Датчики бесконтактные космических солнечных батарей. Солнечная батарея (панель). Использование в космосе

26.08.2023

Одним из очевидных способов повышения эффективности солнечных энергоустановок является использование в них систем слежения за солнцем. Разработка следящих систем с простым обслуживанием позволит в значительной степени повысить технико-экономические показатели сельскохозяйственных объектов и создать комфортные условия труда и быта человека при одновременном обеспечении экологической безопасности окружающей среды. Системы слежения могут быть с одной или двумя осями вращения солнечных панелей.

Солнечная энергоустановка с системой слежения, включающей компактный фотоэлектрический датчик положения солнца, состоящий из каркаса в форме прямой трёхгранной призмы, на двух боковых гранях которой размещены фотоэлементы слежения за солнцем, а на третьей грани установлен командный фотоэлемент разворота модулей с запада на восток. В течение светового дня фотоэлементы слежения на гранях датчика выдают командные сигналы для блока управления приводом азимутального поворота солнечного модуля, который при этом разворачивается в направлении солнца с помощью вала. Недостатком установки является недостаточная точность слежения за солнцем.

Солнечная энергетическая установка содержит солнечную батарею с системой двухосной ориентацией на солнце, на которой в качестве датчиков слежения за солнцем установлены фотоэлектрические модули, содержащие линейные фотоприёмники, находящиеся в фокусах цилиндрических линз Френеля. Сигналы от фотоприёмников с помощью микропроцессора осуществляют управление приводами системы азимутальной и зенитальной ориентации солнечной батареи.

Недостатком этой установки является недостаточная точность слежения за солнцем, а также то, что датчики слежения занимают часть активной площади солнечной батареи.

Основной задачей разработки является повышение точности работы датчика слежения за солнцем для двухосных систем ориентации солнечных батарей при любом положении солнца на небосводе в течение года.

Вышеуказанный технический результат достигается тем, что в предлагаемом датчике слежения за солнцем двухосной системы ориентации солнечной батареи, содержащем блок лучевоспринимающих ячеек, установленных на неподвижной площадке, которые выполнены в виде обратных конусов с непрозрачными стенками и укреплены на узких торцах конусов фотоэлектрических элементов. При этом лучевоспринимающие ячейки плотно установлены на площадке с образованием телесного угла в 160° и обрамлены прозрачной сферой, укреплённой на площадке, которая установлена с наклоном к горизонтали под углом, равным географической широте местоположения датчика.

Датчик слежения устанавливается на неподвижной площадке, нормаль 6 которой (рис. 1) направляется на юг. Угол наклона площадки к горизонтальному основанию соответствует географической широте местности рядом с солнечной батареей, размещённой на механической системе ориентации на солнце, содержащей приводы зенитального и азимутального вращения, использующие шаговые мотор-редукторы. Управление приводами солнечной батареи осуществляется микропроцессором, получающим электрические импульсы от фотоэлектрических элементов ячеек датчика. Микропроцессор содержит информацию о географической широте местонахождения солнечной батареи, электронные часы, снабжённые календарём, по сигналам которых включаются мотор-редукторы зенитального и азимутального вращения солнечной батареи в соответствии с уравнением движения солнца на небосводе. При этом величины достигнутых углов поворота солнечной батареи по сигналам фотоэлектрических элементов ячеек датчика сравниваются со значениями, полученными их уравнения движения солнца на текущий момент времени.

Сущность конструкции датчика поясняется рис. 1, 2, 3 и 4. На рис. 1 и 3 представлена общая схема датчика. На рис. 2 показан вид сверху прозрачной сферы и лучевоспринимающих ячеек. На рис. 4 показана схема такой ячейки.

Датчик слежения за солнцем для двухосной системы ориентации солнечных батарей содержит площадку 1, укреплённую к горизонтальному основанию 5 под углом а, равным географической широте местности. К площадке 1 прикреплена прозрачная полусфера 2 радиусом г. Во всём внутреннем пространстве сферы 2 вплотную укреплены лучевоспринимающие ячейки 3, имеющие форму обратного конуса с непрозрачными стенками 7, обращённого диаметром ф к внутренней стенке прозрачной сферы 2, а диаметром d 2 к площадке 1. Высота конуса 3 равна расстоянию h от внутренней стенки сферы 2 до поверхности площадки 1. В нижней части конуса 3 на расстоянии 5d 1 от верхней кромки конуса 3 расположен фотоэлектрический элемент 4, электрический сигнал от которого передаётся в микропроцессорную систему управления поворотами осей солнечной батареи (на рис. 1 не показана). Расстояние 5d 1 выбирается таким образом, чтобы солнечный луч 8 точно фиксировался на фотоэлектрическом элементе 4, ограниченного непрозрачными стенками 7 конуса 3.

Датчик слежения за солнцем работает следующим образом. Солнечные лучи 8 проникают через прозрачную сферу 2, внутреннее пространство конуса 3 и попадают на фотоэлектрический элемент 4, вызывая электрический ток, который анализируется микропроцессором и передаётся на шаговые мотор-редукторы приводов системы ориентации солнечной батареи (на рисунке не показана). При перемещении солнца по небосводу, его лучи 8 постепенно включают фотоэлектрические элементы 3 и способствуют точному и плавному регулированию поворотов солнечной батареи по азимутальной и зенитальной осям.

Лабораторные испытания макета ячейки датчика с использованием имитатора солнечного излучения показали приемлемые результаты отсекания светового потока для принятых значений d 1 , d 2 и 5d x .

Датчик слежения за солнцем двухосной системы ориентации солнечной батареи содержит лучевоспринимающие ячейки, выполненные в виде обратных конусов, плотно установленных на площадке с образованием телесного угла в 160° и обрамленных прозрачной сферой, позволяет более точно ориентировать солнечные батареи и тем самым получать наибольшее количество электроэнергии от них.

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано на космических аппаратах (КА) различного назначения. Предлагаемая солнечная батарея состоит из рамы, балки и верхних и нижних створок. Створки закреплены на раме, балке и корпусе КА с помощью пирозамков с собачками и связаны между собой фиксаторами. При этом в корпусе каждого пирозамка дополнительно установлен пироэлемент, автономно взаимодействующий с собачкой, в которой выполнено второе отверстие под дополнительную ось. На нижней створке шарнирно закреплена защелка, одним концом взаимодействующая с кронштейном, жестко закрепленным на верхней створке, а другим концом с торцом соответствующего фиксатора. В предлагаемой конструкции пиросредство используется одновременно для крепления пакета створок к раме и балке, а также рамы и балки к корпусу КА. В результате изобретение позволяет повысить надежность раскрытия створок солнечной батареи примерно в 100 раз. 11 ил.

