Способ определения максимальной выходной мощности солнечных батарей космического аппарата

Авторы патента:

B64G1/44 - с использованием радиации, например раскрываемые солнечные батареи (солнечные элементы как таковые H01L 31/00)

Владельцы патента RU 2618844:

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

Изобретение относится к электрогенерирующим системам космического аппарата (КА). Способ включает разворот панелей солнечных батарей (СБ) КА их рабочими поверхностями на Солнце. Максимальную выходную мощность СБ определяют путём измерения тока и напряжения от СБ в моменты, когда отраженное от Земли излучение падает на торцевую и/или тыльную сторону панелей СБ. При этом дополнительно разворачивают КА до достижения углами между вектором направления на Солнце и векторами нормалей к видимым с рабочих поверхностей СБ участкам поверхности КА значений ≥ 90°. Технический результат изобретения состоит в уменьшении влияния отраженного от поверхности КА излучения на данные измерений характеристик СБ. 2 ил.

Изобретение относится к области космической техники, а именно, к системам электроснабжения (СЭС) космических аппаратов (КА) и может быть использовано при эксплуатации солнечных батарей (СБ) СЭС КА.

Основной электрической характеристикой СБ является максимальная выходная мощностью СБ (эта мощность отличается от текущей действительной выходной мощности, зависящей от нагрузки и влияния окружающей среды). На стадии проектирования и изготовления СБ осуществляется теоретический расчет выходных параметров СБ, который может быть основан на методе перемещений вольт-амперной характеристики, учитывающем различные влияния окружающей среды и параметров нагрузки на характеристики СБ (Система электроснабжения КА. Техническое описание. 300ГК.20Ю. 0000-АТО. РКК «Энергия», 1998; Раушенбах Г. Справочник по проектированию солнечных батарей. Москва. Энергоатомиздат.1983. Стр. 49, 54).

Недостаток указанного способа определения максимальной выходной мощности СБ заключается в том, что используемые в расчетах модели факторов космического полета имеют ограниченную точность, что не позволяет получить достоверные данные о реальных характеристиках СБ в полете, учитывающих процесс «деградации» СБ.

Для контроля фактических характеристик СБ в полете проводятся специальные полетные операции - сеансы оценки эффективности СБ, в которых осуществляется измерение фактической максимальной выходной мощности СБ. По результатам определения максимальной выходной мощности СБ оценивается текущая эффективность СБ как отношение измеренной максимальной выходной мощности СБ к ее номинальному значению - проектному или некоторому исходному значению (например, на момент начала функционирования КА).

Наиболее близким из аналогов, принятым за прототип, является способ определения максимальной выходной мощности солнечных батарей космического аппарата (Патент РФ №2353555 по заявке №2006131395/11, приоритет от 31.08.2006), согласно которому разворачивают панели СБ в рабочее положение, соответствующее совмещению нормали к их освещенной рабочей поверхности с направлением на Солнце, измеряют угол между направлением на Солнце и плоскостью орбиты КА, на витках, на которых значение угла, равное 180° за вычетом суммы угла полураствора видимого с КА диска Земли и угла полураствора зоны чувствительности рабочей поверхности СБ, превышает измеренный выше угол, измеряют угол возвышения направления на Солнце над видимым с КА горизонтом Земли, и максимальную выходную мощность двусторонних СБ и СБ, имеющих положительную выходную мощность их тыльной поверхности, определяют как произведение значений напряжения и тока от СБ, измеренных в моменты, в которые отраженное от Земли излучение поступает на панели СБ с их торцевой стороны, определяемые из условия равенства значений угла возвышения направления на Солнце над видимым с КА горизонтом Земли и угла полураствора зоны чувствительности рабочей поверхности панелей СБ, а максимальную выходную мощность односторонних СБ определяют как произведение значений напряжения и тока от СБ, измеренных в моменты, в которые отраженное от Земли излучение поступает на панели СБ с их торцевой или тыльной сторон, определяемые из условия равенства или превышения значением угла возвышения направления на Солнце над видимым с КА горизонтом Земли угла полураствора зоны чувствительности рабочей поверхности СБ.

