Основні характеристики сонячних батарей космічних апаратів. Датчик стеження за сонцем двовісної системи орієнтації сонячних батарей. Використання у космосі
Власники патенту UA 2322373:
Винахід відноситься до електропостачання космічних апаратів (КА) за допомогою сонячних батарей (СБ). Пропонований спосіб включає розворот панелей СБ в робоче положення, що відповідає суміщенню нормалі до освітленої поверхні з площиною, що утворюється віссю обертання панелей СБ і напрямком на Сонце. При цьому вимірюють щільність потоків сонячного електромагнітного випромінювання і частинок високих енергій, визначаючи моменти початку сонячної активності та досягнення зазначеними частинками поверхні КА. Додатково визначають моменти появи провісників негативного впливу потоків зазначених частинок на КА. У ці моменти заряджають акумуляторні батареї КА до максимального рівня. При перевищенні щільності потоків частинок порогових значень розгортають панелі СБ на кут між зазначеною нормаллю і напрямком на Сонце, що відповідає мінімальній площі впливу потоків частинок на поверхні СБ. Дефіцит електроенергії на борту КА покривають за рахунок розряду акумуляторних батарей. При досягненні мінімально допустимого рівнязарядженості цих батарей роблять їх відключення від навантаження. Після закінчення впливу частинок на КА повертають панелі СБ у робоче положення. Пропонована система управління включає необхідні блоки і зв'язки між ними для виконання описаних вище операцій. Причому до неї введено блок визначення потрібного струму від СБ, блок визначення моментів появи провісників негативного впливу частинок високих енергій на КА, блок завдання допустимого рівня зарядженості акумуляторних батарей. Технічний результат винаходів полягає в ослабленні негативного впливу потоків частинок високих енергій на робочу поверхню СБ шляхом максимального збільшення кута "захисного" відвороту СБ від напрямку цих потоків від Сонця. 2 н.п. ф-ли, 1 іл.
Винахід відноситься до галузі космічної техніки, а саме до систем електропостачання (СЕС) космічних апаратів (КА) і може бути використане при керуванні положенням панелей їх сонячних батарей (СБ).
Відомий спосіб управління положенням панелей СБ, прийнятий за аналог (див. , стор.190-194). Сутність способу полягає у наступному. Панелі СБ орієнтуються таким чином, що кут між нормаллю до їхньої освітленої робочої поверхні та напрямком на Сонці становить мінімальну величину, що забезпечує максимальний прихід електроенергії від СБ.
Задля більшої ефективності роботи РБ більшості КА встановлюють систему їх автоматичної орієнтації на Сонце. До складу такої системи входять сонячні датчики, що логічно перетворюють пристрої та електричні приводи, що керують положенням СБ.
Недолік зазначеного способу та системи управління положенням СБ КА полягає в тому, що в їх діях не передбачено захист від негативного впливу факторів зовнішнього середовища (ФВС) на робочі поверхні панелей СБ, як, наприклад, захист від газів, що виходять із реактивних двигунів, що працюють (РД) ) КА (див. , стор.311-312; , стор.2-27), і потоків протонів і електронів високих енергій космічних променів сонячного електромагнітного випромінювання (ЕМІ) в періоди високої активності Сонця (див. , стор.323; , стор. .31, 33).
Найбільш близьким з аналогів, прийнятим за прототип, є спосіб управління положенням СБ КА, описаний . Суть способу полягає в наступному.
Здійснюють розворот панелей СБ у робоче положення, що забезпечує постачання КА електроенергією, що відповідає суміщенню нормалі до її освітленої робочої поверхні з площиною, що утворюється віссю обертання панелей СБ та напрямком на Сонце. Далі визначають момент часу початку негативного впливу ФВС на робочу поверхню СБ і здійснюють розворот панелей СБ до моменту початку впливу зазначених факторів і повернення панелей СБ в робоче положення після закінчення зазначеного впливу. Для цього вимірюють щільність поточного потоку сонячного електромагнітного випромінювання і за виміряними значеннями визначають момент початку сонячної активності, визначають момент часу досягнення частинками високих енергій поверхні КА. У вказаний момент часу вимірюють щільність потоків частинок високих енергій - протонів і електронів - і порівняння виміряних значень з пороговими значеннями. У разі перевищення виміряними значеннями порогових значень потоків протонів і електронів виробляють розворот панелей СБ на кут між нормаллю до їх освітленої робочої поверхні та напрямком на Сонці α s_min відповідний мінімальної площі впливу потоків частинок високих енергій на поверхні СБ, що визначається співвідношенням:
α s min = arccos (I н / I m),
де I н - Струм навантаження від споживачів КА;
I m - максимальний струм, що виробляється при орієнтації освітленої робочої поверхні панелей СБ перпендикулярно сонячним променям,
при цьому за момент часу початку розвороту панелей СБ приймають момент часу перевищення виміряними значеннями верхнього порогового значення щільності потоків зазначених частинок високих енергій, а за момент часу початку повернення панелей СБ в робоче положення приймають момент часу, при якому щільність потоків високих енергій стає нижче верхнього порогового значення.
СБ у системі СЕС МКС є основними джерелами електроенергії та забезпечують роботу її бортових споживачів, включаючи підзаряд акумуляторних батарей (АБ), що є вторинними джерелами електроенергії на борту МКС (див. ). Поворотом СБ зменшується площа ураження робочих поверхонь СБ потоком ФВС. Повністю розгорнути панелі СБ уздовж вражаючого потоку ФВС неможливо, т.к. необхідно забезпечувати КА та його акумуляторні батареї вироблюваної СБ електроенергією, - тому площа ураження панелей СБ потоком частинок високих енергій зменшується до мінімальної шляхом розвороту СБ на кут α s min , необхідний і достатній для забезпечення бортових споживачів енергією.
Виходячи з необхідної достатності для роботи бортових систем КА навантаження від споживачів I н не повинна перевищувати поточний струм I. Оскільки поточний струм I від СБ визначаться виразом (див. , стор.109)
де I m - максимальний струм, що виробляється при орієнтації освітленої робочої поверхні панелей сонячних батарей перпендикулярно до сонячних променів;
α - поточний кут між нормаллю до робочої поверхні СБ та напрямком на Сонце,
то поточний кут α не повинен перевищувати величину α s min , що розраховується за формулою:
Система управління положенням СБ для реалізації даного способу, прийнятого за прототип, описана і містить СБ, на жорсткій підкладці корпусу якої розташовані чотири фотоелектричних батареї (БФ 1 , БФ 2 , БФ 3 , БФ 4), пристрій повороту СБ (УПСБ); підсилювально-перетворювальний пристрій (УПУ); блок управління орієнтацією СБ у напрямку на Сонце (БУОСБС); блок розвороту СБ у задане положення (БРСБЗП); два регулятори струму (PT 1, РТ 2), блок АБ (БАБ); зарядний пристрій для АБ (ЗРУ АБ); блок формування команд на заряд АБ (БФКЗ АБ); датчик струму навантаження (ДТН); блок керування системою енергопостачання (БУСЕС); шина електропостачання (ШЕ); блок вимірювання густини поточного потоку сонячного ЕМІ (БІПЕМІ); блок визначення сонячної активності (БОСА); блок визначення моменту часу впливу частинок на КА (БОМВВЧ); блок вимірювання густини потоків частинок високих енергій (БІППЧВЕ); блок визначення моменту часу початку управління СБ за струмами навантаження (БОМВУСБТНЗ); блок управління СБ струмами навантаження (БУСБТНЗ). При цьому СБ через свій перший вихід, що поєднує виходи БФ 1 і БФ 4 з'єднана з першим входом УПСБ, і через другий вихід, що об'єднує виходи БФ 2 і БФ 3 з'єднана з другим входом УПСБ. Виходи БУОСБС та БРСБЗП з'єднані відповідно з першим та другим входами УПУ, вихід якого, у свою чергу, з'єднаний із третім входом УПСБ. Перший і другий виходи УПСБ з'єднані відповідно з входами PT 1 і РТ 2 а виходи PT 1 і РТ 2 з'єднані з ШЕ. БАБ своїм входом через ЗРУ АБ з'єднаний із ШЕ. При цьому ЗРУ АБ підключено своїм першим входом до зазначеної шини, а до другого входу ЗРУ АБ підключено вихід ДТП, вхід якого підключений, у свою чергу, до ШЕ. БАБ своїм виходом підключено до першого входу БФКЗ АБ, а до другого входу зазначеного блоку підключено перший вихід БУСЕС. Вихід БФКЗ АБ підключено до третього входу ЗРУ АБ. Другі та треті виходи БУСЕС підключені відповідно до перших входів БУОСБС та БРСБЗП. Третій вихід УПСБ з'єднаний з іншими входами БУОСБС та БРСБЗП. Вихід БІПЕМІ з'єднаний із входом БОСА, перший вихід якого, у свою чергу, з'єднаний із входом БОМВВЧ. Виходи БОМВВЧ і БИППЧВЕ з'єднані відповідно першим і другим входами блоку БОМВУСБТНЗ, а вхід БІППЧВЕ з'єднаний з другим виходом БОСА. Вихід БОМВУСБТНЗ з'єднаний із входом БУСЕС. БУСЕС своїм четвертим виходом з'єднаний з першим входом БУСБТНЗ, а до другого входу БУСБТНЗ підключено другий вихід ДТН. Вихід БУСБТНЗ підключено до третього входу УПУ. Крім цього, третій вихід УПСБ з'єднаний із третім входом БУСБТНЗ.
У режимі електропостачання КА система працює в такий спосіб.
УПСБ служить транзитної передачі електроенергії від СБ до PT 1 і РТ 2 . Стабілізація напруги на шині електроживлення СЕС здійснюється одним із РТ. У той самий час інший РТ перебуває у стані із замкнутими силовими транзисторами. Генератори СБ працюють у цьому випадку в режимі короткого замикання. Коли потужність навантаження стає більше потужності підключення генераторів СБ, режим стабілізації напруги переходить інший РТ, і енергія незадіяних генераторів надходить на шину живлення СЕС. В окремі періоди, коли потужність навантаження може перевищувати потужність СБ, ЗРУ АБ, за рахунок розряду блоку АБ компенсує дефіцит електроенергії на борту КА. Для зазначених цілей ЗРУ АБ служить регулятор розряду АБ.
