Sposób kontrolowania położenia baterii słonecznych w statku kosmicznym i system jego realizacji. Panele słoneczne do statków kosmicznych Bezdotykowe panele słoneczne do statków kosmicznych

Perspektywy rozwoju radioastronomii, energia słoneczna, komunikacja kosmiczna, badania powierzchni Ziemi i innych planet są bezpośrednio związane z możliwością wystrzelenia w kosmos wielkogabarytowych konstrukcji. Obecnie w Rosji i za granicą trwają badania mające na celu stworzenie w kosmosie struktur różnych klas o dużych gabarytach: teleskopy i anteny kosmiczne, platformy energetyczne i naukowe, wielkogabarytowe baterie słoneczne (SB) itp.

Jednym z ważnych i szybko rozwijających się kierunków w dziedzinie tworzenia wielkogabarytowych konstrukcji kosmicznych jest rozwój opuszczanych paneli SB, a także anten instalowanych na statkach kosmicznych (SC) o różnym przeznaczeniu.

Wraz ze wzrostem rozmiarów i złożoności statku kosmicznego, wymóg umieszczania statku kosmicznego pod owiewką rakiet nośnych staje się poważnym ograniczeniem konstrukcyjnym. Doprowadziło to do powstania statku kosmicznego o różnych konfiguracjach podczas transportu i pracy na orbicie. Statek kosmiczny zawiera przekształcalne konstrukcje różnych anten, składane pręty z zainstalowanymi na nich urządzeniami i czujnikami, panele SB i inne, które otwierają się w przestrzeni i przyjmują formę niezbędną do funkcjonowania na orbicie. Tak więc współczesne statki kosmiczne są zbiorem ciał połączonych w określony sposób. Z reguły statek kosmiczny ma główny, masywny blok, do którego przymocowane są przekształcalne konstrukcje (rys. B1).

1 - bateria słoneczna; 2 - czujnik orientacji słonecznej; 3 - antena dookólna na pasmo S; 4 - antena na pasmo C (średnica 1,46 m); 5 - antena wielokanałowa (nadajnik fazy antenowej); 6 - antena sterowalna (pasmo K-S pojedynczego dostępu, pasmo K dla linii komunikacji kosmicznej) (średnica 4,88 m); 7 - kierunek wektora prędkość orbitalna; 8 - kierunek na Ziemię; 9 - 30-elementowa tablica fazowa tablica antenowa S-band (wielokanałowa linia komunikacyjna); 10 - sterowana antena na pasmo K (łącze komunikacyjne kosmos-Ziemia) (średnica 1,98 m); 11 - Antena na pasmo K (średnica 1,13 m)

Dlatego, aby nowoczesny statek kosmiczny zmieścił się pod owiewką rakiety nośnej, wszystkie konstrukcje transformowalne muszą być ułożone w stos w zwartej pozycji transportowej. Po umieszczeniu statku kosmicznego na określonej orbicie wszystkie transformowalne struktury są rozmieszczane zgodnie z określonym programem. W ogólnym przypadku liczba etapów doprowadzania przekształcalnych struktur do pozycji roboczej może być dość duża (rys. B2).

1 - wstępna konfiguracja elementów przed wdrożeniem; 2 - przypinanie i rozkładanie paneli panele słoneczne; 3 - mocowanie prętów paneli słonecznych; 4 - rozmieszczenie anteny łącza komunikacyjnego kosmos-Ziemia; 5 - rozmieszczenie anteny na pasmo C; 6 - przedział holownika międzyoczodołowego IDS; 7 - rozmieszczenie prętów antenowych jednodostępowych i obrót anteny; 8 - ostateczna konfiguracja po wdrożeniu wszystkich elementów

W trakcie ruchu elementów konstrukcji transformowalnych są one unieruchamiane w określonej pozycji, przy czym ruch ten odbywa się zarówno za pomocą napędów elektrycznych, jak i dzięki energii odkształcenia różnego rodzaju sprężyn.

Tym samym problem tworzenia systemów podwieszanych do specjalnych celów funkcjonalnych o wymiarach przekraczających wymiary statku kosmicznego sprowadza się do opracowania konstrukcji składanych, spełniających tak sprzeczne wymagania, jak minimalna masa i objętość w złożonym stanie transportowym, wysoka niezawodność rozmieszczenia od stan transportu do pozycji roboczej i praca na orbicie, maksymalna otwarta powierzchnia robocza, stabilna praca w warunkach obciążenia. O sprawności takich konstrukcji decyduje przede wszystkim to, jak duże są siły powstające w nich podczas rozkładania, dlatego zapewnienie ich niezawodnego rozkładania wiąże się z rozwiązywaniem złożonych problemów mechaniki.

Pomimo znacznego postępu osiągniętego w projektowaniu tego typu konstrukcji, nadal ważne jest zadanie zapewnienia sprawnego i niezawodnego rozmieszczania konstrukcji wielkogabarytowych z gwarancją ich późniejszego funkcjonowania.

Współczesne trendy w rozwoju technologii kosmicznej dyktują potrzebę stworzenia statku kosmicznego o wysokim stosunku mocy do masy i wydłużonym okresie użytkowania wynoszącym 15 lat lub więcej. Wzrost stosunku mocy do masy statku pociąga za sobą zwiększenie powierzchni użytkowej skrzydła SB (rys. B3).

Ponadto muszą być umieszczone w obszarze ładunku. istniejące fundusze wystrzelenie statku kosmicznego na orbitę. W tych warunkach oczywiste jest tylko jedno wyjście - zbudować skrzydło SB, zwiększając liczbę paneli, które na etapie wstawiania statku kosmicznego na orbitę składane są w racjonalny pakiet. W eksperymentach naziemnych nie jest możliwe dostateczne odtworzenie rzeczywistych warunków procesu wdrażania SS, a tym samym pełne potwierdzenie niezawodności i operatywności systemu wdrażania. Awaria lub nieprawidłowe działanie systemu wdrażania zabezpieczeń prawie zawsze prowadzi do sytuacji awaryjnych. Zastosowanie metod modelowanie matematyczne znacząco determinuje jakość, skraca czas i zmniejsza koszty rozwoju wdrażalnego multi-link SB. Daje to możliwość szczegółowego wsparcia informacyjnego przez cały okres rozwoju, produkcji, badań eksperymentalnych i eksploatacji SB, w tym analizy niezawodności, prognozy awarii i sytuacji awaryjnych.

Posiadacze patentu RU 2322373:

Wynalazki dotyczą zasilania statek kosmiczny(SC) za pomocą paneli słonecznych (SB). Proponowany sposób obejmuje przekręcenie paneli SB do pozycji roboczej odpowiadającej wyrównaniu normalnej do ich oświetlanej powierzchni z płaszczyzną utworzoną przez oś obrotu paneli SB i kierunek do Słońca. W tym przypadku gęstości strumienia słonecznego promieniowanie elektromagnetyczne oraz cząstki wysokoenergetyczne, określające momenty początku aktywności słonecznej i przybycia wskazanych cząstek na powierzchni statku kosmicznego. Dodatkowo wyznaczane są momenty pojawienia się prekursorów negatywnego wpływu przepływów tych cząstek na statek kosmiczny. W tych momentach akumulatory na pokładzie statku kosmicznego są naładowane do maksymalnego poziomu. Gdy gęstości strumienia cząstek przekraczają wartości progowe, panele SB są rozkładane pod kątem między określoną normalną a kierunkiem do Słońca, odpowiadającym minimalnemu obszarowi wpływu strumieni cząstek na powierzchnię SB. Niedobór energii elektrycznej na pokładzie statku kosmicznego jest pokrywany przez rozładowanie akumulatorów. Po osiągnięciu minimum akceptowalny poziomładunki tych akumulatorów powodują ich odłączenie od obciążenia. Pod koniec uderzenia cząstek w statek kosmiczny panele SB wracają do pozycji roboczej. Proponowany układ sterowania zawiera niezbędne bloki i połączenia między nimi do wykonywania opisanych powyżej operacji. Ponadto zawiera jednostkę do określania wymaganego prądu z SB, jednostkę do określania momentów pojawienia się prekursorów negatywnego wpływu cząstek o wysokiej energii na statek kosmiczny, jednostkę do ustawiania dopuszczalnego poziomu naładowania baterii. Rezultatem technicznym wynalazków jest osłabienie negatywnego oddziaływania strumieni cząstek wysokoenergetycznych na powierzchnię roboczą SB poprzez maksymalizację kąta „ochronnej” klapy SB od kierunku tych strumieni od Słońca. 2 n.p. mucha, 1 dwg

Wynalazek dotyczy dziedziny technologii kosmicznej, a mianowicie systemów zasilania (SES) statków kosmicznych (SC) i może być używany do sterowania położeniem ich paneli słonecznych (SB).

Znany jest sposób sterowania położeniem paneli SB, przyjmowany analogicznie (patrz, s. 190-194). Istota metody jest następująca. Panele SB są zorientowane w taki sposób, że kąt pomiędzy normalną do ich oświetlonej powierzchni roboczej a kierunkiem do Słońca jest wartością minimalną, co zapewnia maksymalne dotarcie energii elektrycznej z SB.

Aby zapewnić wysoką efektywność działania SB, większość statków kosmicznych jest wyposażona w system automatycznego ustawiania orientacji na Słońce. Konstrukcja takiego systemu obejmuje czujniki słoneczne, logiczne urządzenia przetwarzające oraz napędy elektryczne, które sterują położeniem SB.

Wadą tej metody i systemu kontroli położenia SC statku kosmicznego jest to, że ich działanie nie zapewnia ochrony przed negatywnym wpływem czynników środowiskowych (FVS) na powierzchnie robocze paneli SB, takich jak np. ochrona przed wydostawaniem się gazów z pracy silniki odrzutowe(RD) SC (patrz, s. 311-312; s. 2-27) oraz strumienie protonów i elektronów o wysokich energiach promieniowania kosmicznego słonecznego promieniowania elektromagnetycznego (EMP) w okresach wysokiej aktywności słonecznej (patrz, s. 323;, s. 31, 33).

Najbliższym analogiem, przyjętym jako prototyp, jest metoda kontrolowania pozycji SC statku kosmicznego, opisana w. Istota metody jest następująca.

