способ управления положением солнечных батарей космического аппарата и система для его осуществления

Формула изобретения

1. Способ управления положением солнечных батарей космического аппарата, обладающих положительной выходной мощностью их тыльной поверхности, включающий разворот панелей солнечных батарей в рабочее положение, соответствующее совмещению нормали к их освещенной рабочей поверхности с плоскостью, образуемой осью вращения панелей солнечных батарей и направлением на Солнце, и разворот панелей солнечных батарей на задаваемый угол между указанной нормалью и направлением на Солнце, отличающийся тем, что измеряют угол между направлением на Солнце и плоскостью орбиты космического аппарата, причем в моменты, когда дополнение до 90° угла видимого с космического аппарата полураствора Земли превышает указанный измеренный угол, и при условии нахождения космического аппарата на освещенной Солнцем части орбиты измеряют угол между направлением на Солнце и местной вертикалью и угол возвышения Солнца над видимым с космического аппарата горизонтом Земли, а в моменты попадания отраженного от Земли солнечного излучения на тыльную поверхность панелей солнечных батарей, определяемые из условия превышения указанным углом возвышения значения 90°, измеряют текущий ток, вырабатываемый солнечными батареями, и в моменты превышения этим током значения тока, вырабатываемого солнечными батареями при ориентации их освещенной Солнцем рабочей поверхности перпендикулярно солнечным лучам и при отсутствии попадания на нее отраженного от Земли излучения, поворачивают солнечные батареи путем отворота указанной нормали к их освещенной рабочей поверхности от направления на Солнце в сторону радиуса-вектора космического аппарата до достижения углом между этой нормалью и направлением на Солнце значения, соответствующего положению солнечных батарей, при котором ток, вырабатываемый ими под воздействием 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 космического аппарата значения.

2. Система управления положением солнечных батарей космического аппарата, выполненных в виде блока фотоэлектрических батарей и обладающих положительной выходной мощностью их тыльной поверхности, включающая в себя устройство поворота солнечных батарей, усилительно-преобразующее устройство, блок управления ориентацией солнечных батарей на Солнце, блок разворота солнечных батарей в заданное положение, блок регуляторов тока, датчик тока, блок управления системой электроснабжения, при этом выход блока фотоэлектрических батарей соединен с входом блока регуляторов тока, выход которого соединен с входом датчика тока, а выходы блоков управления ориентацией солнечных батарей на Солнце и разворота солнечных батарей в заданное положение соединены соответственно с первым и вторым входами усилительно-преобразующего устройства, выход которого соединен с входом устройства поворота солнечных батарей, выход которого соединен с входами блоков управления ориентацией солнечных батарей на Солнце и разворота солнечных батарей в заданное положение, причем указанное устройство поворота механически соединено с солнечной батареей, отличающаяся тем, что в нее дополнительно введены блок измерения угла между направлением на Солнце и плоскостью орбиты космического аппарата, блок измерения угла между направлением на Солнце и местной вертикалью, блок измерения угла возвышения Солнца над видимым с космического аппарата горизонтом Земли, блок задания значения тока, вырабатываемого солнечными батареями под воздействием прямого солнечного излучения, блок определения витков орбиты, на которых освещается тыльная поверхность солнечных батарей, блок определения моментов освещенности тыльной поверхности солнечных батарей, блок определения моментов превышения текущим током, вырабатываемым солнечными батареями, заданного значения, блок определения угла поворота солнечных батарей, три ключа, логические элементы «НЕ» и «И», при этом выход датчика тока соединен с первыми входами блока определения угла поворота солнечных батарей и блока определения моментов превышения текущим током заданного значения, второй вход и выход которого соединены соответственно с выходом блока задания значения тока, вырабатываемого солнечными батареями под воздействием прямого солнечного излучения, и первым входом элемента «И», выход которого соединен с управляющим входом первого ключа и входом элемента «НЕ», выход которого соединен с управляющим входом второго ключа, а выход блока управления системой электроснабжения соединен с информационными входами второго и первого ключей, выходы которых соединены с вторыми входами соответственно блока управления ориентацией солнечных батарей по направлению на Солнце и блока определения угла поворота солнечных батарей, выход и с третьего по шестой входы которого соединены соответственно с вторым входом блока разворота солнечных батарей в заданное положение, и выходами устройства поворота солнечных батарей, блока задания значения тока, вырабатываемого солнечными батареями под воздействием прямого солнечного излучения, блока измерения угла между направлением на Солнце и местной вертикалью и блока измерения угла возвышения Солнца над видимым с космического аппарата горизонтом Земли, выход которого также соединен с информационным входом третьего ключа и первым входом блока определения витков орбиты, на которых освещается тыльная поверхность солнечных батарей, второй и третий входы и выход которого соединены соответственно с выходом блока измерения угла между направлением на Солнце и местной вертикалью, выходом блока измерения угла между направлением на Солнце и плоскостью орбиты космического аппарата и управляющим входом третьего ключа, выход которого соединен с входом блока определения моментов освещенности тыльной поверхности солнечных батарей, выход которого соединен со вторым входом элемента «И».

