Поворот солнечных батарей. Система поворота солнечной батареи. Электронные системы поворота

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

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).

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.

При строительстве загородных домов, домиков на дачных участках, теплиц, различных фермерских построек все чаще стали применяться автономные системы электрообеспечения. Солнечные батареи обеспечивают независимость от общих электрических сетей. Да и в городах в частном секторе нередко можно увидеть на крышах домов солнечные панели домашних электростанций.

Эти панели могут быть с моно- и поликристаллическими кремниевыми структурами, могут быть построены на базе батарей, выполненных по аморфной или микроморфной технологии, могут быть даже использованы солнечные батареи, выполненные по технологии «Moth Eye» («Глаз мотылька»). При этом каждое здание строится таким образом, чтобы солнечные панели были установлены в месте, максимально освещаемом солнцем.

Эффективность современных гелиевых систем в среднем не превышает 18% - 20%. У лучших образцов эффективность может достигать 25%. В 2014 году ученые Австралийского центра UNSW по усовершенствованию фотовольтаики сообщили, что им удалось добиться эффективности солнечных батарей в 40%.

При этом нужно понимать, что измерение величины эффективности производится, когда гелиевая панель освещается солнцем под прямым углом. Если солнечная батарея закреплена стационарно, то в течение дня, когда солнце перемещается по небосводу, период прямого освещения батареи солнцем будет относительно небольшим. И поэтому эффективность даже самых совершенных солнечных панелей будет снижаться.

Для того чтобы минимизировать снижение эффективности гелиевых систем, солнечные панели должны устанавливаться на поворотных модулях, которые позволят в течение всего светового дня ориентировать батареи на солнце. Такое поворотное устройство, на котором закреплена несущая конструкция с одной или несколькими солнечными панелями, называется трекером.

Он предназначен для того, чтобы следить за солнцем, и, в зависимости от его положения, ориентировать на него солнечную панель. Это устройство, в зависимости от исполнения, включает в себя один или два датчика слежения за солнцем, а также поворотный механизм. Трекер должен быть установлен в хорошо освещаемом солнцем месте на земле, на стационарной станине, либо на мачте, которая поднимет трекер на такую высоту, чтобы солнечная батарея всегда была освещена солнцем.

Трекер с четырьмя солнечными панелями на мачте

Даже простейшее поворотное устройство с системой слежения за солнцем позволяет получить максимальный коэффициент полезного действия от гелиевых батарей. Как показали исследования, при отсутствии должной ориентации солнечных панелей на солнце теряется до 35% мощности. Поэтому, чтобы выйти на запланированную мощность в случае неподвижного крепления фотоэлементов, приходится устанавливать большее количество панелей.

Принцип построения систем управления поворотом солнечных батарей

Промышленностью выпускается несколько видов систем управления поворотом солнечных батарей. Это достаточно дорогие (до 100000 рублей) устройства, которые могут управлять положением сразу нескольких гелиевых панелей.

Поскольку солнце в течение дня перемещается не только по горизонтали, но и по вертикали, то эти системы управления отслеживают оба изменения положения и, в соответствии с полученной информацией, выдают команды на поворот панели вокруг горизонтальной или вертикальной осей. В общем случае такая система управления состоит из солнечного датчика, преобразователя (П) сигнала с этого датчика, усилителя (У) сигнала, микроконтроллера (МК), устройства управления двигателем (УУД), самого двигателя и, наконец, непосредственно рамы, на которой крепится гелиевая панель.

Схема управления трекера

Характерно, что для управления поворотом в обеих осях используется одна и та же схема. Различны только датчики положения солнца и двигатели. Простейший датчик положения солнца состоит из двух фотодиодов, разделенных непрозрачной перегородкой.

В зависимости от того, за каким перемещением следит этот датчик, перегородка устанавливается горизонтально или вертикально, но обязательно направлена строго на солнце. Пока оба фотодиода освещаются одинаково, сигналы, поступающие с них, равны. Как только солнце переместится настолько, что один из фотодиодов окажется в тени перегородки, происходит разбаланс сигналов и система управления вырабатывает соответствующую команду на поворот солнечной батареи.

Схема датчика положения солнца

В качестве двигателей для поворотной платформы используются, как правило, шаговые двигатели или реактивно-вентильные двигатели. В таких системах управления датчики слежения установлены на этой же платформе и поворачиваются вместе с нею, обеспечивая тем самым точную ориентацию гелиевой панели на солнце. Для надежной работы датчика необходимо предусмотреть защиту его от загрязнения, налипания снега, затенения оптики случайными предметами.

