Солнечные батареи космических аппаратов. Солнечная батарея (панель) Бесконтактные датчики солнечных батарей космических аппаратов

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано на космических аппаратах (КА) различного назначения. Предлагаемая солнечная батарея состоит из рамы, балки и верхних и нижних створок. Створки закреплены на раме, балке и корпусе КА с помощью пирозамков с собачками и связаны между собой фиксаторами. При этом в корпусе каждого пирозамка дополнительно установлен пироэлемент, автономно взаимодействующий с собачкой, в которой выполнено второе отверстие под дополнительную ось. На нижней створке шарнирно закреплена защелка, одним концом взаимодействующая с кронштейном, жестко закрепленным на верхней створке, а другим концом с торцом соответствующего фиксатора. В предлагаемой конструкции пиросредство используется одновременно для крепления пакета створок к раме и балке, а также рамы и балки к корпусу КА. В результате изобретение позволяет повысить надежность раскрытия створок солнечной батареи примерно в 100 раз. 11 ил.

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано на космических аппаратах (КА) различного назначения. Известна солнечная батарея (СБ) КА разработки ЦСКБ г. Самара, чертежи 11ф624 8700-0, общий вид которой изображен на фиг. 1 прототипа. На фиг. 2 изображен поперечный разрез батареи (сечение А-А). На фиг. 3 изображено пиросредство в разрезе (Б-Б). На фиг. 4 изображен элемент фиксации створок, а на фиг. 5 прототипа изображена солнечная батарея в рабочем (раскрытом положении). На корпусе КА 1 (фиг. 1) жестко закреплен привод 2, к выходному валу которого прикреплена силовая рама 3. На корпусе КА установлена аппаратура 4 (фиг. 2), которая совместно с зоной под обтекателем определила конфигурацию батареи в уложенном положении. На раме 3 и балке 5 (фиг. 1) с помощью шарнирного параллелограмма 6 (фиг. 2) установлены нижние створки 7 и верхние створки 8, зачекованные с одной стороны фиксатором 9 (фиг. 4 прототипа), а с другой стороны связаны шарниром 10, Рама 3 и балка 5 пиросредствами 11 фиг. 1 фиксируются на корпусе КА. Пиросредство 11 представляет собой корпус 12, собачку 13, пружину кручения 14, пироэлемент 15 (например, пироболт), который прижимает собачкой 13 раму 3 и балку 5 (фиг. 1) к корпусу КА 1. В корпусе пиросредства 12 (фиг. 3) и собачке 13 выполнено отверстие 16 под основную ось 17. Пиросредствами 11 (фиг. 2) аналогичной конструкции с использованием тех же пироэлементов 15 (фиг. 3) прикреплены нижние створки 7 (фиг. 2) к раме 3 и балке 5 (фиг. 1) в шести силовых точках. На одном из шарниров параллелограмма 6 (фиг. 2) жестко установлен кулачок 18 (фиг. 4), который упирается в подпружиненный фиксатор 9, удерживающий створки 7 и 8 в зачекованном положении. По периметру каждой створки 7 и 8 натянуто сетеполотно, на котором закреплены фотоэлектрические преобразователи 19 (фиг. 5). Раскрытие СБ происходит в следующей последовательности. После сброса головного обтекателя подается команда на срабатывание пироэлементов 15 (фиг. 3) пиросредства 11. По плоскости разделения пироэлемент 15 разрывается. Собачка 13 пружиной кручения 14 поворачивается в отверстии 16 относительно основной оси 17. Связь между рамой 3, балкой 5 (фиг. 3) и корпусом КА 1 (фиг. 1) разрывается. Привод 2 отводит панель СБ от корпуса КА 1 и останавливается. Подается команда на срабатывание пироэлемента 15 (фиг. 3) пиросредства 11 (фиг. 2). Связь между нижней створкой 7, рамой 3 и балкой 5 (фиг. 1) разрывается. Под действием пружин кручения, установленных в осях Г (фиг. 2) шарнирного параллелограмма 6, створки 7 и 8 начинают плоскопараллельное перемещение в осях шарнирного параллелограмма 6. Жестко закрепленный на шарнире кулачок 18 (фиг. 4) на определенном угле поворота створок 7 и 8 освобождает подпружиненный фиксатор 9, который, перемещаясь в осевом направлении, расчековывает створку 8 относительно створки 7. Створка 8 поворачивается относительно шарнира 10, а створка 7 продолжает плоскопараллельное движение до ее фиксации на раме 3 (фиг. 1) и балке 5. Створка 8 (фиг. 4) фиксируется в шарнире 10 со створкой 7. Таким образом, все четыре створки раскрываются и фиксируются, образуя единую плоскую панель. Привод 2 (фиг. 1) поворачивает панель в оптимальное положение относительно Солнца. Недостатком описанной конструкции является низкая надежность раскрытия створок. Наличие большого количества пироэлементов снижает вероятность безотказного срабатывания системы раскрытия. Для раскрытия одной панели СБ необходимо срабатывание 12-ти пироэлементов (пироболтов).