Система управления положением солнечных батарей космического аппарата. Как сделать поворотное устройство для солнечной панели: лучшие идеи Устройство автоматической ориентации 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.

Перспективы развития радиоастрономии, солнечной энергетики, космической связи, исследования поверхности Земли и других планет непосредственно связаны с возможностью вывода в космос крупногабаритных конструкций. В настоящее время в России и за рубежом ведутся исследования, направленные на создание в космосе конструкций различного класса, имеющих большие габариты: космические телескопы и антенны, энергетические и научные платформы, крупногабаритные солнечные батареи (СБ) и т. П.

Одним из важных и бурно развивающихся направлений в области создания крупногабаритных космических конструкций является разработка раскрывающихся панелей СБ, а также антенн, устанавливаемых на космических аппаратах (КА) различного назначения.

По мере увеличения размеров и сложности КА серьезным конструктивным ограничением становится требование к размещению КА под обтекателем ракет-носителей. Это обусловило создание КА, имеющих различные конфигурации при транспортировке и в рабочем состоянии на орбите. В состав КА входят трансформируемые конструкции различных антенн, откидных штанг с установленными на них приборами и датчиками, панелей СБ и другие, которые в космосе раскрываются и принимают форму, необходимую для функционирования на орбите. Таким образом, современные КА представляют собой совокупность тел, связанных между собой определенным образом. Как правило, КА имеет основной массивный блок, к которому крепятся трансформируемые конструкции (рис. В1).

1 - солнечная батарея; 2 - датчик ориентации на Солнце; 3 - всенаправленная антенна S-диапазона; 4 - антенна C-диапазона (диаметр 1,46 м); 5 - многоканальная антенна (излучатель фазированной антенной решетки); 6 - управляемая антенна (K-S-диапазон единичного доступа, K-диапазон для линии связи космос - космос) (диаметр 4,88 м); 7 - направление вектора орбитальной скорости; 8 - направление на Землю; 9 - 30-элементная фазированная антенная решетка S-диапазона (многоканальная линия связи); 10 - управляемая антенна K-диапазона (линия связи космос - Земля) (диаметр 1,98 м); 11 - антенна K-диапазона (диаметр 1,13 м)

Поэтому, для того чтобы современный КА поместился под обтекатель ракетоносителя, все трансформируемые конструкции должны быть определенным образом уложены в компактное транспортное положение. После вывода КА на определенную орбиту все трансформируемые конструкции раскрываются по заданной программе. В общем случае число этапов приведения трансформируемых конструкций в рабочее положение может быть довольно большим (рис. В2).

1 - начальная конфигурация элементов перед развертыванием; 2 - расчековка и развертывание панелей солнечных батарей; 3 - фиксация штанг солнечных батарей; 4 - развертывание антенны линии связи космос - Земля; 5 - развертывание антенны C-диапазона; 6 - отделение межорбитального буксира IDS; 7 - развертывание штанг антенн единичного доступа и вращение антенн; 8 - окончательная конфигурация после развертывания всех элементов

В процессе движения элементов трансформируемых конструкций происходит фиксация их в определенном положении, при этом движение осуществляется как с помощью электроприводов, так и за счет энергии деформации различного рода пружин.

Таким образом, проблема создания навесных систем специального функционального назначения с габаритами, превышающими габариты КА, сводится к разработке складных конструкций, удовлетворяющих таким противоречивым требованиям, как минимальные масса и объем в сложенном транспортном состоянии, высокая надежность раскрытия из транспортного состояния в рабочее положение и функционирования на орбите, максимальная площадь рабочей поверхности в раскрытом состоянии, стабильные эксплуатационные характеристики в условиях действия нагрузок. Работоспособность таких конструкций определяется главным образом тем, насколько велики возникающие в них силы при раскрытии, поэтому обеспечение их надежного раскрытия связано с решением сложных задач механики.

Несмотря на достигнутые значительные успехи в области проектирования таких конструкций, важной остается задача обеспечения плавного и надежного раскрытия крупногабаритных конструкций при гарантированном обеспечении их последующего функционирования.

Современные тенденции в развитии космической техники диктуют необходимость создания КА высокой энерговооруженности и повышенного срока эксплуатации - 15 лет и более. Рост энерговооруженности КА влечет за собой увеличение полезной площади крыла СБ (рис. В3).

При этом их необходимо разместить в зоне полезного груза существующих средств выведения КА на орбиту. В этих условиях очевиден только один выход - строить крыло СБ, увеличивая число панелей, которые на этапе выведения КА на орбиту складываются в рациональный пакет. При наземных экспериментах не удается в достаточной мере воспроизвести реальные условия процесса раскрытия СБ и тем самым полностью подтвердить надежность и работоспособность системы раскрытия. Отказ или нештатное функционирование системы раскрытия СБ практически всегда ведет к возникновению аварийных ситуаций. Применение методов математического моделирования существенным образом определяет качество, сокращает сроки и стоимость разработки раскрывающихся многозвенных СБ. Это обеспечивает возможность детального информационного сопровождения всего периода разработки, изготовления, экспериментальной отработки и эксплуатации СБ, включая анализ надежности, прогноз отказов и аварийных ситуаций.

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 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.

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

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

Асимметричный ответ: никакой ориентации

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

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

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

Достоинства:

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

Недостатки:

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

Солнечный датчик

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

Различные схемы работы современных солнечных датчиков, внизу находится фоточувствительная матрица

Еще один вариант конструкции, здесь матрица изогнута

Современные солнечные датчики

Достоинства:

• Простота.


• Дешевизна.


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


• Точность примерно одна угловая минута.

Недостатки:

• Не работают в тени Земли или другого небесного тела.


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

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

Инфракрасная вертикаль

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

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

Пример поля зрения инфракрасной вертикали. Черный круг - Земля

Отечественные инфракрасные вертикали производства ОАО "ВНИИЭМ"

Достоинства:

• Способны строить местную вертикаль на любом участке орбиты.


• Как правило, высокая надежность.


• Хорошая точность -

Недостатки:

• Ориентация только по одной оси.


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


• Сравнительно большие габариты и вес.


• Только для орбиты Земли.

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

Корабль "Союз". Дублированные датчики ИКВ показаны стрелками

Гироорбитант

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

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

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

Ионный датчик

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

Научная аппаратура для измерения концентрации положительных ионов

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

Звездный датчик

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

Типичные звездные датчики

Чем больше поле зрения, тем проще ориентироваться

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

Достоинства:

• Максимальная точность, может быть меньше угловой секунды.


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


• Работают на любых орбитах.

Недостатки:

• Высокая цена.


• Не работают при быстром вращении аппарата.


• Чувствительны к засветке и помехам.

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

Магнитометр

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

Магнитное поле Земли позволяет строить ориентацию по всем трем осям

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

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

Достоинства:

• Простота, дешевизна, надежность, компактность.


• Средняя точность, от угловых минут до нескольких угловых секунд.


• Можно строить ориентацию по всем трем осям.

Недостатки:

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


• Не работает выше 10 000 км от Земли.

Простота и дешевизна магнитометров сделала их очень популярными в микроспутниках.

Гиростабилизированная платформа

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

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

Лазерный гироскоп

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

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

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

Размер и точность гироскопов наглядно:

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

Пример "большого" акселерометра

Микрофотография MEMS-акселерометра

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

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

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

Сфера в центре - гиростабилизированная платформа. Система наведения МБР Peacekeeper

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

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