JPH07228299A - 三軸安定衛星の太陽電池パドル駆動制御装置 - Google Patents
三軸安定衛星の太陽電池パドル駆動制御装置Info
- Publication number
- JPH07228299A JPH07228299A JP6018531A JP1853194A JPH07228299A JP H07228299 A JPH07228299 A JP H07228299A JP 6018531 A JP6018531 A JP 6018531A JP 1853194 A JP1853194 A JP 1853194A JP H07228299 A JPH07228299 A JP H07228299A
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- JP
- Japan
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- paddle
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Abstract
(57)【要約】
【目的】 三軸安定衛星の太陽電池パドル駆動制御で、
日陰から日照に移った直後及び日照から日陰に移る直前
で太陽光の地球による反射光の影響でパドルの太陽指向
誤差が生じることを防ぐ。 【構成】 太陽プレゼンス発生部4の出力信号に基づき
所定の遅延時間t1,t2に従い、回転角速度発生部5の
パドル駆動回転角速度誤差Δωの信号を駆動パルス発生
電子回路10で使用するか否かの信号を生成するタイミ
ング処理部7を設定し、太陽光の地球による反射光の影
響のある軌道上位置で追尾用太陽センサの信号を用いな
いようにした。
日陰から日照に移った直後及び日照から日陰に移る直前
で太陽光の地球による反射光の影響でパドルの太陽指向
誤差が生じることを防ぐ。 【構成】 太陽プレゼンス発生部4の出力信号に基づき
所定の遅延時間t1,t2に従い、回転角速度発生部5の
パドル駆動回転角速度誤差Δωの信号を駆動パルス発生
電子回路10で使用するか否かの信号を生成するタイミ
ング処理部7を設定し、太陽光の地球による反射光の影
響のある軌道上位置で追尾用太陽センサの信号を用いな
いようにした。
Description
【0001】
【産業上の利用分野】この発明は三軸安定衛星の太陽電
池パドル駆動制御装置に関するものである。
池パドル駆動制御装置に関するものである。
【0002】
【従来の技術】図3は従来の三軸安定衛星の太陽電池パ
ドル駆動制御装置を示す機能ブロック図であり、図にお
いて1は太陽電池パドル上に設置された太陽角に比例し
た電圧信号を出力する追尾用太陽セルA、2は追尾用太
陽セルA1と異なる角度で太陽電池パドル上に設置され
た太陽角に比例した電圧信号を出力する追尾用太陽セル
B、3は追尾用太陽セルA1、追尾用太陽セルB2から
なる追尾用太陽センサ、4は追尾用太陽セルA1及び追
尾用太陽セルB2が太陽角を測定していることを示す信
号を発生する太陽プレゼンス発生部、5は追尾用太陽セ
ルA1及び追尾用太陽セルB2から計算される太陽角に
基づき太陽電池パドル回転角速度誤差信号を発生する回
転角速度発生部、6は太陽電池パドルが日陰にある時軌
道角速度で回転するための信号を発生する軌道角速度発
生部、8は回転角速度発生部5の出力信号と軌道角速度
発生部6の出力信号を加算する加算器、9は太陽プレゼ
ンス発生部4、回転角速度発生部5、軌道角速度発生部
6及び加算器8を含むパドル駆動制御回路、10はパド
ル駆動制御回路9から出力される駆動信号に基づきパド
ル駆動機構のモータを駆動するパルスを発生する駆動パ
ルス発生電子回路、11は太陽電池パドルを駆動するパ
ドル駆動回路である。
ドル駆動制御装置を示す機能ブロック図であり、図にお
いて1は太陽電池パドル上に設置された太陽角に比例し
た電圧信号を出力する追尾用太陽セルA、2は追尾用太
陽セルA1と異なる角度で太陽電池パドル上に設置され
た太陽角に比例した電圧信号を出力する追尾用太陽セル
B、3は追尾用太陽セルA1、追尾用太陽セルB2から
なる追尾用太陽センサ、4は追尾用太陽セルA1及び追
尾用太陽セルB2が太陽角を測定していることを示す信
号を発生する太陽プレゼンス発生部、5は追尾用太陽セ
ルA1及び追尾用太陽セルB2から計算される太陽角に
