Способ управления ориентацией солнечной батареи космического аппарата с контролем направления вращения и непрерывности изменения информации углового положения солнечной батареи



Способ управления ориентацией солнечной батареи космического аппарата с контролем направления вращения и непрерывности изменения информации углового положения солнечной батареи
Способ управления ориентацией солнечной батареи космического аппарата с контролем направления вращения и непрерывности изменения информации углового положения солнечной батареи
Способ управления ориентацией солнечной батареи космического аппарата с контролем направления вращения и непрерывности изменения информации углового положения солнечной батареи

 


Владельцы патента RU 2509693:

Федеральное государственное унитарное предприятие "Московское опытно-конструкторское бюро "Марс" (ФГУП МОКБ "Марс") (RU)

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 α. 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.

 

Предлагаемый способ управления ориентацией солнечной батареи (СБ) космического аппарата (КА) с контролем направления вращения и непрерывности изменения информации углового положения солнечной батареи относится к системам электроснабжения КА. Данный способ может быть применен для управления ориентацией СБ спутников, космических станций и других КА, функционирующих на орбите Земли.

Современные КА, решающие, например, задачи дистанционного зондирования Земли, коммуникаций, теле- и радиовещания должны функционировать на орбите Земли в течение нескольких лет, что накладывает повышенные требования к бесперебойному снабжению бортового оборудования, входящего в состав КА, электроэнергией. Как правило, электроснабжение бортового оборудования КА осуществляется при помощи СБ. Панель СБ и соответствующий датчик ее углового положения закрепляются на выходном валу электромеханического привода, входящего в состав устройства поворота СБ, которое управляется бортовой автоматической системой управления. В состав бортовой системы управления КА входят бортовые цифровые вычислительные машины, в которых реализуются алгоритмы, обеспечивающие управление ориентацией и системами КА, в том числе управление ориентацией СБ.

Как известно, величина тока, вырабатываемого СБ, зависит от ориентации плоскости ее рабочей поверхности относительно Солнца. Определение направления на Солнце относительно корпуса КА осуществляется помощи алгоритмов системы управления движением на основе информации, поступающей, например, от астродатчиков, либо солнечных датчиков. Алгоритмы управления ориентацией СБ определяют угловое положение СБ на основе информации, поступающей от датчика угла, осуществляют его сравнение с информацией о заданном направлении на Солнце. При наличии рассогласования между этими углами алгоритмы формируют команды на вращение СБ по кратчайшему пути в направлении его уменьшения, а при отсутствии рассогласования, команды на прекращение вращения СБ.

Во время полета по заданной орбите на КА оказывают влияние различные внешние факторы: излучение Солнца, космические излучения, перепады температур, микрометеориты и другие. Указанные факторы могут приводить к сбоям и отказам функционирования его бортового оборудования. Из-за геомагнитных явлений в магнитосфере Земли на поверхностях блоков бортового оборудования в их различных точках могут накапливаться электростатические заряды, имеющие различные потенциалы. Причинами их накопления могут быть инжекция электронов и протонов космической плазмы, ионизирующие космические излучения, энергия падающих частиц, вторичная эмиссия электронов и другие факторы. После накопления критической разности потенциалов происходит электростатический разряд, который представляет собой электрический пробой. Во время указанного разряда возникает сигнал помехи, который может искажать информацию, передаваемую от датчиков углового положения СБ, через бортовую кабельную сеть в бортовую цифровую вычислительную машину системы управления КА. Указанные сбои носят, как правило, кратковременный характер, при этом они могут приводить к скачкообразным изменениям информации об угловом положении СБ, то есть нарушениям ее непрерывности. Характер накопления электростатического заряда имеет сложную природу. Для снижения эффектов электризации используют различные способы, при этом конструктивных решений по защите бортового оборудования от электростатического разряда, как правило, недостаточно. Таким образом, для исключения приема ложной информации в бортовую автоматическую систему управления от датчиков углового положения СБ при появлении подобных помех требуется обеспечивать также и алгоритмическую защиту. Кроме указанных причин нарушение информации, поступающей от датчика углового положения СБ, может быть также обусловлено отказами части его измерительных элементов, либо обрывами в цепях бортовой кабельной сети КА.

В процессе выведения КА на заданную орбиту на него действуют вибрация, резкие перегрузки и другие внешние воздействия. В результате воздействия указанных факторов могут возникать отказы в системе управления КА, устройстве поворота СБ, включая электромеханический привод. Кроме того, возможны обрывы, короткие замыкания в цепях, обеспечивающих передачу сигналов положения и команд управления СБ. При наземных отработках системы управления КА и системы ориентации СБ на стендах с задействованием реального оборудования возможны отказы, связанные с неправильной работой программного обеспечения или аппаратуры. Данные отказы могут быть обусловлены, например, неправильной работой, например, драйверов, обеспечивающих взаимодействие с аппаратурой ориентации СБ, или ошибками, допущенными в процессе разработки электронных блоков или в жгутах связи между блоками бортового оборудования КА. При отработках на наземных стендах возможны также ошибки, связанные с неправильным соединением блоков бортового оборудования КА. Перечисленные отказы и ошибки могут приводить в том числе к нарушению правильного исполнения команд на вращение СБ.

