Способ управления ориентацией солнечной батареи космического аппарата с ограничением угла поворота солнечной батареи



Способ управления ориентацией солнечной батареи космического аппарата с ограничением угла поворота солнечной батареи
Способ управления ориентацией солнечной батареи космического аппарата с ограничением угла поворота солнечной батареи
Способ управления ориентацией солнечной батареи космического аппарата с ограничением угла поворота солнечной батареи

 


Владельцы патента RU 2509694:

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 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.

 

Способ управления ориентацией солнечной батареи космического аппарата с ограничением угла поворота солнечной батареи относится к системам электроснабжения космических аппаратов (КА) и может быть применен при управлении спутниками, имеющими круговые или эллиптические орбиты. Снабжение электроэнергией бортового оборудования КА, включая заряд его аккумуляторных батарей, осуществляется при помощи солнечных батарей (СБ). Величина тока, вырабатываемого СБ, зависит от ориентации плоскости ее рабочей поверхности относительно Солнца.

Управление ориентацией СБ осуществляется при помощи бортовых автоматических систем управления, которые управляют устройствами поворота СБ, состоящими из электронных блоков и электромеханических приводов с закрепленными на выходном валу панелями и датчиками положения СБ.

В состав бортовых автоматических систем управления входят бортовые цифровые вычислительные машины, в которых реализуются алгоритмы управления движением КА, а также управления бортовым оборудованием, а том числе алгоритмы управления ориентацией СБ.

Бортовая автоматическая система управления, используя информацию от соответствующих датчиков (астродатчиков, датчиков положения Солнца и др.), определяет положение КА в пространстве и направление на Солнце относительно связанных с КА осей координат, при помощи средств управления движением (двигателей орбитального маневрирования, газовых двигателей и др.) управляет положением КА в пространстве, а при помощи устройств поворота СБ управляет ориентацией панелей СБ.

Таким образом, в соответствии с заложенными алгоритмами, бортовая автоматическая система управления осуществляет определение текущих угловых положений вектора направления на Солнце и нормали к рабочей поверхности СБ относительно связанных с КА осей координат. При достижении рассогласования между указанными угловыми положениями бортовая автоматическая система управления формирует команды на вращение СБ по или против часовой стрелки для его уменьшения, а отсутствие рассогласования формирует команды на прекращение вращения СБ.

В зависимости от назначения КА, особенностей его конструкции, требуемых характеристик по электроснабжению, сроков эксплуатации и других факторов, на борту КА могут устанавливаться одна или несколько СБ. Используемые в современных КА устройства поворота позволяют вращать панели СБ по кругу на 360°. Вместе с тем установленное на КА бортовое оборудование, например для проведения научных исследований, в некоторых угловых положениях может соприкасаться с панелью СБ, в результате чего может происходить заклинивание, либо поломка панелей СБ или бортового оборудования. При указанном ограничении допустимый угол поворота СБ составляет величину менее 180°. В то же время для выполнения ряда задач, например по исследованию определенных областей и объектов космического пространства, положение КА должно изменяться в ограниченном диапазоне углов, либо фиксироваться относительно исследуемого объекта. В связи с этим в процессе управления учитываются параметры задаваемой орбиты, требуемая ориентация КА во время продолжительных исследований космического пространства, а также расположение бортового оборудования, ограничивающего угол поворота СБ. При этом задают указанные параметры таким образом, чтобы панель СБ обеспечивала максимально возможный ток, а направление на Солнце для СБ во время указанных исследований изменялось бы в границах, либо близко к границам угла ограничения. Таким образом, стоит задача эффективного управления ориентацией СБ с целью обеспечения максимально возможного тока при ограничении угла поворота СБ менее 180°.

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 ее расчетным углами. По соответствующим углам отклонения нормали к рабочей поверхности СБ определяют углы разбега 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 разбега и торможения, а также по минимально допустимому и максимально возможному токам, вырабатываемым СБ, задают порог срабатывания. При превышении указанного порога формируется рассогласование между заданным и расчетным углами СБ. Задают 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].

