СПОСОБ УПРАВЛЕНИЯ КОСМИЧЕСКИМ АППАРАТОМ С ИМЕЮЩИМИ ОДНУ СТЕПЕНЬ СВОБОДЫ СОЛНЕЧНЫМИ БАТАРЕЯМИ Российский патент 2019 года по МПК B64G1/44 

Изобретение относится к области космической техники и может быть использовано при управлении движением космических аппаратов (КА).

КА снабжены солнечными батареями (СБ), которые вырабатывают электроэнергию для обеспечения функционирования КА. При реализации полетных операций КА задействуется бортовая аппаратура, элементы которой при работе нагреваются. Выделяемое тепло используется для термостатирования КА, а его избыток сбрасывается в окружающее КА пространство через радиаторы-теплоизлучатели, размещаемые, как правило, с разных сторон корпуса КА. При этом сброс тепла наиболее эффективен на теневых участках околоземной орбиты, в течение которых вся поверхность радиатора-теплоизлучателя не освещена прямым солнечным излучением, и менее эффективен на освещенных Солнцем участках орбиты, когда сброс тепла происходит, в основном, с тех участков радиатора-теплоизлучателя, которые затенены элементами конструкции КА.

Известен способ управления орбитальным КА (Фаворский О.Н., Каданер Я.С. Вопросы теплообмена в космосе. Москва, «Высшая школа», 1972; Елисеев А.С. Техника космических полетов. Москва, «Машиностроение», 1983), включающий выполнение орбитального полета КА вокруг планеты, при котором сброс/отвод тепла с радиатора-теплоизлучателя осуществляется в моменты нахождения КА в тени планеты, а также в моменты световой части витка с тех участков радиатора-теплоизлучателя, которые при текущей ориентации КА затенены от прямого солнечного света конструктивными элементами КА.

В данном способе сброс тепла радиатором-теплоизлучателем осуществляется за счет естественного охлаждения радиатора-теплоизлучателя в моменты его затенений планетой или конструкций КА. Недостаток данного способа заключается в том, что он, в общем случае, накладывает известные ограничения на возможность сброса тепла радиатором-теплоизлучателем на световой части орбиты вследствие возможного неполного затенения его конструкцией КА. Например, при нахождении КА на бестеневой (солнечной) орбите отсутствует периодическое затенение КА планетой (которое на низких околоземных орбитах может составлять до 40% продолжительности витка) и возможен случай, когда радиатор-теплоизлучатель будет освещен Солнцем на протяжении всего витка, или случай, когда реализуется только частичное затенение радиатора-теплоизлучателя конструкцией КА, продолжительность которого недостаточна для эффективного выполнения радиатором-теплоизлучателем своих функций.

Известен способ управления орбитальным КА (патент РФ 2536765 по заявке №2013106322/11, приоритет от 13.02.2013, МПК (2006.01): B64G 1/24, 1/44, 1/50), включающий выполнение полета КА по орбите вокруг планеты с разворотом СБ в положение, соответствующее совмещению нормали к рабочей поверхности СБ с направлением на Солнце, согласно которому строят орбитальную ориентацию КА, при которой плоскость вращения СБ параллельна плоскости орбиты КА и СБ расположена относительно плоскости орбиты со стороны Солнца; определяют максимальное значение угла между вектором скорости КА и перпендикуляром к поперечной оси вращения СБ, проходящим через поверхность радиатора-теплоизлучателя; определяют высоту орбиты КА и угол между направлением на Солнце и плоскостью орбиты КА; по данным высоте орбиты и углу определяют витки орбиты, на которых длительность освещенной части витка превышает разность периода обращения КА и необходимой длительности времени сброса тепла радиатором теплоизлучателем на витке; на таких витках орбиты при прохождении КА освещенной части витка поворачивают СБ вокруг поперечной оси вращения до пересечения прямой, проходящей через обращенную к Солнцу область поверхности радиатора-теплоизлучателя и направленной на Солнце, с СБ; поворачивают СБ вокруг продольной оси вращения до достижения углом между нормалью к рабочей поверхности СБ и направлением на Солнце минимального значения; данные повороты СБ выполняют в пределах расчетного интервала времени.