Наиболее близким техническим решением, принятым за прототип, является способ управления положением СБ, сущность которого заключается в том, что определяют угловую скорость СБ, затем по времени пересечения СБ границы между дискретными секторами датчика угла вычисляют расчетный угол относительно измеренного углового положения СБ. Данный угол вычисляют как произведение угловой скорости СБ на время ее вращения. Вращают СБ в направлении уменьшения рассогласования между заданным и расчетным углами. По соответствующим углам отклонения нормали к рабочей поверхности СБ определяют углы разгона и торможения СБ. Корректируют расчетный угол по измеренному угловому положению указанной нормали в моменты изменения показаний датчика угла на величину одного дискретного сектора. По углам разгона и торможения, а также по минимально допустимому и максимально возможному токам, вырабатываемым СБ, задают порог срабатывания. При превышении этого порога формируется рассогласование между заданным и расчетным углами СБ. Задают также порог отпускания, менее которого прекращается рассогласование между заданным и расчетным углами СБ. Вращение СБ прекращают, если рассогласование между заданным и расчетным углами начинает увеличиваться, но не превышает порога срабатывания [1].

Недостатком указанного способа является то, что возможные нарушения непрерывности изменения информации, поступающей от датчика угла СБ, либо несоответствия фактического направления вращения СБ выданной команде приводят к неправильной ориентации СБ относительно направления на Солнце. Следствием этого является снижение тока, вырабатываемого СБ, что в конечном итоге приводит к снижению живучести КА и к нарушению выполняемых КА задач.

Технической задачей предлагаемого способа является расширение функциональных возможностей, повышение живучести и эффективности системы управления ориентацией СБ за счет обеспечения контроля направления вращения СБ и исключения приема сбойной информации, не соответствующей реальному угловому положению СБ.

Указанный технический результат достигается тем, что в известном способе управления ориентацией солнечной батареи космического аппарата, заключающемся в том, что определяют заданный угол солнечной батареи как положение проекции единичного вектора направления на Солнце на плоскость вращения нормали к ее рабочей поверхности относительно связанных с космическим аппаратом осей координат, измеряют текущий угол солнечной батареи как угловое положение нормали к рабочей поверхности солнечной батареи в плоскости ее вращения с точностью до дискретного сектора датчика угла, определяют угловую скорость солнечной батареи, вычисляют расчетный угол как произведение угловой скорости солнечной батареи на время ее вращения, вращают солнечную батарею в направлении уменьшения рассогласования между заданным и расчетным углами, определяют угол разгона солнечной батареи как угол отклонения нормали к рабочей поверхности солнечной батареи относительно указанных осей координат с момента начала вращения солнечной батареи при рассогласовании до достижения ею установившейся угловой скорости, определяют угол торможения солнечной батареи как угол отклонения нормали с момента прекращения рассогласования до момента окончания вращения, корректируют расчетный угол солнечной батареи в моменты изменения измеренных угловых положений нормали на величину одного дискретного сектора, определяют максимально допустимый угол αMAX, на который может отклоняться солнечная батарея, как:

α M A X = arccos I M I N I M A X

где IMIN - минимально допустимый ток, вырабатываемый солнечной батареей;

IMAX - максимально возможный ток, вырабатываемый солнечной батареей,

задают порог срабатывания αCP, при превышении которого формируется рассогласование между заданным и расчетными углами, как:

РАЗГТОРМ)<αCPMAX,

где αРАЗГ, αТОРМ - соответственно углы разгона и торможения солнечной батареи,

задают порог отпускания αОТП, менее которого прекращается рассогласование между заданным и расчетным углами солнечной батареи, как αОТП≈αТОРМ, прекращают вращение солнечной батареи при достижении порога отпускания, дополнительно определяют время разгона и время торможения солнечной батареи, соответствующие углам разгона и торможения, разбивают круг датчика угла на равные дискретные сектора величиной:

РАЗБТОРМ)<σ<αCP,

где σ - угловая величина одного дискретного сектора датчика угла, задают пороговую величину времени контроля непрерывности изменения информации углового положения солнечной батареи в диапазоне:

0 < T П К Н У < α C P ω С Б

где TПКНУ - пороговая величина времени контроля непрерывности изменения информации углового положения солнечной батареи;

ωСБ - установившаяся угловая скорость солнечной батареи,

задают пороговую величину времени контроля направления вращения солнечной батареи в диапазоне:

( t Р А З Г + t Т О Р М + σ ω С Б ) < T П К Н В < α M A X ω С Б

где TПКНВ - пороговая величина времени контроля направления вращения солнечной батареи;

tРАЗГ, tТОРМ - время разгона и время торможения солнечной батареи, перед началом управления ориентацией солнечной батареи присваивают расчетному углу значение измеренного угла и запоминают измеренный угол, во время вращения солнечной батареи отсчитывают время контроля непрерывности, если текущий измеренный угол отличается от запомненного угла более, чем на один дискретный сектор, прекращают отсчет времени контроля непрерывности и обнуляют его, если текущий измеренный угол отличается от запомненного угла не более, чем на один сектор, при нулевом значении времени контроля непрерывности отсчитывают время контроля направления вращения, если знак рассогласования между текущим измеренным и запомненным углами не соответствует заданному направлению вращения солнечной батареи, прекращают отсчет времени контроля вращения и обнуляют его, если знак рассогласования между текущим измеренным и запомненным углами соответствует заданному направлению вращения солнечной батареи, если текущий измеренный угол изменяется на один дискретный сектор и знак рассогласования между текущим измеренным и запомненным углами соответствует заданному направлению вращения солнечной батареи, то в момент изменения текущего измеренного угла задают расчетному углу значение границы между указанными дискретными секторами, и при этом присваивают запомненному углу новое значение измеренного угла, формируют сигнал отказа и прекращают управление солнечной батареей, если время контроля непрерывности или время контроля направления вращения превышает соответствующую пороговую величину.

На фиг.1 представлен круг вращение СБ, разбитый на дискретные сектора, на фиг.2 представлена циклограмма контроля непрерывности изменения измеренного углового положения СБ, на фиг.3 - циклограмма контроля направления вращения СБ.

Способ управления ориентацией солнечной батареи космического аппарата с контролем направления вращения и непрерывности изменения информации углового положения солнечной батареи реализуется следующим образом.

На этапе проектирования и наземной подготовки по паспортным данным, а также по результатам экспериментов определяют угловую скорость СБ как угловую скорость вращения выходного вала электромеханического привода устройства поворота СБ. Кроме того, определяют время и угол разгона СБ как отклонение нормали к рабочей поверхности СБ относительно связанных с КА осей координат с момента начала вращения СБ при наличии рассогласования между заданным и расчетным углами до достижения ею установившейся угловой скорости. Затем определяют время и угол торможения СБ как угол отклонения нормали с момента прекращения рассогласования до момента окончания вращения.

Далее определяют максимально допустимое отклонение углового положения нормали к рабочей поверхности СБ от направления на Солнце (αMAX) как

α M A X = arccos I M I N I M A X , ( 1 )

где αMAX - максимально допустимое отклонение углового положения нормали к рабочей поверхности СБ от направления на Солнце;

IMIN - задаваемый минимально допустимый ток, вырабатываемый СБ для питания бортовой аппаратуры космического аппарата;

IMAX - максимально возможный ток, вырабатываемый при совпадении нормали к рабочей поверхности СБ и проекции единичного вектора направления на Солнце на плоскость ее вращения.

Порог срабатывания, при превышении которого формируется рассогласование между заданным и расчетными углами, задают как:

( α Р А З Г + α Т О Р М ) < α C P < α M A X , ( 2 )

где αCP - порог срабатывания солнечной батареи;

αРАЗГ, αТОРМ - соответственно углы разгона и торможения СБ.

Задают порог отпускания αОТП, менее которого прекращается рассогласование между заданным и расчетным углами СБ, принимают угол отпускания приблизительно равным углу торможения, то есть: αОТП≈αТОРМ.

Для измерения углового положения нормали к рабочей поверхности

СБ относительно указанных осей координат используют датчик угла, разбитый на одинаковые дискретные угловые сектора величиной:

( α Р А З Г + α Т О Р М ) < σ < α C P , ( 3 )

где σ - угловая величина дискретного сектора датчика угла.

Датчик угла формирует угловые значения, соответствующие угловым положениям биссектрис дискретных секторов.

Для контроля функционирования СБ используют время контроля непрерывности изменения значений датчика угла и время контроля направления вращения СБ.

Для контроля непрерывности задают пороговую величину времени контроля непрерывности в диапазоне:

0 < T П К Н У < α C P ω С Б , ( 4 )

где TПКНУ - пороговая величина времени контроля непрерывности изменения информации углового положения СБ;

ωСБ - установившаяся угловая скорость СБ.

Для контроля направления вращения задают пороговую величину времени контроля направления вращения, в диапазоне:

( t Р А З Г + t Т О Р М + σ ω С Б ) < T П К Н В < α M A X ω С Б , ( 5 )

где TПКНВ - пороговая величина времени контроля направления вращения СБ;

tРАЗГ, tТОРМ - время разгона и время торможения СБ;

σ - угловая величина одного дискретного сектора датчика угла.

Перед началом управления СБ расчетному углу присваивают значение измеренного угла и запоминают текущий измеренный угол, при этом обнуляют время контроля непрерывности, время контроля направления вращения и сигнал отказа управления СБ, то есть:

α P = α И З М i , α З А П = α И З М i , t К Н У = 0, t К Н В = 0, U О Т К = 0, ( 6 )

где αP - расчетный угол СБ;

αИЗМi - измеренный угол СБ, соответствующий i-номеру дискретного сектора, при этом, 0≤i≤n-1, где n - количество дискретных секторов датчика угла;

αЗАП - запомненный угол;

tКНУ - время контроля непрерывности изменения значений датчика угла;

tКНВ - время контроля направления вращения СБ;

UОТК - сигнал отказа управления СБ.

На основе информации, формируемой астродатчиками или датчиками положения Солнца при помощи алгоритмов системы управления движением, определяют заданный угол СБ как угловое положение проекции единичного вектора направления на Солнце на плоскость вращения нормали к рабочей поверхности СБ относительно связанных с КА осей координат.