基づき太陽電池パドル回転角速度誤差信号を発生する回
転角速度発生部、6は太陽電池パドルが日陰にある時軌
道角速度で回転するための信号を発生する軌道角速度発
生部、8は回転角速度発生部5の出力信号と軌道角速度
発生部6の出力信号を加算する加算器、9は太陽プレゼ
ンス発生部4、回転角速度発生部5、軌道角速度発生部
6及び加算器8を含むパドル駆動制御回路、10はパド
ル駆動制御回路9から出力される駆動信号に基づきパド
ル駆動機構のモータを駆動するパルスを発生する駆動パ
ルス発生電子回路、11は太陽電池パドルを駆動するパ
ドル駆動回路である。
【0003】次に追尾用太陽センサを使用した太陽電池
パドル駆動制御方式を説明する。追尾用太陽センサの出
力は図3に示してあるように太陽方向角度とパドル回転
角度の差を変数として山状の形となり追尾用太陽セルA
1と追尾用太陽セルB2で出力の位相が異なる。各々の
出力をv1、v2とし、v1+v2を太陽プレゼンス発生部
4に入力し、v2−v1を回転角速度発生部5に入力す
る。太陽プレゼンス発生部4では、v1+v2がある一定
値以上の時プレゼンス信号を0から1に設定する。回転
角速度発生部5では、図3にあるようにv2−v1にほぼ
比例するかたちでパドル回転角速度誤差Δωを出力す
る。駆動パルス発生電子回路10に渡されるパドル回転
角速度は軌道角速度発生部6の軌道角速度ω0とΔωの
和ω0+Δωとなる。なお、太陽プレゼンス信号が0即
ち日陰の時はΔωに零が代入される。駆動パルス発生電
子回路10では入力回転角速度に反比例したパルス間隔
でパドル駆動機構11のステップモータを駆動する電流
パルスを生成する。パドル駆動機構11は上記電流パル
スが入力されるごとに一定角度増分で太陽電池パドルを
回転する。したがって、パドル回転角度θpは回転角速
度信号ω0+Δωを時間で積分した量となる。図3に示
す信号の流れで太陽電池パドル駆動制御のフィードバッ
クループを構成すると全体の閉ループ伝達関数は一次遅
れフィルタの形となり、制御系は回転角速度発生部5の
v2−v1入力に対するΔω出力の比例係数の大きさにか
かわらず安定となる。
パドル駆動制御方式を説明する。追尾用太陽センサの出
力は図3に示してあるように太陽方向角度とパドル回転
角度の差を変数として山状の形となり追尾用太陽セルA
1と追尾用太陽セルB2で出力の位相が異なる。各々の
出力をv1、v2とし、v1+v2を太陽プレゼンス発生部
4に入力し、v2−v1を回転角速度発生部5に入力す
る。太陽プレゼンス発生部4では、v1+v2がある一定
値以上の時プレゼンス信号を0から1に設定する。回転
角速度発生部5では、図3にあるようにv2−v1にほぼ
比例するかたちでパドル回転角速度誤差Δωを出力す
る。駆動パルス発生電子回路10に渡されるパドル回転
角速度は軌道角速度発生部6の軌道角速度ω0とΔωの
和ω0+Δωとなる。なお、太陽プレゼンス信号が0即
ち日陰の時はΔωに零が代入される。駆動パルス発生電
子回路10では入力回転角速度に反比例したパルス間隔
でパドル駆動機構11のステップモータを駆動する電流
パルスを生成する。パドル駆動機構11は上記電流パル
スが入力されるごとに一定角度増分で太陽電池パドルを
回転する。したがって、パドル回転角度θpは回転角速
度信号ω0+Δωを時間で積分した量となる。図3に示
す信号の流れで太陽電池パドル駆動制御のフィードバッ
クループを構成すると全体の閉ループ伝達関数は一次遅
れフィルタの形となり、制御系は回転角速度発生部5の
v2−v1入力に対するΔω出力の比例係数の大きさにか
かわらず安定となる。
【0004】
【発明が解決しようとする課題】従来の太陽電池パドル
駆動制御装置では、衛星が日陰の時太陽電池パドルを軌
道角速度の一定回転速度で駆動し、衛星が日照の時追尾
用太陽センサの出力する太陽角を零にするよう閉ループ
制御で太陽電池パドルを駆動する。しかるに、衛星が日
陰から日照にうつる直後及び日照から日陰にうつる直前
で地球に反射した太陽光即ちアルベドと本来の太陽光と
が合成された光が追尾用太陽センサに入射する。この合
成光は本来の太陽方向と異なるため日照中の閉ループ制
御で太陽電池パドルは合成光の方向を指向するよう制御
される。このため、太陽電池パドルの指向方向に誤差が
生じることになる。
駆動制御装置では、衛星が日陰の時太陽電池パドルを軌
道角速度の一定回転速度で駆動し、衛星が日照の時追尾
