Главная > Виды бурения > Устройство поворота батареи солнечной статья. Способ управления положением солнечных батарей космического аппарата и система для его осуществления. Составные элементы трекера

Устройство поворота батареи солнечной статья. Способ управления положением солнечных батарей космического аппарата и система для его осуществления. Составные элементы трекера

В настоящее время множество людей переходит на солнечные фонарики для сада, к примеру, или на зарядное устройство для телефона. Как всем известно, и понятно, работает такая зарядка от полученной днем солнечной энергии. Однако светило не стоит на месте целый день, а потому, создав поворотное устройство для солнечной батареи своими руками, можно повысить эффективность зарядка примерно в половину, передвигая батарею по направлению к солнцу на протяжении всего дня.

Трекер для солнечных панелей своими руками обладает несколькими очень весомыми преимуществами, которые стоят того, чтобы потратить время на его изготовление и установку.

Первое и наиболее важное преимущество – это то, что поворот солнечного элемента в течение всего дня может повысить КПД батареи примерно в половину. Достигается это за счет того, что максимально эффективная работа солнечных батарей достигается в период, когда лучи от светила падают перпендикулярно на фотоэлемент.
Второе преимущество устройства создается под влиянием первого. Из-за того, что батарея повышает свою эффективность и производит вполовину больше энергии, отпадает необходимость установки дополнительных стационарных батарей. К тому же сама поворотная батарея может обладать меньшим фотоэлементом, чем при стационарном способе. Все это экономит большие материальные средства.

Составные элементы трекера

Создание поворотного устройства для солнечных панелей своими руками включает в себя те же комплектующие, что и заводские товары.

Список обязательных деталей для создания такого устройства:

Основа или каркас – состоит из несущих деталей, которые подразделяются на две категории – это подвижные и неподвижные. В некоторых случаях каркас имеет подвижную часть лишь с одной осью – горизонтальной. Однако есть модели и с двумя осями. В таких случаях нужны актуаторы, которые управляют вертикальной осью.
Описанный ранее актуатор также должен входить в конструкцию и обладать устройствами не только поворота, но и устройствами контроля за этими действиями.
Необходимы детали, которые будут защищать устройство от капризов погоды – гроза, сильный ветер, дождь.
Возможность удаленного управления и доступа к поворотному устройству.
Элемент, преобразующий энергию.

Но стоит отметить, что сбор такого устройства иногда дороже, чем покупка уже готового, а потому в некоторых случаях упрощается до несущих деталей, актуатора, управление актуатором.

Электронные системы поворота

Принцип работы

Принцип работы поворотного устройства очень прост и держится на двух деталях, одна из которых механическая, а другая электронная. Механическая часть поворотного устройства соответственно отвечает за поворот и наклон батареи. А электронная часть регулирует моменты времени и углы наклона, по которым действует механическая часть.

Электрооборудование, используемое вместе с солнечными батареями, заряжается от самих же батарей, что в некотором роде также экономит средства на подпитку электроники.

Положительные стороны

Если говорить о достоинствах электронного оборудования для поворотного устройства, то стоит отметить удобство. Удобство заключается в том, что электронная часть устройства будет в автоматическом режиме управлять процессом поворота батареи.

Данное преимущество не единственное, а является лишь еще одним в списке тех, что были перечислены ранее. То есть помимо экономии средств и повышения КПД, электроника освобождает человека от надобности вручную осуществлять поворот.

Как сделать своими руками

Создать трекер для солнечных батарей своими руками несложно, так как схема его создания проста. Для того чтобы создать работоспособную схему трекера своими руками необходимо иметь в наличии два фоторезистора. Кроме этих составляющих, нужно также приобрести моторное устройство, которое будет поворачивать батареи.

Подключение этого устройства осуществляется при помощи Н – моста. Этот метод подключения позволит преобразовывать ток силой до 500 мА с напряжением от 6 до 15 В. Схема сборки позволить не только понять, как работает трекер для солнечных батарей, но и создать его самому.

Чтобы настроить работу схемы, необходимо провести следующие действия:

Удостовериться в наличия питания на схему.
Провести подключение двигателя с постоянным током.
Установить фотоэлементы нужно рядом, чтобы добиться одинакового количества солнечных лучей на них.
Необходимо выкрутить два подстроечных резистора. Сделать это нужно против часовой стрелки.
Запускается подача тока на схему. Должен включиться двигатель.
Вкручиваем один из подстроечников до тех пор, пока он не упрется. Помечаем это положение.
Продолжить вкручивание элемента до тех пор, пока двигатель не начнет крутиться в противоположную сторону. Помечаем и это положение.
Делим полученное пространство на равные отделы и посередине устанавливаем подстроечник.
Вкручиваем другой подстроечник до тех пор, пока двигатель не начнет немного дергаться.
Возвращаем подстроечник немного назад и оставляем в таком положении.
Для проверки правильности работы можно закрывать участки солнечной батареи и смотреть за реакцией схемы.

Часовой механизм поворота

Устройство часового механизма поворота в основе своей довольное простое. Для того чтобы создать такой принцип работы, нужно взять любые механические часы и соединить их с двигателем солнечной батареи.

Для того чтобы заставить работать двигатель, необходимо установить один подвижный контакт на длинную стрелку механических часов. Второй неподвижный закрепляется на двенадцати часах. Таким образом, каждый час, когда длинная стрелка будет проходить через двенадцать часов, контакты будут замыкаться, и двигатель будет поворачивать панель.

Временной промежуток в один час, выбран исходя из того, что за это время солнечное светило проходит по небу около 15 градусов. Установить еще один неподвижный контакт можно на шесть часов. Таким образом, поворот будет проходить каждые полчаса.

Водяные часы

Данный способ управления поворотным устройством был изобретен одной предприимчивой канадской студенткой лет и отвечает за поворот лишь одной оси, горизонтальной.

Принцип работы также прост и заключается в следующем:

Солнечная батарея устанавливается в изначальное положение, когда солнечные лучи попадают на фотоэлемент перпендикулярно.
После этого к одной из сторон цепляют емкость с водой, а к другой стороне цепляют какой-нибудь предмет такого же веса, что и емкость с водой. Дно емкости должно обладать небольшим отверстием.
Через него вода будет понемногу вытекать из емкости, из-за чего будет уменьшаться вес, а панель будет потихоньку наклоняться в сторону противовеса. Определить размеры отверстия для емкости придется экспериментально.

Данный способ является наиболее простым. К тому же он экономит материальные средства, которые ушли бы на покупку двигателя, как в случае с часовым механизмом. К тому же, провести монтаж поворотного механизма в виде водяных часов можно самостоятельно, даже не обладая какими-либо специальными знаниями.

Видео

Как сделать трекер для солнечной батареи своими руками, вы узнаете из нашего видео.

Владельцы патента RU 2322373:

Изобретения относятся к электроснабжению космических аппаратов (КА) с помощью солнечных батарей (СБ). Предлагаемый способ включает разворот панелей СБ в рабочее положение, соответствующее совмещению нормали к их освещенной поверхности с плоскостью, образуемой осью вращения панелей СБ и направлением на Солнце. При этом измеряют плотности потоков солнечного электромагнитного излучения и частиц высоких энергий, определяя моменты начала солнечной активности и достижения указанными частицами поверхности КА. Дополнительно определяют моменты появления предвестников негативного воздействия потоков указанных частиц на КА. В эти моменты заряжают бортовые аккумуляторные батареи КА до максимального уровня. При превышении плотностями потоков частиц пороговых значений разворачивают панели СБ на угол между указанной нормалью и направлением на Солнце, соответствующий минимальной площади воздействия потоков частиц на поверхности СБ. Дефицит электроэнергии на борту КА покрывают за счет разряда аккумуляторных батарей. При достижении минимально допустимого уровня заряженности этих батарей производят их отключение от нагрузки. По окончании воздействия частиц на КА возвращают панели СБ в рабочее положение. Предлагаемая система управления включает в себя необходимые блоки и связи между ними для выполнения описанных выше операций. Причем в нее введены блок определения потребного тока от СБ, блок определения моментов появления предвестников негативного воздействия частиц высоких энергий на КА, блок задания допустимого уровня заряженности аккумуляторных батарей. Технический результат изобретений состоит в ослаблении негативного воздействия потоков частиц высоких энергий на рабочую поверхность СБ путем максимального увеличения угла "защитного" отворота СБ от направления этих потоков от Солнца. 2 н.п. ф-лы, 1 ил.

Изобретение относится к области космической техники, а именно к системам электроснабжения (СЭС) космических аппаратов (КА), и может быть использовано при управлении положением панелей их солнечных батарей (СБ).

Известен способ управления положением панелей СБ, принятый за аналог (см. , стр.190-194). Сущность способа заключается в следующем. Панели СБ ориентируются таким образом, что угол между нормалью к их освещенной рабочей поверхности и направлением на Солнце составляет минимальную величину, что обеспечивает максимальный приход электроэнергии от СБ.

Для обеспечения высокой эффективности работы СБ на большинстве КА устанавливают систему их автоматической ориентации на Солнце. В состав такой системы входят солнечные датчики, логически преобразующие устройства и электрические приводы, управляющие положением СБ.

Недостаток указанного способа и системы управления положением СБ КА заключается в том, что в их действиях не предусмотрена защита от негативного воздействия факторов внешней среды (ФВС) на рабочие поверхности панелей СБ, как, например, защита от газов, выходящих из работающих реактивных двигателей (РД) КА (см. , стр.311-312; , стр.2-27), и потоков протонов и электронов высоких энергий космических лучей солнечного электромагнитного излучения (ЭМИ) в периоды высокой активности Солнца (см. , стр.323; , стр.31, 33).

Наиболее близким из аналогов, принятым за прототип, является способ управления положением СБ КА, описанный в . Суть способа заключается в нижеследующем.

Осуществляют разворот панелей СБ в рабочее положение, обеспечивающее снабжение КА электроэнергией, соответствующее совмещению нормали к ее освещенной рабочей поверхности с плоскостью, образуемой осью вращения панелей СБ и направлением на Солнце. Далее определяют момент времени начала негативного воздействия ФВС на рабочую поверхность СБ и осуществляют разворот панелей СБ до момента времени начала воздействия указанных факторов и возвращение панелей СБ в рабочее положение после окончания указанного воздействия. Для этого измеряют плотность текущего потока солнечного электромагнитного излучения и по измеренным значениям определяют момент времени начала солнечной активности, определяют момент времени достижения частицами высоких энергий поверхности КА. В указанный момент времени измеряют плотность потоков частиц высоких энергий - протонов и электронов - и производят сравнение измеренных значений с пороговыми значениями. В случае превышения измеренными значениями пороговых значений потоков протонов и электронов производят разворот панелей СБ на угол между нормалью к их освещенной рабочей поверхности и направлением на Солнце α s_min , соответствующий минимальной площади воздействия потоков частиц высоких энергий на поверхности СБ, определяемый соотношением:

α s min =arccos(I н /I m),

где I н - ток нагрузки от потребителей КА;

I m - максимальный ток, вырабатываемый при ориентации освещенной рабочей поверхности панелей СБ перпендикулярно солнечным лучам,

при этом за момент времени начала разворота панелей СБ принимают момент времени превышения измеренными значениями верхнего порогового значения плотности потоков указанных частиц высоких энергий, а за момент времени начала возвращения панелей СБ в рабочее положение принимают момент времени, при котором плотность потоков частиц высоких энергий становится ниже верхнего порогового значения.

СБ в системе СЭС МКС являются основными источниками электроэнергии и обеспечивают работу ее бортовых потребителей, включая подзаряд аккумуляторных батарей (АБ), являющихся вторичными источниками электроэнергии на борту МКС (см. ). Поворотом СБ уменьшается площадь поражения рабочих поверхностей СБ потоком ФВС. Полностью развернуть панели СБ вдоль поражающего потока ФВС не предоставляется возможным, т.к. необходимо обеспечивать КА и его аккумуляторные батареи вырабатываемой СБ электроэнергией, - исходя из этого площадь поражения панелей СБ потоком частиц высоких энергий уменьшается до минимальной путем разворота СБ на угол α s min , необходимый и достаточный для обеспечения бортовых потребителей энергией.

Исходя из необходимой достаточности, для работы бортовых систем КА нагрузка от потребителей I н не должна превышать текущий ток I. Поскольку текущий ток I от СБ определятся выражением (см. , стр.109)

где I m - максимальный ток, вырабатываемый при ориентации освещенной рабочей поверхности панелей солнечных батарей перпендикулярно солнечным лучам;

α - текущий угол между нормалью к рабочей поверхности СБ и направлением на Солнце,

то текущий угол α не должен превышать величину α s min , рассчитываемую по формуле:

Система управления положением СБ для реализации данного способа, принятого за прототип, описана в и содержит СБ, на жесткой подложке корпуса которой расположены четыре фотоэлектрических батареи (БФ 1 , БФ 2 , БФ 3 , БФ 4), устройство поворота СБ (УПСБ); усилительно-преобразующее устройство (УПУ); блок управления ориентацией СБ по направлению на Солнце (БУОСБС); блок разворота СБ в заданное положение (БРСБЗП); два регулятора тока (PT 1 , РТ 2), блок АБ (БАБ); зарядное устройство для АБ (ЗРУ АБ); блок формирования команд на заряд АБ (БФКЗ АБ); датчик тока нагрузки (ДТН); блок управления системой энергоснабжения (БУСЭС); шина электроснабжения (ШЭ); блок измерения плотности текущего потока солнечного ЭМИ (БИПЭМИ); блок определения солнечной активности (БОСА); блок определения момента времени воздействия частиц на КА (БОМВВЧ); блок измерения плотности потоков частиц высоких энергий (БИППЧВЭ); блок определения момента времени начала управления СБ по токам нагрузки (БОМВУСБТНЗ); блок управления СБ по токам нагрузки (БУСБТНЗ). При этом СБ через свой первый выход, объединяющий выходы БФ 1 и БФ 4 , соединена с первым входом УПСБ, и через второй выход, объединяющий выходы БФ 2 и БФ 3 , соединена со вторым входом УПСБ. Выходы БУОСБС и БРСБЗП соединены соответственно с первым и вторым входами УПУ, выход которого, в свою очередь, соединен с третьим входом УПСБ. Первый и второй выходы УПСБ соединены соответственно с входами PT 1 и РТ 2 , а выходы PT 1 и РТ 2 соединены с ШЭ. БАБ своим входом через ЗРУ АБ соединен с ШЭ. При этом ЗРУ АБ подключено своим первым входом к указанной шине, а ко второму входу ЗРУ АБ подключен выход ДТП, вход которого подключен, в свою очередь, к ШЭ. БАБ своим выходом подключен к первому входу БФКЗ АБ, а ко второму входу указанного блока подключен первый выход БУСЭС. Выход БФКЗ АБ подключен к третьему входу ЗРУ АБ. Вторые и третьи выходы БУСЭС подключены соответственно к первым входам БУОСБС и БРСБЗП. Третий выход УПСБ соединен со вторыми входами БУОСБС и БРСБЗП. Выход БИПЭМИ соединен с входом БОСА, первый выход которого, в свою очередь, соединен с входом БОМВВЧ. Выходы БОМВВЧ и БИППЧВЭ соединены с соответственно первым и вторым входами блока БОМВУСБТНЗ, а вход БИППЧВЭ соединен со вторым выходом БОСА. Выход БОМВУСБТНЗ соединен с входом БУСЭС. БУСЭС своим четвертым выходом соединен с первым входом БУСБТНЗ, а ко второму входу БУСБТНЗ подключен второй выход ДТН. Выход БУСБТНЗ подключен к третьему входу УПУ. Кроме этого, третий выход УПСБ соединен с третьим входом БУСБТНЗ.

