Космические летательные аппараты: ...с использованием радиации, например раскрываемые солнечные батареи – B64G 1/44

Изобретение относится к электротехнике, в частности к устройствам для генерирования электрической энергии путем преобразования светового излучения в электрическую энергию, и может быть использовано при создании и производстве малоразмерных космических аппаратов с солнечными батареями (СБ). Техническим результатом изобретения является: повышение стойкости СБ к термоударам, к воздействию механических и термомеханических нагрузок, повышение технологичности конструкции, увеличение срока активного существования СБ космических аппаратов, повышение функциональных возможностей за счет расширения температурного диапазона функционирования и оптимизации конструкции СБ, упрощение коммутационной системы, что достигается путем повышения прочности соединения шунтирующих диодов и СЭ, повышение воспроизводимости процесса изготовления СБ космических аппаратов за счет оптимизации технологии изготовления шунтирующих диодов и СЭ СБ, а также коммутирующих шин, соединяющих СЭ и шунтирующие диоды, которые выполнены многослойными. Солнечная батарея для малоразмерных космических аппаратов содержит: панели с приклеенными на них модулями с солнечными элементами (СЭ), шунтирующий диод; коммутирующие шины, соединяющие лицевую и обратную стороны шунтирующего диода с СЭ, при этом шунтирующий диод установлен в вырезе в углу СЭ, при этом коммутирующие шины выполнены многослойными, состоящими из молибденовой фольги, с двух сторон которой последовательно нанесены слой ванадия или титана, слой никеля и слой серебра соответственно. 2 н. и 5 з.п. ф-лы, 4 ил., 3 табл.

Изобретение относится к системам электроснабжения космического аппарата (КА) с помощью солнечных батарей (СБ). Способ включает определение заданного угла ориентации СБ на Солнце по измеренному угловому положению нормали к рабочей поверхности СБ и вычисление расчетного угла относительно указанного положения нормали. Вращают СБ в направлении уменьшения рассогласования между заданным и расчетным углами. Определяют углы разгона ( _РАЗГ) и торможения ( _ТОРМ) СБ. Корректируют расчетный угол в моменты изменения значений датчика угла на величину дискретного сектора (ДС) поворота СБ. Задают пороги срабатывания ( _СР) и отпускания ( _ОТП), прекращая вращение СБ, если рассогласование между заданным и текущим углами начинает увеличиваться, но не более _СР. Задают угловую скорость вращения СБ на порядок и выше максимальной угловой скорости обращения КА вокруг Земли, а величину ДС - менее _СР. Задают рабочий угол ( _РАБ) СБ из условия: _СР< _РАБ < ( _ГОР - 2·( _РАЗГ + _ТОРМ)). Присваивают заданному углу значение углового положения ближайшего к нему луча угла _РАБ, если направление на Солнце в проекции на плоскость вращения указанной нормали находится вне _РАБ. Если угловое положение данной нормали находится вне _РАБ, изменяясь в направлении увеличения угла относительно ближайшего к нему луча угла _РАБ,то формируют сигнал отказа и прекращают управление СБ. Техническим результатом изобретения является исключение заклинивания и поломки панели СБ или бортового оборудования КА, при обеспечении максимально возможного тока в условиях ограничений на углы поворота СБ (напр., от 90° до 180°). 3 ил.

Изобретение относится к системам электроснабжения космического аппарата (КА) с помощью солнечных батарей (СБ). Способ включает определение заданного и текущего углов ориентации СБ и угловой скорости ( _СБ) СБ. Вычисляют также расчетный угол и перед началом управления СБ присваивают ему значение измеренного угла, который запоминают. Вращают СБ в направлении уменьшения рассогласования между заданным и расчетным углами. Определяют времена и углы разгона (t_РАЗГ, _РАЗГ) и торможения (t_ТОРМ, _ТОРМ) СБ, а также максимально допустимый угол ( _MAX) отклонения СБ, исходя из минимально допустимого и максимально возможного токов СБ. По этим углам задают порог срабатывания ( _CP), при превышении которого формируют указанное рассогласование. Последнее не учитывают ниже порога отпускания ( _ОТП), по достижении которого вращение СБ прекращают. Расчетный угол СБ корректируют в пределах одного дискретного сектора (ДС) круга вращения СБ. Величина ДС зависит от углов _РАЗГ, _ТОРМ и _CР. В зависимости от _CP и _СБ задают пороговую величину времени контроля непрерывности изменения информации об угловом положении СБ. Отсчет этого времени контроля проводят, если текущий измеренный угол отличается от запомненного более, чем на один ДС, и прекращают в противном случае. Задают пороговую величину времени контроля направления вращения СБ в зависимости от t_РАЗГ, t _ТОРМ, _MAX, _СБ и величины ДС. Это время отсчитывают при нулевом времени контроля непрерывности, если знак рассогласования между измеренным и запомненным углами СБ не отвечает заданному направлению вращения СБ. В противном случае отсчет прекращают и обнуляют время контроля направления вращения. При этом в момент изменения текущего измеренного угла на один ДС задают расчетному углу значение границы между ДС и присваивают запомненному углу новое значение измеренного угла. Если время контроля непрерывности или время контроля направления вращения превышает свою пороговую величину, то формируют сигнал отказа и прекращают управление СБ. Техническим результатом изобретения является повышение живучести и эффективности системы управления ориентацией СБ. 3 ил.