Panele SB są obrócone do pozycji roboczej, która zapewnia zasilanie statku w energię elektryczną odpowiadającą wyrównaniu normalnej do jego oświetlonej powierzchni roboczej z płaszczyzną utworzoną przez oś obrotu paneli SB i kierunek do Słońca . Następnie określa się czas początku negatywnego oddziaływania FVS na powierzchnię roboczą SB, a odwracanie płyt prowadzi się do czasu rozpoczęcia oddziaływania tych czynników i powrotu panele do pozycji roboczej po zakończeniu określonego uderzenia. W tym celu mierzy się gęstość bieżącego strumienia słonecznego promieniowania elektromagnetycznego, a zmierzone wartości wykorzystuje się do określenia czasu początku aktywności słonecznej oraz czasu, w którym cząstki osiągają wysokie energie powierzchni statku kosmicznego. określony. W określonym czasie mierzy się gęstość strumienia cząstek wysokoenergetycznych - protonów i elektronów, a zmierzone wartości porównuje się z wartościami progowymi. W przypadku przekroczenia zmierzonych wartości progowych strumieni protonów i elektronów, panele SB są obracane pod kątem pomiędzy normalną do ich oświetlonej powierzchni roboczej a kierunkiem do Słońca α s_min, odpowiadającym minimalny obszar oddziaływania strumieni cząstek wysokoenergetycznych na powierzchnię SB, określony przez stosunek:

α s min = arccos (I n / I m),

gdzie I n jest prądem obciążenia od konsumentów statku kosmicznego;

I m to maksymalny prąd generowany, gdy oświetlona powierzchnia robocza paneli SB jest zorientowana prostopadle do promieni słonecznych,

jednocześnie za moment rozpoczęcia rozkładania paneli SB przyjmuje się moment, w którym zmierzone wartości przekroczą górną wartość progową gęstości strumienia wskazanych cząstek wysokoenergetycznych, a na moment rozpoczęcia powrotu płyt SB do pozycji roboczej przyjmuje się moment w czasie, w którym gęstość strumienia cząstek wysokoenergetycznych staje się niższa od górnej wartości progowej.

SB w systemie ISS SES są głównymi źródłami energii elektrycznej i zapewniają działanie jego pokładowych odbiorców, w tym ładowanie akumulatorów (AB), które są wtórnymi źródłami energii elektrycznej na pokładzie ISS (patrz). Obracając SB zmniejsza się obszar uszkodzenia powierzchni roboczych SB przez przepływ FVS. Nie jest możliwe pełne rozmieszczenie paneli SB wzdłuż strumienia niszczącego FVS, ponieważ konieczne jest zaopatrywanie statku kosmicznego i jego akumulatorów w energię elektryczną generowaną przez SB, - na tej podstawie zmniejsza się do minimum obszar uszkodzenia paneli SB przez przepływ cząstek wysokoenergetycznych poprzez obrócenie SB o kąt α s min, który jest konieczny i wystarczający do zapewnienia energii odbiorcom na pokładzie.

Wychodząc z niezbędnej wystarczalności, do działania systemów pokładowych statku kosmicznego, obciążenie od konsumentów I n nie powinno przekraczać prądu prądu I. Ponieważ prąd I z SB jest określony przez wyrażenie (patrz, strona 109)

gdzie I m jest maksymalnym prądem generowanym, gdy oświetlona powierzchnia robocza paneli słonecznych jest skierowana prostopadle do promieni słonecznych;

α jest aktualnym kątem między normalną do powierzchni roboczej SB a kierunkiem do Słońca,

wówczas aktualny kąt α nie powinien przekraczać wartości α s min, obliczonej ze wzoru:

System kontroli pozycji SAT do realizacji Ta metoda, wzięty jako prototyp, jest opisany i zawiera SB, na podłożu sztywnego korpusu, na którym znajdują się cztery baterie fotowoltaiczne (BF 1, BF 2, BF 3, BF 4), urządzenie do obracania SB (UPSB); urządzenie konwertujące wzmacniacz (UPU); Jednostka sterująca orientacją słońca (BUOSBS); zespół do obracania SB w zadaną pozycję (BRSBZP); dwa regulatory prądu (PT 1, RT 2), jednostka AB (BAB); ładowarka akumulatorów (ZRU AB); blok do tworzenia rozkazów dla ładunku AB (BFKZ AB); czujnik prądu obciążenia (DTN); jednostka sterująca układem zasilania (BUSY); magistrala zasilająca (SHE); jednostka do pomiaru gęstości przepływu prądu solarnego EMP (BIPEMI); jednostka wyznaczania aktywności słonecznej (BOSA); jednostka do określania momentu wpływu cząstek na statek kosmiczny (BOMVVCH); wysokoenergetyczny miernik gęstości strumienia cząstek (BIPPCHVE); jednostka do określania momentu rozpoczęcia sterowania SB przez prądy obciążenia (BOMVUSBNTNZ); jednostka sterująca SB dla prądów obciążenia (BUSBTNZ). W tym przypadku SB poprzez swoje pierwsze wyjście, które łączy wyjścia BF 1 i BF 4, jest podłączona do pierwszego wejścia UPSB, a przez drugie wyjście, które łączy wyjścia BF 2 i BF 3, jest podłączony do drugiego wejścia UPSB. Wyjścia BUOSBS i BRSBZP są podłączone odpowiednio do pierwszego i drugiego wejścia UPU, którego wyjście z kolei jest połączone z trzecim wejściem UPSB. Pierwsze i drugie wyjście UPSB są podłączone odpowiednio do wejść PT 1 i PT 2, a wyjścia PT 1 i PT 2 są podłączone do SHE. BAB jest podłączony do SHE poprzez wejście przez zamkniętą rozdzielnicę. Jednocześnie ZRU AB jest podłączony przez pierwsze wejście do określonej magistrali, a wyjście RTP jest połączone z drugim wejściem ZRU AB, którego wejście jest z kolei połączone z SHE. BAB jest połączony swoim wyjściem z pierwszym wejściem BFKZ AB, a pierwsze wyjście BUSES jest połączone z drugim wejściem wspomnianej jednostki. Wyjście BFKZ AB jest podłączone do trzeciego wejścia rozdzielnicy zamkniętej AB. Drugie i trzecie wyjście BUSES są podłączone odpowiednio do pierwszych wejść BUOSBS i BRSBZP. Trzecie wyjście UPSB jest podłączone do drugich wejść BUOSBS i BRNBZP. Wyjście BIPEMI jest połączone z wejściem BOSA, którego pierwsze wyjście z kolei jest połączone z wejściem BOMVVCH. Wyjścia BOMVVCH i BIPPCHVE są podłączone odpowiednio do pierwszego i drugiego wejścia jednostki BOMVUSBNTNZ, a wejście BIPCHVE jest podłączone do drugiego wyjścia BOSA. Wyjście BOMVUSBNTNZ jest połączone z wejściem BUSES. BUSES z czwartym wyjściem jest podłączony do pierwszego wejścia BUSBTNZ, a drugie wyjście DTN jest podłączone do drugiego wejścia BUSBTNZ. Wyjście BUSBTNZ jest podłączone do trzeciego wejścia UPU. Dodatkowo trzecie wyjście UPSB jest podłączone do trzeciego wejścia BUSBTNZ.

W trybie zasilania statku kosmicznego system działa w następujący sposób.

UPSB służy do tranzytowego przesyłu energii elektrycznej z SB do PT 1 i RT 2. Stabilizacja napięcia na szynie zasilającej SES jest realizowana przez jeden z RT. W tym samym czasie drugi RT jest w stanie z zamkniętymi tranzystorami mocy. W tym przypadku generatory SB działają w trybie zwarcie... Gdy moc obciążenia staje się większa niż moc przyłączeniowa generatorów SB, kolejny RT przechodzi w tryb stabilizacji napięcia, a energia nieaktywnych generatorów trafia do szyny zasilającej SES. W pewnych okresach, kiedy moc obciążenia może przekroczyć moc SB, ZRU AB, w wyniku rozładowania jednostki AB, kompensuje niedobór energii elektrycznej na pokładzie statku kosmicznego. Do wskazanych celów w ZRU AB zastosowano regulator wypływu AB.

Oprócz określonego regulatora ZRU AB zawiera również regulator ładowania akumulatora. Regulator ładowania ogranicza prąd ładowania BAB na poziomie (I nc ± 1) A, gdzie I nc jest znamionowym prądem ładowania, z nadmiarem mocy BF i stabilizuje napięcie na szynie SES regulując ładowanie BAB prąd, gdy moc BF jest niewystarczająca do zapewnienia zasilania prądu ładowania AB (Inc ± 1) A. Do realizacji wskazanych cykli ładowania i rozładowywania w ZRU AB wykorzystywane są informacje z DTN. W tym przypadku DTN jest podłączony do SES w taki sposób, że mierzy prąd obciążenia nie tylko od odbiorników pokładowych, ale także uwzględnia prąd ładowania akumulatora. Opłata BAB prowadzona jest przez ZRU AB za pośrednictwem BFKZ AB.

Równolegle z pracą w trybie zasilania statku kosmicznego system rozwiązuje problemy sterowania położeniem samolotów paneli SB.

Na polecenie BUSES jednostka BUOSBS kontroluje orientację SB na Słońce. BUOSBS można wdrożyć w oparciu o system sterowania ruchem i nawigacją (SUDN) statku kosmicznego (patrz). W tym przypadku informacjami wejściowymi do algorytmu sterowania SB są: położenie wersora kierunku do Słońca względem osi współrzędnych związanych ze statkiem kosmicznym, określone przez algorytmy konturu kinematycznego SUDN; położenie SB względem korpusu statku kosmicznego, uzyskane w postaci aktualnych zmierzonych wartości kąta α z czujników kąta (DU) zainstalowanych na UPSB. W tym przypadku wartość α jest zawsze mierzona od bieżącej normalnej do powierzchni roboczej SB (tj. gdy SB jest zorientowana na Słońce, α jest minimalne). Informacjami wyjściowymi algorytmu sterowania są polecenia obrotu SB względem osi wału wyjściowego UPSB oraz polecenia zatrzymania obrotu. Problem DU UPSB sygnały dyskretne na stanowisku Rady Bezpieczeństwa. Dyskretny rozmiar określa dokładność orientacji SB.

W normalnym trybie orientacji statku kosmicznego, gdy kierunek ruchu Słońca względem powiązanych osi statku kosmicznego pozostaje niezmieniony, SB jest ustawiany względem kierunku do Słońca z postępem wzdłuż kierunku ruchu Słońca o kąt odpowiadający kilku odrębnym DU. Co więcej, bateria pozostaje w tej pozycji, dopóki Słońce, z powodu ruchu orbitalnego statku kosmicznego, „przesunie się” do przodu względem SB o odpowiedni kąt. Następnie cykl rotacji zostaje wznowiony.

BRNBZP steruje SB za pomocą BUS zgodnie z ustawieniami programu. Algorytm sterowania SB zgodnie z ustawieniami programu pozwala na zamontowanie baterii w dowolnej ustawionej pozycji. Aby to zrobić, początkowo do BUOSBS wysyłany jest sygnał o zainstalowaniu SB w pierwotnej pozycji. Ponadto za pomocą BUSBZP wykonywany jest wymagany obrót o kąt αz. Jednocześnie informacje z pilota UPSB wykorzystywane są również do kontroli kąta skrętu w BRNBZP.

UPU pełni rolę interfejsu pomiędzy BUOSBS, BRNBZP, BUSBTNZ i UPSB.

