Способ контроля производительности солнечной батареи космического аппарата на бестеневых орбитах

Изобретение относится к эксплуатации солнечных батарей (СБ) космического аппарата (КА). Способ включает ориентацию нормали к рабочей поверхности СБ на Солнце (под углом αI) и измерение тока СБ. На последовательных витках орбиты измеряют угол βs между направлением на Солнце и плоскостью орбиты КА на моменты прохождения противосолнечной точки витков. Определяют изменение Δβs угла βs за виток. Измеряют ток СБ в моменты, выбираемые из условия минимизации угла αI в интервале между граничными точками фиксированных разворотов СБ. Эти точки суть ближайшие к противосолнечным точкам витков, на которых выполнено некоторое условие, зависящее от βs, Δβs, видимых с КА угловых полурастворов дисков Земли и Солнца, а также угла возвышения верхней границы атмосферы над горизонтом. В эти же моменты определяют угол αI и расстояние от Земли до Солнца, вычисляя по ним некоторый контрольный параметр и сравнивая его со значениями на предыдущих витках. Повторяют описанные действия, контролируя производительность СБ с учётом данного сравнения. Технический результат состоит в минимизации влияния подсветки от Земли на указанный контроль. 1 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.

Одной из составляющих контроля производительности 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. Москва, Энергоатомиздат, 1983, стр. 49, 54).

Недостаток указанного способа контроля производительности 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, генерируемого фотоэлектрическими преобразователями (ФЭП) под воздействием солнечного излучения, при этом панели СБ выставлены таким образом, чтобы световой поток поступал перпендикулярно рабочей поверхности СБ (Елисеев А.С. Техника космических полетов. Москва, «Машиностроение», 1983, стр. 190-194; Раушенбах Г. Справочник по проектированию солнечных батарей. Москва, Энергоатомиздат, 1983, стр. 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 текущей производительности 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, 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 СБ по отношению к заданным проектным или исходным значениям означают «деградацию» СБ. При этом особым случаем является этап эксплуатации КА, когда КА находится на солнечной орбите - на непрерывно освещенных Солнцем витках. На данных витках КА и его СБ постоянно освещены Солнцем, что приводит к отсутствию на витке теневого участка и, следовательно, отсутствию естественного периодического охлаждения СБ за счет затенения Землей.

Таким образом, на бестеневых орбитах реализуется установившийся температурный режим СБ, который поддерживается непрерывно в течение всех последовательных бестеневых витков орбиты КА. В полете равновесная рабочая температура СБ определяется термомеханическими и электрическими свойствами ФЭП СБ (например, может быть рассчитана по соотношениям, представленным в справочнике Раушенбах Г. Справочник по проектированию солнечных батарей. Москва, Энергоатомиздат, 1983, стр. 90).

К недостаткам способа-прототипа относится то, что он не предусматривает проведение замера тока СБ при одинаковых внешних полетных условиях (что необходимо для обоснованности дальнейшего сравнения результатов выполненных замеров) и не предусматривает учета влияния подсветки от Земли на точность контроля текущей эффективности СБ.

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

Технический результат, достигаемый при осуществлении настоящего изобретения, заключается в минимизации влияния подсветки от Земли при выполнении сеансов оценки эффективности СБ по результатам прямого замера генерируемого СБ электрического тока на бестеневых орбитах (на непрерывно освещенных Солнцем витках - витках, на которых отсутствует теневой участок).

Технический результат достигается тем, что в способе контроля производительности солнечной батареи космического аппарата на бестеневых орбитах, включающем ориентацию нормали к рабочей поверхности солнечной батареи на Солнце, измерение тока солнечной батареи и контроль ее текущей производительности по результатам сравнения значений тока, измеренных на текущем и предыдущих этапах полета, дополнительно последовательно разворачивают солнечную батарею в фиксированные положения, на последовательных витках орбиты измеряют угол βs между направлением на Солнце и плоскостью орбиты космического аппарата на моменты прохождения противосолнечной точки витков, определяют текущую величину Δβs изменения угла βs за виток, измеряют ток I солнечной батареи в моменты, выбираемые из условия минимизации угла между нормалью к рабочей поверхности солнечной батареи и направлением на Солнце в интервале между граничными точками поворотов солнечной батареи, ближайшими к противосолнечным точкам витков, на которых выполнено условие