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано на космических аппаратах (КА) различного назначения. Известна солнечная батарея (СБ) КА разработки ЦСКБ г. Самара, чертежи 11ф624 8700-0, общий вид которой изображен на фиг. 1 прототипа. На фиг. 2 изображен поперечный разрез батареи (сечение А-А). На фиг. 3 изображено пиросредство в разрезе (Б-Б). На фиг. 4 изображен элемент фиксации створок, а на фиг. 5 прототипа изображена солнечная батарея в рабочем (раскрытом положении). На корпусе КА 1 (фиг. 1) жестко закреплен привод 2, к выходному валу которого прикреплена силовая рама 3. На корпусе КА установлена аппаратура 4 (фиг. 2), которая совместно с зоной под обтекателем определила конфигурацию батареи в уложенном положении. На раме 3 и балке 5 (фиг. 1) с помощью шарнирного параллелограмма 6 (фиг. 2) установлены нижние створки 7 и верхние створки 8, зачекованные с одной стороны фиксатором 9 (фиг. 4 прототипа), а с другой стороны связаны шарниром 10, Рама 3 и балка 5 пиросредствами 11 фиг. 1 фиксируются на корпусе КА. Пиросредство 11 представляет собой корпус 12, собачку 13, пружину кручения 14, пироэлемент 15 (например, пироболт), который прижимает собачкой 13 раму 3 и балку 5 (фиг. 1) к корпусу КА 1. В корпусе пиросредства 12 (фиг. 3) и собачке 13 выполнено отверстие 16 под основную ось 17. Пиросредствами 11 (фиг. 2) аналогичной конструкции с использованием тех же пироэлементов 15 (фиг. 3) прикреплены нижние створки 7 (фиг. 2) к раме 3 и балке 5 (фиг. 1) в шести силовых точках. На одном из шарниров параллелограмма 6 (фиг. 2) жестко установлен кулачок 18 (фиг. 4), который упирается в подпружиненный фиксатор 9, удерживающий створки 7 и 8 в зачекованном положении. По периметру каждой створки 7 и 8 натянуто сетеполотно, на котором закреплены фотоэлектрические преобразователи 19 (фиг. 5). Раскрытие СБ происходит в следующей последовательности. После сброса головного обтекателя подается команда на срабатывание пироэлементов 15 (фиг. 3) пиросредства 11. По плоскости разделения пироэлемент 15 разрывается. Собачка 13 пружиной кручения 14 поворачивается в отверстии 16 относительно основной оси 17. Связь между рамой 3, балкой 5 (фиг. 3) и корпусом КА 1 (фиг. 1) разрывается. Привод 2 отводит панель СБ от корпуса КА 1 и останавливается. Подается команда на срабатывание пироэлемента 15 (фиг. 3) пиросредства 11 (фиг. 2). Связь между нижней створкой 7, рамой 3 и балкой 5 (фиг. 1) разрывается. Под действием пружин кручения, установленных в осях Г (фиг. 2) шарнирного параллелограмма 6, створки 7 и 8 начинают плоскопараллельное перемещение в осях шарнирного параллелограмма 6. Жестко закрепленный на шарнире кулачок 18 (фиг. 4) на определенном угле поворота створок 7 и 8 освобождает подпружиненный фиксатор 9, который, перемещаясь в осевом направлении, расчековывает створку 8 относительно створки 7. Створка 8 поворачивается относительно шарнира 10, а створка 7 продолжает плоскопараллельное движение до ее фиксации на раме 3 (фиг. 1) и балке 5. Створка 8 (фиг. 4) фиксируется в шарнире 10 со створкой 7. Таким образом, все четыре створки раскрываются и фиксируются, образуя единую плоскую панель. Привод 2 (фиг. 1) поворачивает панель в оптимальное положение относительно Солнца. Недостатком описанной конструкции является низкая надежность раскрытия створок. Наличие большого количества пироэлементов снижает вероятность безотказного срабатывания системы раскрытия. Для раскрытия одной панели СБ необходимо срабатывание 12-ти пироэлементов (пироболтов).В соответствии с техническими условиями на них P болта = 0,99996, а для 12-и P системы = 0,99996 12 = 0,99952 Это значит, примерно, 1 отказ на 1000 изделий. Кроме того, осевое перемещение фиксатора при смещении базовых отверстий в разных створках при их температурных деформациях склонно к "закусыванию", что приводит к нераскрытию створок. Задачей настоящего изобретения является повышение надежности раскрытия створок СБ путем введения элементов дублирования. Поставленная задача решается тем, что в корпусе каждого пиросредства (замка) дополнительно установлен пироэлемент, взаимодействующий с собачкой, причем на нижней створке шарнирно закреплена качающаяся защелка, одним концом упирающаяся в кронштейн, жестко закрепленный на верхней створке, а другим взаимодействует с торцем фиксатора. На фиг. 6 изображен общий вид CБ; на фиг. 7 - поперечный разрез СБ; на фиг. 8 - элемент фиксации верхних и нижних створок; на фиг. 9 изображено пиросредство (замок), закрепляющее нижнюю створку СБ с рамой и балкой на корпусе КА; на фиг. 10 изображено положение рабочего звена после срабатывания основного пироэлемента (пиропатрона); на фиг. 11 - положение рабочего звена после срабатывания дополнительного пироэлемента (пиропатрона). Солнечная батарея установлена на корпусе 20 (фиг. 6) космического аппарата. К приводу 21 жестко прикреплена силовая рама 22. Аппаратура, например, антенна 23 размещается между рамой 22 и балкой 24. На раме 22 и балке 24 с помощью шарнирного параллелограмма 25 (фиг. 7) установлены нижние 26 и верхние 27 створки. Нижняя створка 26, связанная со створкой 27 подпружиненным шарниром 28, прижимается к корпусу 20 (фиг. 6) пиросредством 29 (фиг. 9). Таким образом, пиросредством 29 прижимаются к корпусу КА 20 (фиг. 6) створки 26 (фиг. 7), рама 22 (фиг. 6) и балка 24. В корпусе 30 (фиг. 9) каждого пиросредства 29 выполнено отверстие 31 под основную ось 32 и установлен пироэлемент 33 (пиропатрон), который взаимодействуя с осью 32, фиксирует рычаг 34 относительно корпуса 30. Дополнительный пироэлемент 35 (фиг. 11) установлен в корпусе 30, взаимодействует с дополнительной осью 36 (фиг. 10) и фиксирует рычаг 34 с корпусом 30 (фиг. 9) и собачкой 37. Собственная ось 38 фиксирует рычаг 34 относительно собачки 37 и обеспечивает их совместный поворот относительно дополнительной оси 36 (фиг. 10) в корпусе 30 (фиг. 9), в котором выполнен фигурный паз 39. В рычаг 34 упирается пружинный толкатель 40, а собачка 37 взаимодействует со взведенной пружиной кручения 41. На створке 26 (фиг. 8) установлена подпружиненная в оси 42 защелка 43, один конец которой упирается в торец 44 подпружиненного фиксатора 45, удерживаемого в рабочем положении кулачком 46. Другой конец защелки 43 удерживает створку 27 от раскрытия. Работа КА осуществляется в следующей последовательности. После сброса головного обтекателя, исходя из функциональных задач КА, антенна 23 (фиг. 7) своим приводом отводится от корпуса КА 20 (фиг. 6) из зоны раскрытия СБ и фиксируется в рабочем положении. Таким образом, антенна 23 (фиг. 7) освобождает зону для раскрытия створок 26 и 27 на борту космического аппарата. Появилась возможность использовать пиросредство для: - крепления пакета створок к раме и балке и для их последующего раскрытия; - крепление рамы и балки к корпусу КА и их последующее отделение. Использование одного пиросредства для решения двух задач позволяет уменьшить их количество, что повышает надежность работы системы. Подается команда на срабатывание основного пироэлемента 33 (фиг. 9) пиросредства 29. Основная ось 32, перемещаясь в осевом направлении, "утопает" в корпусе 30. Рычаг 34 под действием усилия сжатой пружины толкателя 40 совместно с собачкой 37 (фиг. 10) и собственной осью 38 поворачивается относительно дополнительной оси 36. При этом ось 38 перемещается в полости фигурного паза 39. Без анализа срабатывания пиросредства от основного пироэлемента 33 через 0,5-2 с подается команда на дублирующий пироэлемент 35 (фиг. 11). Под действием его пороховых газов "утопает" дополнительная ось 36 (фиг. 10), собачка 37 поворачивается относительно основной оси 32 пружиной кручения 41. Створки 26 и 27 (фиг. 7), рама 22 (фиг. 6) и балка 24 освобождаются от корпуса КА 20, раскрываются под действием пружин кручения, установленных в осях шарнирного параллелограмма 25 (фиг. 7). Панель отводится приводом 21 в рабочее положение. Собачка 37 (фиг. 10) не выступает за плоскость "щ" и не препятствует отводу элементов СБ от корпуса КА. Жестко закрепленный на шарнире кулачок 46 (фиг. 8) на определенном угле поворота освобождает фиксатор 45, который, перемещаясь в осевом направлении, освобождает хвостовик защелки 43. Поворачиваясь пружиной кручения, защелка 43 освобождает створку 57, которая раскрывается и фиксируется. При взаимных перемещениях створок от перегрузок и температурных перепадах торец 44 фиксатора 45 имеет возможность перемещаться по пл. "Я", что исключает нераскрытие створок. В связи с тем, что в корпусе пиросредства 30 (фиг. 9) установлены два независимых механизма, срабатывающих от пироэлементов (пиропатронов) 33 и 35 (фиг. 11), надежность срабатывания пиросредства увеличивается и составляет
P o = 0,999999
А так как удалось решить задачу крепления и раскрытия створок 6-ю пиросредствами (вместо 12), надежность раскрытия створок составляет
P системы = 0,999999 6 = 0,99999
Это, примерно, 1 отказ на 100000 изделий. Введение шарнирно закрепленной на створке защелки исключает заклинивание фиксатора (даже при температурных перемещениях створок относительно друг друга). Предлагаемое техническое решение позволяет повысить надежность системы раскрытия створок СБ примерно в 100 раз.

Формула изобретения

Солнечная батарея космического аппарата, состоящая из рамы, балки, верхних и нижних створок, попарно связанных между собой фиксаторами и установленных на раме и балке, которые закреплены на корпусе космического аппарата с помощью пиросредства с собачкой, поворачивающейся относительно оси в отверстии, выполненном в корпусе пиросредства, отличающаяся тем, что в корпусе пиросредства дополнительно установлен пироэлемент, взаимодействующий с собачкой, причем на нижней створке шарнирно закреплена подпружиненная защелка, одним концом упирающаяся в кронштейн, жестко закрепленный на верхней створке, а другим взаимодействующая с торцом фиксатора.

Солнечная батарея на МКС

Солнечная батарея - несколько объединённых фотоэлектрических преобразователей (фотоэлементов) - полупроводниковых устройств, прямо преобразующих солнечную энергию в постоянный электрический ток, в отличие от солнечных коллекторов, производящих нагрев материала-теплоносителя.

Различные устройства, позволяющие преобразовывать солнечное излучение в тепловую и электрическую энергию, являются объектом исследования гелиоэнергетики (от гелиос греч. Ήλιος , Helios - ). Производство фотоэлектрических элементов и солнечных коллекторов развивается в разных направлениях. Солнечные батареи бывают различного размера: от встраиваемых в микрокалькуляторы до занимающих крыши автомобилей и зданий.

История

Первые прототипы солнечных батарей были созданы итальянским фотохимиком армянского происхождения Джакомо Луиджи Чамичаном.

25 апреля 1954 года, специалисты компании Bell Laboratories заявили о создании первых солнечных батарей на основе кремния для получения электрического тока. Это открытие было произведено тремя сотрудниками компании - Кельвином Соулзером Фуллером (Calvin Souther Fuller), Дэрилом Чапин (Daryl Chapin) и Геральдом Пирсоном (Gerald Pearson). Уже через 4 года, 17 марта 1958 году, в США был запущен первый с солнечными батареями - Vanguard 1. Спустя всего пару месяцев, 15 мая 1958 года в СССР был запущен Спутник-3, также с использованием солнечных батарей.

Использование в космосе

Солнечные батареи - один из основных способов получения электрической энергии на : они работают долгое время без расхода каких-либо материалов, и в то же время являются экологически безопасными, в отличие от ядерных и .

Однако при полётах на большом удалении от Солнца (за орбитой ) их использование становится проблематичным, так как поток солнечной энергии обратно пропорционален квадрату расстояния от Солнца. При полётах же к и , напротив, мощность солнечных батарей значительно возрастает (в районе Венеры в 2 раза, в районе Меркурия в 6 раз).

Эффективность фотоэлементов и модулей

Мощность потока солнечного излучения на входе в атмосферу (AM0), составляет около 1366 ватт на квадратный метр (см. также AM1, AM1.5, AM1.5G, AM1.5D). В то же время, удельная мощность солнечного излучения в Европе в очень облачную погоду даже днём может быть менее 100 Вт/м². С помощью распространённых промышленно производимых солнечных батарей можно преобразовать эту энергию в электричество с эффективностью 9-24 %. При этом цена батареи составит около 1-3 долларов США за Ватт номинальной мощности. При промышленной генерации электричества с помощью фотоэлементов цена за кВт·ч составит 0,25 долл. По мнению Европейской Ассоциации Фотовольтаики (EPIA), к 2020 году стоимость электроэнергии, вырабатываемой «солнечными» системами, снизится до уровня менее 0,10 € за кВт·ч для промышленных установок и менее 0,15 € за кВт·ч для установок в жилых зданиях.

В 2009 году компания Spectrolab (дочерняя фирма Boeing) продемонстрировала солнечный элемент с эффективностью 41,6 %. В январе 2011 года ожидалось поступление на рынок солнечных элементов этой фирмы с эффективностью 39 %. В 2011 году калифорнийская компания Solar Junction добилась КПД фотоэлемента размером 5,5×5,5 мм в 43,5 %, что на 1,2 % превысило предыдущий рекорд.

В 2012 году компания Morgan Solar создала систему Sun Simba из полиметилметакрилата (оргстекла), германия и арсенида галлия, объединив концентратор с панелью, на которой установлен фотоэлемент. КПД системы при неподвижном положении панели составил 26-30 % (в зависимости от времени года и угла, под которым находится Солнце), в два раза превысив практический КПД фотоэлементов на основе кристаллического кремния.

В 2013 году компания Sharp создала трёхслойный фотоэлемент размером 4х4 мм на индиево-галлий-арсенидной основе с КПД 44,4 %, а группа специалистов из Института систем солнечной энергии общества Фраунгофера, компаний Soitec, CEA-Leti и Берлинского центра имени Гельмгольца создали фотоэлемент, использующий линзы Френеля с КПД 44,7 %, превзойдя своё собственное достижение в 43,6 %. В 2014 году Институт солнечных энергосистем Фраунгофер создали солнечные батареи, в которых благодаря фокусировке линзой света на очень маленьком фотоэлементе КПД составил 46%.

В 2014 году испанские учёные разработали фотоэлектрический элемент из кремния, способный преобразовывать в электричество инфракрасное излучение Солнца.

