СПОСОБ КОНТРОЛЯ ТЕКУЩЕГО СОСТОЯНИЯ СОЛНЕЧНОЙ БАТАРЕИ КОСМИЧЕСКОГО АППАРАТА С ИНЕРЦИОННЫМИ ИСПОЛНИТЕЛЬНЫМИ ОРГАНАМИ Российский патент 2018 года по МПК B64G1/44 

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

Одной из составляющей контроля текущего состояния СБ КА является контроль основных электрических характеристик СБ - выходного тока, напряжения и мощности СБ. На стадии проектирования и изготовления СБ осуществляется теоретический расчет выходных параметров СБ, который может быть основан на методе перемещений вольт-амперной характеристики, учитывающем различные влияния окружающей среды и параметров нагрузки на характеристики СБ (Система электроснабжения КА. Техническое описание. 300ГК.20Ю.0000-АТО. РКК «Энергия», 1998; Раушенбах Г. Справочник по проектированию солнечных батарей. Москва. Энергоатомиздат.1983. Стр. 49, 54).

Недостаток указанного способа контроля текущего состояния СБ заключается в том, что используемые в расчетах модели факторов космического полета имеют ограниченную точность, что не позволяет получить достоверные данные о реальных характеристиках СБ в полете, учитывающих процесс «деградации» СБ.

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

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

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

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

Задачей, на решение которой направлено настоящее изобретение, является повышение точности оценки текущей эффективности СБ в ходе полета КА с инерционными исполнительными органами.

Технический результат, достигаемый при осуществлении настоящего изобретения, заключается в обеспечении одинаковых условий замера тока от СБ при выполнении сеансов оценки эффективности СБ по результатам прямого замера электрического тока, генерируемого СБ на фоне штатного полета КА с инерционными исполнительными органами в ориентации, при которой суммарный внешний возмущающий момент - момент от воздействия на КА атмосферы и силы тяжести - за виток достигает минимального значения и обеспечивается минимальное накопление кинетического момента гиросистемы.

Технический результат достигается тем, что в способе контроля текущего состояния солнечной батареи космического аппарата с инерционными исполнительными органами, включающем ориентацию нормали к рабочей поверхности солнечной батареи на Солнце, измерение значений тока от солнечной батареи и контроль текущего состояния солнечной батареи по результатам сравнения текущих измеренных значений тока и значений тока, измеренных на предыдущих этапах полета, дополнительно выполняют построение и поддержание в орбитальной системе координат ориентации космического аппарата, при которой воздействующий на космический аппарат внешний возмущающий момент за виток достигает минимального значения, последовательно разворачивают солнечную батарею в дискретные положения, в которых значение угла между нормалью к рабочей поверхности солнечной батареи и направлением на Солнце составляет величину менее фиксированного значения, на последовательных витках орбиты измеряют значения угла γ_S между направлением на Солнце и нормалью к плоскости орбиты космического аппарата на моменты времени ,

где t_S - момент прохождения подсолнечной точки витка;

ω_орб - орбитальная угловая скорость космического аппарата;

ϕ - угол между радиус-вектором космического аппарата и проекцией на плоскость орбиты нормали к рабочей поверхности солнечной батареи в задаваемом дискретном положении, выбираемом из условия минимизации затенения зоны чувствительности солнечной батареи элементами конструкции космического аппарата, в поддерживаемой ориентации космического аппарата при положительном отсчете угла в сторону полета, измеряют ток от солнечной батареи в упомянутый момент времени витка орбиты, на котором модуль угла λ-γ_S достигает локального минимума, где λ - угол между нормалью к плоскости орбиты и нормалью к рабочей поверхности солнечной батареи в задаваемом дискретном положении, выбираемом из условия минимизации затенения зоны чувствительности солнечной батареи элементами конструкции космического аппарата, в поддерживаемой ориентации космического аппарата, определяют текущее значение расстояния от Земли до Солнца, в ходе полета повторяют вышеописанные действия и контроль состояния панели солнечной батареи выполняют по результатам сравнения полученных значений тока от солнечной батареи, каждое из которых умножено на отношение квадратов определенного на момент соответствующего измерения тока текущего значения расстояния от Земли до Солнца и среднего расстояния от Земли до Солнца.

Поясним предложенные в способе действия.

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

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

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

Рассматриваем КА, в системе управления движением ориентацией которых в качестве основных исполнительных органов используются инерционные исполнительные органы - силовые гироскопы (СГ). В этом случае при выполнении разворотов и при поддержании ориентации КА происходит накопление кинетического момента (КМ) СГ и по достижении КМ заданных граничных значений выполняется операция «разгрузки» СГ - приведения КМ в допустимые пределы с помощью реактивных двигателей ориентации (ДО). При этом при выполнении разгрузки СГ требуется дополнительное рабочее тело (топливо) для работы ДО.