Технической задачей предлагаемого изобретения является расширение функциональных возможностей способа управления ориентацией СБ с целью исключения заклинивания или поломки панели СБ или бортового оборудования КА и обеспечение максимально возможного тока в условиях ограничений углов поворота СБ.

Указанный технический результат достигается тем, что в известном способе управления положением 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 угловое положение нормали к рабочей поверхности солнечной батареи относительно связанных с космическим аппаратом осей координат в плоскости вращения солнечной батареи с точностью до дискретного сектора соответствующего датчика угла, определяют угловую скорость вращения солнечной батареи по времени пересечения солнечной батареей границы между дискретными секторами датчика угла, вычисляют расчетный угол относительно измеренного углового положения солнечной батареи 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 и угол торможения, корректируют расчетный угол по измеренному угловому положению указанной нормали в моменты изменения значений датчика угла на величину одного дискретного сектора, задают порог срабатывания, при превышении которого формируется рассогласование между заданным и расчетными углами, как:

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

где αCP - порог срабатывания;

αРАЗГ - угол разгона солнечной батареи;

αТОРМ - угол торможения солнечной батареи;

IMIN - минимально допустимый ток, вырабатываемый солнечной батареей;

IMAX - максимально возможный ток, вырабатываемый солнечной батареей,

задают порог отпускания, менее которого прекращается рассогласование между заданным и расчетным углами солнечной батареи, как:

αОТП≈αТОРМ,

где αОПТ - порог отпускания,

прекращают вращение солнечной батареи, если рассогласование между заданным и текущим углами начинает увеличиваться, но не превышает порога срабатывания, дополнительно задают угловую скорость вращения солнечной батареи на порядок и выше максимальной угловой скорости вращения космического аппарата вокруг Земли, задают угловую величину дискретного сектора датчика угла менее порога срабатывания, а угол ограничения поворота солнечной батареи в диапазоне:

90°≤αОГР<180°,

где αОГР - угол ограничения поворота солнечной батареи, задают рабочий угол солнечной батареи, биссектриса которого совпадает с биссектрисой угла ограничения, как:

αСРРАБ<(αОРГ-2·((αРАЗГТОРМ)),

где αРАБ - рабочий угол солнечной батареи,

присваивают заданному углу значение углового положения ближайшего к нему луча рабочего угла, если положение указанной выше проекции единичного вектора направления на Солнце находится вне рабочего угла, формируют сигнал отказа и прекращают управление солнечной батареей, если угловое положение нормали к рабочей поверхности солнечной батареи находится вне рабочего угла и при этом изменяется в направлении увеличения угла относительно ближайшего к нему луча рабочего угла.

На фиг.1 представлено положение КА относительно Солнца и Земли, на фиг.2 - датчик угла, выполненный в виде круга вращения СБ, на фиг.3 - возможные положения нормали к рабочей поверхности СБ в круге вращения СБ.

Способ управления ориентацией солнечной батареи космического аппарата с ограничением угла поворота солнечной батареи реализуется следующим образом.

Устройство поворота СБ имеет электромеханический привод с угловой скоростью вращения выходного вала на порядок и более максимальной угловой скорости вращения КА вокруг Земли в перигее орбиты, то есть:

ωСБ>10·ωО,

где ωСБ - установившаяся угловая скорость СБ;

ωО - угловая скорость вращения КА вокруг Земли.

По паспортным данным, а также по результатам экспериментов на стендах определяют угол разгона αРАЗГ выходного вала электромеханического привода с закрепленной на нем СБ как угловое отклонение нормали к рабочей поверхности СБ относительно связанных с КА осей координат от момента появления рассогласования между заданным и текущим углами до достижения СБ установившейся угловой скорости СБ. Кроме того, определяют угол торможения αТОРМ выходного вала электромеханического привода с закрепленной на нем СБ как угловое отклонение нормали к рабочей поверхности СБ от момента прекращения рассогласования между заданным и текущим углами СБ при наличии установившейся угловой скорости до полного прекращения вращения СБ.