Перспективным направлением является создание фотоэлементов на основе наноантенн, работающих на непосредственном выпрямлении токов, наводимых в антенне малых размеров (порядка 200-300 нм) светом (т. е. электромагнитным излучением частоты порядка 500 ТГц). Наноантенны не требуют дорогого сырья для производства и имеют потенциальный КПД до 85%.

Максимальные значения эффективности фотоэлементов и модулей,
достигнутые в лабораторных условиях

Тип	Коэффициент фотоэлектрического преобразования, %
Кремниевые
Si (кристаллический)	24,7
Si (поликристаллический)	20,3
Si (тонкопленочная передача)	16,6
Si (тонкопленочный субмодуль)	10,4
III-V
GaAs (кристаллический)	25,1
GaAs (тонкопленочный)	24,5
GaAs (поликристаллический)	18,2
InP (кристаллический)	21,9
Тонкие пленки халькогенидов
CIGS (фотоэлемент)	19,9
CIGS (субмодуль)	16,6
CdTe (фотоэлемент)	16,5
Аморфный/Нанокристаллический кремний
Si (аморфный)	9,5
Si (нанокристаллический)	10,1
Фотохимические
На базе органических красителей	10,4
На базе органических красителей (субмодуль)	7,9
Органические
Органический полимер	5,15
Многослойные
GaInP/GaAs/Ge	32,0
GaInP/GaAs	30,3
GaAs/CIS (тонкопленочный)	25,8
a-Si/mc-Si (тонкий субмодуль)	11,7

Факторы, влияющие на эффективность фотоэлементов

Особенности строения фотоэлементов вызывают снижение производительности панелей с ростом температуры.

Из рабочей характеристики фотоэлектрической панели видно, что для достижения наибольшей эффективности требуется правильный подбор сопротивления нагрузки. Для этого фотоэлектрические панели не подключают напрямую к нагрузке, а используют контроллер управления фотоэлектрическими системами, обеспечивающий оптимальный режим работы панелей.

Производство

Очень часто одиночные фотоэлементы не вырабатывают достаточной мощности. Поэтому определенное количество фотоэлементов соединяется в так называемые фотоэлектрические солнечные модули и между стеклянными пластинами монтируется укрепление. Эта сборка может быть полностью автоматизирована.

Владельцы патента RU 2322373:

Изобретения относятся к электроснабжению космических аппаратов (КА) с помощью солнечных батарей (СБ). Предлагаемый способ включает разворот панелей СБ в рабочее положение, соответствующее совмещению нормали к их освещенной поверхности с плоскостью, образуемой осью вращения панелей СБ и направлением на Солнце. При этом измеряют плотности потоков солнечного электромагнитного излучения и частиц высоких энергий, определяя моменты начала солнечной активности и достижения указанными частицами поверхности КА. Дополнительно определяют моменты появления предвестников негативного воздействия потоков указанных частиц на КА. В эти моменты заряжают бортовые аккумуляторные батареи КА до максимального уровня. При превышении плотностями потоков частиц пороговых значений разворачивают панели СБ на угол между указанной нормалью и направлением на Солнце, соответствующий минимальной площади воздействия потоков частиц на поверхности СБ. Дефицит электроэнергии на борту КА покрывают за счет разряда аккумуляторных батарей. При достижении минимально допустимого уровня заряженности этих батарей производят их отключение от нагрузки. По окончании воздействия частиц на КА возвращают панели СБ в рабочее положение. Предлагаемая система управления включает в себя необходимые блоки и связи между ними для выполнения описанных выше операций. Причем в нее введены блок определения потребного тока от СБ, блок определения моментов появления предвестников негативного воздействия частиц высоких энергий на КА, блок задания допустимого уровня заряженности аккумуляторных батарей. Технический результат изобретений состоит в ослаблении негативного воздействия потоков частиц высоких энергий на рабочую поверхность СБ путем максимального увеличения угла "защитного" отворота СБ от направления этих потоков от Солнца. 2 н.п. ф-лы, 1 ил.

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

Известен способ управления положением панелей СБ, принятый за аналог (см. , стр.190-194). Сущность способа заключается в следующем. Панели СБ ориентируются таким образом, что угол между нормалью к их освещенной рабочей поверхности и направлением на Солнце составляет минимальную величину, что обеспечивает максимальный приход электроэнергии от СБ.

Для обеспечения высокой эффективности работы СБ на большинстве КА устанавливают систему их автоматической ориентации на Солнце. В состав такой системы входят солнечные датчики, логически преобразующие устройства и электрические приводы, управляющие положением СБ.

Недостаток указанного способа и системы управления положением СБ КА заключается в том, что в их действиях не предусмотрена защита от негативного воздействия факторов внешней среды (ФВС) на рабочие поверхности панелей СБ, как, например, защита от газов, выходящих из работающих реактивных двигателей (РД) КА (см. , стр.311-312; , стр.2-27), и потоков протонов и электронов высоких энергий космических лучей солнечного электромагнитного излучения (ЭМИ) в периоды высокой активности Солнца (см. , стр.323; , стр.31, 33).

Наиболее близким из аналогов, принятым за прототип, является способ управления положением СБ КА, описанный в . Суть способа заключается в нижеследующем.

Осуществляют разворот панелей СБ в рабочее положение, обеспечивающее снабжение КА электроэнергией, соответствующее совмещению нормали к ее освещенной рабочей поверхности с плоскостью, образуемой осью вращения панелей СБ и направлением на Солнце. Далее определяют момент времени начала негативного воздействия ФВС на рабочую поверхность СБ и осуществляют разворот панелей СБ до момента времени начала воздействия указанных факторов и возвращение панелей СБ в рабочее положение после окончания указанного воздействия. Для этого измеряют плотность текущего потока солнечного электромагнитного излучения и по измеренным значениям определяют момент времени начала солнечной активности, определяют момент времени достижения частицами высоких энергий поверхности КА. В указанный момент времени измеряют плотность потоков частиц высоких энергий - протонов и электронов - и производят сравнение измеренных значений с пороговыми значениями. В случае превышения измеренными значениями пороговых значений потоков протонов и электронов производят разворот панелей СБ на угол между нормалью к их освещенной рабочей поверхности и направлением на Солнце α s_min , соответствующий минимальной площади воздействия потоков частиц высоких энергий на поверхности СБ, определяемый соотношением:

α s min =arccos(I н /I m),

где I н - ток нагрузки от потребителей КА;

I m - максимальный ток, вырабатываемый при ориентации освещенной рабочей поверхности панелей СБ перпендикулярно солнечным лучам,

при этом за момент времени начала разворота панелей СБ принимают момент времени превышения измеренными значениями верхнего порогового значения плотности потоков указанных частиц высоких энергий, а за момент времени начала возвращения панелей СБ в рабочее положение принимают момент времени, при котором плотность потоков частиц высоких энергий становится ниже верхнего порогового значения.

СБ в системе СЭС МКС являются основными источниками электроэнергии и обеспечивают работу ее бортовых потребителей, включая подзаряд аккумуляторных батарей (АБ), являющихся вторичными источниками электроэнергии на борту МКС (см. ). Поворотом СБ уменьшается площадь поражения рабочих поверхностей СБ потоком ФВС. Полностью развернуть панели СБ вдоль поражающего потока ФВС не предоставляется возможным, т.к. необходимо обеспечивать КА и его аккумуляторные батареи вырабатываемой СБ электроэнергией, - исходя из этого площадь поражения панелей СБ потоком частиц высоких энергий уменьшается до минимальной путем разворота СБ на угол α s min , необходимый и достаточный для обеспечения бортовых потребителей энергией.

Исходя из необходимой достаточности, для работы бортовых систем КА нагрузка от потребителей I н не должна превышать текущий ток I. Поскольку текущий ток I от СБ определятся выражением (см. , стр.109)

где I m - максимальный ток, вырабатываемый при ориентации освещенной рабочей поверхности панелей солнечных батарей перпендикулярно солнечным лучам;

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

то текущий угол α не должен превышать величину α s min , рассчитываемую по формуле:

Система управления положением СБ для реализации данного способа, принятого за прототип, описана в и содержит СБ, на жесткой подложке корпуса которой расположены четыре фотоэлектрических батареи (БФ 1 , БФ 2 , БФ 3 , БФ 4), устройство поворота СБ (УПСБ); усилительно-преобразующее устройство (УПУ); блок управления ориентацией СБ по направлению на Солнце (БУОСБС); блок разворота СБ в заданное положение (БРСБЗП); два регулятора тока (PT 1 , РТ 2), блок АБ (БАБ); зарядное устройство для АБ (ЗРУ АБ); блок формирования команд на заряд АБ (БФКЗ АБ); датчик тока нагрузки (ДТН); блок управления системой энергоснабжения (БУСЭС); шина электроснабжения (ШЭ); блок измерения плотности текущего потока солнечного ЭМИ (БИПЭМИ); блок определения солнечной активности (БОСА); блок определения момента времени воздействия частиц на КА (БОМВВЧ); блок измерения плотности потоков частиц высоких энергий (БИППЧВЭ); блок определения момента времени начала управления СБ по токам нагрузки (БОМВУСБТНЗ); блок управления СБ по токам нагрузки (БУСБТНЗ). При этом СБ через свой первый выход, объединяющий выходы БФ 1 и БФ 4 , соединена с первым входом УПСБ, и через второй выход, объединяющий выходы БФ 2 и БФ 3 , соединена со вторым входом УПСБ. Выходы БУОСБС и БРСБЗП соединены соответственно с первым и вторым входами УПУ, выход которого, в свою очередь, соединен с третьим входом УПСБ. Первый и второй выходы УПСБ соединены соответственно с входами PT 1 и РТ 2 , а выходы PT 1 и РТ 2 соединены с ШЭ. БАБ своим входом через ЗРУ АБ соединен с ШЭ. При этом ЗРУ АБ подключено своим первым входом к указанной шине, а ко второму входу ЗРУ АБ подключен выход ДТП, вход которого подключен, в свою очередь, к ШЭ. БАБ своим выходом подключен к первому входу БФКЗ АБ, а ко второму входу указанного блока подключен первый выход БУСЭС. Выход БФКЗ АБ подключен к третьему входу ЗРУ АБ. Вторые и третьи выходы БУСЭС подключены соответственно к первым входам БУОСБС и БРСБЗП. Третий выход УПСБ соединен со вторыми входами БУОСБС и БРСБЗП. Выход БИПЭМИ соединен с входом БОСА, первый выход которого, в свою очередь, соединен с входом БОМВВЧ. Выходы БОМВВЧ и БИППЧВЭ соединены с соответственно первым и вторым входами блока БОМВУСБТНЗ, а вход БИППЧВЭ соединен со вторым выходом БОСА. Выход БОМВУСБТНЗ соединен с входом БУСЭС. БУСЭС своим четвертым выходом соединен с первым входом БУСБТНЗ, а ко второму входу БУСБТНЗ подключен второй выход ДТН. Выход БУСБТНЗ подключен к третьему входу УПУ. Кроме этого, третий выход УПСБ соединен с третьим входом БУСБТНЗ.