BIPEMI stale mierzy bieżące strumienie słonecznego promieniowania elektromagnetycznego (EMR) zgodnie ze wskaźnikiem aktywności słonecznej F10.7 i przesyła je do FOSA. W BOSA porównując aktualne wartości z określonymi progami określa się początek aktywności Słońca. Zgodnie z poleceniem płynącym z pierwszego wyjścia BOSA na wejście BOMWVCH, we wskazanym ostatnim bloku wyznaczany jest moment ewentualnego początku uderzenia cząstek wysokoenergetycznych na statek kosmiczny. Od drugiego wyjścia BOSA do wejścia BIPPCHVE wydawane jest polecenie rozpoczęcia pomiaru gęstości strumienia cząstek o wysokiej energii. Informacja o momencie możliwego początku oddziaływania cząstek na statek kosmiczny jest przekazywana z wyjścia BOMVUCH do BOMVUSBTNNZ przez jego pierwsze wejście. Zmierzona wartość gęstości strumienia cząstek wysokoenergetycznych z BIPPCHVE jest przekazywana na drugie wejście BOMVUSBBTNZ.

W BOMVUSBNTNZ rzeczywista ocena negatywnego wpływu FVS odbywa się poprzez porównanie aktualnej wartości pomiarowej charakterystyki uderzenia z wartościami progowymi, począwszy od momentu określonego przez BOMVHCH. Warunkiem koniecznym do odebrania polecenia na wyjściu BOMVUSBNTNZ jest obecność dwóch sygnałów - z wyjść BOMVVCH i BIPCHVE. Na wyjściu BOMVUSBNTNZ powstaje polecenie „rozpocznij sterowanie SB prądami obciążenia”, które jest podawane na BUSY.

Gdy BOMVUSBNTNZ wysyła polecenie do BOMVUSBTNZ, polecenie otrzymane z BOMVUSBNTNZ ma wyższy priorytet niż polecenia aktywacji BOMVUSBTNZ i BRNBZP. Dlatego po otrzymaniu określonego polecenia BUSES odłącza jednostki o niższym priorytecie od sterowania UPSB i łączy BUSBTNZ.

Po zresetowaniu polecenia za pomocą BOMVUSBNTNZ na wejściu BUSES, ten ostatni odbudowuje logikę swojej pracy. W zależności od realizowanego programu lotu statku kosmicznego, pierwszeństwo w sterowaniu SB ma jedna z jednostek BUOSBS lub BRNBZP.

BUSBTNZ określa kąt α s_min przez wyrażenie (2). Do obliczenia określonego kąta wykorzystuje się zmierzone wartości I n uzyskane z DTN. Dodatkowo z jednostki zdalnego sterowania UPSB podana jednostka otrzymuje informację o aktualnej wartości kąta obrotu SB α. Po ustaleniu wartości kąta α s_min algorytm wbudowany w BUSBTNZ porównuje ją z aktualną wartością kąta α, oblicza kąt niewspółosiowości między α i α s_min oraz wymaganą liczbę impulsów sterujących do uruchomienia napędu sterującego SB . Impulsy sterujące są przesyłane do UPA. Po przetworzeniu i wzmocnieniu tych impulsów w UPU, wchodzą one na wejście UPSB i wprawiają w ruch napęd.

Metoda i system jej realizacji, przyjęte jako prototyp, mają istotną wadę - nie zapewniają pełnej ochrony powierzchni SB przed negatywnym wpływem wysokoenergetycznych strumieni cząstek, a jednocześnie nie pozwalają na zastosowanie z dodatkowe funkcje zmniejszenie tego negatywnego wpływu poprzez wykonanie specjalnych operacji w celu przygotowania SES statku kosmicznego do pracy w warunkach negatywnego wpływu strumieni cząstek o wysokiej energii na statek kosmiczny.

Wyzwaniem stojącym przed proponowaną metodą i systemem jej realizacji jest ograniczenie negatywnego wpływu wysokoenergetycznych strumieni cząstek na powierzchnię SB. W tym celu, wykonując specjalne czynności przygotowawcze w zakresie kontroli SC SES i SB, proponuje się zmniejszenie obszaru SB, na który ujemnie wpływa przepływ tych cząstek.

Wynik techniczny osiąga się dzięki temu, że w metodzie kontrolowania położenia baterii słonecznych statku kosmicznego, w tym obracania paneli słonecznych do pozycji roboczej, zapewnianie zasilania statku kosmicznego energią elektryczną odpowiadającą wyrównaniu normalnego do jego oświetlona powierzchnia robocza z płaszczyzną utworzoną przez oś obrotu paneli słonecznych i kierunkiem do słońca, pomiar gęstości strumienia prądu promieniowania elektromagnetycznego słonecznego, wyznaczenie czasu początku aktywności słonecznej, wyznaczenie chwili czasu, w którym wysokoenergetyczne cząstki docierają do powierzchni statku kosmicznego, pomiar gęstości strumienia wysokoenergetycznych cząstek, porównanie zmierzonego strumienia cząstek wysokoenergetycznych z wartościami progowymi, odwrócenie baterii paneli słonecznych pod kątem pomiędzy normalna do ich oświetlonej powierzchni roboczej i kierunek do Słońca, odpowiadający minimalnemu obszarowi działania strumieni cząstek o wysokiej energii na powierzchni moc ogniw słonecznych przy zasilaniu statku kosmicznego w energię elektryczną, w momencie zmierzone wartości gęstości strumienia cząstek wysokoenergetycznych przekraczają wartości progowe i powrót paneli słonecznych do pozycji roboczej w momencie, w którym gęstość strumienia cząstek wysokoenergetycznych spada poniżej wartości progowych, dodatkowo określają czasy pojawienia się prekursorów negatywnego wpływu przepływów cząstek wysokoenergetycznych na statek kosmiczny, w momentach pojawienia się prekursorów negatywny wpływ przepływów cząstek o wysokiej energii na statek kosmiczny, akumulatory układu zasilania statku kosmicznego są ładowane do maksymalnego poziomu naładowania, jeśli zmierzone wartości gęstości strumienia cząstek o wysokiej energii przekroczą próg w porównaniu z nimi, panele słoneczne są obracane do kąta między normalną a ich oświetloną powierzchnią roboczą i kierunek do Słońca α s_min_АБ, odpowiadający minimalnemu obszarowi działania wysokoenergetycznych strumieni cząstek na powierzchnię baterii słonecznych przy jednoczesnym zasilaniu statku kosmicznego energią elektryczną z baterii słonecznych i akumulatorowych układu zasilania, wyznaczonym przez stosunek:

α s_min_AB = arccos (max (0, I n -I AB) / I m),

gdzie I n jest prądem obciążenia z odbiorników statku kosmicznego,

I m to maksymalny prąd generowany, gdy oświetlona powierzchnia robocza paneli słonecznych jest skierowana prostopadle do promieni słonecznych,

I АБ - aktualny dopuszczalny prąd rozładowania akumulatorów,

a powstający niedobór mocy na pokładzie statku kosmicznego jest kompensowany przez rozładowanie akumulatorów, podczas gdy poziom naładowania akumulatorów jest monitorowany i po osiągnięciu minimalnej dopuszczalnej wartości poziomu naładowania akumulatorów aktualna wartość dopuszczalny prąd rozładowania akumulatorów jest resetowany i akumulatory są odłączane od zewnętrznego obciążenia.

Dodatkowo zadanie rozwiązuje fakt, że system sterowania położeniem baterii słonecznych statku kosmicznego, który obejmuje baterię słoneczną z zainstalowanymi czterema bateriami fotowoltaicznymi, urządzenie do obracania baterii słonecznych, urządzenie konwertujące wzmacniacz , jednostka sterująca orientacją baterii słonecznych w kierunku Słońca, jednostka obracająca baterie słoneczne do zadanej pozycji, dwa regulatory prądu, pakiet baterii, ładowarka baterii, jednostka generująca rozkazy do ładowania baterii, prąd obciążenia czujnik, jednostka sterująca układem zasilania, szyna zasilająca, jednostka do pomiaru aktualnej gęstości strumienia promieniowania elektromagnetycznego, jednostka do określania aktywności słonecznej, jednostka do określania momentu uderzenia cząstki w statek kosmiczny, jednostka do pomiaru gęstość strumienia cząstek wysokoenergetycznych, jednostka określająca moment rozpoczęcia sterowania panelami słonecznymi prądami nag uchwytów, jednostkę sterującą baterią słoneczną dla prądów obciążenia, podczas gdy bateria słoneczna poprzez swoje pierwsze wyjście, które łączy wyjścia dwóch baterii fotowoltaicznych, jest podłączona do pierwszego wejścia urządzenia obracającego panele słoneczne, a poprzez drugie wyjście, które łączy wyjścia dwóch innych baterii fotowoltaicznych są podłączone do drugiego urządzenia wejściowego do obracania baterii słonecznych, a wyjścia jednostek sterujących orientacji baterii słonecznych w kierunku do Słońca i obracania baterii słonecznych w danej pozycji są połączone odpowiednio do pierwszego i drugiego wejścia urządzenia wzmacniająco-przetwarzającego, którego wyjście z kolei jest połączone z trzecim wejściem urządzenia do obracania baterii słonecznych, podłączone jest pierwsze i drugie wyjście urządzenia do obracania baterii słonecznych, odpowiednio do wejść pierwszego i drugiego regulatora prądu, a wyjścia regulatorów prądu są połączone z szyną zasilającą statku kosmicznego, pakiet akumulatorów z jego wejściem, poprzez ładowarkę x akumulatory, podłączone do szyny zasilającej, natomiast ładowarka akumulatorów jest podłączona swoim pierwszym wejściem do wskazanej szyny, a do drugiego wejścia ładowarka dla akumulatorów podłączony jest czujnik prądu obciążenia, który jest podłączony z kolei do szyny zasilającej, pakiet akumulatorów jest podłączony swoim wyjściem do pierwszego wejścia bloku poleceń ładowania akumulatorów, a do pierwszego wyjścia jednostki sterującej systemem zasilania jest podłączone do drugiego wejścia tej jednostki, wyjście jednostki generującej rozkazy do ładowania akumulatorów jest podłączone do trzeciego wejścia ładowarki akumulatorów, drugie i trzecie wyjście systemu zasilania jednostki sterujące są połączone z pierwszymi wejściami jednostek sterujących orientacją baterii słonecznych w kierunku do Słońca i obracaniem baterii słonecznych do ustalonej pozycji, trzecie wyjście urządzenia obracającego baterie słoneczne jest podłączone do drugich wejść jednostek sterujących do orientacji baterii słonecznych w kierunku słońca i obrotu ogniw słonecznych do określonej pozycji, podłączone jest wyjście urządzenia do pomiaru gęstości strumienia prądu słonecznego promieniowania elektromagnetycznego n z wejściem jednostki określającej aktywność słoneczną, której pierwsze wyjście z kolei jest połączone z wejściem jednostki określającej moment uderzenia cząstki w statek kosmiczny, wyjścia jednostki określającej moment czasu uderzenia cząstek w statek kosmiczny oraz urządzenie do pomiaru gęstości strumienia cząstek o wysokiej energii są podłączone odpowiednio do pierwszego i drugiego wejścia urządzenia do wyznaczania momentu rozpoczęcia sterowania bateriami słonecznymi przez obciążenie prądy, a wejście urządzenia do pomiaru gęstości strumienia cząstek o wysokiej energii jest połączone z drugim wyjściem urządzenia do określania aktywności słonecznej, wyjście urządzenia do określania momentu rozpoczęcia sterowania panelami słonecznymi przez obciążenie prądy są podłączone do wejścia jednostki sterującej układem zasilania, którego czwarte wyjście z kolei jest połączone z pierwszym wejściem centrali baterii słonecznej prądami obciążenia, z których trzecie wejście i wyjście są połączone do odpowiedniego trzeciego wyjścia urządzenia obracającego baterię słoneczną i trzeciego wejście urządzenia wzmacniająco-przetwarzającego, urządzenie do określania wymaganego prądu z baterii słonecznych, urządzenie do określania momentów czasu prekursorów negatywnego wpływu cząstek o wysokiej energii na statek kosmiczny oraz urządzenie do ustawiania dopuszczalnego dodatkowo wprowadzane są wartości poziomu naładowania akumulatorów, natomiast do drugiego wyjścia czujnika prądu obciążenia podłączone są pierwsze i drugie wejście i wyjście zespołu do wyznaczania wymaganego prądu z baterii słonecznych, drugie wyjście akumulatora ładowarką i drugim wejściem jednostki sterującej akumulatorami słonecznymi dla prądów obciążenia, z wyjściami jednostki do pomiaru gęstości strumienia cząstek wysokoenergetycznych oraz jednostki do pomiaru gęstości strumienia prądu słonecznego promieniowania elektromagnetycznego są również połączone, odpowiednio pierwsze i drugie wejście jednostki do określania momentów czasu prekursorów negatywnego wpływu cząstek o wysokiej energii na statek kosmiczny, których wyjście jest połączone z drugim wejściem jednostki sterującej si układ zasilania, a do trzeciego wejścia urządzenia do generowania poleceń ładowania akumulatorów oraz czwartego wejścia ładowarki podłączone są pierwsze i drugie wyjście urządzenia do ustawiania dopuszczalnych wartości poziomu naładowania akumulatorów, odpowiednio.

