Спосіб управління положенням сонячних батарей космічного апарату та система для його здійснення. Сонячні батареї космічних апаратів Датчики безконтактні космічних сонячних батарей
Перспективи розвитку радіоастрономії, сонячної енергетики, космічного зв'язку, дослідження поверхні Землі та інших планет безпосередньо пов'язані з можливістю виведення в космос великогабаритних конструкцій Нині у Росії там ведуться дослідження, створені задля створення у космосі конструкцій різного класу, мають великі габарити: космічні телескопи і антени, енергетичні та наукові платформи, великогабаритні сонячні батареї (СБ) тощо.
Одним з важливих і бурхливих напрямків в області створення великогабаритних космічних конструкцій є розробка панелей СБ, що розкриваються, а також антен, що встановлюються на космічних апаратах (КА) різного призначення.
У міру збільшення розмірів та складності КА серйозним конструктивним обмеженням стає вимога до розміщення КА під обтічником ракет-носіїв. Це зумовило створення КА, що мають різні зміни при транспортуванні та у робочому стані на орбіті. До складу КА входять трансформовані конструкції різних антен, відкидних штанг із встановленими на них приладами та датчиками, панелей СБ та інші, які в космосі розкриваються та приймають форму, необхідну для функціонування на орбіті. Таким чином, сучасні КА є сукупністю тіл, пов'язаних між собою певним чином. Як правило, КА має основний масивний блок, до якого кріпляться конструкції, що трансформуються (рис. В1).
1 – сонячна батарея; 2 – датчик орієнтації на Сонце; 3 - всеспрямована антена S-діапазону; 4 - антена C-діапазону (діаметр 1,46 м); 5 - багатоканальна антена (випромінювач фазованої антеної решітки); 6 – керована антена (K-S-діапазон одиничного доступу, K-діапазон для лінії зв'язку космос – космос) (діаметр 4,88 м); 7 - напрямок вектора орбітальної швидкості; 8 – напрямок на Землю; 9 - 30-елементна фазована антенна решітка S-діапазону (багатоканальна лінія зв'язку); 10 - керована антена K-діапазону (лінія зв'язку космос - Земля) (діаметр 1,98 м); 11 - антена K-діапазону (діаметр 1,13 м)
Тому, для того щоб сучасний КА помістився під обтічник ракетоносія, всі конструкції, що трансформуються, повинні бути певним чином укладені в компактне транспортне положення. Після виведення КА на певну орбіту всі конструкції, що трансформуються, розкриваються по заданій програмі. У випадку число етапів приведення конструкцій, що трансформуються, в робоче положення може бути досить великим (рис. В2).
1 - початкова конфігурація елементів перед розгортанням; 2 - розчекування та розгортання панелей сонячних батарей; 3 – фіксація штанг сонячних батарей; 4 – розгортання антени лінії зв'язку космос – Земля; 5 - розгортання антени C-діапазону; 6 - відділення міжорбітального буксиру IDS; 7 - розгортання штанг антен одиничного доступу та обертання антен; 8 - остаточна конфігурація після розгортання всіх елементів
У процесі руху елементів конструкцій, що трансформуються, відбувається фіксація їх у певному положенні, при цьому рух здійснюється як за допомогою електроприводів, так і за рахунок енергії деформації різноманітних пружин.
Таким чином, проблема створення навісних систем спеціального функціонального призначення з габаритами, що перевищують габарити КА, зводиться до розробки складних конструкцій, що задовольняють таким суперечливим вимогам, як мінімальні маса та обсяг у складеному транспортному стані, висока надійність розкриття з транспортного стану в робоче положення та функціонування орбіті, максимальна площа робочої поверхні у розкритому стані, стабільні експлуатаційні характеристики за умов дії навантажень. Працездатність таких конструкцій визначається головним чином тим, наскільки великі сили, що виникають, при розкритті, тому забезпечення їх надійного розкриття пов'язане з вирішенням складних завдань механіки.
Незважаючи на досягнуті значні успіхи в галузі проектування таких конструкцій, важливим залишається завдання забезпечення плавного та надійного розкриття великогабаритних конструкцій при гарантованому забезпеченні подальшого їх функціонування.
Сучасні тенденції у розвитку космічної техніки диктують необхідність створення КА високої енергоозброєності та підвищеного терміну експлуатації – 15 років і більше. Зростання енергоозброєності КА спричиняє збільшення корисної площі крила СБ (рис. В3).
При цьому їх необхідно розмістити у зоні корисного вантажу існуючих коштіввиведення КА на орбіту У умовах очевидний лише один вихід - будувати крило СБ, збільшуючи число панелей, які на етапі виведення КА на орбіту складаються в раціональний пакет. При наземних експериментах не вдається достатньою мірою відтворити реальні умови процесу розкриття СБ і цим повністю підтвердити надійність і працездатність системи розкриття. Відмова чи нештатне функціонування системи розкриття СБ практично завжди веде до аварійних ситуацій. Застосування методів математичного моделюванняістотно визначає якість, скорочує терміни і вартість розробки багатоланкових СБ, що розкриваються. Це забезпечує можливість детального інформаційного супроводу всього періоду розробки, виготовлення, експериментального відпрацювання та експлуатації СБ, включаючи аналіз надійності, прогноз відмов та аварійних ситуацій.
Власники патенту RU 2322373:
Винаходи відносяться до електропостачання космічних апаратів(КА) за допомогою сонячних батарей (СБ). Пропонований спосіб включає розворот панелей СБ в робоче положення, що відповідає суміщенню нормалі до освітленої поверхні з площиною, що утворюється віссю обертання панелей СБ і напрямком на Сонце. При цьому вимірюють щільність потоків сонячного. електромагнітного випромінюваннята частинок високих енергій, визначаючи моменти початку сонячної активності та досягнення зазначеними частинками поверхні КА. Додатково визначають моменти появи провісників негативного впливу потоків зазначених частинок на КА. У ці моменти заряджають бортові акумуляторні батареї до максимального рівня. При перевищенні густинами потоків частинок порогових значень розгортають панелі СБ на кут між зазначеною нормаллю та напрямком на Сонце, що відповідає мінімальній площі впливу потоків частинок на поверхні СБ. Дефіцит електроенергії на борту КА покривають за рахунок розряду акумуляторних батарей. При досягненні мінімально допустимого рівнязарядженості цих батарей роблять їх відключення від навантаження. Після закінчення впливу частинок на КА повертають панелі СБ у робоче положення. Пропонована система управління включає необхідні блоки і зв'язки між ними для виконання описаних вище операцій. Причому в неї введено блок визначення потрібного струму від СБ, блок визначення моментів появи провісників негативного впливу частинок високих енергій на КА, блок завдання допустимого рівня заряду акумуляторних батарей. Технічний результат винаходів полягає в ослабленні негативного впливу потоків високих частин енергій на робочу поверхню СБ шляхом максимального збільшення кута "захисного" відвороту СБ від напрямку цих потоків від Сонця. 2 н. ф-ли, 1 іл.
Винахід відноситься до галузі космічної техніки, а саме до систем електропостачання (СЕС) космічних апаратів (КА) і може бути використане при керуванні положенням панелей їх сонячних батарей (СБ).
Відомий спосіб управління положенням панелей СБ, прийнятий за аналог (див., стор.190-194). Сутність способу ось у чому. Панелі СБ орієнтуються таким чином, що кут між нормаллю до їхньої освітленої робочої поверхні та напрямком на Сонце становить мінімальну величину, що забезпечує максимальний прихід електроенергії від СБ.
Для забезпечення високої ефективності роботи РБ на більшості КА встановлюють систему автоматичної орієнтації на Сонці. До складу такої системи входять сонячні датчики, логічно перетворюючі пристрої та електричні приводи, що управляють положенням СБ.
Нестача зазначеного способу та системи управління положенням СБ КА полягає в тому, що в їх діях не передбачено захист від негативного впливу факторів зовнішнього середовища (ФВС) на робочі поверхні панелей СБ, як, наприклад, захист від газів, що виходять із працюючих реактивних двигунів(РД) КА (див. , стор.311-312; , стор.2-27), і потоків протонів та електронів високих енергій космічних променів сонячного електромагнітного випромінювання (ЕМІ) у періоди високої активності Сонця (див. , стор.323); , Стор.31, 33).
Найбільш близьким з аналогів, прийнятим за прототип, є спосіб управління положенням СБ КА, описаний . Суть способу полягає в наступному.
