Способ управления ориентацией космического аппарата с неподвижными панелями солнечных батарей при выполнении экспериментов



Способ управления ориентацией космического аппарата с неподвижными панелями солнечных батарей при выполнении экспериментов
Способ управления ориентацией космического аппарата с неподвижными панелями солнечных батарей при выполнении экспериментов
Способ управления ориентацией космического аппарата с неподвижными панелями солнечных батарей при выполнении экспериментов
Способ управления ориентацией космического аппарата с неподвижными панелями солнечных батарей при выполнении экспериментов
Способ управления ориентацией космического аппарата с неподвижными панелями солнечных батарей при выполнении экспериментов

 


Владельцы патента RU 2562904:

Открытое акционерное общество "Ракетно-космическая корпорация "Энергия" имени С.П. Королева" (RU)

Изобретение относится к космической технике. Способ управления ориентацией космического аппарата (КА) с неподвижными панелями солнечных батарей (СБ) при выполнении экспериментов включает гравитационную ориентацию КА продольной осью вдоль местной вертикали и закрутку вокруг продольной оси, соответствующей минимальному моменту инерции. Дополнительно определяют угол между направлением на Солнце и плоскостью орбиты. Определяют высоту орбиты. КА закручивают вокруг продольной оси с угловой скоростью, направленной в центр Земли или от центра Земли. Выбор направления закрутки зависит от величины угла между направлением на Солнце и плоскостью орбиты. Техническим результатом изобретения является максимизация суммарной освещенности СБ за виток. 3 ил.

 

Изобретение относится к области космической техники и может быть использовано при управлении ориентацией космических аппаратов (КА) при выполнении экспериментов и исследований.

Известен способ управления ориентацией КА, включающий выставку осей КА и поддержание углового положения с помощью двигателей ориентации (Алексеев К.Б., Бебенин Г.Г. Управление космическими летательными аппаратами. - М.: Машиностроение, 1974).

Однако для использования данного способа необходимо расходовать рабочее тело, что вызывает, кроме того, непрогнозируемые микроускорения на борту КА.

Известен способ ориентации КА, включающий выставку оси КА, соответствующей минимальному моменту инерции, на центр Земли и орбитальное смещение КА (Беляев М.Ю. Научные эксперименты на космических кораблях и орбитальных станциях. - М.: Машиностроение, 1984). Данный способ используется для КА, имеющих вытянутую форму, т.е. когда момент инерции относительно продольной оси значительно (в разы) меньше момента инерции относительно поперечных осей.

Данный способ позволяет поддерживать одноосную гравитационную ориентацию без дополнительного расхода рабочего тела на ее поддержание и тем самым, например, снизить уровень микроперегрузок, действующих на КА, но не обеспечивает учета освещенности солнечных батарей (СБ) для обеспечения требуемого для экспериментов прихода электроэнергии.

Известен способ управления ориентацией КА с неподвижными панелями солнечных батарей при выполнении экспериментов на орбитах с максимальной длительностью теневого участка (Патент РФ №2457158, приоритет от 22.09.2010, МПК (2006.01) B64G 1/24, 1/44 - прототип), включающий гравитационную ориентацию КА и закрутку вокруг его продольной оси, соответствующей минимальному моменту инерции, при нахождении Солнца в плоскости орбиты совмещают плоскость СБ с плоскостью орбиты к моменту прохождения утреннего терминатора, измеряют и отслеживают угол между перпендикуляром к активной поверхности СБ и направлением на Солнце, а закрутку КА вокруг продольной оси в направлении, соответствующем уменьшению измеряемого и отслеживаемого угла между перпендикуляром к активной поверхности СБ и направлением на Солнце, осуществляют в момент прохождения утреннего терминатора с угловой скоростью из диапазона значений ω=360°/T÷720°/T, где T - период обращения КА по орбите.

