Сонячні трекери. Сонячні батареї космічних апаратів Пристрій повороту батареї сонячної статті

Сонячний трекер - це система, призначена для орієнтації на Сонці робочих поверхонь систем, що генерують електрику, або систем, що концентрують (генерують) теплову енергію, встановлених на трекері.

Робочою поверхнею у разі виступають:

- батарея, що складається з сонячних фотоелектричних модулів (панелей);
- Дзеркало параболічного відбивача, що фокусує сонячну енергію на двигуні Стірлінга, що виробляє електрику (Фото 2);
— дзеркало відбивача, що фокусує сонячну енергію на будь-який інший приймач сонячної енергії, яким може бути пристрій або теплоносій, залежно від типу системи (Фото 3).
- Оптичні пристрої та ін.

Точна орієнтація робочих поверхонь систем на Сонці необхідна для досягнення їх максимальної продуктивності. При цьому завдання трекера - зменшити кут падіння сонця на робочу поверхню сонячних панелей (PV-модулів, СPV-концентрованих фотоелектричних модулів, CSP систем, HCPV систем, параболічних відбивачів та ін.).

Склад сонячного трекера

1. Несучої конструкції, що складається з фіксованої та рухомої частин, рухома частина має одну або дві осі обертання (Рис.1);
2. Системи орієнтації (позиціонування) рухомої частини трекера, що складається з актуаторів, та пристрої керування ними;
3. Системи безпеки, що включає:
- Захист від блискавки,
- Захист від перевантажень,
— метеостанцію, призначену для попередження системи про ураган, град, сніг, льоду, несприятливі погодні умови. Аналізуючи дані метеостанції, система переорієнтує трекер у положення, при якому несприятливі фактори будуть мінімізовані в період їхньої дії, а робочі поверхні захищені від руйнування чи псування.
- Стабілізатори;
4. Системи управління та інтерфейс, призначені для налаштування, контролю та обслуговування енергосистеми;
5. Системи віддаленого доступу - для віддаленого моніторингу та управління системою;
6. Система навігації - визначення географічного положення системи, висоти над рівнем моря (для трекерів на мобільній базі). На стаціонарних трекерах навігація не є обов'язковою. Значення широти, довготи, висоти над рівнем моря місця, де ставиться трекер, вводяться постачальником при монтажі системи.

7. Інвертор - перетворює, що надходить від корисного навантаженнятрекера (PV-модулів та ін) постійна напруга в змінну 220В (110В) і передає його споживачеві або на станцію, що приймає, одночасно, запитуючи трекер. Кількість інверторів на трекері може бути від одного до трьох. Інвертори виконуються в захищеному варіанті (польовому) або в корпусі, що встановлюється в приміщенні. Схеми підключення інверторів у системі можуть бути різними.

Необхідність повної комплектації трекера не завжди економічно доцільна, залежить від виду трекера, призначення та інших факторів, тому в практиці часто багато зазначених вище складових елементів трекера відсутні.

Системи орієнтації сонячних батарей

Рухлива частина трекера може змінювати своє положення за допомогою ручного приводу, або за допомогою 1-2 актуаторів - виконавчих пристроїв, виконаних на електродвигунах.

Завдання трекера - встановити кути нахилу робочої поверхні навантаження, зорієнтувавши її суворо на сонці. Простіше кажучи, сонячне проміння має падати перпендикулярно площині сонячної батареї.

Мал. 1

У першому випадку пристрій управління актуаторами за допомогою декількох фотоприймачів аналізує освітленість при різних положеннях трекера і передає сигнали, що управляють, на актуатори до моменту, коли потік світла на всіх фотоелементах буде однаковий. Розбалансування системи через рух сонця дасть імпульс активації нового переміщення, у бік сонцю. Принципові схеми таких пристроїв нескладні та недорогі. Але вони мають один істотний недолік. У похмуру погоду, при опаді та забрудненні фотоприймачів система непрацездатна.