В соответствии с техническими условиями на них P болта = 0,99996, а для 12-и P системы = 0,99996 12 = 0,99952 Это значит, примерно, 1 отказ на 1000 изделий. Кроме того, осевое перемещение фиксатора при смещении базовых отверстий в разных створках при их температурных деформациях склонно к "закусыванию", что приводит к нераскрытию створок. Задачей настоящего изобретения является повышение надежности раскрытия створок СБ путем введения элементов дублирования. Поставленная задача решается тем, что в корпусе каждого пиросредства (замка) дополнительно установлен пироэлемент, взаимодействующий с собачкой, причем на нижней створке шарнирно закреплена качающаяся защелка, одним концом упирающаяся в кронштейн, жестко закрепленный на верхней створке, а другим взаимодействует с торцем фиксатора. На фиг. 6 изображен общий вид CБ; на фиг. 7 - поперечный разрез СБ; на фиг. 8 - элемент фиксации верхних и нижних створок; на фиг. 9 изображено пиросредство (замок), закрепляющее нижнюю створку СБ с рамой и балкой на корпусе КА; на фиг. 10 изображено положение рабочего звена после срабатывания основного пироэлемента (пиропатрона); на фиг. 11 - положение рабочего звена после срабатывания дополнительного пироэлемента (пиропатрона). Солнечная батарея установлена на корпусе 20 (фиг. 6) космического аппарата. К приводу 21 жестко прикреплена силовая рама 22. Аппаратура, например, антенна 23 размещается между рамой 22 и балкой 24. На раме 22 и балке 24 с помощью шарнирного параллелограмма 25 (фиг. 7) установлены нижние 26 и верхние 27 створки. Нижняя створка 26, связанная со створкой 27 подпружиненным шарниром 28, прижимается к корпусу 20 (фиг. 6) пиросредством 29 (фиг. 9). Таким образом, пиросредством 29 прижимаются к корпусу КА 20 (фиг. 6) створки 26 (фиг. 7), рама 22 (фиг. 6) и балка 24. В корпусе 30 (фиг. 9) каждого пиросредства 29 выполнено отверстие 31 под основную ось 32 и установлен пироэлемент 33 (пиропатрон), который взаимодействуя с осью 32, фиксирует рычаг 34 относительно корпуса 30. Дополнительный пироэлемент 35 (фиг. 11) установлен в корпусе 30, взаимодействует с дополнительной осью 36 (фиг. 10) и фиксирует рычаг 34 с корпусом 30 (фиг. 9) и собачкой 37. Собственная ось 38 фиксирует рычаг 34 относительно собачки 37 и обеспечивает их совместный поворот относительно дополнительной оси 36 (фиг. 10) в корпусе 30 (фиг. 9), в котором выполнен фигурный паз 39. В рычаг 34 упирается пружинный толкатель 40, а собачка 37 взаимодействует со взведенной пружиной кручения 41. На створке 26 (фиг. 8) установлена подпружиненная в оси 42 защелка 43, один конец которой упирается в торец 44 подпружиненного фиксатора 45, удерживаемого в рабочем положении кулачком 46. Другой конец защелки 43 удерживает створку 27 от раскрытия. Работа КА осуществляется в следующей последовательности. После сброса головного обтекателя, исходя из функциональных задач КА, антенна 23 (фиг. 7) своим приводом отводится от корпуса КА 20 (фиг. 6) из зоны раскрытия СБ и фиксируется в рабочем положении. Таким образом, антенна 23 (фиг. 7) освобождает зону для раскрытия створок 26 и 27 на борту космического аппарата. Появилась возможность использовать пиросредство для: - крепления пакета створок к раме и балке и для их последующего раскрытия; - крепление рамы и балки к корпусу КА и их последующее отделение. Использование одного пиросредства для решения двух задач позволяет уменьшить их количество, что повышает надежность работы системы. Подается команда на срабатывание основного пироэлемента 33 (фиг. 9) пиросредства 29. Основная ось 32, перемещаясь в осевом направлении, "утопает" в корпусе 30. Рычаг 34 под действием усилия сжатой пружины толкателя 40 совместно с собачкой 37 (фиг. 10) и собственной осью 38 поворачивается относительно дополнительной оси 36. При этом ось 38 перемещается в полости фигурного паза 39. Без анализа срабатывания пиросредства от основного пироэлемента 33 через 0,5-2 с подается команда на дублирующий пироэлемент 35 (фиг. 11). Под действием его пороховых газов "утопает" дополнительная ось 36 (фиг. 10), собачка 37 поворачивается относительно основной оси 32 пружиной кручения 41. Створки 26 и 27 (фиг. 7), рама 22 (фиг. 6) и балка 24 освобождаются от корпуса КА 20, раскрываются под действием пружин кручения, установленных в осях шарнирного параллелограмма 25 (фиг. 7). Панель отводится приводом 21 в рабочее положение. Собачка 37 (фиг. 10) не выступает за плоскость "щ" и не препятствует отводу элементов СБ от корпуса КА. Жестко закрепленный на шарнире кулачок 46 (фиг. 8) на определенном угле поворота освобождает фиксатор 45, который, перемещаясь в осевом направлении, освобождает хвостовик защелки 43. Поворачиваясь пружиной кручения, защелка 43 освобождает створку 57, которая раскрывается и фиксируется. При взаимных перемещениях створок от перегрузок и температурных перепадах торец 44 фиксатора 45 имеет возможность перемещаться по пл. "Я", что исключает нераскрытие створок. В связи с тем, что в корпусе пиросредства 30 (фиг. 9) установлены два независимых механизма, срабатывающих от пироэлементов (пиропатронов) 33 и 35 (фиг. 11), надежность срабатывания пиросредства увеличивается и составляет
P o = 0,999999
А так как удалось решить задачу крепления и раскрытия створок 6-ю пиросредствами (вместо 12), надежность раскрытия створок составляет
P системы = 0,999999 6 = 0,99999
Это, примерно, 1 отказ на 100000 изделий. Введение шарнирно закрепленной на створке защелки исключает заклинивание фиксатора (даже при температурных перемещениях створок относительно друг друга). Предлагаемое техническое решение позволяет повысить надежность системы раскрытия створок СБ примерно в 100 раз.