В режиме электроснабжения КА система работает следующим образом.

УПСБ служит для транзитной передачи электроэнергии от СБ до PT 1 и РТ 2 . Стабилизация напряжения на шине электропитания СЭС осуществляется одним из РТ. В то же время другой РТ находится в состоянии с замкнутыми силовыми транзисторами. Генераторы СБ работают в этом случае в режиме короткого замыкания. Когда мощность нагрузки становится больше мощности подключения генераторов СБ, в режим стабилизации напряжения переходит другой РТ, и энергия незадействовавшихся генераторов поступает на шину питания СЭС. В отдельные периоды, когда мощность нагрузки может превышать мощность СБ, ЗРУ АБ, за счет разряда блока АБ, компенсирует дефицит электроэнергии на борту КА. Для указанных целей в ЗРУ АБ служит регулятор разряда АБ.

Кроме указанного регулятора ЗРУ АБ содержит и регулятор заряда АБ. Регулятор заряда осуществляет ограничение зарядного тока БАБ на уровне (I нз ±1)А, где I нз - номинальный ток заряда, при избытке мощности БФ и стабилизацию напряжения на шине СЭС за счет регулирования зарядного тока БАБ при мощности БФ, недостаточной для обеспечения питания АБ током заряда (I нз ±1)А. Для проведения указанных зарядно-разрядных циклов в ЗРУ АБ используется информация от ДТН. При этом ДТН подключен в СЭС таким образом, что измеряет ток нагрузки не только от бортовых потребителей, но и учитывает ток заряда АБ. Заряд БАБ осуществляет ЗРУ АБ через БФКЗ АБ.

Одновременно с работой в режиме электроснабжения КА система решает задачи управления положением плоскостей панелей СБ.

По команде с БУСЭС блок БУОСБС осуществляет управление ориентацией СБ на Солнце. БУОСБС может быть реализован на базе системы управления движением и навигацией (СУДН) КА (см. ). При этом входной информацией для алгоритма управления СБ являются: положение единичного вектора направления на Солнце относительно связанных с КА осей координат, определяемое алгоритмами кинематического контура СУДН; положение СБ относительно корпуса КА, получаемое в виде текущих измеренных значений угла α с датчиков угла (ДУ), установленных на УПСБ. При этом значение α всегда отсчитывается от текущей нормали к рабочей поверхности СБ (т.о. при ориентации СБ на Солнце α минимален). Выходной информацией алгоритма управления являются команды на вращение СБ относительно оси выходного вала УПСБ и команды на прекращение вращения. ДУ УПСБ выдают дискретные сигналы о положении СБ. Величина дискреты определяет точность ориентации СБ.

В штатном режиме ориентации КА, когда направление движения Солнца относительно связанных осей КА неизменно, СБ устанавливается относительно направления на Солнце с опережением по ходу движения Солнца на угол, соответствующий нескольким дискретам ДУ. Далее батарея остается в этом положении до тех пор, пока Солнце, за счет движения КА по орбите, не "переместится вперед" относительно СБ на соответствующий угол. После этого цикл вращения возобновляется.

БРСБЗП управляет СБ при помощи БУСЭС по программным уставкам. Алгоритм управления СБ по программным уставкам позволяет устанавливать батарею в любое задаваемое положение. Для этого выдается первоначально сигнал в БУОСБС об установке СБ в исходное положение. Далее при помощи БУСБЗП осуществляется требуемый разворот на угол α z . При этом для контроля угла разворота в БРСБЗП используется также информация с ДУ УПСБ.

УПУ играет роль интерфейса между БУОСБС, БРСБЗП, БУСБТНЗ и УПСБ.

БИПЭМИ производит постоянное измерение текущих потоков солнечного электромагнитного излучения (ЭМИ) по индексу солнечной активности F10,7 и передает их в БОСА. В БОСА путем сравнения текущих значений с заданными пороговыми определяется начало активности Солнца. По команде, приходящей с первого выхода БОСА на вход БОМВВЧ, в указанном последнем блоке производится определение момента времени возможного начала воздействия частиц высоких энергий на КА. Со второго выхода БОСА через вход БИППЧВЭ выдается команда на начало измерения плотности потока частиц высоких энергий. Информация о моменте времени возможного начала воздействия частиц на КА передается с выхода БОМВВЧ в БОМВУСБТНЗ через его первый вход. На второй вход БОМВУСБТНЗ передается измеренное значение плотности потоков частиц высоких энергий с БИППЧВЭ.

В БОМВУСБТНЗ осуществляется фактическая оценка негативного воздействия ФВС путем сравнения текущего измеренного значения характеристики воздействия с пороговыми значениями, начиная с момента времени, определенного БОМВВЧ. Необходимым условием получения команды на выходе БОМВУСБТНЗ является наличие двух сигналов - с выходов БОМВВЧ и БИППЧВЭ. На выходе БОМВУСБТНЗ формируется команда "начало управления СБ по токам нагрузки", которая поступает в БУСЭС.

Когда БОМВУСБТНЗ выдает команду в БУСЭС, команда, полученная с БОМВУСБТНЗ, является по приоритету более высокой, чем команды на задействование БУОСБС и БРСБЗП. Поэтому, получив указанную команду, БУСЭС отключает от управления УПСБ блоки более низкого приоритета и подключает БУСБТНЗ.

После обнуления команды с БОМВУСБТНЗ на входе БУСЭС последний перестраивает логику своей работы. В зависимости от выполняемой программы полета КА приоритет на управление СБ отдается одному из блоков БУОСБС или БРСБЗП.

БУСБТНЗ определяет угол α s_min по выражению (2). Для расчета указанного угла используются измеренные значения I н, получаемые с ДТН. Кроме того, с ДУ УПСБ в указанный блок поступает информация о текущем значении угла поворота СБ α. Определив значение угла α s_min , алгоритм, заложенный в БУСБТНЗ, сравнивает его с текущим значением угла α, рассчитывает угол рассогласования между α и α s_min и необходимое число управляющих импульсов для задействования управляющего привода СБ. Управляющие импульсы передаются в УПУ. После преобразования и усиления указанных импульсов в УПУ они поступают на вход УПСБ и приводят привод в движение.

Способ и система для его осуществления, принятые за прототип, имеют существенный недостаток - они не обеспечивают полной защиты поверхности СБ от негативного воздействия потоков частиц высоких энергий и при этом не позволяют использовать дополнительные возможности по уменьшению данного негативного воздействия за счет выполнения специальных операций по подготовке СЭС КА к работе в условиях негативного воздействия потоков частиц высоких энергий на КА.

Задачей, стоящей перед предлагаемыми способом и системой для его осуществления, является уменьшение негативного воздействия потоков частиц высоких энергий на поверхности СБ. Для этого за счет выполнения специальных подготовительных операций в СЭС КА и управления СБ предполагается уменьшить площадь СБ, на которую негативно воздействует поток указанных частиц.

Технический результат достигается тем, что в способе управления положением солнечных батарей космического аппарата, включающем разворот панелей солнечных батарей в рабочее положение, обеспечивающее снабжение космического аппарата электроэнергией, соответствующее совмещению нормали к ее освещенной рабочей поверхности с плоскостью, образуемой осью вращения панелей солнечных батарей и направлением на Солнце, измерение плотности текущего потока солнечного электромагнитного излучения, определение момента времени начала солнечной активности, определение момента времени достижения частицами высоких энергий поверхности космического аппарата, измерение плотности потоков частиц высоких энергий, сравнение измеренных значений плотности потоков частиц высоких энергий с пороговыми значениями, разворот панелей солнечных батарей на угол между нормалью к их освещенной рабочей поверхности и направлением на Солнце, соответствующий минимальной площади воздействия потоков частиц высоких энергий на поверхности солнечных батарей при одновременном обеспечении космического аппарата электроэнергией, в момент времени превышения измеренными значениями плотности потоков частиц высоких энергий пороговых значений и возвращение панелей солнечных батарей в рабочее положение в момент времени, при котором плотность потоков частиц высоких энергий становится ниже пороговых значений, дополнительно определяют моменты времени появления предвестников негативного воздействия потоков частиц высоких энергий на космический аппарат, в моменты времени появления предвестников негативного воздействия потоков частиц высоких энергий на космический аппарат выполняют заряд аккумуляторных батарей системы электроснабжения космического аппарата до максимального уровня заряда, в случае превышения измеряемыми значениями плотности потоков частиц высоких энергий сравниваемых с ними пороговых значений выполняют разворот панелей солнечных батарей до достижения значения угла между нормалью к их освещенной рабочей поверхности и направлением на Солнце α s_min_АБ, соответствующего минимальной площади воздействия потоков частиц высоких энергий на поверхности солнечных батарей при одновременном обеспечении космического аппарата электроэнергией от солнечных и аккумуляторных батарей системы электроснабжения, определяемого соотношением:

α s_min_АБ =arccos(max{0,I н -I АБ }/I m),

где I н - ток нагрузки от потребителей космический аппарата,

I m - максимальный ток, вырабатываемый при ориентации освещенной рабочей поверхности панелей солнечных батарей перпендикулярно солнечным лучам,

I АБ - текущий допустимый ток разряда аккумуляторных батарей,

и возникающий дефицит электроэнергии на борту космического аппарата компенсируют за счет разряда аккумуляторных батарей, при этом контролируют уровень заряженности аккумуляторных батарей и по достижению минимально допустимого значения уровня заряженности аккумуляторных батарей обнуляют текущее значение допустимого тока разряда аккумуляторных батарей и производят отключение аккумуляторных батарей от внешней нагрузки.

Кроме того, поставленная задача решается тем, что в систему управления положением солнечных батарей космического аппарата, включающую солнечную батарею с установленными на ней четырьмя фотоэлектрическими батареями, устройство поворота солнечных батарей, усилительно-преобразующее устройство, блок управления ориентацией солнечных батарей по направлению на Солнце, блок разворота солнечных батарей в заданное положение, два регулятора тока, блок аккумуляторных батарей, зарядное устройство для аккумуляторных батарей, блок формирования команд на заряд аккумуляторных батарей, датчик тока нагрузки, блок управления системой электроснабжения, шину электроснабжения, блок измерения плотности текущего потока солнечного электромагнитного излучения, блок определения солнечной активности, блок определения момента времени воздействия частиц на космический аппарат, блок измерения плотности потоков частиц высоких энергий, блок определения момента времени начала управления солнечными батареями по токам нагрузки, блок управления солнечными батареями по токам нагрузки, при этом солнечная батарея через свой первый выход, объединяющий выходы двух фотоэлектрических батарей, соединена с первым входом устройства поворота солнечных батарей, и через второй выход, объединяющий выходы двух других фотоэлектрических батарей, соединена со вторым входом устройства поворота солнечных батарей, а выходы блоков управления ориентацией солнечных батарей по направлению на Солнце и разворота солнечных батарей в заданное положение соединены соответственно с первым и вторым входами усилительно-преобразующего устройства, выход которого, в свою очередь, соединен с третьим входом устройства поворота солнечных батарей, первый и второй выходы устройства поворота солнечных батарей соединены соответственно с входами первого и второго регуляторов тока, а выходы регуляторов тока соединены с шиной электроснабжения космического аппарата, блок аккумуляторных батарей своим входом, через зарядное устройство для аккумуляторных батарей, соединен с шиной электроснабжения, при этом зарядное устройство аккумуляторных батарей подключено своим первым входом к указанной шине, а ко второму входу зарядного устройства для аккумуляторных батарей подключен датчик тока нагрузки, который подключен, в свою очередь, к шине электроснабжения, блок аккумуляторных батарей своим выходом подключен к первому входу блока формирования команд на заряд аккумуляторных батарей, а ко второму входу указанного блока подключен первый выход блока управления системой электроснабжения, выход блока формирования команд на заряд аккумуляторных батарей подключен к третьему входу зарядного устройства аккумуляторных батарей, второй и третий выходы блока управления системой электроснабжения подключен к первым входам блоков управления ориентацией солнечных батарей по направлению на Солнце и разворота солнечных батарей в заданное положение, третий выход устройства поворота солнечных батарей соединен со вторыми входами блоков управления ориентацией солнечных батарей по направлению на Солнце и разворота солнечных батарей в заданное положение, выход блока измерения плотности текущего потока солнечного электромагнитного излучения соединен с входом блока определения солнечной активности, первый выход которого, в свою очередь, соединен с входом блока определения момента времени воздействия частиц на космический аппарат, выходы блока определения момента времени воздействия частиц на космический аппарат и блока измерения плотности потоков частиц высоких энергий соединены с соответственно первым и вторым входами блока определения момента времени начала управления солнечными батареями по токам нагрузки, а вход блока измерения плотности потоков частиц высоких энергий соединен со вторым выходом блока определения солнечной активности, выход блока определения момента времени начала управления солнечными батареями по токам нагрузки соединен с входом блока управления системой электроснабжения, четвертый выход которого, в свою очередь, соединен с первым входом блока управления солнечными батареями по токам нагрузки, третий вход и выход которого подключены к соответственно третьему выходу устройства поворота солнечных батарей и третьему входу усилительно-преобразующего устройства, дополнительно введены блок определения потребного тока от солнечных батарей, блок определения моментов времени предвестников негативного воздействия частиц высоких энергий на космический аппарат и блок задания допустимых значений уровня заряженности аккумуляторных батарей, при этом первый и второй входы и выход блока определения потребного тока от солнечных батарей соединены с соответственно вторым выходом датчика тока нагрузки, вторым выходом зарядного устройства аккумуляторных батарей и вторым входом блока управления солнечными батареями по токам нагрузки, выходы блока измерения плотности потоков частиц высоких энергий и блока измерения плотности текущего потока солнечного электромагнитного излучения соединены также с соответственно первым и вторым входами блока определения моментов времени предвестников негативного воздействия частиц высоких энергий на космический аппарат, выход которого соединен со вторым входом блока управления системой электроснабжения, а первый и второй выходы блока задания допустимых значений уровня заряженности аккумуляторных батарей соединены с соответственно третьим входом блока формирования команд на заряд аккумуляторных батарей и четвертым входом зарядного устройства аккумуляторных батарей.