Переорієнтувати систему можна вручну, або, керуючи актуаторами, подаючи сигнали, що управляють, за допомогою перемикачів. Але такий спосіб прийнятний в основному для сезонної орієнтації трекерів, коли на якийсь період часу виставляється відповідний кут нахилу (на малюнку цей кут позначений як Zenith (Зенітний кут нахилу сонця)). може бути у трекера, тому цей спосіб поширений мало, але сезонної орієнтації малобюджетних систем він цілком підходить.

Управління рухом трекера Азімутальним і Зенітним кутами можливе пристроєм управління, до складу якого входить таймер. При цьому актуатори розпочинають свою роботу за добовою програмою таймера (за потреби і за річною програмою). Точність орієнтації у своїй невелика, оскільки сонце протягом року постійно змінює час, місце сходу й заходу, зенітний кут.
Наприклад, влітку у наших широтах зенітний кут малий, а взимку сонце йде горизонтом і зенітний кут великий. Цей спосіб прийнятний для недорогих систем.

Найбільш ефективним став спосіб управління актуаторами за програмою, яка у певні інтервали часу розраховує місце розташування сонця. За внутрішнім годинником пристрою програма на блок управління видаватиме інформацію про значення Азимутального (Azimuth) і Зенітного (Zenith) кутів (Рис.1), з урахуванням розташування трекера (широта, довгота, висота над рівнем моря), після чого виконавчим пристроєм виконується відповідна переорієнтація трекера в розрахункове становище. Ця програмадля розрахунку розташування сонця, називається - SPA (Алгоритм сонячної позиції).

Пристрої керування трекерами можуть бути виконані на захищених комп'ютерах, PLC - програмованих логічних контролерах, або у вигляді окремих закінчених пристроїв, програмованих постачальником при постачанні трекера, з прив'язкою до місцевості свого виробу. Група трекерів може керуватися одним комп'ютером, що знижує собівартість електростанції.

Конструктив трекера повинен забезпечувати здатність витримувати сильні вітрові навантаження при його роботі у складі енергосистеми. Зі збільшенням розмірів робочої поверхні корисного навантаження збільшується парусність комплексу. Вага корисного навантаження теж має значення. Тому проектувальникам часто доводиться у своїх рішеннях перерозподіляти навантаження на трекер, збільшуючи габарити системи (фото 4; 5). Надійність у своїй є визначальним чинником.

Придбати сонячний трекер ви можете. Вибирайте одноосьові та двоосьові трекери виробництва.

Одним із очевидних способів підвищення ефективності сонячних енергоустановок є використання в них систем стеження за сонцем. Розробка систем стеження з простим обслуговуванням дозволить значною мірою підвищити техніко-економічні показники сільськогосподарських об'єктів та створити комфортні умови праці та побуту людини при одночасному забезпеченні 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 встановлення 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° і обрамлені прозорою сферою, укріпленою на майданчику, яка встановлена ​​з нахилом до горизонталі під кутом, що дорівнює географічній широті 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 напівсфера 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 сигнал якого передається в мікропроцесорну систему управління поворотами осей сонячної батареї (на рис. 1 не показана) . Відстань 5d 1 вибирається таким чином, щоб сонячний промінь 8 фіксувався точно 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 процесором і передається на крокові мотор-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. .

Нещодавно попросив друг зібрати йому "геліостат" для орієнтації сонячної панелі за сонцем, під використання невеликих моторів. Схему було взято з просторів інтернету, перевірено авторську плату, працює. Але я намалював також свою друковану плату, компактнішою, в якій резистори та конденсатори можна ставити планарного типу SMD.