Формула изобретения

Солнечная батарея космического аппарата, состоящая из рамы, балки, верхних и нижних створок, попарно связанных между собой фиксаторами и установленных на раме и балке, которые закреплены на корпусе космического аппарата с помощью пиросредства с собачкой, поворачивающейся относительно оси в отверстии, выполненном в корпусе пиросредства, отличающаяся тем, что в корпусе пиросредства дополнительно установлен пироэлемент, взаимодействующий с собачкой, причем на нижней створке шарнирно закреплена подпружиненная защелка, одним концом упирающаяся в кронштейн, жестко закрепленный на верхней створке, а другим взаимодействующая с торцом фиксатора.

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

Система поворота солнечной батареи содержит корпус, полый вал с фланцем для стыковки солнечной батареи, привод для ее вращения, силовое и телеметрическое токосъемные устройства. Выходной вал функционально разделен на силовой фланец и вал с силовым токосъемным устройством. Телеметрическое токосъемное устройство установлено на своем валу и связано с выходным валом. Фланец выходного вала установлен в корпусе системы поворота солнечной батареи на опорном подшипнике с предварительным натягом или его поджатием через опорный подшипник к корпусу системы поворота солнечной батареи пружинами. Повышается надежность и снижаютса массы и габариты устройства. 1 з.п. ф-лы, 1 ил.

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано при проектировании системы поворота солнечной батареи (СПСБ).

Настоящее изобретение предназначено для вращения солнечной батареи (СБ) и передачи электроэнергий с солнечной батарей на космический аппарат.

Известна система поворота солнечной батарей (СПБС), патент US №4076191, состоящая из корпуса, вала с двумя фланцами для стыковки двух крыльев солнечной батарей, привода, токосъемных устройств. Силовые, передающие электрическую энергию, и телеметрические, передающие команды и телеметрическую информацию, токосъемные устройства расположены на валу, при этом привод поворачивает оба крыла СБ. Данное изобретение взято в качестве прототипа.

Недостатком этого устройства является наличие одного нерезервированного привода и, как следствие, пониженная живучесть аппарата. Вторым недостатком является массивная конструкция вала, обусловленная выполнением требования по необходимой изгибной жесткости вала. Кроме того, большой диаметр вала приводит к повышенному трению и износу токосъемных устройств.

Технической задачей изобретения является повышение надежности системы, снижение массы конструкции и повышение функциональных возможностей.

