condition self-perfecting method and system |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20210226 |