Далі йде опис схеми від автора. Цей пристрій використовує імпульсне регулювання та автоматично здатне орієнтувати сонячну батарею по найкращому освітленню. Принципова схема складається з тактового генератора (DD1.1, DD1.2), двох інтегруючих ланцюгів (VD1R2C2, VD2R3C3), того ж числа формувачів (DD1.3, DD1.4), цифрового компаратора (DD2), двох інверторів (DD1). 5, DD1.6) і транзисторного комутатора (VT1-VT6) напрями обертання електродвигуна М1, що управляє поворотом платформи, на якій встановлена ​​сонячна батарея.

З подачею живлення (від сонячної батареї або від акумулятора) генератор на елементах DD1.1, DD1.2 починає виробляти тактові імпульси, що йдуть з частотою близько 300 Гц. При роботі пристрою порівнюються тривалості імпульсів, сформованих інверторами DD1.3, DD1.4 та інтегруючими ланцюгами VD1R2C2, VD2R3C3. Їхня крутість змінюється в залежності від постійного часу інтегрування, яка, у свою чергу, залежить від освітленості фотодіодів VD1 і VD2 (струм зарядки конденсаторів С2 і СЗ пропорційний їх освітленості).

Сигнали з виходів інтегруючих ланцюгів надходять на формувачі рівня DD1.3, DD1.4 і далі - цифровий компаратор, виконаний на елементах мікросхеми DD2. Залежно від співвідношення тривалостей імпульсів, що надходять на входи компаратора, сигнал низького рівня з'являється на виході DD2.3 елемента (висновок 11) або DD2.4 (висновок 4). При рівній освітленості фотодіодів обох виходах компаратора є сигнали високого рівня.

Інвертори DD1.5 і DD1.6 необхідні управління транзисторами VT1 ​​і VT2. Високий рівень сигналу на виході першого інвертора відкриває транзистор VT1, на виході другого VT2. Навантаженнями цих транзисторів є ключі на потужних транзисторах VT3, VT6 та VT4, VT5, які комутують напругу живлення електродвигуна М1. Ланцюги R4C4R6 та R5C5R7 згладжують пульсації на базах керуючих транзисторів VT1 HVT2. Напрямок обертання двигуна змінюється залежно від полярності підключення до джерела живлення. Цифровий компаратор не дозволяє одночасно відкритися всім ключовим транзисторам, і таким чином забезпечує високу надійність системи.

Зі сходом сонця освітленість фотодіодів VD1 і VD2 виявиться різною, і електродвигун почне повертати сонячну батарею із заходу на схід. У міру зменшення різниці в тривалості імпульсів, що виробляються формувачами, зменшуватиметься тривалість результуючого імпульсу, і швидкість повороту сонячної батареї плавно сповільниться, що забезпечить її точне позиціонування. Таким чином, при імпульсному керуванні обертання валу електродвигуна можна передавати платформі із сонячною батареєю безпосередньо, без застосування редуктора.

Протягом дня платформа із сонячною батареєю повертатиметься слідом за рухом сонця. З настанням сутінків тривалості імпульсів на вході цифрового компаратора виявляться однаковими і система перейде в черговий режим. У цьому стані споживаний пристроєм струм не перевищує 1,2 мА (у режимі орієнтації залежить від потужності двигуна).

Акумулятор геліостату використовується для накопичення енергії, що виробляється сонячною батареєю, та живлення самого електронного блоку. Оскільки електродвигун включається лише повороту батареї (на короткий час), вимикач живлення не передбачено. Ця схемаорієнтує сонячну батарею у горизонтальній площині. Проте за її позиціонуванні слід враховувати географічну широтумісцевості та пора року. Якщо доповнити конструкцію блоком вертикального відхилення, зібраним за аналогічною схемою, можна автоматизувати повністю орієнтацію батареї в обох площинах.

Для захисту фотодіодів від надмірного опромінення застосовано зелений світлофільтр. Між фотодатчиками розміщують непрозору шторку. Її закріплюють перпендикулярно до плати з таким розрахунком, щоб при зміні кута освітлення вона затіняла один з фотодіодів. Докладніше читайте у статті в архіві . Загальний вигляддрукованої плати:

Після складання перевірив роботу приладу - все спрацьовує як слід, при засвіті одного і другого світлодіода спрацьовує мотор за годинниковою і проти годинникової стрілки.