Способ-прототип минимизирует негативное влияние отраженного от Земли излучения, которое вносит неопределенность в определение максимальной выходной мощности СБ и в последующее решение задачи оценки эффективности СБ.

Способ-прототип имеет существенный недостаток - он не позволяет учитывать негативное влияние отраженного от поверхности КА солнечного излучения. Действительно, солнечное излучение отражается от поверхности КА и отраженное от поверхности КА излучение воспринимается СБ для генерации тока, чем увеличивает их выходную мощность. Таким образом, кроме прямого солнечного излучения на СБ попадает поток отраженного от поверхности КА излучения, что также вносит неопределенность в определение максимальной выходной мощности СБ и в последующее решение задачи оценки их эффективности. Неопределенность при этом заключается в наличии возможности не прогнозируемого и не подлежащего учету завышения получаемых значений выходной мощности СБ.

Задачей, на решение которой направлено настоящее изобретение, является увеличение точности определения максимальной выходной мощности солнечной батареи.

Технический результат, достигаемый при осуществлении настоящего изобретения, заключается в исключении негативного влияния отраженного от поверхности КА солнечного излучения при определении максимальной выходной мощности СБ.

Технический результат достигается тем, что в способе определения максимальной выходной мощности солнечных батарей космического аппарата, включающем разворот панелей СБ в рабочее положение, соответствующее совмещению нормали к их рабочим поверхностям с направлением на Солнце, измерение значения тока от СБ, измерение напряжения и определение максимальной выходной мощности СБ по значениям напряжения и тока от СБ, измеренным в моменты, в которые отраженное от Земли излучение поступает на панели СБ с их торцевой и/или тыльной стороны, дополнительно разворачивают КА до достижения углами между вектором направления на Солнце, с одной стороны, и векторами нормалей к видимым с рабочих поверхностей СБ участкам поверхности КА, с другой стороны, значений ≥90°, после чего выполняют измерение значений напряжения и тока от СБ, по которым определяют максимальную выходную мощность СБ.

Суть предлагаемого изобретения поясняется на фиг. 1 и 2, на которых представлены примеры возможных схем ориентации СБ относительно направления на Солнце и корпуса КА цилиндрической формы и введены обозначения:

S - вектор направления на Солнце;

М - ось корпуса КА цилиндрической формы;

N - вектор нормали к рабочей поверхности СБ;

L - вектор направления от точки рабочей поверхности СБ на точку поверхности КА;

Р - вектор нормали к поверхности КА;

С - освещенная поверхность КА;

Т - затененная поверхность КА.

В предлагаемом техническом решении при определении максимальной выходной мощности СБ одновременно устраняется негативное влияние солнечного излучения, отраженного как от Земли, так и от поверхности КА.

Негативное влияние отраженного от Земли излучения устраняется за счет определения максимальной выходной мощности СБ в моменты, когда отраженное от Земли излучение поступает на торцевую и/или тыльную сторону панелей СБ. Например, как описано в способе-прототипе, данные моменты могут определяться из условий равенства и/или превышения значением угла возвышения направления на Солнце над видимым с КА горизонтом Земли значения угла полураствора зоны чувствительности рабочей поверхности СБ - в зависимости от рассмотренных в прототипе классов СБ, различающихся возможностью выработки электроэнергии от освещения их тыльной поверхности.

Негативное влияние отраженного от поверхности КА солнечного излучения устраняется за счет выполнения разворота КА относительно СБ и Солнца до положения, в котором углы между вектором направления на Солнце, с одной стороны, и векторами нормалей к видимым с рабочих поверхностей СБ участкам поверхности КА, с другой стороны, принимают значения ≥90°.

При такой ориентации поверхности КА относительно Солнца и СБ солнечное излучение проходит параллельно видимым с рабочих поверхностей СБ участкам поверхности КА (в этом случае значение угла между вектором направления на Солнце и вектором нормали к указанному участку поверхности КА =90°, данный случай поясняется на фиг. 1) или видимые с рабочих поверхностей СБ участки поверхности КА затенены (в этом случае значение угла между вектором направления на Солнце и вектором нормали к указанному участку поверхности КА >90°, данный случай поясняется на фиг. 2). В обоих описанных случаях исключается поступление на рабочие поверхности СБ отраженного от поверхности КА излучения.