Описание изобретения к патенту

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

Известен способ управления положением панелей СБ, принятый за аналог (см. [1], с.190-194; [2], с.57). Сущность способа заключается в следующем. Панели СБ ориентируются таким образом, что угол между нормалью к их освещенной рабочей поверхности и направлением на Солнце составляет минимальную величину, что обеспечивает максимальный приход электроэнергии от СБ.

Для обеспечения высокой эффективности работы СБ на большинстве КА устанавливают систему их автоматической ориентации на Солнце. В состав такой системы входят солнечные датчики, логически преобразующие устройства и электрические приводы, управляющие положением СБ.

Недостаток указанного способа и системы управления положением СБ КА заключается в том, что в них не предусмотрены операции выставки СБ в фиксированные расчетные положения, например, для защиты от негативного воздействия факторов внешней среды (ФВС). В виде ФВС могут выступать потоки высокоэнергетических частиц солнечного излучения или потоки газов, выходящих из работающих двигателей ориентации КА.

Наиболее близким из аналогов, принятым за прототип, является способ управления положением СБ КА, описанный в [3], стр.5. Суть способа заключается в нижеследующем.

Осуществляют 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. Далее определяют момент времени начала негативного воздействия ФВС на рабочую поверхность СБ и осуществляют разворот панелей СБ на задаваемый угол между нормалью к их освещенной рабочей поверхности и направлением на Солнце до момента времени начала воздействия указанных факторов и возвращение панелей СБ в рабочее положение после окончания указанного воздействия.

Обычно СБ в системе СЭС КА являются основными источниками электроэнергии и обеспечивают работу ее бортовых потребителей, включая подзаряд аккумуляторных батарей (АБ), являющихся вторичными источниками электроэнергии на борту КА, например международной космической станции (МКС). Блок схема системы управления ориентацией СБ для реализации способа, принятого за прототип, описана в [3], стр.6, и содержит СБ, на жесткой подложке корпуса которой расположен блок фотоэлектрических батареи (БФБ), устройство поворота СБ (УПСБ); усилительно-преобразующее устройство (УПУ); блок управления ориентацией СБ по направлению на Солнце (БУОСБС); блок разворота СБ в заданное положение (БРСБЗП); блок регуляторов тока (БРТ), блок АБ (БАБ); зарядное устройство для АБ (ЗРУ АБ); блок формирования команд на заряд АБ (БФКЗ АБ); датчик тока нагрузки (ДТН); блок управления системой энергоснабжения (БУСЭС); шина электроснабжения (ШЭ). При этом выход БФБ соединен с входом БРТ. Выход БРТ соединен с ШЭ. БАБ своим входом через ЗРУ АБ соединен с ШЭ. ЗРУ АБ подключено своим первым входом к ШЭ, а ко второму входу ЗРУ АБ подключен выход ДТН, вход которого подключен, в свою очередь, к ШЭ. БАБ своим выходом подключен к первому входу БФКЗ АБ, а ко второму входу указанного блока подключен первый выход БУСЭС. Выход БФКЗ АБ подключен к третьему входу ЗРУ АБ. Второй и третий выходы БУСЭС подключены соответственно к первым входам БУОСБС и БРСБЗП. Выход УПСБ соединен со вторыми входами БУОСБС и БРСБЗП. Выходы БУОСБС и БРСБЗП соединены соответственно с первым и вторым входами УПУ, выход которого, в свою очередь, соединен с входом УПСБ. Причем УПСБ механически соединено с СБ.