Радіатор трохи завеликий, такого великого розміру не потрібно, але другові такий сподобався, потім сказав поріже на дві половини для двох готових плат, тестує поки що, оскільки з потужністю моторів ще не визначився.

Ці радіатори все знято з блоків живлення, у мене їх багато накопичилося, а люди все несуть і несуть. Розробка - І. Цаплін. Складання та випробування схеми - Igoran.

Обговорити статтю КОНТРОЛЕР ПОВЕРНЕННЯ СОНЯЧНОЇ ПАНЕЛІ

Власники патенту UA 2322373:

Винаходи відносяться до електропостачання космічних апаратів(КА) за допомогою сонячних батарей (СБ). Пропонований спосіб включає розворот панелей СБ у робоче положення, що відповідає суміщенню нормалі до їх освітленої поверхні з площиною, що утворюється віссю обертання панелей СБ та 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 акумуляторні батареї КА до максимального рівня. При перевищенні щільності потоків частинок порогових значень розгортають панелі СБ на кут між зазначеною нормаллю і напрямом 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 робоче положення. Пропонована система управління включає необхідні блоки і зв'язки між ними для виконання описаних вище операцій. Причому до неї введено блок визначення потрібного струму від СБ, блок визначення моментів появи провісників негативного впливу частинок високих енергій на КА, блок завдання допустимого рівня зарядженості акумуляторних батарей. Технічний результат винаходів полягає в ослабленні негативного впливу потоків частинок високих енергій на робочу поверхню СБ шляхом максимального збільшення кута "захисного" відвороту СБ від напряму цих потоків від Сонця. 2 н.п. 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 полягає у наступному. Панелі СБ орієнтуються таким чином, що кут між нормаллю до їх освітленої робочої поверхні та напрямком на Сонці становить мінімальну величину, що забезпечує максимальний прихід електроенергії від СБ.

Для забезпечення високої ефективності роботи СБ більшості КА встановлюють систему їх автоматичної орієнтації на Сонце. До складу такої системи входять сонячні датчики, що логічно перетворюють пристрої та електричні приводи, що керують положенням СБ.

Недолік 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) в 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 виміряних 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 напрямком на Сонці 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 високих енергій стає нижче верхнього порогового 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 уздовж 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 визначаться 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 становищем 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 густини 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 поєднує виходи БФ 1 і БФ 4 з'єднана з першим входом УПСБ, і через другий вихід, що поєднує 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 БИППЧВЕ з'єднані відповідно 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, 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, 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 підключено 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.

За командою 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 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 становище РБ. Розмір дискрети визначає точність орієнтації РБ.

У штатному режимі орієнтації КА, коли напрям руху Сонця щодо пов'язаних осей КА незмінно, СБ встановлюється щодо спрямування Сонце з випередженням у процесі руху Сонця на кут, відповідний кільком дискретам ДУ. Далі батарея залишається в цьому положенні до тих пір, поки 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 необхідний розворот на кут α z . При цьому контролю кута розвороту в БРСБЗП використовується також інформація з ДК УПСБ.

УПУ відіграє роль інтерфейсу між БУОСБС, БРСБЗП, БУСБТНЗ та УПСБ.