После выполнения указанных разворотов КА выполняют измерение значений напряжения и тока от СБ, по которым определяют максимальную выходную мощность СБ как произведение измеренных значений напряжения и тока от СБ.

Данный способ применим для КА с подвижными СБ, для которых существует такое положение конструктивных элементов КА относительно СБ и Солнца, при котором углы между вектором направления на Солнце и векторами нормалей ко всем видимым с рабочих поверхностей СБ участкам поверхности КА ≥90°. Например, в том числе способ применим для КА, конструктивные элементы которого, видимые с рабочих поверхностей СБ, имеют форму цилиндра (например, как представлено на фиг. 1 и 2), призмы (например, параллелепипеда) и т.п.

Опишем технический эффект предлагаемого изобретения.

Предлагаемое техническое решение позволяет увеличить точность определения максимальной выходной мощности СБ за счет минимизации (исключения) негативного влияния отраженного от поверхности КА излучения при определении максимальной выходной мощности СБ и оценке их эффективности.

Технический результат достигается путем определения максимальной выходной мощности СБ в моменты времени, когда КА развернут относительно СБ и Солнца в положение, при котором минимизируется (исключается) использование отраженного от поверхности КА излучения для выработки электроэнергии, чем устраняется непрогнозируемое и неподлежащее учету завышение текущих значений выходной мощности СБ и, следовательно, увеличивается точность определения максимальной выходной мощности СБ.

Указанный технический эффект достигается за счет выполнения предложенного разворота КА в предложенную ориентацию относительно СБ и Солнца и определения максимальной выходной мощности СБ по указанным параметрам (напряжению и току), измеренным после построения предложенной ориентации КА.

В настоящее время технически все готово для реализации предложенного способа. Промышленное исполнение существенных признаков, характеризующих изобретение, не является сложным и может быть выполнено с использованием существующих технических средств.

Способ определения максимальной выходной мощности солнечных батарей космического аппарата, включающий разворот панелей солнечных батарей в рабочее положение, соответствующее совмещению нормали к их рабочим поверхностям с направлением на Солнце, измерение значения тока от солнечных батарей, измерение напряжения и определение максимальной выходной мощности солнечных батарей по значениям напряжения и тока от солнечных батарей, измеренным в моменты, в которые отраженное от Земли излучение поступает на панели солнечных батарей с их торцевой и/или тыльной стороны, отличающийся тем, что дополнительно разворачивают космический аппарат до достижения углами между вектором направления на Солнце и векторами нормалей к видимым с рабочих поверхностей солнечных батарей участкам поверхности космического аппарата значений ≥ 90°, после чего выполняют измерение значений напряжения и тока от солнечных батарей, по которым определяют максимальную выходную мощность солнечных батарей.

Изобретение относится к управлению угловым движением космического аппарата (КА) с силовыми гироскопами (СГ) и солнечными батареями (СБ), установленными на взаимно противоположных сторонах КА.

Способ ориентации орбитального космического аппарата с программно-управляемыми батареями солнечными // 2613097

Изобретение относится к управлению относительным движением космических аппаратов (КА), преимущественно с одноосно вращающимися панелями солнечных батарей (СБ). В процессе полета ориентированный по местной вертикали КА непрерывно вращается по курсу, а панели СБ синхронно и непрерывно поворачиваются нормалью к Солнцу.

Солнечная космическая электростанция // 2605956

Изобретение относится к области преобразования солнечной энергии и её передачи наземным потребителям. Космическая электростанция содержит солнечный коллектор (1) лепесткового типа, корпус станции (2) и пучок (3) СВЧ-антенн.

Система электроснабжения космического аппарата // 2598862

Использование: в области электротехники для электроснабжения космических аппаратов от первичных источников разной мощности. Технический результат - повышение надежности электроснабжения.

Способ определения тензора инерции космического аппарата // 2587762

Изобретение относится к определению массово-инерционных характеристик космических аппаратов (КА). Согласно способу при совпадении направления на Солнце с плоскостью орбиты КА совмещают строительную ось КА, отвечающую его максимальному моменту инерции, с этим направлением.