Крім зазначеного регулятора ЗРУ АБ містить регулятор заряду АБ. Регулятор заряду здійснює обмеження зарядного струмуБАБ на рівні (I нз ±1)А, де I нз - номінальний струмзаряду, при надлишку потужності БФ та стабілізацію напруги на шині СЕС за рахунок регулювання зарядного струму БАБ при потужності БФ, недостатньої для забезпечення живлення АБ струмом заряду (I нз ±1)А. Для проведення зазначених зарядно-розрядних циклів ЗРУ АБ використовується інформація від ДТН. При цьому ДТН підключено до СЕС таким чином, що вимірює струм навантаження не лише від бортових споживачів, а й враховує струм заряду АБ. Заряд БАБ здійснює ЗРУ АБ через БФКЗ АБ.
Одночасно з роботою в режимі електропостачання КА система вирішує завдання керування положенням площин панелей СБ.
За командою з БУСЕС блок БУОСБС здійснює управління орієнтацією СБ на Сонці. БУОСБС може бути реалізований на базі системи управління рухом та навігацією (СУДН) КА (див. ). При цьому вхідною інформацією для алгоритму управління СБ є: положення одиничного вектора напрямку на Сонце щодо пов'язаних з КА осей координат, що визначається алгоритмами кінематичного контуру СУДН; положення СБ щодо корпусу КА, одержуване у вигляді поточних виміряних значень кута з датчиків кута (ДУ), встановлених на УПСБ. При цьому значення завжди відраховується від поточної нормалі до робочої поверхні СБ (тобто при орієнтації СБ на Сонці α мінімальний). Вихідною інформацією алгоритму управління є команди на обертання СБ щодо осі вихідного валу УПСБ та команди на припинення обертання. ДК УПСБ видають дискретні сигнали про положення СБ. Розмір дискрети визначає точність орієнтації РБ.
У штатному режимі орієнтації КА, коли напрям руху Сонця щодо пов'язаних осей КА незмінно, РБ встановлюється щодо спрямування Сонце з випередженням у процесі руху Сонця на кут, відповідний кільком дискретам ДУ. Далі батарея залишається в цьому положенні доти, поки Сонце, за рахунок руху КА по орбіті, не "переміститься вперед" щодо РБ на відповідний кут. Після цього цикл обертання відновлюється.
БРСБЗП управляє СБ за допомогою БУСЕС за програмними уставками. Алгоритм управління СБ за програмними уставками дозволяє встановлювати батарею в будь-яке положення. Для цього спочатку видається сигнал у БУОСБС про встановлення СБ у вихідне положення. Далі за допомогою БУСБЗП здійснюється необхідний розворот на кут α z . При цьому контролю кута розвороту в БРСБЗП використовується також інформація з ДК УПСБ.
УПУ відіграє роль інтерфейсу між БУОСБС, БРСБЗП, БУСБТНЗ та УПСБ.
БІПЕМІ проводить постійне вимірювання поточних потоків сонячного електромагнітного випромінювання (ЕМІ) за індексом сонячної активності F10,7 і передає їх у БОСА. У БОСА шляхом порівняння поточних значень із заданими пороговими визначається початок активності Сонця. За командою, яка приходить з першого виходу БОСА на вхід БОМВВЧ, у зазначеному останньому блоці проводиться визначення моменту часу можливого початку впливу високих частин енергій на КА. З другого виходу БОСА через вхід БІППЧВЕ видається команда початку вимірювання щільності потоку частинок високих енергій. Інформація про час можливого початку впливу частинок на КА передається з виходу БОМВВЧ в БОМВУСБТНЗ через його перший вхід. На другий вхід БОМВУСБТНЗ передається виміряне значення густини потоків частинок високих енергій з БІППЧВЕ.
У БОМВУСБТНЗ здійснюється фактична оцінка негативного впливу ФВС шляхом порівняння поточного виміряного значення характеристики впливу з пороговими значеннями, починаючи з часу, визначеного БОМВВЧ. Необхідною умовою отримання команди на виході БОМВУСБТНЗ є наявність двох сигналів - з виходів БОМВВЧ та БІППЧВЕ. На виході БОМВУСБТНЗ формується команда "початок управління СБ за струмами навантаження", яка надходить до БУСЕС.
Коли БОМВУСБТНЗ видає команду БУСЕС, команда, отримана з БОМВУСБТНЗ, є за пріоритетом вищою, ніж команди на задіяння БУОСБС і БРСБЗП. Тому, отримавши вказану команду, БУСЕС відключає від управління УПСБ блоки нижчого пріоритету та підключає БУСБТНЗ.
Після обнулення команди з БОМВУСБТНЗ на вході БУСЕС, останній перебудовує логіку своєї роботи. Залежно від програми польоту КА, що виконується, пріоритет на управління СБ віддається одному з блоків БУОСБС або БРСБЗП.
БУСБТНЗ визначає кут α s_min за виразом (2). Для розрахунку зазначеного кута використовуються виміряні значення I н, одержувані з ДТН. Крім того, з ДК УПСБ до зазначеного блоку надходить інформація про поточне значення кута повороту СБ α. Визначивши значення кута α s_min алгоритм, закладений в БУСБТНЗ, порівнює його з поточним значенням кута α, розраховує кут неузгодженості між α і α s_min і необхідну кількість керуючих імпульсів для залучення керуючого приводу СБ. Керуючі імпульси передаються до УПУ. Після перетворення та посилення зазначених імпульсів в УПУ вони надходять на вхід УПСБ і призводять у рух.
Спосіб і система для його здійснення, прийняті за прототип, мають суттєвий недолік - вони не забезпечують повного захисту поверхні РБ від негативного впливу потоків частинок високих енергій і при цьому не дозволяють використовувати додаткові можливості зменшення цього негативного впливу за рахунок виконання спеціальних операцій з підготовки СЕС КА до роботи за умов негативного впливу потоків частинок високих енергій на КА.
Завданням, що стоїть перед пропонованим способом і системою для його здійснення є зменшення негативного впливу потоків частинок високих енергій на поверхні СБ. Для цього за рахунок виконання спеціальних підготовчих операцій у СЕС КА та управління СБ передбачається зменшити площу СБ, на яку негативно впливає потік зазначених частинок.
Технічний результат досягається тим, що в способі керування положенням сонячних батарей космічного апарату, що включає розворот панелей сонячних батарей в робоче положення, що забезпечує постачання космічного апарату електроенергією, що відповідає суміщенню нормалі до її освітленої робочої поверхні з площиною, що утворюється віссю обертання. Сонце, вимірювання щільності поточного потоку сонячного електромагнітного випромінювання, визначення моменту часу початку сонячної активності, визначення моменту часу досягнення частинками високих енергій поверхні космічного апарату, вимірювання щільності потоків частинок високих енергій, порівняння вимірюваних значень щільності потоків частинок високих ен батарей на кут між нормаллю до їх освітленої робочої поверхні і напрямком на Сонце, що відповідає мінімальній площі впливу потоків частинок високих енергій на поверхні сонячних батарей при одночасному забезпеченні космічного апарату електроенергією, в момент часу перевищення вимірюваними значеннями щільності потоків частинок високих енергій порогових сонячних батарей у робоче положення в момент часу, при якому щільність потоків частинок високих енергій стає нижчою від порогових значень, додатково визначають моменти часу появи провісників негативного впливу потоків частинок високих енергій на космічний апарат, в моменти часу появи провісників негативного впливу потоків частинок високих енергій апарат виконують заряд акумуляторних батарей системи електропостачання космічного апарату до максимального рівня заряду, у разі перевищення вимірюваними значеннями щільності потоків частинок високих енергій порівнюваних з ними порогових значень виконують розворот панелей сонячних батарей до досягнення значення кута між нормаллю до їх освітленої роботи s_min_АБ, відповідного мінімальної площі впливу потоків високих енергій на поверхні сонячних батарей при одночасному забезпеченні космічного апарату електроенергією від сонячних і акумуляторних батарей системи електропостачання, що визначається співвідношенням:
α s_min_АБ = arccos(max(0,I н -I АБ )/I m),
де I н - Струм навантаження від споживачів космічного апарату,
I m - максимальний струм, що виробляється при орієнтації освітленої робочої поверхні панелей сонячних батарей перпендикулярно сонячним променям,
I АБ - поточний допустимий струм розряду акумуляторних батарей,
і виникаючий дефіцит електроенергії на борту космічного апарату компенсують за рахунок розряду акумуляторних батарей, при цьому контролюють рівень зарядженості акумуляторних батарей вантажі.