Здійснюють розворот панелей СБ у робоче положення, що забезпечує постачання КА електроенергією, що відповідає суміщенню нормалі до її освітленої робочої поверхні з площиною, що утворюється віссю обертання панелей СБ та напрямком на Сонце. Далі визначають момент часу початку негативного впливу ФВС на робочу поверхню СБ і здійснюють розворот панелей СБ до моменту початку впливу зазначених факторів і повернення панелей СБ в робоче положення після закінчення зазначеного впливу. Для цього вимірюють щільність поточного потоку сонячного електромагнітного випромінювання і за виміряними значеннями визначають момент початку сонячної активності, визначають момент часу досягнення частинками високих енергій поверхні КА. У вказаний момент часу вимірюють щільність потоків частинок високих енергій - протонів і електронів - і порівняння вимірюваних значень з пороговими значеннями. У разі перевищення виміряними значеннями порогових значень потоків протонів і електронів виробляють розворот панелей СБ на кут між нормаллю до їх освітленої робочої поверхні та направленням на Сонце α s_min відповідний мінімальної площі впливу потоків частинок високих енергій на поверхні СБ, що визначається співвідношенням:
α s min = arccos (I н / I m),
де I н - Струм навантаження від споживачів КА;
I m - максимальний струм, що виробляється при орієнтації освітленої робочої поверхні панелей СБ перпендикулярно сонячним променям,
при цьому за момент часу початку розвороту панелей СБ приймають момент часу перевищення виміряними значеннями верхнього порогового значення щільності потоків зазначених частинок високих енергій, а за момент часу початку повернення панелей СБ в робоче положення приймають момент часу, при якому щільність потоків частинок високих енергій стає нижчою за верхній. граничного значення.
СБ у системі СЕС МКС є основними джерелами електроенергії та забезпечують роботу її бортових споживачів, включаючи підзаряд акумуляторних батарей (АБ), що є вторинними джерелами електроенергії на борту МКС (див. ). Поворотом РБ зменшується площа ураження робочих поверхонь РБ потоком ФВС. Повністю розгорнути панелі СБ вздовж вражаючого потоку ФВС неможливо, т.к. необхідно забезпечувати КА та його акумуляторні батареї вироблюваної СБ електроенергією, - тому площа ураження панелей СБ потоком частинок високих енергій зменшується до мінімальної шляхом розвороту СБ на кут α s min , необхідний і достатній для забезпечення бортових споживачів енергією.
Виходячи з необхідної достатності, для роботи бортових систем КА навантаження від споживачів I н не повинна перевищувати поточний струм I. Оскільки поточний струм I від СБ визначатиметься виразом (див. , стор.109)
де I m - максимальний струм, що виробляється при орієнтації освітленої робочої поверхні панелей сонячних батарей перпендикулярно до сонячних променів;
α - поточний кут між нормаллю до робочої поверхні СБ та напрямком на Сонце,
то поточний кут α не повинен перевищувати величину α s min , що розраховується за формулою:
Система управління положенням РБ для реалізації даного способу, прийнятого за прототип, описана і містить СБ, на жорсткій підкладці корпусу якої розташовані чотири фотоелектричних батареї (БФ 1 , БФ 2 , БФ 3 , БФ 4), пристрій повороту СБ (УПСБ); підсилювально-перетворювальний пристрій (УПУ); блок управління орієнтацією СБ у напрямку на Сонце (БУОСБС); блок розвороту СБ у задане положення (БРСБЗП); два регулятори струму (PT 1, РТ 2), блок АБ (БАБ); зарядний пристрій для АБ (ЗРУ АБ); блок формування команд на заряд АБ (БФКЗ АБ); датчик струму навантаження (ДТН); блок керування системою енергопостачання (БУСЕС); шина електропостачання (ШЕ); блок вимірювання густини поточного потоку сонячного ЕМІ (БІПЕМІ); блок визначення сонячної активності (БОСА); блок визначення моменту часу впливу частинок на КА (БОМВВЧ); блок вимірювання щільності потоків частинок високих енергій (БІППЧВЕ); блок визначення моменту часу початку управління СБ струмами навантаження (БОМВУСБТНЗ); блок управління СБ струмами навантаження (БУСБТНЗ). При цьому СБ через свій перший вихід, що об'єднує виходи БФ 1 і БФ 4 з'єднана з першим входом УПСБ, і через другий вихід, що об'єднує виходи БФ 2 і БФ 3 з'єднана з другим входом УПСБ. Виходи БУОСБС та БРСБЗП з'єднані відповідно з першим та другим входами УПУ, вихід якого, у свою чергу, з'єднаний із третім входом УПСБ. Перший і другий виходи УПСБ з'єднані відповідно з входами PT 1 і РТ 2 а виходи PT 1 і РТ 2 з'єднані з ШЕ. БАБ своїм входом через ЗРУ АБ з'єднаний із ШЕ. При цьому ЗРУ АБ підключено своїм першим входом до зазначеної шини, а до другого входу ЗРУ АБ підключено вихід ДТП, вхід якого підключений, у свою чергу, до ШЕ. БАБ своїм виходом підключено до першого входу БФКЗ АБ, а до другого входу зазначеного блоку підключено перший вихід БУСЕС. Вихід БФКЗ АБ підключено до третього входу ЗРУ АБ. Другі та треті виходи БУСЕС підключені відповідно до перших входів БУОСБС та БРСБЗП. Третій вихід УПСБ з'єднаний з іншими входами БУОСБС та БРСБЗП. Вихід БІПЕМІ з'єднаний із входом БОСА, перший вихід якого, у свою чергу, з'єднаний із входом БОМВВЧ. Виходи БОМВВЧ і БІППЧВЕ з'єднані з першим і другим входами блоку БОМВУСБТНЗ, а вхід БІППЧВЕ з'єднаний з другим виходом БОСА. Вихід БОМВУСБТНЗ з'єднаний із входом БУСЕС. БУСЕС своїм четвертим виходом з'єднаний з першим входом БУСБТНЗ, а до другого входу БУСБТНЗ підключено другий вихід ДТН. Вихід БУСБТНЗ підключено до третього входу УПУ. Крім цього, третій вихід УПСБ з'єднаний із третім входом БУСБТНЗ.
У режимі електропостачання КА система працює в такий спосіб.
УПСБ служить транзитної передачі електроенергії від СБ до PT 1 і РТ 2 . Стабілізація напруги на шині електроживлення СЕС здійснюється одним із РТ. У той самий час інший РТ перебуває у стані із замкнутими силовими транзисторами. Генератори СБ працюють у цьому випадку в режимі короткого замикання. Коли потужність навантаження стає більше потужності підключення генераторів СБ, в режим стабілізації напруги переходить інший РТ, і енергія генераторів, що незадіялися, надходить на шину живлення СЕС. В окремі періоди, коли потужність навантаження може перевищувати потужність СБ, ЗРУ АБ, за рахунок розряду блоку АБ компенсує дефіцит електроенергії на борту КА. Для зазначених цілей ЗРУ АБ служить регулятор розряду АБ.
Крім зазначеного регулятора ЗРУ АБ містить регулятор заряду АБ. Регулятор заряду здійснює обмеження зарядного струму БАБ на рівні (I нз ±1)А, де I нз - номінальний струм заряду при надлишку потужності БФ і стабілізацію напруги на шині СЕС за рахунок регулювання зарядного струму БАБ при потужності БФ, недостатньої для забезпечення живлення АБ струмом заряду (I нз ±1)А. Для проведення зазначених зарядно-розрядних циклів ЗРУ АБ використовується інформація від ДТН. При цьому ДТН підключений до СЕС таким чином, що вимірює струм навантаження не лише від бортових споживачів, а й враховує струм заряду АБ. Заряд БАБ здійснює ЗРУ АБ через БФКЗ АБ.
Одночасно з роботою в режимі електропостачання КА система вирішує завдання керування положенням площин панелей СБ.
По команді з БУСЕС блок БУОСБС здійснює управління орієнтацією СБ на Сонці. БУОСБС може бути реалізований на базі системи управління рухом та навігацією (СУДН) КА (див. ). При цьому вхідною інформацією для алгоритму управління СБ є: положення одиничного вектора напрямку на Сонце щодо пов'язаних з КА осей координат, що визначається алгоритмами кінематичного контуру СУДН; положення СБ щодо корпусу КА, одержуване у вигляді поточних виміряних значень кута з датчиків кута (ДУ), встановлених на УПСБ. При цьому значення α завжди відраховується від поточної нормалі до робочої поверхні СБ (тобто при орієнтації СБ на Сонці α мінімальний). Вихідною інформацією алгоритму управління є команди на обертання СБ щодо осі вихідного валу УПСБ та команди на припинення обертання. ДК УПСБ видають дискретні сигналипро положення СБ. Розмір дискрети визначає точність орієнтації СБ.
У штатному режимі орієнтації КА, коли напрямок руху Сонця щодо пов'язаних осей КА незмінно, СБ встановлюється щодо направлення Сонця з випередженням по ходу руху Сонця на кут, що відповідає декільком дискретам ДУ. Далі батарея залишається в цьому положенні доти, доки Сонце, за рахунок руху КА по орбіті, не "переміститься вперед" щодо РБ на відповідний кут. Після цього цикл обертання відновлюється.
БРСБЗП управляє СБ за допомогою БУСЕС за програмними уставками. Алгоритм управління СБ за програмними уставками дозволяє встановлювати батарею в будь-яке положення. Для цього спочатку видається сигнал у БУОСБС про встановлення СБ у вихідне положення. Далі за допомогою БУСБЗП здійснюється потрібний розворот на кут α z . При цьому для контролю кута розвороту в БРСБЗП використовується також інформація з ДК УПСБ.