Поставленная задача достигается тем, что у СПБС, имеющего корпус, привод и вал, выходной вал устройства выполняется полым с силовым фланцем на конце. При этом силовое токосъемное устройство расположено на выходном валу снаружи, а телеметрическое установлено на своем валу. Телеметрическое токосъемное устройство соединено с выходным валом СПБС. Фланец выходного вала установлен на опорный подшипник с плоскими кольцами или поджат к корпусу пружинами. Участок выходного вала с установленным силовым токосъемным устройством исключен из жесткостной схемы конструкции и имеет размеры, оптимальные для обеспечения минимальной массы и необходимого ресурса токосъемного устройства.

Суть изобретения поясняется чертежом, где на фиг.1 изображен общий вид заявленного устройства с разрезом.

Система поворота солнечной батареи состоит из корпуса 1, привода 2, выходного вала 3, установленного на опорном подшипнике 4, силового токосъемного устройства 6, расположенного на выходном валу 3, и телеметрического токосъемного устройства 7, установленного на своем валу. Телеметрическое токосъемное устройство 7 может быть установлено во внутренней полости выходного вала 3 или снаружи и с ним связано. Повышенная жесткость конструкций достигается постоянным поджатием вала 3 к корпусу 1 за счет предварительного натяга опорного подшипника или поджатия тарельчатыми пружинами 8. Повышенная точность положения оси вращения выходного вала 3 достигается опорным подшипником с плоскими опорными кольцами 9. Зубчатое колесо 10 установлено на валу 5 привода 2. Зубчатое колесо 11 установлено на выходном валу 3.

При работе СПСБ привод 2 передает вращение на выходной вал 3. Вращение от привода на выходной вал 3 передается зубчатой передачей с зубчатыми колесами 10, 11.

Токосъемные устройства 6 и 7 передают электрическую энергию, команды и сигналы с вращающейся солнечной батареи на космический аппарат как при вращении, так и в остановленном состоянии. Постоянное поджатие выходного вала 3 к корпусу 1 через опорный подшипник 4 обеспечивается тарельчатыми пружинами 8 как при вращении, так и при остановке выходного вала.

Повышенная живучесть космического аппарата обеспечивается применением по одной СПСБ на каждое крыло СБ. Даже при отказе СПСБ одного крыла аппарат будет получать электрическую энергию с другого крыла и обеспечивать работу главных потребителей.

Снижение веса конструкции обеспечивается тем, что выходной вал 3 функционально разделен на силовой фланец до опорного подшипника 4 и вал силового токосъемного устройства. Силовой фланец может располагаться как внутри корпуса СПСБ, так и снаружи, как показано на фиг 1. Вал имеет меньшие габариты, меньшую массу и увеличенную изгибную жесткость за счет замыкания силовой схемы конструкции с фланца выходного вала непосредственно на корпус через опорный подшипник.

Усилие поджатия опорного подшипника (или предварительный натяг опорного четырехточечного подшипника) выбрано из следующего условия нераскрытия стыка при эксплуатационных нагрузках:

P>2·K·M/D, где

Р - усилие поджатия опорного подшипника, Н·м;

M - приведенный изгибающий момент при работе в штатном режиме, Н;

Уменьшение массы токосъемных устройств и повышение их ресурса работы достигается за счет того, что участок вала с установленным силовым токосъемным устройством исключен из жесткостной схемы конструкции и имеет размеры, оптимальные для токосъемного устройства. Телеметрическое токосъемное устройство капсульного типа установлено на своем валу, например, внутри выходного вала или стыкуется снаружи и имеет минимальную массу. Повышенный ресурс токосъемных устройств достигается возможностью реализации их с минимальным диаметром скользящих колец и, соответственно, пониженным трением.

Меньшие потери на трение токосъемных устройств позволяют уменьшить мощность привода, что приводит к снижению массы приводной части СПСБ.

В настоящее время на предприятии выпущена конструкторская документация на СПСБ заявленной конструкции и проведена наземная экспериментальная отработка системы. Испытания показали существенное уменьшение массы системы, увеличение ресурса работы, повышение жесткостных характеристик и надежности системы.

1. Система поворота солнечной батареи, имеющая корпус, полый вал с фланцем для стыковки солнечной батареи, привод для ее вращения, силовое и телеметрическое токосъемные устройства, отличающаяся тем, что выходной вал функционально разделен на силовой фланец и вал с силовым токосъемным устройством, а телеметрическое токосъемное устройство установлено на своем валу и связано с выходным валом, при этом фланец выходного вала установлен в корпусе системы поворота солнечной батареи на опорном подшипнике с предварительным натягом или его поджатием через опорный подшипник к корпусу системы поворота солнечной батареи пружинами.