При управлении КА по способу-прототипу солнечное излучение поступает на СБ с направлений, отстоящих от нормали к рабочей поверхности СБ, вследствие чего генерируемый СБ ток отличается от максимального тока, который способны генерировать СБ. В то же время при выполнении ряда экспериментов, в которых используется энергоемкая аппаратура, желательно обеспечить максимально возможный съем электроэнергии с СБ. Кроме того, предложенный в способе-прототипе диапазон скоростей закрутки КА не охватывает некоторые возможные значения скорости закрутки КА, при которых обеспечивается устойчивость гравитационной ориентации ряда КА.

Задачей, на решение которой направлено настоящее изобретение, является повышение прихода электроэнергии от СБ КА при выполнении экспериментов и исследований в условиях вращательного движения КА.

Технический результат предлагаемого изобретения заключается в максимизации интегральной освещенности рабочей поверхности СБ за виток в режиме закрутки КА при поддержании одноосной гравитационной ориентации КА.

Технический результат достигается тем, что в способе управления ориентацией космического аппарата с неподвижными панелями солнечных батарей при выполнении экспериментов, включающем гравитационную ориентацию космического аппарата продольной осью вдоль местной вертикали и закрутку вокруг его продольной оси, соответствующей минимальному моменту инерции, дополнительно определяют угол между направлением на Солнце и плоскостью орбиты с положительным направлением отсчета угла по вектору угловой скорости орбитального движения космического аппарата, определяют высоту орбиты, по которой определяют фиксируемое значение угла между направлением на Солнце и плоскостью орбиты β*, при значениях угла между направлением на Солнце и плоскостью орбиты в диапазоне (0, β*) или менее -β* космический аппарат закручивают вокруг продольной оси с угловой скоростью 3·ωо, направленной от центра Земли, где ωо - угловая скорость орбитального движения космического аппарата, причем в момент прохождения противосолнечной точки витка нормаль к активной поверхности солнечных батарей составляет минимальный угол с вектором угловой скорости орбитального движения космического аппарата, а при значениях угла между направлением на Солнце и плоскостью орбиты в диапазоне (-β*, 0) или более β* космический аппарат закручивают вокруг продольной оси с угловой скоростью 3·ωо, направленной в центр Земли, причем на момент прохождения противосолнечной точки витка нормаль к активной поверхности солнечных батарей составляет максимальный угол с вектором угловой скорости орбитального движения космического аппарата, при этом фиксируемое значение угла между направлением на Солнце и плоскостью орбиты β* определяют как минимальное превышающее ноль значение угла между направлением на Солнце и плоскостью орбиты, при котором освещенность активной поверхности солнечных батарей за виток при закрутке космического аппарата с одними вышеописанными параметрами закрутки равна освещенности активной поверхности солнечных батарей за виток при закрутке космического аппарата с другими вышеописанными параметрами закрутки.

Суть предлагаемого изобретения поясняется на фиг.1÷3.

На фиг.1 и 2 представлены схемы ориентации СБ КА при поддержании гравитационной ориентации КА продольной осью вдоль местной вертикали с закруткой КА вокруг продольной оси с предлагаемыми параметрами закрутки.

На фиг.3 представлены графики, иллюстрирующие определение фиксируемого значения угла между направлением на Солнце и плоскостью орбиты β*.

На фиг.1 и 2 введены обозначения:

1 - орбита КА;

2 - противосолнечная точка витка орбиты;

3, 4 - точки утреннего и вечернего терминаторов соответственно;

5 - активная поверхность СБ,

V - вектор скорости КА,

N - нормаль к активной поверхности СБ;

W - вектор угловой скорости закрутки КА вокруг продольной оси,

P - проекция солнечного направления на плоскость орбиты;

Поясним предложенные в способе действия.

Определяют угол β между направлением на Солнце и плоскостью орбиты КА с положительным направлением отсчета угла по вектору угловой скорости орбитального движения КА. Направление вектора угловой скорости орбитального движения КА совпадает с направлением нормали к плоскости орбиты.

Определяют высоту орбиты, по которой определяют фиксируемое значение угла между направлением на Солнце и плоскостью орбиты β*.

