Солнечная батарея космического аппарата

Авторы патента:

Немчанинов Станислав Игоревич (RU)

Парафейник Валентин Иванович (RU)

Кузоро Владимир Ильич (RU)

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

Владельцы патента RU 2619158:

Акционерное общество "Информационные спутниковые системы" имени академика М.Ф. Решетнёва" (RU)

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.

Предлагаемое изобретение относится к космической технике, а именно к конструкциям солнечных батарей, и может быть использовано в системах энергосбережения космических аппаратов (КА).

Известно устройство отделения и раскрытия створок батареи солнечной космического аппарата (патент RU №24418170, B64G 1/44), содержащее раму, жестко закрепленную на валу электропривода и два пакета створок. Пакеты нижними створками закреплены на раме неподвижно, а средние створки связаны с нижней створкой и с верхней створкой шарнирно. В осях шарниров установлены взведенные пружины (торсионы), раскрывающие створки в рабочее положение.

Известна батарея солнечная космического аппарата (патент RU №2460676 С2, B64G 1/44). В состав батареи солнечной входят две панели, каждая из которых состоит из двух полупанелей, включающих шарнирно связанные между собой и последовательно собранные в пакет корневую, среднюю и крайнюю створки. Полупанели соединены между собой с одной стороны при помощи четырех подпружиненных прижимов, а с другой - четырьмя стяжками в опорных узлах. На створках попарно установлено по два кронштейна. Кронштейны, установленные на крайней створке, снабжены осями, которые взаимодействуют в процессе раскрытия панелей с профилированными выступами, выполненными на кронштейнах, установленных на корневой створке. Этим обеспечивается раскрытие панелей «рулонным» способом, при котором происходит отвод створок, исключающий возможность их соударения при раскрытии с аппаратурой КА.

Известна солнечная батарея (патент RU №2485026 С2, B64G 1/44), содержащая раму, верхние и нижние створки, попарно связанные между собой шарнирами, на оси которых закреплены торсионы, на других концах которых установлены кронштейны, в которых размещены механизмы взведения торсионов, кронштейны закреплены на торсионах с возможностью вращения и установлены в исходном положении симметрично оси торсионов, расположение которых обеспечивает механизмами взведения закручивание торсионов только в одну сторону, обеспечивая раскрытие солнечной батареи.

Наиболее близкой к заявленной конструкции (прототипом) является солнечная батарея (патент RU №2258640 C1, B64G 1/44), содержащая панели, складываемые по схеме «гармошка», и раму с приводным механизмом. Панели связаны между собой через раму с КА посредством приводных пружин и тросовой передачи со шкивами. Приводной механизм имеет двигатель и шкив, соединенный тросовой передачей с промежуточным шкивом. Двигатель и шкив закреплены на космическом аппарате при помощи кронштейна. Подвижный элемент двигателя скреплен с рамой.

Недостатками вышеперечисленных конструкций являются:

- неспособность конструкции многократно принимать раскрытое и сложенное положение;

- многократно фиксировать панели и раму в сложенном и раскрытом положении и снимать фиксацию для перевода в раскрытое и сложенное положение.

Задачей заявляемого изобретения является устранение недостатков известных аналогов.

Поставленная задача решается тем, что солнечная батарея космического аппарата, содержащая панели и раму, соединенные между собой через раму с космическим аппаратом, с расположенными по краям соосными шарнирными соединениями со шкивами, попарно соединенными тросовой передачей, согласно заявляемому изобретению имеет двигатель, установленный в одном из шарнирных соединений, способный многократно переводить батарею солнечную из сложенного положения в раскрытое положение и обратно с постоянной скоростью движения, и приводные пружины, входящие в состав каждого шарнирного соединения, способные вращать панели и раму как в сторону раскрытия, так и в сторону складывания солнечной батареи, при этом первую половину пути в процессе раскрытия или складывания солнечной батареи приводные пружины создают вращение в противоположном направлении вращения подвижного элемента двигателя, а вторую половину пути - создают вращение в направлении вращения подвижного элемента двигателя, обеспечивая полное раскрытие или складывание батареи солнечной в крайних ее положениях, причем в каждом шарнирном соединении, соединяющем панели между собой, а также панель с рамой, установлены запорные устройства, выполненные в виде подпружиненного крючка, зацепляющегося за раскрываемый элемент в раскрытом положении, который вводится в зацепление или выводится из зацепления, взаимодействуя со шкивом системы синхронизации, установленным в том же шарнирном соединении, в процессе раскрытия или складывания батареи солнечной для обеспечения заданной жесткости в раскрытом положении, в свою очередь в шарнирном соединении, соединяющем раму и космический аппарат, установлено запорное устройство, выполненное в виде подпружиненного крючка, зацепляющегося за раскрываемый (складываемый) элемент, как в сложенном положении, так и в раскрытом положении батареи солнечной, который выводится из зацепления или вводится в зацепление, взаимодействуя с подвижным элементом двигателя в процессе раскрытия или складывания батареи солнечной для обеспечения заданной жесткости в раскрытом или сложенном положении.