Как известно, ток, формируемый панелью СБ, определяется уравнением:

I = I M A X C O S | α З А Д α Т Е К | , ( 1 )

где I - ток, вырабатываемый СБ;

IMAX - максимально возможный ток, вырабатываемый СБ, при совпадении проекции единичного вектора направления на Солнце и нормали к рабочей поверхности СБ в плоскости вращения нормали;

αTEK - текущий угол СБ;

αЗАД - заданный угол СБ;

ЗАДТЕК| - модуль разности между заданным и текущим углами СБ.

Учитывая уравнение (1), задают порог срабатывания, как угол, при котором формируется сигнал рассогласования между заданным и текущим угловым положением СБ, как:

( α Р А З Б + α Т О Р М ) < α C P < arccos I M I N I M A X , ( 2 )

где αCP - порог срабатывания СБ;

αРАЗГ - угол разгона СБ;

αТОРМ - угол торможения СБ;

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

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

далее задают порог отпускания, при котором прекращается формирование сигнала рассогласования между заданным и текущим углом СБ, как:

α О Т П α Т О Р М , ( 3 )

где αОТП - порог отпускания.

Датчик угла, установленный на выходном валу электромеханического привода устройства поворота СБ, представляет собой круг 360°, который разбит на равные дискретные угловые сектора, при этом:

σ = 360 n < α C P , ( 4 )

где σ - угловая величина дискретного сектора датчика угла;

n - число дискретных секторов в круге вращения СБ.

По результатам экспериментов на стендах определяют угол ограничения, образованный двумя положениями нормали к рабочей поверхности СБ, в которых конструктивные элементы КА соприкасаются с элементами конструкции СБ, причем внутри угла ограничения указанные соприкосновения отсутствуют, при этом угол ограничения находится в диапазоне:

90 < α О Г Р < 108 , ( 5 )

где αОГР - угол ограничения СБ.

Задают рабочий угол СБ, биссектриса которого совпадает с биссектрисой угла ограничения, как:

α Р А Б < α О Г Р 2 ( α Р А З Г + α Т О Р М ) , ( 6 )

где αРАБ - рабочий угол СБ.

Во время полета КА по орбите при помощи датчиков (датчиков положения Солнца, астродатчиков), а также путем вычисления относительно связанной с КА системы координат определяют угловое положение проекции единичного вектора направления на Солнце на плоскость вращения нормали к рабочей поверхности СБ. Кроме того, определяют текущий угол СБ как положение указанной выше нормали относительно связанных с КА осей координат.

Если проекция единичного вектора направления на Солнце находится в границах рабочего угла, то при наличии рассогласования между заданным и текущим углом СБ более угла срабатывания формируют команду на вращение СБ по кратчайшему пути в направлении уменьшения угла рассогласования. При этом вычисляют текущий угол как произведение угловой скорости на время вращения СБ, а в моменты пересечения нормали к рабочей поверхности СБ границы между дискретными секторами датчика угла, текущему углу присваивают фактическое значение пересеченной границы. Таким образом, текущий угол СБ определяют, как:

α Т Е К α Ф i ω С Б t i , ( 7 )

где αТЕК - текущий угол СБ;

αФi - фактический угол СБ в момент пересечения i-й границы между дискретными секторами датчика угла;

ωСБ - угловая скорость вращения СБ;

ti - время вращения СБ от момента пересечения i-й границы, при этом 0≤i≤(n-1).

Формируют команду на прекращение вращения СБ, если рассогласование между заданным и текущим углами достигает угла отпускания.

В случае если положение проекции единичного вектора направления на Солнце находится вне рабочего угла, заданному углу присваивают значение, равное угловому положению ближайшего к нему луча рабочего угла. Угловое положение нормали может отличаться от углового положения ближайшего луча рабочего угла на величину не более порога срабатывания, но при штатной работе всегда находится в границах этого угла.