,

где Qz и Qs - значения угловых полурастворов видимых с космического аппарата дисков Земли и Солнца, соответственно;

Qa - угол возвышения верхней границы атмосферы над видимым с космического аппарата горизонтом Земли,

определяют угол αI между нормалью к рабочей поверхности солнечной батареи и направлением на Солнце и расстояние DI от Земли до Солнца на упомянутые моменты измерения тока, в ходе полета повторяют вышеописанные действия, и контроль производительности солнечной батареи на бестеневых орбитах выполняют по результатам сравнения полученных на текущем и на предыдущих этапах полета значений контрольного параметра, определяемого по формуле , где Dср - среднее расстояние от Земли до Солнца.

Суть предлагаемого изобретения поясняется на фиг. 1, на которой представлена схема отсчета угла между направлением на Солнце и плоскостью орбиты КА в момент нахождения КА в противосолнечной точке витка орбиты. На фиг. 1 обозначено:

K - местоположение КА;

КВ - плоскость орбиты КА;

Z - Земля;

О - центр Земли;

Р - направление в надир;

А - верхняя граница атмосферы Земли;

S - вектор направления на Солнце;

С - модель Солнца;

Qz и Qs - значения угловых полурастворов видимых с КА дисков Земли и Солнца, соответственно;

Qa - угол возвышения верхней границы атмосферы над видимым с КА горизонтом Земли;

βs - угол между направлением на Солнце и плоскостью орбиты КА на момент прохождения противосолнечной точки витка;

NСБ - вектор нормали к рабочей поверхности СБ;

α - угол между вектором S и вектором NСБ.

На чертеже модель Солнца С показана для иллюстрации угла Qs.

На чертеже углы Qz, Qs, Qa и βs отсчитываются в плоскости чертежа, а угол α в общем случае выходят из плоскости чертежа.

Поясним предложенные в способе действия.

Рассмотрим орбитальный КА, например КА типа международной космической станции (МКС), движущийся по околокруговой орбите.

Считаем, что система управления положением СБ КА предусматривает выставку СБ в заданные положения, фиксированные в связанной с КА системе координат, а поворот СБ между данными фиксированными положениями выполняется с заданной угловой скоростью. При этом для выполнения 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 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 фиксированным положением СБ) или в процессе перехода между двумя фиксированными положениями. При этом в режиме автоматического наведения (отслеживания) СБ на Солнце моменты нахождения панели СБ в одном из фиксированных 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.

Солнечное излучение, поступающее к Земле, отражается от ее поверхности, от облаков, рассеивается атмосферой и не поддается точному учету. Таким образом, кроме прямого солнечного излучения в полете на СБ КА попадает поток уходящего от Земли излучения, что вносит неопределенность в решение задачи контроля производительности СБ. Неопределенность при этом заключается в завышении тока СБ: энергия уходящего от Земли излучения, сосредоточенная в спектральном диапазоне области чувствительности солнечных элементов СБ, также воспринимается СБ и увеличивает генерируемый СБ ток на неопределенную величину.

В предлагаемом техническом решении для решения поставленной задачи реализуют штатный режим автоматического наведения (отслеживания) СБ на Солнце, при котором последовательно разворачивают СБ в фиксированные положения, текущее из которых выбирается из условия минимизации угла между нормалью к рабочей поверхности СБ и направлением на Солнце.

Например, для СБ КА типа модуля «Звезда» МКС число фиксированных положений СБ N=16 и величина угла между положениями нормали к рабочей поверхности СБ в последовательных фиксированных положениях СБ составляет В этом случае при положении Солнца, близком к перпендикуляру к оси вращения СБ, минимальный угол между направлением на Солнце и нормалью к рабочей поверхности СБ в фиксированном положении СБ не превышает величину

На последовательных витках орбиты измеряют значения угла βs между направлением на Солнце и плоскостью орбиты КА на моменты прохождения противосолнечной точки витков орбиты. Моменты прохождения противосолнечной точки витка равны моментам прохождения подсолнечной точки витка, уменьшенным на половину периода обращения КА.