Изобретение относится к системам электроснабжения космических аппаратов (КА) с использованием солнечных батарей (СБ). Способ заключается в том, что определяют заданный угол СБ, измеряют ее текущий угол и вычисляют расчетный угол по угловой скорости СБ и времени ее вращения. Определяют углы разгона ( _РАЗГ) и торможения ( _ТОРМ) СБ. Вращают СБ до достижения порога отпускания ( _{ОТП ТОРМ}), когда прекращается рассогласование между заданным и расчетным углами СБ. Перед началом управления запоминают заданный угол и принимают начальное значение расчетного угла за достоверное значение текущего угла. Задают порог рассогласования ( _ПР) этих углов исходя из углов _РАЗГ и _ТОРМ, а также минимально допустимого и максимально возможного токов СБ. Разбивают круг датчика угла на равные дискретные сектора (ДС) величиной при условии: _РАЗГ + _ТОРМ < < _ПР. Биссектрисы ДС принимают за измеряемые значения. Задают период определения достоверного значения текущего угла на порядок и более превышающим максимальную длительность сбоя информации датчика и менее минимального интервала следования сбоев. Разбивают данный период на четыре равных интервала, и из анализа измеренных и запомненных значений на этих интервалах сбрасывают или формируют сигнал достоверности. В последнем случае вращают СБ до достижения рассогласованием между расчетным и заданным углами значения _ОТП и тогда запоминают новое значение заданного угла. Техническим результатом изобретения является повышение живучести и эффективности системы управления ориентацией СБ при кратковременных сбоях информации, поступающей от датчика угла СБ. 4 ил.

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано при проектировании выносных конструкций космических аппаратов, преимущественно антенн и солнечных батарей. Подкос солнечной батареи содержит двухзвенный механизм, на общей двум звеньям оси которого установлена пружина кручения с устройствами взведения. Одно звено установлено на раме солнечной батареи, а другое на корпусе космического аппарата. Перпендикулярно оси на одном из звеньев расположен подпружиненный шток для фиксации в конечном положении. На конце подпружиненного штока с возможностью поворота установлено коромысло, на обоих концах которого жестко закреплены подшипники качения, взаимодействующие с конусными пазами копиров, жестко установленных на противоположном подпружиненному штоку звене. В звеньях двухзвенного механизма выполнены отверстия под устройство фиксации начального положения звеньев, закрепленное посредством резьбового соединения. Достигается повышение надежности в работе подкоса и упрощение процесса установки солнечной батареи на корпус космического аппарата. 13 ил.

Изобретения относятся к космической энергетике и могут быть использованы для передачи электроэнергии в форме лазерного излучения на поверхность Земли, а также - для проведения высокоточных измерений в космосе, передачи информации и др. Солнечная космическая электростанция включает в себя базовый модуль (1), зеркальную систему (2), сумматор лазерного излучения (3), направленный на зеркальную систему (2), и фотопреобразующие панели (4) снаружи базового модуля (1). Каждая панель (4) выполнена из панелей двух видов: фотоэлектрических панелей (5) и автономных фоюизлучающих панелей (6). Последние соединены в цепочку с возможностью самораскрытия и выстраивания при раскрытии плоской замкнутой зигзагообразной фигуры. Панели (5) смонтированы в начале цепочки панелей (5, 6), причем первая из них соединена с базовым модулем (1). В этом модуле имеются системы: управления (8), охлаждения (11) и питания (12). Каждая панель (5) электрически соединена с системой питания (12). Каждая автономная панель (6) выполнена в виде каркаса, в торцевой части которого установлены линзы Френеля с соосно расположенными под ними фотопреобразователями (не показаны). В нижней части указанного каркаса, на его основании, расположены накопители энергии, блок управления панели (6) и волоконные лазеры с блоками накачки и сумматором лазерного излучения. Фотопреобразователи панели (6) электрически соединены через накопители энергии с блоками накачки и управления. Сумматоры каждой автономной панели (6) соединены с указанным сумматором оптоволоконным кабелем (30). Технический результат изобретений состоит в повышении эффективности, надежности и долговечности работы солнечной электростанции, а также в расширении функциональных возможностей фотоизлучающих панелей и области их применения. 2 н. и 5 з.п. ф-лы, 13 ил.

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано при проектировании выносных конструкций космических аппаратов, преимущественно солнечных батарей (СБ). Солнечная батарея содержит раму, верхние и нижние створки, попарно связанные между собой шарнирами, на оси которых закреплены торсионы, на других концах которых установлены кронштейны, в которых размещены механизмы взведения торсионов, кронштейны закреплены на торсионах с возможностью вращения и установлены в исходном положении симметрично оси торсионов, причем один из кронштейнов закреплен на верхней створке, а другой на нижней, расположение которых обеспечивает механизмами взведения закручивание торсионов только в одну сторону. Таким образом, изобретение позволит повысить надежность СБ за счет расположения кронштейнов на разных створках СБ с возможностью их вращения, что позволит закручивать торсионы механизмами взведения только в одну сторону, при этом исключается возможность заклинивания СБ в момент раскрытия створок. 4 ил.