Суть предлагаемого способа состоит в следующем.

Непосредственно защитный отворот СБ от направления негативного воздействия потоков частиц высоких энергий выполняется при превышении плотности потоков частиц высоких энергий некоторых заданных пороговых значений. При этом в качестве начальных шагов, выполняемых до непосредственной реализации защитных мероприятий, осуществляется непрерывный контроль текущего состояния околоземного пространства и текущей солнечной активности и анализируется выполнение и невыполнение критериев опасной радиационной обстановки, в частности критериев контроля солнечной активности, разработанных National Oceanic and Atmospheric Administration (NOAA) (см. ). При этом ситуации, когда критерии безусловной опасности еще не выполнены, но уже достигнут порог предшествующего уровня опасности, должны рассматриваться как ситуации-"предвестники" рассматриваемого негативного воздействия.

При появлении предвестников негативного воздействия потоков частиц высоких энергий на КА осуществляют максимальный заряд АБ СЭС КА. Это позволяет в дальнейшем, в моменты превышения измеряемыми значениями плотности потоков частиц высоких энергий сравниваемых с ними пороговых значений, отворачивать рабочие поверхности панелей СБ от направления потоков данных частиц на максимально возможный угол, при условии компенсации возникающего дефицита электроэнергии на борту КА за счет разряда АБ. При этом данное значение α s_min_АБ угла защитного отворота СБ определяется соотношением:

где I m - максимальный ток, вырабатываемый при ориентации освещенной рабочей поверхности панелей СБ перпендикулярно солнечным лучам,

I СБ - потребный ток от СБ.

При этом потребный ток от СБ I СБ определяется как минимально необходимый ток, который необходимо вырабатывать СБ для обеспечения потребителей КА с учетом возможностей использования энергии БАБ СЭС КА (т.е. при компенсации возникающего дефицита электроэнергии на борту КА за счет разряда АБ СЭС), исходя из соотношений:

где I н - ток нагрузки от потребителей КА,

I АБ - текущий максимально допустимый ток разряда АБ СЭС КА.

Для реализации способа предлагается система, представленная на чертеже и содержащая следующие блоки:

1 - СБ, на жесткой подложке корпуса которой расположены четыре фотоэлектрических батареи;

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

8 - БУОСБС;

9 - БРСБЗП;

10, 11 - РТ 1 и РТ 2 ;

13 - ЗРУ АБ;

14 - БФКЗ АБ;

16 - БУСЭС;

18 - БИПЭМИ;

20 - БОМВВЧ;

21 - БИППЧВЭ;

22 - БОМВУСБТНЗ;

23 - БУСБТНЗ;

24 - блок определения моментов времени предвестников негативного воздействия частиц высоких энергий на космический аппарат (БОМВПНВЧ),

25 - блок определения потребного тока от солнечных батарей (БОПТСБ),

26 - блок задания допустимых значений уровня заряженности аккумуляторных батарей (БЗДЗУЗСБ).

При этом СБ (1) через свой первый выход, объединяющий выходы БФ 1 (2) и БФ 4 (5), соединена с первым входом УПСБ (6), и через второй выход, объединяющий выходы БФ 2 (3) и БФ 3 (5), соединена со вторым входом УПСБ (6). Выходы БУОСБС (8) и БРСБЗП (9) соединены соответственно с первым и вторым входами УПУ (7), выход которого, в свою очередь, соединен с третьим входом УПСБ (6). Первый и второй выходы УПСБ (6) соединены соответственно с входами PT 1 (10) и РТ 2 (11), а выходы PT 1 (10) и РТ 2 (11) соединены с ШЭ (17). БАБ (12) своим входом через ЗРУ АБ (13) соединен с ШЭ (17). При этом ЗРУ АБ (13) подключено своим первым входом к указанной шине, а ко второму входу ЗРУ АБ (13) подключен выход ДТП (15), вход которого подключен, в свою очередь, к ШЭ (17). БАБ (12) своим выходом подключен к первому входу БФКЗ АБ (14), а ко второму входу указанного блока подключен первый выход БУСЭС (16). Выход БФКЗ АБ (14) подключен к третьему входу ЗРУ АБ (13). Второй и третий выходы БУСЭС (16) подключены соответственно к первым входам БУОСБС (8) и БРСБЗП (9). Третий выход УПСБ (6) соединен со вторыми входами БУОСБС (8) и БРСБЗП (9). Выход БИПЭМИ (18) соединен с входом БОСА (19). Первый выход БОСА (19) соединен с входом БОМВВЧ (20). Выходы БОМВВЧ (20) и БИППЧВЭ (21) соединены с соответственно первым и вторым входами блока БОМВУСБТНЗ (22). Вход БИППЧВЭ (21) соединен со вторым выходом БОСА (19). Выход БОМВУСБТНЗ (22) соединен с первым входом БУСЭС (16). БУСЭС (16) своим четвертым выходом соединен с первым входом БУСБТНЗ (23). Третий выход УПСБ (6) соединен с третьим входом БУСБТНЗ (23). Выход БУСБТНЗ (23) подключен к третьему входу УПУ (7). Первый вход БОПТСБ (25) соединен с вторым выходом ДТН (15). Второй вход БОПТСБ (25) соединен с вторым выходом ЗРУ АБ (13). Выход БОПТСБ (25) соединен с вторым входом БУСБТНЗ (23). Выход БИППЧВЭ (21) соединен с первым входом БОМВПНВЧ (24). Выход БИПЭМИ (18) соединен с вторым входом БОМВПНВЧ (24). Выход БОМВПНВЧ (24) соединен со вторым входом БУСЭС (16). Первый и второй выходы БЗДЗУЗСБ (26) соединены с соответственно третьим входом БФКЗ АБ (14) и четвертым входом ЗРУ АБ (13).

На чертеже также пунктиром показана механическая связь УПСБ (6) с корпусом СБ (1) через выходной вал привода батареи.

В режиме электроснабжения КА система работает следующим образом. УПСБ (6) служит для транзитной передачи электроэнергии от СБ (1) до PT 1 (10) и РТ 2 (11). Стабилизация напряжения на шине электропитания СЭС осуществляется одним из РТ. В то же время другой РТ находится в состоянии с замкнутыми силовыми транзисторами. Генераторы СБ (1) (БФ 1 -БФ 4) работают в этом случае в режиме короткого замыкания. Когда мощность нагрузки становится больше мощности подключения генераторов СБ (1), в режим стабилизации напряжения переходит другой РТ, и энергия незадействовавшихся генераторов поступает на шину питания СЭС. В отдельные периоды, когда мощность нагрузки может превышать мощность СБ (1), ЗРУ АБ (13), за счет разряда блока АБ (12), компенсирует дефицит электроэнергии на борту КА. Для указанных целей в ЗРУ АБ (13) служит регулятор разряда АБ, который, в частности, осуществляет контроль уровня заряженности АБ и по достижению минимально допустимого значения уровня заряженности АБ, величина которого поступает в ЗРУ АБ (13) от БЗДЗУЗСБ (26), отключает БАБ (12) от внешней нагрузки. При этом ЗРУ АБ (13), исходя из текущего уровня заряженности АБ, определяет и подает на свой второй выход текущее значение допустимого тока разряда АБ (в режиме отключения БАБ (12) от внешней нагрузки данное значение равно нулю).

Кроме указанного регулятора ЗРУ АБ (13) содержит и регулятор заряда АБ. Для проведения зарядно-разрядных циклов в ЗРУ АБ (13) используется информация от ДТН (15). Заряд БАБ (12) осуществляет ЗРУ АБ (13) через БФКЗ АБ (14). Для случая металлводородных АБ он описан в . Суть заключается в том, что по датчикам давления, установленным внутри батарей, и температурах на корпусах батарей производится определение плотности водорода в корпусе АБ. В свою очередь, плотность водорода определяет уровень заряженности АБ. При понижении плотности водорода в батарее ниже установленного уровня выдается команда на ее заряд, а при достижении максимального уровня плотности - на прекращение заряда. Указанные уровни заряда батареи регулируются командами от БФКЗ АБ (14), при этом значения максимально допустимого уровня заряженности АБ поступают в БФКЗ АБ (14) с БЗДЗУЗСБ (26). Поддержание АБ в максимально заряженном состоянии негативно отражается на их состоянии, и АБ поддерживаются в режиме текущего саморазряда, при котором операция заряда АБ выполняется только периодически (например, при управлении СЭС КА "Ямал-100" - раз в несколько суток, при уменьшении уровня заряда БАБ на 30% от максимального уровня).

Одновременно с работой в режиме электроснабжения КА система решает задачи управления положением плоскостей панелей СБ (1).

По команде с БУСЭС (16) блок БУОСБС (8) осуществляет управление ориентацией СБ (1) на Солнце. БУОСБС (8) может быть реализован на базе СУДН КА (см. ). При этом входной информацией для алгоритма управления СБ являются: положение единичного вектора направления на Солнце относительно связанных с КА осей координат, определяемое алгоритмами кинематического контура СУДН; положение СБ относительно корпуса КА, получаемое в виде текущих измеренных значений угла α с ДУ УПСБ (6). Выходной информацией алгоритма управления являются команды на вращение СБ относительно оси выходного вала УПСБ (6), команды на прекращение вращения. ДУ УПСБ (6) выдают дискретные сигналы о положении СБ (1).

БИПЭМИ (18) производит измерение текущих потоков солнечного ЭМИ и передает их в БОСА (19). В БОСА (19) путем сравнения текущих значений с заданными пороговыми определяется начало активности Солнца. По команде, приходящей с первого выхода БОСА (19) на вход БОМВВЧ (20), в указанном последнем блоке производится определение момента времени возможного начала воздействия частиц высоких энергий на КА. Со второго выхода БОСА (19) через вход БИППЧВЭ (21) выдается команда на начало измерения плотности потока частиц высоких энергий.

С выхода БИППЧВЭ (21) измеренное значение плотности потоков частиц высоких энергий передается на первый вход БОМВПНВЧ (24) и на второй вход БОМВУСБТНЗ (22). На второй вход БОМВПНВЧ (24) с выхода БИПЭМИ (18) подаются измеренные значения текущих потоков солнечного ЭМИ.

В БОМВПНВЧ (24) осуществляется оценка динамики изменения плотности потоков частиц высоких энергий и выявляются ситуации, которые могут рассматриваться как предвестники негативного воздействия частиц на КА. Такими ситуациями являются превышение измеренной плотностью потоков высокоэнергетических частиц заданных критических значений при наличии тенденции к ее дальнейшему повышению. При выявлении и идентификации таких ситуаций используются также данные потоков солнечного ЭМИ, полученные от БИПЭМИ (18). При регистрации в БОМВПНВЧ (24) таких ситуаций-предвестников на выходе данного блока генерируется сигнал, поступающий на второй вход БУСЭС (16).

По команде на втором входе БУСЭС (16) данный блок подает команду на БФКЗ АБ (14), по которой данный блок через ЗРУ АБ (13) осуществляет заряд БАБ (12) до максимального уровня заряда. При этом, для случая металлводородных АБ (см. ), по датчикам давления, установленным внутри батарей, и температурах на корпусах батарей производится определение плотности водорода в корпусе АБ, по которой определяется уровень заряженности АБ. При достижении максимального уровня плотности выдается команда на прекращение заряда.

На входы БОПТСБ (25) со вторых выходов ДТН (15) и ЗРУ АБ (13) поступают текущие значения тока нагрузки от потребителей КА I н и допустимого тока разряда АБ I АБ. Используя данные значения БОПТСБ (25), по соотношениям (4), (5) определяет значение I СБ - текущее минимально допустимое значение потребного тока от СБ (с учетом возможности использования потребителями энергии от БАБ (12)), и выдает его на второй вход БУСБТНЗ (23).

Информация о моменте времени возможного начала воздействия частиц на КА передается с выхода БОМВВЧ (20) в БОМВУСБТНЗ (22) через его первый вход. В БОМВУСБТНЗ (22) осуществляется фактическая оценка негативного воздействия ФВС путем сравнения текущего измеренного значения характеристики воздействия с пороговыми значениями, начиная с момента времени, определенного БОМВВЧ (20). Необходимым условием получения команды на выходе БОМВУСБТНЗ (22) является наличие двух сигналов - с выходов БОМВВЧ (20) и БИППЧВЭ (21).

Когда БОМВУСБТНЗ (22) выдает команду на первый вход БУСЭС (16), данный блок генерирует команду на своем четвертом выходе, которая подключает к управлению СБ БУСБТНЗ (23).

БУСБТНЗ (23) определяет угол α s_min_АБ по выражению (3). Для расчета указанного угла используется текущее значение потребного тока от СБ, получаемое с БОПТСБ (25). Кроме того, с ДУ УПСБ (6) в указанный блок поступает информация о текущем значении угла поворота СБ α. Определив значение угла α s_min_АБ, алгоритм, заложенный в БУСБТНЗ (23), сравнивает его с текущим значением угла α и рассчитывает угол рассогласования между α и α s_min_АБ и необходимое число управляющих импульсов для задействования управляющего привода СБ (1). Управляющие импульсы передаются в УПУ (7). После преобразования и усиления указанных импульсов в УПУ (7) они поступают на вход УПСБ (6) и приводят привод в движение.

Когда БОМВУСБТНЗ (22) не выдает команду на первый вход БУСЭС (16), данный блок, в зависимости от выполняемой программы полета КА, передает управление СБ (1) одному из блоков БУОСБС (8) и БРСБЗП (9).

Функционирование БУОСБС (8) описано выше.

БРСБЗП (9) управляет СБ (1) по программным уставкам. Алгоритм управления СБ (1) по программным уставкам позволяет устанавливать батарею в любое задаваемое положение α=α z . При этом для контроля угла разворота в БРСБЗП (9) используется информация с ДУ УПСБ (6).