Данный способ обеспечивает создание условий для естественного охлаждения радиатора-теплоизлучателя путем его затенения СБ, имеющими две степени свободы, поэтому возможность применения данного способа ограничена тем, что он не может быть реализован на КА, снабженном СБ, имеющими одну степень свободы.

Известен способ управления орбитальным КА (Малоземов В.В. Тепловой режим космических аппаратов. Москва, «Машиностроение», 1980), принятый за прототип, включающий выполнение орбитального полета КА вокруг планеты, разворот СБ в рабочее положение на Солнце и выполнение разворота КА до затенения радиатора-теплоизлучателя конструкцией КА. В данном способе сброс тепла радиатором-теплоизлучателем осуществляется за счет его естественного охлаждения при затенении конструкцией КА в специально построенной ориентации КА.

Данный способ имеет существенный недостаток - для создания условий для естественного охлаждения радиатора-теплоизлучателя за счет затенения его конструкцией КА по данному способу необходимо непрерывно выполнять вышеупомянутый специальный разворот КА, что, с одной стороны, требует дополнительных энергетических затрат на его выполнение, а с другой стороны, выполнение вышеупомянутого специального разворота КА в общем случае может противоречить построению требуемой целевой ориентации КА - той ориентации, в которой должен находиться КА для решения его целевых задач. Таким образом, в процессе решения целевых задач КА, сопровождаемых построением требуемой целевой ориентации КА, в общем случае не создаются специальные условия для естественного охлаждения радиатора-теплоизлучателя, что ухудшает эффективность его функционирования.

Задачей, на решение которой направлено настоящее изобретение, является обеспечение отвода тепла от задаваемых участков/зон поверхности КА, с которых необходимо обеспечить отвод тепла.

Технический результат, достигаемый при осуществлении настоящего изобретения, заключается в расширении возможностей по обеспечению требуемого теплового режима функционирования КА, снабженного имеющими одну степень свободы СБ, путем отвода тепла от требуемых/задаваемых участков/зон поверхности КА за счет затенения данных участков поверхности КА вращающимися СБ КА.

Технический результат достигается тем, что в способе управления космическим аппаратом с имеющими одну степень свободы солнечными батареями, включающем построение и поддержание в орбитальной системе координат ориентации космического аппарата, оси вращения солнечных батарей которого перпендикулярны его продольной строительной оси, и поворот солнечной батареи до достижения минимального значения угла между нормалью к рабочей поверхности солнечной батареи и направлением на Солнце, дополнительно определяют высоту орбиты космического аппарата, по определенной высоте орбиты определяют значение β^* угла между направлением на Солнце и плоскостью орбиты космического аппарата, при котором длительность теневой части витка орбиты равна необходимой длительности времени отвода тепла с участка поверхности космического аппарата, с которого необходимо обеспечить отвод тепла, на витке, определяют диапазон витков орбиты, на которых текущее значение угла между направлением на Солнце и плоскостью орбиты космического аппарата β превышает β^*, контролируют угол между перпендикуляром к плоскости орбиты, составляющим острый угол с направлением на Солнце, с одной стороны и проекцией на плоскость местного горизонта направления от упомянутого участка поверхности космического аппарата к солнечной батарее, спроецированного на продольную строительную ось космического аппарата, с другой стороны, к начальному витку указанного диапазона витков выполняют поворот космического аппарата до достижения контролируемым углом значения при поддержании значения угла между упомянутым перпендикуляром к плоскости орбиты и осью вращения солнечной батареи <90° и при значениях угла между радиус-вектором космического аппарата и продольной строительной осью космического аппарата и угла между радиус-вектором космического аппарата и осью вращения солнечной батареи, определяемых из условия пересечения прямой, направленной на Солнце и проходящей через упомянутый участок поверхности космического аппарата, с солнечной батареей в по крайней мере один из двух последовательных моментов прохождения космического аппарата через линию терминатора,

где L - длина солнечной батареи, измеряемая от проекции на ось вращения солнечной батареи упомянутого участка поверхности космического аппарата;

D - удаленность оси вращения солнечной батареи от упомянутого участка поверхности космического аппарата,

после чего в течение указанного диапазона витков поддерживают описанную ориентацию космического аппарата в орбитальной системе координат, при этом значения угла между линией проекции продольной строительной оси космического аппарата на плоскость местного горизонта и вектором скорости космического аппарата и углов между радиус-вектором космического аппарата с одной стороны и продольной строительной осью космического аппарата и осью вращения солнечной батареи с другой стороны выбирают из условия, что в поддерживаемой ориентации космического аппарата воздействующий на космический аппарат внешний возмущающий момент за виток достигает минимального значения.

