СПОСОБ ОЦЕНКИ СОСТОЯНИЯ СОЛНЕЧНОЙ БАТАРЕИ КОСМИЧЕСКОГО АППАРАТА С ИНЕРЦИОННЫМИ ИСПОЛНИТЕЛЬНЫМИ ОРГАНАМИ Российский патент 2018 года по МПК B64G1/44 B64G1/28 

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

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

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

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

Данный способ обеспечивает контроль суммарной эффективности панели СБ в ходе полета КА. Меньшие значения фактических выходных токов 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 СБ при одинаковых внешних полетных условиях (что необходимо для обоснованности дальнейшего сравнения результатов выполненных замеров) непосредственно по началу светового участка для экспресс оценки состояния СБ КА с инерционными исполнительными органами.

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 минимизации влиянии подсветки от Земли при выполнении оценки состояния СБ по результатам прямого замера тока СБ непосредственно в начале светового участка орбиты на фоне штатного полета КА с инерционными исполнительными органами в базовой (дежурной) ориентации.

Технический результат достигается тем, что в способе оценки состояния солнечной батареи космического аппарата с инерционными исполнительными органами, включающем ориентацию солнечной батареи нормалью к рабочей поверхности на Солнце, измерение тока солнечной батареи и оценку состояния солнечной батареи по результатам сравнения значений тока, измеренных на текущем и 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 фиксированные положения, текущее из которых выбирается из условия минимизации угла между нормалью к рабочей поверхности солнечной батареи и направлением на Солнце, на последовательных витках орбиты в моменты касания верхней границы атмосферы Земли видимым с космического аппарата диском Солнца на восходе Солнца измеряют значения тока солнечной батареи и угла между направлением на Солнце и нормалью к плоскости орбиты космического аппарата, при этом на витках, на которых достигает локального минимума модуль угла , где λ^* - угол между нормалью к плоскости орбиты и нормалью к рабочей поверхности солнечной батареи в фиксированном положении солнечной батареи, в котором нормаль к рабочей поверхности солнечной батареи составляет острый угол с направлением полета и отстоит от направления в надир на угол, ближайший к сумме углов Q_z+Q_a+Q_s, в поддерживаемой ориентации космического аппарата;

Q_z и Q_s - значения угловых полурастворов видимых с космического аппарата дисков Земли и Солнца соответственно;

Q_a - угол возвышения верхней границы атмосферы над видимым с космического аппарата горизонтом Земли;

фиксируют измеренное значение тока солнечной батареи I и определяют на момент измерения тока значение расстояния от Земли до Солнца D_I и значение угла между нормалью к рабочей поверхности солнечной батареи и направлением на Солнце α_I, в ходе полета повторяют вышеописанные действия и оценку состояния солнечной батареи непосредственно по началу светового участка орбиты выполняют по результатам сравнения полученных на текущем и на предыдущих этапах полета значений контрольного параметра, определяемого по формуле , где D_ср - среднее расстояние от Земли до Солнца.

Суть предлагаемого изобретения поясняется на фиг. 1 и 2.

На фиг. 1 представлена схема расположения направлений на Солнце и нормали к рабочей поверхности СБ относительно Земли в момент измерения тока от СБ.

На фиг. 2 представлена схема отсчета угловых полурастворов видимых с КА дисков Земли и Солнца и угла возвышения верхней границы атмосферы над видимым с КА горизонтом Земли.