Изобретение относится к наземным испытаниям раскрывающихся конструкций, преимущественно солнечных батарей (СБ), с имитацией условий невесомости. Стенд рассчитан на раскрытие двух зеркально симметричных панелей СБ (1) и содержит форменную опору (2), на которой закреплено обезвешивающее устройство (3), и переходную раму (4) под имитатор (5) космического аппарата. В верхней части опоры (2) установлен кронштейн (6), горизонтально перемещаемый по направляющим, а в нижней части опоры - регулируемые стойки (8). Устройство (3) выполнено в виде отдельных шарнирных звеньев (9), причем кронштейн (6) жестко соединен с первым звеном. Оси вращения звеньев соосны осям вращения соответствующих панелей СБ (1). Последнее обеспечивается перемещением вручную кронштейна (6) по направляющим и его закреплением специальным винтом. В каждом звене (9) закреплено по два демпфера с подвесками в виде стержней (не показаны). При испытании СБ на раскрытие освобождается связь с бортом имитатора (5), и створки СБ (1) под действием штатных пружин начинают раскрываться. Т.к. зазор между створками СБ (1) и устройством (3) ограничен (не более 150 мм), то наличие указанных демпферов с подвесками мало искажает расчетное движение створок, а жесткая их связь в виде стержней подвески обеспечивает синхронность движения створок СБ (1) и устройства (3). Техническим результатом изобретения является расширение эксплуатационных возможностей стенда, а также максимальное приближение условий раскрытия створок СБ к условиям невесомости. 6 ил.

Система поворота солнечной батареи содержит корпус, полый вал с фланцем для стыковки солнечной батареи, привод для ее вращения, силовое и телеметрическое токосъемные устройства. Выходной вал функционально разделен на силовой фланец и вал с силовым токосъемным устройством. Телеметрическое токосъемное устройство установлено на своем валу и связано с выходным валом. Фланец выходного вала установлен в корпусе системы поворота солнечной батареи на опорном подшипнике с предварительным натягом или его поджатием через опорный подшипник к корпусу системы поворота солнечной батареи пружинами. Повышается надежность и снижаютса массы и габариты устройства. 1 з.п. ф-лы, 1 ил.

Изобретение относится к системам электроснабжения космических аппаратов (КА). Согласно способу, солнечную батарею (СБ) КА вращают с установившейся расчетной угловой скоростью, на порядок и более превышающей угловую скорость обращения КА по орбите вокруг Земли. Определяют угловое положение проекции единичного вектора направления на Солнце на плоскость вращения нормали к рабочей поверхности СБ в связанных координатах. Разбивают полный круг датчика угла на равные дискретные сектора, каждому из которых соответствует произвольное значение на выходе датчика. Задают шаг изменения заданного угла, кратный величине дискретного сектора. Вычисляют заданный угол как целое число шагов изменения этого угла в угловом положении указанной проекции единичного вектора нормали. Задают пороги срабатывания и отпускания, а также начальное угловое положение СБ, при котором указанная нормаль совпадает с биссектрисой одного из угловых секторов. Начальное значение расчетного угла (как произведения расчетной угловой скорости на время вращения) соответствует угловому положению этой нормали. В момент изменения показаний датчика присваивают расчетному углу значение, равное целому числу содержащихся в нем дискретных секторов, увеличенное на половину сектора. Пороговое значение времени контроля задают большим времени вращения СБ на угол с максимальным числом угловых секторов с одинаковыми выходными значениями. При вращении СБ осуществляют отсчет времени коррекции расчетного угла. Формируют сигнал отказа, если время коррекции достигает или превышает пороговое значение времени контроля. Техническим результатом изобретения является повышение надежности и живучести системы управления СБ, способной давать правильную ориентацию СБ на Солнце в случае отказов, обусловленных ошибочными значениями измеренных датчиком угловых положений СБ. 3 ил.

Изобретение относится к системам электроснабжения космических аппаратов. Способ включает задание расчетной угловой скорости вращения солнечной батареи (СБ), превышающей на порядок и более угловую скорость обращения космического аппарата вокруг Земли. При этом измеряют вырабатываемый СБ ток, определяют период вращения СБ по рассогласованию между расчетным и заданным ее углами, в направлении уменьшения этого рассогласования. Вращают СБ перед началом управления до момента начала снижения током достигнутой наибольшей величины. Присваивают расчетному углу СБ значение заданного угла, причем вычисляют расчетный угол во время вращения СБ как произведение расчетной угловой скорости на время вращения СБ. Запоминают моменты времени формирования наибольшего тока между моментами прекращения вращения и начала следующего вращения. Корректируют расчетный угол на величину поправки, зависящей от угловой орбитальной скорости космического аппарата, запомненных значений времени в момент прекращения вращения СБ и в момент достижения вырабатываемым СБ током наибольшей величины, а также от периода вращения СБ. Увеличивают или уменьшают расчетный угол на величину поправки при вращении СБ во время отсчета времени соответственно в направлении увеличения или уменьшения угла. Техническим результатом изобретения является расширение функциональных возможностей способа при обеспечении правильной ориентации СБ по формируемому ею току в отсутствии информации об угловом положении СБ. 5 ил.

