Спосіб орієнтації штучних супутників Землі

Самотокін, Борис Борисович; Шостачук, Дмитро Миколайович

EZTUIR Home
→
Патенти
→
Патенти
→
View Item

dc.contributor.author	Самотокін, Борис Борисович
dc.contributor.author	Шостачук, Дмитро Миколайович
dc.date.accessioned	2016-04-05T09:39:39Z
dc.date.available	2016-04-05T09:39:39Z
dc.date.issued	2003
dc.identifier.uri	http://eztuir.ztu.edu.ua/123456789/2530
dc.description.abstract	Спосіб орієнтації штучних супутників Землі полягає в тому, що попередньо розраховують аналітичні прогнозні моделі збурюючого моменту та геомагнітного поля в заданих ділянках орбіти. Після цього коригують попередньо розраховану аналітичну прогнозну модель збурюючого моменту. Далі вимірюють поточні значення напруженості геомагнітного поля по осях супутника, які використовують для поточного коригування попередньо розрахованої аналітичної прогнозної моделі геомагнітного поля. Потім по скоригованій аналітичній прогнозній моделі збурюючого моменту обраховують прогнозне значення накопиченого кінетичного моменту для заданого майбутнього інтервалу часу обертання супутника по орбіті. Якщо обраховане прогнозне значення накопиченого кінетичного моменту перевищить задану максимально припустиму величину, то розраховують ту ділянку орбіти супутника, на якій накопичений кінетичний момент можливо скинути з мінімальним енергоспоживанням. Після того, як супутник досягне цієї ділянки орбіти, виконують скидання накопиченого кінетичного моменту. Винахід забезпечує зменшення потужності споживання та підвищення точності орієнтації штучних супутників Землі.	uk_UA
dc.language.iso	uk	uk_UA
dc.publisher	ЖДТУ	uk_UA
dc.relation.ispartofseries	56077;
dc.title	Спосіб орієнтації штучних супутників Землі	uk_UA
dc.title.alternative	Method for orientation of artificial Earth satellites	uk_UA
dc.type	Other	uk_UA
dc.description.abstracten	A method of orientation of artificial Earth satellites lies in that previously are calculated analytical predicted models of excitatory moment and geomagnetic field in given orbit sections. Then previously calculated analytical predicted model of excitatory moment are corrected. Then are measured current values of geomagnetic field strength along satellite axes that are used for current correction of previously calculated predicted model of geomagnetic field. Then according to corrected analytical predicted model of excitatory moment is calculated predicted value of accumulated kinetic moment for given future interval of time of revolution in orbit. If calculated predicted value of accumulated kinetic moment exceeds maximal allowable value, the calculation is made of this section of satellite orbit on which accumulated kinetic moment may be dropped with minimal energy consumption. When a satellite reaches this section of orbit, accumulated kinetic moment is dropped. Invention provides for reduction of energy consumption and increase precision of orientation of artificial satellites.	uk_UA