На фиг. 1 и 2 введены обозначения:

K - местоположение КА;

R - направление радиус-вектора КА;

V - вектор скорости КА;

Р - направление в надир;

N_ОРБ - вектор нормали к плоскости орбиты КА;

L_СБ - ось вращения СБ, перпендикулярная вектору нормали к рабочей поверхности СБ;

Н - плоскость, перпендикулярная оси вращения СБ (плоскость, в которой перемещается нормаль к рабочей поверхности СБ);

S - вектор направления на Солнце;

N_СБ - вектор нормали к рабочей поверхности СБ;

α - значение угла между нормалью к рабочей поверхности СБ и направлением на Солнце;

- угол между направлением на Солнце и нормалью к плоскости орбиты КА на момент касания верхней границы атмосферы Земли видимым с КА диском Солнца на восходе Солнца;

λ^* - угол между нормалью к плоскости орбиты и нормалью к рабочей поверхности СБ в фиксированном положении СБ, в котором нормаль к рабочей поверхности СБ составляет острый угол с направлением полета и отстоит от направления в надир на угол, ближайший к сумме углов Q_z+Q_a+Q_s, в поддерживаемой ориентации КА;

η - острый угол между нормалью к рабочей поверхности СБ с направлением полета;

δ - угол, равный сумме углов Q_z+Q_a+Q_s;

KD, KG, KB - направления, отстоящие от направления в надир на угол δ;

KE - направление, отстоящее от направления в надир на угол δ и составляющее тупой угол с направлением полета;

Z_S - сфера, центр которой расположен в центре Земли и которой касаются направления, отстоящие от направления в надир на угол δ;

U - окружность, образованная точками касания сферы, центр которой расположен в центре Земли, направлениями, начинающимися в точке местоположения КА и отстоящими от направления в надир на угол δ;

ϕ - угол между нормалью к рабочей поверхности СБ и направлением в надир;

ρ - угол между нормалью к рабочей поверхности СБ и направлением КЕ;

С - модель Солнца;

Z - Земля;

А - верхняя граница атмосферы Земли;

Q_z и Q_s - значения угловых полурастворов видимых с КА дисков Земли и Солнца соответственно;

Q_a - угол возвышения верхней границы атмосферы над видимым с КА горизонтом Земли.

Направления KD, KG, KЕ, KB лежат на боковой поверхности конуса с вершиной в точке К и углом полураствора δ, ось которого направлена в надир. Основание конуса ограничено окружностью U, по которой сфера Z_s касается боковой поверхности конуса. Точки D, G, Е, В лежат на окружности U.

На фиг. 2 модель Солнца С показана для иллюстрации отсчета угла Q_s.

Поясним предложенные в способе действия.

Рассматриваем КА, например КА типа международной космической станции (МКС), в системе управления 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. Ввиду его экономичности данный режим ориентации используется в качестве базового (дежурного) режима ориентации в штатном полете КА.

Считаем, что на этапе выведения КА СБ находятся в сложенном состоянии и раскрываются (развертываются) на орбите. После раскрытия СБ в панель сегменты СБ, составляющие панель СБ, могут быть расположены с некоторыми остаточными (технологическими) углами между собой (поверхность панели СБ может быть ломаной структуры).

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

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

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

В предлагаемом техническом решении оценка состояния СБ осуществляется непосредственно в начале светового участка орбиты до выхода СБ на установившийся температурный режим работы ФЭП, который достигается через определенное время после выхода КА на свет (например, 15-20 мин для СБ PC МКС). При этом длительность достижения равновесной рабочей температуры определяется термомеханическими и электрическими свойствами ФЭП СБ (Раушенбах Г. Справочник по проектированию солнечных батарей. Москва: Энергоатомиздат, 1983, стр. 90).

В моменты начала освещенного участка орбиты КА направление потока солнечного излучения, поступающего на КА, проходит по касательной к поверхности Земли - в этом случае отраженное от Земли излучение, поступающее на СБ КА, практически отсутствует - кроме излучения от лимба, образованного подсвеченной Солнцем атмосферой Земли, влияние которого на генерацию электроэнергии СБ пренебрежительно мало в сравнении с поступающим на СБ прямым излучением от Солнца. Таким образом, в начале освещенного участка орбиты КА отсутствует завышение значений тока СБ от попадания уходящего от Земли излучения на СБ - т.е. отсутствует (минимизируется) влияние уходящего от Земли излучения на величину генерируемого СБ тока.