Реализация БОМВУСБТНЗ (22) и БОМВПНВЧ (24) возможна как на базе аппаратно-программных средств ЦУП КА, так и на борту КА. На выходах БОМВУСБТНЗ (22) и БОМВПНВЧ (24) формируются, соответственно, команды "начало управления СБ по токам нагрузки" и "начало управления СЭС в режиме подготовки к негативному воздействию высокоэнергетических частиц на КА", которые поступают в БУСЭС (16), при этом последняя команда функционально воспринимается БУСЭС (16) как команда на выполнение заряда АБ до максимального уровня заряда.

Примером реализации БУСЭС (16) могут служить радиосредства служебного канала управления (СКУ) бортовыми системами КА "Ямал-100", состоящие из земной станции (ЗС) и бортовой аппаратуры (БА) (см. описание в ). В частности, БА СКУ совместно с ЗС СКУ решает задачи выдачи в бортовую цифровую вычислительную систему (БЦВС) КА цифровой информации (ЦИ) и последующего ее квитирования. БЦВС, в свою очередь, осуществляет управление блоками БУОСБС (8), БРСБЗП (9), БУСБТНЗ(23), БФКЗ АБ (14).

В данной реализации БУСЭС (16) взаимодействие БА СКУ в части обмена ЦИ осуществляется по магистральному каналу обмена (МКО) в соответствии с интерфейсом MIL-STD-1553. В качестве абонента БЦВС используется прибор - блок сопряжения (БС) из состава БА СКУ. Процессор БЦВС периодически делает опросы состояния БС для определения доступности пакета данных. Если пакет доступен, то процессор начинает обмен данными.

УПУ (7) играет роль интерфейса между БУОСБС (8), БРСБЗП (9), БУСБТНЗ (23) и УПСБ (6) и служит для преобразования цифровых сигналов в аналоговые и усиление последних.

БУСБТНЗ (23) является бортовым блоком КА, команды на который приходят от БУСЭС (16). Реализация БУСБТНЗ (23), БОПТСБ (25), БЗДЗУЗСБ (26) может быть выполнена на базе БЦВС КА (см. , ).

Таким образом, рассмотрен пример реализации основополагающих блоков системы.

Опишем технический эффект предлагаемых изобретений.

Предлагаемые технические решения обеспечивают уменьшение негативного воздействия потоков частиц высоких энергий на рабочую поверхность СБ в моменты выполнения режима "защитного" отворота СБ от направления на Солнце. Это достигается уменьшением площади рабочей поверхности СБ, на которую негативно воздействуют потоки данных частиц, путем максимального увеличения угла отворота нормали к рабочей поверхности СБ от направления на Солнце, при гарантированном выполнении требования обеспечения КА электроэнергией. Максимизация угла отворота достигается тем, что СЭС КА заранее приводится в состояние максимального заряда АБ, что обеспечивает возможность реализации максимально-возможного угла "защитного" отворота СБ от направления на Солнце. Учитывая, например, что при управлении СЭС КА "Ямал-100" после операции заряда АБ до максимального уровня увеличение возможного тока разряда АБ составляет порядка 30%, то соответствующее увеличение угла "защитного" отворота СБ и, как следствие, уменьшение негативного воздействия потоков частиц высоких энергий на рабочую поверхность СБ составляет существенную величину.

ЛИТЕРАТУРА

1. Елисеев А.С. Техника космических полетов. Москва, "Машиностроение", 1983.

2. Раушенбах Г. Справочник по проектированию солнечных батарей. Москва, Энергоатомиздат, 1983.

3. Правила полета при выполнении совместных операций ШАТТЛА и МКС. Том С. Управление полетных операций. Космический центр им. Линдона Б.Джонсона. Хьюстон, Техас, основной вариант, 8.11.2001.

4. Система электроснабжения КА. Техническое описание. 300ГК.20Ю. 0000-АТО. РКК "Энергия", 1998.

5. Центер Б.И., Лызлов Н.Ю., Металлводородные электрохимические системы. Ленинград. "Химия", Ленинградское отделение, 1989.

6. Система управлением движением и навигации КА. Техническое описание. 300ГК.12Ю. 0000-АТО. РКК "Энергия", 1998.

7. Гальперин Ю.И., Дмитриев А.В., Зеленый Л.М., Панасюк Л.М. Влияние космической погоды на безопасность авиационных и космических полетов. "Полет 2001", стр.27-87.

8. Инженерный справочник по космической технике. Изд-во МО ССР, М., 1969.

9. Грилихес В.А., Орлов П.П., Попов Л.Б. Солнечная энергия и космические полеты. Москва, "Наука", 1984.

10. Земная станция служебного канала управления КА "Ямал". Руководство по эксплуатации. ЗСКУГК.0000-ОРЭ. РКК "Энергия", 2001.

11. Бортовая аппаратура служебного канала управления КА "Ямал". Техническое описание. 300ГК.15Ю. 0000А201-ОТО. РКК "Энергия", 2002.

12. Ковтун B.C., Соловьев С.В., Заикин С.В., Городецкий А.А. Способ управления положением солнечных батарей космического аппарата и система для его осуществления. Патент РФ 2242408 по заявке 2003108114/11 от 24.03.2003 г.

1. Способ управления положением солнечных батарей космического аппарата, включающий разворот панелей солнечных батарей в рабочее положение, обеспечивающее снабжение космического аппарата электроэнергией и соответствующее совмещению нормали к их освещенной рабочей поверхности с плоскостью, образуемой осью вращения панелей солнечных батарей и направлением на Солнце, измерение плотности текущего потока солнечного электромагнитного излучения, определение момента времени начала солнечной активности, определение момента времени достижения частицами высоких энергий поверхности космического аппарата, измерение плотности потоков частиц высоких энергий, сравнение измеренных значений плотности потоков частиц высоких энергий с пороговыми значениями, разворот панелей солнечных батарей на угол между нормалью к их освещенной рабочей поверхности и направлением на Солнце, соответствующий минимальной площади воздействия потоков частиц высоких энергий на поверхности солнечных батарей при одновременном обеспечении космического аппарата электроэнергией, в момент времени превышения измеренными значениями плотности потоков частиц высоких энергий пороговых значений и возвращение панелей солнечных батарей в рабочее положение в момент времени, при котором плотность потоков частиц высоких энергий становится ниже пороговых значений, отличающийся тем, что дополнительно определяют моменты времени появления предвестников негативного воздействия потоков частиц высоких энергий на космический аппарат и в указанные моменты времени выполняют заряд аккумуляторных батарей системы электроснабжения космического аппарата до максимального уровня заряда, в случае превышения измеряемыми значениями плотности потоков частиц высоких энергий сравниваемых с ними пороговых значений, выполняют разворот панелей солнечных батарей до достижения значения угла между нормалью к их освещенной рабочей поверхности и направлением на Солнце α s_min_АБ, соответствующего минимальной площади воздействия потоков частиц высоких энергий на поверхности солнечных батарей, при одновременном обеспечении космического аппарата электроэнергией от солнечных и аккумуляторных батарей системы электроснабжения, и определяемого соотношением

α s_min_АБ =arccos (max{0, I н -I АБ }/I m),

где I н - ток нагрузки потребителей космический аппарата;

I m - максимальный ток, вырабатываемый при ориентации освещенной рабочей поверхности панелей солнечных батарей перпендикулярно солнечным лучам;

I АБ - текущий допустимый ток разряда аккумуляторных батарей, и возникающий дефицит электроэнергии на борту космического аппарата компенсируют за счет разряда аккумуляторных батарей, при этом контролируют уровень заряженности аккумуляторных батарей и по достижению минимально допустимого значения этого уровня обнуляют текущее значение допустимого тока разряда аккумуляторных батарей и производят отключение аккумуляторных батарей от внешней нагрузки.

2. Система управления положением солнечных батарей космического аппарата, представляющих собой установленные на панелях четыре фотоэлектрические солнечные батареи, включающая устройство поворота указанных солнечных батарей, усилительно-преобразующее устройство, блок управления ориентацией солнечных батарей по направлению на Солнце, блок разворота солнечных батарей в заданное положение, два регулятора тока, блок аккумуляторных батарей, зарядное устройство для аккумуляторных батарей, блок формирования команд на заряд аккумуляторных батарей, датчик тока нагрузки, блок управления системой электроснабжения, шину электроснабжения, блок измерения плотности текущего потока солнечного электромагнитного излучения, блок определения солнечной активности, блок определения момента времени воздействия частиц высоких энергий на космический аппарат, блок измерения плотности потоков частиц высоких энергий, блок определения момента времени начала управления солнечными батареями по токам нагрузки, блок управления солнечными батареями по токам нагрузки, при этом солнечная батарея через свой первый выход, объединяющий выходы двух фотоэлектрических батарей, соединена с первым входом устройства поворота солнечных батарей, и через второй выход, объединяющий выходы двух других фотоэлектрических батарей, соединена со вторым входом устройства поворота солнечных батарей, а выходы блоков управления ориентацией солнечных батарей по направлению на Солнце и разворота солнечных батарей в заданное положение соединены, соответственно, с первым и вторым входами усилительно-преобразующего устройства, выход которого, в свою очередь, соединен с третьим входом устройства поворота солнечных батарей, первый и второй выходы устройства поворота солнечных батарей соединены соответственно с входами первого и второго регуляторов тока, а выходы регуляторов тока соединены с шиной электроснабжения космического аппарата, блок аккумуляторных батарей своим входом, через зарядное устройство для аккумуляторных батарей, соединен с шиной электроснабжения, при этом зарядное устройство аккумуляторных батарей подключено своим первым входом к указанной шине, а ко второму входу зарядного устройства для аккумуляторных батарей подключен датчик тока нагрузки, который подключен, в свою очередь, к шине электроснабжения, блок аккумуляторных батарей своим выходом подключен к первому входу блока формирования команд на заряд аккумуляторных батарей, а ко второму входу указанного блока подключен первый выход блока управления системой электроснабжения, выход блока формирования команд на заряд аккумуляторных батарей подключен к третьему входу зарядного устройства аккумуляторных батарей, второй и третий выходы блока управления системой электроснабжения подключен к первым входам блоков управления ориентацией солнечных батарей по направлению на Солнце и разворота солнечных батарей в заданное положение, третий выход устройства поворота солнечных батарей соединен со вторыми входами блоков управления ориентацией солнечных батарей по направлению на Солнце и разворота солнечных батарей в заданное положение, выход блока измерения плотности текущего потока солнечного электромагнитного излучения соединен с входом блока определения солнечной активности, первый выход которого, в свою очередь, соединен с входом блока определения момента времени воздействия частиц на космический аппарат, выходы блока определения момента времени воздействия частиц на космический аппарат и блока измерения плотности потоков частиц высоких энергий соединены с, соответственно, первым и вторым входами блока определения момента времени начала управления солнечными батареями по токам нагрузки, а вход блока измерения плотности потоков частиц высоких энергий соединен со вторым выходом блока определения солнечной активности, выход блока определения момента времени начала управления солнечными батареями по токам нагрузки соединен с входом блока управления системой электроснабжения, четвертый выход которого, в свою очередь, соединен с первым входом блока управления солнечными батареями по токам нагрузки, третий вход и выход которого подключены к, соответственно, третьему выходу устройства поворота солнечных батарей и третьему входу усилительно-преобразующего устройства, отличающаяся тем, что в нее дополнительно введены блок определения потребного тока от солнечных батарей, блок определения моментов появления предвестников негативного воздействия частиц высоких энергий на космический аппарат и блок задания допустимых значений уровня заряженности аккумуляторных батарей, при этом первый и второй входы и выход блока определения потребного тока от солнечных батарей соединены с, соответственно, вторым выходом датчика тока нагрузки, вторым выходом зарядного устройства аккумуляторных батарей и вторым входом блока управления солнечными батареями по токам нагрузки, выходы блока измерения плотности потоков частиц высоких энергий и блока измерения плотности текущего потока солнечного электромагнитного излучения соединены также, соответственно с первым и вторым входами блока определения моментов времени предвестников негативного воздействия частиц высоких энергий на космический аппарат, выход которого соединен со вторым входом блока управления системой электроснабжения, а первый и второй выходы блока задания допустимых значений уровня заряженности аккумуляторных батарей соединены, соответственно с третьим входом блока формирования команд на заряд аккумуляторных батарей и четвертым входом зарядного устройства аккумуляторных батарей.

Изобретение относится к космонавтике и может быть использовано при ведении космической деятельности - исследованиях космического пространства, планет солнечной системы, наблюдений Земли из космоса и т.п., при которых необходимо определять пространственные координаты космических аппаратов (КА) и составляющие вектора его скорости.

Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано при создании ракет-носителей (РН), в том числе конверсионных, для выведения космических аппаратов на околоземные орбиты.

Изобретение относится к области космической техники, а именно к системам электроснабжения космических аппаратов, и может быть использовано при управлении положением панелей их солнечных батарей

Изобретение относится к электроснабжению космических аппаратов (КА) посредством солнечных батарей (СБ), дающих полезную мощность как с рабочей, так и с тыльной их поверхности. Предлагаемая система содержит устройство поворота СБ, усилительно-преобразующее устройство, блок управления ориентацией СБ по направлению на Солнце, блок разворота СБ в заданное положение, блок регуляторов тока, датчик тока, блок управления системой электроснабжения. В систему дополнительно введены блоки измерения: высоты орбиты КА, ориентации КА и угла возвышения Солнца над видимым с КА горизонтом Земли. Предусмотрен блок задания максимального значения тока, вырабатываемого СБ под воздействием прямого солнечного излучения. Введены также блоки определения: моментов попадания отраженного от Земли излучения на рабочую поверхность СБ, моментов попадания отраженного от Земли излучения на тыльную поверхность СБ, моментов генерации СБ дополнительной электроэнергии под воздействием отраженного от Земли излучения, угла поворота СБ и площади освещенной солнечным излучением части рабочей поверхности СБ. В схему включены также два ключа и элементы НЕ и ИЛИ. Технический результат изобретения состоит в увеличении выхода электроэнергии СБ путем более полной утилизации отраженного от Земли солнечного излучения, поступающего на рабочую и тыльную поверхности СБ, с учетом возможного затенения поверхности СБ элементами конструкции КА. 8 ил.

Рисунки к патенту РФ 2341421

Для обеспечения высокой эффективности работы СБ на большинстве КА устанавливают систему их автоматической ориентации на Солнце (см. , стр.190-194; , стр.57). В состав такой системы, принятой за аналог, входят солнечные датчики, логически преобразующие устройства и электрические приводы, управляющие положением СБ. При работе системы панели СБ ориентируются таким образом, что угол между нормалью к их освещенной рабочей поверхности и направлением на Солнце составляет минимальную величину, что обеспечивает максимальный приход электроэнергии от СБ.