Определяют текущую величину изменения угла между направлением на Солнце и плоскостью орбиты за виток Δβs.

Измеряют ток СБ I в моменты, выбираемые из условия минимизации угла между нормалью к рабочей поверхности СБ и направлением на Солнце в интервале между граничными точками поворотов СБ, ближайшими к противосолнечным точкам витков орбиты, на которых выполнено условие

где Qz и Qs - значения угловых полурастворов видимых с космического аппарата дисков Земли и Солнца, соответственно;

Qa - угол возвышения верхней границы атмосферы над видимым с космического аппарата горизонтом Земли.

На фиг. 1 представлена схема отсчета угла βs в момент нахождения КА в противосолнечной точке витка орбиты. Виток, на котором выполняется измерение тока СБ, выбирается из условия максимальной близости углов βs и Qz+Qa+Qs при превышении углом βs значения суммы углов Qz+Qa+Qs. При этом разность между углами βs и Qz+Qa+Qs не превышает модуля текущего изменения угла βs за виток, который, например, для орбит КА типа МКС составляет

В момент измерения тока СБ КА находится на бестеневой орбите, определяемой условием расположения видимого с КА диска Солнца над видимым с КА горизонтом Земли в момент прохождения КА противосолнечной точки витка. При этом видимый с КА диск Солнца в момент измерения тока от СБ практически касается верхней границы атмосферы Земли сверху.

Слой атмосферы Земли, который рассеивает поступающее на КА излучение от Солнца, задается высотой своей верхней границы от поверхности Земли Нa (Крошкин М.Г. Физико-технические основы космических исследований. - М.: Машиностроение, 1969). Определение угла Qa может быть осуществлено, например, по соотношению

где Rz - радиус Земли;

Норб - высота орбиты КА.

Определение угла Qs может осуществляться, например, по методике, используемой при расчете таблиц видимого радиуса Солнца в Астрономических ежегодниках.

При касании верхней границы атмосферы Земли видимым с КА диском Солнца направление потока солнечного излучения, поступающего на КА, проходит по касательной к поверхности Земли. В этом случае уходящее от Земли излучение, поступающее на СБ КА, включает только излучение от видимого с КА лимба, образованного подсвеченной Солнцем атмосферой Земли, влияние которого на генерацию электроэнергии СБ пренебрежительно мало в сравнении с поступающим на СБ прямым излучением от Солнца.

На практике наряду с условием (1) можно использовать условие

где - величина, характеризующая максимально допустимый размер видимого с КА лимба, образованного подсвеченной Солнцем атмосферой Земли (подстилающей поверхностью), влиянием которого на генерацию электроэнергии СБ можно пренебречь (в сравнении с поступающим на СБ прямым излучением от Солнца).

В случае, когда в момент прохождения КА противосолнечной точки витка СБ находится в фиксированном положении, определенном из условия минимизации угла между нормалью к рабочей поверхности СБ и направлением на Солнце, то момент измерения тока СБ I выбирается в интервале между моментами окончания предыдущего поворота СБ и начала следующего поворота СБ как момент, в который угол между нормалью к рабочей поверхности СБ и направлением на Солнце принимает минимальное значение. В этом случае момент измерения тока СБ I может совпадать с моментом прохождения противосолнечной точки витка.

В случае, когда в момент прохождения КА противосолнечной точки витка СБ находится в процессе поворота от одного фиксированного положения к следующему, то момент измерения тока СБ I выбирается в интервале между моментами начала и окончания данного поворота СБ как момент, в который угол между нормалью к рабочей поверхности СБ и направлением на Солнце принимает минимальное значение. Направление поворота СБ определяется возможностями системы ориентации СБ (в том числе наличием ограничителя/упора поворота СБ). При повороте СБ по кратчайшему пути поворота момент измерения тока СБ I (момент минимизации указанного угла) находится внутри интервала между моментами начала и окончания поворота СБ и может совпадать с моментом прохождения противосолнечной точки витка. При повороте СБ по «длинному» пути поворота момент измерения тока СБ I (момент минимизации указанного угла) совпадает с одной из точек - точкой начала или точкой окончания поворота СБ.