Система работает следующим образом.

Электроэнергия, вырабатываемая БФБ, передается от СБ на БРТ. Далее электроэнергия от БРТ поступает на ШЭ СЭС. На теневой части орбиты (при отсутствии тока от СБ) ЗРУ АБ, за счет разряда блока АБ, компенсирует дефицит электроэнергии на борту КА. Наряду с этим, ЗРУ АБ осуществляет заряд БАБ через БФКЗ АБ. При этом для проведения зарядно-разрядных циклов в ЗРУ АБ используется информация от ДТН.

Одновременно с работой в режиме электроснабжения КА, система решает задачи управления положением плоскостей панелей СБ. В зависимости от выполняемой программы полета КА приоритет на управление СБ отдается одному из блоков БУОСБС или БРСБЗП.

По команде с БУСЭС блок БУОСБС осуществляет управление ориентацией СБ на Солнце. Входной информацией для алгоритма управления СБ являются: положение единичного вектора направления на Солнце относительно связанных с КА осей координат; положение СБ относительно корпуса КА, получаемое в виде текущих измеренных значений угла (между текущим положением нормали к рабочей поверхности СБ и направлением на Солнце с датчиков угла (ДУ), установленных на УПСБ. При ориентации СБ на Солнце 0. Выходной информацией алгоритма управления являются команды на вращение СБ относительно оси выходного вала УПСБ и команды на прекращение вращения. ДУ УПСБ выдают дискретные сигналы о положении СБ. Величина дискреты определяет точность ориентации СБ.

БРСБЗП управляет СБ при помощи БУСЭС по программным уставкам. Алгоритм управления СБ по программным уставкам позволяет устанавливать батарею в любое требуемое положение, задаваемое требуемым значением угла = _z. При этом для контроля угла разворота в БРСБЗП используется также информация с ДУ УПСБ.

УПУ играет роль интерфейса между БУОСБС, БРСБЗП и УПСБ.

Известно (см. [2], с.272), что солнечное излучение, поступающее к Земле, отражается от ее поверхности, от облаков, рассеивается атмосферой. Энергия отраженного излучения, сосредоточенная в спектральном диапазоне области чувствительности солнечных элементов СБ, воспринимается СБ и увеличивает их выходную мощность.

Таким образом, на освещенной части орбиты КА на СБ, кроме прямого солнечного излучения, попадает отраженное от Земли излучение. Способ и система, принятые за прототип, имеют существенный недостаток - они не позволяют увеличивать приход электроэнергии за счет дополнительного использования отраженного от Земли солнечного излучения.

Будем рассматривать класс КА, СБ которых имеют положительную выходную мощностью при освещении со стороны тыльной поверхности панелей СБ. Задачей, стоящей перед предлагаемыми способом и системой для его осуществления, является увеличение прихода электроэнергии от СБ, имеющих положительную выходную мощность тыльной поверхности, за счет дополнительного использования отраженного от Земли солнечного излучения, поступающего на тыльную поверхность панелей СБ.