Недостаток указанной системы управления положением СБ КА заключается в том, что в ней не предусмотрены операции выставки СБ в фиксированные расчетные положения, например, для защиты от негативного воздействия факторов внешней среды (ФВС). В виде ФВС могут выступать потоки высокоэнергетических частиц солнечного излучения или потоки газов, выходящих из работающих двигателей ориентации КА.

Наиболее близким из аналогов, принятым за прототип, является система управления положением СБ КА, описанная в , стр.6.

Блок-схема системы содержит СБ, на жесткой подложке корпуса которой расположен блок фотоэлектрических батареи (БФБ), устройство поворота СБ (УПСБ); усилительно-преобразующее устройство (УПУ); блок управления ориентацией СБ по направлению на Солнце (БУОСБС); блок разворота СБ в заданное положение (БРСБЗП); блок регуляторов тока (БРТ), блок АБ (БАБ); зарядное устройство для АБ (ЗРУ АБ); блок формирования команд на заряд АБ (БФКЗ АБ); датчик тока нагрузки (ДТН); блок управления системой энергоснабжения (БУСЭС); шина электроснабжения (ШЭ). При этом выход БФБ соединен с входом БРТ. Выход БРТ соединен с ШЭ. БАБ своим входом через ЗРУ АБ соединен с ШЭ. ЗРУ АБ подключено своим первым входом к ШЭ, а ко второму входу ЗРУ АБ подключен выход ДТН, вход которого подключен, в свою очередь, к ШЭ. БАБ своим выходом подключен к первому входу БФКЗ АБ, а ко второму входу указанного блока подключен первый выход БУСЭС. Выход БФКЗ АБ подключен к третьему входу ЗРУ АБ. Второй и третий выходы БУСЭС подключены, соответственно, к первым входам БУОСБС и БРСБЗП. Выход УПСБ соединен со вторыми входами БУОСБС и БРСБЗП. Выходы БУОСБС и БРСБЗП соединены, соответственно, с первым и вторым входами УПУ, выход которого, в свою очередь, соединен с входом УПСБ. Причем УПСБ механически соединено с СБ.

Суть действий, реализуемых данной системой, заключается в следующем. Для максимизации прихода электроэнергии от СБ осуществляют разворот панелей СБ в рабочее положение, соответствующее совмещению нормали к их освещенной рабочей поверхности с плоскостью, образуемой осью вращения панелей СБ и направлением на Солнце. Далее определяют момент времени начала негативного воздействия ФВС на рабочую поверхность СБ и осуществляют разворот панелей СБ на задаваемый угол между нормалью к их освещенной рабочей поверхности и направлением на Солнце до момента времени начала воздействия указанных факторов и возвращение панелей СБ в рабочее положение после окончания указанного воздействия.

Электроэнергия, вырабатываемая БФБ, передается от СБ на БРТ. Далее электроэнергия от БРТ поступает на ШЭ СЭС. На теневой части орбиты (при отсутствии тока от СБ) ЗРУ АБ, за счет разряда блока АБ, компенсирует дефицит электроэнергии на борту КА. Наряду с этим, ЗРУ АБ осуществляет заряд БАБ через БФКЗ АБ. При этом для проведения зарядно-разрядных циклов в ЗРУ АБ используется информация от ДТН.

Одновременно с работой в режиме электроснабжения КА система решает задачи управления положением плоскостей панелей СБ. В зависимости от выполняемой программы полета КА приоритет на управление СБ отдается одному из блоков БУОСБС или БРСБЗП.

По команде с БУСЭС блок БУОСБС осуществляет управление ориентацией СБ на Солнце. Входной информацией для алгоритма управления СБ являются: положение единичного вектора направления на Солнце относительно связанных с КА осей координат; положение СБ относительно корпуса КА, получаемое в виде текущих измеренных значений угла между текущим положением нормали к рабочей поверхности СБ и направлением на Солнце с датчиков угла (ДУ), установленных на УПСБ. При ориентации СБ на Солнце 0. Выходной информацией алгоритма управления являются команды на вращение СБ относительно оси выходного вала УПСБ и команды на прекращение вращения. ДУ УПСБ выдают дискретные сигналы о положении СБ. Величина дискреты определяет точность ориентации СБ.

БРСБЗП управляет СБ при помощи БУСЭС по программным уставкам. Алгоритм управления СБ по программным уставкам позволяет устанавливать батарею в любое требуемое положение, задаваемое требуемым значением угла = 2 . При этом для контроля угла разворота в БРСБЗП используется также информация с ДУ УПСБ.

УПУ играет роль интерфейса между БУОСБС, БРСБЗП и УПСБ.

Известно (см. , стр.272), что солнечное излучение, поступающее к Земле, отражается от ее поверхности, от облаков, рассеивается атмосферой. Энергия отраженного излучения, сосредоточенная в спектральном диапазоне области чувствительности солнечных элементов СБ, воспринимается СБ и увеличивает их выходную мощность.

Таким образом, на освещенной части орбиты КА на СБ кроме прямого солнечного излучения попадает отраженное от Земли излучение. Способ и система, принятые за прототип, имеют существенный недостаток - они не позволяют увеличивать приход электроэнергии за счет дополнительного использования отраженного от Земли солнечного излучения.

Задачей, стоящей перед предлагаемой системой, является увеличение прихода электроэнергии от СБ за счет дополнительного использования отраженного от Земли солнечного излучения, поступающего на рабочую и тыльную поверхности панелей СБ, с учетом возможного затенения поверхности СБ элементами конструкции КА.

Технический результат достигается тем, что в систему управления положением солнечных батарей космического аппарата, включающую солнечную батарею, имеющую положительную выходную мощность тыльной поверхности, с блоком установленных на ней фотоэлектрических батарей, устройство поворота солнечных батарей, усилительно-преобразующее устройство, блок управления ориентацией солнечных батарей по направлению на Солнце, блок разворота солнечных батарей в заданное положение, блок регуляторов тока, датчик тока, блок управления системой электроснабжения, при этом выход блока фотоэлектрических батарей соединен с входом блока регуляторов тока, выход которого соединен с входом датчика тока, а выходы блоков управления ориентацией солнечных батарей по направлению на Солнце и разворота солнечных батарей в заданное положение соединены, соответственно, с первым и вторым входами усилительно-преобразующего устройства, выход которого соединен с входом устройства поворота солнечных батарей, выход которого соединен с входами блоков управления ориентацией солнечных батарей по направлению на Солнце и разворота солнечных батарей в заданное положение, причем устройство поворота солнечных батарей механически соединено с солнечной батареей, дополнительно введены блок измерения высоты орбиты космического аппарата, блок измерения ориентации космического аппарата, блок измерения угла возвышения Солнца над видимым с космического аппарата горизонтом Земли, блок задания максимального значения тока, вырабатываемого солнечными батареями под воздействием прямого солнечного излучения, блок определения моментов попадания отраженного от Земли излучения на рабочую поверхность солнечных батарей, блок определения моментов попадания отраженного от Земли излучения на тыльную поверхность солнечных батарей, блок определения моментов генерации солнечными батареями дополнительной электроэнергии под воздействием отраженного от Земли излучения, блок определения угла поворота солнечных батарей, блок определения площади освещенной солнечным излучением части рабочей поверхности солнечных батарей, два ключа и элементы НЕ и ИЛИ, при этом выход датчика тока соединен с первыми входами блока определения угла поворота солнечных батарей и блока определения моментов генерации солнечными батареями дополнительной электроэнергии под воздействием отраженного от Земли излучения, выход и со второго по четвертый входы которого соединены соответственно с входом элемента НЕ и выходами блока задания максимального значения тока, вырабатываемого солнечными батареями под воздействием прямого солнечного излучения, элемента ИЛИ и блока определения площади освещенной солнечным излучением части рабочей поверхности солнечных батарей, первый и второй входы и выход которого также соединены соответственно с выходами блока измерения ориентации космического аппарата, устройства поворота солнечных батарей и вторым входом блока определения угла поворота солнечных батарей, выход и с третьего по восьмой входы которого соединены соответственно с вторым входом блока разворота солнечных батарей в заданное положение и выходами устройства поворота солнечных батарей, блока задания максимального значения тока, вырабатываемого солнечными батареями под воздействием прямого солнечного излучения, блока измерения высоты орбиты космического аппарата, блоков определения моментов попадания отраженного от Земли излучения на рабочую и на тыльную поверхности солнечных батарей и блока измерения угла возвышения Солнца над видимым с космического аппарата горизонтом Земли, выход которого также соединен с первыми входами блоков определения моментов попадания отраженного от Земли излучения на рабочую и на тыльную поверхности солнечных батарей, вторые входы которых соединены с выходом блока измерения высоты орбиты космического аппарата, при этом выходы блоков определения моментов попадания отраженного от Земли излучения на рабочую и на тыльную поверхности солнечных батарей также соединены соответственно с разными входами элемента ИЛИ, а выход блока управления системой электроснабжения соединен с информационными входами первого и второго ключей, управляющие входы которых соединены с выходами соответственно элемента НЕ и блока определения моментов генерации солнечными батареями дополнительной электроэнергии под воздействием отраженного от Земли излучения, причем выходы первого и второго ключей соединены соответственно с вторым входом блока управления ориентацией солнечных батарей по направлению на Солнце и девятым входом блока определения угла поворота солнечных батарей.

Предлагаемое изобретение применяется к классу КА, СБ которых могут затеняться элементами конструкции КА, а также СБ которых имеют положительную выходную мощность при освещении со стороны тыльной поверхности панелей СБ.

В предлагаемом техническом решении достигается увеличение тока, вырабатываемого СБ, имеющими положительную выходную мощность тыльной поверхности панелей СБ, за счет дополнительного использования отраженного от Земли солнечного излучения, попадающего на рабочую и тыльную поверхности панелей СБ. Для этого при нахождении КА на освещенной части витка орбиты ориентируют нормаль к рабочей поверхности на СБ на Солнце и определяют интервалы времени, когда солнечное излучение, отраженное от Земли, поступает или на рабочую, или на тыльную поверхности панелей СБ. После чего поворачивают СБ таким образом, чтобы обеспечить максимальную выработку электроэнергии от суммарного освещения СБ прямым солнечным излучением, поступающим на рабочую поверхность панелей СБ, и отраженным от Земли излучением, поступающим на рабочую или на тыльную поверхности панелей СБ.

Суть предлагаемого изобретения поясняется на фиг.1-8, на которых представлено: на фиг.1 и 2 - схемы освещения СБ прямым и отраженным от Земли солнечным излучением для случаев, когда отраженное от Земли излучение поступает соответственно на рабочую и на тыльную поверхности панелей СБ; на фиг.3 и 4 - схемы освещения СБ в предлагаемой системе; на фиг.5 - схема геометрического построения, поясняющая определение вводимого далее угла ; на фиг.6 - схема геометрического построения, поясняющая определение освещенной площади рабочей поверхности СБ с учетом затенения СБ; на фиг.7 - блок-схема предложенной системы; на фиг.8 - график прихода электроэнергии от СБ российского сегмента (PC) международной космической станции (МКС).

Поясним действия, реализуемые предлагаемой системой.

На фиг.1-4, поясняющих описываемые схемы освещения СБ, все построения выполнены в плоскости, образованной радиус-вектором КА и направлением на Солнце, и введены обозначения:

N - нормаль к рабочей поверхности панелей СБ;

S, PC, ВС * - вектора направления на Солнце;

О - центр Земли;

ОР - радиус-вектор КА;

OB - радиус Земли;

В - точка, от которой поток отраженного излучения поступает на КА;

Угол между направлениями от КА на Солнце и на точку В;

MM * - линия горизонта в точке В;

S и - угол падения и угол отражения от Земли солнечного излучения, поступающего на КА;

PD - направление от КА на горизонт Земли;

В * - точка касания Земли линией PD;

g - угол возвышения Солнца над видимым с КА горизонтом Земли;

Q z - угол полураствора видимого с КА диска Земли;

Угол между направлениями РО и РВ;

Q sb - угол полураствора зоны чувствительности рабочей поверхности панелей СБ, измеряемый от нормали N (обозначен только на фиг.1 и 3);

Угол между N и S (обозначен только на фиг.3 и 4);

На фиг.2 и 4 дополнительно обозначено:

N O - нормаль к тыльной поверхности панелей СБ;

S O - противосолнечное направление;

Угол между направлением N o и направлением от КА на точку В;

Q O - угол полураствора зоны чувствительности тыльной поверхности панелей СБ, измеряемый от нормали N o .

Рассматриваем текущую ориентацию СБ, при которой нормаль к рабочей поверхности СБ N совмещается с направлением на Солнце S (при этом N o совмещена с S o).

Используем понятие зон чувствительности каждой из рассматриваемых поверхностей панелей СБ - областей, определяемых конструктивными особенностями элементов СБ, при освещении со стороны которых СБ способна вырабатывать электрический ток. Задаем зону чувствительности каждой поверхности панелей СБ значением угла полураствора зоны, отсчитываемым от нормали к рассматриваемой поверхности СБ:

Q sb - угол полураствора зоны чувствительности рабочей поверхности панелей СБ, Q sb <90°,

Q o - угол полураствора зоны чувствительности тыльной поверхности панелей СБ, Q o <90°.

При освещении СБ извне данных областей генерируемый ток отсутствует или пренебрежительно мал.

Поступление отраженного от Земли излучения на КА возможно только на освещенной части орбиты, при этом расположение точки отражения (точка В) определяется соотношением углов падения s и отражения солнечного излучения от Земли (см. , стр.39-52; ).

После выхода КА из тени Земли на освещенную часть орбиты и перед входом КА в тень Земли отраженное от Земли излучение попадает на рабочую поверхность панелей СБ (случай А, представленный на фиг.1).

Данный участок орбиты определяется условиями:

С учетом понятия зоны чувствительности СБ, отраженное от Земли излучение используется рабочей поверхностью панелей СБ для выработки электроэнергии при выполнении условия:

то попадание отраженного от Земли излучения на рабочую поверхность СБ и его использование для выработки электроэнергии осуществляется также при условии

При нахождении КА на средней части освещенного участка орбиты отраженное от Земли излучение воздействует на тыльную поверхность панелей СБ (случай В, представленный на фиг.2). Данный участок орбиты определяется условиями:

С учетом понятия зоны чувствительности СБ, отраженное от Земли излучение используется тыльной поверхностью панелей СБ для выработки электроэнергии при выполнении условия:

Для определения угла можно использовать разные методики.

Из равенства сумм углов, составляющих угол ОРС, следует:

В случае А значения углов g и близки и можно использовать формулу:

В случае В угол мал и значения углов и (Q z +g) близки, поэтому можно использовать формулу:

Угол полураствора видимого с КА диска Земли Q z определяется из треугольника ОРВ * :

где обозначено: R e - радиус Земли, Н о - высота орбиты КА.