Крім того, поставлене завдання вирішується тим, що в систему керування положенням сонячних батарей космічного апарату, що включає сонячну батарею з встановленими на ній чотирма фотоелектричними батареями, пристрій повороту сонячних батарей, підсилювально-перетворювальний пристрій, блок управління орієнтацією сонячних батарей у напрямку на Сонце, блок розвороту сонячних батарей у задане положення, два регулятори струму, блок акумуляторних батарей, зарядний пристрій для акумуляторних батарей, блок формування команд на заряд акумуляторних батарей, датчик струму навантаження, блок керування системою електропостачання, шину електропостачання, блок вимірювання щільності поточного потоку сонячного електромагнітного блок визначення сонячної активності, блок визначення моменту часу впливу частинок на космічний апарат, блок вимірювання щільності потоків частинок високих енергій, блок визначення моменту часу початку управління сонячними батареями за струмами навантаження, блок управління сонячними батареями за струмами навантаження, при цьому сонячна батарея через свій перший вихід, що поєднує виходи двох фотоелектричних батарей, з'єднана з першим входом пристрою повороту сонячних батарей, і через другий вихід, що поєднує виходи двох інших фотоелектричних батарей, з'єднана з другим входом пристрою повороту сонячних батарей, а виходи блоків керування орієнтацією сонячних батарей у напрямку на Сонце розвороту сонячних батарей у задане положення з'єднані відповідно з першим та другим входами підсилювально-перетворювального пристрою, вихід якого, у свою чергу, з'єднаний з третім входом пристрою повороту сонячних батарей, перший та другий виходи пристрою повороту сонячних батарей з'єднані відповідно до входів першого та другого регуляторів струму, а виходи регуляторів струму з'єднані з шиною електропостачання космічного апарату, блок акумуляторних батарей своїм входом, через зарядний пристрій для акумуляторних батарей, з'єднаний з шиною електропостачання, при цьому зарядний пристрій акумуляторних батарей підключено своїм першим входом до вказаної шини зарядного пристрою для акумуляторних батарей підключений датчик струму навантаження, який підключений, у свою чергу, до шини електропостачання, блок акумуляторних батарей своїм виходом підключений до першого входу блоку формування команд на заряд акумуляторних батарей, а до другого входу блоку управління підключений перший вихід блоку управління системою електропостачання, вихід блоку формування команд на заряд акумуляторних батарей підключений до третього входу зарядного пристрою акумуляторних батарей, другий та третій виходи блоку керування системою електропостачання підключений до перших входів блоків керування орієнтацією сонячних батарей у напрямку на Сонце та розвороту сонячних батарей у задане положення; сонячних батарей з'єднаний з іншими входами блоків управління орієнтацією сонячних батарей у напрямку на Сонце та розвороту сонячних батарей у задане положення, вихід блоку вимірювання щільності поточного потоку сонячного електромагнітного випромінювання з'єднаний з входом блоку визначення сонячної активності, перший вихід якого, у свою чергу, з'єднаний з входом блоку визначення моменту часу впливу частинок на космічний апарат, виходи блоку визначення моменту часу впливу частинок на космічний апарат і блоку вимірювання щільності потоків частинок високих енергій з'єднані відповідно першим і другим входами блоку визначення моменту часу початку управління сонячними батареями по струмах навантаження, а вхід блоку вимірювання щільності потоків частинок високих енергій з'єднаний з другим виходом блоку управління сонячної активності, вихід блоку визначення моменту часу початку управління сонячними батареями по струмах навантаження з'єднаний з входом блоку управління системою електропостачання, четвертий вихід якого, у свою чергу, з'єднаний з першим входом блоку управління сонячними батареями по струмах навантаження, третій вхід і вихід якого підключені до третього виходу пристрою повороту сонячних батарей і третього входу підсилювально-перетворюючого пристрою, додатково введено блок визначення потрібного струму від сонячних батарей, блок визначення моментів часу провісників негативного впливу частинок високих енергій на космічний апарат і блок завдання допустимих значень рівня зарядженості акумуляторних батарей, при цьому перший і другий входи і вихід блоку визначення потрібного струму від сонячних батарей з'єднані з другим виходом датчика струму навантаження, другим виходом зарядного пристрою акумуляторних батарей і другим входом блоку управління сонячними батареями навантаження, виходи блоку вимірювання щільності потоків частинок високих енергій і блоку вимірювання щільності поточного потоку сонячного електромагнітного випромінювання з'єднані також відповідно першим і другим входами блоку визначення моментів часу провісників негативного впливу частинок високих енергій на космічний апарат, вихід якого з'єднаний з другим входом блоку електропостачання, а перший і другий виходи блоку завдання допустимих значень рівня зарядженості акумуляторних батарей з'єднані з третім входом блоку формування команд на заряд акумуляторних батарей і четвертим входом зарядного пристрою акумуляторних батарей.
Суть запропонованого способу полягає у наступному.
Безпосередньо захисний відворот СБ від напрямку негативного впливу потоків високих енергій виконується при перевищенні щільності потоків частинок високих енергій деяких заданих порогових значень. При цьому як початкові кроки, що виконуються до безпосередньої реалізації захисних заходів, здійснюється безперервний контроль поточного стану навколоземного простору та поточної сонячної активності та аналізується виконання та невиконання критеріїв небезпечної радіаційної обстановки, зокрема критеріїв контролю сонячної активності, розроблених National Oceanic and Atmospheric Administration ( ) (Див. ). При цьому ситуації, коли критерії безумовної небезпеки ще не виконані, але вже досягнуто поріг попереднього рівня небезпеки, повинні розглядатися як ситуації-"провісники" негативного впливу.
З появою провісників негативного впливу потоків високих енергій на КА здійснюють максимальний заряд АБ СЕС КА. Це дозволяє надалі, в моменти перевищення вимірюваними значеннями щільності потоків частинок високих енергій порівнюваних з ними порогових значень, відвертати робочі поверхні панелей СБ від напрямку потоків даних частинок на максимально можливий кут, за умови компенсації дефіциту електроенергії, що виникає, на борту КА. При цьому дане значення s_min_АБ кута захисного відвороту СБ визначається співвідношенням:
де I m - максимальний струм, що виробляється при орієнтації освітленої робочої поверхні панелей СБ перпендикулярно сонячним променям,
I СБ - потрібний струм від СБ.
При цьому потрібний струм від СБ I СБ визначається як мінімально необхідний струм, який необхідно виробляти СБ для забезпечення споживачів КА з урахуванням можливостей використання енергії БАБ СЕС КА (тобто при компенсації дефіциту електроенергії, що виникає, на борту КА за рахунок розряду АБ СЕС), виходячи із співвідношень:
де I н - Струм навантаження від споживачів КА,
I АБ – поточний максимально допустимий струм розряду АБ СЕС КА.
Для реалізації способу пропонується система, представлена на кресленні і містить такі блоки:
1 - СБ, на жорсткій підкладці корпусу якої розташовані чотири фотоелектричні батареї;
2, 3, 4, 5 - БФ 1, БФ 2, БФ 3, БФ 4;
8 – БУОСБС;
9 - БРСБЗП;
10, 11 - РТ 1 і РТ 2;
13 - ЗРУ АБ;
14 - БФКЗ АБ;
16 - БУСЕС;
18 - БІПЕМІ;
20 - БОМВВЧ;
21 - БІППЧВЕ;
22 - БОМВУСБТНЗ;
23 - БУСБТНЗ;
24 - блок визначення моментів часу провісників негативного впливу частинок високих енергій на космічний апарат (БОМВПНВЧ),
25 - блок визначення потрібного струму від сонячних батарей (БОПТСБ),
26 - блок завдання допустимих значень рівня зарядженості акумуляторних батарей (БЗДЗУЗСБ).
При цьому СБ (1) через свій перший вихід, що поєднує виходи БФ 1 (2) і БФ 4 (5), з'єднана з першим входом УПСБ (6), і через другий вихід, що поєднує виходи БФ 2 (3) і БФ 3 ( 5), з'єднана з другим входом УПСБ (6). Виходи БУОСБС (8) та БРСБЗП (9) з'єднані відповідно з першим та другим входами УПУ (7), вихід якого, у свою чергу, з'єднаний з третім входом УПСБ (6). Перший та другий виходи УПСБ (6) з'єднані відповідно з входами PT 1 (10) та РТ 2 (11), а виходи PT 1 (10) та РТ 2 (11) з'єднані з ШЕ (17). БАБ (12) своїм входом через ЗРУ АБ (13) з'єднаний із ШЕ (17). При цьому ЗРУ АБ (13) підключено своїм першим входом до зазначеної шини, а до другого входу ЗРУ АБ (13) підключено вихід ДТП (15), вхід якого підключений, у свою чергу, до ШЕ (17). БАБ (12) своїм виходом підключено до першого входу БФКЗ АБ (14), а до другого входу зазначеного блоку підключено перший вихід БУСЕС (16). Вихід БФКЗ АБ (14) підключено до третього входу ЗРУ АБ (13). Другий та третій виходи БУСЕС (16) підключені відповідно до перших входів БУОСБС (8) та БРСБЗП (9). Третій вихід УПСБ (6) з'єднаний з іншими входами БУОСБС (8) та БРСБЗП (9). Вихід БІПЕМІ (18) з'єднаний з входом БОСА (19). Перший вихід БОСА (19) з'єднаний із входом БОМВВЧ (20). Виходи БОМВВЧ (20) і БІППЧВЕ (21) з'єднані відповідно першим і другим входами блоку БОМВУСБТНЗ (22). Вхід БІППЧВЕ (21) з'єднаний з другим виходом БОСА (19). Вихід БОМВУСБТНЗ (22) з'єднаний з першим входом БУСЕС (16). БУСЕС (16) своїм четвертим виходом з'єднаний з першим входом БУСБТНЗ (23). Третій вихід УПСБ (6) з'єднаний із третім входом БУСБТНЗ (23). Вихід БУСБТНЗ (23) підключено до третього входу УПУ (7). Перший вхід БОПТСБ (25) з'єднаний з другим виходом ДТН (15). Другий вхід БОПТСБ (25) з'єднаний з другим виходом ЗРУ АБ (13). Вихід БОПТСБ (25) з'єднаний з другим входом БУСБТНЗ (23). Вихід БІППЧВЕ (21) з'єднаний з першим входом БОМВПНВЧ (24). Вихід БІПЕМІ (18) з'єднаний з другим входом БОМВПНВЧ (24). Вихід БОМВПНВЧ (24) з'єднаний з другим входом БУСЕС (16). Перший і другий виходи БЗДЗУЗСБ (26) з'єднані відповідно третім входом БФКЗ АБ (14) і четвертим входом ЗРУ АБ (13).
На кресленні пунктиром також показано механічний зв'язок УПСБ (6) з корпусом СБ (1) через вихідний вал приводу батареї.