В случае если угловое положение нормали к рабочей поверхности СБ находится вне рабочего угла и при этом продолжает изменяться в направлении увеличения от ближайшего к нему луча рабочего угла, формируют сигнал отказа и прекращают управление СБ.

На фиг.1 представлено положение КА относительно Солнца и Земли,

где

1 - Земля;

2 - орбита КА;

3 - корпус КА;

4 - панель СБ;

5 - научная аппаратура КА;

6 - датчик угла СБ;

7 - направление излучения от Солнца;

8 - теневой участок орбиты;

9 - объект наблюдения;

N - заданное направление ориентации СБ как проекция единичного вектора направления на Солнце на плоскость вращения нормали к рабочей поверхности СБ;

NСБ - нормаль к рабочей поверхности СБ;

X, Y, Z - оси связанной с КА системы координат;

XСБ, YСБ, ZСБ - оси связанной с СБ системы координат;

NСБА, NСБВ - положения нормали к рабочей поверхности СБ, в которых панель СБ соприкасается с аппаратурой КА;

ωO - направление угловой орбитальной скорости КА относительно Земли;

ωСБ - направление угловой скорости СБ относительно оси Z;

αОГР - угол ограничения поворота панели СБ;

Δα - угол рассогласования нормали к рабочей поверхности СБ и заданного направления ориентации СБ.

Вокруг Земли 1 по орбите 2 с угловой скоростью ωO вращается КА. С корпусом 3 КА жестко связаны оси X, Y, Z связанной с КА системы координат. На корпусе 3 КА установлена панель СБ 4, а также научная аппаратура 5 (например, радиотелескоп). Оси XСБ, YСБ, ZСБ образуют связанную с СБ систему координат. СБ вращается вокруг оси ZСБ, причем направления осей ZСБ и Z совпадают, а плоскость, образованная осями XСБ и YСБ, параллельна плоскости, образованной осями X и Y. Направление нормали к рабочей поверхности СБ NСБ совпадает с направлением оси XСБ. Угловое положение указанной нормали NСБ определяется при помощи датчика угла 6 СБ, закрепленного на корпусе 3 КА, причем указанный датчика угла 6 формирует нулевое значение при совпадении направлений осей XСБ и X. В соответствии с направлением излучения Солнца 7 определяют направление проекции единичного вектора направления на Солнце N на плоскость, образованную осями XСБ и YСБ. Во время полета КА по орбите 2 он периодически попадает в тень Земли 8.

При совпадении положения нормали NСБ с положениями лучей NСБА и NСБВ панель 4 СБ соприкасается с оборудованием КА. Таким образом, поворот панели СБ вокруг оси ZСБ ограничен углом αОГР, образованным лучами NСБА и NСБВ. В процессе полета панель 4 СБ разворачивают таким образом, чтобы обеспечить минимальный угол рассогласования Δα между направлением проекции единичного вектора направления на Солнце N на плоскость вращения нормали к рабочей поверхности СБ, образованную осями XСБ и YСБ и указанной нормалью NСБ, в результате чего обеспечивается формирование максимального возможного тока.

В рабочем положении КА разворачивается таким образом, чтобы научная аппаратура 5, установленная на его борту, обеспечивала ориентацию на объект наблюдения 9.

На рабочем участке поворота панели СБ, то есть если нормаль NСБ находится в границах угла ограничения αОГР и если рассогласование между положением указанной нормали NСБ и проекцией N становится более порога срабатывания, панель СБ разворачивается с угловой скоростью ωСБ до совмещения положения нормали NСБ с положением проекции N. В случае если проекция N находится вне угла ограничения, нормаль NСБ занимает положения внутри угла αОГР близкие к положениям NСБА и NСБВ.