Изобретение относится к оборудованию космических аппаратов (КА) и, в частности, к подвижным элементам конструкции КА, имеющим электрическую связь с системой управления КА, например батареям солнечным (БС), антеннам, подвижным крышкам и др. Устройство выполнено в виде петлеобразного кабеля (7), закрепленного тремя хомутами: первым - на подвижной части БС, вторым (10) - на приводе БС, третьим - жестко на корпусе КА. Хомут (10) разделяет петлеобразный кабель (7) на две части и жестко соединен с осью (11), установленной в вилке (12). Вилка (12) шарнирно закреплена на кронштейне (13) привода осью поворота. При повороте вилки (12) в процессе раскрытия секций БС обеспечивается отслеживание перемещения по крену части петли (7), расположенной между первым и вторым указанными хомутами. Хомут (10) вращается вокруг оси, перпендикулярной оси поворота вилки (12). Техническим результатом изобретения является расширение эксплуатационных возможностей и увеличение ресурса предлагаемого устройства электромеханической связи. 5 ил.

Изобретение относится к системам электроснабжения космических аппаратов (КА), а именно к батареям солнечным (БС). В состав БС входят две панели, каждая из которых состоит из двух полупанелей, включающих шарнирно связанные между собой и последовательно собранные в пакет корневую (2), среднюю (3) и крайнюю (4) створки. Створки установлены на раме (5), подвижно закрепленной на четырех опорных узлах (6) корпуса (1) КА. Полупанели соединены между собой с одной стороны при помощи четырех подпружиненных прижимов (7), а с другой - четырьмя стяжками (8) в опорных узлах (6). Корневая створка связана со средней створкой осью (9), а средняя створка с крайней - осью (10). Подпружиненные прижимы связаны посредством тросовой тяги с пиросредством (не показано). На створках попарно установлено по два кронштейна. Кронштейны, установленные на крайней створке, снабжены осями, которые взаимодействуют в процессе раскрытия панелей с профилированными выступами, выполненными на кронштейнах. установленных на корневой створке. Этим обеспечивается раскрытие панелей «рулонным» способом, при котором происходит организованный отвод створок, исключающий возможность их соударения при раскрытии с аппаратурой КА. Количество пиросредств в элементах фиксации панелей уменьшается. Техническим результатом изобретения является повышение надежности КА с БС. 12 ил.

Изобретение относится к управлению ориентацией космического аппарата (КА) с неподвижными относительно корпуса КА панелями солнечных батарей (СБ). Способ управления включает гравитационную ориентацию КА и его закрутку вокруг продольной оси (минимального момента инерции). При нахождении Солнца вблизи плоскости орбиты совмещают эту плоскость с плоскостью СБ к моменту прохождения утреннего терминатора. Измеряют и отслеживают угол между перпендикуляром к активной поверхности СБ и направлением на Солнце. В момент прохождения утреннего терминатора осуществляют закрутку КА в направлении, соответствующем уменьшению указанного угла, причем угловую скорость закрутки выбирают из диапазона 360°/Т - 720°/Т, где Т - период обращения КА по орбите. Техническим результатом изобретения является обеспечение достаточного поступления энергии СБ на орбитах с максимальной длительностью теневого участка.

Изобретение относится к раскрывающимся конструкциям космических аппаратов таких, как солнечные батареи (СБ) или антенны. Устройство состоит из рамы, жестко закрепленной на валу электропривода, и двух пакетов створок. Пакеты нижними створками (3) закреплены на раме неподвижно, а средние створки (4) связаны с нижней створкой (3) и с верхней створкой шарнирно. В осях шарниров установлены взведенные пружины (торсионы), раскрывающие створки в рабочее положение. Рама и пакеты створок с помощью пиросредств закреплены на корпусе космического аппарата. Вдоль пакетов створок на раме жестко закреплены прижимные замки. На корпусе прижимных замков шарнирно закреплены крюки (9), взаимодействующие с подпружиненными штоками (10) этих замков. Крюки (9) взаимодействуют также с качалками, которые закреплены на подпружиненной тяге (проходит под крюками (9) и качалками). На раме жестко закреплены пирочеки, взаимодействующие с поворотным рычагом, закрепленным на указанной тяге шарнирно. При подаче команды хотя бы на одну из пирочек последняя освобождает подпружиненную тягу от взведенного состояния посредством поворота указанного рычага. В случае срабатывания обеих пирочек подпружиненная тяга перемещается без разворота данного рычага. При перемещении подпружиненной тяги поворачиваются все качалки вдоль пакета створок. Крюки (9) всех прижимных замков под действием подпружиненных штоков (10) также поворачиваются, обеспечивая свободное перемещение этих штоков и раскрытие створок СБ. Техническим результатом изобретения является повышение надежности отделения и раскрытия створок БС путем сведения к минимуму количества потребных для этого пиросредств. 6 ил.

