Способ контроля текущего состояния панели солнечной батареи космического аппарата

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.

 

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.

Одной из составляющей контроля текущего состояния СБ КА является контроль основных электрических характеристик СБ - выходного тока, напряжения и мощности СБ. 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. - М.: Энергоатомиздат. 1983. с. 49, 54).

Недостаток указанного способа контроля текущего состояния 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 используются измерения фактического выходного тока СБ под воздействием солнечного излучения, поступающего перпендикулярно рабочей поверхности СБ (Елисеев А.С. Техника космических полетов. М.: Машиностроение, 1983. с. 190-194; Раушенбах Г. Справочник по проектированию солнечных батарей. – М.: Энергоатомиздат, 1983. с. 57; патент РФ №2353555 по заявке №2006131395/11, приоритет от 31.08.2006 - прототип), для чего разворачивают панели СБ в рабочее положение, соответствующее совмещению нормали к их освещенной рабочей поверхности с направлением на Солнце, и контроль текущего состояния панели СБ осуществляют по результатам сравнения измеренных значений тока с задаваемыми значениями - текущая эффективность СБ оценивается по отношению измеренных фактических выходных параметров СБ к их номинальным значениям - проектным или некоторым исходным значениям, например, измеренным на предыдущих этапах полета.

Выбор силы тока в качестве контролируемой выходной характеристики СБ вызван тем, что его сила является переменной величиной, напрямую зависит от состояния СБ в целом, а напряжение на СБ является достаточно стабильной величиной и определяется в основном физическими свойствами используемых для изготовления СБ фотоэлектрических преобразователей (ФЭП), при этом режим работы ФЭП еще на стадии проектирования СБ задается таким образом, чтобы генерируемая мощность (как произведение силы тока и напряжения) была максимально возможной.

Данный способ обеспечивает контроль суммарной эффективности панели СБ в ходе полета КА. Меньшие значения фактических выходных токов от СБ по отношению к заданным проектным или исходным значениям означают «деградацию» СБ.

Недостаток способа-прототипа связан с тем, что он не предусматривает проведение замера тока от СБ при одинаковых внешних полетных условиях, что необходимо для обоснованности дальнейшего сравнения результатов выполненных замеров.

Задачей, на решение которой направлено изобретение, является повышение точности оценки текущей эффективности СБ в ходе полета КА.

Технический результат, достигаемый при осуществлении изобретения, заключается в обеспечении одинаковых условий замера тока от СБ при выполнении сеансов оценки эффективности СБ по результатам прямого замера электрического тока, генерируемого СБ на фоне полета КА в орбитальной ориентации.

Технический результат достигается тем, что в способе контроля текущего состояния панели солнечной батареи космического аппарата, включающем поворот панели солнечной батареи в положения, при которых ее рабочая поверхность ориентируется на Солнце, измерение значений тока от солнечной батареи, контроль текущего состояния солнечной батареи по результатам сравнения текущих измеренных значений тока и значений тока, измеренных на предыдущих этапах полета, дополнительно поддерживают орбитальную ориентацию космического аппарата, при которой ось вращения солнечной батареи перпендикулярна плоскости орбиты и нормаль к рабочей поверхности солнечной батареи в задаваемом дискретном положении, выбираемом из условия минимизации затенения зоны чувствительности солнечной батареи элементами конструкции космического аппарата, 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 космического аппарата на моменты прохождения подсолнечной точки витков орбиты βS, измеряют ток от солнечной батареи в момент прохождения подсолнечной точки витка орбиты, на котором измеряемое значение угла βS достигает локального минимума, определяют текущее значение расстояния от Земли до Солнца, в ходе полета повторяют вышеописанные действия и контроль состояния панели солнечной батареи выполняют по результатам сравнения полученных значений тока от солнечной батареи, 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.

Поясним предложенные в способе действия.

На многих КА, например на международной космической станции (МКС), система управления положением СБ предусматривает выставку СБ в заданные дискретные положения, фиксированные в связанной с КА системе координат, а поворот СБ между данными положениями выполняется с заданной угловой скоростью вращения СБ. При этом для выполнения различных полетных операций предусмотрены различные режимы управления ориентаций СБ, в том числе режим автоматического наведения (отслеживания) СБ на Солнце и режим выставки СБ в заданное положение (такие положения выбираются из перечня упомянутых заданных дискретных положений СБ, фиксированных в связанной с КА системе координат). При этом в режиме автоматического наведения (отслеживания) СБ на Солнце система управления автоматически выбирает момент начала поворота СБ для перевода СБ из текущего фиксированного положения СБ в последующее.

Таким образом в произвольный текущий момент времени СБ находится или в одном из фиксированных положений (в этом случае оно является текущим дискретным фиксированным положением СБ) или в процессе перехода между двумя дискретными фиксированными положениями. При этом в режиме автоматического наведения (отслеживания) СБ на Солнце моменты нахождения панели СБ в одном из дискретных положений определяются по измерениям текущей ориентации КА и измерениям положения Солнца путем определения моментов начала и окончания поворотов СБ с учетом логики автоматического управления СБ в данном режиме.