При значениях угла между направлением на Солнце и плоскостью орбиты в диапазоне (0, β*) или менее -β* выполняют гравитационную ориентацию КА продольной осью вдоль местной вертикали с закруткой КА вокруг продольной оси с угловой скоростью 3·ωо, направленной от центра Земли, где ωо - модуль угловой скорости орбитального движения КА, при этом ориентацию КА в момент закрутки выбирают из условия, что в момент прохождения противосолнечной точки витка нормаль к активной поверхности СБ составляет минимальный угол с вектором угловой скорости орбитального движения КА. Схема ориентации СБ в данной закрутке для случая, когда нормаль к активной поверхности СБ перпендикулярна продольной оси КА, представлена на фиг.1. Данные параметры закрутки КА условно называем «первым» вариантом параметров закрутки.

При значениях угла между направлением на Солнце и плоскостью орбиты в диапазоне (-β*, 0) или более β* выполняют гравитационную ориентацию КА продольной осью вдоль местной вертикали с закруткой КА вокруг продольной оси с угловой скоростью 3·ωо, направленной в центр Земли, при этом ориентацию КА в момент закрутки выбирают из условия, что в момент прохождения противосолнечной точки витка нормаль к активной поверхности СБ составляет максимальный угол с вектором угловой скорости орбитального движения КА. Схема ориентации СБ в данной закрутке для случая, когда нормаль к активной поверхности СБ перпендикулярна продольной оси КА, представлена на фиг.2. Данные параметры закрутки КА условно называем «вторым» вариантом параметров закрутки.

Гравитационную ориентации КА продольной осью вдоль местной вертикали и закрутку КА вокруг продольной оси с описанными параметрами закрутки выполняют, например, следующим образом.

Выполняют построение гравитационной ориентации КА продольной осью вдоль местной вертикали, для чего ориентируют КА продольной осью вдоль местной вертикали и придают КА вращение вокруг оси, направленной по нормали к плоскости орбиты КА с угловой скоростью, равной угловой скорости орбитального движения КА.

На фоне данной гравитационной ориентации КА при β≤-β* или 0≤β≤β* разворачивают КА вокруг его продольной оси до достижения к моменту закрутки (к моменту выдачи импульса закрутки) углом между проекцией нормали к активной поверхности СБ на плоскость местного горизонта и вектором угловой скорости орбитального движения КА значения

и углом между проекцией нормали к активной поверхности СБ на плоскость местного горизонта и вектором скорости КА значения

где Δt - интервал времени от момента прохождения противосолнечной точки витка орбиты до момента закрутки,

и в момент достижения вышеупомянутыми углами задаваемых значений выполняют закрутку КА вокруг продольной оси с угловой скоростью 3·ωо, направленной от центра Земли.

При -β*≤β≤0 или β*≤β разворачивают КА вокруг его продольной оси до достижения к моменту закрутки углом между проекцией нормали к активной поверхности СБ на плоскость местного горизонта и вектором угловой скорости орбитального движения КА значения

и углом между проекцией нормали к активной поверхности СБ на плоскость местного горизонта и вектором скорости КА значения

и в момент достижения вышеупомянутыми углами задаваемых значений выполняют закрутку КА вокруг продольной оси с угловой скоростью 3·ωо, направленной в сторону центра Земли.

Таким образом, первый и второй вышеописанные варианты закрутки КА вокруг продольной оси реализуются путем построения на момент закрутки исходной ориентации КА, задаваемой соответствующими углами (1)-(2) и (3)-(4).

Предложенное значение угловой скорости закрутки КА 3·ωо удовлетворяет условию обеспечения необходимой степени устойчивости поддержания гравитационной ориентации такого типа КА как, например, транспортный грузовой корабль (ТГК) «Прогресс», у которого поперечные главные центральные моменты инерции примерно в 7 раз превышают минимальный главный центральный момент инерции. Необходимая степень устойчивости поддержания гравитационной ориентации КА соответствует такому процессу вращения КА, при котором отклонение продольной оси данного КА от местной вертикали, возникающее за счет компонент угловой скорости вокруг поперечных осей, в необходимой степени компенсируется за счет вращения КА вокруг продольной оси, и вместе с тем вращение КА вокруг продольной оси не приводит к гироскопической устойчивости данной оси КА в инерциальном пространстве.