Способ определения тензора инерции космического аппарата // 2587663

Изобретение относится к определению массово-инерционных характеристик космических аппаратов (КА). Способ включает измерение острого угла между направлением на Солнце и плоскостью орбиты КА.

Космическая энергосистема // 2587209

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).

Способ выведения космического аппарата на геостационарную орбиту с использованием двигателей малой тяги // 2586945

Изобретение относится к межорбитальному маневрированию космического аппарата (КА). Способ включает выведение КА на переходную орбиту с нулевым наклонением двигателями большой тяги.

Система электропитания космического аппарата // 2579374

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.

Космический аппарат для проведения исследований при наличии солнечных потоков повышенной плотности // 2577288

Изобретение относится к конструкции космических аппаратов (КА), преимущественно для исследований на близких (порядка радиуса орбиты Меркурия) расстояниях от Солнца.

Солнечная батарея космического аппарата // 2619158

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано в системах энергоснабжения космических аппаратов (КА). Батарея солнечная (БС) содержит панели и раму, многократно раскрываемые и складываемые синхронно. КА, рама и панели соединены между собой посредством шарнирных соединений (ШС). Все ШС соединены последовательно тросовой передачей со шкивами. Для многоразового перевода БС в раскрытое и сложенное положение предусмотрен двигатель, установленный в одном из ШС. Каждый ШС содержит приводные пружины, обеспечивающие полное раскрытие или складывание батареи солнечной, и запорное устройство, фиксирующее раскрытое положение БС, выполненное в виде подпружиненного крючка. Для управления запорными устройствами каждый крючок кинематически связан со шкивом системы синхронизации, установленным в соответствующем ШС. Техническим результатом изобретения является обеспечение многоразового раскрытия и складывания БС и ее фиксации в крайних положениях с заданной жесткостью. 5 ил.

Способ определения выходной мощности солнечной батареи космического аппарата // 2621816

Изобретение относится к электроснабжению космических аппаратов (КА) с помощью солнечных батарей (СБ), имеющих положительную выходную мощность своей тыльной поверхности. Способ включает измерение высоты (Н) околокруговой орбиты КА и угол (ε) между направлением на Солнце и геоцентрическим радиус-вектором КА. При нахождении ε в определенном интервале, зависящем от Н, от углов (f1, f2) полураствора зон чувствительности рабочей и тыльной поверхностей СБ и от максимального значения угла (f1*) между нормалью к рабочей поверхности СБ и направлением на Солнце, - разворачивают СБ в положение, при котором излучение Земли поступает на СБ вне указанных зон чувствительности. Это положение отвечает совмещению указанной нормали с плоскостью, содержащей направление на Солнце и радиус-вектор КА. При этом угол (ρ) между этой нормалью и радиус-вектором КА лежит в интервале, зависящем от ε, f1, f2, f1*, Н и угла (γ) между направлениями от КА в надир и на ближайшую к КА точку терминатора. В данном положении измеряют напряжение, ток и выходную мощность СБ с учетом углов ε и ρ. Технический результат состоит в минимизации влияния излучения Земли при определении выходной мощности СБ. 1 ил.

Способ определения выходного тока солнечной батареи космического аппарата // 2624763

Изобретение относится к электроснабжению космических аппаратов (КА) с помощью солнечных батарей (СБ). Способ включает разворот панели СБ в рабочее положение и измерение тока от СБ в моменты, когда излучение от Земли поступает на нерабочую сторону панели СБ. Определяют текущее значение угла падения (α) солнечного излучения на поверхность СБ. При значении α в заданном диапазоне, определяемом характеристиками оптического защитного покрытия рабочей поверхности СБ и геометрическими параметрами её зоны чувствительности, измеряют текущее значение тока (I) от СБ. Выходной ток СБ определяют по величине I с поправочным коэффициентом, зависящим от α и k - абсолютного показателя преломления защитного покрытия СБ. Технический результат состоит в обеспечении учета влияния преломления и отражения солнечного излучения оптическим защитным покрытием на измеряемый выходной ток СБ. 1 ил.