Суть предлагаемого изобретения поясняется на фиг. 1÷7.

На фиг. 1 представлена схема, поясняющая определение угла между направлением на Солнце и плоскостью орбиты КА, при котором длительность теневой части витка орбиты равна необходимой длительности времени сброса тепла с участка поверхности космического аппарата, с которого необходимо обеспечить отвод тепла, на витке.

На фиг. 2÷5 представлены схемы взаимного положения КА, СБ, плоскости орбиты и Солнца для различных случаев расположении Солнца относительно плоскости орбиты.

На фиг. 6 и 7 представлены схемы взаимного положения КА, СБ и Солнца, иллюстрирующие определение значений углов между радиус-вектором КА и продольной осью КА и осью вращения СБ.

На фигурах введены обозначения:

S - направление на Солнце;

S_p - проекция направления на Солнце на плоскость орбиты;

O - центр планеты, вокруг которой обращается КА;

β - угол между направлением на Солнце и плоскостью орбиты КА;

F₁, F₂ - положения КА на момент начала и конца теневого участка витка;

F_S - положение КА на момент середины теневого участка витка;

Z - поверхность планеты;

1 - корпус КА;

2 - СБ;

3 - участок поверхности КА, с которого необходимо обеспечить отвод тепла;

4 - плоскость орбиты КА;

5 - зона затенения от СБ;

N_orb - нормаль к плоскости орбиты КА;

V - вектор скорости КА;

S_n - перпендикуляр к плоскости орбиты, составляющий острый угол с направлением на Солнце;

X - продольная строительная ось КА;

Y - ось вращения СБ;

Р - вектор проекции на продольную строительную ось КА направления, начинающегося на участке поверхности КА, с которого необходимо обеспечить отвод тепла, и оканчивающегося на СБ;

L - длина СБ, измеряемая от проекции на ось вращения СБ участка поверхности КА, с которого необходимо обеспечить отвод тепла;

D - удаленность оси вращения СБ от участка поверхности КА, с которого необходимо обеспечить отвод тепла;

α - угол между перпендикуляром к плоскости орбиты, составляющим острый угол с направлением на Солнце, и проекцией на плоскость местного горизонта вектора, составляющего проекцию на продольную строительную ось КА направления от участка поверхности КА, с которого необходимо обеспечить отвод тепла, на СБ;

ϕ - острый угол между линией проекции продольной строительной оси КА на плоскость местного горизонта и вектором скорости КА;

R - направление радиус-вектора КА;

S^* - проекция направления на Солнце на плоскость рисунка;

ρ - угол между радиус-вектором КА и продольной строительной осью КА;

η - угол между радиус-вектором КА и осью вращения СБ.

Поясним предложенные в способе действия.

На КА СБ установлены с одной степенью свободы: панель СБ поворачивается вокруг оси вращения СБ. При этом рассматриваем систему управления положением СБ, в которой ось вращения СБ перпендикулярна продольной строительной оси КА.

Принимаем, что СБ выполнены непрозрачными: СБ задерживают поступающий на них поток солнечной энергии и могут затенять собой от Солнца внешнюю поверхность КА.

Принимаем, что СБ имеют вытянутую прямоугольную форму, причем длину СБ измеряют вдоль оси вращения СБ (вдоль продольной оси СБ).

В предложенном способе выполняют орбитальный полет КА вокруг планеты по околокруговой орбите и поддерживают штатную ориентацию СБ на Солнце, для чего выполняют поворот СБ до достижения минимального значения угла между нормалью к рабочей поверхности СБ и направлением на Солнце.

Определяют высоту орбиты КА H.

По определенной высоте орбиты определяют значение β^* угла между направлением на Солнце и плоскостью орбиты КА, при котором длительность теневой части витка орбиты равна необходимой длительности времени сброса/отвода тепла с задаваемого участка поверхности КА, с которого необходимо обеспечить отвод тепла, на витке.