Считаем, что СБ КА выполнены складываемыми (например, «гармошкой»). На этапе выведения КА СБ находятся в сложенном состоянии и раскрываются на орбите. При этом после раскрытия СБ последовательные сегменты СБ могут быть расположены с некоторыми остаточными (технологическими) углами между собой.

В предложенном техническом решении для решения поставленной задачи измеряют значения угла между направлением на Солнце и плоскостью орбиты КА на моменты прохождения подсолнечной точки витков орбиты βS. Данный угол может быть получен по навигационным измерениям параметров орбиты КА и измерениям вектора направления на Солнце в инерциальной системе координат.

Поддерживают орбитальную ориентацию КА, при которой ось вращения СБ, совпадающая с осью раскрытия СБ, перпендикулярна плоскости орбиты и нормаль к рабочей поверхности СБ в задаваемом дискретном положении, выбираемом из условия минимизации затенения зоны чувствительности СБ элементами конструкции КА, направлена в зенит.

Для поворота панели СБ в положения, при которых ее рабочая поверхность ориентируется нормалью на Солнце, реализуют штатный режим автоматического наведения (отслеживания) СБ на Солнце: 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, равного, например, 360°/N, где N - число дискретных положений СБ, и измеряют моменты времени переориентации СБ в данные дискретные положения, с учетом которых определяют текущие значения угла между нормалью к рабочей поверхности СБ и направлением на Солнце.

Измеряют ток от СБ в момент прохождения подсолнечной точки витка орбиты, на котором измеряемое значение угла βS достигает локального минимума βS*.

Подсолнечную точку витка орбиты определяем как точку, в которой проекция направления на Солнце на плоскость орбиты направлена в зенит. В этой точке при описанном управлении СБ направление нормали к рабочей поверхности СБ направлено в зенит и отстоит от направления на Солнце на угол βS. При достижении углом βS локального минимума βS* направление нормали к рабочей поверхности СБ в подсолнечной точке витка составляет с направлением на Солнце угол, равный значению локального минимума βS*.

Величина локального минимума βS* является малой величиной βS*≈0, влиянием которой на получаемые измерения тока от СБ можно пренебречь. Например, для КА типа МКС, движущихся по околокруговой орбите 300-400 км, величина изменения угла между направлением на Солнце и плоскостью орбиты за виток составляет величину ≈0,3° и локальный минимум отклонения направления на Солнце от плоскости орбиты на момент прохождения подсолнечной точки витка менее величины ≈0,15°. Данная величина является пренебрежительно малой величиной для учета ее влияния на получаемые измерения тока от СБ, в частности под воздействием освещения СБ с направлений, близких к нормали к рабочей поверхности СБ.

Определяют текущее значение расстояния от Земли до Солнца.

В ходе полета повторяют вышеописанные действия и контроль состояния панели СБ выполняют по результатам сравнения полученных значений тока от СБ, каждое из которых умножено на квадрат определенного на момент соответствующего измерения тока текущего значения расстояния от Земли до Солнца и отнесено к квадрату среднего расстояния от Земли до Солнца.

Например, сравниваемые значения тока от СБ, умноженные на квадрат текущего значения расстояния от Земли до Солнца и отнесенные к квадрату среднего расстояния от Земли до Солнца, получаем по формуле

(1)

где - значение тока, измеренное в момент прохождения подсолнечной точки k-го вышеописанного витка орбиты (витка, на котором достигается локальный минимум угла между направлением на Солнце и плоскостью орбиты КА на моменты прохождения подсолнечной точки витков орбиты βS);

Dk - текущее значение расстояния от Земли до Солнца во время k-го вышеописанного витка орбиты;

Dср - фиксированное номинальное (среднее) значение расстояния от Земли до Солнца.

В соотношении (1) умножение на квадрат текущего значения расстояния от Земли до Солнца и деление на квадрат среднего расстояния от Земли до Солнца обеспечивает получение сопоставимых данных при неодинаковых условиях замера тока от СБ и учитывает изменения тока от СБ, вызванные отклонением текущего значения внеатмосферной интенсивности солнечной радиации от фиксированного номинального (среднего) значения вследствие эллиптичности орбиты Земли при ее движении вокруг Солнца. При этом учитывается, что текущее значение внеатмосферной интенсивности солнечной радиации с достаточной степенью точности обратно пропорционально значению расстояния от Земли до Солнца (Макарова Е.А., Харитонов А.В. Распределение энергии в спектре Солнца и солнечная постоянная. М., 1972; Поток энергии Солнца и его изменения./ Под ред. О. Уайта, пер. с англ. М., 1980; Кмито А.А., Скляров Ю.А. Пиргелиометрия, Л.)