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

На последовательных витках орбиты в моменты касания верхней границы атмосферы Земли видимым с КА диском Солнца на восходе Солнца измеряют значение угла между направлением на Солнце и нормалью к плоскости орбиты КА и значение тока СБ.

Указанный момент касания видимым с КА диском Солнца верхней границы атмосферы Земли определяется условием

μ=δ, δ=Q_z+Q_a+Q_s,

где μ - текущий угол между направлением на Солнце и направлением в надир;

Q_z и Q_s - значения угловых полурастворов видимых с КА дисков Земли и Солнца соответственно;

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

как наиболее ранний момент времени на освещенной части витка орбиты (на восходе Солнца), когда КА освещен излучением от полного солнечного диска (выполнение данного условия отображено на фиг. 2). В более ранние моменты ток СБ неопределенным образом изменяется (занижается) за счет проявления эффекта преломления атмосферой Земли поступающего на СБ солнечного излучения, а в более поздние моменты - завышается за счет проявления эффекта дополнительного поступления на СБ уходящего от Земли излучения.

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

,

,

где R_z - радиус Земли;

H_орб - высота орбиты КА.

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

На витках, на которых достигает локального минимума модуль угла , где

λ^* - угол между нормалью к плоскости орбиты и нормалью к рабочей поверхности СБ в фиксированном положении СБ, в котором нормаль к рабочей поверхности СБ составляет острый угол с направлением полета и отстоит от направления в надир на угол, ближайший к сумме углов Q_z+Q_a+Q_s, в поддерживаемой ориентации КА;

Q_z и Q_s - значения угловых полурастворов видимых с космического аппарата дисков Земли и Солнца соответственно;

Q_a - угол возвышения верхней границы атмосферы над видимым с космического аппарата горизонтом Земли;

фиксируют измеренное значение тока от солнечной батареи I и определяют на момент измерения тока I значение расстояния от Земли до Солнца D_I и значение угла между нормалью к рабочей поверхности СБ и направлением на Солнце α_I.

На фиг. 1 представлена схема расположения направлений на Солнце и нормали к рабочей поверхности СБ относительно Земли в момент измерения фиксируемых значений тока СБ, которая иллюстрирует, что виток, на котором выполняется измерение фиксируемых значений тока СБ, выбран из условия максимальной близости углов λ^* и . В этот момент времени направление на Солнце находится на минимальном расстоянии от плоскости Н, в которой перемещается (поворачивается) нормаль к рабочей поверхности СБ.

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

В момент измерения тока СБ видимый с КА диск Солнца касается верхней границы атмосферы Земли и находится на минимальном расстоянии от нормали к рабочей поверхности СБ, при этом угол α между направлением на Солнце и нормалью к рабочей поверхности СБ не превышает величину угла ρ

где ρ - угол между направлением КЕ, составляющем острый угол с направлением полета и отстоящим от направления в надир на угол Q_z+Q_a+Q_s, и нормалью к рабочей поверхности СБ в ее фиксированном положении, выбираемом из условия минимизации угла между нормалью к рабочей поверхности СБ и вышеупомянутым направлением КЕ в поддерживаемой ориентации КА.

Отклонение α от ρ определяется величиной отклонения оси вращения СБ от перпендикуляра к плоскости орбиты КА. Например, при управлении КА типа МКС в базовой ориентации КА отклонение оси вращения СБ от перпендикуляра к плоскости орбиты, как правило, не превышает величину ≈10° и следовательно

В ходе полета повторяют вышеописанные действия и оценку состояния СБ непосредственно по началу светового участка орбиты выполняют по результатам сравнения полученных на текущем и на предыдущих этапах полета значений контрольного параметра, определяемого по формуле

где D_ср - среднее расстояние от Земли до Солнца.