У режимі електропостачання КА система працює в такий спосіб. УПСБ (6) служить для транзитної передачі електроенергії від СБ (1) до PT 1 (10) та РТ 2 (11). Стабілізація напруги на шині електроживлення СЕС здійснюється одним із РТ. У той самий час інший РТ перебуває у стані із замкнутими силовими транзисторами. Генератори СБ (1) (БФ 1 -БФ 4) працюють у разі в режимі короткого замикання. Коли потужність навантаження стає більше потужності підключення генераторів СБ (1), в режим стабілізації напруги переходить інший РТ, і енергія генераторів, що незадіялися, надходить на шину живлення СЕС. В окремі періоди, коли потужність навантаження може перевищувати потужність СБ (1) ЗРУ АБ (13), за рахунок розряду блоку АБ (12), компенсує дефіцит електроенергії на борту КА. Для зазначених цілей у ЗРУ АБ (13) служить регулятор розряду АБ, який, зокрема, здійснює контроль рівня зарядженості АБ та досягнення мінімально допустимого значення рівня зарядженості АБ, величина якого надходить у ЗРУ АБ (13) від БЗДЗУЗСБ (26), відключає БАБ (12) від зовнішнього навантаження. При цьому ЗРУ АБ (13), виходячи з поточного рівня зарядженості АБ, визначає та подає на свій другий вихід поточне значення допустимого струму розряду АБ (в режимі відключення БАБ (12) від зовнішнього навантаження це значення дорівнює нулю).
Крім зазначеного регулятора ЗРУ АБ (13) містить регулятор заряду АБ. Для проведення зарядно-розрядних циклів ЗРУ АБ (13) використовується інформація від ДТН (15). Заряд БАБ (12) здійснює ЗРУ АБ (13) через БФКЗ АБ (14). Для випадку металоводневих АБ він описаний у . Суть полягає в тому, що за датчиками тиску, встановленими всередині батарей, і температурах на корпусах батарей проводиться визначення густини водню в корпусі АБ. У свою чергу, густина водню визначає рівень зарядженості АБ. При зниженні щільності водню в батареї нижче встановленого рівня видається команда її заряд, а при досягненні максимального рівня щільності - припинення заряду. Зазначені рівні заряду батареї регулюються командами від БФКЗ АБ (14), при цьому значення максимально допустимого рівня зарядженості АБ надходять до БФКЗ АБ (14) з БЗДЗУЗСБ (26). Підтримка АБ у максимально зарядженому стані негативно відбивається на їхньому стані, і АБ підтримуються в режимі поточного саморозряду, при якому операція заряду АБ виконується лише періодично (наприклад, при управлінні СЕС КА "Ямал-100" - раз на кілька діб, при зменшенні рівня заряду БАБ (на 30% від максимального рівня).
Одночасно з роботою в режимі електропостачання КА система вирішує завдання керування положенням площин панелей СБ (1).
За командою з БУСЕС (16) блок БУОСБС (8) здійснює управління орієнтацією СБ (1) на Сонці. БУОСБС (8) може бути реалізований на базі СУДН КА (див. ). При цьому вхідною інформацією для алгоритму управління СБ є: положення одиничного вектора напрямку на Сонце щодо пов'язаних з КА осей координат, що визначається алгоритмами кінематичного контуру СУДН; положення СБ щодо корпусу КА, одержуване у вигляді поточних виміряних значень кута з ДК УПСБ (6). Вихідною інформацією алгоритму управління є команди обертання СБ щодо осі вихідного валу УПСБ (6), команди припинення обертання. ДК УПСБ (6) видають дискретні сигнали про положення СБ (1).
БІПЕМІ (18) здійснює вимірювання поточних потоків сонячного ЕМІ та передає їх у БОСА (19). У БОСА (19) шляхом порівняння поточних значень із заданими пороговими визначається початок активності Сонця. За командою, що приходить з першого виходу БОСА (19) на вхід БОМВВЧ (20), у зазначеному останньому блоці проводиться визначення моменту часу можливого початку впливу високих частин енергій на КА. З другого виходу БОСА (19) через вхід БІППЧВЕ (21) видається команда початку вимірювання щільності потоку частинок високих енергій.
З виходу БІППЧВЕ (21) виміряне значення щільності потоків частинок високих енергій передається на перший вхід БОМВПНВЧ (24) та на другий вхід БОМВУСБТНЗ (22). На другий вхід БОМВПНВЧ (24) з виходу БІПЕМІ (18) подаються виміряні значення поточних потоків сонячного ЕМІ.
У БОМВПНВЧ (24) здійснюється оцінка динаміки зміни щільності потоків частинок високих енергій та виявляються ситуації, які можуть розглядатися як провісники негативного впливу частинок на КА. Такими ситуаціями є перевищення виміряної густиною потоків високоенергетичних частинок заданих критичних значень за наявності тенденції до її подальшого підвищення. При виявленні та ідентифікації таких ситуацій використовуються дані потоків сонячного ЕМІ, отримані від БІПЕМІ (18). При реєстрації БОМВПНВЧ (24) таких ситуацій-провісників на виході даного блоку генерується сигнал, що надходить на другий вхід БУСЕС (16).
За командою на другому вході БУСЕС (16) цей блок подає команду на БФКЗ АБ (14), за якою цей блок через ЗРУ АБ (13) здійснює заряд БАБ (12) до максимального рівня заряду. При цьому, для випадку металоводневих АБ (див. ), датчиками тиску, встановленим всередині батарей, і температурах на корпусах батарей проводиться визначення щільності водню в корпусі АБ, за якою визначається рівень зарядженості АБ. При досягненні максимального рівня щільності видається команда припинення заряду.
На входи БОПТСБ (25) з других виходів ДТН (15) і ЗРУ АБ (13) надходять поточні значення струму навантаження від споживачів КА I і допустимого струму розряду АБ I АБ. Використовуючи дані значення БОПТСБ (25), за співвідношеннями (4), (5) визначає значення I СБ - поточне мінімально допустиме значення потребного струму від СБ (з урахуванням можливості використання споживачами енергії від БАБ (12)), і видає його на другий вхід БУСБТНЗ (23).
Інформація про момент часу можливого початку впливу частинок на КА передається з виходу БОМВВЧ (20) БОМВУСБТНЗ (22) через його перший вхід. У БОМВУСБТНЗ (22) здійснюється фактична оцінка негативного впливу ФВС шляхом порівняння поточного виміряного значення характеристики впливу з пороговими значеннями, починаючи з часу, визначеного БОМВВЧ (20). Необхідною умовою отримання команди на виході БОМВУСБТНЗ (22) є наявність двох сигналів - з виходів БОМВВЧ (20) та БІППЧВЕ (21).
Коли БОМВУСБТНЗ (22) видає команду перший вхід БУСЕС (16), даний блок генерує команду своєму четвертому виході, яка підключає до управління РБ БУСБТНЗ (23).
БУСБТНЗ (23) визначає кут α s_min_АБ за виразом (3). Для розрахунку зазначеного кута використовується поточне значення потрібного струму від СБ, що отримується з БОПТСБ (25). Крім того, з ДК УПСБ (6) у зазначений блок надходить інформація про поточне значення кута повороту СБ α. Визначивши значення кута α s_min_АБ, алгоритм, закладений у БУСБТНЗ (23), порівнює його з поточним значенням кута α і розраховує кут неузгодженості між α і α s_min_АБ і необхідну кількість керуючих імпульсів для залучення керуючого приводу СБ (1). Керуючі імпульси передаються до УПУ (7). Після перетворення та посилення зазначених імпульсів в УПУ (7) вони надходять на вхід УПСБ (6) і призводять у рух.
Коли БОМВУСБТНЗ (22) не видає команду на перший вхід БУСЕС (16), даний блок, залежно від програми польоту КА, передає управління СБ (1) одному з блоків БУОСБС (8) і БРСБЗП (9).
Функціонування БУОСБС (8) описано вище.
БРСБЗП (9) управляє СБ (1) за програмними уставками. Алгоритм управління СБ (1) за програмними уставками дозволяє встановлювати батарею в будь-яке положення α=α z . При цьому контролю кута розвороту в БРСБЗП (9) використовується інформація з ДК УПСБ (6).
Реалізація БОМВУСБТНЗ (22) та БОМВПНВЧ (24) можлива як на базі апаратно-програмних засобів ЦУП КА, так і на борту КА. На виходах БОМВУСБТНЗ (22) і БОМВПНВЧ (24) формуються, відповідно, команди "початок управління СБ за струмами навантаження" та "початок управління СЕС у режимі підготовки до негативного впливу високоенергетичних частинок на КА", які надходять до БУСЕС (16), при При цьому остання команда функціонально сприймається БУСЕС (16) як команда на виконання заряду АБ до максимального рівня заряду.
Прикладом реалізації БУСЕС (16) можуть бути радіозасоби службового каналу управління (СКУ) бортовими системами КА "Ямал-100", що складаються із земної станції (ЗС) та бортової апаратури (БА) (див. опис в ). Зокрема, БА СКУ спільно із ЗС СКУ вирішує завдання видачі до бортової цифрової обчислювальної системи (БЦВС) КА цифрової інформації (ЦІ) та подальшого її квитування. БЦВС, своєю чергою, здійснює управління блоками БУОСБС (8), БРСБЗП (9), БУСБТНЗ(23), БФКЗ АБ (14).
В даній реалізації БУСЕС (16) взаємодія БА СКУ щодо обміну ЦІ здійснюється по магістральному каналу обміну (МКО) відповідно до інтерфейсу MIL-STD-1553. Як абонент БЦВС використовується прилад - блок сполучення (БС) зі складу БА СКУ. Процесор БЦВС періодично робить опитування стану БС визначення доступності пакета даних. Якщо пакет доступний, процесор починає обмін даними.
УПУ (7) грає роль інтерфейсу між БУОСБС (8), БРСБЗП (9), БУСБТНЗ (23) та УПСБ (6) і служить для перетворення цифрових сигналів в аналогові та посилення останніх.
БУСБТНЗ (23) є бортовим блоком КА, команди на який надходять від БУСЕС (16). Реалізація БУСБТНЗ (23), БОПТСБ (25), БЗДЗУЗСБ (26) може бути виконана на базі БЦВС КА (див. , ).
Таким чином, розглянуто приклад реалізації основних блоків системи.
Опишемо технічний ефект пропонованих винаходів.