Изобретение относится к средствам наземной эксплуатации космических аппаратов с солнечными батареями. Устройство содержит установленный на кожухе (1) гофрированный чехол (9) из светонепроницаемого материала. Внутри кожуха (1) закреплены оптические импульсные электрические излучатели (6), размещенные в ячейках (7), образованных пересекающимися ребрами (8). На торце гофрированного чехла (9) закреплена рамка, взаимодействующая с каркасом секции солнечной батареи по периметру этого каркаса (не показаны). Кожух (1) снабжен опорными регулируемыми по высоте стойками, а на его внутреннюю поверхность (13) нанесено светоотражающее покрытие. Внутри кожуха могут быть установлены вентиляторы. Устройство может использоваться при проведении контрольных включений бортовой аппаратуры космического аппарата на техническом комплексе космодрома. Оно обеспечивает проверку работоспособности (засветки) фотоэлектрических преобразователей секционных (раскрывающихся) солнечных батарей и контроль целостности цепей съема энергии с них. Исключается также недопустимый перегрев оптических импульсных электрических излучателей (светодиодов). Технический результат изобретения состоит в расширении функциональных возможностей и улучшении эксплуатационных характеристик устройства. 2 з.п. ф-лы, 12 ил.

Изобретение относится к космической технике, а именно к устройствам, предназначенным для прямого преобразования солнечной энергии в электрическую энергию с помощью фотопреобразователей. Панель солнечной батареи содержит каркас с поперечными профилями, модули фотопреобразователей и несущую поверхность из упругих элементов, включающих продольно установленные струны, связанные с каркасом. Несущая поверхность из упругих элементов дополнительно снабжена перпендикулярно расположенными поперечными струнами, которые, как и продольные струны, связаны с каркасом с помощью втулок, установленных в конические отверстия каркаса, с возможностью регламентированного натяжения и фиксации струны в отверстии втулки. Поперечные струны расположены над продольными, которые, в свою очередь, закреплены в ложементах бобышек из диэлектрика, установленных на поперечных профилях каркаса. Достигается повышение надежности, упрощение конструкции и уменьшение габаритно-массовых характеристик. 2 ил.

Изобретение относится к области энергообеспечения космических аппаратов (КА). Способ основан на пополнении системы энергообеспечения КА от внешних источников. Одна или более КА-электростанций, размещенных на рабочих орбитах в зоне прямой видимости КА, определяют местоположение КА, включают системы слежения за движением КА, а затем передают электромагнитную энергию на бортовой приемник КА. Передача может осуществляться в диапазоне от лазерного до микроволнового радиоизлучения или в виде пучков электронов высоких энергий. При достижении нормального состояния энергосистемы КА прекращают подачу электромагнитной энергии от КА-электростанции, перемещая ее на дежурную орбиту. Система энергоснабжения содержит устройство для передачи электрической энергии, размещенное на ориентируемой (с помощью ракетных двигателей) платформе КА-электростанции. На платформе также размещен лазерный дальномер, который оптически связан с одним или несколькими уголковыми отражателями, размещенными на КА. С помощью последних осуществляется совмещение проводящих каналов КА-электростанций с каналом приема электрической энергии КА. Технический результат изобретений состоит в обеспечении надежного энергоснабжения КА и увеличении тем самым срока его активного существования. 2 н. и 3 з.п. ф-лы, 2 ил.

Изобретения относятся к космической технике, используемой в интересах геофизики для определения и контроля интегральных параметров лучистого теплообмена участков поверхности планеты, вокруг которой обращается космический аппарат (КА) с солнечными батареями (СБ). Способ включает определение моментов нахождения Солнца в зенитной области над указанным КА (а КА соответственно в подсолнечной точке). Если КА снабжен двумя односторонними СБ с равной нулю выходной мощностью их тыльной поверхности, то в момент прохождения указанной подсолнечной точки одну СБ разворачивают нормалью в направлении Солнца, а другую СБ - в противосолнечном направлении. Измеряют значения токов каждой из СБ, по которым, с учетом известного коэффициента относительной выходной мощности батарей, определяют альбедо в соответствующей подспутниковой точке поверхности Земли. Для КА, СБ которого имеют тыльную поверхность с неравной нулю выходной мощностью, в моменты прохождения подсолнечных точек на двух последовательных витках орбиты разворачивают одну или несколько СБ на первом витке нормалью в направлении Солнца. На втором витке разворот производят в противосолнечном направлении. Измеряют значения токов СБ в первой и второй их ориентациях, по которым, с учетом известного коэффициента относительной выходной мощности тыльной и рабочей поверхностей СБ, определяют альбедо в соответствующей подспутниковой точке поверхности Земли. Технический результат изобретения состоит в возможности определения текущего значения местного альбедо Земли без выполнения дорогостоящих операций по размещению на КА дополнительных приборов и маневрированию КА. 2 н.п. ф-лы, 4 ил.