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

I=I_MAX cosα,

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

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

При этом, с одной стороны, учитывая соотношение (1), величина cosα может быть достаточно близка к 1 (например, для СБ КА типа модуля «Звезда» МКС cosα составляет величину 0,98) и результат учета отклонения данной величины от 1 может быть сравним с результатом учета возможных отклонений в измерениях тока от СБ, связанных с погрешностью измерений. В этом случае можно принять cosα≈1, соотношение (3) для определения упомянутого контрольного параметра принимает вид

С другой стороны, для КА типа МКС выполняется условие (2) и в (3) угол α можно заменить углом ρ, который однозначно определяется базовой ориентацией КА. В этом случае соотношение (3) для определения упомянутого контрольного параметра принимает вид

В соотношениях (3)÷(5) умножение на величину обеспечивает одинаковые условия замера тока от СБ в части учета изменений тока СБ, вызванных отклонением текущего значения внеатмосферной интенсивности солнечной радиации от фиксированного номинального (среднего) значения. При этом учитывается, что текущее значение внеатмосферной интенсивности солнечной радиации с достаточной степенью точности обратно пропорционально значению расстояния от Земли до Солнца (Макарова Е.А., Харитонов А.В., Распределение энергии в спектре Солнца и солнечная постоянная, М., 1972; Поток энергии Солнца и его изменения, под ред. О. Уайта, пер. с англ., М., 1980; Кмито А.А., Скляров Ю.А., Пиргелиометрия, Л.)

,

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

В_I - текущее значение внеатмосферной интенсивности солнечной радиации на момент измерения тока I.

Таким образом, в предлагаемом техническом решении при оценке состояния СБ КА с инерционными исполнительными органами выполняется измерение тока СБ непосредственно в начале освещенного участка орбиты в момент касания видимым с КА диском Солнца верхней границы атмосферы Земли на восходе Солнца. При этом виток, на котором выполняется измерение тока СБ, выбирается таким образом, что при штатном режиме автоматического наведения (отслеживания) СБ на Солнце в базовой ориентации КА (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) в момент касания видимым с КА диском Солнца верхней границы атмосферы Земли Солнце находится на минимальном расстоянии от нормали к рабочей поверхности СБ, а именно достигается локальный минимум модуля разности отклонений нормали к рабочей поверхности СБ и направления на Солнце от нормали к плоскости орбиты КА. Этот момент времени выбирается из условия, что направление на Солнце находится на минимальном расстоянии от плоскости Н, в которой перемещается (поворачивается) нормаль к рабочей поверхности СБ. В ходе полета повторяют вышеописанные действия на различных этапах полета КА, для каждого этапа полета получают значения контрольного параметра, рассчитываемые по соотношениям (4)÷(6), и оценку состояния СБ осуществляют по результатам сравнения получаемых значений данного контрольного параметра.

Опишем технический эффект предлагаемого изобретения.

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

Предлагаемое техническое решение позволяет обеспечить одинаковые условия замера тока СБ при оценке состояния СБ по результатам прямого замера электрического тока, генерируемого СБ непосредственно по началу светового участка орбиты на фоне штатного полета КА с инерционными исполнительными органами в базовой ориентации КА.

Получение данных о текущей оценке состояния СБ непосредственно по началу светового участка орбиты, с одной стороны, позволяет получать необходимые данные при одинаковом исходном состоянии СБ после нахождения ее в условиях естественного охлаждения на теневом участке орбиты, а с другой стороны, позволяет получать необходимые данные по началу очередного сеанса генерации тока КА, максимально быстро оценить состояние СБ после ее пребывания в теневой зоне и при необходимости осуществить необходимые действия в случае выявления нештатных отклонений состояния СБ.

При этом обеспечиваются одинаковые условия замера тока СБ с учетом изменений тока СБ, вызванных как изменениями текущего значения внеатмосферной интенсивности солнечной радиации и наличием эффекта подсветки СБ уходящим от Земли излучением, так и отклонением направления солнечного излучения от нормали к СБ и наличием технологических углов между сегментами панели СБ.