Определение угла β^* может осуществляться, например, с использованием следующих соотношений:

Т=kP,

λ=kπ,

где k - коэффициент, характеризующий необходимую длительность времени сброса/отвода тепла с участка поверхности КА, с которого необходимо обеспечить отвод тепла, на каждом витке и равный отношению необходимой длительности времени сброса тепла на витке к длительности витка;

θ - угловой полураствор видимого с КА диска планеты;

λ - угловой полураствор теневой части витка орбиты, измеренный из центра планеты;

R_e - радиус планеты;

P - период обращения КА;

Т - длительность теневой части витка.

Определяют диапазон витков орбиты, на которых текущее значение угла между направлением на Солнце и плоскостью орбиты КА β превышает найденное значение β^*:

Здесь и далее принимаем, что угол β всегда положителен (не меняет знак при проходе Солнца через плоскость орбиты КА).

При выполнении условия (1) тень на витке или отсутствует совсем (т.е. длительность теневой части витка равна нулю), или ее продолжительность меньше необходимой длительности времени сброса/отвода тепла с участка поверхности КА, с которого необходимо обеспечить отвод тепла, на витке. При этом бестеневая орбита реализуется, когда текущее значение угла между направлением на Солнце и плоскостью орбиты КА β начинает превышать угловой полураствор видимого с КА диска планеты θ:

β>θ.

Контролируют угол α между перпендикуляром к плоскости орбиты, составляющим острый угол с направлением на Солнце, с одной стороны и проекцией на плоскость местного горизонта направления от упомянутого участка поверхности КА к СБ, спроецированного на продольную строительную ось КА, с другой стороны.

К начальному витку найденного диапазона витков выполняют поворот КА до достижения контролируемым углом α (а именно, углом, образованным перпендикуляром к плоскости орбиты, составляющим острый угол с направлением на Солнце, с одной стороны и проекцией на плоскость местного горизонта вектора, составляющего проекцию на продольную строительную ось КА направления от участка поверхности КА, с которого необходимо обеспечить отвод тепла, к СБ, с другой стороны) значения

где L - длина СБ, измеряемая от проекции на ось вращения СБ участка поверхности КА, с которого необходимо обеспечить отвод тепла;

D - удаленность оси вращения СБ от участка поверхности КА, с которого необходимо обеспечить отвод тепла (например, расстояние от оси вращения СБ до крайней точки участка поверхности КА, с которого необходимо обеспечить отвод тепла),

при поддержании значения угла между перпендикуляром к плоскости орбиты, составляющим острый угол с направлением на Солнце, и осью вращения СБ <90° и при значениях угла между радиус-вектором КА и продольной строительной осью КА и угла между радиус-вектором КА и осью вращения СБ, определяемых из условия пересечения прямой, направленной на Солнце и проходящей через участок поверхности КА, с которого необходимо обеспечить отвод тепла, с СБ в по крайней мере один из двух последовательных моментов прохождения КА через линию терминатора.

Соотношения (2), (3) иллюстрируются схемой, представленной на фиг. 2, и могут быть получены на основе следующих соотношений:

На фиг. 2 как X^* и Y^* обозначены положения соответственно продольной строительной оси КА и оси вращения СБ, получаемые в случае поворота КА до достижения указанным контролируемым углом значения, равного α^*.

На фиг. 2 и 3 представлены возможные схемы взаимного положения КА, СБ, плоскости орбиты и Солнца для расположения Солнца со стороны нормали к плоскости к орбиты (фиг. 2) и с противоположной стороны (фиг. 3) на момент прохождения КА через линию утреннего терминатора - при переходе из теневой в освещенную зону трассы (подспутниковых точек).

На фиг. 4 и 5 представлены возможные схемы взаимного положения КА, СБ, плоскости орбиты и Солнца для расположения Солнца со стороны нормали к плоскости к орбиты (фиг. 5) и с противоположной стороны (фиг. 4) на момент прохождения КА через линию вечернего терминатора - при переходе из освещенной в теневую зону трассы (подспутниковых точек).

Схемы, представленные на фиг. 6 и 7 иллюстрируют определение значений угла ρ между радиус-вектором КА и продольной осью КА и угла η между радиус-вектором КА и осью вращения СБ согласно описанному правилу. На представленных схемах положение КА взято на момент прохождения КА через линию терминатора, что соответствует тому, что в данный момент вектор направления на Солнце перпендикулярен радиус-вектору КА.