В режиме электроснабжения КА система работает следующим образом.

УПСБ служит для транзитной передачи электроэнергии от СБ до PT 1 и РТ 2 . Стабилизация напряжения на шине электропитания СЭС осуществляется одним из РТ. В то же время другой РТ находится в состоянии с замкнутыми силовыми транзисторами. Генераторы СБ работают в этом случае в режиме короткого замыкания. Когда мощность нагрузки становится больше мощности подключения генераторов СБ, в режим стабилизации напряжения переходит другой РТ, и энергия незадействовавшихся генераторов поступает на шину питания СЭС. В отдельные периоды, когда мощность нагрузки может превышать мощность СБ, ЗРУ АБ, за счет разряда блока АБ, компенсирует дефицит электроэнергии на борту КА. Для указанных целей в ЗРУ АБ служит регулятор разряда АБ.

Кроме указанного регулятора ЗРУ АБ содержит и регулятор заряда АБ. Регулятор заряда осуществляет ограничение зарядного тока БАБ на уровне (I нз ±1)А, где I нз - номинальный ток заряда, при избытке мощности БФ и стабилизацию напряжения на шине СЭС за счет регулирования зарядного тока БАБ при мощности БФ, недостаточной для обеспечения питания АБ током заряда (I нз ±1)А. Для проведения указанных зарядно-разрядных циклов в ЗРУ АБ используется информация от ДТН. При этом ДТН подключен в СЭС таким образом, что измеряет ток нагрузки не только от бортовых потребителей, но и учитывает ток заряда АБ. Заряд БАБ осуществляет ЗРУ АБ через БФКЗ АБ.

Одновременно с работой в режиме электроснабжения КА система решает задачи управления положением плоскостей панелей СБ.

По команде с БУСЭС блок БУОСБС осуществляет управление ориентацией СБ на Солнце. БУОСБС может быть реализован на базе системы управления движением и навигацией (СУДН) КА (см. ). При этом входной информацией для алгоритма управления СБ являются: положение единичного вектора направления на Солнце относительно связанных с КА осей координат, определяемое алгоритмами кинематического контура СУДН; положение СБ относительно корпуса КА, получаемое в виде текущих измеренных значений угла α с датчиков угла (ДУ), установленных на УПСБ. При этом значение α всегда отсчитывается от текущей нормали к рабочей поверхности СБ (т.о. при ориентации СБ на Солнце α минимален). Выходной информацией алгоритма управления являются команды на вращение СБ относительно оси выходного вала УПСБ и команды на прекращение вращения. ДУ УПСБ выдают дискретные сигналы о положении СБ. Величина дискреты определяет точность ориентации СБ.

В штатном режиме ориентации КА, когда направление движения Солнца относительно связанных осей КА неизменно, СБ устанавливается относительно направления на Солнце с опережением по ходу движения Солнца на угол, соответствующий нескольким дискретам ДУ. Далее батарея остается в этом положении до тех пор, пока Солнце, за счет движения КА по орбите, не "переместится вперед" относительно СБ на соответствующий угол. После этого цикл вращения возобновляется.

БРСБЗП управляет СБ при помощи БУСЭС по программным уставкам. Алгоритм управления СБ по программным уставкам позволяет устанавливать батарею в любое задаваемое положение. Для этого выдается первоначально сигнал в БУОСБС об установке СБ в исходное положение. Далее при помощи БУСБЗП осуществляется требуемый разворот на угол α z . При этом для контроля угла разворота в БРСБЗП используется также информация с ДУ УПСБ.

УПУ играет роль интерфейса между БУОСБС, БРСБЗП, БУСБТНЗ и УПСБ.

БИПЭМИ производит постоянное измерение текущих потоков солнечного электромагнитного излучения (ЭМИ) по индексу солнечной активности F10,7 и передает их в БОСА. В БОСА путем сравнения текущих значений с заданными пороговыми определяется начало активности Солнца. По команде, приходящей с первого выхода БОСА на вход БОМВВЧ, в указанном последнем блоке производится определение момента времени возможного начала воздействия частиц высоких энергий на КА. Со второго выхода БОСА через вход БИППЧВЭ выдается команда на начало измерения плотности потока частиц высоких энергий. Информация о моменте времени возможного начала воздействия частиц на КА передается с выхода БОМВВЧ в БОМВУСБТНЗ через его первый вход. На второй вход БОМВУСБТНЗ передается измеренное значение плотности потоков частиц высоких энергий с БИППЧВЭ.

В БОМВУСБТНЗ осуществляется фактическая оценка негативного воздействия ФВС путем сравнения текущего измеренного значения характеристики воздействия с пороговыми значениями, начиная с момента времени, определенного БОМВВЧ. Необходимым условием получения команды на выходе БОМВУСБТНЗ является наличие двух сигналов - с выходов БОМВВЧ и БИППЧВЭ. На выходе БОМВУСБТНЗ формируется команда "начало управления СБ по токам нагрузки", которая поступает в БУСЭС.

Когда БОМВУСБТНЗ выдает команду в БУСЭС, команда, полученная с БОМВУСБТНЗ, является по приоритету более высокой, чем команды на задействование БУОСБС и БРСБЗП. Поэтому, получив указанную команду, БУСЭС отключает от управления УПСБ блоки более низкого приоритета и подключает БУСБТНЗ.

После обнуления команды с БОМВУСБТНЗ на входе БУСЭС последний перестраивает логику своей работы. В зависимости от выполняемой программы полета КА приоритет на управление СБ отдается одному из блоков БУОСБС или БРСБЗП.

БУСБТНЗ определяет угол α s_min по выражению (2). Для расчета указанного угла используются измеренные значения I н, получаемые с ДТН. Кроме того, с ДУ УПСБ в указанный блок поступает информация о текущем значении угла поворота СБ α. Определив значение угла α s_min , алгоритм, заложенный в БУСБТНЗ, сравнивает его с текущим значением угла α, рассчитывает угол рассогласования между α и α s_min и необходимое число управляющих импульсов для задействования управляющего привода СБ. Управляющие импульсы передаются в УПУ. После преобразования и усиления указанных импульсов в УПУ они поступают на вход УПСБ и приводят привод в движение.

Способ и система для его осуществления, принятые за прототип, имеют существенный недостаток - они не обеспечивают полной защиты поверхности СБ от негативного воздействия потоков частиц высоких энергий и при этом не позволяют использовать дополнительные возможности по уменьшению данного негативного воздействия за счет выполнения специальных операций по подготовке СЭС КА к работе в условиях негативного воздействия потоков частиц высоких энергий на КА.

Задачей, стоящей перед предлагаемыми способом и системой для его осуществления, является уменьшение негативного воздействия потоков частиц высоких энергий на поверхности СБ. Для этого за счет выполнения специальных подготовительных операций в СЭС КА и управления СБ предполагается уменьшить площадь СБ, на которую негативно воздействует поток указанных частиц.

Технический результат достигается тем, что в способе управления положением солнечных батарей космического аппарата, включающем разворот панелей солнечных батарей в рабочее положение, обеспечивающее снабжение космического аппарата электроэнергией, соответствующее совмещению нормали к ее освещенной рабочей поверхности с плоскостью, образуемой осью вращения панелей солнечных батарей и направлением на Солнце, измерение плотности текущего потока солнечного электромагнитного излучения, определение момента времени начала солнечной активности, определение момента времени достижения частицами высоких энергий поверхности космического аппарата, измерение плотности потоков частиц высоких энергий, сравнение измеренных значений плотности потоков частиц высоких энергий с пороговыми значениями, разворот панелей солнечных батарей на угол между нормалью к их освещенной рабочей поверхности и направлением на Солнце, соответствующий минимальной площади воздействия потоков частиц высоких энергий на поверхности солнечных батарей при одновременном обеспечении космического аппарата электроэнергией, в момент времени превышения измеренными значениями плотности потоков частиц высоких энергий пороговых значений и возвращение панелей солнечных батарей в рабочее положение в момент времени, при котором плотность потоков частиц высоких энергий становится ниже пороговых значений, дополнительно определяют моменты времени появления предвестников негативного воздействия потоков частиц высоких энергий на космический аппарат, в моменты времени появления предвестников негативного воздействия потоков частиц высоких энергий на космический аппарат выполняют заряд аккумуляторных батарей системы электроснабжения космического аппарата до максимального уровня заряда, в случае превышения измеряемыми значениями плотности потоков частиц высоких энергий сравниваемых с ними пороговых значений выполняют разворот панелей солнечных батарей до достижения значения угла между нормалью к их освещенной рабочей поверхности и направлением на Солнце α s_min_АБ, соответствующего минимальной площади воздействия потоков частиц высоких энергий на поверхности солнечных батарей при одновременном обеспечении космического аппарата электроэнергией от солнечных и аккумуляторных батарей системы электроснабжения, определяемого соотношением:

α s_min_АБ =arccos(max{0,I н -I АБ }/I m),

где I н - ток нагрузки от потребителей космический аппарата,

I m - максимальный ток, вырабатываемый при ориентации освещенной рабочей поверхности панелей солнечных батарей перпендикулярно солнечным лучам,

I АБ - текущий допустимый ток разряда аккумуляторных батарей,

и возникающий дефицит электроэнергии на борту космического аппарата компенсируют за счет разряда аккумуляторных батарей, при этом контролируют уровень заряженности аккумуляторных батарей и по достижению минимально допустимого значения уровня заряженности аккумуляторных батарей обнуляют текущее значение допустимого тока разряда аккумуляторных батарей и производят отключение аккумуляторных батарей от внешней нагрузки.