Фиксируемое значение угла между направлением на Солнце и плоскостью орбиты β* определяется как минимальное положительное ненулевое значение угла между направлением на Солнце и плоскостью орбиты, при котором освещенность активной поверхности СБ за виток при закрутке КА с одними вышеописанными параметрами закрутки равна освещенности активной поверхности СБ за виток при закрутке КА с другими вышеописанными параметрами закрутки.

Параметры выполняемой закрутки КА выбираются из двух вышеописанных вариантов в зависимости от текущего значения угла между направлением на Солнце и плоскостью орбиты β и от определяемого по высоте орбиты КА фиксируемого значения угла между направлением на Солнце и плоскостью орбиты β*.

Значение β* определяется следующим образом. Обозначим:

I1 - суммарная освещенность активной поверхности СБ за виток при закрутке КА вокруг его продольной оси с угловой скоростью 3·ωо, направленной от центра Земли, при которой в момент прохождения противосолнечной точки витка нормаль к активной поверхности СБ составляет минимальный угол с вектором угловой скорости орбитального движения КА («первый» вариант параметров закрутки),

I2 - суммарная освещенность активной поверхности СБ за виток при закрутке КА вокруг его продольной оси с угловой скоростью 3·ωо, направленной в центр Земли, причем на момент прохождения противосолнечной точки витка нормаль к активной поверхности СБ составляет максимальный угол с вектором угловой скорости орбитального движения КА («второй» вариант параметров закрутки).

Освещенность СБ характеризуется косинусом угла между направлением на Солнце и нормалью к активной поверхности СБ.

I1 и I2 являются функциями угла между направлением на Солнце и плоскостью орбиты β и от высоты орбиты КА H. Следовательно, значение β*, определяемое как минимальное положительное ненулевое значение угла между направлением на Солнце и плоскостью орбиты, при котором I1=I2, также зависит от высоты орбиты КА.

Для иллюстрации определения значения β* на фиг.3 представлены графики зависимостей I1(β,H), I2(β,H) от угла β (Ряды 1 и 2, соответственно) для КА, нормаль к активной поверхности СБ которого перпендикулярна продольной оси КА (например, транспортный грузовой корабль (ТГК) «Прогресс») для высоты околокруговой орбиты КА H=350 км. Графики I1(β,H) и I2(β,H) пересекаются в точках I1(β,H)=I2(β,H), достигаемых при β=±β*, β*≈41,5°. Значение β* зависит от высоты орбиты: например, для H=300 км β*≈46,5°, для H=400 км β*≈36,5°. Кроме этого равенство I1(β,H)=I2(β,H) выполняется при любой высоте орбиты КА при расположении Солнца в плоскости орбиты (при β=0) и на солнечных орбитах (при , где Re - радиус Земли).

Представленные графики иллюстрируют следующую зависимость, используемую при выборе параметров закрутки КА:

- при β≤-β* и при 0≤β≤β* I1≥I2, поэтому в этом случае выполняют закрутку КА с первым описанным вариантом параметров закрутки, чем обеспечивают максимальную освещенность СБ КА за виток при данных значениях β;

- при -β*≤β≤0 и при β*≤β I1≤I2, поэтому в этом случае выполняют закрутку КА со вторым описанным вариантом параметров закрутки, чем обеспечивают максимальную освещенность СБ КА за виток при данных значениях β.

За счет выполнения предлагаемых действий суммарно за виток будет обеспечиваться максимальная освещенность СБ и, следовательно, будет достигаться максимально возможный для данного конкретного КА приход электроэнергии за виток. При этом предложенное значение угловой скорости закрутки обеспечивает цикличное повторение ориентации СБ относительно потока солнечного излучения на последующих витках - таким образом достигается постоянство снабжения КА необходимой электроэнергией от СБ на всех последующих витках поддержания закрутки КА.