Istota proponowanej metody jest następująca.

Bezpośrednio zabezpieczająca klapę SB przed kierunkiem negatywnego oddziaływania strumieni cząstek wysokoenergetycznych jest wykonywana, gdy gęstość strumienia cząstek wysokoenergetycznych przekracza określone wartości progowe. Równocześnie, jako pierwsze kroki podejmowane przed natychmiastowym wdrożeniem środków ochronnych, prowadzony jest ciągły monitoring aktualnego stanu przestrzeni okołoziemskiej i aktualnej aktywności słonecznej oraz spełnienia i niespełnienia kryteriów dla niebezpieczne środowisko radiacyjne jest analizowane, w szczególności kryteria monitorowania aktywności słonecznej opracowane przez Narodową Administrację Oceaniczną i Atmosferyczną (NOAA) (patrz ). Jednocześnie sytuacje, w których kryteria bezwarunkowego zagrożenia nie zostały jeszcze spełnione, ale próg poprzedniego poziomu zagrożenia został już osiągnięty, należy uznać za „prekursory” rozpatrywanego negatywnego oddziaływania.

Kiedy pojawiają się prekursory negatywnego wpływu wysokoenergetycznych strumieni cząstek na statek kosmiczny, następuje maksymalny ładunek statku kosmicznego AB SES. Pozwala to w przyszłości, w momentach, w których zmierzone wartości gęstości strumienia cząstek wysokoenergetycznych przekraczają wartości progowe w porównaniu z nimi, odwracać powierzchnie robocze płyt SB od kierunku strumienia te cząstki pod maksymalnym możliwym kątem, pod warunkiem, że powstający niedobór mocy na pokładzie statku kosmicznego jest kompensowany przez wyładowanie AB. W tym przypadku zadana wartość α s_min_AB kąta klapy bezpieczeństwa SB jest określona przez stosunek:

gdzie I m jest maksymalnym prądem generowanym, gdy oświetlona powierzchnia robocza paneli SB jest zorientowana prostopadle do promieni słonecznych,

I SB - wymagany prąd z SB.

W tym przypadku wymagany prąd z SB I SB jest zdefiniowany jako minimalny wymagany prąd, który musi być generowany przez SB, aby zasilić odbiorniki SC, biorąc pod uwagę możliwości wykorzystania energii SB SES SC (tj. , przy kompensacji powstałego niedoboru mocy na pokładzie SC z powodu rozładowania AB SES), w oparciu o współczynniki:

gdzie I n jest prądem obciążenia z odbiorników statku kosmicznego,

I AB - aktualny maksymalny dopuszczalny prąd rozładowania AB SES KA.

Do realizacji metody proponuje się układ przedstawiony na rysunku i zawierający następujące bloki:

1 - SB, na sztywnym podłożu korpusu, na którym znajdują się cztery baterie fotowoltaiczne;

2, 3, 4, 5 - KU 1, KU 2, KU 3, KU 4;

8 - BUOSBS;

9 - BRNBZP;

10, 11 - PT 1 i PT 2;

13 - ZRU AB;

14 - BFKZ AB;

16 - AUTOBUSY;

18 - BIPEMI;

20 - BOMVVCH;

21 - BIPPCHVE;

22 - BOMVUSBNTNZ;

23 - BUSBTNZ;

24 - jednostka do wyznaczania momentów czasu prekursorów negatywnego wpływu cząstek wysokoenergetycznych na statek kosmiczny (BOMPPNVCH),

25 - jednostka do określania wymaganego prądu z paneli słonecznych (BOPTSB),

26 - jednostka do ustawiania dopuszczalnych wartości poziomu naładowania akumulatorów (BZDZUZSB).

W tym przypadku SB (1) poprzez swoje pierwsze wyjście, które łączy wyjścia BF 1 (2) i BF 4 (5), jest podłączona do pierwszego wejścia UPSB (6), a przez drugie wyjście, które łączy wyjścia BF 2 (3) i BF 3 (5), podłączone do drugiego wejścia UPSB (6). Wyjścia BUOSBS (8) i BRSBZP (9) podłączone są odpowiednio do pierwszego i drugiego wejścia UPU (7), którego wyjście z kolei jest podłączone do trzeciego wejścia UPSB (6 ). Pierwsze i drugie wyjście UPSB (6) są podłączone odpowiednio do wejść PT 1 (10) i PT 2 (11), a wyjścia PT 1 (10) i PT 2 (11) są podłączone do SHE (17). BAB (12) jest połączony z SZE (17) wejściem przez zamkniętą rozdzielnicę AB (13). W tym przypadku ZRU AB (13) jest połączony z pierwszym wejściem do określonej magistrali, a wyjście wypadku (15) jest połączone z drugim wejściem ZRU AB (13), którego wejście jest połączone z kolei do ONA (17). BAB (12) jest połączony swoim wyjściem z pierwszym wejściem BFKZ AB (14), a pierwsze wyjście BUS (16) jest połączone z drugim wejściem tej jednostki. Wyjście BFKZ AB (14) jest podłączone do trzeciego wejścia zamkniętej rozdzielnicy AB (13). Drugie i trzecie wyjście MAGISTRALI (16) są podłączone odpowiednio do pierwszych wejść BUOSBS (8) i BRSBZP (9). Trzecie wyjście UPSB (6) jest podłączone do drugich wejść BUOSBS (8) i BRSBZP (9). Wyjście BIPEMI (18) jest połączone z wejściem BOSA (19). Pierwsze wyjście BOSA (19) jest połączone z wejściem BOMVVCH (20). Wyjścia BOMVVCH (20) i BIPPCHVE (21) są podłączone odpowiednio do pierwszego i drugiego wejścia jednostki BOMVUSBNTNZ (22). Wejście BIPPCHVE (21) jest połączone z drugim wyjściem BOSA (19). Wyjście BOMVUSBNTNZ (22) jest podłączone do pierwszego wejścia BUSES (16). BUSES (16) z czwartym wyjściem jest podłączony do pierwszego wejścia BUSBTNZ (23). Trzecie wyjście UPSB (6) jest podłączone do trzeciego wejścia BUSBTNZ (23). Wyjście BUSBTNZ (23) jest podłączone do trzeciego wejścia UPU (7). Pierwsze wejście BOPTSB (25) jest połączone z drugim wyjściem DTN (15). Drugie wejście BOPTSB (25) jest połączone z drugim wyjściem zamkniętej rozdzielnicy AB (13). Wyjście BOPTSB (25) jest podłączone do drugiego wejścia BUSBTNZ (23). Wyjście BIPPCHVE (21) jest podłączone do pierwszego wejścia BOMVPNVCH (24). Wyjście BIPEMI (18) jest podłączone do drugiego wejścia BOMVPNVCH (24). Wyjście BOMVPNVCH (24) jest podłączone do drugiego wejścia BUSES (16). Pierwsze i drugie wyjście BZDZUZSB (26) podłączone są odpowiednio do trzeciego wejścia BFKZ AB (14) i czwartego wejścia rozdzielnicy zamkniętej AB (13).

Rysunek pokazuje również linię przerywaną pokazującą mechaniczne połączenie UPSB (6) z obudową SB (1) przez wał wyjściowy napędu akumulatora.

W trybie zasilania statku kosmicznego system działa w następujący sposób. UPSB (6) służy do tranzytowego przesyłu energii elektrycznej z SB (1) do PT 1 (10) i RT 2 (11). Stabilizacja napięcia na szynie zasilającej SES jest realizowana przez jeden z RT. W tym samym czasie drugi RT jest w stanie z zamkniętymi tranzystorami mocy. Generatory SB (1) (BF 1 -BF 4) pracują w tym przypadku w trybie zwarcia. Gdy moc obciążenia staje się większa niż moc przyłączeniowa generatorów SB (1), kolejny RT przechodzi w tryb stabilizacji napięcia, a energia generatorów niepracujących trafia do szyny zasilającej SES. W pewnych okresach, kiedy moc obciążenia może przekroczyć moc SB (1), ZRU AB (13), w wyniku rozładowania jednostki AB (12), kompensuje deficyt mocy na pokładzie statku kosmicznego. W tym celu regulator rozładowania AB (13) służy jako regulator rozładowania AB, który w szczególności monitoruje poziom naładowania AB i po osiągnięciu minimalnej dopuszczalnej wartości poziomu naładowania AB, którego wartość wchodzi do Zamknięta rozdzielnica AB (13) z BZDZUZSB (26), wyłącza BAB (12) od obciążenia zewnętrznego. W tym przypadku ZRU AB (13) na podstawie aktualnego poziomu naładowania akumulatora określa i podaje na swoje drugie wyjście aktualną wartość dopuszczalnego prądu rozładowania akumulatora (w trybie odłączenia BAB (12) od obciążenia zewnętrznego , ta wartość wynosi zero).