Рассматриваем исходную орбитальную ориентацию КА, при которой значения углов ρ и η равны 90°. На представленных схемах показано, что в исходной ориентации КА участок поверхности КА, с которого необходимо обеспечить отвод тепла, затенен от Солнца поверхностью СБ.

На фиг. 6 показано, что при повороте КА вокруг продольной строительной оси КА на, например, показанный на рисунке угол Δρ=15° затенение указанного участка поверхности КА сохраняется (положение СБ, оси вращения СБ и указанного участка поверхности КА, с которого необходимо обеспечить отвод тепла, после поворота КА показаны точечными линиями).

На фиг. 7 показано, что при повороте КА вокруг строительной оси, параллельной оси вращения СБ, на, например, показанный на рисунке угол Δη=15° затенение указанного участка поверхности КА сохраняется (положение корпуса КА, продольной строительной оси КА и указанного участка поверхности КА, с которого необходимо обеспечить отвод тепла, после поворота КА показаны точечными линиями).

Таким образом, для задаваемого участка поверхности КА, с которого необходимо обеспечить отвод тепла, существуют комбинации значений угла между радиус-вектором КА и продольной осью КА и угла между радиус-вектором КА и осью вращения СБ, при которых прямая, направленная на Солнце и проходящая через данный участок поверхности КА, пересекается с СБ (т.е. при которых рассматриваемый участок поверхности КА, с которого необходимо обеспечить отвод тепла, затенен от Солнца поверхностью СБ) в по крайней мере один из двух последовательных моментов прохождения КА через линию терминатора.

В течение указанного диапазона витков поддерживают описанную ориентацию КА в орбитальной системе координат, при этом значения угла между линией проекции продольной строительной оси КА на плоскость местного горизонта и вектором скорости КА и углов между радиус-вектором КА с одной стороны и соответственно продольной строительной осью КА и осью вращения СБ с другой стороны выбирают из условия, что в поддерживаемой ориентации КА воздействующий на КА внешний возмущающий момент за виток достигает минимального значения (а именно, минимальное на множестве значений, при которых выполняется условие (2)).

Для реализации штатного режима орбитального полета КА обычно используется некоторая штатная дежурная ориентация КА, поддержание которой обеспечивается, в частности, с использованием экономичного режима расхода рабочего тела (топлива) КА.

Например, можно рассмотреть КА, в системе управления движением и 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 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.

С другой стороны, режим поддержания 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, является наиболее благоприятным (с точки зрения минимизации расхода ресурса рабочего тела) и для КА, в системе управления ориентацией которых в качестве исполнительных органов используются исключительно ДО.

Схемы, представленные на фиг. 2 и 4, показывают случай, когда в данной ориентации (при которой суммарный внешний возмущающий момент за виток достигает минимального значения на множестве значений, при которых выполняется условие (2)) острый угол ϕ между линией проекции продольной строительной оси КА на плоскость местного горизонта и вектором скорости КА откладывается от вектора V скорости КА в сторону к нормали N_orb к плоскости орбиты КА. При этом согласно предлагаемому способу в случае, когда перпендикуляр S_n к плоскости орбиты, составляющий острый угол с направлением на Солнце, направлен по нормали N_orb к плоскости орбиты КА, то данную ориентацию строят таким образом, что вектор Р проекции на продольную строительную ось КА направления, начинающегося на участке поверхности КА, с которого необходимо обеспечить отвод тепла, и оканчивающегося на СБ, направлен в сторону вектора V скорости КА (а именно, составляет с ним острый угол) (фиг. 2), а в случае, когда перпендикуляр S_n направлен против нормали N_orb, то данную ориентацию строят таким образом, что вектор Р направлен в противоположную сторону от вектора V (а именно, составляет с ним тупой угол) (фиг. 4).