Кроме того, поставленная задача решается тем, что в систему управления положением солнечных батарей космического аппарата, включающую солнечную батарею с установленными на ней четырьмя фотоэлектрическими батареями, устройство поворота солнечных батарей, усилительно-преобразующее устройство, блок управления ориентацией солнечных батарей по направлению на Солнце, блок разворота солнечных батарей в заданное положение, два регулятора тока, блок аккумуляторных батарей, зарядное устройство для аккумуляторных батарей, блок формирования команд на заряд аккумуляторных батарей, датчик тока нагрузки, блок управления системой электроснабжения, шину электроснабжения, блок измерения плотности текущего потока солнечного электромагнитного излучения, блок определения солнечной активности, блок определения момента времени воздействия частиц на космический аппарат, блок измерения плотности потоков частиц высоких энергий, блок определения момента времени начала управления солнечными батареями по токам нагрузки, блок управления солнечными батареями по токам нагрузки, при этом солнечная батарея через свой первый выход, объединяющий выходы двух фотоэлектрических батарей, соединена с первым входом устройства поворота солнечных батарей, и через второй выход, объединяющий выходы двух других фотоэлектрических батарей, соединена со вторым входом устройства поворота солнечных батарей, а выходы блоков управления ориентацией солнечных батарей по направлению на Солнце и разворота солнечных батарей в заданное положение соединены соответственно с первым и вторым входами усилительно-преобразующего устройства, выход которого, в свою очередь, соединен с третьим входом устройства поворота солнечных батарей, первый и второй выходы устройства поворота солнечных батарей соединены соответственно с входами первого и второго регуляторов тока, а выходы регуляторов тока соединены с шиной электроснабжения космического аппарата, блок аккумуляторных батарей своим входом, через зарядное устройство для аккумуляторных батарей, соединен с шиной электроснабжения, при этом зарядное устройство аккумуляторных батарей подключено своим первым входом к указанной шине, а ко второму входу зарядного устройства для аккумуляторных батарей подключен датчик тока нагрузки, который подключен, в свою очередь, к шине электроснабжения, блок аккумуляторных батарей своим выходом подключен к первому входу блока формирования команд на заряд аккумуляторных батарей, а ко второму входу указанного блока подключен первый выход блока управления системой электроснабжения, выход блока формирования команд на заряд аккумуляторных батарей подключен к третьему входу зарядного устройства аккумуляторных батарей, второй и третий выходы блока управления системой электроснабжения подключен к первым входам блоков управления ориентацией солнечных батарей по направлению на Солнце и разворота солнечных батарей в заданное положение, третий выход устройства поворота солнечных батарей соединен со вторыми входами блоков управления ориентацией солнечных батарей по направлению на Солнце и разворота солнечных батарей в заданное положение, выход блока измерения плотности текущего потока солнечного электромагнитного излучения соединен с входом блока определения солнечной активности, первый выход которого, в свою очередь, соединен с входом блока определения момента времени воздействия частиц на космический аппарат, выходы блока определения момента времени воздействия частиц на космический аппарат и блока измерения плотности потоков частиц высоких энергий соединены с соответственно первым и вторым входами блока определения момента времени начала управления солнечными батареями по токам нагрузки, а вход блока измерения плотности потоков частиц высоких энергий соединен со вторым выходом блока определения солнечной активности, выход блока определения момента времени начала управления солнечными батареями по токам нагрузки соединен с входом блока управления системой электроснабжения, четвертый выход которого, в свою очередь, соединен с первым входом блока управления солнечными батареями по токам нагрузки, третий вход и выход которого подключены к соответственно третьему выходу устройства поворота солнечных батарей и третьему входу усилительно-преобразующего устройства, дополнительно введены блок определения потребного тока от солнечных батарей, блок определения моментов времени предвестников негативного воздействия частиц высоких энергий на космический аппарат и блок задания допустимых значений уровня заряженности аккумуляторных батарей, при этом первый и второй входы и выход блока определения потребного тока от солнечных батарей соединены с соответственно вторым выходом датчика тока нагрузки, вторым выходом зарядного устройства аккумуляторных батарей и вторым входом блока управления солнечными батареями по токам нагрузки, выходы блока измерения плотности потоков частиц высоких энергий и блока измерения плотности текущего потока солнечного электромагнитного излучения соединены также с соответственно первым и вторым входами блока определения моментов времени предвестников негативного воздействия частиц высоких энергий на космический аппарат, выход которого соединен со вторым входом блока управления системой электроснабжения, а первый и второй выходы блока задания допустимых значений уровня заряженности аккумуляторных батарей соединены с соответственно третьим входом блока формирования команд на заряд аккумуляторных батарей и четвертым входом зарядного устройства аккумуляторных батарей.

Суть предлагаемого способа состоит в следующем.

Непосредственно защитный отворот СБ от направления негативного воздействия потоков частиц высоких энергий выполняется при превышении плотности потоков частиц высоких энергий некоторых заданных пороговых значений. При этом в качестве начальных шагов, выполняемых до непосредственной реализации защитных мероприятий, осуществляется непрерывный контроль текущего состояния околоземного пространства и текущей солнечной активности и анализируется выполнение и невыполнение критериев опасной радиационной обстановки, в частности критериев контроля солнечной активности, разработанных National Oceanic and Atmospheric Administration (NOAA) (см. ). При этом ситуации, когда критерии безусловной опасности еще не выполнены, но уже достигнут порог предшествующего уровня опасности, должны рассматриваться как ситуации-"предвестники" рассматриваемого негативного воздействия.

При появлении предвестников негативного воздействия потоков частиц высоких энергий на КА осуществляют максимальный заряд АБ СЭС КА. Это позволяет в дальнейшем, в моменты превышения измеряемыми значениями плотности потоков частиц высоких энергий сравниваемых с ними пороговых значений, отворачивать рабочие поверхности панелей СБ от направления потоков данных частиц на максимально возможный угол, при условии компенсации возникающего дефицита электроэнергии на борту КА за счет разряда АБ. При этом данное значение α s_min_АБ угла защитного отворота СБ определяется соотношением:

где I m - максимальный ток, вырабатываемый при ориентации освещенной рабочей поверхности панелей СБ перпендикулярно солнечным лучам,

I СБ - потребный ток от СБ.

При этом потребный ток от СБ I СБ определяется как минимально необходимый ток, который необходимо вырабатывать СБ для обеспечения потребителей КА с учетом возможностей использования энергии БАБ СЭС КА (т.е. при компенсации возникающего дефицита электроэнергии на борту КА за счет разряда АБ СЭС), исходя из соотношений:

где I н - ток нагрузки от потребителей КА,

I АБ - текущий максимально допустимый ток разряда АБ СЭС КА.

Для реализации способа предлагается система, представленная на чертеже и содержащая следующие блоки:

1 - СБ, на жесткой подложке корпуса которой расположены четыре фотоэлектрических батареи;

2, 3, 4, 5 - БФ 1 , БФ 2 , БФ 3 , БФ 4 ;

8 - БУОСБС;

9 - БРСБЗП;

10, 11 - РТ 1 и РТ 2 ;

13 - ЗРУ АБ;

14 - БФКЗ АБ;

16 - БУСЭС;

18 - БИПЭМИ;

20 - БОМВВЧ;

21 - БИППЧВЭ;

22 - БОМВУСБТНЗ;

23 - БУСБТНЗ;

24 - блок определения моментов времени предвестников негативного воздействия частиц высоких энергий на космический аппарат (БОМВПНВЧ),

25 - блок определения потребного тока от солнечных батарей (БОПТСБ),

26 - блок задания допустимых значений уровня заряженности аккумуляторных батарей (БЗДЗУЗСБ).

При этом СБ (1) через свой первый выход, объединяющий выходы БФ 1 (2) и БФ 4 (5), соединена с первым входом УПСБ (6), и через второй выход, объединяющий выходы БФ 2 (3) и БФ 3 (5), соединена со вторым входом УПСБ (6). Выходы БУОСБС (8) и БРСБЗП (9) соединены соответственно с первым и вторым входами УПУ (7), выход которого, в свою очередь, соединен с третьим входом УПСБ (6). Первый и второй выходы УПСБ (6) соединены соответственно с входами PT 1 (10) и РТ 2 (11), а выходы PT 1 (10) и РТ 2 (11) соединены с ШЭ (17). БАБ (12) своим входом через ЗРУ АБ (13) соединен с ШЭ (17). При этом ЗРУ АБ (13) подключено своим первым входом к указанной шине, а ко второму входу ЗРУ АБ (13) подключен выход ДТП (15), вход которого подключен, в свою очередь, к ШЭ (17). БАБ (12) своим выходом подключен к первому входу БФКЗ АБ (14), а ко второму входу указанного блока подключен первый выход БУСЭС (16). Выход БФКЗ АБ (14) подключен к третьему входу ЗРУ АБ (13). Второй и третий выходы БУСЭС (16) подключены соответственно к первым входам БУОСБС (8) и БРСБЗП (9). Третий выход УПСБ (6) соединен со вторыми входами БУОСБС (8) и БРСБЗП (9). Выход БИПЭМИ (18) соединен с входом БОСА (19). Первый выход БОСА (19) соединен с входом БОМВВЧ (20). Выходы БОМВВЧ (20) и БИППЧВЭ (21) соединены с соответственно первым и вторым входами блока БОМВУСБТНЗ (22). Вход БИППЧВЭ (21) соединен со вторым выходом БОСА (19). Выход БОМВУСБТНЗ (22) соединен с первым входом БУСЭС (16). БУСЭС (16) своим четвертым выходом соединен с первым входом БУСБТНЗ (23). Третий выход УПСБ (6) соединен с третьим входом БУСБТНЗ (23). Выход БУСБТНЗ (23) подключен к третьему входу УПУ (7). Первый вход БОПТСБ (25) соединен с вторым выходом ДТН (15). Второй вход БОПТСБ (25) соединен с вторым выходом ЗРУ АБ (13). Выход БОПТСБ (25) соединен с вторым входом БУСБТНЗ (23). Выход БИППЧВЭ (21) соединен с первым входом БОМВПНВЧ (24). Выход БИПЭМИ (18) соединен с вторым входом БОМВПНВЧ (24). Выход БОМВПНВЧ (24) соединен со вторым входом БУСЭС (16). Первый и второй выходы БЗДЗУЗСБ (26) соединены с соответственно третьим входом БФКЗ АБ (14) и четвертым входом ЗРУ АБ (13).

На чертеже также пунктиром показана механическая связь УПСБ (6) с корпусом СБ (1) через выходной вал привода батареи.

В режиме электроснабжения КА система работает следующим образом. УПСБ (6) служит для транзитной передачи электроэнергии от СБ (1) до PT 1 (10) и РТ 2 (11). Стабилизация напряжения на шине электропитания СЭС осуществляется одним из РТ. В то же время другой РТ находится в состоянии с замкнутыми силовыми транзисторами. Генераторы СБ (1) (БФ 1 -БФ 4) работают в этом случае в режиме короткого замыкания. Когда мощность нагрузки становится больше мощности подключения генераторов СБ (1), в режим стабилизации напряжения переходит другой РТ, и энергия незадействовавшихся генераторов поступает на шину питания СЭС. В отдельные периоды, когда мощность нагрузки может превышать мощность СБ (1), ЗРУ АБ (13), за счет разряда блока АБ (12), компенсирует дефицит электроэнергии на борту КА. Для указанных целей в ЗРУ АБ (13) служит регулятор разряда АБ, который, в частности, осуществляет контроль уровня заряженности АБ и по достижению минимально допустимого значения уровня заряженности АБ, величина которого поступает в ЗРУ АБ (13) от БЗДЗУЗСБ (26), отключает БАБ (12) от внешней нагрузки. При этом ЗРУ АБ (13), исходя из текущего уровня заряженности АБ, определяет и подает на свой второй выход текущее значение допустимого тока разряда АБ (в режиме отключения БАБ (12) от внешней нагрузки данное значение равно нулю).