Во время вращения СБ до момента окончания торможения измеряют угловое положение нормали к рабочей поверхности СБ относительно связанных с КА осей координат в плоскости ее вращения с точностью до дискретного углового сектора датчика угла.

При достижении величины рассогласования между заданным и расчетным углами более порога срабатывания, то есть при:

| α З А Д α P | > α C P , ( 7 )

где αЗАД - заданный угол СБ;

αP - расчетный угол СБ;

αCP - угол срабатывания СБ,

выдают команду на начало вращения СБ в направлении уменьшения указанного рассогласования.

При достижении величины рассогласования между заданным и расчетным углами, равной углу отпускания, выдают команду на прекращение вращения СБ, то есть при:

| α З А Д α P | α О Т П , ( 8 )

где αОТП - угол отпускания СБ.

Контроль непрерывности изменения значений датчика угла осуществляют следующим образом. Если во время вращения СБ текущий измеренный угол отличается от запомненного угла на величину более одного дискретного сектора, то есть при |αЗАПИЗМi|>σ, отсчитывают время контроля непрерывности. При этом если время контроля непрерывности превышает пороговую величину, формируют сигнал отказа и прекращают управление СБ, то есть: если tКНУ>TПКНУ, то UОТК=1.

Прекращают отсчет времени контроля непрерывности, если измеренный и запомненный углы равны, либо измеренный угол отличается от запомненного на величину одного дискретного сектора, то есть tКНУ=0, при |αЗАПИЗМi|≤σ.

При нулевом значении времени контроля непрерывности, то есть при tКНУ=0 осуществляют контроль направления вращения СБ следующим образом.

При изменении заданного угла в сторону увеличения относительно связанных с КА осей координат, вращение СБ должно осуществляться путем периодического формирования команды «Вперед», при этом вращение СБ осуществляется в направлении увеличения углового положения СБ от нулевого сектора i=0 до последнего сектора i=(n-1). Значение измеренного угла, при вращении вперед, должно изменяться при этом в направлении увеличения угла, что соответствует в момент изменения измеренного угла положительному знаку рассогласования между измеренным и запомненным углами, то есть:

α И З М i α З А П > 0, если команда "Вперед" , ( 9 )

При изменении заданного угла в сторону уменьшения относительно связанных с КА осей координат вращение СБ должно осуществляться путем периодического формирования команды «Назад», в направлении уменьшения углового положения СБ от последнего сектора i=(n-1) до нулевого сектора i=0. Значение измеренного угла при этом должно изменяться в направлении уменьшения угла, что соответствует в момент изменения измеренного угла отрицательному знаку рассогласования между измеренным и запомненным углами, то есть:

α И З М i α З А П < 0, если команда "Назад" , ( 10 )

Если во время вращения СБ текущий измеренный угол отличается от запомненного угла, то есть αЗАП≠αИЗМi, и при этом знак рассогласования между этими углами не соответствует заданному направлению вращения, то есть условие (9) или (10) не выполняется, то отсчитывают время контроля направления вращения. Формируют сигнал отказа и прекращают управление СБ, если значение времени контроля направления вращения превышает пороговую величину, то есть:

UОТК=1, при tКНВ>TПКНВ

где tКНВ - время контроля направления вращения.

Если время контроля непрерывности имеет нулевое значение и направление изменения измеренного угла, определенное по условием (9) или (10), соответствует направлению выданной команды, то в момент изменения текущего измеренного угла прекращают отсчет и обнуляют время контроля направления вращения, то есть tКНВ=0, при этом присваивают запомненному углу новое, изменившееся на один дискретный сектор значение текущего измеренного угла, то есть при вращении вперед:

α З А П = α И З М i + 1 , ( 11 )

где αИЗМi+1 - угловое значение биссектрисы (i+1)-го дискретного сектора датчика угла, где при этом 0≤i≤n-1, где n - количество дискретных секторов датчика угла СБ.

При вращении назад:

α З А П = α И З М i 1 , ( 12 )

где αИЗМi-1 - угловое значение биссектрисы (i-1)-го дискретного сектора датчика угла.

Одновременно осуществляют коррекцию расчетного угла по угловому положению границы между дискретными угловыми секторами, при этом указанная граница, например, при вращении СБ в направлении увеличения угла, вычисляется как:

α И З М Г i + 1 = ( α И З М i + 1 0,5 σ ) , ( 13 )

где αИЗМГi+1 - угловое значение i+1-й границы между дискретными секторами датчика угла.

При вращении СБ в направлении уменьшения угла указанная выше граница вычисляется как:

α И З М Г i 1 = ( α И З М i 1 + 0,5 σ ) , ( 14 )

αИЗМi-1 - угловое значение биссектрисы (i-1)-го дискретного сектора датчика угла.

Во время вращения СБ, в случае соблюдения условий коррекции, от момента пересечения нормалью границы между соседними дискретными секторами датчика угла, вычисляют расчетный угол относительно указанной границы с учетом знака, соответствующего направлению вращения, например, при вращении в направлении увеличения угла, как:

α P = α И З М Г i + ω С Б Δ t , ( 15 )

где ∆t - время вращения СБ после пересечения границы между дискретными секторами.