Для иллюстрации этого на фиг.3 также представлены графики суммарных освещенностей активной поверхности СБ за виток при параметрах закрутки, отличных от предложенных:

Ряд 3 - скорость закрутки направлена к центру Земли, в противосолнечной точке витка нормаль к активной поверхности СБ направлена по вектору угловой скорости орбитального движения КА;

Ряд 4 - скорость закрутки направлена от центра Земли, в противосолнечной точке витка нормаль к активной поверхности СБ направлена против вектора угловой скорости орбитального движения КА;

Ряд 5 - скорость закрутки направлена от центра Земли, в противосолнечной точке витка нормаль к активной поверхности СБ лежит в плоскости орбиты (параллельна вектору скорости КА);

Ряд 6 - скорость закрутки направлена к центру Земли, в противосолнечной точке витка нормаль к активной поверхности СБ лежит в плоскости орбиты (параллельна вектору скорости КА).

Представленные графики иллюстрируют, что предлагаемые действия обеспечивают максимизацию суммарной освещенности активной поверхности СБ за виток в зависимости от высоты орбиты и измеряемого угла между направлением на Солнце и плоскостью орбиты КА.

Опишем технический эффект предлагаемого изобретения.

Предлагаемое изобретение повышает приход электроэнергии от СБ КА при выполнении экспериментов и исследований в условиях вращательного движения КА путем обеспечения максимизации суммарной освещенности активной поверхности СБ за виток в режиме закрутки при одноосной гравитационной ориентации КА.

При этом предложенные параметры закрутки КА, удовлетворяя условию обеспечения необходимой степени устойчивости поддержания гравитационной ориентации КА, обеспечивают такое соотношение значений угловой скорости закрутки и орбитальной угловой скорости движения КА, при котором обеспечивается максимальная суммарная освещенность активной поверхности СБ за виток.

В настоящее время технически все готово для реализации предложенного способа в таком КА, как ТГК «Прогресс».

Для реализации определения угла между направлением на Солнце и плоскостью орбиты, разворотов, закрутки и вычислений могут использоваться штатные средства системы управления ТГК «Прогресс» - система управления движением и навигацией, включая систему автономной навигации, солнечные датчики, датчики угловой скорости, двигатели ориентации, бортовой вычислитель и т.д. Закрутка корабля может производиться на время, необходимое для проведения экспериментов, и достигать десятки витков.

Способ управления ориентацией космического аппарата с неподвижными панелями солнечных батарей при выполнении экспериментов, включающий гравитационную ориентацию космического аппарата продольной осью вдоль местной вертикали и закрутку вокруг его продольной оси, соответствующей минимальному моменту инерции, отличающийся тем, что определяют угол между направлением на Солнце и плоскостью орбиты с положительным направлением отсчета угла по вектору угловой скорости орбитального движения космического аппарата, определяют высоту орбиты, по которой определяют фиксируемое значение угла между направлением на Солнце и плоскостью орбиты β*, при значениях угла между направлением на Солнце и плоскостью орбиты в диапазоне (0, β*) или менее - β* космический аппарат закручивают вокруг продольной оси с угловой скоростью 3·ωо, направленной от центра Земли, где ωо - угловая скорость орбитального движения космического аппарата, причем в момент прохождения противосолнечной точки витка нормаль к активной поверхности солнечных батарей составляет минимальный угол с вектором угловой скорости орбитального движения космического аппарата, а при значениях угла между направлением на Солнце и плоскостью орбиты в диапазоне (-β*, 0) или более β* космический аппарат закручивают вокруг продольной оси с угловой скоростью 3·ωо, направленной в центр Земли, причем на момент прохождения противосолнечной точки витка нормаль к активной поверхности солнечных батарей составляет максимальный угол с вектором угловой скорости орбитального движения космического аппарата, при этом фиксируемое значение угла между направлением на Солнце и плоскостью орбиты β* определяют как минимальное превышающее ноль значение угла между направлением на Солнце и плоскостью орбиты, при котором освещенность активной поверхности солнечных батарей за виток при закрутке космического аппарата с одними вышеописанными параметрами закрутки равна освещенности активной поверхности солнечных батарей за виток при закрутке космического аппарата с другими вышеописанными параметрами закрутки.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к космической технике. Способ управления ориентацией космического аппарата (КА) с неподвижными панелями солнечных батарей (СБ) при выполнении экспериментов на орбитах с максимальной длительностью теневого участка включает гравитационную ориентацию КА продольной осью вдоль местной вертикали и закрутку вокруг его продольной оси, соответствующей минимальному моменту инерции.