Ha фиг.2 представлен датчик угла, выполненный в виде круга вращения СБ, где:

10 - круг вращения нормали к рабочей поверхности СБ;

11 - центр круга вращения нормали к рабочей поверхности СБ;

12 - элементы конструкции КА, ограничивающие вращение СБ;

13, 14 - положения панели СБ;

NСБА - положение нормали к рабочей поверхности СБ, соответствующее положению 13 панели;

NСБВ - положение нормали к рабочей поверхности СБ, соответствующее положению 14 панели;

αОГР - угол ограничения поворота СБ.

В круге вращения 10 датчик угла осуществляет измерение положения нормали к рабочей поверхности СБ относительно связанных с КА осей координат. На чертеже показаны фиксированные значения датчика угла 0°, 90°, 180°, 270°. Центр круга 11 совпадает с осью ZСБ, направленной перпендикулярно к плоскости вращения нормали. Элементы конструкции 12 КА в положениях 13 и 14 панелей СБ соприкасаются с ней и таким образом физически ограничивают вращение панели СБ, при этом лучи угла ограничения αОГР соответствуют положениям нормали NСБА и NСБВ.

На фиг.3 представлены возможные положение нормали к рабочей поверхности СБ в круге вращения СБ, где:

15 - круг вращения нормали к рабочей поверхности СБ;

16 - центр круга вращения нормали к рабочей поверхности СБ;

N1, N2, N3, NA, NB, NРАБ, NЗАП - положения проекций единичного вектора направления на Солнце, на плоскость вращения нормали к рабочей поверхности СБ;

NСБ1, NСБ2, NСБ2, NСБ4, NОГРА, NОГРА, NОГРВ - положения нормали к рабочей поверхности СБ;

αОГР - угол ограничения поворота СБ;

αЗАП - угол запрета поворота СБ;

αРАБ - рабочий угол СБ;

αА, αВ - буферные углы;

ΔαА, ΔαВ - углы рассогласования между заданным и текущим углами СБ.

В круге вращения 15 нормали к рабочей поверхности СБ с центром 16 угол ограничения αОГР угла поворота СБ образован лучами NОГРА и NОГРВ соответствующими положениям нормалей к рабочей поверхности СБ, в которых бортовое оборудование КА соприкасается с панелью СБ.

Величина угла запрета поворота αЗАП СБ определяется, как:

αЗАП=360-αОГР.

Рабочий угол αРАБ СБ образован лучами NА и NВ, угловые положения которых соответствуют значениям заданного угла, если проекция единичного вектора направления на Солнце выходит за его пределы.

Буферные углы αА и αВ, каждый из которых более суммы углов разгона и торможения, образованы лучами NA, NОГРА и NВ и NОГРВ соответственно, при этом:

α А = α В = 1 2 ( 360 α З А П α Р А Б ) .

Управление ориентацией СБ зависит от положения проекции единичного вектора заданного направления на Солнце в данном круге, а также положения нормали к рабочей поверхности СБ.

Если указанная проекция занимает положение в границах рабочего угла N1, то на момент окончания вращения СБ нормаль к рабочей поверхности СБ занимает положение NСБ1, совпадающее с положением N1.

Если проекция находится вне рабочего угла, но в границах, образованных лучами NВ, NЗАП, то положение нормали NСБ3 находится в границах рабочего угла и может отличаться от положения луча NА на величину не более порога срабатывания.

Если проекция находится вне рабочего угла, но в границах, образованных лучами NB, NЗАП, то положение нормали NСБ3 находится в границах рабочего угла и может отличаться от положения луча NB на величину не более порога срабатывания.

Если положение нормали выходит за пределы рабочего угла αРАБ, например, соответствует положениям NСБ4 или NСБ5 и при этом наблюдается изменение положения нормали в направлении к ближайшему лучу угла ограничения, соответственно NОГРА или NОГРВ, формируется сигнал отказа и прекращается управление СБ.

