Патенты автора Сыгуров Юрий Михайлович (RU)
Способ управления космическим аппаратом // 2735655
Изобретение относится к способу управления космическим аппаратом (КА). Для управления КА в процессе его эксплуатации реализуют различные режимы изменения его параметров и бортовых систем. Управление КА осуществляют с помощью бортовой вычислительной системы (БВС), используя командно-управляющую информацию, передаваемую из наземного комплекса управления (НКУ). Осуществляют постоянный контроль БВС определенным образом. При обнаружении неработоспособности БВС ее исключают из контура управления КА, включают резервный контур управления для восстановления работоспособности КА. После восстановления работоспособности КА переводят в штатный режим работы. Обеспечивается повышение живучести КА, предотвращение развития аварийных ситуаций. 1 ил.
Использование: в области электротехники при эксплуатации никель-водородных аккумуляторных батарей (АБ) в автономных системах электропитания (СЭП) космических аппаратов (КА), функционирующих на низкой околоземной орбите. Технический результат - повышение эффективности управления зарядом/разрядом АБ. Согласно способу в случае отказа передающего устройства штатной бортовой системы телеметрической информации (БСТИ) в силу каких-либо технических причин для контроля состояния СЭП, в том числе и формуемой АБ, используют информацию контрольного и рабочего подмассивов из состава массива информации оперативного контроля (ИОК), формируемых и отображаемых в нем по исходным данным, выдаваемым БСТИ в бортовой комплекс управления. При этом в процессе проведения режима разряда формуемой АБ организуют не менее трех сеансов связи с КА со съемом ИОК на каждом сеансе связи. Указанные подмассивы, составленные из аналоговых и сигнальных параметров АБ, разбивают на отдельные информационные группы, отличающиеся друг от друга комбинацией параметров АБ, причем группы параметров АБ одного из подмассивов, представляющего собой контрольную телеметрическую информацию, формируют и отображают в составе массива ИОК по факту срабатывания либо сигнальных датчиков давления любой из n АБ, либо по факту срабатывания пороговых датчиков минимального напряжения любой АБ или минимального напряжения любого аккумулятора. Группы параметров АБ другого подмассива, представляющего собой рабочую телеметрическую информацию, формируют и отображают в составе массива ИОК в определенной временной последовательности, причем количество групп параметров АБ и временные промежутки между ними задают в составе рабочей программы (РП). Скорость разряда формуемой АБ вычисляют, используя данные массива ИОК, как минимум, с двух сеансов связи с КА, а по известной скорости разряда формуемой АБ определяют расчетный номер витка орбиты N для принудительной отмены режима глубокого разряда формуемой АБ. Разовые команды (РК), необходимые для фактического завершения режима разряда формуемой АБ, выдают в сеансе связи на витке (N+1) либо (N+2), причем в сеансах связи, в которых выдаются РК по управлению режимами функционирования формуемой АБ или изменению конфигурации СЭП с использованием коммутационной аппаратуры аварийной шины, осуществляют второй съем ИОК. При этом параметры АБ, отображаемые в составе ИОК, соответствуют моменту времени выдачи РК для второго съема ИОК. 2 ил.
Изобретение относится к электротехнике, а именно к автономным системам электропитания (СЭП) космических аппаратов (КА), использующих в качестве первичных источников энергии батареи фотоэлектрические (БФ), а в качестве накопителей энергии - аккумуляторные батареи (АБ). Техническим результатом изобретения является сдерживание процесса возникновения аварийной ситуации из-за нарушения энергобаланса. Это достигается тем, что одну из двух панелей солнечной батареи поворачивают с нейтрального положения по тангажу по ходу часовой стрелки, другую панель таким же образом поворачивают против хода часовой стрелки или наоборот соответственно на углы φ1,
φ2, образованные продольными осями космического аппарата и передней и задней панелей солнечных батарей, при этом освещаемые плоскости панелей солнечной батареи после перекладок панелей образуют тупой угол, равный (180°+φ1+φ2); о наличии режима максимального отбора мощности фотоэлектрической батареи судят по закону изменения входного напряжения от времени на световом участке орбиты космического аппарата, при этом данную схему перекладок панелей используют для относительно малых углов β между плоскостью орбиты и направлением на Солнце, например, в диапазоне его изменения от «минус» 30° до «плюс» 30°, а допустимые углы перекладок панелей φ1доп и φ2доп определяют из условия:
φ1доп≤φ1опт=arccos(R3/(R3+H1)),
φ2доп≤φ2опт=arccos(R3/(R3+H2)),
где φ1опт - оптимальный угол перекладки, при котором обеспечивается режим максимального отбора мощности передней панели; φ2опт - оптимальный угол перекладки, при котором обеспечивается режим максимального отбора мощности задней панели; R3 - радиус Земли; Н1 - высота орбиты КА в точке выхода его из теневого участка; Н2 - высота орбиты КА в точке входа его в теневой участок. 5 ил.