На фиг.1 представлен круг вращения солнечной батареи, разбитый на дискретные сектора, где:

СБ - солнечная батарея;

А - центр круга вращения нормали к рабочей поверхности СБ;

ДС0, ДСi-1, ДСi, ДС(n-1) - дискретные сектора датчика угла;

i - номер дискретного сектора, 0≤i≤n-1;

n - количество дискретных секторов;

σ - угловая величина дискретного сектора датчика угла СБ;

АВ - биссектриса i-го дискретного сектора ДСi;

αCP - угол срабатывания СБ;

NСБС - положения нормали к рабочей поверхности СБ в момент достижения угла срабатывания;

αCP - расчетный угол СБ в момент достижения рассогласования между заданным направлением и нормалью угла срабатывания;

N - положения проекции единичного вектора направления на Солнце на плоскость вращения нормали к рабочей поверхности СБ;

αЗАД - заданный угол СБ;

ωСБ - направление угловой скорости СБ;

αОТП - угол отпускания СБ;

NСБО - положения нормали к рабочей поверхности СБ в момент достижения угла отпускания;

αPO - расчетный угол СБ в момент достижения рассогласования между заданным направлением и нормалью, равного углу отпускания;

αИЗМГi - угловое значение границы между секторами ДСi-1 и ДСi;

АС - граница (i-1)-го и i-го дискретного сектора датчика угла.

На фиг.1 показан круг, по которому вращается СБ вокруг центра А. Круг разбит на равные дискретные сектора ДС0, …, ДСi-1, ДСi, … ДС(n-1), величиной σ, причем датчик угла СБ формирует значения, соответствующие положениям биссектрис каждого из дискретных секторов, аналогично биссектрисы АВ дискретного сектора ДСi. При достижении угла срабатывания αCP между угловыми положением нормали NСБС к рабочей поверхности СБ, соответствующей расчетному углу αPC, и положением проекции N с угловым положением αЗАД начинается вращение СБ с угловой скоростью ωСБ. В момент достижения угла отпускания αОПТ положение нормали NСБО соответствует углу αPO. Корректировка расчетного угла осуществляется в момент пересечения нормалью границы между дискретными секторами датчика угла. Например, при пересечении нормалью границы АС между дискретными секторами ДСi-1 и ДСi расчетному углу присваивается угловое значение границы между этими секторами αИЗМГi, вычисляемое по уравнениям (4) и (5).

На фиг.2 представлена циклограмма контроля непрерывности изменения измеренного углового положения СБ, где:

αЗАД - заданный угол СБ;

αИЗМ - измеренный угол СБ;

αP - расчетный угол СБ;

αCP - угол срабатывания;

αОТП - угол отпускания;

σ - дискретный сектор датчика угла;

α1 - первое значение измеренного угла СБ;

∆α1, ∆α2 - изменения значений измеренных углов СБ при сбоях датчика угла;

UДВ - сигнал наличия вращения или торможения СБ;

tКНУ - время контроля непрерывности изменения информации углового положения СБ;

tКНУ1 - время контроля непрерывности на момент обнуления;

TПКНУ - пороговое значение времени контроля непрерывности;

UОТК - сигнал отказа;

UП - сигнал помехи, вызывающей сбой измеренного угла;

1, 11 - моменты начала вращения СБ;

7 - момент начала торможения СБ;

8 - момент окончания торможения СБ;

2, 3, 6 - моменты корректировки расчетного угла СБ;

4-5, 9-10, 11-12 - диапазоны времени сбоя датчика угла;

12 - момент формирования сигнала отказа.

На представленной на фиг.2 циклограмме контроля непрерывности изменения измеренного углового положения СБ в момент времени 1, при достижении угла рассогласовании между заданным αЗАД и расчетным αP углами более порога срабатывания αCP, начинается вращение СБ в направлении уменьшения рассогласования, при этом формируется сигнал наличия движения UДВ=1. В моменты 2 и 3 изменения измеренного угла αИЗМ на величину одного дискретного сектора датчика угла σ осуществляется коррекция расчетного угла αP по границе измеренного угла, то есть αPИЗМГi, при этом граница между дискретными секторами, в зависимости от направления вращения СБ, вычисляется по уравнениям (13) или (14). В диапазоне времени от момента 4 до момента 5 формируется сигнал помехи, вызывающий сбой измеренного угла UП>0, при этом измеренный угол αИЗМ=0°, то есть изменяется на величину более одного дискретного сектора датчика угла по отношению к значению на момент 4, то есть ∆α1>σ. Начиная с момента 4 до момента 5, формируется сигнал помехи, вызывающий сбой датчика угла, при этом время контроля непрерывности tКНУ во время сбоя увеличивается со значения tКН=0 до значения tКНУ=tКНУ1. В момент 5 сбой датчика угла прекращается, при этом время контроля непрерывности не изменяется. В момент 6 производится корректировка расчетного угла αP, время контроля непрерывности обнуляется, то есть tКН=0, так как измеренное значение датчика угла изменяется на величину одного дискретного углового сектора датчика угла. В момент 7 рассогласование между заданным αЗАД и расчетным αP углами достигает величины угла отпускания αОТП, при этом начинается торможение СБ, которое заканчивается в момент 8. Начиная с момента 8 до момента 11, рассогласование между расчетным αP и заданным αЗАД углами менее порога срабатывания αCP, при этом вращение СБ отсутствует. На интервале 9-10 сбойные значение датчика угла αИЗМ=0 игнорируются, так как вращение СБ отсутствует. В момент 11, при достижении рассогласования между расчетным αP и заданным αЗАД углами более порога срабатывания αCP, начинается вращение СБ. Начиная с момента 11 до момента 12, формируется сигнал помехи, при этом значение измеренного угла изменяется на величину ∆α2 и принимает значение α1, при этом значения расчетного угла αP не изменяется. С момента 11 до момента 12 значение времени контроля непрерывности tКНУ увеличивается со значения tКН=0 до порогового значения tКНУ=TПКНУ. При превышении временем контроля непрерывности tКНУ порогового значения в момент 12, формируется сигнал отказа UОТК=1 и управление СБ прекращается.