Можно использовать и более сложную методику определения угла , одним из возможных вариантов которой является следующая вычислительная процедура.

На фиг.5, поясняющей определение угла , дополнительно обозначено:

К - вершина прямого угла прямоугольного треугольника ОРК.

Угол определяется из прямоугольных треугольников ОРК и ОВК:

Подставляя в (11) выражения (14), (18) и выразив , получаем соотношение для точного определения угла :

Угол связан с углами , s соотношением, получаемым из равенства углов при секущей РВ параллельных прямых PC и ВС * :

В случае, когда характер поверхности отражения позволяет предположить равенство углов падении и отражения:

Значение , удовлетворяющее уравнению (23), находится методом итераций по следующей процедуре.

Обозначим решение данного уравнения относительно как о и обозначим функцию, стоящую в правой части (23), как:

На первой итерации в функцию (24) подставляем значение , равное 1 - некоторому начальному приближению искомого значения о. В случае А в качестве начального приближения удобно взять значение угла g, в случае В - значение суммы (Q z +g).

Выполняем последовательно для шагов i=1, 2, 3,... итерационный процесс, на каждом i-м шаге которого находим i+1 - новое приближение к искомому значению о - по формуле

с учетом областей определения угла : (2) - в случае А и (7) - в случае В. При этом каждое новое приближение будет ближе к искомому значению о, чем предыдущее.

Итерационный процесс останавливаем, когда разность между полученным новым приближением i+1 и предыдущим приближением i будет меньше требуемой точности вычислений (требуемой точности вычисления значения о):

т.к. в дальнейшем каждое новое приближение будет отличаться от предыдущего приближения на величину, меньшую . При этом искомое значение о, к которому сходится последовательность последовательных приближений i+1 , i=1, 2, 3,..., также отличается от последнего полученного приближения на величину не более . Таким образом, искомое значение о с учетом требуемой точности вычислений получено:

Данный итерационный процесс достаточно быстро сходится к искомому решению - например, для случая управления ориентацией СБ PC МКС, описанного далее в качестве иллюстрации применения данного технического предложения, искомое значение с точностью 1° достигается уже на 4 шаге итерационного процесса.

При отсутствии попадания на СБ отраженного от Земли солнечного излучения, ток I, вырабатываемый СБ, определятся выражением (см. , стр.109):

где I - текущий ток, вырабатываемый СБ;

I s_max - ток, вырабатываемый СБ при ориентации освещенной рабочей поверхности панелей СБ перпендикулярно солнечным лучам при отсутствии попадания отраженного от Земли излучения на поверхность панелей СБ и при отсутствии затенения рабочей поверхности СБ элементами конструкции КА.

Принимаем, что вырабатываемый СБ ток пропорционален площади поверхности панелей СБ, на которую падает излучение, воздействующее на солнечные элементы СБ. Обозначим:

p s - плотность потока солнечного излучения;

S s - площадь части рабочей поверхности панелей СБ, на которую поступает солнечное излучение;

р о - плотность потока отраженного от Земли излучения;

S o - площадь части поверхности панелей СБ, на которую поступает отраженное от Земли излучение.

Рассмотрим сначала случай А, когда отраженное от Земли излучение поступает на рабочую поверхность СБ (фиг.1 и 3).

В предлагаемой системе на этом участке орбиты отклоняем нормаль к рабочей поверхности СБ N от направления S в сторону, с которой на СБ поступает отраженное от Земли излучение, на расчетное значение угла между N и S (фиг.3), обеспечивающее максимальную генерацию СБ электроэнергии от суммарного воздействия на рабочую поверхность СБ прямого солнечного излучения и отраженного от Земли излучения. Данная ориентация СБ осуществляется поворотом N от S в сторону центра Земли (в сторону, с которой на СБ поступает отраженное от Земли излучение) на расчетное значение угла , определяемое следующим образом.

При отклонении N от S в сторону, с которой на СБ поступает отраженное от Земли излучение, на угол , сумма Р эффективных значений потоков прямого солнечного излучения и отраженного от Земли излучения, поступающих на рабочую поверхность панелей СБ, рассчитывается по формуле (см. , стр.57):

Формулу для расчета значения угла , доставляющего максимум (29), получаем приравнивая нулю производную данного выражения по :

Выразим р о S о из соотношения (29):

Подставив (33) в (32) получаем:

Обозначим:

S s_max - максимальная площадь рабочей поверхности панелей СБ.

Под воздействием суммарного излучения Р СБ генерируют текущий ток I, под воздействием потока излучения (p s S s_max) СБ генерируют ток, равный I s_max . При этом

Соотношение (34) с учетом (36) принимает вид:

Теперь рассмотрим случай В, когда отраженное от Земли излучение поступает на тыльную поверхность СБ (фиг.2 и 4).

В предлагаемой системе на этом участке орбиты отклоняем нормаль к тыльной поверхности СБ N o от направления S o в сторону, с которой на СБ поступает отраженное от Земли излучение, на расчетное значение угла между N o и S o (фиг.4), обеспечивающее максимальную генерацию СБ электроэнергии от суммарного воздействия на рабочую поверхность СБ прямого солнечного излучения и на тыльную поверхность СБ - отраженного от Земли излучения. Данная ориентация СБ осуществляется поворотом N o от S o в строну центра Земли (в сторону, с которой на СБ поступает отраженное от Земли излучение), что эквивалентно повороту N от S в сторону от центра Земли (или в сторону направления радиус-вектора КА), на расчетное значение угла , определяемое следующим образом.

При отклонении N o от S o в сторону, с которой на СБ поступает отраженное от Земли излучение, на угол , угол между направлением N o и направлением на источник поступающего на СБ отраженного от Земли излучения (точка В), определяется соотношением:

В этом случае сумма Р эффективных значений потоков излучения, поступающих на рабочую поверхность панелей СБ (прямое солнечное излучение) и тыльную поверхность панелей СБ (отраженное от Земли излучение), рассчитывается по формуле:

Формулу для расчета значения угла , доставляющего максимум (40), получаем приравнивая нулю производную данного выражения по :

Выразим p o S o из соотношения (40):

Таким образом, получены уравнения (37) и (46) для нахождения оптимальных углов поворота СБ для случаев А и В. Решение данных уравнений относительно осуществляем методом итераций по следующей процедуре.

Представим уравнения (37) и (46) в виде, соответственно:

Обозначим функции, стоящие в правой части (47) и (48), как:

Обозначим решение рассматриваемого уравнения как о.

На первой итерации в функцию (49) подставляем значение , равное 1 - начальному приближению искомого значения o , в качестве которого берем 0° (можно взять, также, текущее значение угла между N и S):

Выполняем для шагов i=1, 2, 3,... итерационный процесс, на каждом i-м шаге которого находим i+1 - новое приближение к искомому значению o - по формуле:

При этом каждое новое приближение будет ближе к искомому значению о, чем предыдущее. Итерационный процесс останавливаем, когда разность между полученным новым приближением i+1 и предыдущим приближением i будет меньше требуемой точности вычислений :

т.к. в дальнейшем каждое новое приближение будет отличаться от предыдущего приближения на величину, меньшую . При этом искомое значение o , к которому сходится последовательность последовательных приближений i+1 , i=1, 2, 3,..., также отличается от последнего полученного приближения на величину не более .

Таким образом, искомое значение о с учетом требуемой точности вычислений получено:

Учет отраженного от Земли излучения необходимо производить при выполнения условия

когда за счет попадания отраженного от Земли излучения на рабочую или тыльную поверхности панелей СБ, текущее значение тока от СБ превосходит максимально возможное значение тока, полученное при условии отсутствия попадания отраженного от Земли излучения на СБ, умноженное на коэффициент, учитывающий текущее возможное затенение рабочей поверхности СБ элементами конструкции КА.

Текущее значение площади S s рассчитывается следующим образом. На фиг.6, поясняющей необходимые геометрические построения, обозначено:

X sb , Y sb - оси координат связанной с СБ декартовой системы координат, ось X sb направлена по нормали к рабочей поверхности СБ.

P 1 P 2 - рабочая поверхность СБ;

K 1 K 2 - элемент конструкции КА, затеняющий рабочую поверхность СБ;

P 1 P p - часть рабочей поверхности СБ, затененная элементом K 1 K 2 ;

Р р Р 2 - освещенная часть рабочей поверхности СБ;

P k - крайняя точка проекции элемента K 1 K 2 на рабочую поверхность СБ.

Рассмотрим рабочую поверхность СБ прямоугольной формы. Координаты точек P 1 (0; у 1) и Р 2 (0; у 2) в связанной с СБ системе координат постоянны, а значение всей площади рабочей поверхности СБ S s_max задается формулой:

где L - линейный размер СБ вдоль оси Z sb связанной с СБ декартовой системы координат.

По измерениям параметров ориентации КА и положению СБ относительно КА определяем координаты элементов конструкции КА, затеняющих рабочую поверхность СБ, в связанной с СБ системе координат. Обозначим полученные координаты крайней точки затеняющего элемента K 1 K 2 в связанной с СБ системе координат как К 2 (х k ; у k).

Тогда координаты точки Р k равны (0; у k), а координата у р точки Р р (0; у р) - точки, разделяющей освещенную и затененную части рабочей поверхности СБ, - определяется по формуле

Текущее значение площади S s рассчитывается по формуле:

Блок-схема предложенной системы, представленная на фиг.7, содержит следующие блоки:

1 - СБ; 2 - БФБ; 3 - УПСБ; 4 - УПУ; 5 - БУОСБС; 6 - БРСБЗП; 7 - БРТ;

8 - ДТ; 9 - БУСЭС;

10 - блок измерения высоты орбиты космического аппарата (БИВОКА);

11 - блок измерения ориентации космического аппарата (БИОКА);

12 - блок измерения угла возвышения Солнца над видимым с космического аппарата горизонтом Земли (БИУВСВГЗ);

13 - блок задания максимального значения тока, вырабатываемого солнечными батареями под воздействием прямого солнечного излучения (БЗМТВСБВПСИ);

14 - блок определения моментов попадания отраженного от Земли излучения на рабочую поверхность солнечных батарей (БОМПОЗИРПСБ);

15 - блок определения моментов попадания отраженного от Земли излучения на тыльную поверхность солнечных батарей (БОМПОЗИТПСБ);

16 - блок определения моментов генерации солнечными батареями дополнительной электроэнергии под воздействием отраженного от Земли излучения (БОМГСБДЭВОЗИ);

17 - блок определения угла поворота солнечных батарей (БОУПСБ);

18 - блок определения площади освещенной солнечным излучением части рабочей поверхности солнечных батарей (БОПОСИРПСБ);

19, 20 - первый и второй ключи;

21 - элемент НЕ;

22 - элемент ИЛИ,

при этом выход БФБ (2) соединен с входом БРТ (7). Выход БРТ (7) соединен с входом ДТ (8). Выходы БУОСБС (5) и БРСБЗП (6) соединены соответственно с первым и вторым входами УПУ (4). Выход УПУ (4) соединен с входом УПСБ (3). Выход УПСБ (3) соединен с первыми входами БУОСБС (5) и БРСБЗП (6). Выход ДТ (8) соединен с первыми входами БОУПСБ (17) и БОМГСБДЭВОЗИ (16). Выход и со второго по четвертый входы БОМГСБДЭВОЗИ (16) соединены соответственно с входом элемента НЕ (21) и с выходами БЗМТВСБВПСИ (13), элемента ИЛИ (22) и БОПОСИРПСБ (18). Первый и второй входы и выход БОПОСИРПСБ (18) также соединены соответственно с выходами БИОКА (11), УПСБ (3) и вторым входом БОУПСБ (17). Выход и с третьего по восьмой входы БОУПСБ (17) соединены соответственно с вторым входом БРСБЗП (6) и выходами УПСБ (3), БЗМТВСБВПСИ (13), БИВОКА (10), БОМПОЗИРПСБ (14), БОМПОЗИТПСБ (15), БИУВСВГЗ (12). Выход БИУВСВГЗ (12) также соединен с первыми входами БОМПОЗИРПСБ (14) и БОМПОЗИТПСБ (15). Вторые входы БОМПОЗИРПСБ (14) и БОМПОЗИТПСБ (15) соединены с выходом БИВОКА (10). Выходы БОМПОЗИРПСБ (14) и БОМПОЗИТПСБ (15) также соединены соответственно с разными входами элемента ИЛИ (22). Выход БУСЭС (9) соединен с информационными входами первого и второго ключей (19) и (20). Управляющие входы первого и второго ключей (19) и (20) соединены с выходами соответственно элемента НЕ (21) и БОМГСБДЭВОЗИ (16). Выходы первого и второго ключей (19) и (20) соединены соответственно с вторым входом БУОСБС (5) и девятым входом БОУПСБ (17).

На фиг.7 также пунктиром показана механическая связь УПСБ (3) с корпусом СБ (1) через выходной вал привода СБ.

Система работает следующим образом.

Электроэнергия от БФБ (2) поступает на БРТ (7), далее от которого она поступает на ШЭ СЭС КА. При этом БРТ (7) соединен с ДТ (8), который измеряет текущее значение тока, вырабатываемого СБ.

В БИВОКА (10) измеряется значение высоты орбиты КА.

В БИОКА (11) измеряются параметры ориентации КА.

В БИУВСВГЗ (12) определяется значение угла возвышения Солнца над видимым с КА горизонтом Земли.

В БОМПОЗИРПСБ (14) определяются моменты времени, в которые возможно попадание отраженного от Земли излучения на рабочую поверхность панелей СБ. Для этого осуществляется проверка выполнения условия (5). В данном блоке может быть реализована также более сложная вычислительная схема, включающая вычисление угла по формуле (12) или по вычислительной процедуре (23)-(27) и проверку условия (3). При выполнении условий (5), (3) блок БОМПОЗИРПСБ (14) генерирует команду, поступающую на первый вход элемента ИЛИ (22).

В БОМПОЗИТПСБ (15) определяются моменты времени, в которые возможно попадание отраженного от Земли излучения на тыльную поверхность панелей СБ. Для этого осуществляется проверка выполнения условия (6). В данном блоке также может быть реализована более сложная вычислительная схема, включающая вычисление угла по формуле (13) или по вычислительной процедуре (23)-(27) и проверку условия (10). При выполнении условий (6), (10) блок БОМПОЗИТПСБ (15) генерирует команду, поступающую на второй вход элемента ИЛИ (22).