Кроме указанного регулятора ЗРУ АБ (13) содержит и регулятор заряда АБ. Для проведения зарядно-разрядных циклов в ЗРУ АБ (13) используется информация от ДТН (15). Заряд БАБ (12) осуществляет ЗРУ АБ (13) через БФКЗ АБ (14). Для случая металлводородных АБ он описан в . Суть заключается в том, что по датчикам давления, установленным внутри батарей, и температурах на корпусах батарей производится определение плотности водорода в корпусе АБ. В свою очередь, плотность водорода определяет уровень заряженности АБ. При понижении плотности водорода в батарее ниже установленного уровня выдается команда на ее заряд, а при достижении максимального уровня плотности - на прекращение заряда. Указанные уровни заряда батареи регулируются командами от БФКЗ АБ (14), при этом значения максимально допустимого уровня заряженности АБ поступают в БФКЗ АБ (14) с БЗДЗУЗСБ (26). Поддержание АБ в максимально заряженном состоянии негативно отражается на их состоянии, и АБ поддерживаются в режиме текущего саморазряда, при котором операция заряда АБ выполняется только периодически (например, при управлении СЭС КА "Ямал-100" - раз в несколько суток, при уменьшении уровня заряда БАБ на 30% от максимального уровня).

Одновременно с работой в режиме электроснабжения КА система решает задачи управления положением плоскостей панелей СБ (1).

По команде с БУСЭС (16) блок БУОСБС (8) осуществляет управление ориентацией СБ (1) на Солнце. БУОСБС (8) может быть реализован на базе СУДН КА (см. ). При этом входной информацией для алгоритма управления СБ являются: положение единичного вектора направления на Солнце относительно связанных с КА осей координат, определяемое алгоритмами кинематического контура СУДН; положение СБ относительно корпуса КА, получаемое в виде текущих измеренных значений угла α с ДУ УПСБ (6). Выходной информацией алгоритма управления являются команды на вращение СБ относительно оси выходного вала УПСБ (6), команды на прекращение вращения. ДУ УПСБ (6) выдают дискретные сигналы о положении СБ (1).

БИПЭМИ (18) производит измерение текущих потоков солнечного ЭМИ и передает их в БОСА (19). В БОСА (19) путем сравнения текущих значений с заданными пороговыми определяется начало активности Солнца. По команде, приходящей с первого выхода БОСА (19) на вход БОМВВЧ (20), в указанном последнем блоке производится определение момента времени возможного начала воздействия частиц высоких энергий на КА. Со второго выхода БОСА (19) через вход БИППЧВЭ (21) выдается команда на начало измерения плотности потока частиц высоких энергий.

С выхода БИППЧВЭ (21) измеренное значение плотности потоков частиц высоких энергий передается на первый вход БОМВПНВЧ (24) и на второй вход БОМВУСБТНЗ (22). На второй вход БОМВПНВЧ (24) с выхода БИПЭМИ (18) подаются измеренные значения текущих потоков солнечного ЭМИ.

В БОМВПНВЧ (24) осуществляется оценка динамики изменения плотности потоков частиц высоких энергий и выявляются ситуации, которые могут рассматриваться как предвестники негативного воздействия частиц на КА. Такими ситуациями являются превышение измеренной плотностью потоков высокоэнергетических частиц заданных критических значений при наличии тенденции к ее дальнейшему повышению. При выявлении и идентификации таких ситуаций используются также данные потоков солнечного ЭМИ, полученные от БИПЭМИ (18). При регистрации в БОМВПНВЧ (24) таких ситуаций-предвестников на выходе данного блока генерируется сигнал, поступающий на второй вход БУСЭС (16).

По команде на втором входе БУСЭС (16) данный блок подает команду на БФКЗ АБ (14), по которой данный блок через ЗРУ АБ (13) осуществляет заряд БАБ (12) до максимального уровня заряда. При этом, для случая металлводородных АБ (см. ), по датчикам давления, установленным внутри батарей, и температурах на корпусах батарей производится определение плотности водорода в корпусе АБ, по которой определяется уровень заряженности АБ. При достижении максимального уровня плотности выдается команда на прекращение заряда.

На входы БОПТСБ (25) со вторых выходов ДТН (15) и ЗРУ АБ (13) поступают текущие значения тока нагрузки от потребителей КА I н и допустимого тока разряда АБ I АБ. Используя данные значения БОПТСБ (25), по соотношениям (4), (5) определяет значение I СБ - текущее минимально допустимое значение потребного тока от СБ (с учетом возможности использования потребителями энергии от БАБ (12)), и выдает его на второй вход БУСБТНЗ (23).

Информация о моменте времени возможного начала воздействия частиц на КА передается с выхода БОМВВЧ (20) в БОМВУСБТНЗ (22) через его первый вход. В БОМВУСБТНЗ (22) осуществляется фактическая оценка негативного воздействия ФВС путем сравнения текущего измеренного значения характеристики воздействия с пороговыми значениями, начиная с момента времени, определенного БОМВВЧ (20). Необходимым условием получения команды на выходе БОМВУСБТНЗ (22) является наличие двух сигналов - с выходов БОМВВЧ (20) и БИППЧВЭ (21).

Когда БОМВУСБТНЗ (22) выдает команду на первый вход БУСЭС (16), данный блок генерирует команду на своем четвертом выходе, которая подключает к управлению СБ БУСБТНЗ (23).

БУСБТНЗ (23) определяет угол α s_min_АБ по выражению (3). Для расчета указанного угла используется текущее значение потребного тока от СБ, получаемое с БОПТСБ (25). Кроме того, с ДУ УПСБ (6) в указанный блок поступает информация о текущем значении угла поворота СБ α. Определив значение угла α s_min_АБ, алгоритм, заложенный в БУСБТНЗ (23), сравнивает его с текущим значением угла α и рассчитывает угол рассогласования между α и α s_min_АБ и необходимое число управляющих импульсов для задействования управляющего привода СБ (1). Управляющие импульсы передаются в УПУ (7). После преобразования и усиления указанных импульсов в УПУ (7) они поступают на вход УПСБ (6) и приводят привод в движение.

Когда БОМВУСБТНЗ (22) не выдает команду на первый вход БУСЭС (16), данный блок, в зависимости от выполняемой программы полета КА, передает управление СБ (1) одному из блоков БУОСБС (8) и БРСБЗП (9).

Функционирование БУОСБС (8) описано выше.

БРСБЗП (9) управляет СБ (1) по программным уставкам. Алгоритм управления СБ (1) по программным уставкам позволяет устанавливать батарею в любое задаваемое положение α=α z . При этом для контроля угла разворота в БРСБЗП (9) используется информация с ДУ УПСБ (6).

Реализация БОМВУСБТНЗ (22) и БОМВПНВЧ (24) возможна как на базе аппаратно-программных средств ЦУП КА, так и на борту КА. На выходах БОМВУСБТНЗ (22) и БОМВПНВЧ (24) формируются, соответственно, команды "начало управления СБ по токам нагрузки" и "начало управления СЭС в режиме подготовки к негативному воздействию высокоэнергетических частиц на КА", которые поступают в БУСЭС (16), при этом последняя команда функционально воспринимается БУСЭС (16) как команда на выполнение заряда АБ до максимального уровня заряда.

Примером реализации БУСЭС (16) могут служить радиосредства служебного канала управления (СКУ) бортовыми системами КА "Ямал-100", состоящие из земной станции (ЗС) и бортовой аппаратуры (БА) (см. описание в ). В частности, БА СКУ совместно с ЗС СКУ решает задачи выдачи в бортовую цифровую вычислительную систему (БЦВС) КА цифровой информации (ЦИ) и последующего ее квитирования. БЦВС, в свою очередь, осуществляет управление блоками БУОСБС (8), БРСБЗП (9), БУСБТНЗ(23), БФКЗ АБ (14).

В данной реализации БУСЭС (16) взаимодействие БА СКУ в части обмена ЦИ осуществляется по магистральному каналу обмена (МКО) в соответствии с интерфейсом MIL-STD-1553. В качестве абонента БЦВС используется прибор - блок сопряжения (БС) из состава БА СКУ. Процессор БЦВС периодически делает опросы состояния БС для определения доступности пакета данных. Если пакет доступен, то процессор начинает обмен данными.

УПУ (7) играет роль интерфейса между БУОСБС (8), БРСБЗП (9), БУСБТНЗ (23) и УПСБ (6) и служит для преобразования цифровых сигналов в аналоговые и усиление последних.

БУСБТНЗ (23) является бортовым блоком КА, команды на который приходят от БУСЭС (16). Реализация БУСБТНЗ (23), БОПТСБ (25), БЗДЗУЗСБ (26) может быть выполнена на базе БЦВС КА (см. , ).

Таким образом, рассмотрен пример реализации основополагающих блоков системы.

Опишем технический эффект предлагаемых изобретений.

Предлагаемые технические решения обеспечивают уменьшение негативного воздействия потоков частиц высоких энергий на рабочую поверхность СБ в моменты выполнения режима "защитного" отворота СБ от направления на Солнце. Это достигается уменьшением площади рабочей поверхности СБ, на которую негативно воздействуют потоки данных частиц, путем максимального увеличения угла отворота нормали к рабочей поверхности СБ от направления на Солнце, при гарантированном выполнении требования обеспечения КА электроэнергией. Максимизация угла отворота достигается тем, что СЭС КА заранее приводится в состояние максимального заряда АБ, что обеспечивает возможность реализации максимально-возможного угла "защитного" отворота СБ от направления на Солнце. Учитывая, например, что при управлении СЭС КА "Ямал-100" после операции заряда АБ до максимального уровня увеличение возможного тока разряда АБ составляет порядка 30%, то соответствующее увеличение угла "защитного" отворота СБ и, как следствие, уменьшение негативного воздействия потоков частиц высоких энергий на рабочую поверхность СБ составляет существенную величину.

ЛИТЕРАТУРА

1. Елисеев А.С. Техника космических полетов. Москва, "Машиностроение", 1983.

2. Раушенбах Г. Справочник по проектированию солнечных батарей. Москва, Энергоатомиздат, 1983.

3. Правила полета при выполнении совместных операций ШАТТЛА и МКС. Том С. Управление полетных операций. Космический центр им. Линдона Б.Джонсона. Хьюстон, Техас, основной вариант, 8.11.2001.

4. Система электроснабжения КА. Техническое описание. 300ГК.20Ю. 0000-АТО. РКК "Энергия", 1998.

5. Центер Б.И., Лызлов Н.Ю., Металлводородные электрохимические системы. Ленинград. "Химия", Ленинградское отделение, 1989.

6. Система управлением движением и навигации КА. Техническое описание. 300ГК.12Ю. 0000-АТО. РКК "Энергия", 1998.

7. Гальперин Ю.И., Дмитриев А.В., Зеленый Л.М., Панасюк Л.М. Влияние космической погоды на безопасность авиационных и космических полетов. "Полет 2001", стр.27-87.

8. Инженерный справочник по космической технике. Изд-во МО ССР, М., 1969.

9. Грилихес В.А., Орлов П.П., Попов Л.Б. Солнечная энергия и космические полеты. Москва, "Наука", 1984.

10. Земная станция служебного канала управления КА "Ямал". Руководство по эксплуатации. ЗСКУГК.0000-ОРЭ. РКК "Энергия", 2001.