Изобретение относится к системам электроснабжения космических аппаратов. Способ заключается в том, что измеряют текущее угловое положение солнечной батареи (СБ) и определяют заданное направление на Солнце. При наличии рассогласования между заданным направлением и текущим угловым положением СБ формируют команды на вращение СБ. При этом задают угловую скорость вращения выходного вала устройства поворота СБ, превышающую на порядок и более угловую скорость обращения космического аппарата вокруг Земли. До начала управления определяют время и угол торможения СБ от момента выдачи команды на прекращение вращения до полной остановки. Определяют пороговое значение угла контроля как угол, меньший 180 градусов и больший суммы угла торможения и угловой величины одного дискретного сектора датчика угла СБ. Задают пороговое значение времени контроля как отношение порогового значения угла контроля к угловой скорости вращения СБ. После формирования команды на прекращение вращения запоминают текущее угловое положение СБ и измеряют текущее время контроля. Прекращают измерение текущего времени контроля и обнуляют его значение, если команда на вращение СБ по или против часовой стрелки поступает до момента достижения текущим временем контроля порогового значения. В момент достижения текущим временем контроля порогового значения измеряют текущее угловое положение СБ и сравнивают его с запомненным значением. Если текущее угловое положение СБ отличается от запомненного на величину более порогового значения угла контроля, то прекращают управление СБ и формируют сигнал отказа. Техническим результатом изобретения является расширение функциональных возможностей способа управления путем введения контроля за отсутствием изменения положения СБ после достижения заданного угла. 1 ил.

Изобретение относится, преимущественно, к двигательным системам космических аппаратов. Электротермический ракетный двигатель (1) содержит отсек (20) нагрева, через который пропускается текучая рабочая среда (4) перед ее выбросом из сопла (8). Нагрев среды может осуществляться омическим или электродуговым способом. Кроме того, на космическом аппарате предусмотрен источник (22) электроэнергии, содержащий фотогальванические элементы (24), установленные на теплообменнике (10). Через этот теплообменник пропускается текучая рабочая среда (4) перед тем, как попасть в блок (20) нагрева. Источник (22) преимущественно содержит концентратор (28), направляющий солнечный свет на фотогальванические элементы (24). Выделяющееся на элементах (24) тепло передается рабочей среде (4). Технический результат изобретения состоит в улучшении энергетических показателей двигательной системы путем ее рационального объединения с системой энергопитания космического аппарата. 6 з.п. ф-лы, 1 ил.

Изобретение относится к системам электроснабжения космических аппаратов. Способ заключается в том, что измеряют текущее угловое положение солнечной батареи (СБ) и, в случае рассогласования между ним и заданным направлением, формируют команды на вращение СБ. При отсутствии рассогласования формируют команды на прекращение вращения СБ. При этом задают постоянную, достаточно большую угловую скорость вращения выходного вала устройства поворота СБ. Определяют время и угол разгона СБ с момента выдачи команды на вращение до установившегося значения угловой скорости СБ. То же определяют для торможения СБ после выдачи команды на прекращение ее вращения. Задают порог отпускания менее 45° и не менее 0°. Задают порог срабатывания не менее суммы углов разгона и отпускания и не более 45°. Формируют сигнал рассогласования, если угол между заданным и текущим углами СБ превышает порог срабатывания. Прекращают формирование этого сигнала, если во время вращения СБ угол рассогласования будет менее порога отпускания или равен 0°. То же самое делают, если знак угла рассогласования на момент начала вращения не совпадает со знаком рассогласования на момент окончания вращения и при этом данный угол не превышает порога срабатывания. Задают пороговое значение времени контроля как отношение дискретного сектора датчика угла к усредненной скорости вращения СБ при разгоне и торможении. Контролируют время вращения СБ до команды на прекращение ее вращения. По окончании торможения сбрасывают текущее время контроля в моменты смены направления вращения и пересечения границы между дискретными секторами датчика угла. Формируют команду на прекращение вращения и сигнал отказа по управлению устройства поворота СБ при превышении текущим временем контроля порогового значения времени контроля. Техническим результатом изобретения является расширение функциональных возможностей способа управления положением солнечной батареи путем введения контроля изменения углового положения солнечной батареи во время вращения. 3 ил.

Изобретение относится к системам электроснабжения космических аппаратов (КА) и может быть применено на борту различных геостационарных спутников. Способ включает измерение текущего угла солнечной батареи (СБ), задающего положение нормали к рабочей поверхности СБ в связанных осях координат. При управлении СБ вращают относительно корпуса КА противоположно вращению этого корпуса относительно Солнца. Определяют период полного оборота КА по геостационарной орбите. При этом за начало отсчета времени принимают момент совпадения нормали к рабочей поверхности СБ с проекцией единичного вектора направления на Солнце на плоскость вращения этой нормали при нулевом значении указанного текущего угла СБ. Отсчитывают текущее орбитальное время в диапазоне от нуля до величины периода полного оборота КА вокруг Земли. Причем разбивают круг вращения СБ на равные угловые сектора, исходя из значений максимального и минимально допустимого значений тока, вырабатываемого СБ при соответствующих ее ориентациях относительно Солнца. Принимают за нулевое значение текущего угла СБ биссектрису начального углового сектора круга вращения СБ. Делят период полного оборота КА вокруг Земли на временные интервалы, количество которых равно количеству указанных угловых секторов. Каждому интервалу ставят в соответствие значение текущего угла на соответствующей границе между угловыми секторами. Вращение СБ прекращают всякий раз при совпадении интервала с поставленной ему в соответствие границей между угловыми секторами. Техническим результатом изобретения является повышение живучести (в отношении возможных сбоев и отказов бортовой аппаратуры или в каналах связи) и точности ориентации рабочей поверхности СБ на Солнце. 3 ил.