УПУ грає роль інтерфейсу між БУОСБС, БРСБЗП, БУСБТНЗ та УПСБ.
БІПЕМІ проводить постійний вимір поточних потоків сонячного електромагнітного випромінювання (ЕМІ) за індексом сонячної активності F10,7 та передає їх у БОСА. У БОСА шляхом порівняння поточних значень із заданими пороговими визначається початок активності Сонця. По команді, що приходить з першого виходу БОСА на вхід БОМВВЧ, у вказаному останньому блоці проводиться визначення моменту часу можливого початку впливу високих часток енергій на КА. З другого виходу БОСА через вхід БІППЧВЕ видається команда початку вимірювання щільності потоку частинок високих енергій. Інформація про час можливого початку впливу частинок на КА передається з виходу БОМВВЧ в БОМВУСБТНЗ через його перший вхід. На другий вхід БОМВУСБТНЗ передається виміряне значення густини потоків частинок високих енергій з БІППЧВЕ.
У БОМВУСБТНЗ здійснюється фактична оцінка негативного впливу ФВС шляхом порівняння поточного виміряного значення характеристики впливу з пороговими значеннями, починаючи з часу, визначеного БОМВВЧ. Необхідною умовою отримання команди на виході БОМВУСБТНЗ є наявність двох сигналів - з виходів БОМВВЧ та БІППЧВЕ. На виході БОМВУСБТНЗ формується команда "початок управління СБ за струмами навантаження", яка надходить до БУСЕС.
Коли БОМВУСБТНЗ видає команду БУСЕС, команда, отримана з БОМВУСБТНЗ, є за пріоритетом вищою, ніж команди на залучення БУОСБС і БРСБЗП. Тому, отримавши вказану команду, БУСЕС відключає від управління УПСБ блоки нижчого пріоритету та підключає БУСБТНЗ.
Після обнулення команди з БОМВУСБТНЗ на вході БУСЕС останній розбудовує логіку своєї роботи. Залежно від програми польоту КА, що виконується, пріоритет на управління СБ віддається одному з блоків БУОСБС або БРСБЗП.
БУСБТНЗ визначає кут α s_min за виразом (2). Для розрахунку зазначеного кута використовуються виміряні значення I н, одержувані з ДТН. Крім того, з ДУ УПСБ до зазначеного блоку надходить інформація про поточне значення кута повороту СБ α. Визначивши значення кута α s_min алгоритм, закладений в БУСБТНЗ, порівнює його з поточним значенням кута α, розраховує кут неузгодженості між α і α s_min і необхідне число керуючих імпульсів для залучення керуючого приводу СБ. Управляючі імпульси передаються до УПУ. Після перетворення та посилення зазначених імпульсів в УПУ вони надходять на вхід УПСБ та наводять привід у рух.
Спосіб і система для його здійснення, прийняті за прототип, мають істотний недолік - вони не забезпечують повного захисту поверхні СБ від негативного впливу потоків високих енергій і при цьому не дозволяють використовувати додаткові можливостізменшення даного негативного впливу за рахунок виконання спеціальних операцій з підготовки СЕС КА до роботи в умовах негативного впливу потоків частинок високих енергій на КА.
Завданням, що стоїть перед пропонованим способом і системою для його здійснення є зменшення негативного впливу потоків частинок високих енергій на поверхні СБ. Для цього за рахунок виконання спеціальних підготовчих операцій у СЕС КА та управління СБ передбачається зменшити площу СБ, яку негативно впливає потік зазначених частинок.
Технічний результат досягається тим, що в способі управління положенням сонячних батарей космічного апарату, що включає розворот панелей сонячних батарей в робоче положення, що забезпечує постачання космічного апарату електроенергією, що відповідає суміщенню нормалі до її освітленої робочої поверхні з площею, що утворюється віссю обертання панелей Сонце, вимірювання щільності поточного потоку сонячного електромагнітного випромінювання, визначення моменту часу початку сонячної активності, визначення моменту часу досягнення частинками високих енергій поверхні космічного апарату, вимірювання щільності потоків частинок високих енергій батарей на кут між нормаллю до їх освітленої робочої поверхні та напрямком на Сонце, що відповідає мінімальній площі впливу потоків частинок високих енергій на поверхню сті сонячних батарей при одночасному забезпеченні космічного апарату електроенергією, в момент часу перевищення вимірюваними значеннями щільності потоків частинок високих енергій порогових значень і повернення панелей сонячних батарей в робоче положення в момент часу, при якому щільність потоків частинок високих енергій стає нижче порогових значень часу появи передвісників негативного впливу потоків частинок високих енергій на космічний апарат, в моменти часу появи провісників негативного впливу потоків частинок високих енергій на космічний апарат виконують заряд акумуляторних батарей системи електропостачання космічного апарату до максимального рівня заряду порівнюваних з ними порогових значень виконують розворот панелей сонячних батарей до досягнення значення кута між нормаллю до їх освітленої робочої поверхні напрямом на Сонце α s_min_АБ, що відповідає мінімальній площі впливу потоків високих енергій на поверхні сонячних батарей при одночасному забезпеченні космічного апарату електроенергією від сонячних і акумуляторних батарей системи електропостачання, що визначається співвідношенням:
α s_min_АБ = arccos(max(0,I н -I АБ )/I m),
де I н - струм навантаження від споживачів космічного апарату,
I m - максимальний струм, що виробляється при орієнтації освітленої робочої поверхні панелей сонячних батарей перпендикулярно сонячним променям,
I АБ - поточний допустимий струм розряду акумуляторних батарей,
і виникаючий дефіцит електроенергії на борту космічного апарату компенсують за рахунок розряду акумуляторних батарей і батарей.
Крім того, поставлене завдання вирішується тим, що в систему управління положенням сонячних батарей космічного апарату, що включає сонячну батарею з встановленими на ній чотирма фотоелектричними батареями, пристрій повороту сонячних батарей, підсилювально-перетворювальний пристрій, блок управління орієнтацією сонячних батарей у напрямку на Сонце, блок розвороту сонячних батарей в задане положення, два регулятори струму, блок акумуляторних батарей, зарядний пристрій для акумуляторних батарей, блок формування команд на заряд акумуляторних батарей, датчик струму навантаження, блок управління системою електропостачання, шину електропостачання, блок вимірювання щільності поточного потоку сонячного електромагнітного блок визначення сонячної активності, блок визначення моменту часу впливу частинок на космічний апарат, блок вимірювання густини потоків частинок високих енергій, блок визначення моменту часу початку управління сонячними батареями по струмах наг різання, блок управління сонячними батареями по струмах навантаження, при цьому сонячна батарея через свій перший вихід, що об'єднує виходи двох фотоелектричних батарей, з'єднана з першим входом пристрою повороту сонячних батарей, і через другий вихід, що об'єднує виходи двох інших фотоелектричних батарей, з'єднана з другим входом пристрої повороту сонячних батарей, а виходи блоків управління орієнтацією сонячних батарей у напрямку на Сонце та розвороту сонячних батарей у задане положення з'єднані відповідно з першим та другим входами підсилювально-перетворювального пристрою, вихід якого, у свою чергу, з'єднаний з третім входом пристрою повороту сонячних батарей , перший і другий виходи пристрою повороту сонячних батарей з'єднані відповідно з входами першого та другого регуляторів струму, а виходи регуляторів струму з'єднані з шиною електропостачання космічного апарату, блок акумуляторних батарей своїм входом, через акумуляторні зарядний пристрій х батарей, з'єднаний з шиною електропостачання, при цьому зарядний пристрій акумуляторних батарей підключено своїм першим входом до зазначеної шини, а до другого входу зарядного пристрою для акумуляторних батарей підключений датчик струму навантаження, який підключений, у свою чергу, до шини електропостачання, блок акумуляторних батарей своїм виходом підключений до першого входу блоку формування команд на заряд акумуляторних батарей, а до другого входу зазначеного блоку підключений перший вихід блоку управління системою електропостачання, вихід блоку формування команд на заряд акумуляторних батарей підключений до третього входу зарядного пристрою акумуляторних батарей, другий та третій виходи блоку управління системою електропостачання підключений до перших входів блоків управління орієнтацією сонячних батарей у напрямку на Сонце та розвороту сонячних батарей у задане положення, третій вихід пристрою сонячних батарей з'єднаний з іншими входами блоків управління орієнтацією сонячних батарей у напрямку на Сонце та розвороту сонячних батарей у задане положення, вихід блоку вимірювання щільності поточного потоку сонячного електромагнітного випромінювання н з входом блоку визначення сонячної активності, перший вихід якого, у свою чергу, з'єднаний з входом блоку визначення моменту часу впливу частинок на космічний апарат, виходи блоку визначення моменту часу впливу частинок на космічний апарат і блоку вимірювання щільності потоків частинок високих енергій з'єднані з відповідно першим і другим входами блоку визначення моменту часу початку управління сонячними батареями за струмами навантаження, а вхід блоку вимірювання щільності потоків частинок високих енергій з'єднаний з другим виходом блоку визначення сонячної активності, вихід блоку визначення моменту часу початку управління сонячними батареями струмами навантаження з'єднаний з входом блоку управління системою електропостачання, четвертий вихід якого, у свою чергу, з'єднаний з першим входом блоку управління сонячними батареями по струмах навантаження, третій вхід і вихід якого підключені до третього виходу пристрою повороту сонячних батарей тьему входу підсилювально-перетворювального пристрою, додатково введені блок визначення потрібного струму від сонячних батарей, блок визначення моментів часу провісників негативного впливу частинок високих енергій на космічний апарат та блок завдання допустимих значень рівня зарядженості акумуляторних батарей, при цьому перший та другий входи та вихід блоку визначення потрібного струму від сонячних батарей з'єднані з відповідно другим виходом датчика струму навантаження, другим виходом зарядного пристрою акумуляторних батарей і другим входом блоку управління сонячними батареями по струмах навантаження, виходи блоку вимірювання щільності потоків частинок високих енергій і блоку вимірювання щільності поточного потоку відповідно першим і другим входами блоку визначення моментів часу провісників негативного впливу частинок високих енергій на космічний апарат, вихід якого з'єднаний з другим входом блоку управління си стемою електропостачання, а перший і другий виходи блоку завдання допустимих значень рівня зарядженості акумуляторних батарей з'єднані з третім входом блоку формування команд на заряд акумуляторних батарей і четвертим входом зарядного пристрою акумуляторних батарей.