2. Устройство по п.1, отличающееся тем, что усилие предварительного натяга или поджатия опорного подшипника выбрано из следующего условия нераскрытия стыка при эксплуатационных нагрузках:
P>2·K·M/D,
где Р - усилие предварительного натяга или поджатия опорного подшипника, Н·м;
K - коэффициент запаса по внешним нагрузкам;
М - приведенный изгибающий момент при работе в штатном режиме, Н;
D - рабочий диаметр опорного подшипника (по шарикам), м.

Похожие патенты:

Изобретение относится к оборудованию космических аппаратов (КА) и, в частности, к подвижным элементам конструкции КА, имеющим электрическую связь с системой управления КА, например батареям солнечным (БС), антеннам, подвижным крышкам и др.

Изобретение относится к управлению ориентацией космического аппарата (КА) с неподвижными относительно корпуса КА панелями солнечных батарей (СБ). .

Изобретение относится к области космической техники и может быть использовано для определения и контроля интегральных параметров лучистого теплообмена планеты, вокруг которой обращается космический аппарат (КА).

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано при проектировании выносных конструкций космических аппаратов, преимущественно антенн и солнечных батарей. Подкос солнечной батареи содержит двухзвенный механизм, на общей двум звеньям оси которого установлена пружина кручения с устройствами взведения. Одно звено установлено на раме солнечной батареи, а другое на корпусе космического аппарата. Перпендикулярно оси на одном из звеньев расположен подпружиненный шток для фиксации в конечном положении. На конце подпружиненного штока с возможностью поворота установлено коромысло, на обоих концах которого жестко закреплены подшипники качения, взаимодействующие с конусными пазами копиров, жестко установленных на противоположном подпружиненному штоку звене. В звеньях двухзвенного механизма выполнены отверстия под устройство фиксации начального положения звеньев, закрепленное посредством резьбового соединения. Достигается повышение надежности в работе подкоса и упрощение процесса установки солнечной батареи на корпус космического аппарата. 13 ил.

Изобретение относится к системам электроснабжения космических аппаратов (КА) с использованием солнечных батарей (СБ). Способ заключается в том, что определяют заданный угол СБ, измеряют ее текущий угол и вычисляют расчетный угол по угловой скорости СБ и времени ее вращения. Определяют углы разгона (αРАЗГ) и торможения (αТОРМ) СБ. Вращают СБ до достижения порога отпускания (αОТП ≈ αТОРМ), когда прекращается рассогласование между заданным и расчетным углами СБ. Перед началом управления запоминают заданный угол и принимают начальное значение расчетного угла за достоверное значение текущего угла. Задают порог рассогласования (αПР) этих углов исходя из углов αРАЗГ и αТОРМ, а также минимально допустимого и максимально возможного токов СБ. Разбивают круг датчика угла на равные дискретные сектора (ДС) величиной σ при условии: αРАЗГ + αТОРМ < σ < αПР. Биссектрисы ДС принимают за измеряемые значения. Задают период определения достоверного значения текущего угла на порядок и более превышающим максимальную длительность сбоя информации датчика и менее минимального интервала следования сбоев. Разбивают данный период на четыре равных интервала, и из анализа измеренных и запомненных значений на этих интервалах сбрасывают или формируют сигнал достоверности. В последнем случае вращают СБ до достижения рассогласованием между расчетным и заданным углами значения αОТП и тогда запоминают новое значение заданного угла. Техническим результатом изобретения является повышение живучести и эффективности системы управления ориентацией СБ при кратковременных сбоях информации, поступающей от датчика угла СБ. 4 ил.