При поступлении команды на любой из двух входов элемента ИЛИ (22) на выходе элемента ИЛИ (22) генерируется команда, поступающая на соответствующий вход БОМГСБДЭВОЗИ (16). Отметим, что блоки БОМПОЗИРПСБ (14) и БОМПОЗИТПСБ (15) не могут одновременно генерировать команды, т.к. в них проверяется выполнение взаимоисключающих геометрических условий.

В БОПОСИРПСБ (18) определяется площадь той части рабочей поверхности СБ, которая в текущий момент времени освещена прямым солнечным излучением. По входной информации о параметрах ориентации КА, поступающей от БИОКА (11), и угле положения СБ относительно КА, поступающей с УПСБ (3), блок БОПОСИРПСБ (18) реализует вычислительную процедуру (56)-(57).

В БОМГСБДЭВОЗИ (16) определяются моменты использования СБ отраженного от Земли излучения - моменты генерации СБ дополнительной электроэнергии под воздействием отраженного от Земли излучения. Данные моменты соответствуют одновременному выполнению условия (54) и условий попадания отраженного от Земли излучения на рабочую или тыльную поверхности панелей СБ (выполнение последних условий осуществляется в блоках БОМПОЗИРПСБ (14) и БОМПОЗИТПСБ (15)). При одновременном выполнении условия (54) и поступлении сигнала от элемента ИЛИ (22) блок БОМГСБДЭВОЗИ (16) генерирует команду, поступающую на вход элемента НЕ (21) и управляющий вход ключа (20).

При невыполнении условия (54) или непоступлении сигнала от элемента ИЛИ (22) на выходе БОМГСБДЭВОЗИ (16) команда не генерируется. Тогда элемент НЕ (21) генерирует команду, поступающую на управляющий вход ключа (19). При этом ключ (20) закрыт, а ключ (19) открыт.

При таком состоянии ключей (19) и (20) команда управления с БУСЭС (9) через открытый ключ (19) поступает в блок БУОСБС (5), который осуществляет управление ориентацией СБ (1) на Солнце. БУОСБС (5) может быть реализован на базе системы управления движением и навигацией (СУДН) КА (см. ). Входной информацией для алгоритма управления СБ являются: положение единичного вектора направления на Солнце относительно связанных с КА осей координат, определяемое алгоритмами кинематического контура СУДН; положение СБ относительно корпуса КА, получаемое в виде текущих измеренных значений угла с ДУ УПСБ (3). Выходной информацией алгоритма управления являются команды на вращение СБ относительно оси выходного вала УПСБ (3), команды на прекращение вращения. ДУ УПСБ (3) выдают сигналы о положении СБ (1).

Когда БОМГСБДЭВОЗИ (16) выдает команду, поступающую на управляющий вход ключа (20) и на элемент НЕ (21), то элемент НЕ (21) не генерирует команду на управляющем входе ключа (19). При этом ключ (20) открыт, а ключ (19) закрыт.

При таком состоянии ключей (19) и (20) команда управления с БУСЭС (9) через открытый ключ (20) поступает в БОУПСБ (17).

При поступлении команды с БУСЭС (9) на вход БОУПСБ (17) блок БОУПСБ (17) в зависимости от команд, поступивших от блоков БОМПОЗИРПСБ (14) и БОМПОЗИТПСБ (15), рассчитывает угол поворота СБ = о по вычислительным процедурам (47)-(53). При этом осуществляется также вычисление угла по формулам (12), (13) или (19), (23)-(27). Для вычислений используются значения , I, I s_max , S s , g, Н о, поступающие от УПСБ (3), ДТ (8), БЗМТВСБВПСИ (13), БОПОСИРПСБ (18), БИУВСВГЗ (12), БИВОКА(10). =

Реализация блоков БОМПОЗИРПСБ (14), БОМПОЗИТПСБ (15), БОМГСБДЭВОЗИ (16), БОУПСБ (17), БОПОСИРПСБ (18) возможна как на базе аппаратно-программных средств центра управления полетом (ЦУП) КА, так и на борту КА. Примером реализации БУСЭС (9) могут служить радиосредства служебного канала управления (СКУ) бортовыми системами КА «Ямал-100», состоящие из земной станции (ЗС) и бортовой аппаратуры (БА) (см. описание в ). В частности, БА СКУ совместно с ЗС СКУ, решает задачи выдачи в бортовую цифровую вычислительную систему (БЦВС) КА цифровой информации (ЦИ) и последующего ее квитирования. БЦВС, в свою очередь, осуществляет управление блоками БУОСБС (5), БОУПСБ (17), БРСБЗП (6).

УПУ (4) играет роль интерфейса между БУОСБС (5), БРСБЗП (6) и УПСБ (3) и служит для преобразования цифровых сигналов в аналоговые и усиление последних.

БИВОКА (10), БИОКА (11), БИУВСВГЗ (12) могут быть выполнены на базе датчиков и аппаратуры СУДН КА (см. , ). Реализация БЗМТВСБВПСИ (13), БОМПОЗИРПСБ (14), БОМПОЗИТПСБ (15), БОМГСБДЭВОЗИ (16), БОУПСБ (17), БОПОСИРПСБ (18) может быть произведена на базе БЦВС. Ключи (19), (20), элемент НЕ (21), элемент ИЛИ (22) могут быть выполнены в виде элементарных аналоговых схем. СБ (1), БФБ (2), УПСБ (3), УПУ (4), БУОСБС (5), БРСБЗП (6), БРТ (7), ДТ (8) могут быть выполнены на базе элементов СЭС (см. ).

Таким образом, рассмотрен пример реализации основополагающих блоков системы, по результатам которых принимается решение и реализуются предложенные операции.

Опишем технический эффект предлагаемых изобретений.

Предлагаемые технические решения обеспечивают максимальную генерацию электроэнергии от суммарного воздействия на СБ прямого солнечного излучения, поступающего на рабочую поверхность панелей СБ, и отраженного от Земли излучения, поступающего на рабочую или тыльную поверхности панелей СБ, с учетом возможных затенений рабочей поверхности СБ элементами конструкции КА. При этом увеличение прихода электроэнергии от СБ достигается за счет увеличения использования рабочей и тыльной сторонами поверхностей панелей СБ отраженного от Земли излучения путем выполнения в предложенные интервалы времени предложенных отворотов СБ от направления на Солнце в заданную сторону, определяемую направлением поступления на КА отраженного от Земли излучения, на расчетный угол, определяемый по предложенной методике.

Для иллюстрации на фиг.8 представлен график прихода электроэнергии от СБ PC MKC I(А) от времени t (с) в течение витка орбиты при поддержании ориентации СБ на Солнце: 02.02.2004 г., виток 1704, время 17.35-19.06 ДВМ, ориентация ИСК (см. ). На графике указан уровень тока I s_max и отмечены интервалы времени Т 1 , Т 2 , расположенные в начале и в конце освещенной части витка орбиты и соответствующие моментам выполнения условия (3), и интервал времени Т о, расположенный в средней части освещенного участка орбиты и соответствующий моментам выполнения условия (10). График иллюстрирует, что на данных интервалах выполняется условие (54), т.е. на поверхности панелей СБ дополнительно попадает отраженное от Земли излучение и выполнение поворота СБ на расчетный угол = о позволяет увеличить выработку СБ электроэнергии под воздействием суммарного излучения, поступающего на поверхности панелей СБ.

ЛИТЕРАТУРА

1. Елисеев А.С. Техника космических полетов. М.: Машиностроение, 1983.

2. Раушенбах Г. Справочник по проектированию солнечных батарей. М.: Энергоатомиздат, 1983.

3. Ковтун B.C., Соловьев С.В., Заикин С.В., Городецкий А.А. Способ управления положением солнечных батарей космического аппарата и система для его осуществления. Описание изобретения к патенту РФ №2242408 по заявке 2003108114/11 от 24.03.2003 г.

4. Крошкин М.Г. Физико-технические основы космических исследований. - М.: Машиностроение. 1969.

5. Кондратьев К.Я. Актинометрия. - М.: Гидрометеоиздат. 1965.

6. Грилихес В.А., Орлов П.П., Попов Л.Б. Солнечная энергия и космические полеты. М.: Наука, 1984.

7. Система управлением движением и навигации КА. Техническое описание. 300ГК.12Ю. 0000-АТО. РКК «Энергия», 1998.

8. Земная станция служебного канала управления КА «Ямал». Руководство по эксплуатации. ЗСКУГК.0000-0РЭ. РКК «Энергия», 2001.

9. Бортовая аппаратура служебного канала управления КА «Ямал». Техническое описание. 300ГК.15Ю. 0000А201-ОТО. РКК «Энергия», 2002.

10. Инженерный справочник по космической технике. Изд-во МО ССР, М., 1969.

11. Система электроснабжения КА. Техническое описание. 300ГК.20Ю. 0000-АТО. РКК «Энергия», 1998.

12. Рулев Д.Н., Стажков В.М., Корнеев А.П., Пантелеймонов В.Н., Мельник И.В. Оценка эффективности работы солнечных батарей российского сегмента международной космической станции по данным телеметрической информации// Труды XXXIX Чтений, посвященных разработке научного наследия и развитию идей К.Э.Циолковского (Калуга, 14-16 сентября 2004 г.). Секция «Проблемы ракетной и космической техники». - Казань: Казанский государственный университет им. В.И.Ульянова-Ленина. 2005.

ФОРМУЛА ИЗОБРЕТЕНИЯ

Система управления положением солнечных батарей космического аппарата, имеющих блоки установленных на них фотоэлектрических батарей с положительной выходной мощностью тыльной поверхности, содержащая устройство поворота солнечных батарей, усилительно-преобразующее устройство, блок управления ориентацией солнечных батарей по направлению на Солнце, блок разворота солнечных батарей в заданное положение, блок регуляторов тока, датчик тока, блок управления системой электроснабжения, при этом выход блока фотоэлектрических батарей соединен с входом блока регуляторов тока, выход которого соединен с входом датчика тока, а выходы блоков управления ориентацией солнечных батарей по направлению на Солнце и разворота солнечных батарей в заданное положение соединены соответственно с первым и вторым входами усилительно-преобразующего устройства, выход которого соединен с входом устройства поворота солнечных батарей, выход которого соединен с входами блоков управления ориентацией солнечных батарей по направлению на Солнце и разворота солнечных батарей в заданное положение, причем устройство поворота солнечных батарей механически соединено с указанной солнечной батареей, отличающаяся тем, что в нее дополнительно введены блок измерения высоты орбиты космического аппарата, блок измерения ориентации космического аппарата, блок измерения угла возвышения Солнца над видимым с космического аппарата горизонтом Земли, блок задания максимального значения тока, вырабатываемого солнечными батареями под воздействием прямого солнечного излучения, блок определения моментов попадания отраженного от Земли излучения на рабочую поверхность солнечных батарей, блок определения моментов попадания отраженного от Земли излучения на тыльную поверхность солнечных батарей, блок определения моментов генерации солнечными батареями дополнительной электроэнергии под воздействием отраженного от Земли излучения, блок определения угла поворота солнечных батарей, блок определения площади освещенной солнечным излучением рабочей поверхности солнечных батарей, два ключа и элементы "НЕ" и "ИЛИ", при этом выход датчика тока соединен с первыми входами блока определения угла поворота солнечных батарей и блока определения моментов генерации солнечными батареями дополнительной электроэнергии под воздействием отраженного от Земли излучения, выход и входы - со второго по четвертый - которого соединены соответственно с входом элемента "НЕ" и выходами блока задания максимального значения тока, вырабатываемого солнечными батареями под воздействием прямого солнечного излучения, элемента "ИЛИ" и блока определения площади освещенной солнечным излучением части рабочей поверхности солнечных батарей, первый и второй входы и выход которого также соединены соответственно с выходами блока измерения ориентации космического аппарата, устройства поворота солнечных батарей и вторым входом блока определения угла поворота солнечных батарей, выход и входы - с третьего по восьмой - которого соединены соответственно со вторым входом блока разворота солнечных батарей в заданное положение и выходами устройства поворота солнечных батарей, блока задания максимального значения тока, вырабатываемого солнечными батареями под воздействием прямого солнечного излучения, блока измерения высоты орбиты космического аппарата, блоков определения моментов попадания отраженного от Земли излучения на рабочую и на тыльную поверхности солнечных батарей и блока измерения угла возвышения Солнца над видимым с космического аппарата горизонтом Земли, выход которого также соединен с первыми входами блоков определения моментов попадания отраженного от Земли излучения на рабочую и на тыльную поверхности солнечных батарей, вторые входы которых соединены с выходом блока измерения высоты орбиты космического аппарата, при этом выходы блоков определения моментов попадания отраженного от Земли излучения на рабочую и на тыльную поверхности солнечных батарей также соединены соответственно с разными входами элемента "ИЛИ ", а выход блока управления системой электроснабжения соединен с информационными входами первого и второго ключей, управляющие входы которых соединены с выходами соответственно элемента "НЕ" и блока определения моментов генерации солнечными батареями дополнительной электроэнергии под воздействием отраженного от Земли излучения, причем выходы первого и второго ключей соединены соответственно с вторым входом блока управления ориентацией солнечных батарей по направлению на Солнце и девятым входом блока определения угла поворота солнечных батарей.

Римский философ Сенека сказал: "Если человек не знает, куда он плывет, то для него нет попутного ветра". В самом деле, какая нам польза от , если мы не знаем положения аппарата в пространстве? Этот рассказ о приборах, которые позволяют нам не заблудиться в космосе.

Технический прогресс сделал системы ориентации небольшими, дешевыми и доступными. Сейчас даже студенческий микроспутник может похвастаться системой ориентации, о которой пионеры космонавтики могли только мечтать. Ограниченность возможностей порождала остроумные решения.

Асимметричный ответ: никакой ориентации

Первые спутники и даже межпланетные станции летали неориентированными. Передача данных на Землю велась по радиоканалу, и несколько антенн, чтобы спутник был на связи при любом положении и любых кувырканиях, весили гораздо меньше, чем система ориентации. Даже первые межпланетные станции летали неориентированными:

Луна-2, первая станция, достигшая поверхности Луны. Четыре антенны по бокам обеспечивают связь при любом положении относительно Земли

Даже сегодня иногда бывает проще покрыть всю поверхность спутника солнечными батареями и поставить несколько антенн, нежели создавать систему ориентации. Тем более, что некоторые задачи нетребовательны к ориентации - например, фиксировать космические лучи можно в любом положении спутника.

Достоинства:

Максимальная простота и надежность. Отсутствующая система ориентации не может сломаться.

Недостатки:

Годится сейчас, в основном, для микроспутников, решающих сравнительно простые задачи. "Серьезным" спутникам без системы ориентации уже не обойтись.