Суть запропонованого способу ось у чому.
Безпосередньо захисний відворот СБ від напряму негативного впливу потоків високих енергій виконується при перевищенні щільності потоків частинок високих енергій деяких заданих порогових значень. При цьому як початкові кроки, що виконуються до безпосередньої реалізації захисних заходів, здійснюється безперервний контроль поточного стану навколоземного простору та поточної сонячної активності та аналізується виконання та невиконання критеріїв небезпечної радіаційної обстановки, зокрема критеріїв контролю сонячної активності, розроблених National Oceanic and Atmospheric AdministrationNO (AA ) (див.). При цьому ситуації, коли критерії безумовної небезпеки ще не виконані, але вже досягнуто поріг попереднього рівня небезпеки, повинні розглядатися як ситуації-"провісники" негативного впливу.
З появою провісників негативного впливу потоків високих енергій на КА здійснюють максимальний заряд АБ СЕС КА. Це дозволяє надалі, в моменти перевищення вимірюваними значеннями щільності потоків частинок високих енергій порівнюваних з ними порогових значень, відвертати робочі поверхні панелей СБ від напрямку потоків даних частинок на максимально можливий кут, за умови компенсації дефіциту електроенергії, що виникає на борту КА за рахунок розряду. При цьому дане значення s_min_АБ кута захисного відвороту СБ визначається співвідношенням:
де I m - максимальний струм, що виробляється при орієнтації освітленої робочої поверхні панелей СБ перпендикулярно сонячним променям,
I СБ - потрібний струм від СБ.
При цьому потрібний струм від СБ I СБ визначається як мінімально необхідний струм, який необхідно виробляти СБ для забезпечення споживачів КА з урахуванням можливостей використання енергії БАБ СЕС КА (тобто при компенсації дефіциту електроенергії, що виникає, на борту КА за рахунок розряду АБ СЕС), виходячи із співвідношень:
де I н - Струм навантаження від споживачів КА,
I АБ – поточний максимально допустимий струм розряду АБ СЕС КА.
Для реалізації способу пропонується система, представлена на кресленні і містить такі блоки:
1 - СБ, на жорсткій підкладці корпусу якої розташовані чотири фотоелектричні батареї;
2, 3, 4, 5 - БФ 1, БФ 2, БФ 3, БФ 4;
8 – БУОСБС;
9 - БРСБЗП;
10, 11 - РТ 1 і РТ 2;
13 - ЗРУ АБ;
14 - БФКЗ АБ;
16 – БУСЕС;
18 - БІПЕМІ;
20 - БОМВВЧ;
21 - БІППЧВЕ;
22 - БОМВУСБТНЗ;
23 - БУСБТНЗ;
24 - блок визначення моментів часу провісників негативного впливу частинок високих енергій на космічний апарат (БОМВПНВЧ),
25 - блок визначення потрібного струму від сонячних батарей (БОПТСБ),
26 - блок завдання допустимих значень рівня заряду акумуляторних батарей (БЗДЗУЗСБ).
При цьому СБ (1) через свій перший вихід, що поєднує виходи БФ 1 (2) і БФ 4 (5), з'єднана з першим входом УПСБ (6), і через другий вихід, що поєднує виходи БФ 2 (3) і БФ 3 ( 5), з'єднана з другим входом УПСБ (6). Виходи БУОСБС (8) та БРСБЗП (9) з'єднані відповідно з першим та другим входами УПУ (7), вихід якого, у свою чергу, з'єднаний з третім входом УПСБ (6). Перший та другий виходи УПСБ (6) з'єднані відповідно з входами PT 1 (10) та РТ 2 (11), а виходи PT 1 (10) та РТ 2 (11) з'єднані з ШЕ (17). БАБ (12) своїм входом через ЗРУ АБ (13) з'єднаний із ШЕ (17). При цьому ЗРУ АБ (13) підключено своїм першим входом до зазначеної шини, а до другого входу ЗРУ АБ (13) підключено вихід ДТП (15), вхід якого підключено, своєю чергою, до ШЕ (17). БАБ (12) своїм виходом підключений до першого входу БФКЗ АБ (14), а до другого входу зазначеного блоку підключено перший вихід БУСЕС (16). Вихід БФКЗ АБ (14) підключений до третього входу ЗРУ АБ (13). Другий та третій виходи БУСЕС (16) підключені відповідно до перших входів БУОСБС (8) та БРСБЗП (9). Третій вихід УПСБ (6) з'єднаний з іншими входами БУОСБС (8) та БРСБЗП (9). Вихід БІПЕМІ (18) з'єднаний із входом БОСА (19). Перший вихід БОСА (19) з'єднаний із входом БОМВВЧ (20). Виходи БОМВВЧ (20) і БІППЧВЕ (21) з'єднані відповідно першим і другим входами блоку БОМВУСБТНЗ (22). Вхід БІППЧВЕ (21) з'єднаний з другим виходом БОСА (19). Вихід БОМВУСБТНЗ (22) з'єднаний з першим входом БУСЕС (16). БУСЕС (16) своїм четвертим виходом з'єднаний з першим входом БУСБТНЗ (23). Третій вихід УПСБ (6) з'єднаний із третім входом БУСБТНЗ (23). Вихід БУСБТНЗ (23) підключено до третього входу УПУ (7). Перший вхід БОПТСБ (25) з'єднаний з другим виходом ДТН (15). Другий вхід БОПТСБ (25) з'єднаний з другим виходом ЗРУ АБ (13). Вихід БОПТСБ (25) з'єднаний з другим входом БУСБТНЗ (23). Вихід БІППЧВЕ (21) з'єднаний з першим входом БОМВПНВЧ (24). Вихід БІПЕМІ (18) з'єднаний з другим входом БОМВПНВЧ (24). Вихід БОМВПНВЧ (24) з'єднаний з другим входом БУСЕС (16). Перший та другий виходи БЗДЗУЗСБ (26) з'єднані з відповідно третім входом БФКЗ АБ (14) та четвертим входом ЗРУ АБ (13).
На кресленні пунктиром також показаний механічний зв'язок УПСБ (6) з корпусом СБ (1) через вихідний вал приводу батареї.
У режимі електропостачання КА система працює в такий спосіб. УПСБ (6) служить для транзитної передачі електроенергії від СБ (1) до PT 1 (10) та РТ 2 (11). Стабілізація напруги на шині електроживлення СЕС здійснюється одним із РТ. У той самий час інший РТ перебуває у стані із замкнутими силовими транзисторами. Генератори СБ (1) (БФ 1 -БФ 4) працюють у разі в режимі короткого замикання. Коли потужність навантаження стає більшою за потужність підключення генераторів СБ (1), в режим стабілізації напруги переходить інший РТ, і енергія незадіяних генераторів надходить на шину живлення СЕС. В окремі періоди, коли потужність навантаження може перевищувати потужність СБ (1) ЗРУ АБ (13), за рахунок розряду блоку АБ (12), компенсує дефіцит електроенергії на борту КА. Для зазначених цілей у ЗРУ АБ (13) служить регулятор розряду АБ, який, зокрема, здійснює контроль рівня зарядженості АБ та досягнення мінімально допустимого значення рівня зарядженості АБ, величина якого надходить у ЗРУ АБ (13) від БЗДЗУЗСБ (26), відключає БАБ (12) від зовнішнього навантаження. При цьому ЗРУ АБ (13), виходячи з поточного рівня заряду АБ, визначає і подає на свій другий вихід поточне значення допустимого струму розряду АБ (в режимі відключення БАБ (12) від зовнішнього навантаження дане значення дорівнює нулю).