БІПЕМІ здійснює постійний вимір поточних потоків сонячного електромагнітного випромінювання (ЕМІ) за індексом сонячної активності F10,7 і передає їх у БОСА. У БОСА шляхом порівняння поточних значень із заданими пороговими визначається початок активності Сонця. За командою, що приходить з першого виходу БОСА на вхід БОМВВЧ, у вказаному останньому блоці проводиться визначення моменту часу можливого початку впливу високих частин 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 перебудовує 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 ДК 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 необхідну кількість керуючих імпульсів для залучення керуючого приводу СБ. Керуючі імпульси передаються до УПУ. Після перетворення та посилення зазначених імпульсів в УПУ вони надходять на вхід УПСБ і приводять 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 можливостіщодо зменшення даного негативного впливу з допомогою виконання спеціальних операцій із підготовки СЕС КА до роботи у 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, на яку негативно впливає потік зазначених частинок.

Технічний результат досягається тим, що в способі керування 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 площиною, що утворюється віссю обертання. 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, порівняння вимірюваних значень щільності потоків частинок високих ен 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 провісників 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, в разі перевищення порівнюваних з ними порогових значень виконують розворот панелей сонячних батарей до досягнення значення кута між нормаллю до їх освітленої робочої поверхні та напрямом на Сонці α s_min_АБ, відповідного мінімальної 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 обнуляють поточне значення допустимого струму розряду акумуляторів.

Крім того, поставлене завдання вирішується тим, що в систему керування 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 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 керування системою електропостачання, шину електропостачання, блок вимірювання густини 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 поєднує виходи двох фотоелектричних батарей, з'єднана з першим входом пристрою повороту сонячних батарей, і через другий вихід, що поєднує 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 і другим входами підсилювально-перетворюючого 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 блоку управління 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 керування системою електропостачання підключений до перших входів блоків керування орієнтацією сонячних батарей у напрямку на Сонце та розвороту сонячних батарей у задане положення; 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 та блоку вимірювання щільності потоків частинок високих енергій з'єднані з відповідно першим і другим входами блоку визначення моменту часу початку керування 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 керування 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 тьому входу підсилювально-перетворюючого пристрою, додатково введені блок визначення потрібного струму від сонячних батарей, блок визначення моментів часу провісників негативного впливу частинок високих енергій на космічний апарат і блок завдання допустимих значень рівня зарядженості акумуляторних батарей, при цьому перший і 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 відповідно третім входом блоку формування команд на заряд акумуляторних батарей і четвертим входом зарядного пристрою акумуляторних батарей.

Суть запропонованого способу полягає у наступному.

Безпосередньо захисний відворот СБ від напрямку 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 Administration ( ) (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, що розглядається.

З появою провісників негативного впливу потоків високих енергій на КА здійснюють максимальний заряд АБ СЕС КА. Це дозволяє надалі, у 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. 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 зарядженості акумуляторних батарей (БЗДЗУЗСБ).

При цьому СБ (1) через свій перший вихід, що поєднує виходи БФ 1 (2) та 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, у свою чергу, до ШЕ (17). БАБ (12) своїм виходом підключено до першого входу БФКЗ АБ (14), а до другого входу зазначеного блоку підключено перший вихід БУСЕС (16). Вихід БФКЗ АБ (14) підключено 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 і другий виходи БЗДЗУЗСБ (26) з'єднані відповідно третім входом БФКЗ АБ (14) і четвертим входом ЗРУ АБ (13).

На кресленні пунктиром також показано 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 більше потужності підключення генераторів СБ (1), 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 (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 і 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 зарядженості АБ, визначає та подає на свій другий вихід поточне значення допустимого струму розряду АБ (в режимі відключення БАБ (12) від зовнішнього навантаження це 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 полягає в тому, що по датчиках тиску, встановленим усередині батарей, і температурах на корпусах батарей проводиться визначення густини водню в 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 при 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).