用太陽センサの出力する太陽角を零にするよう閉ループ
制御で太陽電池パドルを駆動する。しかるに、衛星が日
陰から日照にうつる直後及び日照から日陰にうつる直前
で地球に反射した太陽光即ちアルベドと本来の太陽光と
が合成された光が追尾用太陽センサに入射する。この合
成光は本来の太陽方向と異なるため日照中の閉ループ制
御で太陽電池パドルは合成光の方向を指向するよう制御
される。このため、太陽電池パドルの指向方向に誤差が
生じることになる。
【0005】この発明は上記のような課題を解決するた
めになされたものであり、衛星が日陰から日照にうつっ
た直後及び日照から日陰にうつる直前でも太陽電池パド
ルの太陽方向指向に誤差が生じないことを目的とする。
めになされたものであり、衛星が日陰から日照にうつっ
た直後及び日照から日陰にうつる直前でも太陽電池パド
ルの太陽方向指向に誤差が生じないことを目的とする。
【0006】
【課題を解決するための手段】この発明に係る太陽電池
パドル駆動制御方式は、太陽プレゼンス発生部の出力信
号に基づき所定の遅延時間に従い回転角速度発生部の出
力信号の使用可否信号を出力するタイミング処理部を備
え、この出力信号に従いパドル駆動制御回路の中で追尾
用太陽センサに基づく回転角速度誤差信号を使うか否か
決めるようにしたものである。
パドル駆動制御方式は、太陽プレゼンス発生部の出力信
号に基づき所定の遅延時間に従い回転角速度発生部の出
力信号の使用可否信号を出力するタイミング処理部を備
え、この出力信号に従いパドル駆動制御回路の中で追尾
用太陽センサに基づく回転角速度誤差信号を使うか否か
決めるようにしたものである。
【0007】
【作用】この発明におけるタイミング処理部は太陽プレ
ゼンス発生部の太陽プレゼンス信号が0から1に変った
時点即ち衛星が日陰から日照にうつった時点を起点とし
て所定の遅延時間t1,t2(t1≦t2)により、t1時
間経過後から回転角速度発生部の出力信号を使用するよ
うにする。さらに、t2時間経過後から回転角速度発生
部の出力信号を使用しないようにする。即ち、t1から
t2時刻までの間のみ追尾用太陽センサを用いた追尾制
御を行うようにする。このt1時刻からt2時刻の間では
アルベドの影響がないようにt1、t2を設定する。
ゼンス発生部の太陽プレゼンス信号が0から1に変った
時点即ち衛星が日陰から日照にうつった時点を起点とし
て所定の遅延時間t1,t2(t1≦t2)により、t1時
間経過後から回転角速度発生部の出力信号を使用するよ
うにする。さらに、t2時間経過後から回転角速度発生
部の出力信号を使用しないようにする。即ち、t1から
t2時刻までの間のみ追尾用太陽センサを用いた追尾制
御を行うようにする。このt1時刻からt2時刻の間では
アルベドの影響がないようにt1、t2を設定する。
【0008】
実施例1.以下、この発明の一実施例を図に基づいて説
明する。図1はこの発明による三軸安定衛星の太陽電池
パドル駆動制御装置を示す機能ブロックであり、図中、
1〜6,8,10,11は図3に示される従来の三軸安
定衛星の太陽電池パドル駆動制御装置と全く同一のもの
である。7は太陽プレゼンス発生部4の出力信号に基づ
き所定の遅延時間に従い回転角速度発生部の出力信号の
使用可否信号を出力するタイミング処理部である。12
は地上からのコマンド信号をデコードしてタイミング処
理部7の遅延時間を設定するコマンド処理部である。9
は太陽プレゼンス発生部4、回転角速度発生部5、軌道
角速度発生部6、タイミング処理部7及び加算器8を含
むパドル駆動制御回路である。
明する。図1はこの発明による三軸安定衛星の太陽電池
パドル駆動制御装置を示す機能ブロックであり、図中、
1〜6,8,10,11は図3に示される従来の三軸安
定衛星の太陽電池パドル駆動制御装置と全く同一のもの
である。7は太陽プレゼンス発生部4の出力信号に基づ
き所定の遅延時間に従い回転角速度発生部の出力信号の
使用可否信号を出力するタイミング処理部である。12
は地上からのコマンド信号をデコードしてタイミング処
理部7の遅延時間を設定するコマンド処理部である。9
は太陽プレゼンス発生部4、回転角速度発生部5、軌道
角速度発生部6、タイミング処理部7及び加算器8を含
むパドル駆動制御回路である。
【0009】図2は衛星が軌道上にある時の太陽光と衛
星の関係を表わす図であり、図中、13は衛星軌道、1