Крім зазначеного регулятора ЗРУ АБ (13) містить регулятор заряду АБ. Для проведення зарядно-розрядних циклів ЗРУ АБ (13) використовується інформація від ДТН (15). Заряд БАБ (12) здійснює ЗРУ АБ (13) через БФКЗ АБ (14). Для випадку металоводневих АБ він описаний у . Суть у тому, що у датчиках тиску, встановленим всередині батарей, і температурах на корпусах батарей виробляється визначення щільності водню у корпусі АБ. У свою чергу, густина водню визначає рівень зарядженості АБ. При зниженні щільності водню в батареї нижче встановленого рівня видається команда її заряд, а досягненні максимального рівня щільності - припинення заряду. Зазначені рівні заряду батареї регулюються командами від БФКЗ АБ (14), при цьому значення максимально допустимого рівня зарядженості АБ надходять до БФКЗ АБ (14) з БЗДЗУЗСБ (26). Підтримка АБ у максимально зарядженому стані негативно відбивається на їхньому стані, і АБ підтримуються в режимі поточного саморозряду, при якому операція заряду АБ виконується лише періодично (наприклад, при управлінні СЕС КА "Ямал-100" - раз на кілька діб, при зменшенні рівня заряду БАБ (на 30% від максимального рівня).
Одночасно з роботою в режимі електропостачання КА система вирішує завдання керування положенням площин панелей СБ (1).
По команді з БУСЕС (16) блок БУОСБС (8) здійснює управління орієнтацією СБ (1) на Сонці. БУОСБС (8) можна реалізувати з урахуванням СУДН КА (див. ). При цьому вхідною інформацією для алгоритму управління СБ є: положення одиничного вектора напрямку на Сонце щодо пов'язаних з КА осей координат, що визначається алгоритмами кінематичного контуру СУДН; положення СБ щодо корпусу КА, одержуване у вигляді поточних виміряних значень кута з ДУ УПСБ (6). Вихідною інформацією алгоритму управління є команди на обертання СБ щодо осі вихідного валу УПСБ (6) команди на припинення обертання. ДУ УПСБ (6) видають дискретні сигнали про положення СБ (1).
БІПЕМІ (18) здійснює вимірювання поточних потоків сонячного ЕМІ та передає їх у БОСА (19). У БОСА (19) шляхом порівняння поточних значень із заданими пороговими визначається початок активності Сонця. По команді, що приходить з першого виходу БОСА (19) на вхід БОМВВЧ (20), у зазначеному останньому блоці проводиться визначення моменту часу можливого початку впливу високих частин енергій на КА. З другого виходу БОСА (19) через вхід БІППЧВЕ (21) видається команда початку вимірювання щільності потоку частинок високих енергій.
З виходу БІППЧВЕ (21) виміряне значення щільності потоків частинок високих енергій передається на перший вхід БОМВПНВЧ (24) та на другий вхід БОМВУСБТНЗ (22). На другий вхід БОМВПНВЧ (24) з виходу БІПЕМІ (18) подаються виміряні значення поточних потоків сонячного ЕМІ.
У БОМВПНВЧ (24) здійснюється оцінка динаміки зміни щільності потоків частинок високих енергій та виявляються ситуації, які можуть розглядатися як провісники негативного впливу частинок на КА. Такими ситуаціями є перевищення виміряної щільністю потоків високоенергетичних частинок заданих критичних значень за наявності тенденції до її подальшого підвищення. При виявленні та ідентифікації таких ситуацій використовуються дані потоків сонячного ЕМІ, отримані від БІПЕМІ (18). При реєстрації БОМВПНВЧ (24) таких ситуацій-провісників на виході даного блоку генерується сигнал, що надходить на другий вхід БУСЕС (16).
За командою на другому вході БУСЕС (16) цей блок подає команду на БФКЗ АБ (14), за якою цей блок через ЗРУ АБ (13) здійснює заряд БАБ (12) до максимального рівня заряду. При цьому для випадку металоводневих АБ (див. ) по датчиках тиску, встановленим всередині батарей, і температурах на корпусах батарей проводиться визначення щільності водню в корпусі АБ, за якою визначається рівень зарядженості АБ. При досягненні максимального рівня щільності видається команда припинення заряду.
На входи БОПТСБ (25) з других виходів ДТН (15) та ЗРУ АБ (13) надходять поточні значення струму навантаження від споживачів КА I н та допустимого струму розряду АБ I АБ. Використовуючи дані значення БОПТСБ (25), за співвідношенням (4), (5) визначає значення I СБ - поточне мінімально допустиме значення потребного струму від СБ (з урахуванням можливості використання споживачами енергії від БАБ (12)), та видає його на другий вхід БУСБТНЗ (23).
Інформація про момент часу можливого початку впливу частинок на КА передається з виходу БОМВВЧ (20) БОМВУСБТНЗ (22) через його перший вхід. У БОМВУСБТНЗ (22) здійснюється фактична оцінка негативного впливу ФВС шляхом порівняння поточного виміряного значення характеристики впливу з пороговими значеннями, починаючи з часу, визначеного БОМВВЧ (20). Необхідною умовою отримання команди на виході БОМВУСБТНЗ (22) є наявність двох сигналів - з виходів БОМВВЧ (20) та БІППЧВЕ (21).
Коли БОМВУСБТНЗ (22) видає команду перший вхід БУСЕС (16), даний блок генерує команду своєму четвертому виході, яка підключає до управління СБ БУСБТНЗ (23).
БУСБТНЗ (23) визначає кут α s_min_АБ за виразом (3). Для розрахунку зазначеного кута використовується поточне значення потрібного струму від СБ, що отримується з БОПТСБ (25). Крім того, з ДУ УПСБ (6) до зазначеного блоку надходить інформація про поточне значення кута повороту СБ α. Визначивши значення кута ? Керуючі імпульси передаються до УПУ (7). Після перетворення та посилення зазначених імпульсів в УПУ (7) вони надходять на вхід УПСБ (6) і призводять у рух.
Коли БОМВУСБТНЗ (22) не видає команду на перший вхід БУСЕС (16), цей блок, залежно від програми польоту КА, передає управління СБ (1) одному з блоків БУОСБС (8) і БРСБЗП (9).
Функціонування БУОСБС (8) наведено вище.
БРСБЗП (9) управляє СБ (1) за програмними уставками. Алгоритм управління СБ (1) за програмними уставками дозволяє встановлювати батарею в будь-яке положення α=α z . При цьому для контролю кута розвороту БРСБЗП (9) використовується інформація з ДК УПСБ (6).
Реалізація БОМВУСБТНЗ (22) та БОМВПНВЧ (24) можлива як на базі апаратно-програмних засобів ЦУП КА, так і на борту КА. На виходах БОМВУСБТНЗ (22) та БОМВПНВЧ (24) формуються, відповідно, команди "початок управління СБ за струмами навантаження" та "початок управління СЕС у режимі підготовки до негативного впливу високоенергетичних частинок на КА", які надходять до БУСЕС (16), при При цьому остання команда функціонально сприймається БУСЕС (16) як команда на виконання заряду АБ до максимального рівня заряду.
Прикладом реалізації БУСЕС (16) можуть бути радіозасоби службового каналу управління (СКУ) бортовими системамиКА "Ямал-100", що складаються із земної станції (ЗС) та бортової апаратури (БА) (див. опис в). Зокрема, БА СКУ спільно із ЗС СКУ вирішує завдання видачі до бортової цифрової. обчислювальну систему(БЦВС) КА цифрової інформації(ЦІ) та подальшого її квитування. БЦВС, своєю чергою, здійснює управління блоками БУОСБС (8), БРСБЗП (9), БУСБТНЗ(23), БФКЗ АБ (14).
У даній реалізації БУСЕС (16) взаємодія БА СКУ щодо обміну ЦІ здійснюється по магістральному каналу обміну (МКО) відповідно до інтерфейсу MIL-STD-1553. Як абонент БЦВС використовується прилад - блок сполучення (БС) зі складу БА СКУ. Процесор БЦВС періодично робить опитування стану БС визначення доступності пакета даних. Якщо пакет доступний, процесор починає обмін даними.
УПУ (7) грає роль інтерфейсу між БУОСБС (8), БРСБЗП (9), БУСБТНЗ (23) та УПСБ (6) і служить для перетворення цифрових сигналівв аналогові та посилення останніх.
БУСБТНЗ (23) є бортовим блоком КА, команди на який надходять від БУСЕС (16). Реалізація БУСБТНЗ (23), БОПТСБ (25), БЗДЗУЗСБ (26) може бути виконана на базі БЦВС КА (див. , ).
Таким чином, розглянуто приклад реалізації основних блоків системи.
Опишемо технічний ефект пропонованих винаходів.