Конструкция батареи солнечной поясняется чертежами, где на фиг. 1 изображена батарея солнечная в сложенном положении, установленная на космическом аппарате. На фиг. 2 изображена батарея солнечная в раскрытом положении, установленная на космическом аппарате. На фиг. 3 и фиг. 4 показаны увеличенные виды раскрытой батареи солнечной по стрелке В и Г. На фиг. 5 показаны увеличенные выносные элементы Д и Е.

Техническим результатом предлагаемого изобретения является обеспечение многоразового раскрытия и складывания батареи солнечной и ее фиксации в крайних положениях с заданной жесткостью.

Указанный технический результат предлагаемого изобретения достигается тем, что:

- солнечная батарея, содержащая панели 1 и раму 2, раскрываемые (складываемые) синхронно и соединенные между собой через раму с космическим аппаратом 3, имеет расположенные по краям соосные шарнирные соединения 4 со шкивами 5, соединенными тросовой передачей 6, снабжена двигателем 7, который имеет кинематическую связь со шкивами 5 и способен многократно переводить батарею солнечную из сложенного положения в раскрытое положение и обратно с заданной скоростью движения, а также закрепленный с помощью кронштейна 10 неподвижно относительно космического аппарата, причем подвижный элемент двигателя 8 скреплен с рамой 2 с зазором, дающим возможность холостого поворота подвижного элемента двигателя относительно рамы на угол α;

- приводные пружины 9, входящие в состав каждого шарнирного соединения 4, способны вращать панели 1 и раму 2 как в сторону раскрытия, так и в сторону складывания батареи солнечной, при этом первую половину пути в процессе раскрытия или складывания приводная пружина 9 создает вращение в противоположном направлении вращения подвижного элемента двигателя 8, а вторую половину пути - создает вращение в направлении вращения подвижного элемента двигателя 8, обеспечивая полное раскрытие или складывание батареи солнечной;

- запорные устройства, установленные в каждом шарнирном соединении, соединяющем между собой панели 1 и/или панель 1 с рамой 2, выполнены в виде подпружиненного крючка 11, поворачивающегося вокруг оси 12, установленной неподвижно относительно панели 1 (рамы 2), который взаимодействует со шкивом 5, установленным в том же шарнирном соединении 4, соосно с ним, с возможностью холостого вращения относительно присоединяемой панели 1 (рамы 2) на угол β, и зацепляется за ось 13, установленную неподвижно относительно присоединяемой панели 1 (рамы 2);

- запорное устройство, установленное в шарнирном соединении 4, соединяющем раму 2 и космический аппарат 3, выполнено в виде подпружиненного крючка 14, который поворачивается вокруг оси 15, установленной неподвижно относительно космического аппарата 3, и взаимодействует с подвижным элементом двигателя 8, зацепляясь за ось 16, установленную неподвижно относительно панели 1, соединяемой с рамой 2, в сложенном положении батареи солнечной и за ось 17, установленную неподвижно относительно рамы 2 в раскрытом положении батареи солнечной.

Процесс многоразового раскрытия и складывания батареи солнечной представляет собой следующее:

1. Раскрытие - синхронное, участвует как двигатель 7, так и приводные пружины 9, установленные в каждом шарнирном соединении 4.