Определяют угол αI между нормалью к рабочей поверхности СБ и направлением на Солнце на упомянутые моменты измерения тока от СБ.

Определяют значение расстояния от Земли до Солнца DI на упомянутые моменты измерения тока от СБ.

В ходе полета повторяют вышеописанные действия и контроль производительности СБ на бестеневых орбитах выполняют по результатам сравнения полученных на текущем и на предыдущих этапах полета значений контрольного параметра, определяемого по формуле

где Dср - среднее расстояние от Земли до Солнца;

αI - угол между нормалью к рабочей поверхности СБ и направлением на Солнце на упомянутые моменты измерения тока от СБ.

В соотношении (3) деление на косинус угла между нормалью к рабочей поверхности СБ и направлением на Солнце обеспечивает одинаковые условия замера тока СБ в части учета изменений тока СБ, вызванных отклонением направления солнечного излучения от нормали к СБ. При этом учитывается, что текущая величина тока СБ I определятся выражением (Грилихес В.А., Орлов П.П., Попов Л.Б. Солнечная энергия и космические полеты. Москва, Наука, 1984, стр. 109; Раушенбах Г. Справочник по проектированию солнечных батарей. Москва, Энергоатомиздат, 1983)

I=IMAXcosα,

где IМАХ - максимальный ток, вырабатываемый при ориентации освещенной рабочей поверхности панели СБ перпендикулярно солнечным лучам;

α - текущий угол между нормалью к рабочей поверхности СБ и направлением на Солнце.

В соотношении (3) умножение на величину обеспечивает одинаковые условия замера тока СБ в части учета изменений тока СБ, вызванных отклонением текущего значения внеатмосферной интенсивности солнечной радиации от фиксированного номинального (среднего) значения. 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.)

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

ВI - текущее значение внеатмосферной интенсивности солнечной радиации на моменты измерения тока от СБ.

Таким образом, в ходе полета повторяют вышеописанные действия на различных этапах полета КА, для каждого этапа полета получают значения контрольного параметра, рассчитываемые по соотношениям (3), и контроль текущей производительности СБ на бестеневых орбитах осуществляют по результатам сравнения получаемых значений данного контрольного параметра.

Опишем технический эффект предлагаемого изобретения.

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

Предлагаемое техническое решение позволяет обеспечить при выполнении сеансов оценки эффективности СБ по результатам прямого замера генерируемого СБ электрического тока на бестеневых орбитах одинаковые условия замера тока СБ с учетом изменений измеряемого тока, вызванных как наличием эффекта подсветки СБ уходящим от Земли излучением и изменениями текущего значения внеатмосферной интенсивности солнечной радиации, так и отклонением направления солнечного излучения от нормали к СБ и наличием технологических углов между сегментами панели СБ.

При контроле производительности СБ на бестеневых орбитах КА по предлагаемому техническому решению отсутствует завышение значений производительности СБ от попадания уходящего от Земли излучения на СБ (т.е. отсутствует влияние уходящего от Земли излучения на величину подлежащей определению производительности СБ) и осуществляется учет изменений интенсивности солнечной радиации. Таким образом предлагаемое техническое решение позволяет увеличить точность контроля производительности СБ за счет минимизации (исключения) влияния на выработку электроэнергии уходящего от Земли излучения, а также за счет учета изменений интенсивности солнечной радиации при расчете контрольного параметра, по которому осуществляется контроль производительности СБ.

Учет наличия технологических углов между сегментами панели СБ обеспечивается тем, что при контроле производительности СБ освещение СБ обеспечивается по направлению, минимально отклоненному от нормали к рабочей поверхности СБ, что минимизирует различие условий освещения различных сегментов панели СБ. Наряду с этим, минимальное отклонение направления освещения СБ от нормали к рабочей поверхности СБ минимизирует влияние возможных методических погрешностей учета угла отклонения Солнца от нормали к рабочей поверхности СБ.

Одинаковые условия замера тока СБ позволяют получать сопоставимые данные в разные моменты полета КА, обоснованно сравнивать получаемые измерения и судить по ним об изменениях и текущей производительности СБ.