Схемы, представленные на фиг. 3 и 5, показывают случай, когда в данной ориентации (при которой суммарный внешний возмущающий момент за виток достигает минимального значения на множестве значений, при которых выполняется условие (2)) острый угол ϕ между линией проекции продольной строительной оси КА на плоскость местного горизонта и вектором скорости КА откладывается от вектора V скорости КА в противоположную сторону от нормали N_orb к плоскости орбиты КА. При этом согласно предлагаемому способу в случае, когда перпендикуляр S_n к плоскости орбиты, составляющий острый угол с направлением на Солнце, направлен против нормали N_orb к плоскости орбиты КА, то данную ориентацию строят таким образом, что вектор Р проекции на продольную строительную ось КА направления, начинающегося на участке поверхности КА, с которого необходимо обеспечить отвод тепла, и оканчивающегося на СБ, направлен в сторону вектора V скорости КА (а именно, составляет с ним острый угол) (фиг. 3), а в случае, когда перпендикуляр S_n направлен по нормали N_orb, то данную ориентацию строят таким образом, что вектор Р направлен в противоположную сторону от вектора V (а именно, составляет с ним тупой угол) (фиг. 5).

В описанной построенной и поддерживаемой в орбитальной системе координат ориентации КА, параметры которой удовлетворяют сформулированному условию (2), в по крайней мере один из двух последовательных моментов прохождения КА через линию терминатора - а именно, в момент прохождения КА через линию утреннего терминатора (при переходе из теневой в освещенную зону) и/или линию вечернего терминатора (при переходе из освещенной в теневую зону) рассматриваемый участок поверхности КА, с которого необходимо обеспечить отвод тепла, будет затенен (закрыт) от Солнца поверхностью вращающейся СБ. Тем самым будут созданы условия для естественного охлаждения данного участка поверхности КА.

Случай, когда рассматриваемый участок поверхности КА затенен (закрыт) от Солнца поверхностью СБ в точках прохождения обоих терминаторов на витке реализуется при выполнении соотношения

или, с учетом (4),

При этом, в зависимости от реализованных значений угла между радиус-вектором КА и продольной осью КА и угла между радиус-вектором КА и осью вращения СБ, указанное затенение рассматриваемого участка поверхности КА поверхностью СБ обеспечивается в определяемой окрестности перед и после прохождения соответствующей точки утреннего и/или вечернего терминатора вплоть до возможности расширения указанных окрестностей на весь интервал между точками утреннего и вечернего терминаторов.

Отметим, что как правило на КА размещают несколько СБ. Например, СБ могут быть установлены парами, при этом в каждой паре продольные оси вращения СБ направлены в противоположные стороны. В этом случае действия предлагаемого способа применяют к разным всевозможным комбинациям СБ и задаваемых участков/зон поверхности КА, с которых необходимо обеспечить отвод тепла.

Опишем технический эффект предлагаемого изобретения.

Предлагаемое техническое решение обеспечивает расширение возможностей по обеспечению требуемого теплового режима функционирования КА, снабженного имеющими одну степень свободы СБ, - а именно, обеспечивает возможность отвода тепла от задаваемых участков/зон поверхности КА, с которых необходимо обеспечить отвод тепла (например, от радиаторов теплоизлучателей КА или от установленной на внешней поверхности КА аппаратуры, для эксплуатации которой требуется поддержание специального теплового режима), путем создания дополнительных условий для естественного охлаждения данных участков поверхности КА за счет их затенения вращающимися СБ КА при использовании ориентации КА с экономичным режимом расхода рабочего тела (топлива), который обеспечивается за счет минимизации воздействующего на КА внешнего возмущающего момента за виток.

Достижение технического результата обеспечивается за счет определения предложенных углов и высоты орбиты, по которым предложенным способом определяют витки орбиты, на которых нарушается условие достижения требуемой длительности естественного охлаждения задаваемых участков поверхности КА в тени планеты, и предложенным образом определяется диапазон витков, в пределах которого выполняются предложенные повороты КА.

Отметим, что указанный эффект предлагаемого технического решения наиболее полно проявляется и востребован, в первую очередь, на орбитах с малой продолжительностью теневой части витка (на данных орбитах естественное охлаждение элементов КА за счет нахождения КА в тени планеты ограничено): на околокруговых бестеневых (непрерывно освещенных Солнцем в течение всего витка) и близких к ним орбитах КА.