Вср - фиксированное номинальное (среднее) значение внеатмосферной интенсивности солнечной радиации;

Вk - текущее значение внеатмосферной интенсивности солнечной радиации во время k-й пары упомянутых последовательных световых участков.

Проведение измерений тока на витке, на котором в момент прохождения подсолнечной точки витка направление на Солнце составляет минимальный угол с плоскостью орбиты КА - плоскостью, в которой вращается нормаль к рабочей поверхности СБ (ось вращения СБ перпендикулярна плоскости орбиты), обеспечивает измерение тока в момент, когда нормаль к рабочей поверхности панели направлена на Солнце с точностью отклонения направления на Солнца от плоскости орбиты, которое принимает минимальное значение. Это обеспечивает одинаковые условия освещения Солнцем последовательных сегментов «гармошки» СБ, расположенных с технологическими углами между собой.

Например, как указывалось, для КА типа МКС локальный минимум отклонения направления на Солнце от плоскости орбиты на момент прохождения подсолнечной точки витка не превышает величины ≈0,15°, что является пренебрежительно малой величиной для учета ее влияния на освещение сегментов «гармошки» СБ и получаемые измерения тока от СБ.

В ходе полета повторяют вышеописанные действия на различных этапах полета КА, для каждого этапа полета получают значение тока, рассчитываемое по соотношению (1), и контроль текущего состояния панели СБ осуществляют по результатам сравнения получаемых по соотношению (1) значений тока одно с другим, а также с номинальным проектным значением и/или значением, полученным в результате наземных предполетных измерений.

Опишем технический эффект изобретения.

При эксплуатации в открытом космосе СБ подвергаются воздействию факторов открытого космического пространства, что приводит к их постепенной «деградации». Контроль состояния панели СБ, в частности, связан с получением текущих значений параметров состояния панели СБ и количественных оценок текущей эффективности СБ.

Предлагаемое техническое решение позволяет обеспечить одинаковые условия замера тока от СБ при выполнении сеансов оценки эффективности СБ по результатам прямого замера электрического тока, генерируемого СБ на фоне штатного полета КА в орбитальной ориентации. При этом обеспечиваются одинаковые условия замера тока от СБ с учетом изменений тока от СБ, вызванных как изменениями текущего значения внеатмосферной интенсивности солнечной радиации по орбите Земли, так и технологическими углами между последовательными сегментами «гармошки» СБ.

Одинаковые условия замера тока от СБ при выполнении сеансов оценки эффективности СБ позволяют обоснованно сравнивать получаемые измерения и судить по ним об изменениях и текущем состоянии СБ.

Знание текущих значений параметров состояния СБ необходимо для более точного моделирования функционирования СЭС КА в полете, например для прогнозирования генерации тока СБ при решении различных задач управления полета КА. Таким образом, получаемый технический эффект повышает эффективность контроля состояния СЭС КА, в том числе повышает точность оценки текущей эффективности СБ в ходе штатного полета КА.

Данный технический результат достигается путем определения значений предложенных углов, измерения тока от СБ в предложенные моменты времени в предложенной штатной ориентации КА и СБ и выполнения контроля состояния панели СБ по результатам сравнения получаемых значений тока от СБ, взятых с учетом предложенной зависимости от предложенных параметров.

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 контроля текущего состояния панели солнечной батареи космического аппарата, включающий поворот панели солнечной батареи в положения, при которых ее рабочая поверхность ориентируется на Солнце, измерение значений тока от солнечной батареи, контроль текущего состояния солнечной батареи по результатам сравнения текущих измеренных значений тока и значений тока, измеренных на предыдущих этапах полета, отличающийся тем, что дополнительно поддерживают орбитальную ориентацию космического аппарата, при которой ось вращения солнечной батареи перпендикулярна плоскости орбиты и нормаль к рабочей поверхности солнечной батареи в задаваемом дискретном положении, выбираемом из условия минимизации затенения зоны чувствительности солнечной батареи элементами конструкции космического аппарата, 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 космического аппарата на моменты прохождения подсолнечной точки витков орбиты βS, измеряют ток от солнечной батареи в момент прохождения подсолнечной точки витка орбиты, на котором измеряемое значение угла βS достигает локального минимума, определяют текущее значение расстояния от Земли до Солнца, в ходе полета повторяют вышеописанные действия и контроль состояния панели солнечной батареи выполняют по результатам сравнения полученных значений тока от солнечной батареи, 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.



 

Похожие патенты:

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.

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.

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.

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.

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.

Изобретение относится к электроснабжению космических аппаратов (КА) с помощью солнечных батарей (СБ), имеющих положительную выходную мощность своей тыльной поверхности.

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.

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

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

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.

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.

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.

Изобретение относится к космической технике. Способ контроля текущего состояния панели солнечной батареи космического аппарата 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.

Наверх