Изобретение относится к системам электроснабжения космического аппарата (КА) с помощью солнечных батарей (СБ). Способ включает определение заданного и текущего углов ориентации СБ и угловой скорости (ωСБ) СБ. Вычисляют также расчетный угол и перед началом управления СБ присваивают ему значение измеренного угла, который запоминают. Вращают СБ в направлении уменьшения рассогласования между заданным и расчетным углами. Определяют времена и углы разгона (tРАЗГ, αРАЗГ) и торможения (tТОРМ, αТОРМ) СБ, а также максимально допустимый угол (αMAX) отклонения СБ, исходя из минимально допустимого и максимально возможного токов СБ. По этим углам задают порог срабатывания (αCP), при превышении которого формируют указанное рассогласование. Последнее не учитывают ниже порога отпускания (αОТП), по достижении которого вращение СБ прекращают. Расчетный угол СБ корректируют в пределах одного дискретного сектора (ДС) круга вращения СБ. Величина ДС зависит от углов αРАЗГ, αТОРМ и αCР. В зависимости от αCP и ωСБ задают пороговую величину времени контроля непрерывности изменения информации об угловом положении СБ. Отсчет этого времени контроля проводят, если текущий измеренный угол отличается от запомненного более, чем на один ДС, и прекращают в противном случае. Задают пороговую величину времени контроля направления вращения СБ в зависимости от tРАЗГ, tТОРМ, αMAX, ωСБ и величины ДС. Это время отсчитывают при нулевом времени контроля непрерывности, если знак рассогласования между измеренным и запомненным углами СБ не отвечает заданному направлению вращения СБ. В противном случае отсчет прекращают и обнуляют время контроля направления вращения. При этом в момент изменения текущего измеренного угла на один ДС задают расчетному углу значение границы между ДС и присваивают запомненному углу новое значение измеренного угла. Если время контроля непрерывности или время контроля направления вращения превышает свою пороговую величину, то формируют сигнал отказа и прекращают управление СБ. Техническим результатом изобретения является повышение живучести и эффективности системы управления ориентацией СБ. 3 ил.

Изобретение относится к системам электроснабжения космического аппарата (КА) с помощью солнечных батарей (СБ). Способ включает определение заданного угла ориентации СБ на Солнце по измеренному угловому положению нормали к рабочей поверхности СБ и вычисление расчетного угла относительно указанного положения нормали. Вращают СБ в направлении уменьшения рассогласования между заданным и расчетным углами. Определяют углы разгона (αРАЗГ) и торможения (αТОРМ) СБ. Корректируют расчетный угол в моменты изменения значений датчика угла на величину дискретного сектора (ДС) поворота СБ. Задают пороги срабатывания (αСР) и отпускания (αОТП), прекращая вращение СБ, если рассогласование между заданным и текущим углами начинает увеличиваться, но не более αСР. Задают угловую скорость вращения СБ на порядок и выше максимальной угловой скорости обращения КА вокруг Земли, а величину ДС - менее αСР. Задают рабочий угол (αРАБ) СБ из условия: αСР< αРАБ < (αГОР - 2·(αРАЗГ + αТОРМ)). Присваивают заданному углу значение углового положения ближайшего к нему луча угла αРАБ, если направление на Солнце в проекции на плоскость вращения указанной нормали находится вне αРАБ. Если угловое положение данной нормали находится вне αРАБ, изменяясь в направлении увеличения угла относительно ближайшего к нему луча угла αРАБ, то формируют сигнал отказа и прекращают управление СБ. Техническим результатом изобретения является исключение заклинивания и поломки панели СБ или бортового оборудования КА, при обеспечении максимально возможного тока в условиях ограничений на углы поворота СБ (напр., от 90° до 180°). 3 ил.

Изобретение относится к электротехнике, в частности к устройствам для генерирования электрической энергии путем преобразования светового излучения в электрическую энергию, и может быть использовано при создании и производстве малоразмерных космических аппаратов с солнечными батареями (СБ). Техническим результатом изобретения является: повышение стойкости СБ к термоударам, к воздействию механических и термомеханических нагрузок, повышение технологичности конструкции, увеличение срока активного существования СБ космических аппаратов, повышение функциональных возможностей за счет расширения температурного диапазона функционирования и оптимизации конструкции СБ, упрощение коммутационной системы, что достигается путем повышения прочности соединения шунтирующих диодов и СЭ, повышение воспроизводимости процесса изготовления СБ космических аппаратов за счет оптимизации технологии изготовления шунтирующих диодов и СЭ СБ, а также коммутирующих шин, соединяющих СЭ и шунтирующие диоды, которые выполнены многослойными. Солнечная батарея для малоразмерных космических аппаратов содержит: панели с приклеенными на них модулями с солнечными элементами (СЭ), шунтирующий диод; коммутирующие шины, соединяющие лицевую и обратную стороны шунтирующего диода с СЭ, при этом шунтирующий диод установлен в вырезе в углу СЭ, при этом коммутирующие шины выполнены многослойными, состоящими из молибденовой фольги, с двух сторон которой последовательно нанесены слой ванадия или титана, слой никеля и слой серебра соответственно. 2 н. и 5 з.п. ф-лы, 4 ил., 3 табл.