Солнечный датчик

Фотоэлементы к середине XX века стали вещью привычной и освоенной, поэтому нет ничего удивительного, что они отправились в космос. Очевидным маяком для таких датчиков стало Солнце. Его яркий свет попадал на фоточувствительный элемент и позволял определять направление:

Различные схемы работы современных солнечных датчиков, внизу находится фоточувствительная матрица

Еще один вариант конструкции, здесь матрица изогнута

Современные солнечные датчики

Достоинства:

Простота.

Дешевизна.

Чем выше орбита, тем меньше участок тени, и тем дольше может работать датчик.

Точность примерно одна угловая минута.

Недостатки:

Не работают в тени Земли или другого небесного тела.

Могут быть подвержены помехам от Земли, Луны и т.п.

Всего одна ось, по которой могут стабилизировать аппарат солнечные датчики, не мешает их активному использованию. Во-первых, солнечный датчик можно дополнить другими сенсорами. Во-вторых, у космических аппаратов с солнечными батареями солнечный датчик позволяет легко организовать режим закрутки на Солнце, когда аппарат вращается направленный на него, и солнечные батареи работают в максимально комфортных условиях.
Космические корабли "Восток" остроумно использовали солнечный датчик - ось на Солнце использовалась при построении ориентации для торможения корабля. Также, солнечные датчики были крайне востребованы на межпланетных станциях, потому что многие другие типы датчиков не могут работать вне земной орбиты.
Благодаря простоте и дешевизне солнечные датчики сейчас очень распространены в космической технике.

Инфракрасная вертикаль

Аппараты, которые летают по орбите Земли, часто нуждаются в определении местной вертикали - направления на центр Земли. Фотоэлементы видимого диапазона для этого подходят не очень - на ночной стороне Земля гораздо хуже освещена. Но, к счастью, в инфракрасном диапазоне теплая Земля светит практически одинаково на дневном и ночном полушариях. На низких орбитах датчики определяют положение горизонта, на высоких - сканируют пространство в поисках теплого круга Земли.
Конструктивно, как правило, инфракрасные построители вертикали содержат систему зеркал или сканирующее зеркало:

Инфракрасная вертикаль в сборке с маховиком. Блок предназначен для точной ориентации на Землю для геостационарных спутников. Хорошо видно сканирующее зеркало

Пример поля зрения инфракрасной вертикали. Черный круг - Земля

Отечественные инфракрасные вертикали производства ОАО "ВНИИЭМ"

Достоинства:

Способны строить местную вертикаль на любом участке орбиты.

Как правило, высокая надежность.

Хорошая точность -

Недостатки:

Ориентация только по одной оси.

Для низких орбит нужны одни конструкции, для высоких - другие.

Сравнительно большие габариты и вес.

Только для орбиты Земли.

Тот факт, что ориентация строится только по одной оси, не мешает широкому использованию инфракрасных вертикалей. Они очень полезны для геостационарных спутников, которым необходимо нацеливать свои антенны на Землю. Также ИКВ используются в пилотируемой космонавтике, например, на современных модификациях корабля "Союз" ориентация на торможение производится только по ее данным:

Корабль "Союз". Дублированные датчики ИКВ показаны стрелками

Гироорбитант

Для того, чтобы выдать тормозной импульс, необходимо знать направление вектора орбитальной скорости. Солнечный датчик даст правильную ось примерно один раз в сутки. Для полетов космонавтов это нормально, в случае нештатной ситуации человек может вручную сориентировать корабль. Но корабли "Восток" имели "братьев-близнецов", разведывательные спутники "Зенит", которым тоже нужно было выдавать тормозной импульс, чтобы вернуть с орбиты отснятую пленку. Ограничения солнечного датчика были неприемлемы, поэтому пришлось придумывать что-то новое. Таким решением стал гироорбитант. Когда работает инфракрасная вертикаль, корабль вращается, потому что ось на Землю постоянно поворачивается. Направление орбитального движения известно, поэтому по тому, в какую сторону поворачивается корабль, можно определить его положение:

Например, если корабль постоянно кренится вправо, то мы летим правым боком вперед. А если корабль летит кормой вперед, то он будет постоянно поднимать нос вверх. С помощью гироскопа, который стремится сохранить свое положение, это вращение можно определить:

Чем сильнее отклонена стрелка, тем сильнее выражено вращение по этой оси. Три таких рамки позволяют замерить вращение по трем осям и развернуть корабль соответственно.
Гироорбитанты широко использовались в 60-80-х годах, но сейчас вымерли. Простые датчики угловых скоростей позволили эффективно измерять вращение аппарата, а бортовая ЭВМ без труда определит положение корабля по этим данным.

Ионный датчик

Красивой была идея дополнить инфракрасную вертикаль ионным датчиком. На низких земных орбитах попадаются молекулы атмосферы, которые могут быть ионами - нести электрический заряд. Поставив датчики, фиксирующие поток ионов, можно определить, какой стороной корабль летит вперед по орбите - там поток будет максимальным:

Научная аппаратура для измерения концентрации положительных ионов

Ионный датчик работал быстрее - на построение ориентации с гироорбитантом уходил почти целый виток, а ионный датчик был способен построить ориентацию за ~10 минут. К сожалению, в районе Южной Америки находится так называемая "ионная яма", которая делает работу ионного датчика нестабильной. По закону подлости именно в районе Южной Америки нашим кораблям надо строить ориентацию на торможение для посадки в районе Байконура. Ионные датчики стояли на первых "Союзах", но достаточно скоро от них отказались, и сейчас они нигде не используются.

Звездный датчик

Одной оси на Солнце часто бывает мало. Для навигации может быть нужен еще один яркий объект, направление на который вместе с осью на Солнце даст нужную ориентацию. Таким объектом стала звезда Канопус - она вторая по яркости в небе и находится далеко от Солнца. Первым аппаратом, который использовал звезду для ориентации, стал "Маринер-4", стартовавший к Марсу в 1964 году. Идея оказалась удачной, хотя звездный датчик выпил много крови ЦУПа - при построении ориентации он наводился не на те звезды, и приходилось "прыгать" по звездам несколько дней. После того, как датчик наконец навелся на Канопус, он стал постоянно его терять - летевший рядом с зондом мусор иногда ярко вспыхивал и перезапускал алгоритм поиска звезды.
Первые звездные датчики представляли собой фотоэлементы с небольшим полем зрения, которые умели наводиться только на одну яркую звезду. Несмотря на ограниченность возможностей, они активно использовались на межпланетных станциях. Сейчас технический прогресс, фактически, создал новый класс устройств. Современные звездные датчики используют матрицу фотоэлементов, работают в паре с компьютером с каталогом звезд и определяют ориентацию аппарата по тем звездам, которые видны в поле их зрения. Такие датчики не нуждаются в предварительном построении грубой ориентации другими приборами и способны определить положение аппарата вне зависимости от участка неба, в которое их направят.

Типичные звездные датчики

Чем больше поле зрения, тем проще ориентироваться

Иллюстрация работы датчика - по взаимному положению звезд по данным каталога рассчитывается направление взгляда

Достоинства:

Максимальная точность, может быть меньше угловой секунды.

Не нуждается в других приборах, может определить точное положение самостоятельно.

Работают на любых орбитах.

Недостатки:

Высокая цена.

Не работают при быстром вращении аппарата.

Чувствительны к засветке и помехам.

Сейчас звездные датчики используются там, где нужно знать положение аппарата очень точно - в телескопах и других научных спутниках.

Магнитометр

Сравнительно новым направлением является построение ориентации по магнитному полю Земли. Магнитометры для измерения магнитного поля часто ставились на межпланетные станции, но не использовались для построения ориентации.

Магнитное поле Земли позволяет строить ориентацию по всем трем осям

"Научный" магнитометр зондов "Пионер-10" и -11

Первый цифровой магнитометр. Эта модель появилась на станции "Мир" в 1998 г. и использовалась в посадочном модуле "Филы" зонда "Розетта"

Достоинства:

Простота, дешевизна, надежность, компактность.

Средняя точность, от угловых минут до нескольких угловых секунд.

Можно строить ориентацию по всем трем осям.

Недостатки:

Подвержен помехам в т.ч. и от оборудования космического аппарата.

Не работает выше 10 000 км от Земли.

Простота и дешевизна магнитометров сделала их очень популярными в микроспутниках.

Гиростабилизированная платформа

Исторически, космические аппараты часто летали неориентированными или в режиме солнечной закрутки. Только в районе цели миссии они включали активные системы, строили ориентацию по трем осям и выполняли свою задачу. Но что, если нам необходимо поддерживать произвольную ориентацию длительное время? В этом случае нам надо "помнить" текущее положение и фиксировать свои повороты и маневры. А для этого человечество не придумало ничего лучше гироскопов (измеряют углы поворота) и акселерометров (измеряют линейные ускорения).
Гироскопы
Широко известно свойство гироскопа стремиться сохранить свое положение в пространстве:

Изначально гироскопы были только механическими. Но технический прогресс привел к появлению множества других типов.
Оптические гироскопы . Очень высокой точностью и отсутствием движущихся деталей отличаются оптические гироскопы - лазерные и оптоволоконные. В этом случае используется эффект Саньяка - фазовый сдвиг волн во вращающемся кольцевом интерферометре.

Лазерный гироскоп

Твердотельные волновые гироскопы . В этом случае измеряется прецессия стоячей волны резонирующего твердого тела. Не содержат движущихся частей и отличаются очень высокой точностью.

Вибрационные гироскопы . Используют для работы эффект Кориолиса - колебания одной части гироскопа при повороте отклоняют чувствительную часть:

Вибрационные гироскопы производятся в MEMS-исполнении, отличаются дешевизной и очень маленькими размерами при сравнительно неплохой точности. Именно эти гироскопы стоят в телефонах, квадрокоптерах и тому подобной технике. MEMS-гироскоп может работать и в космосе, и их ставят на микроспутники.

Размер и точность гироскопов наглядно:

Акселерометры
Конструктивно, акселерометры представляют собой весы - фиксированный груз меняет свой вес под воздействием ускорений, и датчик переводит этот вес в величину ускорения. Сейчас акселерометры кроме больших и дорогих версий обзавелись MEMS-аналогами:

Пример "большого" акселерометра

Микрофотография MEMS-акселерометра

Комбинация трех акселерометров и трех гироскопов позволяет фиксировать поворот и ускорение по всем трем осям. Такое устройство называется гиростабилизированной платформой. На заре космонавтики они были возможны только на карданном подвесе, были очень сложными и дорогими.

Гиростабилизированная платформа кораблей Apollo. Синий цилиндр на переднем плане - гироскоп. Видео испытаний платформы

Вершиной механических систем были бескарданные системы, когда платформа висела неподвижно в потоках газа. Это был хайтек, результат работы больших коллективов, очень дорогие и секретные устройства.

Сфера в центре - гиростабилизированная платформа. Система наведения МБР Peacekeeper

Ну а сейчас развитие электроники привело к тому, что платформа с пригодной для простых спутников точностью умещается на ладони, ее разрабатывают студенты, и даже публикуют исходный код.

Интересным нововведением стали MARG-платформы. В них данные с гироскопов и акселерометров дополняются магнитными датчиками, что позволяет исправлять накапливающуюся ошибку гироскопов. MARG-датчик, наверное, самый подходящий вариант для микроспутников - он маленький, простой, дешевый, не имеет движущихся частей, потребляет мало энергии, обеспечивает ориентацию по трем осям с коррекцией ошибок.
В "серьезных" системах для исправления ошибок ориентации гиростабилизированной платформы обычно используют звездные датчики.

Статьи по теме:

Классический гуляш из говядины с подливкой фото рецепт

Простое и вкусное блюдо — гуляш из говядины с подливкой и овощами можно приготовить быстро, буквально за пол часа. Сытное блюдо, пришедшее к нам из рецептов венгерской кухни, отлично сочетается практически с любым гарниром: рис, картофельное пюре или мака

Говяжья печень тушеная в сметане

Одним из самых полезных мясных субпродуктов является печень животных и птиц. Она содержит витамины, микроэлементы, а печень птицы считается диетической, благодаря большому содержанию аминокислот и низкой калорийности. Печень гусей и уток при специфическом

Запеченная индейка в духовке с соевым соусом

Блюда из мясаЖареное, запеченное и приготовленное в мультиварке филе индейки – пошаговые рецепты с фото и видео, полезные советы и рекомендации. 30 мин 190 ккал 5/5 (2) Мясо индейки все чаще и чаще стало появляться в меню жителей нашей с

Рыбные котлетки: щука и сало

Щука, сама по себе, довольно-таки специфическая рыба. Ее мясо вкусное, но имеет ряд недостатков: оно суховато, имеет множество мелких косточек и пахнет речной тиной. Однако, зная некоторые секреты и нюансы, из нее можно приготовить потрясающее блюдо, кото

2024-04-18 02:21:16	Сонник Миллера: ловить рыбу – различные толкования
2024-04-18 02:21:16	Вкусное тесто для мантов
2024-04-18 02:21:16	К чему снится ребенку Тигр, толкование сна
2024-04-17 02:24:06	Какая польза от редьки при беременности?
2024-04-17 02:24:06	Увеличение груди под местной анестезией
2024-04-17 02:24:06	О чем говорит подбородок у женщин
2024-04-16 02:22:13	Безопасная доза парацетамола
2024-04-16 02:22:13	Когда анализ на ХГЧ показывает беременность?
2024-04-16 02:22:13	Почему выделения на ранних сроках беременности коричневые 3 недели беременности мажущие коричневые выделения
2024-04-16 02:22:13	Когда анализ крови на ХГЧ говорит о беременности?

2024-04-16 02:22:13	Какие виды выделений после секса должны насторожить женщину
2024-04-15 02:25:16	Что значит "галльский язык" Гальский язык
2024-04-15 02:25:16	Литературоведение и лингвистика Научно популярная литература по языкознанию
2024-04-15 02:25:16	Какие млекопитающие самые примитивные
2024-04-15 02:25:16	Ученые лингвисты занимаются
2024-04-15 02:25:16	Материки и континенты Материк родиния
2024-04-18 02:21:16	Классический гуляш из говядины с подливкой фото рецепт
2024-04-18 02:21:16	Говяжья печень тушеная в сметане
2024-04-18 02:21:16	Запеченная индейка в духовке с соевым соусом
2024-04-18 02:21:16	Рыбные котлетки: щука и сало
2024-04-18 02:21:16	Сонник Миллера: ловить рыбу – различные толкования
2024-04-18 02:21:16	Вкусное тесто для мантов