ИСТИНА

Изобретение относится к области управления и может использоваться в системах разгрузки и компенсации возмущений, действующих на космические аппараты (КА) с трехосной стабилизацией. В предлагаемом способе определяют угловую скорость КА и его кинетические моменты: в системе силовых гироскопов и суммарный По измеренному направлению на Солнце определяют время приложения к КА управляющего момента сил светового давления, который формируют путем разворота солнечной батареи. Выбор последней делают из условия противоположности знаков проекций на ось, задаваемую вектором единичный вектор орбитальной угловой скорости, a - средняя скорость изменения вектора по ряду ранее измеренных его значений. В начальный и последующие моменты времени формирования определяют проекции (G1 и Му1) векторов на указанную ось и на ось, направленную вдоль проекции вектора на плоскость орбиты (G2 и Му2). Углы разворотов и доворотов солнечной батареи находят из условий сравнения текущих (G1) и порогового (Gкр) значений соответствующих проекций при условии противоположности знаков проекций G2 и Мy2. При этом учитывают дискретность данных углов и периодичность ( t) определения требуемого момента , а также заданную минимальную величину разгрузки за время t. Реализующая бортовая система КА содержит необходимые функциональные блоки и связи между ними. Изобретение обеспечивает разгрузку и непрерывную компенсацию возмущающего момента на КА с произвольным числом гироскопов, эффективно используя солнечные батареи для формирования управляющих моментов от сил светового давления, давая экономию рабочего тела и ресурса двигательных установок.