Предлагаемый способ позволяет исключить заклинивание или поломки панели СБ или бортового оборудования КА в условиях ограничения угла поворота СБ и обеспечить ее ориентацию таким образом, чтобы получить максимально возможный ток.

Источники информации

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

Способ управления ориентацией солнечной батареи космического аппарата с ограничением угла поворота солнечной батареи, заключающийся 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 угловое положение нормали к рабочей поверхности солнечной батареи относительно связанных с космическим аппаратом осей координат в плоскости вращения солнечной батареи с точностью до дискретного сектора соответствующего датчика угла, определяют угловую скорость вращения солнечной батареи по времени пересечения солнечной батареей границы между дискретными секторами датчика угла, вычисляют расчетный угол относительно измеренного углового положения солнечной батареи 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 и угол торможения, корректируют расчетный угол по измеренному угловому положению указанной нормали в моменты изменения значений датчика угла на величину одного дискретного сектора, задают порог срабатывания, при превышении которого формируется рассогласование между заданным и расчетными углами, как:
( α Р А З Г + α Т О Р М ) < α C P < arccos I M I N I M A X ,
где αСР - порог срабатывания;
αРАЗГ - угол разгона солнечной батареи;
αТОРМ - угол торможения солнечной батареи;
IMIN - минимально допустимый ток, вырабатываемый солнечной батареей;
IMAX - максимально возможный ток, вырабатываемый солнечной батареей, задают порог отпускания, менее которого прекращается рассогласование между заданным и расчетным углами солнечной батареи, как:
αОТП ≈ αТОРМ,
где αОТП - порог отпускания,
прекращают вращение солнечной батареи, если рассогласование между заданным и текущим углами начинает увеличиваться, но не превышает порога срабатывания, отличающийся тем, что задают угловую скорость вращения солнечной батареи на порядок и выше максимальной угловой скорости обращения космического аппарата вокруг Земли, задают угловую величину дискретного сектора датчика угла менее порога срабатывания, а угол ограничения поворота солнечной батареи в диапазоне:
90° ≤ αОГР < 180°,
где αОГР - угол ограничения поворота солнечной батареи,
задают рабочий угол солнечной батареи, биссектриса которого совпадает с биссектрисой угла ограничения, как:
αСР < αРАБ < (αГОР -2·(αРАЗГТОРМ)),
где αРАБ - рабочий угол солнечной батареи,
присваивают заданному углу значение углового положения ближайшего к нему луча рабочего угла, если положение указанной выше проекции единичного вектора направления на Солнце находится вне рабочего угла, формируют сигнал отказа и прекращают управление солнечной батареей, если угловое положение нормали к рабочей поверхности солнечной батареи находится вне рабочего угла и при этом изменяется в направлении увеличения угла относительно ближайшего к нему луча рабочего угла.



 

Похожие патенты:

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.

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 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.

Изобретение относится к управлению ориентацией искусственных спутников Земли (ИСЗ) с солнечными батареями (СБ). В составе ИСЗ (3) дополнительно предусматривают автономный контур (АК) управления ориентацией ИСЗ относительно направления на Солнце (2). При нарушении точности данной ориентации прекращают ориентацию ИСЗ с использованием бортового компьютера одновременно относительно направлений на Солнце и на Землю (1). При этом включают указанный АК, а СБ (5) устанавливают в фиксированное положение относительно корпуса ИСЗ для получения максимальной их освещенности. Возобновление ориентации ИСЗ с использованием бортового компьютера осуществляют по радиокоманде с Земли. Точность ориентации ИСЗ на Солнце м.б. оценена по текущим параметрам системы электропитания ИСЗ. Признаком нарушения данной ориентации может служить начало работы системы электропитания в режиме разряда бортовых аккумуляторных батарей, при полете вне теневых участков орбиты (4). Техническим результатом изобретения является обеспечение живучести ИСЗ при его длительной автономной эксплуатации в космосе. 2 з.п. ф-лы, 1 ил.
Наверх