Пропоновані технічні рішення забезпечують зменшення негативного впливу потоків частинок високих енергій на робочу поверхню СБ у моменти виконання режиму "захисного" відвороту СБ від напрямку Сонця. Це досягається зменшенням площі робочої поверхні СБ, на яку негативно впливають потоки даних частинок шляхом максимального збільшення кута відвороту нормалі до робочої поверхні СБ від напрямку на Сонце, при гарантованому виконанні вимоги забезпечення КА електроенергією. Максимізація кута відвороту досягається тим, що СЕС КА заздалегідь наводиться у стан максимального заряду АБ, що забезпечує можливість реалізації максимально можливого кута "захисного" відвороту СБ від напрямку на Сонце. Враховуючи, наприклад, що при управлінні СЕС КА "Ямал-100" після операції заряду АБ до максимального рівня збільшення можливого струму розряду АБ становить близько 30%, то відповідне збільшення кута "захисного" відвороту СБ і, як наслідок, зменшення негативного впливу потоків частинок високих енергій робочу поверхню СБ становить істотну величину.
ЛІТЕРАТУРА
1. Єлісєєв А.С. Техніка космічних польотів. Москва, "Машинобудування", 1983.
2. Раушенбах Г. Довідник із проектування сонячних батарей. Москва, Вища школа, 1983.
3. Правила польоту під час виконання спільних операцій ШАТТЛА та МКС. Том С. Управління польотних операцій. Космічний центр ім. Ліндона Б. Джонсона. Х'юстон, Техас, основний варіант, 8.11.2001.
4. Система електропостачання КА. Технічний опис. 300ГК.20Ю. 0000 АТО. РКК "Енергія", 1998.
5. Центер Б.І., Лизлов Н.Ю., Металоводневі електрохімічні системи. Ленінград. "Хімія", Ленінградське відділення, 1989.
6. Система управлінням рухом та навігації КА. Технічний опис. 300ГК.12Ю. 0000 АТО. РКК "Енергія", 1998.
7. Гальперін Ю.І., Дмитрієв А.В., Зелений Л.М., Панасюк Л.М. Вплив космічної погоди на безпеку авіаційних та космічних польотів. "Політ 2001", стор.27-87.
8. Інженерний довідник з космічної техніки. Вид-во МО РСР, М., 1969.
9. Гриліхес В.А., Орлов П.П., Попов Л.Б. Сонячна енергія та космічні польоти. Москва, "Наука", 1984.
10. Земна станція службового каналу управління КА "Ямал". Інструкція з експлуатації. ЗСКУГК.0000-ОРЕ. РКК "Енергія", 2001.
11. Бортова апаратура службового каналу управління КА „Ямал”. Технічний опис. 300ГК.15Ю. 0000А201-ОТО. РКК "Енергія", 2002.
12. Ковтун B.C., Соловйов С.В., Заїкін С.В., Городецький А.А. Спосіб керування положенням сонячних батарей космічного апарату та система для його здійснення. Патент РФ 2242408 за заявкою 2003108114/11 від 24.03.2003 р.
1. Спосіб управління положенням сонячних батарей космічного апарату, що включає розворот панелей сонячних батарей в робоче положення, що забезпечує постачання космічного апарату електроенергією і відповідне суміщення нормалі до їх освітленої робочої поверхні з площиною, що утворюється віссю обертання панелей сонячних батарей потоку сонячного електромагнітного випромінювання, визначення моменту часу початку сонячної активності, визначення моменту часу досягнення частинками високих енергій поверхні космічного апарату, вимірювання щільності потоків частинок високих енергій до їх освітленої робочої поверхні та напрямком на Сонце, що відповідає мінімальній площі впливу потоків частинок високих енергій на поверхні сонячних батарей при одночасному забезпеченні космічного апарату електроенергією, в момент часу перевищення вимірюваними значеннями щільності потоків частинок високих енергій порогових значень та повернення пане у момент часу, при якому щільність потоків частинок високих енергій стає нижчою від порогових значень, що відрізняється тим, що додатково визначають моменти часу появи передвісників негативного впливу потоків частинок високих енергій на космічний апарат і в зазначені моменти часу виконують заряд акумуляторних батарей системи електропостачання космічного апарату рівня заряду, у разі перевищення вимірюваними значеннями щільності потоків частинок високих енергій порівнюваних з ними порогових значень, виконують розворот панелей сонячних батарей до досягнення значення кута між нормаллю до їх освітленої робочої поверхні і напрямком на Сонці α s_min_АБ, відповідного мінімальної площі на поверхні сонячних батарей, при одночасному забезпеченні космічного апарату електроенергією від сонячних та акумуляторних батарей системи електропостачання, та визначається співвідношенням
α s_min_АБ = arccos (max(0, I н -I АБ )/I m),
де I н - Струм навантаження споживачів космічного апарату;
I m - максимальний струм, що виробляється при орієнтації освітленої робочої поверхні панелей сонячних батарей перпендикулярно до сонячних променів;
I АБ - поточний допустимий струм розряду акумуляторних батарей, і виникає дефіцит електроенергії на борту космічного апарату компенсують за рахунок розряду акумуляторних батарей, при цьому контролюють рівень зарядженості акумуляторних батарей і по досягненню мінімально допустимого значення цього рівня відключення акумуляторних батарей від зовнішнього навантаження.
2. Система управління положенням сонячних батарей космічного апарату, що являють собою встановлені на панелях чотири фотоелектричні сонячні батареї, що включає пристрій повороту зазначених сонячних батарей, пристрій, що підсилює-перетворює, блок управління орієнтацією сонячних батарей у напрямку на Сонце, блок розвороту сонячних батарей в задане положення, два регулятори струму, блок акумуляторних батарей, зарядний пристрій для акумуляторних батарей, блок формування команд на заряд акумуляторних батарей, датчик струму навантаження, блок керування системою електропостачання, шину електропостачання, блок вимірювання густини поточного потоку сонячного електромагнітного випромінювання, блок визначення сонячної активності, блок визначення моменту часу впливу частинок високих енергій на космічний апарат, блок вимірювання щільності потоків частинок високих енергій, блок визначення моменту часу початку управління сонячними батареями за струмами навантаження, блок управління сонячними батареями за струмами навантаження, при цьому сонячна батарея через свій перший вихід фотоелектричних батарей, з'єднана з першим входом пристрою повороту сонячних батарей, і через другий вихід, що поєднує виходи двох інших фотоелектричних батарей, з'єднана з другим входом пристрою повороту сонячних батарей, а виходи блоків керування орієнтацією сонячних батарей у напрямку на Сонце та розвороту сонячних батарей на задане положення з'єднані, відповідно, з першим і другим входами підсилювально-перетворювального пристрою, вихід якого, у свою чергу, з'єднаний з третім входом пристрою повороту сонячних батарей, перший і другий виходи пристрою повороту сонячних батарей з'єднані відповідно з входами першого та другого регуляторів струму, а виходи регуляторів струму з'єднані з шиною електропостачання космічного апарату, блок акумуляторних батарей своїм входом, через зарядний пристрій для акумуляторних батарей, з'єднаний з шиною електропостачання, при цьому зарядний пристрій акумуляторних батарей підключено своїм першим входом до зазначеної шини, а до другого входу батарей підключений датчик струму навантаження, який підключений, у свою чергу, до шини електропостачання, блок акумуляторних батарей своїм виходом підключений до першого входу блоку формування команд на заряд акумуляторних батарей, а до другого входу блоку підключений перший вихід блоку управління системою електропостачання, вихід блоку формування команд на заряд акумуляторних батарей підключений до третього входу зарядного пристрою акумуляторних батарей, другий і третій виходи блоку керування системою електропостачання підключений до перших входів блоків керування орієнтацією сонячних батарей у напрямку на Сонце та розвороту сонячних батарей у задане положення, третій вихід пристрою повороту з'єднаний з іншими входами блоків управління орієнтацією сонячних батарей у напрямку на Сонце та розвороту сонячних батарей у задане положення, вихід блоку вимірювання щільності поточного потоку сонячного електромагнітного випромінювання з'єднаний з входом блоку визначення сонячної активності, перший вихід якого, у свою чергу, з'єднаний з входом блоку визначення моменту часу впливу частинок на космічний апарат, вихід блоку визначення моменту часу впливу частинок на космічний апарат і блоку вимірювання щільності потоків частинок високих енергій з'єднані з, відповідно, першим і другим входами блоку визначення моменту часу початку управління сонячними батареями по струмах навантаження, а вхід блоку вимірювання щільності потоків частинок високих енергій з'єднаний з другим виходом блоку управління сонячної активності, вихід блоку визначення моменту часу початку управління сонячними батареями по струмах навантаження з'єднаний з входом блоку управління системою електропостачання, четвертий вихід якого, у свою чергу, з'єднаний з першим входом блоку управління сонячними батареями за струмами навантаження, третій вхід і вихід якого підключені до, відповідно, третього виходу пристрою повороту сонячних батарей і третього входу підсилювально-перетворювального пристрою, яка відрізняється тим, що до неї додатково введено блок визначення потрібного струму від сонячних батарей, блок визначення моментів появи провісників негативного впливу частинок високих енергій на космічний апарат і блок завдання допустимих значень рівня зарядженості акумуляторних батарей, при цьому перший і другий входи і вихід блоку визначення потрібного струму від сонячних батарей з'єднані з, відповідно, другим виходом датчика струму навантаження, другим виходом зарядного пристрою батарей і другим входом блоку керування сонячними батареями за струмами навантаження, виходи блоку вимірювання щільності потоків частинок високих енергій та блоку вимірювання щільності поточного потоку сонячного електромагнітного випромінювання
Винахід відноситься до космонавтики і може бути використане при веденні космічної діяльності- дослідженнях космічного простору, планет сонячної системи, спостережень Землі з космосу і т.п., при яких необхідно визначати просторові координати космічних апаратів (КА) та складові його швидкості вектора.