11. Бортовая аппаратура служебного канала управления КА "Ямал". Техническое описание. 300ГК.15Ю. 0000А201-ОТО. РКК "Энергия", 2002.

12. Ковтун B.C., Соловьев С.В., Заикин С.В., Городецкий А.А. Способ управления положением солнечных батарей космического аппарата и система для его осуществления. Патент РФ 2242408 по заявке 2003108114/11 от 24.03.2003 г.

1. Способ управления положением солнечных батарей космического аппарата, включающий разворот панелей солнечных батарей в рабочее положение, обеспечивающее снабжение космического аппарата электроэнергией и соответствующее совмещению нормали к их освещенной рабочей поверхности с плоскостью, образуемой осью вращения панелей солнечных батарей и направлением на Солнце, измерение плотности текущего потока солнечного электромагнитного излучения, определение момента времени начала солнечной активности, определение момента времени достижения частицами высоких энергий поверхности космического аппарата, измерение плотности потоков частиц высоких энергий, сравнение измеренных значений плотности потоков частиц высоких энергий с пороговыми значениями, разворот панелей солнечных батарей на угол между нормалью к их освещенной рабочей поверхности и направлением на Солнце, соответствующий минимальной площади воздействия потоков частиц высоких энергий на поверхности солнечных батарей при одновременном обеспечении космического аппарата электроэнергией, в момент времени превышения измеренными значениями плотности потоков частиц высоких энергий пороговых значений и возвращение панелей солнечных батарей в рабочее положение в момент времени, при котором плотность потоков частиц высоких энергий становится ниже пороговых значений, отличающийся тем, что дополнительно определяют моменты времени появления предвестников негативного воздействия потоков частиц высоких энергий на космический аппарат и в указанные моменты времени выполняют заряд аккумуляторных батарей системы электроснабжения космического аппарата до максимального уровня заряда, в случае превышения измеряемыми значениями плотности потоков частиц высоких энергий сравниваемых с ними пороговых значений, выполняют разворот панелей солнечных батарей до достижения значения угла между нормалью к их освещенной рабочей поверхности и направлением на Солнце α s_min_АБ, соответствующего минимальной площади воздействия потоков частиц высоких энергий на поверхности солнечных батарей, при одновременном обеспечении космического аппарата электроэнергией от солнечных и аккумуляторных батарей системы электроснабжения, и определяемого соотношением

α s_min_АБ =arccos (max{0, I н -I АБ }/I m),

где I н - ток нагрузки потребителей космический аппарата;

I m - максимальный ток, вырабатываемый при ориентации освещенной рабочей поверхности панелей солнечных батарей перпендикулярно солнечным лучам;

I АБ - текущий допустимый ток разряда аккумуляторных батарей, и возникающий дефицит электроэнергии на борту космического аппарата компенсируют за счет разряда аккумуляторных батарей, при этом контролируют уровень заряженности аккумуляторных батарей и по достижению минимально допустимого значения этого уровня обнуляют текущее значение допустимого тока разряда аккумуляторных батарей и производят отключение аккумуляторных батарей от внешней нагрузки.

2. Система управления положением солнечных батарей космического аппарата, представляющих собой установленные на панелях четыре фотоэлектрические солнечные батареи, включающая устройство поворота указанных солнечных батарей, усилительно-преобразующее устройство, блок управления ориентацией солнечных батарей по направлению на Солнце, блок разворота солнечных батарей в заданное положение, два регулятора тока, блок аккумуляторных батарей, зарядное устройство для аккумуляторных батарей, блок формирования команд на заряд аккумуляторных батарей, датчик тока нагрузки, блок управления системой электроснабжения, шину электроснабжения, блок измерения плотности текущего потока солнечного электромагнитного излучения, блок определения солнечной активности, блок определения момента времени воздействия частиц высоких энергий на космический аппарат, блок измерения плотности потоков частиц высоких энергий, блок определения момента времени начала управления солнечными батареями по токам нагрузки, блок управления солнечными батареями по токам нагрузки, при этом солнечная батарея через свой первый выход, объединяющий выходы двух фотоэлектрических батарей, соединена с первым входом устройства поворота солнечных батарей, и через второй выход, объединяющий выходы двух других фотоэлектрических батарей, соединена со вторым входом устройства поворота солнечных батарей, а выходы блоков управления ориентацией солнечных батарей по направлению на Солнце и разворота солнечных батарей в заданное положение соединены, соответственно, с первым и вторым входами усилительно-преобразующего устройства, выход которого, в свою очередь, соединен с третьим входом устройства поворота солнечных батарей, первый и второй выходы устройства поворота солнечных батарей соединены соответственно с входами первого и второго регуляторов тока, а выходы регуляторов тока соединены с шиной электроснабжения космического аппарата, блок аккумуляторных батарей своим входом, через зарядное устройство для аккумуляторных батарей, соединен с шиной электроснабжения, при этом зарядное устройство аккумуляторных батарей подключено своим первым входом к указанной шине, а ко второму входу зарядного устройства для аккумуляторных батарей подключен датчик тока нагрузки, который подключен, в свою очередь, к шине электроснабжения, блок аккумуляторных батарей своим выходом подключен к первому входу блока формирования команд на заряд аккумуляторных батарей, а ко второму входу указанного блока подключен первый выход блока управления системой электроснабжения, выход блока формирования команд на заряд аккумуляторных батарей подключен к третьему входу зарядного устройства аккумуляторных батарей, второй и третий выходы блока управления системой электроснабжения подключен к первым входам блоков управления ориентацией солнечных батарей по направлению на Солнце и разворота солнечных батарей в заданное положение, третий выход устройства поворота солнечных батарей соединен со вторыми входами блоков управления ориентацией солнечных батарей по направлению на Солнце и разворота солнечных батарей в заданное положение, выход блока измерения плотности текущего потока солнечного электромагнитного излучения соединен с входом блока определения солнечной активности, первый выход которого, в свою очередь, соединен с входом блока определения момента времени воздействия частиц на космический аппарат, выходы блока определения момента времени воздействия частиц на космический аппарат и блока измерения плотности потоков частиц высоких энергий соединены с, соответственно, первым и вторым входами блока определения момента времени начала управления солнечными батареями по токам нагрузки, а вход блока измерения плотности потоков частиц высоких энергий соединен со вторым выходом блока определения солнечной активности, выход блока определения момента времени начала управления солнечными батареями по токам нагрузки соединен с входом блока управления системой электроснабжения, четвертый выход которого, в свою очередь, соединен с первым входом блока управления солнечными батареями по токам нагрузки, третий вход и выход которого подключены к, соответственно, третьему выходу устройства поворота солнечных батарей и третьему входу усилительно-преобразующего устройства, отличающаяся тем, что в нее дополнительно введены блок определения потребного тока от солнечных батарей, блок определения моментов появления предвестников негативного воздействия частиц высоких энергий на космический аппарат и блок задания допустимых значений уровня заряженности аккумуляторных батарей, при этом первый и второй входы и выход блока определения потребного тока от солнечных батарей соединены с, соответственно, вторым выходом датчика тока нагрузки, вторым выходом зарядного устройства аккумуляторных батарей и вторым входом блока управления солнечными батареями по токам нагрузки, выходы блока измерения плотности потоков частиц высоких энергий и блока измерения плотности текущего потока солнечного электромагнитного излучения соединены также, соответственно с первым и вторым входами блока определения моментов времени предвестников негативного воздействия частиц высоких энергий на космический аппарат, выход которого соединен со вторым входом блока управления системой электроснабжения, а первый и второй выходы блока задания допустимых значений уровня заряженности аккумуляторных батарей соединены, соответственно с третьим входом блока формирования команд на заряд аккумуляторных батарей и четвертым входом зарядного устройства аккумуляторных батарей.

Изобретение относится к космонавтике и может быть использовано при ведении космической деятельности - исследованиях космического пространства, планет солнечной системы, наблюдений Земли из космоса и т.п., при которых необходимо определять пространственные координаты космических аппаратов (КА) и составляющие вектора его скорости.

Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано при создании ракет-носителей (РН), в том числе конверсионных, для выведения космических аппаратов на околоземные орбиты.

Изобретение относится к области космической техники, а именно к системам электроснабжения космических аппаратов, и может быть использовано при управлении положением панелей их солнечных батарей

Римский философ Сенека сказал: "Если человек не знает, куда он плывет, то для него нет попутного ветра". В самом деле, какая нам польза от , если мы не знаем положения аппарата в пространстве? Этот рассказ о приборах, которые позволяют нам не заблудиться в космосе.

Технический прогресс сделал системы ориентации небольшими, дешевыми и доступными. Сейчас даже студенческий микроспутник может похвастаться системой ориентации, о которой пионеры космонавтики могли только мечтать. Ограниченность возможностей порождала остроумные решения.

Асимметричный ответ: никакой ориентации

Первые спутники и даже межпланетные станции летали неориентированными. Передача данных на Землю велась по радиоканалу, и несколько антенн, чтобы спутник был на связи при любом положении и любых кувырканиях, весили гораздо меньше, чем система ориентации. Даже первые межпланетные станции летали неориентированными:

Луна-2, первая станция, достигшая поверхности Луны. Четыре антенны по бокам обеспечивают связь при любом положении относительно Земли

Даже сегодня иногда бывает проще покрыть всю поверхность спутника солнечными батареями и поставить несколько антенн, нежели создавать систему ориентации. Тем более, что некоторые задачи нетребовательны к ориентации - например, фиксировать космические лучи можно в любом положении спутника.

Достоинства:

Максимальная простота и надежность. Отсутствующая система ориентации не может сломаться.

Недостатки:

Годится сейчас, в основном, для микроспутников, решающих сравнительно простые задачи. "Серьезным" спутникам без системы ориентации уже не обойтись.

Солнечный датчик

Фотоэлементы к середине XX века стали вещью привычной и освоенной, поэтому нет ничего удивительного, что они отправились в космос. Очевидным маяком для таких датчиков стало Солнце. Его яркий свет попадал на фоточувствительный элемент и позволял определять направление:

Различные схемы работы современных солнечных датчиков, внизу находится фоточувствительная матрица

Еще один вариант конструкции, здесь матрица изогнута

Современные солнечные датчики

Достоинства:

Простота.

Дешевизна.

Чем выше орбита, тем меньше участок тени, и тем дольше может работать датчик.

Точность примерно одна угловая минута.

Недостатки:

Не работают в тени Земли или другого небесного тела.

Могут быть подвержены помехам от Земли, Луны и т.п.

Всего одна ось, по которой могут стабилизировать аппарат солнечные датчики, не мешает их активному использованию. Во-первых, солнечный датчик можно дополнить другими сенсорами. Во-вторых, у космических аппаратов с солнечными батареями солнечный датчик позволяет легко организовать режим закрутки на Солнце, когда аппарат вращается направленный на него, и солнечные батареи работают в максимально комфортных условиях.
Космические корабли "Восток" остроумно использовали солнечный датчик - ось на Солнце использовалась при построении ориентации для торможения корабля. Также, солнечные датчики были крайне востребованы на межпланетных станциях, потому что многие другие типы датчиков не могут работать вне земной орбиты.
Благодаря простоте и дешевизне солнечные датчики сейчас очень распространены в космической технике.