Изобретение относится к управлению движением космических аппаратов (КА) с использованием сил давления солнечного излучения, распределенных по рабочим зонам КА. Последние формируют в виде плоских параллельных оптически прозрачных капельных потоков. Расстояние между каплями радиусом R в каждом потоке вдоль него (Sx) и в его фронтально-поперечном направлении (Sy) кратно. Число потоков составляет. Смещением потоков относительно друг друга по направлению их движения на расстояние формируют потоки капельной пелены числом. Каждый из указанных потоков смещен относительно предыдущего во фронтально-поперечном направлении на расстояние. Этим создают непрозрачность во фронтально-поперечном направлении и прозрачность в направлении плоскости, перпендикулярной потоку. Единичную распределенную силу светового давления регулируют изменением радиуса и количества капель, приходящих в точку ее приложения в единицу времени. Величину суммарного воздействия регулируют изменением числа капельных струй. Технический результат изобретения направлен на повышение эффективности использования распределенных внешних сил светового давления путем уменьшения их возмущающего действия на относительное движение КА. 3 ил., 1 табл.

Изобретение относится к управлению движением космического аппарата (КА), на котором размещены теплоизлучающий радиатор и солнечная батарея (СБ). Способ включает выполнение полета КА по орбите вокруг планеты с разворотом СБ в положение, соответствующее совмещению нормали к рабочей поверхности СБ с направлением на Солнце. Строят орбитальную ориентацию КА, при которой плоскость вращения СБ параллельна плоскости орбиты КА и СБ расположена относительно плоскости орбиты со стороны Солнца. Определяют высоту орбиты КА и угол между направлением на Солнце и плоскостью орбиты КА. Определяют значение (β*) данного угла, при котором длительность теневой части витка равна необходимому времени сброса тепла радиатором на витке. Определяют витки орбиты, на которых текущее значение данного угла больше β*. На этих витках выполняют повороты СБ вокруг поперечной и продольной осей вращения до достижения условий затенения радиатора СБ. При этом обеспечивают минимальное отклонение ориентации рабочей поверхности СБ на Солнце. Орбитальный полет КА выполняют по околокруговой орбите высотой не более некоторого расчетного значения. Технический результат изобретения состоит в повышении эффективности функционирования радиатора путем создания условий его естественного охлаждения при затенении СБ в любом положении КА на витке орбиты. 3 ил.

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано при проектировании системы поворота солнечной батареи

Более шестидесяти лет назад началась эра практической солнечной электроэнергетики. В 1954 году три американских ученых представили миру первые солнечные батареи, полученные на базе кремния. Перспективу получения бесплатной электроэнергии осознали очень быстро, и ведущие научные центры всего мира начали работать над созданием солнечных электроэнергетических установок. Первым «потребителем» солнечных батарей стала космическая отрасль. Именно здесь, как нигде более, нуждались в возобновляемых источниках энергии, так как бортовые батареи на спутниках довольно быстро исчерпывали свой ресурс.

И всего через четыре года солнечные батареи в космосе заступили на бессрочную трудовую вахту. В марте 1958 года США запустили спутник с солнечными батареями на борту. Менее чем через два месяца, 15 мая 1958 года, в Советском Союзе был выведен на эллиптическую орбиту вокруг Земли Спутник-3 с солнечными батареями на борту.

Первая отечественная солнечная электростанция в космосе

Кремниевые панели солнечных батарей были установлены на днище и в носовой части Спутника-3. Такое расположение позволило получать дополнительную электроэнергию практически непрерывно, независимо от положения спутника на орбите относительно солнца.

Третий искусственный спутник. Отчетливо видна солнечная батарея

Бортовые аккумуляторные батареи исчерпали свой ресурс за 20 дней, и 3 июня 1958 года большинство приборов, установленных на спутнике, были обесточены. Однако продолжали работать прибор для изучения излучения Солнца, радиопередатчик, отправляющий на землю получаемую информацию, радиомаяк. После истощения бортовых батарей эти устройства полностью перешли на питание от солнечных батарей. Радиомаяк работал практически тех пор, пока в 1960 году спутник не сгорел в атмосфере Земли.

Развитие отечественной космической фотоэнергетики

Об энергоснабжении космических аппаратов конструкторы задумывались еще на стадии проектирования самых первых ракет-носителей. Ведь в космосе батареи не заменить, значит, срок активной службы космического аппарата обусловлен только емкостью бортовых батарей. Первый и второй искусственные спутники земли были оснащены только бортовыми батареями, которые истощились через несколько недель работы. Начиная с третьего спутника, все последующие космические аппараты были оборудованы солнечными батареями.

Главным разработчиком и изготовителем космических солнечных электростанций было научно-производственное предприятие «Квант». Солнечные панели «Кванта» установлены практически на всех отечественных космических аппаратах. Вначале это были кремниевые солнечные батареи. Их мощность была ограничена как заданными размерами, так и весом. Но затем учеными «Кванта» были разработаны и изготовлены первые в мире солнечные батареи на основе совершенно нового полупроводника – арсенида галлия (GaAs).