Знание текущих значений параметров производительности СБ необходимо для более точного моделирования функционирования СЭС КА в полете, например, для прогнозирования генерации тока СБ при решении различных задач управления полета КА, а также своевременно выявлять моменты снижения эффективности СБ. Таким образом, получаемый технический эффект повышает эффективность контроля производительности СЭС КА на бестеневых орбитах.

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 производительности солнечной батареи космического аппарата на бестеневых орбитах, включающий ориентацию нормали к рабочей поверхности солнечной батареи на Солнце, измерение тока солнечной батареи и контроль ее текущей производительности по результатам сравнения значений тока, измеренных на текущем и предыдущих этапах полета, отличающийся тем, что дополнительно последовательно разворачивают солнечную батарею в фиксированные положения, на последовательных витках орбиты измеряют угол βS между направлением на Солнце и плоскостью орбиты космического аппарата на моменты прохождения противосолнечной точки витков, определяют текущую величину ΔβS изменения угла βS за виток, измеряют ток I солнечной батареи в моменты, выбираемые из условия минимизации угла между нормалью к рабочей поверхности солнечной батареи и направлением на Солнце в интервале между граничными точками поворотов солнечной батареи, ближайшими к противосолнечным точкам витков, на которых выполнено условие

,

где QZ и QS - значения угловых полурастворов видимых с космического аппарата дисков Земли и Солнца, соответственно, Qa - угол возвышения верхней границы атмосферы над видимым с космического аппарата горизонтом Земли,

определяют угол αI между нормалью к рабочей поверхности солнечной батареи и направлением на Солнце и расстояние DI от Земли до Солнца на упомянутые моменты измерения тока, в ходе полета повторяют вышеописанные действия, и контроль производительности солнечной батареи на бестеневых орбитах выполняют по результатам сравнения полученных на текущем и на предыдущих этапах полета значений контрольного параметра, определяемого по формуле

,

где Dср - среднее расстояние от Земли до Солнца.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к системам электроснабжения космических аппаратов (КА) с помощью солнечных батарей (СБ). Способ включает ориентацию СБ на Солнце, измерение на последовательных витках орбиты угла между направлением на Солнце и нормалью к плоскости орбиты КА, а также тока СБ в моменты касания верхней границы атмосферы Земли видимым с КА диском Солнца на его восходе.

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано для определения временной привязки снимков земной поверхности с космического аппарата (КА). В способе определения временной привязки производимых с КА снимков земной поверхности осуществляют генерацию на борту значения времени и передачу его с производимыми снимками в массиве телеметрических данных на наземный приемный пункт, поддерживают на борту КА постоянную температуру для стабильной работы аппаратуры генерации значений времени в процессе съемки, выполняют ортотрансформирование выбранного снимка, определяют по ортотрансформированному снимку положение в пространстве точки, из которой выполнялась съемка.

Изобретение относится к конструкциям изделий космической техники, в частности солнечных батарей и платформ. Каркас выполнен в виде интегральной рамной конструкции из слоистого полимерного углепластика.

Изобретение относится к двигательным ракетным системам для малоразмерных космических аппаратов и предназначено для использования в качестве маневрового двигателя при выполнении линейных и угловых перемещений.

Изобретение относится к удержанию геосинхронного космического аппарата (КА) в заданной области стояния при допустимом наклонении орбиты до 5°. Способ включает определение максимально допустимого наклонения, близкого к нему начального наклонения и определение оптимальной долготы восходящего узла орбиты выведения КА с учетом эпохи запуска КА на орбиту.

Изобретение относится к солнечным батареям (СБ) космических аппаратов (КА). Способ включает определение угла между нормалью к рабочей поверхности СБ и нормалью к плоскости орбиты КА при условии минимального затенения СБ конструкцией КА.

Изобретение относится к солнечным батареям (СБ) космических аппаратов (КА). Способ включает измерение вектора направления на Солнце в инерциальной системе координат, угла между направлением на Солнце и нормалью к плоскости орбиты КА, а также изменения данного угла за виток.

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано для выведения наноспутников на заданные траектории и с заданными скоростями с борта космических станций.

Изобретение относится к спутниковым системам (СС) связи и наблюдения, использующим легкие спутники, которые функционируют на низких и средних околоземных орбитах и обеспечивают непрерывное региональное покрытие поверхности Земли.