За командою з БУСЕС (16) блок БУОСБС (8) здійснює управління орієнтацією СБ (1) на Сонці. БУОСБС (8) може бути реалізований на базі 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 ДК УПСБ (6). Вихідною інформацією алгоритму управління є команди обертання СБ щодо осі вихідного валу УПСБ (6), команди припинення обертання. ДК 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. За командою, 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 БИППЧВЭ (21) виміряне значення щільності потоків частинок високих енергій передається перший вхід БОМВПНВЧ (24) і другий вхід БОМВУСБТНЗ (22). На другий вхід БОМВПНВЧ (24) з виходу БІПЕМІ (18) подаються вимірювані 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. ), датчиками 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) і ЗРУ АБ (13) надходять поточні значення струму навантаження від споживачів КА I і допустимого струму розряду АБ I АБ. Використовуючи дані значення БОПТСБ (25), за співвідношеннями (4), (5) визначає значення I СБ - поточне мінімально допустиме значення потребного струму від СБ (з урахуванням можливості використання споживачами енергії від БАБ (12)), і 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 РБ 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 ДК УПСБ (6) у зазначений блок надходить інформація про поточне значення кута повороту СБ α. Визначивши значення кута α s_min_АБ, алгоритм, закладений в БУСБТНЗ (23), порівнює його з поточним значенням кута α і розраховує кут неузгодженості між α і α s_min_АБ і необхідну кількість керуючих імпульсів для залучення керуючого приводу СБ (1). 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), даний блок, залежно від програми польоту КА, передає управління СБ (1) одному з блоків БУОСБС (8) і БРСБЗП (9).

Функціонування БУОСБС (8) описано 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 контролю кута розвороту в 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).

В 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 сигналів в 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, на 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 наводиться у 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 С. 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 енергіята космічні польоти. Москва, "Наука", 1984.

10. Земна станціяслужбового каналу управління 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 керування положенням сонячних батарей космічного апарату та система для його здійснення. Патент РФ 2242408 за заявкою 2003108114/11 від 24.03.2003 р.

1. Спосіб управління положенням сонячних батарей космічного апарату, що включає розворот панелей сонячних батарей у робоче положення, що забезпечує постачання космічного апарату електроенергією і відповідне суміщення нормалі до їх освітленої робочої поверхні з площиною, що утворюється віссю обертання панелей сонячних батарей 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 до їх освітленої робочої поверхні та напрямком на Сонце, що відповідає мінімальній площі впливу потоків частинок високих енергій на поверхні сонячних батарей при одночасному об забезпеченні космічного апарату електроенергією, в момент часу перевищення виміряними значеннями щільності потоків частинок високих енергій порогових значень і повернення панелей сонячних батарей у робоче положення в момент часу, при якому щільність потоків частинок високих енергій стає нижчою від порогових значень, що відрізняється тим, що додатково появи провісників 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 порівнюваних з ними 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 що виникає дефіцит електроенергії на борту космічного апарату компенсують за рахунок розряду акумуляторних батарей, при цьому контролюють рівень зарядженості акумуляторних батарей і по досягненню 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, пристрій, що підсилює-перетворює, 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 густини 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 поєднує 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 пристрою сонячних сонячних батарей батарей, а виходи блоків управління орієнтацією сонячних батарей у напрямку на Сонце і розвороту сонячних батарей в задане положення з'єднані, відповідно, з першим і 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 до входів першого і 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, у свою чергу, до шини електропостачання блок акумуляторних батарей своїм виходом 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 акумуляторних батарей, другий і третій виходи блоку управління системою електропостачання підключений до перших входів блоків керування орієнтацією сонячних батарей у напрямку на Сонце та розвороту сонячних батарей у задане положення, третій вихід пристрою повороту сонячних батарей з'єднаний з іншими входами блоків керування орієнтацією сонячних батарей 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 щільності потоків високих енергій з'єднані з, відповідно, першим і другим входами блоку визначення моменту часу початку управління сонячними батареями по струмах 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 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 до 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., при яких необхідно визначати просторові координати космічних апаратів (КА) та складові його швидкості вектора.

Область техніки, до якої належить винахід

Винахід відноситься до галузі космічної техніки, а саме до систем електропостачання космічних апаратів і може бути використане при керуванні положенням панелей їх сонячних батарей