Существуют системы управления, в которых датчики слежения удалены от несущей поворотной платформы и находятся в месте, защищенном от подобных воздействий. В этом случае сигнал с датчиков поступает на сельсин-передатчик. Ориентируя датчик слежения на солнце, сельсин-передатчик передает управляющее воздействие на сельсин-приемник, который и поворачивает несущую платформу, направляя ее точно на солнце.

Система управления поворотом солнечных панелей на базе часового механизма

Промышленные установки – полностью укомплектованные гелиевые электростанции с двухосными поворотными модулями – достаточно дорогое удовольствие. Например, промышленный трекер UST-AADAT стоит порядка полутора миллионов рублей. Естественное желание всех владельцев солнечных электростанций – повысить выходную мощность, но при этом сократить расходы. В результате появились самодельные устройства, оригинальные по своему решению, в которых используются подручные материалы. И эти устройства вполне успешно управляют ориентацией панелей на солнце.

Один из вариантов такого устройства – система управления ориентацией гелиевых панелей, построенная на базе часового механизма. Для слежения за солнцем вовсе не обязательно использовать светоприемные устройства. Для этого достаточно взять обычные настенные механические часы. Подойдут даже старые ходики. Известно, что за один час солнце проходит по небосводу с востока на запад путь, соответствующий угловому перемещению на 15°. Поскольку для гелиевой панели такое угловое смещение не особенно критично, то достаточно включать поворотный механизм один раз в час.

Слежение за перемещением солнца по часам

Устройство для поворота гелиевой панели вокруг вертикальной оси может выглядеть следующим образом. В циферблате на расстоянии длины минутной стрелки от центра, в месте, соответствующем 12-ти часам, устанавливается неподвижный контакт. Подвижный контакт – на острие минутной стрелки.

Таким образом, каждые 60 минут будет происходить замыкание контактов и включаться двигатель, поворачивающий солнечную панель. Отключение двигателя можно организовать различными способами, например, конечным выключателем или реле времени. Если на циферблате установить еще один неподвижный контакт в месте, соответствующем 6-ти часам, то коррекция положения панели будет производиться через каждые полчаса.

В этом случае устройства отключения двигателя должны быть настроены на поворот несущей платформы на угол 7,5°.

Кроме того, при желании здесь же, на этом механизме, с помощью еще одной контактной группы, но уже на базе часовой стрелки можно собрать схему автоматического возврата солнечной панели в исходное положение. На базе этой же часовой стрелки можно собрать систему управления поворотом панели и вокруг горизонтальной оси. Пока часовая стрелка двигается до 12-ти часов, несущая рама поднимается вслед за солнцем. После 12-ти часов двигатель горизонтальной оси реверсируется, и солнечная панель начинает вращаться в обратном направлении.

Принцип водяных часов в системе управления поворотом солнечных панелей

Эта система была придумана девятнадцатилетней студенткой Иден Фулл из Канады. Она предназначена для управления одноосным трекером. Принцип работы следующий. Вращение производится вокруг горизонтальной оси. Солнечная панель устанавливается в начальное положение таким образом, чтобы солнечные лучи были перпендикулярны плоскости панели.

На одну сторону панели подвешивается емкость с водой, на противоположную сторону подвешивается груз, равновесный с емкостью, наполненной водой. В нижней части емкости проделывается небольшое отверстие, чтобы вода по каплям вытекала из этого сосуда. Размер этого отверстия подбирается экспериментально. По мере вытекания воды сосуд становится легче, и противовес медленно поворачивает раму с панелью.

Трекер на «водяных часах»

Подготовка трекера к работе заключается в том, что в опустевшую емкость заливается вода и солнечная панель устанавливается в исходное положение.

Эти два примера далеко не исчерпывают возможные варианты построения поворотных модулей. При небольшой фантазии можно получить простое, но очень эффективное устройство, которое гарантированно сможет повысить эффективность домашней гелиевой электростанции.

Одним из очевидных способов повышения эффективности солнечных энергоустановок является использование в них систем слежения за солнцем. Разработка следящих систем с простым обслуживанием позволит в значительной степени повысить технико-экономические показатели сельскохозяйственных объектов и создать комфортные условия труда и быта человека при одновременном обеспечении экологической безопасности окружающей среды. Системы слежения могут быть с одной или двумя осями вращения солнечных панелей.

Солнечная энергоустановка с системой слежения, включающей компактный фотоэлектрический датчик положения солнца, состоящий из каркаса в форме прямой трёхгранной призмы, на двух боковых гранях которой размещены фотоэлементы слежения за солнцем, а на третьей грани установлен командный фотоэлемент разворота модулей с запада на восток. В течение светового дня фотоэлементы слежения на гранях датчика выдают командные сигналы для блока управления приводом азимутального поворота солнечного модуля, который при этом разворачивается в направлении солнца с помощью вала. Недостатком установки является недостаточная точность слежения за солнцем.