Oprócz określonego regulatora ZRU AB (13) zawiera również regulator ładowania AB. Do realizacji cykli ładowania-rozładowania w rozdzielnicy zamkniętej AB (13) wykorzystywane są informacje z DTN (15). Ładowanie BAB (12) jest realizowane przez ZRU AB (13) za pośrednictwem BFKZ AB (14). W przypadku metal-wodór AB opisano w. Najważniejsze jest to, że gęstość wodoru w obudowie akumulatora jest określana za pomocą czujników ciśnienia zainstalowanych wewnątrz akumulatorów i temperatury na obudowach akumulatorów. Z kolei gęstość wodoru determinuje poziom naładowania akumulatora. Gdy gęstość wodoru w akumulatorze spadnie poniżej ustawionego poziomu, wydawane jest polecenie jego naładowania, a po osiągnięciu maksymalnego poziomu gęstości wydawane jest polecenie zatrzymania ładowania. Wskazane poziomy naładowania baterii regulowane są rozkazami z BFKZ AB (14), natomiast wartości maksymalnego dopuszczalnego poziomu naładowania baterii dostarczane są do BFKZ AB (14) z BZDZUZSB (26). Utrzymywanie akumulatorów w stanie maksymalnego naładowania wpływa negatywnie na ich stan, a akumulator utrzymywany jest w aktualnym trybie samorozładowania, w którym ładowanie akumulatorów odbywa się tylko okresowo (np. przy sterowaniu Yamal-100 SPP raz na kilka dni, ze spadkiem poziomu naładowania BAB na poziomie 30% maksymalnego poziomu).

Równolegle z pracą w trybie zasilania statku kosmicznego system rozwiązuje problemy sterowania położeniem płaszczyzn paneli SB (1).

Na polecenie z BUSES (16) jednostka BUOSBS (8) kontroluje orientację SB (1) w stosunku do Słońca. BUOSBS (8) może być zaimplementowany w oparciu o statek kosmiczny SUDN (patrz). W tym przypadku informacjami wejściowymi do algorytmu sterowania SB są: położenie wersora kierunku do Słońca względem osi współrzędnych związanych ze statkiem kosmicznym, określone przez algorytmy konturu kinematycznego SUDN; położenie SB względem korpusu statku kosmicznego, uzyskane w postaci aktualnych zmierzonych wartości kąta α z jednostką sterującą UPSB (6). Informacjami wyjściowymi algorytmu sterowania są polecenia obracania SB względem osi wału wyjściowego UPSB (6), polecenia zatrzymania obrotu. DU UPSB (6) daje dyskretne sygnały o pozycji SB (1).

BIPEMI (18) mierzy bieżące strumienie słonecznego EMP i przesyła je do BOSA (19). W BOSA (19) porównując aktualne wartości z określonymi wartościami progowymi określa się początek aktywności Słońca. Zgodnie z poleceniem płynącym z pierwszego wyjścia BOSA (19) na wejście BOMVCH (20), we wskazanym ostatnim bloku wyznaczany jest czas ewentualnego rozpoczęcia uderzenia cząstek wysokoenergetycznych na statek kosmiczny . Od drugiego wyjścia BOSA (19) do wejścia BIPPCHVE (21) wydawane jest polecenie rozpoczęcia pomiaru gęstości strumienia cząstek o wysokiej energii.

Z wyjścia BIPPCHVE (21) zmierzona wartość gęstości strumienia cząstek o wysokiej energii jest przekazywana na pierwsze wejście BOMVPNVCH (24) i drugie wejście BOMVUSBTNZ (22). Zmierzone wartości strumieni prądu solarnego EMP są podawane na drugie wejście BOMVPNVCH (24) z wyjścia BIPEMI (18).

BOMVPNVCH (24) ocenia dynamikę zmian gęstości strumienia cząstek wysokoenergetycznych i identyfikuje sytuacje, które można uznać za prekursory negatywnego wpływu cząstek na statek kosmiczny. Sytuacje takie to nadmiar zmierzonej gęstości strumienia cząstek wysokoenergetycznych o określonych wartościach krytycznych w obecności tendencji do dalszego jej wzrostu. Przy identyfikowaniu i identyfikowaniu takich sytuacji wykorzystuje się również dane o strumieniach promieniowania słonecznego EMP uzyskane z BIPEMI (18). Podczas rejestrowania takich sytuacji prekursorowych w BOMVPNVCH (24), na wyjściu tej jednostki generowany jest sygnał, który jest podawany na drugie wejście BUSÓW (16).

Na polecenie na drugim wejściu MAGISTRALI (16) blok ten wysyła do BFKZ AB (14) polecenie, zgodnie z którym blok ten poprzez zamkniętą rozdzielnicę AB (13) ładuje BAB (12) do maksimum poziom naładowania. Jednocześnie w przypadku metalowo-wodorowego AB (patrz), gęstość wodoru w obudowie AB jest określana przez czujniki ciśnienia zainstalowane wewnątrz akumulatorów i temperatury na obudowach akumulatorów, zgodnie z którymi poziom naładowania akumulatorów jest określony. Po osiągnięciu maksymalnego poziomu gęstości wydawane jest polecenie zatrzymania ładowania.

Aktualne wartości prądu obciążenia od odbiorników statku kosmicznego I n i dopuszczalny prąd rozładowania AB I AB są podawane na wejścia BOPTSB (25) z drugich wyjść DTN (15) i zamknięta rozdzielnica AB (13). Wykorzystując te wartości, BOPTSB (25), zgodnie z zależnościami (4), (5), wyznacza wartość I SB - aktualną minimalną dopuszczalną wartość wymaganego prądu z SB (uwzględniając możliwość wykorzystania przez odbiorców energii z BAB (12)) i wysyła go na drugie wejście BUSBTNZ (23).

Informacja o momencie ewentualnego rozpoczęcia oddziaływania cząstek na statek kosmiczny jest przekazywana z wyjścia BOMVVCH (20) do BOMVUSBNTNZ (22) przez jego pierwsze wejście. W BOMVUSBNTNZ (22) rzeczywista ocena negatywnego wpływu FVS odbywa się poprzez porównanie aktualnej zmierzonej wartości charakterystyki ekspozycji z wartościami progowymi, począwszy od momentu określonego przez BOMVHCH (20). Warunkiem koniecznym do otrzymania polecenia na wyjściu BOMVUSBTNNZ (22) jest obecność dwóch sygnałów - z wyjść BOMVVCH (20) i BIPCHVE (21).

Gdy BOMVUSBNTNZ (22) wydaje polecenie do pierwszego wejścia BUSES (16), to urządzenie generuje polecenie na swoim czwartym wyjściu, które łączy się ze sterowaniem SB BUSBTNZ (23).

BUSBTNZ (23) określa kąt α s_min_AB przez wyrażenie (3). Aby obliczyć określony kąt, używana jest aktualna wartość wymaganego prądu z SB, uzyskana z BOPTSB (25). Dodatkowo ze sterownika UPSB (6) do wskazanego urządzenia otrzymujemy informację o aktualnej wartości kąta obrotu SB α. Po ustaleniu wartości kąta α s_min_AB algorytm zawarty w BUSBTNZ (23) porównuje ją z aktualną wartością kąta α i oblicza kąt niedopasowania między α i α s_min_AB oraz wymaganą liczbę impulsów sterujących do uruchomienia sterowania napęd SB (1). Impulsy sterujące przekazywane są do UPA (7). Po przetworzeniu i wzmocnieniu tych impulsów w UPU (7) wchodzą one na wejście UPSB (6) i wprawiają napęd w ruch.

Gdy BOMVUSBNTNZ (22) nie wydaje polecenia do pierwszego wejścia BUS (16), jednostka ta, w zależności od wykonywanego programu lotu statku kosmicznego, przekazuje sterowanie SB (1) do jednej z BUOSBS (8) oraz jednostki BRSBZP (9).

Funkcjonowanie BUOSBS (8) zostało opisane powyżej.

BRNBZP (9) steruje SB (1) zgodnie z ustawieniami programu. Algorytm sterowania SB (1) zgodnie z ustawieniami programu pozwala na montaż baterii w dowolnej pozycji α = αz. Jednocześnie informacje z pilota UPSB (6) służą do sterowania kątem obrotu w BRNBZP (9).

Implementacja BOMVUSBNTNZ (22) i BOMVPNVCH (24) jest możliwa zarówno na podstawie sprzętu i oprogramowania MCC statku kosmicznego, jak i na pokładzie statku kosmicznego. Na wyjściach BOMVUSBNTNZ (22) i BOMVPNVCH (24) komendy „rozpocznij sterowanie SB prądami obciążenia” i „rozpocznij sterowanie SES w trybie przygotowania do negatywnego wpływu cząstek o wysokiej energii na statki kosmiczne” są tworzone odpowiednio, które wchodzą do BUSES (16), gdy ostatnia komenda jest funkcjonalnie odbierana przez BUSES (16) jako polecenie naładowania akumulatora do maksymalnego poziomu naładowania.

Przykładem realizacji BUSÓW (16) mogą być środki radiowe kanału sterowania usługami (SCU) systemy pokładowe SC „Yamal-100”, składający się ze stacji naziemnej (ES) i wyposażenia pokładowego (BA) (patrz opis w). W szczególności IMS BA wraz z IMS ZS rozwiązuje problem wydawania cyfrowej karty pokładowej system komputerowy(BTsVS) KA informacja cyfrowa(CI) i jego późniejsze potwierdzenie. BTsVS z kolei zarządza blokami BUOSBS (8), BRSBZP (9), BUSBTNZ (23), BFKZ AB (14).

W tej implementacji BUSÓW (16), interakcja IMS BA w zakresie wymiany DI odbywa się za pośrednictwem głównego kanału wymiany (MCO) zgodnie z interfejsem MIL-STD-1553. Jako abonent BCVS wykorzystywane jest urządzenie - jednostka interfejsu (BC) z ACS BA. Procesor BCVS okresowo odpytuje stan BS w celu określenia dostępności pakietu danych. Jeśli pakiet jest dostępny, procesor rozpoczyna wymianę danych.

UPU (7) pełni rolę interfejsu pomiędzy BUOSBS (8), BRNBZP (9), BUSBTNZ (23) i UPSB (6) i służy do transformacji sygnały cyfrowe w analogu i amplifikacji tego ostatniego.

BUSBTNZ (23) to pokładowa jednostka kosmiczna, której polecenia pochodzą z BUSES (16). Implementację BUSBTNZ (23), BOPTSB (25), BZDZUZSB (26) można przeprowadzić na podstawie statku kosmicznego BCVS (patrz).

Rozważono więc przykład realizacji podstawowych bloków systemu.

Opiszmy efekt techniczny proponowanych wynalazków.