Для реализации штатного полета таких КА, как правило, используются специальные режимы ориентации, обеспечивающие благоприятные условия для работы системы СГ, - такие, чтобы максимально уменьшать эффект «насыщения» СГ и, тем самым, избегать или, по крайней мере, уменьшать необходимость их разгрузки (Бебенин Г.Г., Скребушевский Б.С., Соколов Г.А. Системы управления полетом космических аппаратов // М.: Машиностроение, 1978; Скребушевский Б.С. Управление полетом беспилотных космических аппаратов // М.: «Владмо», 2003). Одним из таких режимов ориентации является режим, при котором выполняют построение и поддержание в орбитальной системе координат ориентации КА, при которой суммарный внешний возмущающий момент - момент от воздействия на КА атмосферы и силы тяжести - за виток достигает минимального значения и обеспечивается минимальное накопление кинетического момента гиросистемы.

В предложенном техническом решении для решения поставленной задачи выполняют построение и поддержание в орбитальной системе координат ориентации КА, при которой воздействующий на КА внешний возмущающий момент за виток достигает минимального значения.

Реализуют штатный режим автоматического наведения (отслеживания) СБ на Солнце: последовательно разворачивают СБ в дискретные положения, в которых значение угла между нормалью к рабочей поверхности СБ и направлением на Солнце составляет величину менее фиксированного значения, равного, например, 360°/N, где N - число дискретных положений СБ, и измеряют моменты времени переориентации СБ в данные дискретные положения, с учетом которых определяют текущие значения угла между нормалью к рабочей поверхности СБ и направлением на Солнце.

На последовательных витках орбиты измеряют значения угла γ_S между направлением на Солнце и нормалью к плоскости орбиты КА на моменты времени ,

где t_S - момент прохождения подсолнечной точки витка;

ω_орб - орбитальная угловая скорость КА;

ϕ - угол между радиус-вектором КА и проекцией на плоскость орбиты нормали к рабочей поверхности СБ в задаваемом дискретном положении, выбираемом из условия минимизации затенения зоны чувствительности СБ элементами конструкции КА, в поддерживаемой ориентации КА при положительном отсчете угла в сторону полета. Данный угол может быть получен по навигационным измерениям параметров орбиты КА и измерениям вектора направления на Солнце в инерциальной системе координат.

Подсолнечную точку витка орбиты определяем как точку, в которой проекция направления на Солнце на плоскость орбиты направлена в зенит.

Измеряют ток от СБ в упомянутый момент времени витка орбиты, на котором модуль угла λ-γ_S достигает локального минимума,

где λ - угол между нормалью к плоскости орбиты и нормалью к рабочей поверхности СБ в задаваемом дискретном положении, выбираемом из условия минимизации затенения зоны чувствительности СБ элементами конструкции КА, в поддерживаемой ориентации КА.

В упомянутые моменты времени t_ϕ при описанном управлении СБ направление нормали к рабочей поверхности СБ отстоит от направления на Солнце на угол λ-γ_S. При достижении модулем угла λ-γ_S локального минимума - обозначим его как (λ-γ_S)^* - направление нормали к рабочей поверхности СБ в упомянутый момент времени составляет с направлением на Солнце угол, равный значению локального минимума.

Величина локального минимума является малой величиной (λ-γ_S)^*≈0, влиянием которой на получаемые измерения тока от СБ можно пренебречь. Например, для КА типа МКС, движущихся по околокруговой орбите 300-400 км, величина изменения модуля угла λ-γ_S за виток составляет величину ≈0,3° и локальный минимум отклонения направления на Солнце от плоскости, в которой вращается нормаль к рабочей поверхности СБ, на упомянутый момент времени t_ϕ составляет менее величины ≈0,15°. Данная величина является пренебрежительно малой величиной для учета ее влияния на получаемые измерения тока от СБ, в частности под воздействием освещения СБ с направлений, близких к нормали к рабочей поверхности СБ.

Определяют текущее значение расстояния от Земли до Солнца.

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

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

где - значение тока, измеренное в момент времени t_ϕ k-го вышеописанного витка орбиты (витка, на котором достигается локальный минимум модуля угла λ-γ_S);

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

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

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

,

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

B_k - текущее значение внеатмосферной интенсивности солнечной радиации во время k-го вышеописанного витка орбиты.

