1. Способ управления маневрированием спутника, включающий:
маневрирование спутником, вращающимся по орбите вокруг космического тела, с тем чтобы сориентировать главную ось чувствительности спутника к плоскости орбитальной системы координат для уменьшения гравитационных моментов, действующих на спутник,
причем плоскость орбитальной системы координат задана по центру тяжести спутника и перпендикулярна вектору орбитальной системы координат,
при этом вектор орбитальной системы координат задан от центра тяжести космического тела до центра тяжести спутника, а главная ось чувствительности представляет собой ось спутника, относительно которой градиент силы тяжести развивает максимальный вращательный момент, действующий на спутник.
2. Способ по п. 1, согласно которому маневрирование спутником включает поворот спутника вокруг вектора тяги спутника.
3. Способ по п. 1 или 2, согласно которому вектор тяги спутника ориентирован так, чтобы быть перпендикулярным главной оси чувствительности.
4. Способ по п. 1 или 2, также включающий определение главной оси чувствительности.
5. Способ по п. 1 или 2, согласно которому маневрирование спутником включает приведение в действие по меньшей мере одного двигателя малой тяги или устройства, основанного на сохранении момента импульса.
6. Способ по п. 1 или 2, согласно которому ориентирование спутника происходит при прохождении участка орбиты.
7. Устройство для управления маневрированием спутника, содержащее:
устройство для маневрирования спутника и
контроллер ориентации, выполненный с возможностью побуждать устройство для маневрирования ориентировать главную ось чувствительности спутника к плоскости орбитальной системы координат для уменьшения гравитационных моментов, действующих на спутник,
причем плоскость орбитальной системы координат задана по центру тяжести спутника и перпендикулярна вектору орбитальной системы координат,
при этом вектор орбитальной системы координат задан от центра тяжести космического тела до центра тяжести спутника, а главная ось чувствительности представляет собой ось спутника, относительно которой градиенты силы тяжести развивают максимальный вращательный момент, действующий на спутник.
8. Устройство по п. 7, в котором контроллер ориентации выполнен с возможностью побуждать устройство для маневрирования ориентировать функциональный вектор спутника в плоскости орбитальной системы координат.
9. Устройство по п. 8, в котором функциональный вектор включает в себя вектор тяги.
10. Устройство по любому из пп. 7, 8 и 9, в котором устройство для маневрирования включает в себя двигатель малой тяги.
11. Устройство по п. 10, в котором контроллер ориентации выполнен с возможностью побуждать двигатель малой тяги ориентировать вектор тяги спутника перпендикулярно главной оси чувствительности.
12. Устройство по любому из пп. 7, 8, 9 и 11, в котором устройство для маневрирования включает в себя устройство, основанное на сохранении момента импульса.