Область техніки, до якої належить винахід
Винахід відноситься до галузі космічної техніки, а саме до систем електропостачання космічних апаратів і може бути використане при керуванні положенням панелей їх сонячних батарей
Винахід відноситься до космічної техніки і може бути використане на космічних апаратах різного призначення. Пропонована сонячна батарея складається з рами, балки та верхніх та нижніх стулок. Стулки закріплені на рамі, балці та корпусі КА за допомогою пірозамків із собачками та пов'язані між собою фіксаторами. При цьому в корпусі кожного пирозамка додатково встановлений піроелемент, що автономно взаємодіє з собачкою, в якій виконано другий отвір під додаткову вісь. На нижній стулці шарнірно закріплена клямка, одним кінцем, що взаємодіє з кронштейном, жорстко закріпленим на верхній стулці, а іншим кінцем з торцем відповідного фіксатора. У пропонованій конструкції пірозасіб використовується одночасно для кріплення пакета стулок до рами та балки, а також рами та балки до корпусу КА. В результаті винахід дозволяє підвищити надійність розкриття стулок сонячної батареї приблизно 100 разів. 11 іл.
Винахід відноситься до космічної техніки і може бути використане на космічних апаратах різного призначення. Відома сонячна батарея (СБ) КА розробки ЦСКБ м. Самара, креслення 11ф624 8700-0, загальний вигляд якої зображено на фіг. 1 прототипу. На фіг. 2 зображено поперечний розріз батареї ( перетин А-А ). На фіг. 3 зображено пірозасіб у розрізі (Б-Б). На фіг. 4 зображено елемент фіксації стулок, а на фіг. 5 прототипу зображено сонячну батарею в робочому (розкритому положенні). На корпусі КА 1 (фіг. 1) жорстко закріплений привід 2, до вихідного валу якого прикріплена силова рама 3. На корпусі КА встановлена апаратура 4 (фіг. 2), яка спільно з зоною обтічником визначила конфігурацію батареї в покладеному положенні. На рамі 3 та балці 5 (фіг. 1) за допомогою шарнірного паралелограма 6 (фіг. 2) встановлені нижні стулки 7 і верхні стулки 8, зачековані з одного боку фіксатором 9 (фіг. 4 прототипу), а з іншого боку зв'язані шарніром 10 , Рама 3 та балка 5 пірозасобами 11 фіг. 1 фіксуються на корпусі КА. Пірозасіб 11 являє собою корпус 12, собачку 13, пружину кручення 14, піроелемент 15 (наприклад, піроболт), який притискає собачкою 13 раму 3 і балку 5 (фіг. 1) до корпусу КА 1. У корпусі пірозасобу 1. та собачці 13 виконано отвір 16 під основну вісь 17. Пиросредствами 11 (фіг. 2) аналогічної конструкції з використанням тих же піроелементів 15 (фіг. 3) прикріплені нижні стулки 7 (фіг. 2) до рами 3 і балки 5 (фіг. ) у шести силових точках. На одному з шарнірів паралелограма 6 (фіг. 2) жорстко встановлений кулачок 18 (фіг. 4), який упирається в пружний фіксатор 9, що утримує стулки 7 і 8 в зачеканому положенні. По периметру кожної стулки 7 і 8 натягнуто сетеполотно, на якому закріплені фотоелектричні перетворювачі 19 (фіг. 5). Розкриття СБ відбувається у наступній послідовності. Після скидання головного обтічника подається команда спрацьовування піроелементів 15 (фіг. 3) пірозасоби 11. По площині поділу піроелемент 15 розривається. Собачка 13 пружиною кручення 14 повертається в отворі 16 щодо основної осі 17. Зв'язок між рамою 3, балкою 5 (фіг. 3) та корпусом КА 1 (фіг. 1) розривається. Привід 2 відводить панель СБ корпусу КА 1 і зупиняється. Подається команда на спрацьовування піроелемента 15 (фіг. 3) пірозасобу 11 (фіг. 2). Зв'язок між нижньою стулкою 7, рамою 3 і 5 балкою (фіг. 1) розривається. Під дією пружин кручення, встановлених в осях Р (фіг. 2) шарнірного паралелограма 6, стулки 7 і 8 починають плоскопаралельне переміщення в осях шарнірного паралелограма 6. Жорстко закріплений на шарнірі кулачок 18 (фіг. 4) на фіг. звільняє пружний фіксатор 9, який, переміщуючись в осьовому напрямку, розчекує стулку 8 щодо стулки 7. Стулка 8 повертається щодо шарніра 10, а стулка 7 продовжує плоскопаралельний рух до її фіксації на рамі 3 (фіг. 1) і балці 5. Стулка 8 (фіг. 4) фіксується в шарнірі 10 зі стулкою 7. Таким чином, всі чотири стулки розкриваються та фіксуються, утворюючи єдину плоску панель. Привід 2 (фіг. 1) повертає панель оптимальне положення щодо Сонця. Недоліком описаної конструкції є низька надійність розкриття стулок. Наявність великої кількості піроелементів знижує можливість безвідмовного спрацьовування системи розкриття. Для розкриття однієї панелі СБ необхідне спрацювання 12-ти піроелементів (піроболтів). Відповідно до технічних умов на них P болта = 0,99996, а для 12-и P системи = 0,99996 12 = 0,99952 Це означає, приблизно, 1 відмова на 1000 виробів. Крім того, осьове переміщення фіксатора при зміщенні базових отворів у різних стулок при їх температурних деформаціях схильна до "закусування", що призводить до нерозкриття стулок. Завданням цього винаходу є підвищення надійності розкриття стулок СБ шляхом запровадження елементів дублювання. Поставлене завдання вирішується тим, що в корпусі кожного пірозасобу (замка) додатково встановлений піроелемент, що взаємодіє з собачкою, причому на нижній стулці шарнірно закріплена засувка, що гойдається, одним кінцем упирається в кронштейн, жорстко закріплений на верхній стулці, а іншим взаємодіє. На фіг. 6 зображено загальний вигляд СБ; на фіг. 7 - поперечний розріз СБ; на фіг. 8 - елемент фіксації верхніх та нижніх стулок; на фіг. 9 зображено пірозасіб (замок), що закріплює нижню стулку СБ з рамою та балкою на корпусі КА; на фіг. 10 зображено положення робочої ланки після спрацьовування основного піроелемента (піропатрона); на фіг. 11 - положення робочої ланки після спрацювання додаткового піроелемента (піропатрона). Сонячна батарея встановлена на корпусі 20 (фіг. 6) космічного апарату. До приводу 21 жорстко прикріплена силова рама 22. Апаратура, наприклад, антена 23 розміщується між рамою 22 і балкою 24. На рамі 22 і балці 24 за допомогою шарнірного паралелограма 25 (фіг. 7) встановлені нижні 26 і верхні 27. Нижня стулка 26, пов'язана зі стулкою 27 пружним шарніром 28, притискається до корпусу 20 (фіг. 6) пірозасобом 29 (фіг. 9). Таким чином, пірозасобом 29 притискаються до корпусу КА 20 (фіг. 6) стулки 26 (фіг. 7), рама 22 (фіг. 6) і балка 24. У корпусі 30 (фіг. 9) кожного пірозасобу 29 виконано отвір 31 під основну вісь 32 і встановлений піроелемент 33 (піропатрон), який взаємодіючи з віссю 32 фіксує важіль 34 щодо корпусу 30. Додатковий піроелемент 35 (фіг. 11) встановлений в корпусі 30, взаємодіє з додатковою віссю 36 (фіг. 10) і фіксує важіль 34 з корпусом 30 (фіг. 9) і собачкою 37. їх спільний поворот щодо додаткової осі 36 (фіг. 10) в корпусі 30 (фіг. 9), в якому виконаний фігурний паз 39. У важіль 34 упирається пружинний штовхач 40, а собачка 37 взаємодіє зі зведеною пружиною кручення 41. фіг. 8) встановлена пружна в осі 42 засувка 43, один кінець якої упирається в торець 44 підпружиненого фіксатора 45, що утримується в робочому положенні кулачком 46. Інший кінець засувки 43 утримує стулку 27 від розкриття. Робота КА здійснюється у наступній послідовності. Після скидання головного обтічника, виходячи з функціональних завдань КА, антена 23 (фіг. 7) своїм приводом відводиться від корпусу КА 20 (фіг. 6) із зони розкриття СБ і фіксується в робочому положенні. Таким чином, антена 23 (фіг. 7) звільняє зону для розкриття стулок 26 та 27 на борту космічного апарату. З'явилася можливість використовувати пірозасіб для: - кріплення пакета стулок до рами та балки та для їх подальшого розкриття; - кріплення рами та балки до корпусу КА та їх подальше відділення. Використання одного пірозасобу для вирішення двох завдань дозволяє зменшити їх кількість, що підвищує надійність роботи системи. Подається команда на спрацьовування основного піроелемента 33 (фіг. 9) пиросредства 29. Основна вісь 32, переміщуючись в осьовому напрямку, "потопає" в корпусі 30. Важель 34 під дією зусилля стиснутої пружини штовхача 40 разом з собачкою. власною віссю 38 повертається щодо додаткової осі 36. При цьому вісь 38 переміщається в порожнини фігурного паза 39. Без аналізу спрацьовування пірозасоби від основного піроелемента 33 через 0,5-2 подається команда на дублюючий піроелемент 35 (фіг. Під дією його порохових газів "потопає" додаткова вісь 36 (фіг. 10), собачка 37 повертається щодо основної осі 32 пружиною кручення 41. Стулки 26 і 27 (фіг. 7), рама 22 (фіг. 6) і балка 24 осво корпуси КА 20 розкриваються під дією пружин кручення, встановлених в осях шарнірного паралелограма 25 (фіг. 7). Панель відводиться приводом 21 робоче положення. Собачка 37 (фіг. 10) не виступає за площину "щ" і не перешкоджає відводу елементів СБ від корпусу КА. Жорстко закріплений на шарнірі кулачок 46 (фіг. 8) на певному куті повороту звільняє фіксатор 45, який, переміщаючись в осьовому напрямку, звільняє хвостовик клямки 43. Повертаючись пружиною кручення, клямка 43 звільняє стулку 57, яка розкривається і фіксується. При взаємних переміщеннях стулок від перевантажень і перепадах температурних торець 44 фіксатора 45 має можливість переміщатися по пл. "Я", що унеможливлює нерозкриття стулок. У зв'язку з тим, що в корпусі пірозасобу 30 (фіг. 9) встановлені два незалежні механізми, що спрацьовують від піроелементів (піропатронів) 33 і 35 (фіг. 11), надійність спрацьовування пірозасобу збільшується і становить
P o = 0,999999
Оскільки вдалося вирішити завдання кріплення і розкриття стулок 6-ю пірозасобами (замість 12), надійність розкриття стулок становить
P системи = 0,999999 6 = 0,99999
Це приблизно 1 відмова на 100000 виробів. Введення шарнірно закріпленої на стулки засувки виключає заклинювання фіксатора (навіть при температурних переміщеннях стулок відносно один одного). Пропоноване технічне рішення дозволяє підвищити надійність системи розкриття стулок СБ приблизно 100 разів.