Проведение измерений тока в момент времени t_ϕ на вышеописанном витке, на котором достигается локальный минимум модуля угла λ-γ_S (что соответствует выполнению условия, что на момент времени t_ϕ значение угла между направлением на Солнце и плоскостью, в которой вращается нормаль к рабочей поверхности СБ, достигает локального минимума), обеспечивает измерение тока в момент, когда нормаль к рабочей поверхности панели СБ направлена на Солнце с точностью значения данного локального минимума. Это обеспечивает одинаковые условия освещения Солнцем последовательных сегментов «гармошки» СБ, расположенных с технологическими углами между собой. Например, как указывалось, для КА типа МКС локальный минимум отклонения направления на Солнце от плоскости, в которой вращается нормаль к рабочей поверхности СБ, на момент времени t_ϕ не превышает величины ≈0,15°, что является пренебрежительно малой величиной для учета ее влияния на освещение сегментов «гармошки» СБ и получаемые измерения тока от СБ.

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

Опишем технический эффект предлагаемого изобретения.

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

Предлагаемое техническое решение позволяет обеспечить одинаковые условия замера тока от СБ при выполнении сеансов оценки эффективности СБ по результатам прямого замера электрического тока, генерируемого СБ на фоне штатного полета КА с инерционными исполнительными органами.

При этом обеспечиваются одинаковые условия замера тока от СБ с учетом изменений тока от СБ, вызванных как изменениями текущего значения внеатмосферной интенсивности солнечной радиации по орбите Земли, так и технологическими углами между последовательными сегментами «гармошки» СБ.

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

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

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

В настоящее время технически все готово для реализации предложенного способа. Промышленное исполнение существенных признаков, характеризующих изобретение, не является сложным и может быть выполнено с использованием существующих технических средств.

Изобретение относится к космической технике. Способ контроля текущего состояния панели солнечной батареи (СБ) космического аппарата (КА) с инерционными исполнительными органами включает ориентацию нормали к рабочей поверхности СБ на Солнце, измерение значений тока от СБ и контроль текущего состояния СБ по результатам сравнения текущих измеренных значений тока и значений тока, измеренных на предыдущих этапах полета. Контроль состояния панели СБ выполняют по результатам сравнения полученных значений тока от СБ, каждое из которых умножено на отношение квадратов определенного на момент соответствующего измерения тока текущего значения расстояния от Земли до Солнца и среднего расстояния от Земли до Солнца. Техническим результатом изобретения является повышение точности оценки текущей эффективности СБ, обеспечение одинаковых условий замера тока от СБ на фоне штатного полета КА в ориентации, при которой суммарный внешний возмущающий момент за виток достигает минимального значения.

Способ контроля текущего состояния солнечной батареи космического аппарата с инерционными исполнительными органами, включающий ориентацию нормали к рабочей поверхности солнечной батареи на Солнце, измерение значений тока от солнечной батареи и контроль текущего состояния солнечной батареи по результатам сравнения текущих измеренных значений тока и значений тока, измеренных на предыдущих этапах полета, отличающийся тем, что дополнительно выполняют построение и поддержание в орбитальной системе координат ориентации космического аппарата, при которой воздействующий на космический аппарат внешний возмущающий момент за виток достигает минимального значения, последовательно разворачивают солнечную батарею в дискретные положения, в которых значение угла между нормалью к рабочей поверхности солнечной батареи и направлением на Солнце составляет величину менее фиксированного значения, на последовательных витках орбиты измеряют значения угла γ_S между направлением на Солнце и нормалью к плоскости орбиты космического аппарата на моменты времени

где t_S - момент прохождения подсолнечной точки витка;

ω_орб - орбитальная угловая скорость космического аппарата;

ϕ - угол между радиус-вектором космического аппарата и проекцией на плоскость орбиты нормали к рабочей поверхности солнечной батареи в задаваемом дискретном положении, выбираемом из условия минимизации затенения зоны чувствительности солнечной батареи элементами конструкции космического аппарата, в поддерживаемой ориентации космического аппарата при положительном отсчете угла в сторону полета, измеряют ток от солнечной батареи в упомянутый момент времени витка орбиты, на котором модуль угла λ-γ_S достигает локального минимума, где λ - угол между нормалью к плоскости орбиты и нормалью к рабочей поверхности солнечной батареи в задаваемом дискретном положении, выбираемом из условия минимизации затенения зоны чувствительности солнечной батареи элементами конструкции космического аппарата, в поддерживаемой ориентации космического аппарата, определяют текущее значение расстояния от Земли до Солнца, в ходе полета повторяют вышеописанные действия и контроль состояния панели солнечной батареи выполняют по результатам сравнения полученных значений тока от солнечной батареи, каждое из которых умножено на отношение квадратов определенного на момент соответствующего измерения тока текущего значения расстояния от Земли до Солнца и среднего расстояния от Земли до Солнца.