На фиг.3 представлена циклограмма контроля направления вращения СБ, где:

αЗАД - заданный угол СБ;

αИЗМ - измеренный угол СБ;

αP - расчетный угол СБ;

UДВ - сигнал наличия вращения или торможения СБ;

tКНВ - время контроля направления вращения;

TПКНВ - пороговое значение времени контроля направления вращения;

UОТК - сигнал отказа;

13, 17 - моменты начала вращения СБ;

16 - момент окончания вращения и торможения СБ;

14, 15, 18, 19, 20 - моменты корректировки расчетного угла СБ;

21- момент формирования сигнала отказа.

На представленной на фиг.3 циклограмме контроля направления вращения СБ в момент 13 при превышении угла рассогласования между заданным αЗАД и расчетным αP углами более порога срабатывания αCP, СБ начинает вращение в направлении уменьшения рассогласования, при этом формируется сигнал наличия движения UДВ=1. В моменты 14, 15 осуществляется корректировка расчетного угла αP по границе измеренного угла, то есть αPИЗМГi. В момент 16 после окончания торможения вращение СБ прекращается. Начиная с момента 17, формируется команда на вращение СБ в направлении уменьшения рассогласования между заданным αЗАД и расчетным αP углами, при этом также формируется сигнал наличия движения UДВ=1. В моменты 18, 19, 20 осуществляется корректировка расчетного угла по измеренному углу, при этом направление изменения измеренного угла αИЗМ не совпадает с направлением выданной команды на вращение и, соответственно, с направлением изменения расчетного угла αP. Начиная с момента 18, значение времени контроля направления вращения tКНВ увеличивается со значения tКНВ=0 до порогового значения tКНВ=TПКНВ в момент 21. При этом в момент 21 происходит превышение временем контроля направления вращения tКНВ порогового значения TПКНВ, в результате чего формируется сигнал отказа UОТК=1 и управление СБ прекращается.

Предлагаемый способ позволяет повысить живучесть и эффективность функционирования СБ за счет своевременного обнаружения сбоев и отказов системы управления ориентацией СБ, связанных с пропусками или получением ложной информации от датчика угла, а также отказов, связанных с нарушением исполнения команд на вращение СБ. Своевременное обнаружение отказа системы управления ориентацией СБ позволяет предотвратить нарушение электроснабжения бортового оборудования от СБ. Отказ по непрерывности изменения информации углового положения СБ может быть парирован путем перехода, например, на резервные датчики углового положения СБ, основанные на других физических принципах работы. Отказ, связанный с нарушением направления вращения СБ, может быть парирован, например, путем перехода на резервные команды управления СБ.

Источники информации

1. Патент РФ 2356788, В64С 1/00, 28.12.2007 г.