Пропоновані технічні рішення забезпечують зменшення негативного впливу потоків частинок високих енергій на робочу поверхню СБ у моменти виконання режиму "захисного" відвороту СБ від напрямку Сонця. Це досягається зменшенням площі робочої поверхні СБ, яку негативно впливають потоки даних частинок, шляхом максимального збільшення кута відвороту нормалі до робочої поверхні СБ від напрямку на Сонце, при гарантованому виконанні вимоги забезпечення КА електроенергією. Максимізація кута відвороту досягається тим, що СЕС КА заздалегідь приводиться в стан максимального заряду АБ, що забезпечує можливість реалізації максимально можливого кута "захисного" відвороту СБ від напрямку на Сонце. Враховуючи, наприклад, що при управлінні СЕС КА "Ямал-100" після операції заряду АБ до максимального рівня збільшення можливого струму розряду АБ становить близько 30%, то відповідне збільшення кута "захисного" відвороту СБ і, як наслідок, зменшення негативного впливу потоків частинок високих енергій робочу поверхню СБ становить істотну величину.
ЛІТЕРАТУРА
1. Єлісєєв А.С. Техніка космічних польотів. Москва, "Машинобудування", 1983.
2. Раушенбах Г. Довідник із проектування сонячних батарей. Москва, Вища школа, 1983.
3. Правила польоту під час виконання спільних операцій ШАТТЛА та МКС. Том З. Управління польотних операцій. Космічний центр ім. Ліндона Б. Джонсона. Х'юстон, Техас, основний варіант, 8.11.2001.
4. Система електропостачання КА. Технічний опис. 300ГК.20Ю. 0000 АТО. РКК "Енергія", 1998.
5. Центер Б.І., Лизлов Н.Ю., Металоводневі електрохімічні системи. Ленінград. "Хімія", Ленінградське відділення, 1989.
6. Система управлінням рухом та навігації КА. Технічний опис. 300ГК.12Ю. 0000 АТО. РКК "Енергія", 1998.
7. Гальперін Ю.І., Дмитрієв А.В., Зелений Л.М., Панасюк Л.М. Вплив космічної погоди на безпеку авіаційних та космічних польотів. "Політ 2001", стор.27-87.
8. Інженерний довідник з космічної техніки. Вид-во МО РСР, М., 1969.
9. Гриліхес В.А., Орлов П.П., Попов Л.Б. Сонячна енергія та космічні польоти. Москва, "Наука", 1984.
10. Земна станціяслужбового каналу керування КА "Ямал". Інструкція з експлуатації. ЗСКУГК.0000-ОРЕ. РКК "Енергія", 2001.
11. Бортова апаратура службового каналу управління КА „Ямал”. Технічний опис. 300ГК.15Ю. 0000А201-ОТО. РКК "Енергія", 2002.
12. Ковтун B.C., Соловйов С.В., Заїкін С.В., Городецький А.А. Спосіб управління положенням сонячних батарей космічного апарату та система для його здійснення. Патент РФ 2242408 за заявкою 2003108114/11 від 24.03.2003 р.
1. Спосіб керування положенням сонячних батарей космічного апарату, що включає розворот панелей сонячних батарей в робоче положення потоку сонячного електромагнітного випромінювання, визначення моменту часу початку сонячної активності, визначення моменту часу досягнення частинками високих енергій поверхні космічного апарату, розворот панелей до їх освітленої робочої поверхні та напрямком на Сонце, що відповідає мінімальній площі впливу потоків частинок високих енергій на поверхні сонячних батарей еспечении космічного апарату електроенергією, в момент часу перевищення виміряними значеннями щільності потоків частинок високих енергій порогових значень і повернення панелей сонячних батарей в робоче положення в момент часу, при якому щільність потоків частинок високих енергій стає нижчою від порогових значень, що відрізняється тим, що додатково появи передвісників негативного впливу потоків частинок високих енергій на космічний апарат і в зазначені моменти часу виконують заряд акумуляторних батарей системи електропостачання космічного апарату до максимального рівня заряду, у разі перевищення вимірюваними значеннями щільності потоків частинок високих енергій до досягнення значення кута між нормаллю до їх освітленої робочої поверхні та напрямком на Сонці α s_min_АБ, що відповідає мінімальній площі впливу потоків частинок високих ене ргій на поверхні сонячних батарей, при одночасному забезпеченні космічного апарату електроенергією від сонячних та акумуляторних батарей системи електропостачання, та визначається співвідношенням
α s_min_АБ = arccos (max(0, I н -I АБ )/I m),
де I н - Струм навантаження споживачів космічного апарату;
I m - максимальний струм, що виробляється при орієнтації освітленої робочої поверхні панелей сонячних батарей перпендикулярно до сонячних променів;
I АБ - поточний допустимий струм розряду акумуляторних батарей, і виникає дефіцит електроенергії на борту космічного апарату компенсують за рахунок розряду акумуляторних батарей, при цьому контролюють рівень зарядженості акумуляторних батарей і по досягненні мінімально допустимого значення цього рівня відключення акумуляторних батарей від зовнішнього навантаження.
2. Система управління положенням сонячних батарей космічного апарату, що являють собою встановлені на панелях чотири фотоелектричні сонячні батареї, що включає пристрій повороту зазначених сонячних батарей, підсилювально-перетворювальний пристрій, блок управління орієнтацією сонячних батарей у напрямку на Сонце, блок розвороту сонячних батарей у задане положення, два регулятори струму, блок акумуляторних батарей, зарядний пристрій для акумуляторних батарей, блок формування команд на заряд акумуляторних батарей, датчик струму навантаження, блок управління системою електропостачання, шину електропостачання, блок вимірювання щільності поточного потоку сонячного електромагнітного випромінювання, блок визначення сонячної активності, блок визначення моменту часу впливу частинок високих енергій на космічний апарат, блок вимірювання щільності потоків частинок високих енергій, блок визначення моменту часу початку управління сонячними батареями за струмами навантаження, блок уп рівняння сонячними батареями за струмами навантаження, при цьому сонячна батарея через свій перший вихід, що об'єднує виходи двох фотоелектричних батарей, з'єднана з першим входом пристрою повороту сонячних батарей, і через другий вихід, що об'єднує виходи двох інших фотоелектричних батарей, з'єднана з другим входом батарей, а виходи блоків управління орієнтацією сонячних батарей у напрямку на Сонце та розвороту сонячних батарей у задане положення з'єднані, відповідно, з першим та другим входами підсилювально-перетворювального пристрою, вихід якого, у свою чергу, з'єднаний з третім входом пристрою повороту сонячних батарей, перший та другий виходи пристрою повороту сонячних батарей з'єднані відповідно з входами першого та другого регуляторів струму, а виходи регуляторів струму з'єднані з шиною електропостачання космічного апарату, блок акумуляторних батарей своїм входом, через зарядний пристрій для акумуляторних батарей, об'єднаний з шиною електропостачання, при цьому зарядний пристрій акумуляторних батарей підключено своїм першим входом до зазначеної шини, а до другого входу зарядного пристрою для акумуляторних батарей підключений датчик струму навантаження, який підключений, в свою чергу, до шини електропостачання, блок акумуляторних батарей до першого входу блоку формування команд на заряд акумуляторних батарей, а до другого входу зазначеного блоку підключений перший вихід блоку управління системою електропостачання, вихід блоку формування команд на заряд акумуляторних батарей підключений до третього входу акумуляторних батарей, другий і третій виходи блоку управління системою електропостачання підключений до перших входів блоків управління орієнтацією сонячних батарей у напрямку на Сонце та розвороту сонячних батарей у задане положення, третій вихід пристрою повороту сонячних батарей з'єднаний з другим входом блоків управління орієнтацією сонячних батів рей у напрямку на Сонце та розвороту сонячних батарей у задане положення, вихід блоку вимірювання щільності поточного потоку сонячного електромагнітного випромінювання з'єднаний з входом блоку визначення сонячної активності, перший вихід якого, у свою чергу, з'єднаний з входом блоку визначення моменту часу впливу частинок на космічний апарат , виходи блоку визначення моменту часу впливу частинок на космічний апарат і блоку вимірювання густини потоків частинок високих енергій з другим виходом блоку визначення сонячної активності, вихід блоку визначення моменту часу початку управління сонячними батареями по струмах навантаження з'єднаний з входом блоку управління системою електропостачання, четвертий вихід якого, у свою чергу, з'єднаний з першим будинок блоку управління сонячними батареями за струмами навантаження, третій вхід і вихід якого підключені до, відповідно, третього виходу пристрою повороту сонячних батарей і третього входу підсилювально-перетворювального пристрою, що відрізняється тим, що в неї додатково введено блок визначення потрібного струму від сонячних батарей, блок визначення моментів появи провісників негативного впливу частинок високих енергій на космічний апарат і блок завдання допустимих значень рівня зарядженості акумуляторних батарей, при цьому перший і другий входи і вихід блоку визначення потрібного струму від сонячних батарей з'єднані, відповідно, другим виходом датчика струму навантаження, другим виходом зарядного пристрою акумуляторних батарей і другим входом блоку управління сонячними батареями за струмами навантаження, виходи блоку вимірювання щільності потоків частинок високих енергій та блоку вимірювання щільності поточного потоку сонячного електромагнітного випромінювання
Винахід відноситься до космонавтики і може бути використане при веденні космічної діяльності- дослідженнях космічного простору, планет сонячної системи, спостережень Землі з космосу і т.п., за яких необхідно визначати просторові координати космічних апаратів (КА) та складові вектора його швидкості.