формула винаходу
Сонячна батарея космічного апарату, що складається з рами, балки, верхніх і нижніх стулок, попарно пов'язаних між собою фіксаторами і встановлених на рамі та балці, які закріплені на корпусі космічного апарату за допомогою пірозасобу з собачкою, що повертається щодо осі в отворі, виконаний , відрізняється тим, що в корпусі пірозасоби додатково встановлений піроелемент, що взаємодіє з собачкою, причому на нижній стулці шарнірно закріплена пружна засувка, одним кінцем упирається в кронштейн, жорстко закріплений на верхній стулці, а іншим взаємодіє з торцем фіксатора.
Римський філософ Сенека сказав: "Якщо людина не знає, куди вона пливе, то для неї немає попутного вітру". Справді, яка нам користь, якщо ми не знаємо положення апарату в просторі? Ця розповідь про прилади, які дозволяють нам не заблукати в космосі.
Технічний прогрес зробив системи орієнтації невеликими, дешевими та доступними. Наразі навіть студентський мікросупутник може похвалитися системою орієнтації, про яку піонери космонавтики могли лише мріяти. Обмеженість можливостей породжувала дотепні рішення.
Асиметрична відповідь: жодної орієнтації
Перші супутники та навіть міжпланетні станції літали неорієнтованими. Передача даних на Землю велася по радіоканалу, і кілька антен, щоб супутник був на зв'язку при будь-якому положенні та будь-яких перекиданнях, важили набагато менше, ніж система орієнтації. Навіть перші міжпланетні станції літали неорієнтованими:
Місяць-2, перша станція, що досягла поверхні Місяця. Чотири антени з боків забезпечують зв'язок за будь-якого положення щодо Землі
Навіть сьогодні іноді буває простіше покрити всю поверхню супутника сонячними батареями і поставити кілька антен, ніж створювати систему орієнтації. Тим більше, що деякі завдання невибагливі до орієнтації – наприклад, фіксувати космічні промені можна у будь-якому положенні супутника.
Переваги:
- Максимальна простота та надійність. Відсутня система орієнтації неспроможна зламатися.
- Підходить зараз, в основному, для мікросупутників, які вирішують порівняно прості завдання. "Серйозним" супутникам без системи орієнтації вже не обійтися.
Сонячний датчик
Фотоелементи до середини XX століття стали річчю звичною та освоєною, тому немає нічого дивного, що вони вирушили до космосу. Очевидним маяком для таких датчиків стало Сонце. Його яскраве світло потрапляло на фоточутливий елемент і дозволяло визначати напрямок:
Різні схеми роботи сучасних сонячних датчиків, внизу знаходиться фоточутлива матриця
Ще один варіант конструкції, тут матриця вигнута
Сучасні сонячні датчики
Переваги:
- Простота.
- Дешевизна.
- Чим вище орбіта, тим менша ділянка тіні, і тим більше може працювати датчик.
- Точність приблизно одна кутова хвилина.
- Не працюють у тіні Землі чи іншого небесного тіла.
- Можуть бути схильні до перешкод від Землі, Місяця і т.п.
Космічні кораблі "Схід" дотепно використовували сонячний датчик - вісь на Сонці використовувалася при побудові орієнтації для гальмування корабля. Також сонячні датчики були вкрай затребувані на міжпланетних станціях, тому що багато інших типів датчиків не можуть працювати поза земною орбітою.
Завдяки простоті та дешевизні сонячні датчики зараз дуже поширені у космічній техніці.
Інфрачервона вертикаль
Апарати, які літають орбітою Землі, часто потребують визначення місцевої вертикалі - напрями на центр Землі. Фотоелементи видимого діапазону для цього підходять не дуже - на нічному боці Земля набагато гірше освітлена. Але, на щастя, в інфрачервоному діапазоні тепла Земля світить практично однаково на денній та нічній півкулях. На низьких орбітах датчики визначають положення обрію, на високих - сканують простір у пошуках теплого кола Землі.Конструктивно, як правило, інфрачервоні будівельники вертикалі містять систему дзеркал або дзеркало, що сканує:
Інфрачервона вертикаль у збиранні з маховиком. Блок призначений для точної орієнтації Землю для геостаціонарних супутників. Добре видно дзеркало, що сканує.
Приклад поля зору інфрачервоної вертикалі. Чорне коло - Земля
Вітчизняні інфрачервоні вертикалі виробництва ВАТ "ВНДІЕМ"
Переваги:
- Чи здатні будувати місцеву вертикаль на будь-якій ділянці орбіти.
- Як правило, найвища надійність.
- Хороша точність -
- Орієнтація лише з однієї осі.
- Для низьких орбіт потрібні одні конструкції, для високих – інші.
- Порівняно великі габарити та вага.
- Лише для орбіти Землі.
Корабель "Спілка". Дубльовані датчики ІЧВ показані стрілками
Гіроорбітант
Щоб видати гальмівний імпульс, необхідно знати напрям вектора орбітальної швидкості. Сонячний датчик дасть правильну вісь приблизно один раз на день. Для польотів космонавтів це нормально, у разі нештатної ситуації людина може вручну зорієнтувати корабель. Але кораблі "Схід" мали "братів-близнюків", розвідувальні супутники "Зеніт", яким теж потрібно було видавати гальмівний імпульс, щоб повернути з орбіти зняту плівку. Обмеження сонячного датчика були неприйнятними, тому довелося вигадувати щось нове. Таким рішенням став гіроорбітант. Коли працює інфрачервона вертикаль, корабель обертається тому, що вісь на Землю постійно повертається. Напрямок орбітального руху відомий, тому з того, в який бік повертається корабель, можна визначити його положення:
Наприклад, якщо корабель постійно крениться вправо, ми летимо правим боком вперед. А якщо корабель летить кормою вперед, він постійно підніматиме ніс вгору. За допомогою гіроскопа, який прагне зберегти своє становище, це обертання можна визначити:
Чим сильніше відхилена стрілка, тим сильніше виражено обертання цієї осі. Три такі рамки дозволяють заміряти обертання по трьох осях і розгорнути корабель відповідно.
Гіроорбітанти широко використовувалися у 60-80-х роках, але зараз вимерли. Прості датчики кутових швидкостей дозволили ефективно вимірювати обертання апарату, а бортова ЕОМ легко визначить положення корабля за цими даними.
Іонний датчик
Гарною була ідея доповнити інфрачервону вертикаль іонним датчиком. На низьких земних орбітах трапляються молекули атмосфери, які може бути іонами - нести електричний заряд. Поставивши датчики, що фіксують потік іонів, можна визначити, якою стороною корабель летить вперед орбітою - там потік буде максимальним:
Наукова апаратура для вимірювання концентрації позитивних іонів
Іонний датчик працював швидше - на побудову орієнтації з гіроорбітантом йшов майже цілий виток, а іонний датчик був здатний побудувати орієнтацію за ~10 хвилин. На жаль, у районі Південної Америкизнаходиться так звана "іонна яма", яка робить роботу іонного датчика нестабільною. За законом підлості саме в районі Південної Америки, нашим кораблям треба будувати орієнтацію на гальмування для посадки в районі Байконура. Іонні датчики стояли на перших "Союзах", але незабаром від них відмовилися, і зараз вони ніде не використовуються.
Зоряний датчик
Однієї осі на Сонці часто буває мало. Для навігації може бути потрібний ще один яскравий об'єкт, напрямок на який разом із віссю на Сонці дасть потрібну орієнтацію. Таким об'єктом стала зірка Канопус – вона друга за яскравістю в небі та знаходиться далеко від Сонця. Першим апаратом, який використовував зірку для орієнтації, став Марінер-4, що стартував до Марса в 1964 році. Ідея виявилася вдалою, хоча зоряний датчик випив багато крові ЦУПа - при побудові орієнтації він наводився не на ті зірки, і доводилося стрибати по зірках кілька днів. Після того, як датчик нарешті навівся на Канопус, він став постійно його втрачати - сміття, що летіло поряд з зондом, іноді яскраво спалахував і перезапускав алгоритм пошуку зірки.Перші зіркові датчики були фотоелементами з невеликим полем зору, які вміли наводитися тільки на одну яскраву зірку. Незважаючи на обмеженість можливостей вони активно використовувалися на міжпланетних станціях. Нині технічний прогрес, власне, створив новий клас пристроїв. Сучасні зіркові датчики використовують матрицю фотоелементів, працюють у парі з комп'ютером з каталогом зірок і визначають орієнтацію апарату за тими зірками, які у полі їх зору. Такі датчики не потребують попередньої побудови грубої орієнтації іншими приладами і здатні визначити положення апарату незалежно від ділянки піднебіння, в яке їх спрямують.
Типові зіркові датчики
Чим більше поле зору, тим простіше орієнтуватися
Ілюстрація роботи датчика - за взаємним станом зірок за даними каталогу розраховується напрям погляду
Переваги:
- Максимальна точність може бути меншою за кутову секунду.
- Не потребує інших приладів, може визначити точне положення самостійно.
- Працюють на будь-яких орбітах.
- Висока ціна.
- Не працюють при швидкому обертанні апарату.
- Чутливі до засвічення та перешкод.