Выполненная оценка эффективности применения предлагаемого изобретения для КА типа орбитальных космических станций показывает, что при поддержании ориентации данного типа КА, в которой воздействующий на КА внешний возмущающий момент за виток достигает минимального значения, значения угла между линией проекции продольной строительной оси КА на плоскость местного горизонта и вектором скорости КА могут составлять единицы десятков градусов, а значения углов между радиус-вектором КА с одной стороны и продольной строительной осью КА и осью вращения СБ с другой стороны могут составлять единицы градусов и использование предлагаемого изобретения качественно повысит эффективность функционирования как размещенных на космической станции радиаторов-теплоизлучателей, так и различной устанавливаемой на внешней поверхности космической станции научной и/или служебной аппаратуры, для эксплуатации которой требуется поддержание специального теплового режима.

Промышленное исполнение существенных признаков, характеризующих изобретение, не является сложным и может быть выполнено по известным технологиям.

Изобретение относится к управлению ориентацией космического аппарата (КА) и установленных на нём солнечных батарей (СБ) с осью вращения (Y), перпендикулярной продольной оси (X) КА. По высоте орбиты определяют диапазон витков, когда угол (β) между направлением (S) на Солнце и плоскостью (4) орбиты КА (1) превышает значение, при котором длительность теневой части витка равна времени отвода тепла с заданного участка (3) поверхности КА. К начальному витку диапазона разворачивают КА на угол () от перпендикуляра (S_n) к плоскости (4) при условии, что угол между S и S_n – острый. При этом поддерживают угол < 180° - β - arctan (D/L), где D - удаленность участка (3) от оси Y; L - длина СБ (2), а угол между S_n и осью Y - менее 90°. При прохождении терминатора оси Х и Y ориентируют так, чтобы СБ затеняла участок (3). В поддерживаемой ориентации КА (в т.ч. относительно орбитальной скорости V) воздействующий на КА внешний возмущающий момент обеспечивают минимальным. Технический результат состоит в обеспечении с помощью СБ требуемого режима затенения участков поверхности КА. 7 ил.

Способ управления космическим аппаратом с имеющими одну степень свободы солнечными батареями, включающий построение и поддержание в орбитальной системе координат ориентации космического аппарата, оси вращения солнечных батарей которого перпендикулярны его продольной строительной оси, и поворот солнечной батареи до достижения минимального значения угла между нормалью к рабочей поверхности солнечной батареи и направлением на Солнце, отличающийся тем, что определяют высоту орбиты космического аппарата, по определенной высоте орбиты определяют значение β^* угла между направлением на Солнце и плоскостью орбиты космического аппарата, при котором длительность теневой части витка орбиты равна необходимой длительности времени отвода тепла с участка поверхности космического аппарата, с которого необходимо обеспечить отвод тепла, на витке определяют диапазон витков орбиты, на которых текущее значение угла между направлением на Солнце и плоскостью орбиты космического аппарата β превышает β^*, контролируют угол между перпендикуляром к плоскости орбиты, составляющим острый угол с направлением на Солнце, с одной стороны, и проекцией на плоскость местного горизонта направления от упомянутого участка поверхности космического аппарата к солнечной батарее, спроецированного на продольную строительную ось космического аппарата, с другой стороны, к начальному витку указанного диапазона витков выполняют поворот космического аппарата до достижения контролируемым углом значения при поддержании значения угла между упомянутым перпендикуляром к плоскости орбиты и осью вращения солнечной батареи < 90° и при значениях угла между радиус-вектором космического аппарата и продольной строительной осью космического аппарата и угла между радиус-вектором космического аппарата и осью вращения солнечной батареи, определяемых из условия пересечения прямой, направленной на Солнце и проходящей через упомянутый участок поверхности космического аппарата, с солнечной батареей - в по крайней мере один из двух последовательных моментов прохождения космического аппарата через линию терминатора, где:

L - длина солнечной батареи, измеряемая от проекции на ось вращения солнечной батареи упомянутого участка поверхности космического аппарата;

D - удаленность оси вращения солнечной батареи от упомянутого участка поверхности космического аппарата,

после чего на указанном диапазоне витков поддерживают описанную ориентацию космического аппарата в орбитальной системе координат, при этом значения угла между проекцией продольной строительной оси космического аппарата на плоскость местного горизонта и вектором скорости космического аппарата и углов между радиус-вектором космического аппарата, с одной стороны, и продольной строительной осью космического аппарата и осью вращения солнечной батареи, с другой стороны - выбирают из условия, чтобы в поддерживаемой ориентации космического аппарата воздействующий на космический аппарат внешний возмущающий момент за виток достигал минимального значения.