Proponowane rozwiązania techniczne zapewniają zmniejszenie negatywnego wpływu wysokoenergetycznych strumieni cząstek na powierzchnię roboczą SB w momentach realizacji modu „ochronnego” obrotu SB od kierunku do Słońca. Osiąga się to poprzez zmniejszenie obszaru powierzchni roboczej SB, na który ujemnie wpływają strumienie tych cząstek, maksymalizując kąt obrotu normalnej do powierzchni roboczej SB od kierunku do Słońca , z gwarantowanym spełnieniem wymogu zaopatrywania statku kosmicznego w energię elektryczną. Maksymalizacja kąta klapy jest osiągana dzięki temu, że SES statku kosmicznego jest z góry doprowadzony do stanu maksymalnego ładunku AB, co umożliwia realizację maksymalnego możliwego kąta „ochronnego” przewrotu SB od kierunku do słońce. Biorąc pod uwagę na przykład, że podczas sterowania Yamal-100 SPP po operacji ładowania AB do maksymalnego poziomu wzrost możliwego prądu rozładowania AB wynosi około 30%, odpowiedni wzrost kąta klapy „ochronnej” SB i w konsekwencji zmniejszenie negatywnego wpływu dużych energii przepływów cząstek na powierzchnię roboczą SB jest wartością znaczącą.

LITERATURA

1. Eliseev A.S. Technika loty kosmiczne... Moskwa, „Inżynieria mechaniczna”, 1983.

2. Rauschenbach G. Podręcznik projektowania baterii słonecznych. Moskwa, Energoatomizdat, 1983.

3. Zasady lotu podczas wykonywania wspólnych operacji wahadłowca i ISS. Tom C. Zarządzanie operacjami lotniczymi. Centrum Kosmiczne. Lyndona B. Johnsona. Houston, Teksas, wydanie podstawowe, 11.08.2001.

4. System zasilania statku kosmicznego. Opis techniczny... 300GK.20Ju. 0000-ATO. RSC Energia, 1998.

5. Centrum BI, Lyzlov N.Yu., Systemy elektrochemiczne wodoru metalicznego. Leningrad. „Chemia”, oddział Leningrad, 1989.

6. System sterowania i nawigacji statku kosmicznego. Opis techniczny. 300GK.12Ju. 0000-ATO. RSC Energia, 1998.

7. Galperin Yu.I., Dmitriev A.V., Zeleny L.M., Panasyuk L.M. Wpływ pogody kosmicznej na bezpieczeństwo lotnictwa i lotów kosmicznych. "Lot 2001", s. 27-87.

8. Inżynierska książka referencyjna na temat technologii kosmicznej. Wydawnictwo Ministerstwa Obrony SRR, Moskwa, 1969.

9. Grilikhes V.A., Orlov P.P., Popov L.B. Energia słoneczna i podróże kosmiczne. Moskwa, „Nauka”, 1984.

10. Stacja naziemna kanał kontroli usług statku kosmicznego Jamał. Podręcznik. ZSKUGK.0000-ORE. RSC Energia, 2001.

11. Wyposażenie pokładowe kanału kontroli statku kosmicznego Jamał. Opis techniczny. 300GK.15Ju. 0000A201-GRT. RSC Energia, 2002.

12. Kovtun BC, Soloviev S.V., Zaikin S.V., Gorodetsky A.A. Sposób kontrolowania położenia baterii słonecznych w statku kosmicznym i system jego realizacji. Patent RF 2242408 na wniosek 2003108114/11 z dnia 24 marca 2003 r.

1. Metoda kontrolowania położenia paneli słonecznych statku kosmicznego, w tym obracanie paneli słonecznych do pozycji roboczej, dostarczanie do statku kosmicznego energii elektrycznej i odpowiadające wyrównaniu normalnej do ich oświetlonej powierzchni roboczej z płaszczyzną utworzoną przez oś obrotu paneli słonecznych i kierunek do Słońca, pomiar gęstości strumienia prądu słonecznego promieniowania elektromagnetycznego, wyznaczenie czasu początku aktywności słonecznej, wyznaczenie momentu, w którym cząstki o dużych energiach powierzchni statku kosmicznego, pomiar indukcji cząstek wysokoenergetycznych, porównanie zmierzonych wartości indukcji cząstek wysokoenergetycznych z wartościami progowymi, obrót paneli słonecznych o kąt pomiędzy normalną do ich oświetlonej powierzchni roboczej a kierunek do Słońca, odpowiadający minimalnemu obszarowi działania strumieni cząstek o wysokiej energii na powierzchni Słońca zaopatrując statek kosmiczny w energię elektryczną, w tym czasie zmierzone wartości gęstości strumienia cząstek o wysokiej energii przekraczają wartości progowe i powrót paneli słonecznych do pozycji roboczej w momencie, w którym gęstość strumienia o wysokiej energii cząstki energii stają się niższe niż wartości progowe, charakteryzujące się tym, że dodatkowo wyznaczane są czasy pojawienia się prekursorów negatywnego wpływu strumieni cząstek o wysokiej energii na statek kosmiczny i we wskazanych czasach doładowywane są baterie układu zasilania statku kosmicznego do maksymalnego poziomu naładowania, jeżeli zmierzone wartości gęstości strumienia cząstek o wysokiej energii przekraczają wartości progowe w porównaniu z nimi, panele słoneczne są obracane do wartości kąta między normalną a ich oświetloną powierzchnią roboczą i kierunek do Słońca α s_min_AB, odpowiadający minimalnemu obszarowi wpływu strumieni cząstek o wysokim ene rgy na powierzchni baterii słonecznych, przy jednoczesnym zasilaniu statku kosmicznego energią elektryczną z baterii słonecznych i akumulatorowych układu zasilania, a określany przez współczynnik

α s_min_AB = arccos (max (0, I n -I AB) / I m),

gdzie Ja n - prąd obciążenia odbiorników statków kosmicznych;

I m to maksymalny prąd generowany, gdy oświetlona powierzchnia robocza paneli słonecznych jest skierowana prostopadle do promieni słonecznych;

I AB to aktualny dopuszczalny prąd rozładowania akumulatorów, a wynikający z tego niedobór mocy na pokładzie statku kosmicznego jest kompensowany rozładowaniem akumulatorów, a poziom naładowania akumulatorów jest monitorowany i po osiągnięciu minimalnej dopuszczalnej wartości na tym poziomie aktualna wartość dopuszczalnego prądu rozładowania akumulatorów jest zerowana i odłącza akumulatory od zewnętrznego obciążenia.

2. System kontroli położenia baterii słonecznych statku kosmicznego, które są czterema fotowoltaicznymi bateriami słonecznymi zainstalowanymi na panelach, w tym urządzenie do obracania wspomnianych baterii słonecznych, urządzenie wzmacniająco-przekształcające, jednostkę sterującą orientacji baterie słoneczne w kierunku do Słońca, zespół do obracania baterii słonecznych w zadaną pozycję, dwa regulatory prądu, pakiet baterii, ładowarka baterii, zespół rozkazów ładowania baterii, czujnik prądu obciążenia, układ zasilania jednostka sterująca, szyna zasilająca, jednostka do pomiaru gęstości strumienia prądu słonecznego promieniowania elektromagnetycznego, jednostka do wyznaczania aktywności słonecznej, jednostka do wyznaczania momentu uderzenia cząstek wysokoenergetycznych na statek kosmiczny, jednostka do pomiaru gęstość strumienia cząstek wysokoenergetycznych, jednostka określająca moment rozpoczęcia sterowania panelami słonecznymi przez prądy obciążenia, jednostka sterująca sterowanie panelami słonecznymi prądami obciążenia, natomiast bateria słoneczna poprzez swoje pierwsze wyjście, które łączy wyjścia dwóch baterii fotowoltaicznych, jest podłączona do pierwszego wejścia urządzenia obracającego panele słoneczne, a przez drugie wyjście, które łączy wyjścia dwie inne baterie fotowoltaiczne są podłączone do drugiego wejścia baterii słonecznych obrotowych urządzeń, a wyjścia jednostek sterujących orientacji baterii słonecznych w kierunku do Słońca i obracania ogniw słonecznych w daną pozycję są podłączone odpowiednio , do pierwszego i drugiego wejścia urządzenia wzmacniająco-przetwarzającego, którego wyjście z kolei jest połączone z trzecim wejściem urządzenia do obracania ogniw słonecznych, podłączone są pierwsze i drugie wyjście urządzenia do obracania baterii słonecznych, odpowiednio do wejść pierwszego i drugiego regulatora prądu, a wyjścia regulatorów prądu są podłączone do szyny zasilającej statku kosmicznego, pakiet akumulatorów z wejściem przez ładowarkę akumulatorów, z podłączony do szyny zasilającej, natomiast ładowarka akumulatorów jest podłączona swoim pierwszym wejściem do określonej szyny, a czujnik prądu obciążenia jest podłączony do drugiego wejścia ładowarki, która z kolei jest podłączona do szyny zasilającej pakiet akumulatorów jest podłączony przez jego wyjście pierwsze wyjście centralki systemu zasilania jest podłączone do pierwszego wejścia centralki do generowania poleceń ładowania akumulatorów, a pierwsze wyjście centralki systemu zasilania jest podłączone do drugie wejście zespołu generowania poleceń ładowania akumulatorów, wyjście zespołu generowania poleceń ładowania akumulatorów jest podłączone do trzeciego wejścia ładowarki akumulatorów, drugie i trzecie wyjście jednostki sterującej systemem zasilania podłączone jest do pierwszych wejść jednostek sterujących orientacją baterii słonecznej w kierunku słońca i obrotu baterii słonecznej do z góry określonej pozycji, trzecie wyjście urządzenia obracającego baterię słoneczną jest połączone z drugimi wejściami jednostek sterujących orientacją baterii słonecznej odchylając się do Słońca i obracając panele słoneczne do określonej pozycji, wyjście urządzenia do pomiaru gęstości bieżącego strumienia promieniowania elektromagnetycznego słonecznego jest połączone z wejściem urządzenia do określania aktywności słonecznej, którego pierwsze wyjście, z kolei jest podłączony do wejścia urządzenia do wyznaczania momentu uderzenia cząstek w statek kosmiczny, wyjścia urządzenia do określania momentu czasu uderzenia cząstek w statek kosmiczny oraz urządzenia do pomiaru strumienia gęstości cząstek wysokoenergetycznych są podłączone odpowiednio do pierwszego i drugiego wejścia zespołu do określania momentu rozpoczęcia sterowania panelami słonecznymi przez prądy obciążenia oraz wejścia zespołu do pomiaru gęstości strumienia cząstki wysokoenergetyczne są połączone z drugim wyjściem jednostki określania aktywności słonecznej, wyjście jednostki do określania czasu rozpoczęcia sterowania panelami słonecznymi prądami obciążenia jest połączone z wejściem jednostki sterującej systemem zasilania, czwarte wyjście, które z kolei jest połączone z pierwszym wejściem obudowa jednostki sterującej bateriami słonecznymi dla prądów obciążenia, której trzecie wejście i wyjście są połączone odpowiednio z trzecim wyjściem urządzenia obracającego baterie słoneczne i trzecim wejściem urządzenia konwertującego wzmacniacz, charakteryzujące się tym, że dodatkowo zawiera jednostkę do określania wymaganego prądu z baterii słonecznych, blok określający momenty pojawienia się prekursorów negatywnego wpływu cząstek o wysokiej energii na statek kosmiczny oraz jednostkę do ustawiania dopuszczalnych wartości poziomu naładowania baterii, natomiast pierwsze i drugie wejście i wyjście jednostki do określania wymaganego prądu z baterii słonecznych są podłączone odpowiednio do drugiego wyjścia czujnika prądu obciążenia, drugiego wyjścia ładowarki baterii i drugiego wejścia jednostki sterującej baterii słonecznych dla prądów obciążenia wyjścia jednostki do pomiaru gęstości strumienia cząstek wysokoenergetycznych i jednostki do pomiaru gęstości strumienia prądu słonecznego promieniowania elektromagnetycznego są połączone

Wynalazek dotyczy astronautyki i może być stosowany podczas prowadzenia zajęcia kosmiczne- eksploracja kosmosu, planet Układ Słoneczny, obserwacje Ziemi z kosmosu itp., w których konieczne jest wyznaczenie współrzędnych przestrzennych statku kosmicznego (SC) oraz składowych jego wektora prędkości.