Инфракрасная вертикаль

Аппараты, которые летают по орбите Земли, часто нуждаются в определении местной вертикали - направления на центр Земли. Фотоэлементы видимого диапазона для этого подходят не очень - на ночной стороне Земля гораздо хуже освещена. Но, к счастью, в инфракрасном диапазоне теплая Земля светит практически одинаково на дневном и ночном полушариях. На низких орбитах датчики определяют положение горизонта, на высоких - сканируют пространство в поисках теплого круга Земли.
Конструктивно, как правило, инфракрасные построители вертикали содержат систему зеркал или сканирующее зеркало:

Инфракрасная вертикаль в сборке с маховиком. Блок предназначен для точной ориентации на Землю для геостационарных спутников. Хорошо видно сканирующее зеркало

Пример поля зрения инфракрасной вертикали. Черный круг - Земля

Отечественные инфракрасные вертикали производства ОАО "ВНИИЭМ"

Достоинства:

Способны строить местную вертикаль на любом участке орбиты.

Как правило, высокая надежность.

Хорошая точность -

Недостатки:

Ориентация только по одной оси.

Для низких орбит нужны одни конструкции, для высоких - другие.

Сравнительно большие габариты и вес.

Только для орбиты Земли.

Тот факт, что ориентация строится только по одной оси, не мешает широкому использованию инфракрасных вертикалей. Они очень полезны для геостационарных спутников, которым необходимо нацеливать свои антенны на Землю. Также ИКВ используются в пилотируемой космонавтике, например, на современных модификациях корабля "Союз" ориентация на торможение производится только по ее данным:

Корабль "Союз". Дублированные датчики ИКВ показаны стрелками

Гироорбитант

Для того, чтобы выдать тормозной импульс, необходимо знать направление вектора орбитальной скорости. Солнечный датчик даст правильную ось примерно один раз в сутки. Для полетов космонавтов это нормально, в случае нештатной ситуации человек может вручную сориентировать корабль. Но корабли "Восток" имели "братьев-близнецов", разведывательные спутники "Зенит", которым тоже нужно было выдавать тормозной импульс, чтобы вернуть с орбиты отснятую пленку. Ограничения солнечного датчика были неприемлемы, поэтому пришлось придумывать что-то новое. Таким решением стал гироорбитант. Когда работает инфракрасная вертикаль, корабль вращается, потому что ось на Землю постоянно поворачивается. Направление орбитального движения известно, поэтому по тому, в какую сторону поворачивается корабль, можно определить его положение:

Например, если корабль постоянно кренится вправо, то мы летим правым боком вперед. А если корабль летит кормой вперед, то он будет постоянно поднимать нос вверх. С помощью гироскопа, который стремится сохранить свое положение, это вращение можно определить:

Чем сильнее отклонена стрелка, тем сильнее выражено вращение по этой оси. Три таких рамки позволяют замерить вращение по трем осям и развернуть корабль соответственно.
Гироорбитанты широко использовались в 60-80-х годах, но сейчас вымерли. Простые датчики угловых скоростей позволили эффективно измерять вращение аппарата, а бортовая ЭВМ без труда определит положение корабля по этим данным.

Ионный датчик

Красивой была идея дополнить инфракрасную вертикаль ионным датчиком. На низких земных орбитах попадаются молекулы атмосферы, которые могут быть ионами - нести электрический заряд. Поставив датчики, фиксирующие поток ионов, можно определить, какой стороной корабль летит вперед по орбите - там поток будет максимальным:

Научная аппаратура для измерения концентрации положительных ионов

Ионный датчик работал быстрее - на построение ориентации с гироорбитантом уходил почти целый виток, а ионный датчик был способен построить ориентацию за ~10 минут. К сожалению, в районе Южной Америки находится так называемая "ионная яма", которая делает работу ионного датчика нестабильной. По закону подлости именно в районе Южной Америки нашим кораблям надо строить ориентацию на торможение для посадки в районе Байконура. Ионные датчики стояли на первых "Союзах", но достаточно скоро от них отказались, и сейчас они нигде не используются.

Звездный датчик

Одной оси на Солнце часто бывает мало. Для навигации может быть нужен еще один яркий объект, направление на который вместе с осью на Солнце даст нужную ориентацию. Таким объектом стала звезда Канопус - она вторая по яркости в небе и находится далеко от Солнца. Первым аппаратом, который использовал звезду для ориентации, стал "Маринер-4", стартовавший к Марсу в 1964 году. Идея оказалась удачной, хотя звездный датчик выпил много крови ЦУПа - при построении ориентации он наводился не на те звезды, и приходилось "прыгать" по звездам несколько дней. После того, как датчик наконец навелся на Канопус, он стал постоянно его терять - летевший рядом с зондом мусор иногда ярко вспыхивал и перезапускал алгоритм поиска звезды.
Первые звездные датчики представляли собой фотоэлементы с небольшим полем зрения, которые умели наводиться только на одну яркую звезду. Несмотря на ограниченность возможностей, они активно использовались на межпланетных станциях. Сейчас технический прогресс, фактически, создал новый класс устройств. Современные звездные датчики используют матрицу фотоэлементов, работают в паре с компьютером с каталогом звезд и определяют ориентацию аппарата по тем звездам, которые видны в поле их зрения. Такие датчики не нуждаются в предварительном построении грубой ориентации другими приборами и способны определить положение аппарата вне зависимости от участка неба, в которое их направят.

Типичные звездные датчики

Чем больше поле зрения, тем проще ориентироваться

Иллюстрация работы датчика - по взаимному положению звезд по данным каталога рассчитывается направление взгляда

Достоинства:

Максимальная точность, может быть меньше угловой секунды.

Не нуждается в других приборах, может определить точное положение самостоятельно.

Работают на любых орбитах.

Недостатки:

Высокая цена.

Не работают при быстром вращении аппарата.

Чувствительны к засветке и помехам.

Сейчас звездные датчики используются там, где нужно знать положение аппарата очень точно - в телескопах и других научных спутниках.

Магнитометр

Сравнительно новым направлением является построение ориентации по магнитному полю Земли. Магнитометры для измерения магнитного поля часто ставились на межпланетные станции, но не использовались для построения ориентации.

Магнитное поле Земли позволяет строить ориентацию по всем трем осям

"Научный" магнитометр зондов "Пионер-10" и -11

Первый цифровой магнитометр. Эта модель появилась на станции "Мир" в 1998 г. и использовалась в посадочном модуле "Филы" зонда "Розетта"

Достоинства:

Простота, дешевизна, надежность, компактность.

Средняя точность, от угловых минут до нескольких угловых секунд.

Можно строить ориентацию по всем трем осям.

Недостатки:

Подвержен помехам в т.ч. и от оборудования космического аппарата.

Не работает выше 10 000 км от Земли.

Простота и дешевизна магнитометров сделала их очень популярными в микроспутниках.

Гиростабилизированная платформа

Исторически, космические аппараты часто летали неориентированными или в режиме солнечной закрутки. Только в районе цели миссии они включали активные системы, строили ориентацию по трем осям и выполняли свою задачу. Но что, если нам необходимо поддерживать произвольную ориентацию длительное время? В этом случае нам надо "помнить" текущее положение и фиксировать свои повороты и маневры. А для этого человечество не придумало ничего лучше гироскопов (измеряют углы поворота) и акселерометров (измеряют линейные ускорения).
Гироскопы
Широко известно свойство гироскопа стремиться сохранить свое положение в пространстве:

Изначально гироскопы были только механическими. Но технический прогресс привел к появлению множества других типов.
Оптические гироскопы . Очень высокой точностью и отсутствием движущихся деталей отличаются оптические гироскопы - лазерные и оптоволоконные. В этом случае используется эффект Саньяка - фазовый сдвиг волн во вращающемся кольцевом интерферометре.

Лазерный гироскоп

Твердотельные волновые гироскопы . В этом случае измеряется прецессия стоячей волны резонирующего твердого тела. Не содержат движущихся частей и отличаются очень высокой точностью.

Вибрационные гироскопы . Используют для работы эффект Кориолиса - колебания одной части гироскопа при повороте отклоняют чувствительную часть:

Вибрационные гироскопы производятся в MEMS-исполнении, отличаются дешевизной и очень маленькими размерами при сравнительно неплохой точности. Именно эти гироскопы стоят в телефонах, квадрокоптерах и тому подобной технике. MEMS-гироскоп может работать и в космосе, и их ставят на микроспутники.

Размер и точность гироскопов наглядно:

Акселерометры
Конструктивно, акселерометры представляют собой весы - фиксированный груз меняет свой вес под воздействием ускорений, и датчик переводит этот вес в величину ускорения. Сейчас акселерометры кроме больших и дорогих версий обзавелись MEMS-аналогами:

Пример "большого" акселерометра

Микрофотография MEMS-акселерометра

Комбинация трех акселерометров и трех гироскопов позволяет фиксировать поворот и ускорение по всем трем осям. Такое устройство называется гиростабилизированной платформой. На заре космонавтики они были возможны только на карданном подвесе, были очень сложными и дорогими.

Гиростабилизированная платформа кораблей Apollo. Синий цилиндр на переднем плане - гироскоп. Видео испытаний платформы

Вершиной механических систем были бескарданные системы, когда платформа висела неподвижно в потоках газа. Это был хайтек, результат работы больших коллективов, очень дорогие и секретные устройства.

Сфера в центре - гиростабилизированная платформа. Система наведения МБР Peacekeeper

Ну а сейчас развитие электроники привело к тому, что платформа с пригодной для простых спутников точностью умещается на ладони, ее разрабатывают студенты, и даже публикуют исходный код.

Интересным нововведением стали MARG-платформы. В них данные с гироскопов и акселерометров дополняются магнитными датчиками, что позволяет исправлять накапливающуюся ошибку гироскопов. MARG-датчик, наверное, самый подходящий вариант для микроспутников - он маленький, простой, дешевый, не имеет движущихся частей, потребляет мало энергии, обеспечивает ориентацию по трем осям с коррекцией ошибок.
В "серьезных" системах для исправления ошибок ориентации гиростабилизированной платформы обычно используют звездные датчики.

Датчики бесконтактные космических солнечных батарей. Солнечная батарея (панель). Использование в космосе

История

Использование в космосе

Эффективность фотоэлементов и модулей

Факторы, влияющие на эффективность фотоэлементов

Производство

Асимметричный ответ: никакой ориентации

Солнечный датчик

Инфракрасная вертикаль

Гироорбитант

Ионный датчик

Звездный датчик

Магнитометр

Гиростабилизированная платформа

Сообщить об опечатке

Текст, который будет отправлен нашим редакторам:

Ваш комментарий (необязательно):