4は地球、15は日陰、16は太陽光、17は太陽光1
6と太陽光の地球からの反射光(アルベド)との合成
光、18は太陽光16と太陽光の地球からの反射光(ア
ルベド)との合成光である。なお、17は日陰から日照
にうつる直後の合成光であり、18は日照から日陰にう
つる直前の合成光である。19は日陰から日照にうつる
軌道上の位置、20は合成光17を追尾用太陽センサが
測定する軌道上の位置、21は合成光17の影響が殆ど
なくなる軌道上の位置、22は合成光18の影響が殆ど
なくなる軌道上の位置、23は合成光18を追尾用太陽
センサが測定する軌道上の位置、24は日照から日陰に
うつる軌道上の位置である。
星の関係を表わす図であり、図中、13は衛星軌道、1
4は地球、15は日陰、16は太陽光、17は太陽光1
6と太陽光の地球からの反射光(アルベド)との合成
光、18は太陽光16と太陽光の地球からの反射光(ア
ルベド)との合成光である。なお、17は日陰から日照
にうつる直後の合成光であり、18は日照から日陰にう
つる直前の合成光である。19は日陰から日照にうつる
軌道上の位置、20は合成光17を追尾用太陽センサが
測定する軌道上の位置、21は合成光17の影響が殆ど
なくなる軌道上の位置、22は合成光18の影響が殆ど
なくなる軌道上の位置、23は合成光18を追尾用太陽
センサが測定する軌道上の位置、24は日照から日陰に
うつる軌道上の位置である。
【0010】追尾用太陽セルA1と追尾用太陽セルB2
の各々の出力v1,v2の差v2−v1は太陽方向角度とパ
ドル回転角度Qpの差Δθに比例し、太陽方向がパドル
回転角度より進んでいる時はv2−v1>0となり、パド
ル回転角速度は軌道角速度より大きくなり、|Δθ|を
小さくする。逆に、パドル回転角度が太陽方向より進ん
でいる時はv2−v1<0となり、パドル回転角速度が軌
道角速度より小さくなり、|Δθ|を小さくする。衛星
が日陰に入る時は、太陽プレゼンス信号が零となりパド
ル回転角速度がで一定回転する。
の各々の出力v1,v2の差v2−v1は太陽方向角度とパ
ドル回転角度Qpの差Δθに比例し、太陽方向がパドル
回転角度より進んでいる時はv2−v1>0となり、パド
ル回転角速度は軌道角速度より大きくなり、|Δθ|を
小さくする。逆に、パドル回転角度が太陽方向より進ん
でいる時はv2−v1<0となり、パドル回転角速度が軌
道角速度より小さくなり、|Δθ|を小さくする。衛星
が日陰に入る時は、太陽プレゼンス信号が零となりパド
ル回転角速度がで一定回転する。
【0011】図2からわかるように、衛星が19から2
1の間又は22から24の間にいる時追尾用太陽センサ
が測定する光線は合成光17及び18であり、それらは
本来の太陽光16と方向が異なる。したがって、衛星が
19から21の間又は22から24の間にいるとき追尾
用太陽センサ3の信号を用いて閉ループ追尾制御を行う
と、太陽電池パドルは合成光17又は18の方向を指向
し、本来の太陽光16の方向を向かない。逆に、衛星が
21から22の間に居る時は合成光17及び18の影響
を受けていないことがわかる。
1の間又は22から24の間にいる時追尾用太陽センサ
が測定する光線は合成光17及び18であり、それらは
本来の太陽光16と方向が異なる。したがって、衛星が
19から21の間又は22から24の間にいるとき追尾
用太陽センサ3の信号を用いて閉ループ追尾制御を行う
と、太陽電池パドルは合成光17又は18の方向を指向
し、本来の太陽光16の方向を向かない。逆に、衛星が
21から22の間に居る時は合成光17及び18の影響
を受けていないことがわかる。
【0012】上記から衛星が19から21まで移動する
時間をt1とし、衛星が19から21まで移動する時間を
t2として、タイミング処理部7の遅延時間t1、t2を
設定する。軌道と太陽の関係は打上げ以前から解析で求
められるため、t1、t2は事前に決定することができ
る。したがって、タイミング処理部7の遅延時間t1、
t2をこのように設定することから、衛星が日陰から日
照に移っても、軌道上位置21に至るまでは軌道角速度
の一定回転でパドルは駆動される。軌道上位置21から
22までは追尾用太陽センサ3を用いた閉ループ追尾制
御が行われ、太陽光の地球による反射光の影響による指
向誤差は生じない。また、軌道上位置22から日陰に至
る間は軌道角速度の一定回転でパドルは駆動される。
時間をt1とし、衛星が19から21まで移動する時間を