Изобретение относится к области космической техники, а именно к системам электроснабжения космических аппаратов при использовании солнечных батарей. Способ определения максимальной выходной мощности солнечных батарей космического аппарата включает измерение высоты орбиты космического аппарата и определение по ней значения углового полураствора видимого с космического аппарата диска Земли (Q_z) и угла возвышения верхней границы атмосферы над видимым с космического аппарата горизонтом Земли ( ), определение значения углового полураствора видимого с космического аппарата диска Солнца (Q_s), измерение угловой скорости орбитального движения космического аппарата ( ), угла между направлением на Солнце и плоскостью орбиты космического аппарата ( ), измерение угла возвышения направления на Солнце над видимым с космического аппарата горизонтом Земли (g) и максимальной выходной мощности солнечных батарей при их минимальной температуре. Система определения максимальной выходной мощности солнечных батарей космического аппарата включает блок измерения угла между направлением на Солнце и плоскостью орбиты космического аппарата, блок измерения угла возвышения направления на Солнце над видимым с космического аппарата горизонтом Земли, блок измерения угловой скорости орбитального движения космического аппарата, блок измерения высоты орбиты космического аппарата, блок определения угла возвышения верхней границы атмосферы Земли над видимым с космического аппарата горизонтом Земли, блок определения угла полураствора видимого с космического аппарата диска Солнца, блок определения витка выполнения операции определения максимальной выходной мощности солнечных батарей, блок определения моментов определения максимальной выходной мощности солнечных батарей, блок формирования идентификационных параметров температурных режимов солнечных батарей и ключ. Достигается увеличение точности определения максимальной выходной мощности солнечных батарей. 2 н.п. ф-лы, 4 ил.

Изобретение относиться к области космической техники, а именно к системам электроснабжения космических аппаратов, и может быть использовано при эксплуатации солнечных батарей. Система определения максимальной выходной мощности солнечных батарей космического аппарата включает блок измерения угла между направлением на Солнце и плоскостью орбиты космического аппарата, блок измерения высоты орбиты космического аппарата, блок измерения угловой скорости орбитального движения космического аппарата, блок определения момента времени начала освещенного участка орбиты, блок определения моментов времени определения максимальной выходной мощности солнечных батарей, генератор времени, блок сравнения и ключ. Достигается устранение негативного влияния отраженного от Земли излучения. 7 ил.

Изобретение относится к области космической техники, к системам электроснабжения космических аппаратов, и может быть использовано при эксплуатации солнечных батарей. Способ определения максимальной выходной мощности солнечных батарей космического аппарата включает измерение угла между направлением на Солнце и плоскостью орбиты космического аппарата, угла возвышения направления на Солнце над видимым с космического аппарата горизонтом Земли и максимальной выходной мощности двусторонних солнечных батарей и солнечных батарей, имеющих положительную выходную мощность их тыльной поверхности, определяемой как произведение значений напряжения и тока от солнечных батарей, измеренных в моменты, в которые отраженное от Земли излучение поступает на панели солнечных батарей с их торцевой стороны, определяемые из условия равенства значений угла возвышения направления на Солнце над видимым с космического аппарата горизонтом Земли и угла полураствора зоны чувствительности рабочей поверхности панелей солнечных батарей. Максимальную выходную мощность односторонних солнечных батарей определяют как произведение значений напряжения и тока от солнечных батарей, измеренных в моменты, в которые отраженное от Земли излучение поступает на панели солнечных батарей с их торцевой или тыльной сторон. Система определения максимальной выходной мощности солнечных батарей космического аппарата включает блок измерения угла между направлением на Солнце и плоскостью орбиты космического аппарата, блок определения витка выполнения операции определения максимальной выходной мощности солнечных батарей, блок измерения угла возвышения направления на Солнце над видимым с космического аппарата горизонтом Земли, блок определения момента определения максимальной выходной мощности солнечных батарей и ключ. Достигается устранение негативного влияния отраженного от Земли излучения. 2 н.п. ф-лы, 6 ил.

Изобретение относится к области космической энергетики и может быть использовано на искусственных спутниках Земли (ИСЗ) с солнечными батареями (СБ). Способ включает совмещение нормали к освещенной рабочей поверхности панелей СБ с плоскостью, образуемой осью вращения панелей и направлением на Солнце. Угол между направлением на Солнце и указанной нормалью устанавливают и поддерживают таким, чтобы значение мощности СБ (измеренное как произведение ее тока на напряжение) соответствовало суточному потреблению нагрузки ИСЗ. Этим углом обеспечивают также поддержание на требуемом уровне напряжения СБ в точке ее вольтамперной характеристики, соответствующей максимальной выходной мощности СБ (при данном угле установки СБ). В случае снижения указанного напряжения СБ при точной ориентации СБ на Солнце отворачивают СБ от направления на Солнце на угол, при котором указанное напряжение СБ остается на требуемом уровне. Техническим результатом изобретения является упрощение аппаратуры систем электропитания ИСЗ и улучшение его массогабаритных характеристик. 2 ил.