Способ определения максимальной выходной мощности солнечных батарей космического аппарата // 2624885

Изобретение относится к электроснабжению космических аппаратов (КА) с помощью солнечных батарей (СБ). Способ включает разворот панели СБ в рабочее положение, измерение напряжения (U) и тока (I) от СБ в моменты, когда излучение от Земли поступает на нерабочую сторону панели СБ, и определение выходной мощности СБ. При этом разворачивают КА и СБ до достижения минимальной освещенности рабочей поверхности СБ отраженным от поверхности КА солнечным излучением при А < ε, где А – угол между вектором нормали к рабочей поверхности СБ и вектором направления на Солнце; ε - угол полураствора так называемой зоны чувствительности этой рабочей поверхности. В дальнейшем измеряют значения U, I и А, определяя максимальную выходную мощность СБ как U. I/cos(А). Технический результат состоит в снижении влияния отраженного от поверхности КА излучения на измеряемую выходную мощность СБ. 1 ил.

Способ контроля текущего состояния панели солнечной батареи космического аппарата // 2629647

Изобретение относится к космической технике. Способ контроля текущего состояния панели солнечной батареи (СБ) космического аппарата (КА) включает поворот панели СБ в положения, при которых рабочая поверхность СБ освещена Солнцем, измерение значений тока от СБ, сравнение определяемого параметра, характеризующего текущее состояние панели СБ, с задаваемыми значениями и контроль текущего состояния панели СБ по результатам сравнения. Дополнительно измеряют вектор направления на Солнце в связанной с КА системе координат, определяют угол выставки СБ в ее текущее дискретное положение, определяют текущие значения угла падения солнечного излучения на поверхность защитного покрытия СБ, выполняют поворот СБ в не менее чем два выбранных дискретных положения СБ, измеряют значение тока от СБ. Состояние панели СБ оценивают по состоянию ее оптического защитного покрытия, характеризуемому текущим значением его абсолютного показателя преломления, определяемым по значениям угла падения солнечного излучения на поверхность защитного покрытия СБ и значениям тока. Техническим результатом изобретения является обеспечение оценки текущего значения абсолютного показателя преломления защитного покрытия СБ. 1 ил.

Солнечная батарея космического аппарата // 2632677

Изобретение относится к конструкции раскрывающихся солнечных батарей (СБ) космических аппаратов. СБ имеет гибкую плёночно-сотовую структуру, соты которой выполнены в виде четырех- или шестигранных пирамид. Пирамиды соединены друг с другом по ребрам своих воображаемых оснований. Фотоэлектрические преобразователи размещены на боковых гранях пирамид, принимая солнечное излучение со стороны указанных оснований. В развернутом положении СБ может иметь сферическую конфигурацию, в которой вершины всех пирамид сходятся в центре сферы. На рабочей поверхности СБ м.б. размещена защитная пленка со специальными свойствами. Сотовая конструкция СБ в развернутом положении м.б. ликвидирована путём ее нагрева до температуры испарения пленки или выше. Технический результат изобретения состоит в повышении эффективности СБ путём увеличения коэффициента поглощения за счет увеличения количества переотражений света от фотоприемного слоя внутри пирамид, а также – в снижении зависимости коэффициента поглощения от угла падения солнечного излучения и в упрощении технологии изготовления и эксплуатации СБ. 14 з.п. ф-лы, 5 ил.

Способ контроля текущего состояния солнечной батареи космического аппарата с инерционными исполнительными органами // 2640905

Изобретение относится к космической технике. Способ контроля текущего состояния панели солнечной батареи (СБ) космического аппарата (КА) с инерционными исполнительными органами включает ориентацию нормали к рабочей поверхности СБ на Солнце, измерение значений тока от СБ и контроль текущего состояния СБ по результатам сравнения текущих измеренных значений тока и значений тока, измеренных на предыдущих этапах полета. Контроль состояния панели СБ выполняют по результатам сравнения полученных значений тока от СБ, каждое из которых умножено на отношение квадратов определенного на момент соответствующего измерения тока текущего значения расстояния от Земли до Солнца и среднего расстояния от Земли до Солнца. Техническим результатом изобретения является повышение точности оценки текущей эффективности СБ, обеспечение одинаковых условий замера тока от СБ на фоне штатного полета КА в ориентации, при которой суммарный внешний возмущающий момент за виток достигает минимального значения.