Солнечная энергетическая установка содержит солнечную батарею с системой двухосной ориентацией на солнце, на которой в качестве датчиков слежения за солнцем установлены фотоэлектрические модули, содержащие линейные фотоприёмники, находящиеся в фокусах цилиндрических линз Френеля. Сигналы от фотоприёмников с помощью микропроцессора осуществляют управление приводами системы азимутальной и зенитальной ориентации солнечной батареи.

Недостатком этой установки является недостаточная точность слежения за солнцем, а также то, что датчики слежения занимают часть активной площади солнечной батареи.

Основной задачей разработки является повышение точности работы датчика слежения за солнцем для двухосных систем ориентации солнечных батарей при любом положении солнца на небосводе в течение года.

Вышеуказанный технический результат достигается тем, что в предлагаемом датчике слежения за солнцем двухосной системы ориентации солнечной батареи, содержащем блок лучевоспринимающих ячеек, установленных на неподвижной площадке, которые выполнены в виде обратных конусов с непрозрачными стенками и укреплены на узких торцах конусов фотоэлектрических элементов. При этом лучевоспринимающие ячейки плотно установлены на площадке с образованием телесного угла в 160° и обрамлены прозрачной сферой, укреплённой на площадке, которая установлена с наклоном к горизонтали под углом, равным географической широте местоположения датчика.

Датчик слежения устанавливается на неподвижной площадке, нормаль 6 которой (рис. 1) направляется на юг. Угол наклона площадки к горизонтальному основанию соответствует географической широте местности рядом с солнечной батареей, размещённой на механической системе ориентации на солнце, содержащей приводы зенитального и азимутального вращения, использующие шаговые мотор-редукторы. Управление приводами солнечной батареи осуществляется микропроцессором, получающим электрические импульсы от фотоэлектрических элементов ячеек датчика. Микропроцессор содержит информацию о географической широте местонахождения солнечной батареи, электронные часы, снабжённые календарём, по сигналам которых включаются мотор-редукторы зенитального и азимутального вращения солнечной батареи в соответствии с уравнением движения солнца на небосводе. При этом величины достигнутых углов поворота солнечной батареи по сигналам фотоэлектрических элементов ячеек датчика сравниваются со значениями, полученными их уравнения движения солнца на текущий момент времени.

Сущность конструкции датчика поясняется рис. 1, 2, 3 и 4. На рис. 1 и 3 представлена общая схема датчика. На рис. 2 показан вид сверху прозрачной сферы и лучевоспринимающих ячеек. На рис. 4 показана схема такой ячейки.

Датчик слежения за солнцем для двухосной системы ориентации солнечных батарей содержит площадку 1, укреплённую к горизонтальному основанию 5 под углом а, равным географической широте местности. К площадке 1 прикреплена прозрачная полусфера 2 радиусом г. Во всём внутреннем пространстве сферы 2 вплотную укреплены лучевоспринимающие ячейки 3, имеющие форму обратного конуса с непрозрачными стенками 7, обращённого диаметром ф к внутренней стенке прозрачной сферы 2, а диаметром d 2 к площадке 1. Высота конуса 3 равна расстоянию h от внутренней стенки сферы 2 до поверхности площадки 1. В нижней части конуса 3 на расстоянии 5d 1 от верхней кромки конуса 3 расположен фотоэлектрический элемент 4, электрический сигнал от которого передаётся в микропроцессорную систему управления поворотами осей солнечной батареи (на рис. 1 не показана). Расстояние 5d 1 выбирается таким образом, чтобы солнечный луч 8 точно фиксировался на фотоэлектрическом элементе 4, ограниченного непрозрачными стенками 7 конуса 3.

Датчик слежения за солнцем работает следующим образом. Солнечные лучи 8 проникают через прозрачную сферу 2, внутреннее пространство конуса 3 и попадают на фотоэлектрический элемент 4, вызывая электрический ток, который анализируется микропроцессором и передаётся на шаговые мотор-редукторы приводов системы ориентации солнечной батареи (на рисунке не показана). При перемещении солнца по небосводу, его лучи 8 постепенно включают фотоэлектрические элементы 3 и способствуют точному и плавному регулированию поворотов солнечной батареи по азимутальной и зенитальной осям.

Лабораторные испытания макета ячейки датчика с использованием имитатора солнечного излучения показали приемлемые результаты отсекания светового потока для принятых значений d 1 , d 2 и 5d x .

Датчик слежения за солнцем двухосной системы ориентации солнечной батареи содержит лучевоспринимающие ячейки, выполненные в виде обратных конусов, плотно установленных на площадке с образованием телесного угла в 160° и обрамленных прозрачной сферой, позволяет более точно ориентировать солнечные батареи и тем самым получать наибольшее количество электроэнергии от них.

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

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.