Винахід відноситься до ракетно-космічної техніки і може бути використане при створенні ракет-носіїв (РН), зокрема конверсійних, для виведення космічних апаратів на навколоземні орбіти.
Винахід відноситься до галузі космічної техніки, а саме до систем електропостачання космічних апаратів і може бути використане при керуванні положенням панелей їх сонячних батарей
Одним із очевидних способів підвищення ефективності сонячних енергоустановок є використання в них систем стеження за сонцем. Розробка стежать систем із простим обслуговуванням дозволить значною мірою підвищити техніко-економічні показники сільськогосподарських об'єктів та створити комфортні умови праці та побуту людини за одночасного забезпечення екологічної безпеки навколишнього середовища. Системи стеження можуть бути з однією або двома осями обертання сонячних панелей.
Сонячна енергоустановка із системою стеження, що включає компактний фотоелектричний датчик положення сонця, що складається з каркаса у формі прямої тригранної призми, на двох бокових гранях якої розміщені фотоелементи стеження за сонцем, а на третій грані встановлено командний фотоелемент розвороту модулів із заходу на схід. Протягом світлового дня фотоелементи стеження на гранях датчика видають командні сигнали блоку управління приводом азимутального повороту сонячного модуля, який при цьому розгортається в напрямку сонця за допомогою валу. Недоліком установки є недостатня точність стеження за сонцем.
Сонячна енергетична установка містить сонячну батарею із системою двовісною орієнтацією на сонці, на якій як датчики стеження за сонцем встановлені фотоелектричні модулі, що містять лінійні фотоприймачі, що знаходяться у фокусах циліндричних лінз Френеля. Сигнали від фотоприймачів за допомогою мікропроцесора здійснюють керування приводами системи азимутальної та зенітальної орієнтації сонячної батареї.
Недоліком цієї установки є недостатня точність стеження за сонцем, а також те, що датчики стеження займають частину активної площі сонячної батареї.
Основним завданням розробки є підвищення точності роботи датчика стеження за сонцем для двовісних систем орієнтації сонячних батарей за будь-якого положення сонця на небосхилі протягом року.
Вищевказаний технічний результат досягається тим, що в запропонованому датчику стеження за сонцем двовісної системи орієнтації сонячної батареї, що містить блок променевосприймаючих осередків, встановлених на нерухомому майданчику, які виконані у вигляді зворотних конусів з непрозорими стінками і укріплені на вузьких торцях кону. При цьому променевосприймаючі осередки щільно встановлені на майданчику з утворенням тілесного кута в 160° та обрамлені прозорою сферою, укріпленою на майданчику, яка встановлена з нахилом до горизонталі під кутом, що дорівнює географічній широтірозташування датчика.
Датчик стеження встановлюється на нерухомому майданчику, нормаль 6 якого (рис. 1) прямує на південь. Кут нахилу майданчика до горизонтальної основи відповідає географічній широті місцевості поруч із сонячною батареєю, розміщеною на механічній системі орієнтації на сонці, що містить приводи зенітального та азимутального обертання, що використовують крокові мотор-редуктори. Управління приводами сонячної батареї здійснюється мікропроцесором, який отримує електричні імпульси від фотоелектричних елементів осередків датчика. Мікропроцесор містить інформацію про географічну широту місцезнаходження сонячної батареї, електронний годинник, забезпечений календарем, за сигналами яких включаються мотор-редуктори зенітального та азимутального обертання сонячної батареї відповідно до рівняння руху сонця на небосхилі. При цьому величини досягнутих кутів повороту сонячної батареї за сигналами фотоелектричних елементів осередків датчика порівнюються зі значеннями, отриманими з рівняння руху сонця на поточний момент часу.
Сутність конструкції датчика пояснюється рис. 1, 2, 3 та 4. На рис. 1 та 3 представлена загальна схемадатчика. На рис. 2 показаний вид зверху прозорої сфери і променевосприймаючих осередків. На рис. 4 показана схема такого осередку.
Датчик стеження за сонцем для двовісної системи орієнтації сонячних батарей містить майданчик 1, укріплену до горизонтальної основи 5 під кутом а, що дорівнює географічній широті місцевості. До майданчика 1 прикріплена прозора півсфера 2 радіусом р. У всьому внутрішньому просторі сфери 2 впритул укріплені променевосприймаючі осередки 3, що мають форму зворотного конуса з непрозорими стінками 7, зверненого діаметром ф до внутрішньої стінки прозорої сфери 2, а діаметром d 2до майданчика 1. Висота конуса 3 дорівнює відстані hвід внутрішньої стінки сфери 2 до поверхні майданчика 1. У нижній частині конуса 3 на відстані 5d 1 від верхньої кромки конуса 3 розташований фотоелектричний елемент 4 електричний сигналвід якого передається до мікропроцесорної системи управління поворотами осей сонячної батареї (на рис. 1 не показана). Відстань 5d 1 вибирається таким чином, щоб сонячний промінь 8 фіксувався на фотоелектричному елементі 4, обмеженого непрозорими стінками 7 конуса 3.
Датчик стеження за сонцем працює в такий спосіб. Сонячні промені 8 проникають через прозору сферу 2, внутрішній простір конуса 3 і потрапляють на фотоелектричний елемент 4, викликаючи електричний струм, який аналізується мікропроцесором і передається на крокові двигуни-редуктори приводів системи орієнтації сонячної батареї (на малюнку не показана). При переміщенні сонця по небосхилу його промені 8 поступово включають фотоелектричні елементи 3 і сприяють точному і плавному регулюванню поворотів сонячної батареї по азимутальної і зенітальної осях.
Лабораторні випробування макета осередку датчика з використанням імітатора сонячного випромінювання показали прийнятні результати відсікання світлового потоку для прийнятих значень. d 1 , d 2 та 5 d x.
Датчик стеження за сонцем двовісної системи орієнтації сонячної батареї містить променевосприймаючі осередки, виконані у вигляді зворотних конусів, щільно встановлених на майданчику з утворенням тілесного кута в 160° і обрамлених прозорою сферою, дозволяє більш точно орієнтувати сонячні батареї. .
Винахід відноситься до космічної техніки і може бути використане на космічних апаратах різного призначення. Пропонована сонячна батарея складається з рами, балки та верхніх та нижніх стулок. Стулки закріплені на рамі, балці та корпусі КА за допомогою пірозамків із собачками та пов'язані між собою фіксаторами. При цьому в корпусі кожного пірозамка додатково встановлений піроелемент, що автономно взаємодіє з собачкою, в якій виконано другий отвір під додаткову вісь. На нижній стулці шарнірно закріплена клямка, одним кінцем, що взаємодіє з кронштейном, жорстко закріпленим на верхній стулці, а іншим кінцем з торцем відповідного фіксатора. У пропонованій конструкції пірозасіб використовується одночасно для кріплення пакета стулок до рами та балки, а також рами та балки до корпусу КА. В результаті винахід дозволяє підвищити надійність розкриття стулок сонячної батареї приблизно 100 разів. 11 іл.
