СПОСОБ ПЕРЕОРИЕНТАЦИИ И УПРАВЛЕНИЯ ТЯГОЙ ВРАЩАЮЩЕГОСЯ КОСМИЧЕСКОГО АППАРАТА С СОЛНЕЧНЫМ ПАРУСОМ

1. Способ переориентации и управления тягой вращающегося космического аппарата с солнечным парусом, заключающийся в изменении угла ориентации космического аппарата с солнечным парусом в пространстве за счет изменения параметров вращения космического аппарата, отличающийся тем, что изменение ориентации исходно устойчиво вращающегося космического аппарата и соответственно вектора тяги его солнечного паруса на требуемый угол производят посредством временной потери устойчивости мгновенной оси вращения космического аппарата 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 космического аппарата с солнечным парусом относительно его трех главных ортогональных осей, одна из которых совпадает с осью исходно устойчивого вращения космического аппарата; причем для потери устойчивости мгновенной оси вращения исходно максимальный по величине среди трех главных моментов инерции момент инерции относительно оси исходно устойчивого вращения космического аппарата временно и управляемо делают средним по величине моментом инерции среди трех главных моментов инерции, а при переориентации космического аппарата на требуемый угол для восстановления устойчивости величину указанного главного момента инерции снова делают максимальной среди трех величин главных моментов инерции, причем изменение моментов инерции осуществляют путем перераспределения масс аппарата относительно соответствующих осей в радиальном направлении.
2. Способ по п.1, отличающийся тем, что космический аппарат с солнечным парусом относится к роторному типу и имеет три главные взаимно ортогональные оси: ось исходного устойчивого вращения космического аппарата, общая продольная ось двух одинаковых лопастей паруса, плоско вытянутых под действием центробежных сил от устойчивого вращения космического аппарата, 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 космического аппарата вокруг первой главной оси перемещаемые грузы управляемо и одинаково раздвинуты так, что величина главного момента инерции космического аппарата 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 по значению среди величин трех главных моментов инерции, а при переориентации космического аппарата на 180 или 90° для восстановления устойчивости мгновенной оси вращения грузы снова раздвигают на требуемое для этого диаметральное расстояние.
3. Способ по п.1 или 2, отличающийся тем, что осредненное по времени изменение ориентации вектора тяги солнечного паруса на промежуточный угол в диапазоне от 0 до 180° производят за счет осредненного по времени действия солнечного света на обе стороны плоского паруса, которые по требуемым временным соотношениям циклически меняют свою ориентацию вместе с космическим аппаратом на 180 или 90° относительно исходной ориентации, при этом одна сторона солнечного паруса выполнена со светоотражающей, а другая - со светопоглощающей поверхностью.