Способ управления ориентацией солнечной батареи космического аппарата с контролем направления вращения и непрерывности изменения информации углового положения солнечной батареи, заключающийся в том, что определяют заданный угол солнечной батареи как угловое положение проекции единичного вектора направления на Солнце на плоскость вращения нормали к ее рабочей поверхности относительно связанных с космическим аппаратом осей координат, измеряют текущий угол солнечной батареи как угловое положение нормали к рабочей поверхности солнечной батареи в плоскости ее вращения с точностью до дискретного сектора датчика угла, определяют угловую скорость солнечной батареи, вычисляют расчетный угол как произведение угловой скорости солнечной батареи на время ее вращения, вращают солнечную батарею в направлении уменьшения рассогласования между заданным и расчетным углами, определяют угол разгона солнечной батареи как угол отклонения нормали к рабочей поверхности солнечной батареи относительно указанных осей координат с момента начала вращения солнечной батареи при рассогласовании до достижения ею установившейся угловой скорости, определяют угол торможения солнечной батареи как угол отклонения указанной нормали с момента прекращения рассогласования до момента окончания вращения, корректируют расчетный угол солнечной батареи в моменты изменения измеренных угловых положений нормали на величину одного дискретного сектора, определяют максимально допустимый угол αMAX, на который может отклоняться солнечная батарея:
α M A X = arccos I M I N I M A X
где IMIN - минимально допустимый ток, вырабатываемый солнечной батареей;
IMAX - максимально возможный ток, вырабатываемый солнечной батареей,
задают порог срабатывания αCP, при превышении которого формируется рассогласование между заданным и расчетными углами:
РАЗГ + αТОРМ)< αCP < αMAX,
где αРАЗГ, αТОРМ - соответственно углы разгона и торможения солнечной батареи,
задают порог отпускания αОТП, менее которого прекращается рассогласование между заданным и расчетным углами солнечной батареи: αОТП ≈ αТОРМ, прекращают вращение солнечной батареи при достижении порога отпускания, отличающийся тем, что определяют время разгона и время торможения солнечной батареи, соответствующие углам разгона и торможения, разбивают круг датчика угла на равные дискретные сектора величиной:
РАЗГ + αТОРМ)<σ<αCP,
где σ - угловая величина одного дискретного сектора датчика угла, задают пороговую величину времени контроля непрерывности изменения информации углового положения солнечной батареи в диапазоне:
0 < T П К Н У < α C P ω С Б
где TПКНУ - пороговая величина времени контроля непрерывности изменения информации углового положения солнечной батареи;
ωСБ - установившаяся угловая скорость солнечной батареи,
задают пороговую величину времени контроля направления вращения солнечной батареи в диапазоне:
( t Р А З Г + t Т О Р М + σ ω С Б ) < T П К Н В < α M A X ω С Б
где TПКНВ - пороговая величина времени контроля направления вращения солнечной батареи;
tРАЗГ, tТОРМ - время разгона и время торможения солнечной батареи, перед началом управления ориентацией солнечной батареи присваивают расчетному углу значение измеренного угла и запоминают измеренный угол, во время вращения солнечной батареи отсчитывают время контроля непрерывности, если текущий измеренный угол отличается от запомненного угла более, чем на один дискретный сектор, прекращают отсчет времени контроля непрерывности и обнуляют его, если текущий измеренный угол отличается от запомненного угла не более, чем на один сектор, при нулевом значении времени контроля непрерывности отсчитывают время контроля направления вращения, если знак рассогласования между текущим измеренным и запомненным углами не соответствует заданному направлению вращения солнечной батареи, прекращают отсчет времени контроля вращения и обнуляют его, если знак рассогласования между текущим измеренным и запомненным углами соответствует заданному направлению вращения солнечной батареи, если текущий измеренный угол изменяется на один дискретный сектор и знак рассогласования между текущим измеренным и запомненным углами соответствует заданному направлению вращения солнечной батареи, то в момент изменения текущего измеренного угла задают расчетному углу значение границы между указанными дискретными секторами, и при этом присваивают запомненному углу новое значение измеренного угла, формируют сигнал отказа и прекращают управление солнечной батареей, если время контроля непрерывности или время контроля направления вращения превышает соответствующую пороговую величину.



 

Похожие патенты:

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.

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано при проектировании выносных конструкций космических аппаратов, преимущественно антенн и солнечных батарей.

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано при проектировании выносных конструкций космических аппаратов, преимущественно солнечных батарей (СБ).

Изобретение относится к наземным испытаниям раскрывающихся конструкций, преимущественно солнечных батарей (СБ), с имитацией условий невесомости. .

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

Изобретение относится к системам электроснабжения космических аппаратов (КА). .

Изобретение относится к системам электроснабжения космических аппаратов. .

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 системам электроснабжения космических аппаратов (КА), а именно к батареям солнечным (БС). .

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 управлению ориентацией искусственного спутника Земли (ИСЗ) с панелями солнечных батарей (ПСБ). Согласно предложенному способу осуществляют необходимые развороты ИСЗ вместе с ПСБ и, отдельно, ПСБ - вокруг первой и второй осей. При этом антенну ИСЗ ориентируют на Землю, а нормаль к ПСБ - на Солнце. В интервалах неопределенности ориентации ИСЗ на теневых орбитах производят независимые упреждающие программные развороты вокруг первой и второй осей ИСЗ. В разных вариантах этих разворотов после первого из них удерживают ИСЗ в промежуточном положении, а затем восстанавливают штатную ориентацию ИСЗ. Этим достигается повышение точности прогнозирования движения ИСЗ на теневых орбитах и точности измерения дальности до ИСЗ. Техническим результатом изобретения является повышение точности определения потребителями навигационно-временных данных по навигационным ИСЗ. 3 з.п. ф-лы, 12 ил.

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 максимальное значение угла между вектором скорости КА и перпендикуляром к поперечной оси вращения СБ, проходящим через поверхность радиатора. Определяют высоту орбиты КА и угол между направлением на Солнце и плоскостью орбиты КА. По данным высоте орбиты и углу определяют витки орбиты, на которых длительность освещенной части витка превышает разность периода обращения КА и необходимой длительности времени сброса тепла радиатором на витке. На таких витках орбиты при прохождении КА освещенной части витка поворачивают СБ вокруг поперечной оси вращения до пересечения прямой, проходящей через обращенную к Солнцу область поверхности радиатора и направленной на Солнце, с СБ. Поворачивают СБ вокруг продольной оси вращения до достижения углом между нормалью к рабочей поверхности СБ и направлением на Солнце минимального значения. Данные повороты СБ выполняют в пределах расчетного интервала времени. Технический результат изобретения состоит в повышении эффективности функционирования радиатора путем создания условий его естественного охлаждения при затенении СБ для любой высоты околокруговой орбиты КА. 5 ил.