Изобретение относится к системам контроля работы механических узлов солнечной батареи (СБ) космического аппарата (КА) в условиях эксплуатации. Устройство содержит цепочку из N (напр., N=5) последовательно соединенных контактных датчиков (КД) (21, …, 25), к которым параллельно подключены резисторы (61, …, 65) номинальным сопротивлением 1∗R0, 2∗R0, …, 2N-1∗R0.

Изобретение относится к энергоснабжению космического аппарата (КА) с помощью солнечных батарей (СБ). КА содержит корпус с множеством поверхностей (11), на которых расположены устройства (20) для собирания света внутрь корпуса, где установлена СБ (30).

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано в раскрывающихся солнечных батареях космических аппаратов. Устройство отделения и раскрытия створок солнечной батареи (УОРССБ) космического аппарата содержит раму, два пакета створок, прижимные замки с крюками, качалки, подпружиненную тягу с коромыслами, взаимодействующими с верхними створками, подпружиненные штоки со сквозными отверстиями под шпильку с торцами, взаимодействующими с профильными пазами, упорные кольца с упорами.

Изобретение относится к механизмам ориентации (поворота) солнечных батарей (СБ). Система поворота СБ содержит корпус (1) с крышками (2), выходной вал, выполненный в виде двух частей (3) и (4) с фланцами (5) и (6) для стыковки с крыльями СБ, и центральный привод (7).

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).

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.

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.

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.

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.

Изобретение относится к электротехнике, а именно к автономным системам электропитания (СЭП) космических аппаратов (КА), использующим в качестве первичных источников энергии батареи солнечные (БС), а в качестве накопителей энергии - аккумуляторные батареи (АБ). Технический результат - повышение надежности эксплуатации КА при возникновении аварийных ситуаций, связанных с нерасчетным понижением или повышением выходного напряжения системы электроснабжения. Способ питания нагрузки постоянным током в автономной системе электропитания космического аппарата состоит в том, что управляют стабилизатором напряжения, зарядными и разрядными устройствами в зависимости от входного и выходного напряжения системы электропитания. При этом с помощью измерительных шунтов контролируют ток нагрузки и токи заряда-разряда аккумуляторных батарей. Кроме того, контролируют выходное напряжение системы электропитания с помощью пороговых датчиков и отключают сеансную нагрузку при достижении пороговых значений выходного напряжения. Дополнительно контролируют динамику переходных процессов изменения выходного напряжения и тока нагрузки во времени с помощью быстродействующих запоминающих устройств, которые запускают по достижении пороговых значений выходного напряжения. Повторное включение сеансной нагрузки проводят после анализа результатов запомненной динамики переходных процессов. 1 з.п. ф-лы, 1 ил.

Изобретение относится к управлению ориентацией навигационных спутников с антеннами и солнечными батареями (СБ). Способ включает ориентацию электрической оси антенны (первой оси спутника) на Землю и ориентацию панелей СБ на Солнце. Последняя достигается разворотом спутника вместе с панелями СБ вокруг указанной первой оси и разворотом панелей СБ вокруг второй оси, перпендикулярной первой. При прохождении особых участков орбиты, включающих теневые участки и участки больших углов Солнце-спутник-Земля (больше 175°), организуют прогнозируемое движение спутника. Для этого проводят упреждающие программные развороты вокруг первой оси спутника, симметричные относительно точек орбиты, отвечающих максимальному и минимальному углам Солнце-спутник-Земля. Техническим результатом изобретения является уменьшение ошибки прогнозирования движения центра масс спутника и погрешности знания положения фазового центра антенны. 3 з.п. ф-лы, 5 ил., 1 табл.