Батарея солнечная находится в сложенном положении. Панели 1 и рама 2 сложены и закреплены на космическом аппарате 3 с помощью замков 18. После срабатывания спускового устройства 19 замки 18 освобождают панели 1 и раму 2, которые остаются в исходном положении и продолжают удерживаться приводными пружинами 9, установленными в каждом шарнирном соединении 4, работающими на складывание батареи солнечной, и запорным устройством, установленным в шарнирном соединении 4 между космическим аппаратом 3 и рамой 2. После начала работы двигателя 7 его подвижный элемент 8 поворачивается в зазорах, обеспечивающих холостой ход относительно рамы 2, в направлении раскрытия, при этом подпружиненный крючок 14 запорного устройства выходит из зацепления с осью, установленной на панели 1, связанной с рамой 2. После того, как подвижный элемент двигателя 8 выбирает зазор холостого хода, и крючок 14 полностью освобождает ось, он входит в зацепление с рамой 2, и конструкция начинает синхронно раскрываться под действием двигателя 7 и тросовой передачи. При этом двигатель 7 половину пути обеспечивает постоянную скорость раскрытия, преодолевая момент сопротивления приводных пружин 9, а вторую половину пути обеспечивает постоянную скорость раскрытия, сдерживая батарею солнечную, раскрываемую под действием момента, созданного приводными пружинами 9. Во время раскрытия шкивы 5, установленные с возможностью холостого хода и связанные с крючками 14 запорных устройств, установленных в шарнирных соединениях 4 между панелями 1, панелью 1 и рамой 2, последовательно поворачиваются относительно панелей 1 и рамы 2, на которых они установлены, и обеспечивают возможность крючкам 14 во всех запорных устройствах в раскрытом положении войти в зацепление за ось.

2. Складывание (повторное складывание) - синхронное, учувствует как двигатель 7, так и приводные пружины 9.

Батарея солнечная находится в раскрытом положении и удерживается приводными пружинами 9 и запорными устройствами, установленными в каждом шарнирном соединении 4. После начала работы двигателя 7 его подвижный элемент 8 поворачивается в зазорах, обеспечивающих холостой ход относительно рамы 2, в сторону складывания, при этом крючок 14 запорного устройства выходит из зацепления с осью, установленной неподвижно относительно рамы 2. После того как подвижный элемент 8 двигателя выбирает зазор холостого хода и крючок 14 полностью освобождает ось, он входит в зацепление с рамой и конструкция начинает синхронно складываться под действием двигателя 7 и тросовой передачи. При этом двигатель 7 половину пути обеспечивает постоянную скорость раскрытия, преодолевая момент сопротивления приводных пружин 9, а вторую половину пути обеспечивает постоянную скорость раскрытия, сдерживая батарею солнечную, раскрываемую под действием момента созданного приводными пружинами 9. Во время складывания шкивы 5, установленные с возможностью холостого хода и связанные с крючками 14 запорных устройств, установленных в шарнирных соединениях 4 между панелями 1, панелью 1 и рамой 2, последовательно поворачиваются относительно панелей 1 и рамы 2, на которых они установлены, и взаимодействуя с крючками 14 запорных механизмов панелей 1 и рамы 2, выводят их из зацепления с осью. Сложившись панели 1, упираются в замки на корпуса космического аппарата 3 и удерживаются приводными пружинами 9, установленными в каждом шарнирном соединении 4. В этот момент подвижный элемент 8 двигателя поворачивается в зазорах, обеспечивающих холостой ход относительно рамы 2, при этом крючок 14 запорного устройства входит в зацепление с осью, установленной на панели 1, связанной с рамой 2. Батарея солнечная находится в сложенном положении и удерживается приводными пружинами 9, установленными в каждом шарнирном соединении 4, и запорным устройством, установленным в шарнирном соединении 4 между КА 3 и рамой 2.

Повторное раскрытие - синхронное, участвует как двигатель 7, так и приводные пружины 9, установленные в шарнирных соединениях 4.