Способ контроля текущего состояния панели солнечной батареи космического аппарата // 2640937

Изобретение относится к космической технике. Способ контроля текущего состояния панели солнечной батареи (СБ) космического аппарата (КА) включает ориентацию рабочей поверхности СБ на Солнце, измерение значений тока от СБ, контроль текущего состояния СБ по результатам сравнения текущих измеренных значений тока и значений тока, измеренных на предыдущих этапах полета. Дополнительно поддерживают орбитальную ориентацию КА, при которой ось вращения СБ перпендикулярна плоскости орбиты и нормаль к рабочей поверхности СБ в задаваемом дискретном положении направлена в зенит. Последовательно разворачивают СБ в дискретные положения, в которых значение угла между нормалью к рабочей поверхности СБ и направлением на Солнце составляет величину менее фиксированного значения, измеряют значения угла между направлением на Солнце и плоскостью орбиты КА на моменты прохождения подсолнечной точки витков орбиты. Измеряют ток от СБ в момент прохождения подсолнечной точки витка орбиты, на котором измеряемое значение угла достигает локального минимума, определяют текущее значение расстояния от Земли до Солнца. Техническим результатом изобретения является повышение эффективности контроля состояния СБ КА.

Способ контроля текущего состояния панели солнечной батареи космического аппарата // 2640943

Изобретение относится к космической технике. Способ контроля текущего состояния панели солнечной батареи (СБ) космического аппарата (КА) включает разворот СБ относительно направления на Солнце, измерение значений тока от СБ, сравнение измеренных значений тока с задаваемыми значениями и контроль текущего состояния панели СБ по результатам сравнения. Дополнительно для каждой структурной группы фотоэлементов панели СБ поворачивают СБ относительно КА в задаваемое исходное положение, строят задаваемую исходную ориентацию КА и выполняют его поворот вокруг задаваемого вектора поворота до прохождения положений, в одном из которых все фотоэлементы группы освещены Солнцем, а в другом - затенены от Солнца корпусом КА. В процессе поворота КА непрерывно измеряют ток от СБ и определяют параметры ориентации КА. Поворачивают СБ относительно КА в другое задаваемое исходное положение и повторяют вышеуказанные операции. После выполнения операций для всех структурных групп фотоэлементов панели СБ сравнивают измеренные значения токов от СБ с их расчетными значениями. По результатам сравнения определяют работоспособность групп фотоэлементов. Техническим результатом изобретения является обеспечение определения работоспособности конкретных структурных групп фотоэлементов панели СБ. 2 ил.

Способ питания нагрузки постоянным током в автономной системе электропитания космического аппарата // 2647120

Использование: в области электротехники в автономных системах электропитания (СЭП) космических аппаратов (КА). Технический результат - повышение надежности эксплуатации КА путем ограничения величины кратковременного понижения выходного напряжения системы электропитания при отказе элементов, находящихся в «горячем» резерве. Согласно способу питания нагрузки постоянным током в автономной системе электропитания космического аппарата, содержащей солнечную батарею, подключенную к нагрузке, из «n» единичных нагрузок, включенных параллельно, через стабилизированный преобразователь напряжения и выходной фильтр, аккумуляторные батареи, подключенные через разрядные преобразователи к входу выходного фильтра, зарядные преобразователи, силовые цепи между выходом выходного фильтра и единичными нагрузками проектируют с сопротивлениями исходя из соотношения:ρ⋅l⋅j/Iн≥R≥Uн / Iкз.макс, где Uн - напряжение на выходе автономной системы электропитания, В; Iн - номинальный ток единичной нагрузки, А; ρ - удельное сопротивление, Ом⋅мм2/м; l - длина силовой цепи между выходом выходного фильтра и единичной нагрузкой, м; j - выбранная плотность тока, А/мм2; Iкз.макс - допустимый максимальный кратковременный ток короткого замыкания в цепи единичной нагрузки, А. Кроме того, выходные фильтры автономной системы электропитания рассчитывают с учетом допустимого кратковременного тока короткого замыкания. 1 з.п. ф-лы, 1 ил.