Кроме того, были запущены в производство абсолютно новые гелиевые панели, которые не имели аналогов в мире. Этой новинкой стали высокоэффективные гелиевые панели на подложке, имеющей сетчатую или струнную структуру.

Гелиевые панели с сетчатой и струнной подложкой

Специально для установки на космических аппаратах с низкими орбитами были спроектированы и изготовлены кремниевые гелиевые панели с двусторонней чувствительностью. Например, для российского сегмента международной космической станции (космического аппарата «Звезда») были изготовлены панели на кремниевой основе с двусторонней чувствительностью, причем площадь одной панели составляла 72 м².

Солнечная батарея космического аппарата «Звезда»

Были также разработаны на базе аморфного кремния и запущены в производство гибкие солнечные батареи, имеющие прекрасные удельные весовые характеристики: при весе всего 400 г/м² эти батареи вырабатывали электроэнергию с показателем 220 Вт/кг.

Гибкая гелиевая батарея на базе аморфного кремния

Чтобы повысить эффективность солнечных элементов, в большом объеме проводились наземные исследования и испытания, которые выявляли отрицательные воздействия Большого Космоса на гелиевые панели. Это позволило перейти к изготовлению солнечных батарей для космических аппаратов различных типов со сроком активной работы до 15 лет.

Космические аппараты миссии «Венера»

В ноябре 1965 года с интервалом в четыре дня к нашей ближайшей соседке – Венере – стартовали два космических аппарата – «Венера-2» и «Венера-3». Это были два абсолютно одинаковых космических зонда, основная задача которых состояла в посадке на Венеру. На обоих космических аппаратах были установлены солнечные батареи на основе арсенида галлия, которые хорошо зарекомендовали себя на предыдущих околоземных аппаратах. За время полета вся аппаратура обоих зондов работала бесперебойно. Со станцией «Венера-2» было проведено 26 сеансов связи, со станцией «Венера-3» ─ 63. Таким образом, была подтверждена высочайшая надежность солнечных батарей этого типа.

Из-за сбоев аппаратуры управления была потеряна связь с «Венерой-2», но станция «Венера-3» продолжала свой путь. В конце декабря 1965 по команде с Земли была произведена коррекция траектории, и 1 марта 1966 года станция достигла Венеры.

Данные, полученные в результате полета этих двух станций, были учтены при подготовке новой миссии, и в июне 1967 года к Венере была запущена новая автоматическая станция «Венера-4». Так же, как и две ее предшественницы, она была оборудована арсенид-галлиевыми солнечными батареями общей площадью 2.4 м². Эти батареи поддерживали работу практически всей аппаратуры.

Станция «Венера-4». Внизу – спускаемый аппарат

18 октября 1967 года после отделения спускаемого аппарата и входа его в атмосферу Венеры станция продолжала свою работу на орбите, выполняя в том числе и роль ретранслятора сигналов с радиопередатчика спускаемого аппарата на Землю.

Космические аппараты миссии «Луна»

Солнечными батареями на базе арсенида галлия были «Луноход-1» и «Луноход-2». Солнечные батареи обоих аппаратов были смонтированы на откидывающихся крышках и служили верой и правдой весь срок работы. Причем на «Луноходе-1», программа и ресурс которого были рассчитаны на месяц работы, батареи проработали три месяца, втрое больше запланированного срока.

«Луноход-2» проработал на поверхности Луны чуть более четырех месяцев, пройдя путь в 37 километров. Он мог бы работать еще, если бы не перегрев аппаратуры. Аппарат попал в свежий кратер с рыхлым грунтом. Долго буксовал, но в конце концов смог выбраться на задней передаче. Когда он выбирался из ямы, на крышку с солнечными панелями попало небольшое количество грунта. Для поддержания заданного теплового режима откинутые солнечные панели на ночь опускались на верхнее покрытие аппаратного отсека. После выхода из кратера при закрывании крышки грунт из нее попал на аппаратный отсек, став своеобразным теплоизолятором. Днем температура поднялась выше сотни градусов, аппаратура не выдержала и вышла из строя.

Современные солнечные панели, изготовленные с применением самых современных нанотехнологий, с применением новых полупроводниковых материалов позволили достичь эффективности до 35% при значительном снижении веса. И эти новые гелиевые панели верой и правдой служат на всех аппаратах, отправляемых как на околоземные орбиты, так и в дальний космос.