Магнітометр
Порівняно новим напрямом є побудова орієнтації магнітним полем Землі. Магнітометри для вимірювання магнітного полячасто ставилися на міжпланетні станції, але не використовувалися для побудови орієнтації.
Магнітне поле Землі дозволяє будувати орієнтацію по всіх трьох осях.
"Науковий" магнітометр зондів "Піонер-10" та -11
Перший цифровий магнітометр. Ця модель з'явилася на станції "Мир" у 1998 р. і використовувалася в посадковому модулі "Філі" зонда "Розетта"
Переваги:
- Простота, дешевизна, надійність, компактність.
- Середня точність, від кутових хвилин до кількох кутових секунд.
- Можна будувати орієнтацію по всіх трьох осях.
- Схильний до перешкод у т.ч. та від обладнання космічного апарату.
- Чи не працює вище 10 000 км від Землі.
Гіростабілізована платформа
Історично, космічні апарати часто літали неорієнтованими або в режимі сонячної закрутки. Тільки в районі мети місії вони включали активні системи, будували орієнтацію за трьома осями і виконували своє завдання. Але що якщо нам необхідно підтримувати довільну орієнтацію тривалий час? У цьому випадку нам треба "пам'ятати" поточне положення та фіксувати свої повороти та маневри. А для цього людство не придумало нічого кращого за гіроскопи (вимірюють кути повороту) та акселерометри (вимірюють лінійні прискорення).Гіроскопи
Широко відома властивість гіроскопа прагнути зберегти своє становище у просторі:
Спочатку гіроскопи були лише механічними. Але технічний прогрес призвів до появи багатьох інших типів.
Оптичні гіроскопи. Дуже високою точністю і відсутністю деталей, що рухаються, відрізняються оптичні гіроскопи - лазерні та оптоволоконні. У цьому випадку використовується ефект Саньяка - фазовий зсув хвиль у кільцевому інтерферометрі, що обертається.
Лазерний гіроскоп
Твердотільні хвилеві гіроскопи. У цьому випадку вимірюється прецесія стоячої хвилі твердого тіла, що резонує. Не містять частин, що рухаються, і відрізняються дуже високою точністю.
Вібраційні гіроскопи. Використовують для роботи ефект коріолісу - коливання однієї частини гіроскопа при повороті відхиляють чутливу частину:
Вібраційні гіроскопи виробляються в MEMS-виконанні, відрізняються дешевизною та дуже маленькими розмірами при порівняно непоганій точності. Саме ці гіроскопи стоять у телефонах, квадрокоптерах тощо. MEMS-гіроскоп може працювати і в космосі, і ставлять їх на мікросупутники.
Розмір та точність гіроскопів наочно:
Акселерометри
Конструктивно, акселерометри є ваги - фіксований вантаж змінює свою вагу під впливом прискорень, і датчик переводить цю вагу у величину прискорення. Зараз акселерометри окрім великих і дорогих версій обзавелися MEMS-аналогами:
Приклад "великого" акселерометра
Мікрофотографія MEMS-акселерометра
Комбінація трьох акселерометрів та трьох гіроскопів дозволяє фіксувати поворот та прискорення по всіх трьох осях. Такий пристрій називається гіростабілізованою платформою. На зорі космонавтики вони були можливі лише на карданному підвісі, були дуже складними та дорогими.
Гіростабілізована платформа кораблів Apollo. Синій циліндр на передньому плані – гіроскоп. Відео випробувань платформи
Вершиною механічних систем були безкарданні системи, коли платформа висіла нерухомо в потоках газу. Це був хайтек, результат роботи великих колективів, дуже дорогі та секретні пристрої.
Сфера в центрі – гіростабілізована платформа. Система наведення МБР Peacekeeper
Ну, а зараз розвиток електроніки привело до того, що платформа з придатною для простих супутників точністю вміщається на долоні, її розробляють студенти, і навіть публікують вихідний код.
Цікавим нововведенням стали MARG-платформи. У них дані з гіроскопів і акселерометрів доповнюються магнітними датчиками, що дозволяє виправляти помилку гіроскопів, що накопичується. MARG-датчик, напевно, найкращий варіант для мікросупутників - він маленький, простий, дешевий, не має частин, що рухаються, споживає мало енергії, забезпечує орієнтацію по трьох осях з корекцією помилок.
У "серйозних" системах для виправлення помилок орієнтації гіростабілізованої платформи зазвичай використовують зіркові датчики.
Одним із очевидних способів підвищення ефективності сонячних енергоустановок є використання в них систем стеження за сонцем. Розробка стежать систем з простим обслуговуванням дозволить значною мірою підвищити техніко-економічні показники сільськогосподарських об'єктів та створити комфортні умови праці та побуту людини за одночасного забезпечення екологічної безпеки. довкілля. Системи стеження можуть бути з однією або двома осями обертання сонячних панелей.
Сонячна енергоустановка із системою стеження, що включає компактний фотоелектричний датчик положення сонця, що складається з каркаса у формі прямої тригранної призми, на двох бокових гранях якої розміщені фотоелементи стеження за сонцем, а на третій грані встановлено командний фотоелемент розвороту модулів із заходу на схід. Протягом світлового дня фотоелементи стеження на гранях датчика видають командні сигнали блоку управління приводом азимутального повороту сонячного модуля, який при цьому розгортається в напрямку сонця за допомогою валу. Недоліком встановлення є недостатня точність стеження за сонцем.
Сонячна енергетична установка містить сонячну батарею із системою двовісною орієнтацією на сонці, на якій як датчики стеження за сонцем встановлені фотоелектричні модулі, що містять лінійні фотоприймачі, що знаходяться у фокусах циліндричних лінз Френеля. Сигнали від фотоприймачів за допомогою мікропроцесора здійснюють керування приводами системи азимутальної та зенітальної орієнтації сонячної батареї.
Недоліком цієї установки є недостатня точність стеження за сонцем, а також те, що датчики стеження займають частину активної площі сонячної батареї.
Основним завданням розробки є підвищення точності роботи датчика стеження за сонцем для двовісних систем орієнтації сонячних батарей за будь-якого положення сонця на небосхилі протягом року.
Вищевказаний технічний результат досягається тим, що в запропонованому датчику стеження за сонцем двовісної системи орієнтації сонячної батареї, що містить блок променевосприймаючих осередків, встановлених на нерухомому майданчику, які виконані у вигляді зворотних конусів з непрозорими стінками і укріплені на вузьких торцях кону. При цьому променевосприймаючі осередки щільно встановлені на майданчику з утворенням тілесного кута в 160° і обрамлені прозорою сферою, укріпленою на майданчику, яка встановлена з нахилом до горизонталі під кутом, що дорівнює географічній широті датчика.
Датчик стеження встановлюється на нерухомому майданчику, нормаль 6 якого (рис. 1) прямує на південь. Кут нахилу майданчика до горизонтальної основи відповідає географічній широті місцевості поруч із сонячною батареєю, розміщеною на механічній системі орієнтації на сонці, що містить приводи зенітального та азимутального обертання, що використовують крокові мотор-редуктори. Управління приводами сонячної батареї здійснюється мікропроцесором, який отримує електричні імпульси від фотоелектричних елементів осередків датчика. Мікропроцесор містить інформацію про географічну широту місцезнаходження сонячної батареї, електронний годинник, забезпечений календарем, за сигналами яких включаються мотор-редуктори зенітального та азимутального обертання сонячної батареї відповідно до рівняння руху сонця на небосхилі. При цьому величини досягнутих кутів повороту сонячної батареї за сигналами фотоелектричних елементів осередків датчика порівнюються зі значеннями, отриманими з рівняння руху сонця на поточний момент часу.
Сутність конструкції датчика пояснюється рис. 1, 2, 3 та 4. На рис. 1 та 3 представлена загальна схема датчика. На рис. 2 показаний вид зверху прозорої сфери і променевосприймаючих осередків. На рис. 4 показана схема такого осередку.
Датчик стеження за сонцем для двовісної системи орієнтації сонячних батарей містить майданчик 1, укріплену до горизонтальної основи 5 під кутом а, що дорівнює географічній широті місцевості. До майданчика 1 прикріплена прозора напівсфера 2 радіусом р. У всьому внутрішньому просторі сфери 2 впритул укріплені променевосприймаючі осередки 3, що мають форму зворотного конуса з непрозорими стінками 7, зверненого діаметром ф до внутрішньої стінки прозорої сфери 2, а діаметром d 2до майданчика 1. Висота конуса 3 дорівнює відстані hвід внутрішньої стінки сфери 2 до поверхні майданчика 1. У нижній частині конуса 3 на відстані 5d 1 від верхньої кромки конуса 3 розташований фотоелектричний елемент 4, електричний сигнал якого передається в мікропроцесорну систему управління поворотами осей сонячної батареї (на рис. 1 не показана) . Відстань 5d 1 вибирається таким чином, щоб сонячний промінь 8 фіксувався точно на фотоелектричному елементі 4, обмеженого непрозорими стінками 7 конуса 3.
Датчик стеження за сонцем працює в такий спосіб. Сонячні промені 8 проникають через прозору сферу 2, внутрішній простір конуса 3 і потрапляють на фотоелектричний елемент 4, викликаючи електричний струм, що аналізується мікропроцесором і передається на крокові мотор-редуктори приводів системи орієнтації сонячної батареї (на малюнку не показано). При переміщенні сонця по небосхилу його промені 8 поступово включають фотоелектричні елементи 3 і сприяють точному і плавному регулюванню поворотів сонячної батареї по азимутальної і зенітальної осях.
Лабораторні випробування макета осередку датчика з використанням імітатора сонячного випромінювання показали прийнятні результати відсікання світлового потокудля прийнятих значень d 1 , d 2 та 5 d x.
Датчик стеження за сонцем двовісної системи орієнтації сонячної батареї містить променевосприймаючі осередки, виконані у вигляді зворотних конусів, щільно встановлених на майданчику з утворенням тілесного кута в 160° і обрамлених прозорою сферою, дозволяє більш точно орієнтувати сонячні батареї. .