Изобретение относится к системам поворота солнечной батареи (СПСБ) космического аппарата (КА). Изобретение предназначено для размещения элементов СПСБ для вращения солнечной батареи большой мощности и передачи электроэнергии с солнечной батареи на КА. Система поворота солнечной батареи большой мощности содержит вал привода с фланцем для стыковки солнечной батареи, привод для ее вращения, силовое и телеметрическое токосъемные устройства. Силовое токосъемное устройство разделено на силовое токосъемное устройство с положительными электрическими цепями и силовое токосъемное устройство с отрицательными электрическими цепями. Токосъемные устройства установлены на своих валах, связаны с валом привода и замкнуты на корпус СПСБ через демпфирующий элемент. Вал привода установлен в корпус привода системы поворота солнечной батареи на опорном подшипнике с предварительным натягом. Техническим результатом изобретения является обеспечение повышенной передаваемой мощности с солнечной батареи на КА, повышение надежности системы электропитания КА и снижение массы конструкции. 1 ил.

Группа изобретений относится к развертываемым солнечным батареям (СБ) космического аппарата. СБ снабжена штангой в виде шарнирно соединенных корневого (1) и телескопического (2) звеньев и выполнена в форме складываемых гармошкой створок (17). В транспортном положении звенья (1, 2) сложены вместе, а створки уложены в контейнеры с основаниями (19) и крышками (20). Крышки (20) и основания (19) закреплены соответственно на звеньях (2) и (1) и развернуты длинными сторонами вдоль оси сложенной штанги. Поворотная панель (24) служит для поджатия створок (17) к крышке (20) и их поворота на 45° для равномерного схода. При переводе СБ в рабочее положение сначала разворачивают контейнеры длинными сторонами перпендикулярно оси штанги и фиксируют крышки и основания на звеньях (2) и (1). Затем взаимным разворотом звеньев (1, 2) на угол 180° производят начальное раскрытие створок (17). Процесс развертывания СБ завершают выдвижением промежуточных труб телескопического звена (2). Технический результат группы изобретений состоит в повышении надежности раскрытия СБ, улучшении её массогабаритных и эксплуатационно-технологических характеристик. 2 н. и 4 з.п. ф-лы, 8 ил.

Изобретение относится к электротехнике, а именно к системам электроснабжения космических аппаратов с использованием в качестве первичных источников энергии солнечных батарей, а в качестве накопителей энергии - аккумуляторных батарей. Технический результат - повышение надежности эксплуатации аккумуляторной батареи. Способ электропитания заключается в том, что в случае пониженной температуры аккумуляторной батареи зарядный ток первоначально направляют на обогрев аккумуляторной батареи и только после того как температура аккумуляторной батареи достигнет значения выше минимального будет осуществляться заряд аккумуляторной батареи номинальным током заряда. В процессе заряда аккумуляторных батарей, уровень заряженности контролируют по их напряжению, либо напряжению аккумуляторов каждой аккумуляторной батареи, причем зарядный ток перенаправляют или на обогреватели, или на заряд аккумуляторов в зависимости от температуры аккумуляторной батареи. Термисторы, входящие в состав автономной системы электроснабжения космического аппарата, определяют температуру аккумуляторной батареи и сравнивают полученное значение с заданными значениями. 1 ил.

Изобретение относится к конструкции космических аппаратов (КА), преимущественно для исследований на близких (порядка радиуса орбиты Меркурия) расстояниях от Солнца. КА содержит корпус с теплозащитным экраном, научную и служебную аппаратуру, средства терморегулирования и две пары солнечных батарей (СБ). Панели одной из пар СБ закреплены с возможностью отделения на панелях другой пары СБ и имеют с ними общую ось вращения. Неотделяемые от КА панели СБ имеют две противоположные рабочие поверхности. На одной из них установлены только фотопреобразователи, а на другой - также и чередующиеся с последними теплоотражающие элементы. Выбор действующей рабочей поверхности панели, а также угол её установки определяются плотностью падающих солнечных потоков. Техническим результатом изобретения является снижение массы КА, повышение его надежности и упрощение алгоритма ориентации панелей СБ благодаря эффективной структуре СБ. 1 з.п. ф-лы, 5 ил.