t2として、タイミング処理部7の遅延時間t1、t2を
設定する。軌道と太陽の関係は打上げ以前から解析で求
められるため、t1、t2は事前に決定することができ
る。したがって、タイミング処理部7の遅延時間t1、
t2をこのように設定することから、衛星が日陰から日
照に移っても、軌道上位置21に至るまでは軌道角速度
の一定回転でパドルは駆動される。軌道上位置21から
22までは追尾用太陽センサ3を用いた閉ループ追尾制
御が行われ、太陽光の地球による反射光の影響による指
向誤差は生じない。また、軌道上位置22から日陰に至
る間は軌道角速度の一定回転でパドルは駆動される。
【0013】図1の中で、太陽プレゼンス発生部4、回
転角速度発生部5、軌道角速度発生部6、タイミング処
理部7及びパドル駆動制御回路9はディジタル計算機を
使用してプログラムで実現できることはいうまでもな
い。
転角速度発生部5、軌道角速度発生部6、タイミング処
理部7及びパドル駆動制御回路9はディジタル計算機を
使用してプログラムで実現できることはいうまでもな
い。
【0014】また、図1にコマンド処理部12を設け、
地上コマンドによりタイミング処理部7の遅延時間
t1、t2を変更するようにもできる。この時間変更によ
り予測できない太陽光の地球による反射光の影響を衛星
打上げ後にも補正することが可能になる。
地上コマンドによりタイミング処理部7の遅延時間
t1、t2を変更するようにもできる。この時間変更によ
り予測できない太陽光の地球による反射光の影響を衛星
打上げ後にも補正することが可能になる。
【0015】
【発明の効果】以上のように、この発明によればタイミ
ング処理部7で追尾用太陽センサ3を使用した閉ループ
追尾制御を行う軌道上位置を制約することで、太陽光の
地球による反射光(アルベド)の影響を抑え、太陽電池
パドルの太陽指向誤差をおさえることができるという効
果がある。
ング処理部7で追尾用太陽センサ3を使用した閉ループ
追尾制御を行う軌道上位置を制約することで、太陽光の
地球による反射光(アルベド)の影響を抑え、太陽電池
パドルの太陽指向誤差をおさえることができるという効
果がある。
【図1】この発明の一実施例を示す機能ブロック図であ
る。
る。
【図2】三軸安定衛星の軌道上での太陽光との関係を示
す図である。
す図である。
【図3】従来の三軸安定衛星の太陽電池パドル駆動制御
装置を示す機能ブロック図である。
装置を示す機能ブロック図である。
1 追尾用太陽セルA 2 追尾用太陽セルB 3 追尾用太陽センサ 4 太陽プレゼンス発生部 5 回転角速度発生部 6 軌道角速度発生部 7 タイミング処理部 8 加算器 9 パドル駆動制御回路 10 駆動パルス発生電子回路 11 パドル駆動機構 12 コマンド処理部 13 衛星軌道 14 地球 15 日陰 16 太陽光 17 太陽光と太陽光の地球からの反射光との合成光 18 太陽光と太陽光の地球からの反射光との合成光 19 日陰から日照にうつる軌道上の位置 20 合成光を追尾用太陽センサが測定する軌道上の
位置 21 合成光の影響が殆どなくなる軌道上の位置 22 合成光の影響が殆どなくなる軌道上の位置 23 合成光を追尾用太陽センサが測定する軌道上の
位置 24 日照から日陰にうつる軌道上の位置
位置 21 合成光の影響が殆どなくなる軌道上の位置 22 合成光の影響が殆どなくなる軌道上の位置 23 合成光を追尾用太陽センサが測定する軌道上の
位置 24 日照から日陰にうつる軌道上の位置
Claims (2)
- 【請求項1】 三軸安定衛星の太陽電池パドル上に設置
された太陽角を測定する追尾用太陽センサと、この追尾
用太陽センサが太陽角を測定していることを示す信号を
発生する太陽プレゼンス発生部、上記追尾用太陽センサ
から計算される太陽角に基づき太陽電池パドル回転角速
度誤差信号を発生する回転角速度発生部、太陽電池パド
ルが日陰にある時軌道角速度で回転するための信号を発
生する軌道角速度発生部、上記太陽プレゼンス発生部の
出力信号に基づき所定の遅延時間に従い回転角速度発生
部の出力信号の使用可否信号を出力するタイミング処理
部、上記回転角速度発生部の出力信号と軌道角速度発生
部の出力信号を加算する加算器とを含み、衛星が日陰か
ら日照に移る時所定の遅延時間後に上記追尾用太陽セン
サを用いた太陽電池パドルの追尾制御を行い、また衛星