Батарея солнечная находится в сложенном положении и, упираясь на замки, установленные на космическом аппарате 3, удерживается приводными пружинами 9, установленными в каждом шарнирном соединении 4, работающими на складывание батареи солнечной, и запорным устройством, установленным в шарнирном соединении 4 космического аппарата 3 и рамы 2. После начала работы двигателя 7 его подвижный элемент 8 поворачивается в зазорах, обеспечивающих холостой ход относительно рамы 2, в сторону раскрытия, при этом крючок 14 запорного устройства выходит из зацепления с осью, установленной на панели 1, связанной с рамой 2. После того как подвижный элемент 8 двигателя выбирает зазор холостого хода и крючок 14 полностью освобождает ось, он входит в зацепление с рамой 2, и конструкция начинает синхронно раскрываться под действием двигателя 7 и системы синхронизации. При этом двигатель 7 половину пути обеспечивает постоянную скорость раскрытия, преодолевая момент сопротивления приводных пружин 9, а вторую половину пути обеспечивает постоянную скорость раскрытия, сдерживая батарею солнечную, раскрываемую под действием момента, созданного приводными пружинами 9. Во время раскрытия шкивы 5, установленные с возможностью холостого хода и связанные с крючками 14 запорных устройств, установленных в шарнирных соединениях 4 между панелями 1, панелью 1 и рамой 2, последовательно поворачиваются относительно панелей 1 и рамы 2, на которых они установлены, и обеспечивают возможность крючкам 14 во всех запорных устройствах в раскрытом положении войти в зацепление за ось.

Во время работы в составе космического аппарата батарея солнечная может принимать следующие конфигурации:

- конфигурация в транспортировочном положении:

все панели батареи солнечной сложены и удерживаются на космическом аппарате с помощью замков;

- конфигурация в раскрытом положении (многократно):

все панели батареи солнечной раскрыты и удерживаются с помощью приводных пружин и запорных устройств.;

- конфигурация в сложенном положении (многократно):

все панели батареи солнечной сложены и удерживаются с помощью приводных пружин и запорных устройств.

Солнечная батарея космического аппарата, содержащая панели и раму, соединенные между собой через раму с космическим аппаратом, с расположенными по краям соосными шарнирными соединениями со шкивами, попарно соединенными тросовой передачей, отличающаяся тем, что солнечная батарея имеет двигатель, установленный в одном из шарнирных соединений, способный многократно переводить батарею солнечную из сложенного положения в раскрытое положение и обратно с постоянной скоростью движения, и приводные пружины, входящие в состав каждого шарнирного соединения, способные вращать панели и раму как в сторону раскрытия, так и в сторону складывания солнечной батареи, при этом первую половину пути в процессе раскрытия или складывания солнечной батареи приводные пружины создают вращение в противоположном направлении вращения подвижного элемента двигателя, а вторую половину пути - создают вращение в направлении вращения подвижного элемента двигателя, обеспечивая полное раскрытие или складывание батареи солнечной в крайних ее положениях, причем в каждом шарнирном соединении, соединяющем панели между собой, а также панель с рамой, установлены запорные устройства, выполненные в виде подпружиненного крючка, зацепляющегося за раскрываемый элемент в раскрытом положении, который вводится в зацепление или выводится из зацепления, взаимодействуя со шкивом системы синхронизации, установленным в том же шарнирном соединении, в процессе раскрытия или складывания батареи солнечной, для обеспечения заданной жесткости в раскрытом положении, в свою очередь в шарнирном соединении, соединяющем раму и космический аппарат, установлено запорное устройство, выполненное в виде подпружиненного крючка, зацепляющегося за раскрываемый/складываемый элемент как в сложенном положении, так и в раскрытом положении батареи солнечной, который выводится из зацепления или вводится в зацепление, взаимодействуя с подвижным элементом двигателя в процессе раскрытия или складывания батареи солнечной для обеспечения заданной жесткости в раскрытом или сложенном положении.

Изобретение относится к электрогенерирующим системам космического аппарата (КА). Способ включает разворот панелей солнечных батарей (СБ) КА их рабочими поверхностями на Солнце.

Способ формирования управляющих воздействий на космический аппарат с силовыми гироскопами и поворотными солнечными батареями // 2614467

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.

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.