Изобретение относится к бортовым системам электропитания (СЭП), преимущественно низкоорбитальных космических аппаратов (КА) с трехосной ориентацией. СЭП содержит панели солнечной батареи с устройством изменения их ориентации, размещенные с внешней стороны боковых сотопанелей приборного контейнера. В боковые, верхнюю и нижнюю сотопанели контейнера встроены тепловые трубы. СЭП также содержит четыре одинаковых подсистемы электропитания: две рабочих и две резервных. Каждая подсистема установлена на одной из внутренних поверхностей боковых сотопанелей и включает в себя аккумуляторную батарею с зарядным и разрядным устройством. Единый модуль двух таких устройств соседних подсистем установлен на одну боковую сотопанель. Часть внешней поверхности боковых сотопанелей имеет терморегулирующее покрытие с и , а на остальную часть нанесена теплоизоляция. Все сотопанели соединены коллекторными тепловыми трубами с электронагревателями. Технический результат изобретения заключается в оптимизации компоновки СЭП на КА, снижении массы и улучшении термостабилизации основных узлов СЭП. 3 ил.

Изобретение относится к межорбитальному маневрированию космического аппарата (КА). Способ включает выведение КА на переходную орбиту с нулевым наклонением двигателями большой тяги. Перигей этой орбиты лежит ниже геостационарной орбиты (ГСО), а апогей - выше ГСО. Довыведение КА на ГСО производится двигателями малой тяги, работающими непрерывно, за исключением двух симметричных малоэффективных участков переходной орбиты. При этом ориентация КА в инерциальном пространстве неизменна, а панели солнечных батарей зафиксированы под углом до 30° к направлению на Солнце. Одновременно с изменением эксцентриситета переходной орбиты изменяют скорость дрейфа КА в требуемом направлении и совмещают довыведение по эксцентриситету с приведением по долготе. В качестве двигателя малой тяги используют штатный электрореактивный двигатель коррекции долготы КА. Техническим результатом изобретения являются сокращение срока ввода КА в эксплуатацию на ГСО и минимизация затрат топлива на довыведение КА. 1 з.п. ф-лы, 4 ил.

Группа изобретений относится к области сбора, преобразования и передачи солнечной энергии потребителям. Система содержит, в качестве основных, такие элементы как первичное (2), промежуточные (4, 5) и передающее (10) зеркала, а также энергетический модуль (8). Зеркало (2) собирает солнечный свет (1), передаваемый через зеркала (4, 5) на модуль (8). Последний преобразует световой поток в иную (микроволновыую) форму энергию, передаваемую зеркалом (10) потребителю (14), например, на Земле (15). Все основные элементы системы свободно плавают в космическом (околоземном) пространстве и управляются посредством ракетных двигателей малой тяги (2d-2е, 4d-4е, 5d-5е, 8d-8e, 10d-10е) и датчиков (2а-2b, 4а-4b и т.д.). Управление верхнего уровня обеспечивается дистанционной распределенной системой управления (13). Техническим результатом группы изобретений является повышение энергоотдачи системы (по массе) и гибкости (адаптируемости) ее структуры для различных вариантов применения. 2 н. и 32 з.п. ф-лы, 25 ил.

Изобретение относится к определению массово-инерционных характеристик космических аппаратов (КА). Способ включает измерение острого угла между направлением на Солнце и плоскостью орбиты КА. При достижении этим углом максимального значения выставляют строительную ось КА, отвечающую максимальному моменту инерции, перпендикулярно плоскости орбиты. Панели неподвижных относительно КА солнечных батарей направляют активной стороной к Солнцу. Далее выполняют закрутку КА вокруг указанной оси с угловой скоростью не менее 2°/с. Измеряют угловую скорость КА и ток солнечных батарей в течение оборота КА вокруг Земли. По измеренным значениям определяют тензор инерции КА. Технический результат изобретения заключается в повышении надёжности определении тензора инерции КА, в т.ч. при отсутствии на его борту инерционных исполнительных органов.
Наверх