Wynalazek dotyczy technologii rakietowej i kosmicznej i może być wykorzystywany do tworzenia pojazdów nośnych (LV), w tym konwersji, do wystrzeliwania statków kosmicznych na orbity bliskie Ziemi.

Wynalazek dotyczy dziedziny technologii kosmicznej, a mianowicie systemów zasilania statków kosmicznych i może być używany do sterowania położeniem ich paneli słonecznych

Jednym z oczywistych sposobów na poprawę wydajności elektrowni słonecznych jest zastosowanie w nich systemów śledzenia nasłonecznienia. Rozwój systemów śledzenia z prostą konserwacją znacznie poprawi wskaźniki techniczno-ekonomiczne obiektów rolniczych oraz stworzy komfortowe warunki pracy i życia dla ludzi, przy jednoczesnym zapewnieniu bezpieczeństwa środowiskowego środowiska. Systemy śledzenia mogą mieć jedną lub dwie osie obrotu paneli słonecznych.

Elektrownia słoneczna z systemem śledzącym, w tym kompaktowym fotoelektrycznym czujnikiem położenia słońca, składającym się z ramy w postaci prostego trójkątnego pryzmatu, po dwóch stronach której znajdują się fotokomórki śledzące nasłonecznienie, a na trzeciej z boku znajduje się fotokomórka sterująca do obracania modułów z zachodu na wschód. W ciągu dnia fotokomórki śledzące na krawędziach czujnika wysyłają sygnały sterujące do jednostki sterującej napędem obrotu azymutu modułu słonecznego, który jest zwrócony w stronę słońca za pomocą wału. Wadą tej instalacji jest brak dokładności śledzenia słońca.

Elektrownia słoneczna zawiera baterię słoneczną z systemem dwuosiowej orientacji względem słońca, na której zainstalowane są moduły fotowoltaiczne jako czujniki do śledzenia słońca, zawierające liniowe fotodetektory umieszczone w ogniskach cylindrycznych soczewek Fresnela. Sygnały z fotodetektorów za pomocą mikroprocesora sterują napędami układu orientacji azymutalnej i zenitalnej baterii słonecznej.

Wadą tej instalacji jest niewystarczająca dokładność śledzenia słońca, a także fakt, że czujniki śledzące zajmują część aktywnego obszaru baterii słonecznej.

Głównym zadaniem opracowania jest poprawa dokładności czujnika śledzenia słońca dla dwuosiowych systemów orientacji baterii słonecznych w dowolnym położeniu słońca na niebie przez cały rok.

Powyższy wynik techniczny uzyskuje się dzięki temu, że w proponowanym czujniku do śledzenia słońca dwuosiowego układu orientacji baterii słonecznej, zawierającego blok ogniw promieniotwórczych zainstalowanych na nieruchomej platformie, które są wykonane w formie rewersu stożki z nieprzezroczystymi ściankami i są mocowane na wąskich końcach stożków ogniw fotowoltaicznych. W tym przypadku komórki odbierające promieniowanie są ciasno zainstalowane w miejscu z utworzeniem stałego kąta 160 ° i są otoczone przezroczystą kulą, zamocowaną w miejscu, która jest ustawiona z nachyleniem do poziomu pod kątem równy szerokość geograficzna lokalizacja czujnika.

Czujnik śledzenia jest zainstalowany na stałej platformie, z których 6 (rys. 1) jest skierowanych na południe. Kąt nachylenia platformy do podstawy poziomej odpowiada szerokości geograficznej obszaru sąsiadującego z baterią słoneczną, umieszczoną na mechanicznym układzie orientacji w słońcu, zawierającym napędy rotacji zenitalnej i azymutalnej za pomocą motoreduktorów krokowych. Napędy baterii słonecznych są sterowane przez mikroprocesor, który odbiera impulsy elektryczne z ogniw fotowoltaicznych ogniw czujnikowych. Mikroprocesor zawiera informację o szerokości geograficznej położenia baterii słonecznej, zegar elektroniczny wyposażony w kalendarz, według którego sygnałów uruchamiane są motoreduktory zenitalnego i azymutalnego obrotu baterii słonecznej zgodnie z równanie ruchu słońca na niebie. W tym przypadku wartości uzyskanych kątów obrotu baterii słonecznej zgodnie z sygnałami ogniw fotowoltaicznych ogniw czujnikowych są porównywane z wartościami uzyskanymi z ich równań ruchu słońca przy prądzie czas.

Istotę konstrukcji czujnika ilustruje rys. 1, 2, 3 i 4. Na ryc. 1 i 3 są prezentowane ogólny schemat czujnik. Na ryc. 2 przedstawia widok z góry przezroczystej kuli i komórek przyjmujących promienie. Na ryc. 4 przedstawia schemat takiej komórki.

Czujnik śledzenia słońca dla dwuosiowego systemu orientacji paneli słonecznych zawiera platformę 1, wzmocnioną do poziomej podstawy 5 pod kątem równym szerokości geograficznej obszaru. Do platformy 1 przymocowana jest przezroczysta półkula 2 o promieniu r. W całej wewnętrznej przestrzeni kuli 2, komórki 3 przyjmujące promienie są ściśle związane, mające kształt odwróconego stożka o nieprzezroczystych ściankach 7, zwrócone w kierunku średnicy φ do wewnętrzna ściana przezroczystej kuli 2 i średnica d 2 do platformy 1. Wysokość stożka 3 jest równa odległości h od wewnętrznej ściany kuli 2 do powierzchni platformy 1. W dolnej części stożka 3 w odległości 5d 1 od górnej krawędzi stożka 3 znajduje się ogniwo fotowoltaiczne 4, sygnał elektryczny z którego jest przekazywany do mikroprocesorowego układu sterującego obrotem osi baterii słonecznej (nie pokazano na rys. 1). Odległość 5d 1 dobiera się tak, aby promień słońca 8 był dokładnie zamocowany na ogniwie fotowoltaicznym 4, ograniczonym przez nieprzezroczyste ścianki 7 stożka 3.

Czujnik śledzenia słońca działa w następujący sposób. Promienie słoneczne 8 przenikają przez przezroczystą kulę 2, wewnętrzną przestrzeń stożka 3 i uderzają w ogniwo fotowoltaiczne 4, wywołując prąd elektryczny, który jest analizowany przez mikroprocesor i przekazywany do motoreduktorów krokowych napędów układu orientacji baterii słonecznej (nie pokazano na rysunku). Kiedy słońce porusza się po niebie, jego promienie 8 stopniowo włączają ogniwa fotowoltaiczne 3 i przyczyniają się do precyzyjnego i płynnego sterowania obrotem baterii słonecznej wzdłuż osi azymutalnej i zenitalnej.

Badania laboratoryjne pozorowanej komórki czujnikowej z wykorzystaniem symulatora słonecznego wykazały akceptowalne wyniki odcięcia dla założonych wartości. D 1 , D 2 i 5 D x.

Czujnik do śledzenia słońca dwuosiowego układu orientacji baterii słonecznej zawiera ogniwa odbierające promienie wykonane w postaci odwróconych stożków, ciasno zainstalowane w miejscu z utworzeniem kąta stałego 160° i otoczone przezroczystą kulą, pozwala na dokładniejsze zorientowanie baterii słonecznych i tym samym otrzymanie z nich największej ilości energii elektrycznej...

Wynalazek dotyczy technologii kosmicznej i może być wykorzystywany na statkach kosmicznych (SC) do różnych celów. Oferowany panel słoneczny składa się z ramy, belki oraz klapy górnej i dolnej. Klapy są mocowane do ramy, belki i korpusu statku kosmicznego za pomocą piro-zamków z zapadkami i są połączone zaciskami. Jednocześnie w korpusie każdego pirozamka montowany jest dodatkowo piro-zamek, niezależnie współpracujący z psem, w którym wykonany jest drugi otwór na dodatkową oś. Zatrzask jest zawieszony na dolnej klapie, z jednym końcem współpracującym ze wspornikiem sztywno przymocowanym do górnej klapy, a drugim końcem z końcem odpowiedniego zamka. W proponowanej konstrukcji urządzenie pirotechniczne służy jednocześnie do mocowania pakietu skrzydeł do ramy i belki oraz ramy i belki do korpusu statku kosmicznego. Dzięki temu wynalazek umożliwia około 100-krotne zwiększenie niezawodności otwierania przesłon baterii słonecznej. 11 chory.