Предлагаемое техническое решение позволяет увеличить точность оценки состояния СБ за счет минимизации (исключения) влияния на выработку электроэнергии уходящего от Земли излучения (чем устраняется завышение измеряемых значений тока от СБ) и за счет учета изменений интенсивности солнечной радиации при расчете контрольного параметра, по которому осуществляется оценка состояния СБ. При этом в предлагаемом техническом решении оценка состояния СБ выполняется в базовой (дежурной) ориентации и не требует проведения специальных полетных операций (режимов) контроля состояния СБ, выполняемых, как правило, в специальной ориентации КА и сопровождающихся затратами рабочего тела на работу двигателей ориентации.

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

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

Контроль текущего состояния СБ необходим для своевременного выявления моментов снижения эффективности СБ. Таким образом, получаемый технический эффект повышает эффективность оценки состояния СБ и контроля производительности СЭС КА в целом, в том числе позволяет оценить состоянии СБ на фоне штатного полета КА с инерционными исполнительными органами.

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 системам электроснабжения космических аппаратов (КА) с помощью солнечных батарей (СБ). Способ включает ориентацию СБ на Солнце, измерение на последовательных витках орбиты угла между направлением на Солнце и нормалью к плоскости орбиты КА, а также тока СБ в моменты касания верхней границы атмосферы Земли видимым с КА диском Солнца на его восходе. Определяют также угол между нормалью к плоскости орбиты КА и нормалью к рабочей поверхности СБ в фиксированном положении СБ, зависящем некоторым образом от фазы полёта, видимых с КА угловых полурастворов дисков Земли и Солнца и угла возвышения верхней границы атмосферы над горизонтом. На витках, где достигается локальный минимум модуля угла , фиксируют измеренное значение тока СБ, определяют расстояние от Земли до Солнца и значение угла между нормалью к рабочей поверхности СБ и направлением на Солнце. Вычисленный по этим данным некоторый контрольный параметр сравнивают на текущем и на предыдущих этапах полета, используя для оценки состояния СБ. Технический результат состоит в минимизации влиянии на эту оценку подсветки от Земли в начале светового участка орбиты на фоне штатного полета КА. 2 ил.

Способ оценки состояния солнечной батареи космического аппарата с инерционными исполнительными органами, включающий ориентацию солнечной батареи нормалью к рабочей поверхности на Солнце, измерение тока солнечной батареи и оценку состояния солнечной батареи по результатам сравнения значений тока, измеренных на текущем и 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 фиксированные положения, текущее из которых выбирается из условия минимизации угла между нормалью к рабочей поверхности солнечной батареи и направлением на Солнце, на последовательных витках орбиты в моменты касания верхней границы атмосферы Земли видимым с космического аппарата диском Солнца на восходе Солнца измеряют значения тока солнечной батареи и угла между направлением на Солнце и нормалью к плоскости орбиты космического аппарата, при этом на витках, на которых достигает локального минимума модуль угла

,

где λ^* - угол между нормалью к плоскости орбиты и нормалью к рабочей поверхности солнечной батареи в фиксированном положении солнечной батареи, в котором нормаль к рабочей поверхности солнечной батареи составляет острый угол с направлением полета и отстоит от направления в надир на угол, ближайший к сумме углов Q_Z+Q_a+Q_S, в поддерживаемой ориентации космического аппарата, где Q_Z и Q_S - значения угловых полурастворов видимых с космического аппарата дисков Земли и Солнца соответственно, Q_a - угол возвышения верхней границы атмосферы над видимым с космического аппарата горизонтом Земли,

фиксируют измеренное значение тока солнечной батареи I и определяют на момент измерения тока значение расстояния D_I от Земли до Солнца и значение угла α_I между нормалью к рабочей поверхности солнечной батареи и направлением на Солнце, в ходе полета повторяют вышеописанные действия и оценку состояния солнечной батареи непосредственно по началу светового участка орбиты выполняют по результатам сравнения полученных на текущем и на предыдущих этапах полета значений контрольного параметра, определяемого по формуле

,

где D_ср - среднее расстояние от Земли до Солнца.