Изобретение относится к электроснабжению космических аппаратов (КА) посредством солнечных батарей (СБ), дающих полезную мощность как с рабочей, так и с тыльной их поверхности. Предлагаемая система содержит устройство поворота СБ, усилительно-преобразующее устройство, блок управления ориентацией СБ по направлению на Солнце, блок разворота СБ в заданное положение, блок регуляторов тока, датчик тока, блок управления системой электроснабжения. В систему дополнительно введены блоки измерения: высоты орбиты КА, ориентации КА и угла возвышения Солнца над видимым с КА горизонтом Земли. Предусмотрен блок задания максимального значения тока, вырабатываемого СБ под воздействием прямого солнечного излучения. Введены также блоки определения: моментов попадания отраженного от Земли излучения на рабочую поверхность СБ, моментов попадания отраженного от Земли излучения на тыльную поверхность СБ, моментов генерации СБ дополнительной электроэнергии под воздействием отраженного от Земли излучения, угла поворота СБ и площади освещенной солнечным излучением части рабочей поверхности СБ. В схему включены также два ключа и элементы НЕ и ИЛИ. Технический результат изобретения состоит в увеличении выхода электроэнергии СБ путем более полной утилизации отраженного от Земли солнечного излучения, поступающего на рабочую и тыльную поверхности СБ, с учетом возможного затенения поверхности СБ элементами конструкции КА. 8 ил.

Изобретения относятся к системам электроснабжения космических аппаратов (КА) посредством солнечных батарей (СБ), дающих полезную мощность как с рабочей, так и с тыльной их поверхностей. Предлагаемый способ включает разворот СБ на заданный угол между нормалью к их рабочей поверхности и направлением на Солнце. При этом измеряют угол между направлением на Солнце и плоскостью орбиты КА. В моменты, когда дополнение до 90° угла, видимого с космического аппарата полураствора Земли, превышает указанный измеренный угол, и при условии нахождения КА на освещенной Солнцем части орбиты измеряют угол между направлением на Солнце и местной вертикалью, а также угол возвышения Солнца над видимым с КА горизонтом Земли. Из условия превышения указанным углом возвышения значения 90° определяют моменты попадания отраженного от Земли солнечного излучения на тыльную поверхность панелей СБ. Измеряют вырабатываемый СБ ток и при превышении им значения тока, вырабатываемого СБ при ориентации их рабочей поверхности перпендикулярно солнечным лучам и при непопадании на СБ отраженного от Земли излучения, отворачивают СБ от направления на Солнце. Отворот ведут до положения, при котором ток, вырабатываемый СБ от прямого солнечного излучения, поступающего на их рабочую поверхность и отраженного от Земли излучения, поступающего на их тыльную поверхность, достигнет максимально возможного в текущей точке орбиты КА значения. Предлагаемая система управления включает в себя блоки и связи между ними, необходимые для выполнения описанных выше операций. Техническим результатом изобретений является увеличение выхода электроэнергии СБ путем рационального использования отраженного от Земли солнечного излучения, поступающего на тыльную поверхность панелей СБ. 2 н.п. ф-лы, 5 ил.

Изобретения относятся к электроснабжению космических аппаратов (КА) с помощью солнечных батарей (СБ). Предлагаемый способ включает разворот панелей СБ в рабочее положение, соответствующее совмещению нормали к их освещенной рабочей поверхности с плоскостью, образуемой осью вращения панелей СБ и направлением на Солнце, и разворот панелей СБ на задаваемый угол между указанной нормалью и направлением на Солнце. На освещенной части орбиты КА измеряют угол возвышения Солнца над местным горизонтом и сравнивают его со значением углового полураствора зоны чувствительности СБ. В моменты превышения этого угла данным значением измеряют текущее значение тока от СБ и сравнивают его с током, вырабатываемым СБ при ориентации их рабочей поверхности на Солнце, при отсутствии попадания отраженного от Земли света на поверхность СБ. В моменты превышения текущим значением тока от СБ сравниваемого с ним значения отворачивают СБ от направления на Солнце в сторону центра Земли на определенный угол так, чтобы на СБ падали прямой и отраженный от Земли световые потоки. Предлагаемая система управления включает в себя необходимые блоки и связи между ними для выполнения описанных выше операций. Причем в нее введены блок определения моментов освещенности КА, блок измерения высоты орбиты КА, блок измерения угла между направлениями на Солнце и горизонтом, блок задания значения тока от СБ от прямого солнечного излучения, блок определения моментов превышения током от СБ заданного значения, блок определения моментов попадания отраженного солнечного излучения на рабочую поверхность СБ, блок управления разворотом СБ, а также элемент И. Технический результат изобретений состоит в увеличении выработки электроэнергии на борту КА за счет использования отраженного от Земли солнечного излучения. 2 н.п. ф-лы, 5 ил.