Изобретение относится к области ракетно-космической техники. В способе предстартовой подготовки ракеты-носителя (РН) на стартовом комплексе, включающем ее подъем из горизонтального положения и установку на пусковую установку в вертикальное положение, проводят вертикализацию РН.

Изобретение относится к системам электроснабжения космических аппаратов (КА) с помощью солнечных батарей (СБ). Способ включает ориентацию СБ на Солнце, измерение на последовательных витках орбиты угла между направлением на Солнце и нормалью к плоскости орбиты КА, а также тока СБ в моменты касания верхней границы атмосферы Земли видимым с КА диском Солнца на его восходе.

Изобретение относится к системам электроснабжения космических аппаратов (КА) с помощью солнечных батарей (СБ). Способ включает ориентацию СБ на Солнце, измерение на последовательных витках орбиты угла между направлением на Солнце и нормалью к плоскости орбиты КА, а также тока СБ в моменты касания верхней границы атмосферы Земли видимым с КА диском Солнца на его восходе.

Изобретение относится к солнечным батареям (СБ) космических аппаратов (КА). Способ включает определение угла между нормалью к рабочей поверхности СБ и нормалью к плоскости орбиты КА при условии минимального затенения СБ конструкцией КА.

Изобретение относится к солнечным батареям (СБ) космических аппаратов (КА). Способ включает определение угла между нормалью к рабочей поверхности СБ и нормалью к плоскости орбиты КА при условии минимального затенения СБ конструкцией КА.

Изобретение относится к солнечным батареям (СБ) космических аппаратов (КА). Способ включает измерение вектора направления на Солнце в инерциальной системе координат, угла между направлением на Солнце и нормалью к плоскости орбиты КА, а также изменения данного угла за виток.

Изобретение относится к солнечным батареям (СБ) космических аппаратов (КА). Способ включает измерение вектора направления на Солнце в инерциальной системе координат, угла между направлением на Солнце и нормалью к плоскости орбиты КА, а также изменения данного угла за виток.

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.

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.

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.

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.

Пирозамок // 2655978
Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано для соединения и последующего разъединения полезной нагрузки. Пирозамок содержит подпружиненное устройство, расположенное в скрепляемых элементах, вкладыши, устройство для удержания вкладышей, корпус с отверстиями и демпфирующее устройство. Подпружиненное устройство выполнено в виде втулки с отверстиями, которые взаимодействуют с выступами вкладышей. Устройство для удержания вкладышей выполнено в виде штока. Корпус снабжен герметично установленной крышкой. Демпфирующее устройство выполнено в виде клина из пластичного материала, расположенного в компрессионной полости. Клин с одной стороны жестко соединен со штоком, а с другой стороны взаимодействует с ответным глухим отверстием, выполненным в крышке. Пирозамок может иметь защитный колпак, установленный на подпружиненном устройстве. Техническим результатом изобретения является снижение ударных нагрузок, уменьшение массы и габаритных размеров, повышение надежности пирозамка. 1 з.п. ф-лы, 3 ил.

Изобретение относится к эксплуатации солнечных батарей космического аппарата. Способ включает ориентацию нормали к рабочей поверхности СБ на Солнце и измерение тока СБ. На последовательных витках орбиты измеряют угол βs между направлением на Солнце и плоскостью орбиты КА на моменты прохождения противосолнечной точки витков. Определяют изменение Δβs угла βs за виток. Измеряют ток СБ в моменты, выбираемые из условия минимизации угла αI в интервале между граничными точками фиксированных разворотов СБ. Эти точки суть ближайшие к противосолнечным точкам витков, на которых выполнено некоторое условие, зависящее от βs, Δβs, видимых с КА угловых полурастворов дисков Земли и Солнца, а также угла возвышения верхней границы атмосферы над горизонтом. В эти же моменты определяют угол αI и расстояние от Земли до Солнца, вычисляя по ним некоторый контрольный параметр и сравнивая его со значениями на предыдущих витках. Повторяют описанные действия, контролируя производительность СБ с учётом данного сравнения. Технический результат состоит в минимизации влияния подсветки от Земли на указанный контроль. 1 ил.

Наверх