が日照からに日陰に移る時所定の時間前に軌道角速度発
生部の信号のみで一定回転速度制御を行うパドル駆動制
御回路と、上記パドル駆動制御回路の加算器の出力信号
に基づきパドル駆動機構のモータを駆動するパルスを発
生する駆動パルス発生電子回路と、太陽電池パドルを駆
動するパドル駆動機構とを備えた三軸安定衛星の太陽電
池パドル駆動制御装置。 - 【請求項2】 前記太陽プレゼンス発生部の出力信号に
基づき所定の遅延時間に従い回転角速度発生部の出力信
号の使用可否信号を出力するタイミング処理部の遅延時
間を地上コマンドで変更するようにしたことを特徴とす
る請求項1記載の三軸安定衛星の太陽電池パドル駆動制
御装置。
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
JP6018531A JPH07228299A (ja) | 1994-02-15 | 1994-02-15 | 三軸安定衛星の太陽電池パドル駆動制御装置 |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
JP6018531A JPH07228299A (ja) | 1994-02-15 | 1994-02-15 | 三軸安定衛星の太陽電池パドル駆動制御装置 |
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
JPH07228299A true JPH07228299A (ja) | 1995-08-29 |
Family
ID=11974218
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
JP6018531A Pending JPH07228299A (ja) | 1994-02-15 | 1994-02-15 | 三軸安定衛星の太陽電池パドル駆動制御装置 |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
JP (1) | JPH07228299A (ja) |
Cited By (15)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2621816C1 (ru) * | 2016-02-29 | 2017-06-07 | Открытое акционерное общество "Ракетно-космическая корпорация "Энергия" имени С.П. Королева" | Способ определения выходной мощности солнечной батареи космического аппарата |
RU2624763C1 (ru) * | 2016-04-04 | 2017-07-06 | Открытое акционерное общество "Ракетно-космическая корпорация "Энергия" имени С.П. Королева" | Способ определения выходного тока солнечной батареи космического аппарата |
RU2624885C2 (ru) * | 2015-12-22 | 2017-07-07 | Открытое акционерное общество "Ракетно-космическая корпорация "Энергия" имени С.П. Королева" | Способ определения максимальной выходной мощности солнечных батарей космического аппарата |
RU2629647C1 (ru) * | 2016-04-04 | 2017-08-30 | Открытое акционерное общество "Ракетно-космическая корпорация "Энергия" имени С.П. Королева" | Способ контроля текущего состояния панели солнечной батареи космического аппарата |
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