Винахід відноситься до космічної техніки і може бути використане на космічних апаратах різного призначення. Відома сонячна батарея (СБ) КА розробки ЦСКБ м. Самара, креслення 11ф624 8700-0, загальний вигляд якої зображено на фіг. 1 прототипу. На фіг. 2 зображено поперечний розріз батареї (перетин А-А). На фіг. 3 зображено пірозасіб у розрізі (Б-Б). На фіг. 4 зображено елемент фіксації стулок, а на фіг. 5 прототипу зображено сонячну батарею в робочому (розкритому положенні). На корпусі КА 1 (фіг. 1) жорстко закріплений привід 2, вихідного валу якого прикріплена силова рама 3. На корпусі КА встановлена апаратура 4 (фіг. 2), яка спільно з зоною під обтічником визначила конфігурацію батареї в покладеному положенні. На рамі 3 та балці 5 (фіг. 1) за допомогою шарнірного паралелограма 6 (фіг. 2) встановлені нижні стулки 7 і верхні стулки 8, зачековані з одного боку фіксатором 9 (фіг. 4 прототипу), а з іншого боку пов'язані шарніром 10 , Рама 3 та балка 5 пірозасобами 11 фіг. 1 фіксуються на корпусі КА. Пиросредство 11 являє собою корпус 12, собачку 13, пружину кручення 14, піроелемент 15 (наприклад, піроболт), який притискає собачкою 13 раму 3 і балку 5 (фіг. 1) до корпусу КА 1. У корпусі пиросредства 1. і собачці 13 виконано отвір 16 під основну вісь 17. Пиросредствами 11 (фіг. 2) аналогічної конструкції з використанням тих же піроелементів 15 (фіг. 3) прикріплені нижні стулки 7 (фіг. 2) до рами 3 і балки 5 ( ) у шести силових точках. На одному з шарнірів паралелограма 6 (фіг. 2) жорстко встановлений кулачок 18 (фіг. 4), який упирається в пружний фіксатор 9, що утримує стулки 7 і 8 в зачеканому положенні. По периметру кожної стулки 7 та 8 натягнуто сетеполотно, на якому закріплені фотоелектричні перетворювачі 19 (фіг. 5). Розкриття СБ відбувається у наступній послідовності. Після скидання головного обтічника подається команда спрацьовування піроелементів 15 (фіг. 3) пиросредства 11. По площині поділу піроелемент 15 розривається. Собачка 13 пружиною кручення 14 повертається в отворі 16 щодо основної осі 17. Зв'язок між рамою 3, балкою 5 (фіг. 3) та корпусом КА 1 (фіг. 1) розривається. Привід 2 відводить панель СБ корпусу КА 1 і зупиняється. Подається команда на спрацьовування піроелемента 15 (фіг. 3) пиросредства 11 (фіг. 2). Зв'язок між нижньою стулкою 7, рамою 3 та балкою 5 (фіг. 1) розривається. Під дією пружин кручення, встановлених в осях Г (фіг. 2) шарнірного паралелограма 6, стулки 7 і 8 починають плоскопаралельне переміщення в осях шарнірного паралелограма 6. Жорстко закріплений на шарнірі кулачок 18 (фіг. 4) на стулок звільняє пружний фіксатор 9, який, переміщуючись в осьовому напрямку, розчековує стулку 8 щодо стулки 7. Стулка 8 повертається щодо шарніра 10, а стулка 7 продовжує плоскопаралельний рух до її фіксації на рамі 3 (фіг. 1) і балці 5. Стулка 8 (фіг. 4) фіксується в шарнірі 10 зі стулкою 7. Таким чином, всі чотири стулки розкриваються та фіксуються, утворюючи єдину плоску панель. Привід 2 (фіг. 1) повертає панель оптимальне положення щодо Сонця. Недоліком описаної конструкції є низька надійність розкриття стулок. Наявність великої кількості піроелементів знижує ймовірність безвідмовного спрацьовування системи розкриття. Для розкриття однієї панелі СБ необхідне спрацювання 12-ти піроелементів (піроболтів). Відповідно до технічних умов на них P болта = 0,99996, а для 12-и P системи = 0,99996 12 = 0,99952 Це означає, приблизно, 1 відмова на 1000 виробів. Крім того, осьове переміщення фіксатора при зміщенні базових отворів у різних стулок при їх температурних деформаціях схильне до "закусування", що призводить до нерозкриття стулок. Завданням цього винаходу є підвищення надійності розкриття стулок СБ шляхом запровадження елементів дублювання. Поставлене завдання вирішується тим, що в корпусі кожного пірозасобу (замка) додатково встановлений піроелемент, що взаємодіє з собачкою, причому на нижній стулці шарнірно закріплена засувка, що гойдається, одним кінцем упирається в кронштейн, жорстко закріплений на верхній стулці, а іншим взаємодіє з. На фіг. 6 зображено загальний вигляд СБ; на фіг. 7 – поперечний розріз СБ; на фіг. 8 - елемент фіксації верхніх та нижніх стулок; на фіг. 9 зображено пірозасіб (замок), що закріплює нижню стулку СБ з рамою та балкою на корпусі КА; на фіг. 10 зображено положення робочої ланки після спрацьовування основного піроелемента (піропатрона); на фіг. 11 - положення робочої ланки після спрацьовування додаткового піроелемента (піропатрона). Сонячна батарея встановлена на корпусі 20 (фіг. 6) космічного апарату. До приводу 21 жорстко прикріплена силова рама 22. Апаратура, наприклад, антена 23 розміщується між рамою 22 і балкою 24. На рамі 22 і балці 24 за допомогою шарнірного паралелограма 25 (фіг. 7) встановлені нижні 26 і верхні 27. Нижня стулка 26, пов'язана зі стулкою 27 пружним шарніром 28, притискається до корпусу 20 (фіг. 6) пиросредством 29 (фіг. 9). Таким чином, пиросредством 29 притискаються до корпусу КА 20 (фіг. 6) стулки 26 (фіг. 7), рама 22 (фіг. 6) і балка 24. У корпусі 30 (фіг. 9) кожного пиросредства 29 виконано отвір 31 під основну вісь 32 і встановлений піроелемент 33 (піропатрон), який взаємодіючи з віссю 32 фіксує важіль 34 щодо корпусу 30. Додатковий піроелемент 35 (фіг. 11) встановлений в корпусі 30, взаємодіє з додатковою віссю 36 (фіг. 10) і фіксує важіль 34 з корпусом 30 (фіг. 9) і собачкою 37. Власна вісь 38 фіксує важіль 3 їх спільний поворот щодо додаткової осі 36 (фіг. 10) в корпусі 30 (фіг. 9), в якому виконаний фігурний паз 39. У важіль 34 упирається пружинний штовхач 40, а собачка 37 взаємодіє зі зведеною пружиною кручення 41. фіг.8) встановлена пружна в осі 42 клямка 43, один кінець якої упирається в торець 44 пружного фіксатора 45, утримуваного в робочому положенні кулачком 46. Інший кінець клямки 43 утримує стулку 27 від розкриття. Робота КА здійснюється у наступній послідовності. Після скидання головного обтічника, виходячи з функціональних завдань КА, антена 23 (фіг. 7) своїм приводом відводиться від корпусу КА 20 (фіг. 6) із зони розкриття СБ і фіксується в робочому положенні. Таким чином, антена 23 (фіг. 7) звільняє зону для розкриття стулок 26 та 27 на борту космічного апарату. З'явилася можливість використовувати пірозасіб для: - кріплення пакета стулок до рами та балки та для їх подальшого розкриття; - кріплення рами та балки до корпусу КА та їх подальше відділення. Використання одного пиросредства на вирішення двох завдань дозволяє зменшити їх кількість, що підвищує надійність роботи системи. Подається команда на спрацьовування основного піроелемента 33 (фіг. 9) пиросредства 29. Основна вісь 32, переміщуючись в осьовому напрямку, "потопає" в корпусі 30. Важіль 34 під дією стиснутої пружини штовхача 40 спільно з собачкою. власною віссю 38 повертається щодо додаткової осі 36. При цьому вісь 38 переміщається в порожнини фігурного паза 39. Без аналізу спрацьовування піросредства від основного піроелемента 33 через 0,5-2 подається команда на дублюючий піроелемент 35 (фіг. Під дією його порохових газів "потопає" додаткова вісь 36 (фіг. 10), собачка 37 повертається щодо основної осі 32 пружиною кручення 41. Стулки 26 і 27 (фіг. 7), рама 22 (фіг. 6) і балка 24 осво корпуси КА 20 розкриваються під дією пружин кручення, встановлених в осях шарнірного паралелограма 25 (фіг. 7). Панель відводиться приводом 21 робоче положення. Собачка 37 (фіг. 10) не виступає за площину "щ" і не перешкоджає відводу елементів СБ від корпусу КА. Жорстко закріплений на шарнірі кулачок 46 (фіг. 8) на певному вугіллі повороту звільняє фіксатор 45, який, переміщаючись в осьовому напрямку, звільняє хвостовик клямки 43. Повертаючись пружиною кручення, клямка 43 звільняє стулку 57, яка розкривається і фіксується. При взаємних переміщеннях стулок від перевантажень і перепадах температур торець 44 фіксатора 45 має можливість переміщатися по пл. "Я", що виключає нерозкриття стулок. У зв'язку з тим, що в корпусі пірозасобу 30 (фіг. 9) встановлені два незалежні механізми, що спрацьовують від піроелементів (піропатронів) 33 і 35 (фіг. 11), надійність спрацьовування пірозасобу збільшується і становить
P o = 0,999999
Оскільки вдалося вирішити завдання кріплення і розкриття стулок 6-ю пірозасобами (замість 12), надійність розкриття стулок становить
P системи = 0,999999 6 = 0,99999
Це приблизно 1 відмова на 100000 виробів. Введення шарнірно закріпленої на стулки клямки виключає заклинювання фіксатора (навіть при температурних переміщеннях стулок відносно один одного). Пропоноване технічне рішення дозволяє підвищити надійність системи розкриття стулок СБ приблизно 100 разів.
формула винаходу
Сонячна батарея космічного апарату, що складається з рами, балки, верхніх і нижніх стулок, попарно пов'язаних між собою фіксаторами і встановлених на рамі та балці, які закріплені на корпусі космічного апарату за допомогою пиросредства з собачкою, що повертається відносно осі в отворі, виконаному , відрізняється тим, що в корпусі пиросредства додатково встановлений піроелемент, що взаємодіє з собачкою, причому на нижній стулці шарнірно закріплена пружна засувка, одним кінцем упирається в кронштейн, жорстко закріплений на верхній стулці, а іншим взаємодіє з торцем фіксатора.