Wynalazek dotyczy technologii kosmicznej i może być wykorzystywany na statkach kosmicznych (SC) do różnych celów. Znany rozwój statku kosmicznego na baterie słoneczne (SB) TsSKB Samara, rysunki 11f624 8700-0, ogólna forma co pokazano na RYS. 1 prototyp. FIGA. 2 przedstawia przekrój baterii (przekrój A-A). FIGA. 3 przedstawia środek pirotwórczy w sekcji (B-B). FIGA. 4 przedstawia element do mocowania klapek, a FIG. 5 prototypu pokazuje działającą baterię słoneczną (pozycja otwarta). Na korpusie statku kosmicznego 1 (ryc. 1) sztywno zamocowany jest napęd 2, do wału wyjściowego, do którego przymocowana jest rama mocy 3. Wyposażenie 4 (ryc. 2) jest zainstalowane na korpusie statku kosmicznego, który wraz z obszar pod owiewką, określił konfigurację akumulatora w pozycji złożonej. Na ramie 3 i belce 5 (rys. 1) za pomocą zawiasowego równoległoboku 6 (rys. 2) zamontowane są dolne klapy 7 i górne klapy 8, zablokowane z jednej strony za pomocą ustalacza 9 (rys. 4 prototypu), a z drugiej strony są połączone zawiasem 10, ramą 3 i belką 5 za pomocą środków pirotechnicznych 11 z FIG. 1 są przymocowane do korpusu statku kosmicznego. Urządzenie pirotechniczne 11 to korpus 12, zapadka 13, sprężyna skrętna 14, piroelement 15 (na przykład pirobolt), który dociska ramę 3 i belkę 5 (rys. 1) do korpusu 1 KA za pomocą zapadka 13 (rys. 3), a zapadka 13 ma otwór 16 na oś główną 17. Pyro oznacza 11 (rys. 2) o podobnej konstrukcji wykorzystującej te same piroelementy 15 (rys. 3) przymocowane do dolnych klap 7 ( Rys. 2) do ramy 3 i belki 5 (Rys. 1 ) w sześciu punktach mocy. Na jednym z zawiasów równoległoboku 6 (ryc. 2) sztywno zamontowana jest krzywka 18 (ryc. 4), która opiera się o sprężynowy element ustalający 9, który utrzymuje klapy 7 i 8 w pozycji zablokowanej. Wzdłuż obwodu każdej klapy 7 i 8 naciągnięta jest siatka, na której zamocowane są przetworniki fotoelektryczne 19 (ryc. 5). Ujawnienie Rady Bezpieczeństwa następuje w następującej kolejności. Po zresetowaniu owiewki głowicy wysyłane jest polecenie uruchomienia piroelementów 15 (fig. 3) urządzenia piroelektrycznego 11. Wzdłuż płaszczyzny separacji piroelement 15 jest uszkodzony. Zabierak 13 jest obracany przez sprężynę skrętną 14 w otworze 16 względem głównej osi 17. Połączenie pomiędzy ramą 3, belką 5 (fig. 3) i korpusem KA 1 (fig. 1) jest zerwane. Napęd 2 odsuwa panel SB od korpusu KA 1 i zatrzymuje się. Wydawane jest polecenie uruchomienia elementu piroelektrycznego 15 (fig. 3) urządzenia piroelektrycznego 11 (fig. 2). Połączenie pomiędzy dolną klapą 7, ościeżnicą 3 i belką 5 (rys. 1) jest zerwane. Pod działaniem sprężyn skrętnych zainstalowanych w osiach D (rys. 2) równoległoboku przegubowego 6, klapy 7 i 8 rozpoczynają ruch płasko-równoległy w osiach równoległoboku przegubowego 6. Krzywka 18 sztywno przymocowana do zawiasu ( Rys. 4) przy pewnym kącie obrotu klap 7 i 8 zwalnia sprężynowy zatrzask 9, który poruszając się w kierunku osiowym odblokowuje skrzydło 8 względem skrzydła 7. Klapa 8 obraca się względem zawiasu 10, a klapa 7 kontynuuje swój ruch płasko-równoległy, aż zostanie zamocowana na ramie 3 (rys. 1) i belce 5. Klapa 8 (rys. 4) jest zamocowana w zawiasie 10 z klapą 7. W ten sposób , wszystkie cztery klapy otwierają się i są zamocowane, tworząc jeden płaski panel. Napęd 2 (rys. 1) obraca panel do optymalnej pozycji względem Słońca. Wadą opisywanej konstrukcji jest niska niezawodność otwierania klap. Obecność dużej ilości piroelementów zmniejsza prawdopodobieństwo bezawaryjnej pracy systemu wdrażania. Aby otworzyć jeden panel SB należy wyzwolić 12 piroelementów (pyroboltów), zgodnie z warunkami technicznymi dla nich P rygla = 0,99996, a dla 12 systemów P = 0,99996 12 = 0,99952 Oznacza to w przybliżeniu 1 awarię na 1000 przedmiotów. Ponadto ruch osiowy ustalacza z przesunięciem otworów podstawy w różnych klapach podczas ich odkształceń termicznych jest podatny na „gryzienie”, co prowadzi do nieotwierania się klap. Celem niniejszego wynalazku jest poprawa niezawodności otwierania klap SB przez wprowadzenie elementów powielających. Problem rozwiązuje fakt, że w korpusie każdego urządzenia pirotechnicznego (zamka) dodatkowo zamontowany jest piroelement współpracujący z zapadką, a na dolnej klapie zawieszony jest wahliwy zatrzask, którego jeden koniec opiera się o wspornik sztywno zamocowany górną klapą, a drugą współdziałającą z końcem zamka. FIGA. 6 przedstawia ogólny widok SB; na ryc. 7 - przekrój SB; na ryc. 8 - element do mocowania klap górnych i dolnych; na ryc. 9 przedstawia urządzenie pirotechniczne (zamek) mocujące dolne skrzydło SB za pomocą ramy i belki na korpusie statku kosmicznego; na ryc. 10 przedstawia położenie ogniwa roboczego po działaniu głównego elementu piroelektrycznego (chłopca); na ryc. 11 - położenie ogniwa roboczego po zadziałaniu dodatkowego elementu piroelektrycznego (chłopca). Bateria słoneczna jest zainstalowana na obudowie 20 (rys. 6) statku kosmicznego. Rama mocy 22 jest sztywno przymocowana do napędu 21. Sprzęt, na przykład antena 23, jest umieszczony między ramą 22 a belką 24. Dolna 26 i górna 27 klapa jest zamontowana na ramie 22 i belce 24 za pomocą odchylanego równoległoboku 25 (rys. 7). Dolna klapka 26, połączona z klapką 27 za pomocą sprężynowego zawiasu 28, jest dociskana do korpusu 20 (fig. 6) za pomocą środków pirotechnicznych 29 (fig. 9). W ten sposób piro-środki 29 są dociskane do korpusu statku kosmicznego 20 (ryc. 6) skrzydła 26 (ryc. 7), ramy 22 (ryc. 6) i belki 24. W przypadku 30 (ryc. 9) w każdym środku pirotechnicznym 29 wykonany jest otwór 31 dla osi głównej 32 i zainstalowany jest element pirotechniczny 33 (wkład pirotechniczny), który współdziałając z osią 32 mocuje dźwignię 34 względem obudowy 30. Dodatkowy piroelement 35 (rys. 11) jest zainstalowany w obudowie 30, współdziała z dodatkową osią 36 (rys. 10) i mocuje dźwignię 34 z obudową 30 (rys. 9) i zapadką 37. Własna oś 38 ustala dźwignię 34 względem zapadki 37 i zapewnia ich wspólny obrót wokół dodatkowej osi 36 (rys. 10) w obudowie 30 (rys. 9), w której wykonany jest ukształtowany rowek 39. Popychacz sprężyny 40 opiera się o dźwignia 34, a zapadka 37 współdziała z naprężoną sprężyną skrętną 41. Na płytce 26 (rys. 8) w osi 42 jest zamontowany sprężynowy zatrzask 43, którego jeden koniec opiera się o koniec 44 sprężyny- załadowany zatrzask 45 utrzymywany w położeniu przez krzywkę 46. Drugi koniec zatrzasku 43 uniemożliwia otwarcie klapki 27. Praca statku kosmicznego odbywa się w następującej kolejności. Po opuszczeniu owiewki nosowej, w oparciu o zadania funkcjonalne statku kosmicznego, antena 23 (rys. 7) jest odsuwana od korpusu statku kosmicznego 20 (rys. 6) ze strefy rozłożenia SB i jest nieruchoma w pozycji roboczej. W ten sposób antena 23 (rys. 7) uwalnia obszar do otwierania klap 26 i 27 na pokładzie statku kosmicznego. Obecnie istnieje możliwość wykorzystania piro-narzędzia do: - mocowania pakietu skrzydeł do ramy i belki oraz do ich późniejszego otwierania; - mocowanie ramy i belki do korpusu statku kosmicznego i ich późniejsze oddzielenie. Zastosowanie jednego urządzenia pirotechnicznego do rozwiązania dwóch problemów pozwala na zmniejszenie ich liczby, co zwiększa niezawodność systemu. Wydawane jest polecenie uruchomienia głównego elementu piroelektrycznego 33 (rys. 9) urządzenia piroelektrycznego 29. Oś główna 32, poruszająca się w kierunku osiowym, „tonie” w obudowie 30. Dźwignia 34 pod działaniem ściśniętej sprężyny popychacza 40 wraz z zapadką 37 (rys. 10) i własną osią 38 obraca się wokół dodatkowej osi 36. W tym przypadku oś 38 porusza się we wgłębieniu figurowego rowka 39. Bez analizy działania piroelektryka urządzenia z głównego elementu piroelektrycznego 33, polecenie jest wysyłane do duplikującego elementu piroelektrycznego 35 w ciągu 0,5-2 s (ryc. 11). Pod działaniem gazów pędnych dodatkowa oś 36 „opada” (rys. 10), zapadka 37 obraca się wokół osi głównej 32 przez sprężynę skrętną 41. Klapy 26 i 27 (rys. 7), rama 22 (rys. 6) a belka 24 są uwolnione z obudów KA 20, otwartych pod działaniem sprężyn skrętnych zainstalowanych w osiach równoległoboku przegubowego 25 (rys. 7). Panel jest cofany przez napęd 21 do pozycji roboczej. Pies 37 (ryc. 10) nie wystaje poza płaszczyznę „u” i nie przeszkadza w usuwaniu elementów SB z korpusu statku kosmicznego. Krzywka 46 sztywno przymocowana do zawiasu (rys. 8) pod pewnym kątem obrotu zwalnia zatrzask 45, który poruszając się w kierunku osiowym zwalnia trzpień zatrzasku 43. Obracając sprężyną skrętną zatrzask 43 zwalnia skrzydło 57, które otwiera się i blokuje. Przy wzajemnych ruchach klap od przeciążeń i różnic temperatur końcówka 44 zatrzasku 45 ma możliwość poruszania się po kwadracie. „I”, co wyklucza nieotwieranie rolet. Ze względu na fakt, że w korpusie urządzenia pirotechnicznego 30 (rys. 9) zainstalowane są dwa niezależne mechanizmy wyzwalane przez piroelementy (naboje pirotechniczne) 33 i 35 (rys. 11), niezawodność działania urządzenia piroelektrycznego wzrasta i wynosi
P0 = 0,999999
A ponieważ udało się rozwiązać problem mocowania i otwierania klap za pomocą 6 pirometrów (zamiast 12), niezawodność otwierania klap jest
System P = 0,999999 6 = 0,999999
Jest to około 1 awaria na 100 000 elementów. Wprowadzenie zatrzasku zawieszonego na skrzydle zapobiega zakleszczeniu się ustalacza (nawet przy przemieszczeniach temperaturowych skrzydeł względem siebie). Zaproponowane rozwiązanie techniczne pozwala na około 100-krotne zwiększenie niezawodności systemu otwierania klap SB.

Prawo

Bateria słoneczna statku kosmicznego, składająca się z ramy, belki, klap górnych i dolnych, połączonych parami ze sobą za pomocą zacisków i zamontowana na ramie i belce, które są przymocowane do korpusu statku kosmicznego za pomocą urządzenia pirotechnicznego z psem obracającym się wokół osi w otworze wykonanym w korpusie urządzenia pirotechnicznego, charakteryzujący się tym, że w korpusie urządzenia piroelektrycznego jest dodatkowo zainstalowany element piroelektryczny współpracujący z psem, a na dolna klapa, z jednym końcem przylegającym do wspornika sztywno zamocowanego na górnej klapie, a drugim współpracującym z końcem ustalacza.