Изобретение относится к управлению ориентацией космического, в частности транспортного грузового корабля (ТГК) с неподвижными панелями солнечных батарей (СБ). Способ включает закрутку ТГК вокруг нормали к рабочей поверхности СБ, направленной на Солнце, с угловой скоростью не менее 1,5 град/сек. На интервале времени не менее одного витка измеряют компоненты угловой скорости ТГК в строительной системе координат. По измеренным значениям определяют направления главных центральных осей инерции ТГК. Разворачивают ТГК до совмещения главной центральной оси инерции, составляющей миним. угол с нормалью к рабочей поверхности СБ, с направлением на Солнце. Производят закрутку ТГК вокруг этой оси и измеряют ток от СБ. При достижении током минимально-допустимого значения вновь разворачивают ТГК до совмещения указанной оси инерции с направлением на Солнце. Вновь производят закрутку ТГК вокруг этой оси. Технический результат изобретения состоит в максимизации энергоотдачи СБ в режиме закрутки вокруг одной из фактических главных центральных осей инерции ТГК. 1 ил.

Изобретение относится к управлению движением космического, в частности транспортного грузового корабля (ТГК) с неподвижными панелями солнечных батарей (СБ). Способ включает закрутку ТГК вокруг направления нормали к рабочей поверхности СБ, направленной на Солнце, с угловой скоростью не менее 1,5 град/сек. В течение данной закрутки на интервале времени длительностью не менее одного витка измеряют компоненты угловой скорости ТГК в строительной системе координат. По измеренным значениям определяют направления главных центральных осей инерции ТГК. Определяют угол между направлением на Солнце и плоскостью орбиты ТГК. Определяют высоту орбиты ТГК и по ней - угол полураствора видимого с ТГК диска Земли. При превышении данным углом указанного угла полураствора осуществляют построение гравитационной ориентации ТГК, совмещая ось его миним. момента инерции, составляющую миним. угол с нормалью к рабочей поверхности СБ, с направлением на центр Земли. Поддерживают гравитационную ориентацию ТГК, закручивая его вокруг оси миним. момента инерции с угловой скоростью, определяемой из условия устойчивости данной гравитационной ориентации ТГК. Технический результат изобретения состоит в повышении энергоотдачи СБ за счет отраженного от Земли излучения в режиме гравитационной ориентации ТГК с закруткой, учитывающем фактические главные центральные оси инерции ТГК. 1 ил.

Изобретение относится к управлению ориентацией космического, в частности транспортного грузового корабля (ТГК) с неподвижными панелями солнечных батарей (СБ). Способ включает закрутку ТГК вокруг нормали к рабочей поверхности СБ, направленной на Солнце, с угловой скоростью не менее 1,5 град/сек. При этом на интервале времени не менее одного витка измеряют компоненты угловой скорости ТГК в строительной системе координат. По измеренным значениям определяют направления главных центральных осей инерции ТГК. Среди этих осей находят ось, отличную от оси минимального момента инерции и составляющую минимальный угол с нормалью к рабочей поверхности СБ. Определяют угол между направлением на Солнце и плоскостью орбиты ТГК. Если данный угол превышает некоторое значение, зависящее от указанного минимального угла, а также - минимального и максимального токов СБ, производят разворот ТГК. При этом совмещают указанную найденную ось инерции с направлением, перпендикулярным к плоскости орбиты и составляющим острый угол с направлением на Солнце. Производят закрутку ТГК вокруг этой оси в направлении против орбитального вращения. В течение закрутки измеряют ток от СБ. При достижении током минимального значения вновь разворачивают ТГК до совмещения указанной найденной оси инерции ТГК с указанным перпендикулярным направлением и вновь производят указанную закрутку ТГК. Технический результат изобретения состоит в обеспечении необходимой энергоотдачи СБ в режиме закрутки ТГК вокруг одной из его фактических главных центральных осей инерции при поддержании оси минимального момента инерции в плоскости орбиты. 1 ил.

Изобретение относится к средствам крепления на космическом аппарате (КА) элементов оборудования, в частности солнечных батарей (СБ). КА содержит корпус (1) и панель (6) СБ, закрепленную на раме (2) в виде стержневой ферменной конструкции, имеющей форму скошенной пирамиды. Основание (3) пирамиды шарнирно закреплено с помощью кронштейнов (5) на корпусе (1) КА. В исходном положении оно фиксируется пиросредствами (4). В рабочем положении вершина (7) пирамиды взаимодействует с защелкой (см. поз «В»), жестко закрепленной на корпусе (1) КА. Конструкция рамы (2) и ее крепления обладают повышенной жесткостью. Этим обеспечивается повышение частоты и уменьшение амплитуды колебаний панелей СБ, возникающих вследствие программных разворотов КА и других маневров. Техническим результатом изобретения является повышение надежности КА и увеличение времени его активного функционирования путем уменьшения времени затухания угловых колебаний КА. 4 ил.
Наверх