Технический результат достигается тем, что в способе управления положением солнечных батарей космического аппарата, включающем разворот панелей солнечных батарей в рабочее положение, соответствующее совмещению нормали к их освещенной рабочей поверхности с плоскостью, образуемой осью вращения панелей солнечных батарей и направлением на Солнце, и разворот панелей солнечных батарей на задаваемый угол между нормалью к их освещенной рабочей поверхности и направлением на Солнце, дополнительно измеряют угол между направлением на Солнце и плоскостью орбиты космического аппарата, солнечные батареи которого имеют положительную выходную мощность их тыльной поверхности, в моменты, когда угол, равный дополнению до 90° видимого с космического аппарата углового полураствора Земли, превышает измеренный выше угол и при этом космический аппарат находится на освещенной части орбиты, измеряют угол между направлением на Солнце и местной вертикалью и угол возвышения Солнца над видимым с космического аппарата горизонтом Земли, а в моменты поступления отраженного от Земли солнечного излучения на тыльную поверхность панелей солнечных батарей, определяемые из условия превышения последним из измеряемых углов значения 90°, измеряют текущее значение тока, вырабатываемого солнечными батареями, и в моменты превышения текущим значением тока, вырабатываемого солнечными батареями, значения тока, вырабатываемого солнечными батареями при ориентации освещенной рабочей поверхности панелей солнечных батарей перпендикулярно солнечным лучам при отсутствии попадания отраженного от Земли излучения на поверхность панелей солнечных батарей, поворачивают солнечные батареи путем отворота нормали к освещенной рабочей поверхности солнечных батарей от направления на Солнце в сторону направления радиус-вектора космического аппарата до достижения углом между нормалью к освещенной рабочей поверхности солнечных батарей и направлением на Солнце значения, соответствующего положению солнечных батарей, при котором ток, вырабатываемый солнечными батареями под воздействием прямого солнечного излучения, поступающего на рабочую поверхность панелей солнечных батарей, и отраженного от Земли излучения, поступающего на тыльную поверхность панелей солнечных батарей, достигает максимально возможного в текущей точке орбиты космического аппарата значения.

При этом поставленная задача решается тем, что в систему управления положением солнечных батарей космического аппарата, включающую солнечную батарею, имеющую положительную выходную мощность тыльной поверхности, с блоком установленных на ней фотоэлектрических батарей, устройство поворота солнечных батарей, усилительно-преобразующее устройство, блок управления ориентацией солнечных батарей по направлению на Солнце, блок разворота солнечных батарей в заданное положение, блок регуляторов тока, датчик тока, блок управления системой электроснабжения, при этом выход блока фотоэлектрических батарей соединен с входом блока регуляторов тока, выход которого соединен с входом датчика тока, а выходы блоков управления ориентацией солнечных батарей по направлению на Солнце и разворота солнечных батарей в заданное положение соединены, соответственно, с первым и вторым входами усилительно-преобразующего устройства, выход которого соединен с входом устройства поворота солнечных батарей, выход которого соединен с входами блоков управления ориентацией солнечных батарей по направлению на Солнце и разворота солнечных батарей в заданное положение, причем устройство поворота солнечных батарей механически соединено с солнечной батареей, дополнительно введены блок измерения угла между направлением на Солнце и плоскостью орбиты космического аппарата, блок измерения угла между направлением на Солнце и местной вертикалью, блок измерения угла возвышения Солнца над видимым с космического аппарата горизонтом Земли, блок задания значения тока, вырабатываемого солнечными батареями под воздействием прямого солнечного излучения, блок определения витков орбиты, на которых освещается тыльная поверхность солнечных батарей, блок определения моментов освещенности тыльной поверхности солнечных батарей, блок определения моментов превышения текущим током, вырабатываемым солнечными батареями, заданного значения, блок определения угла поворота солнечных батарей, три ключа, элементы НЕ и И, при этом выход датчика тока соединен с первыми входами блока определения угла поворота солнечных батарей и блока определения моментов превышения текущим током, вырабатываемым солнечными батареями, заданного значения, второй вход и выход которого соединены, соответственно, с выходом блока задания значения тока, вырабатываемого солнечными батареями под воздействием прямого солнечного излучения, и первым входом элемента И, выход которого соединен с управляющим входом первого ключа и входом элемента НЕ, выход которого соединен с управляющим входом второго ключа, а выход блока управления системой электроснабжения соединен с информационными входами второго и первого ключей, выходы которых соединены с вторыми входами, соответственно, блока управления ориентацией солнечных батарей по направлению на Солнце и блока определения угла поворота солнечных батарей, выход и с третьего по шестой входы которого соединены, соответственно, с вторым входом блока разворота солнечных батарей в заданное положение, и выходами устройства поворота солнечных батарей, блока задания значения тока, вырабатываемого солнечными батареями под воздействием прямого солнечного излучения, блока измерения угла между направлением на Солнце и местной вертикалью и блока измерения угла возвышения Солнца над видимым с космического аппарата горизонтом Земли, выход которого также соединен с информационным входом третьего ключа и первым входом блока определения витков орбиты, на которых освещается тыльная поверхность солнечных батарей, второй и третий вход и выход которого соединены, соответственно, с выходом блока измерения угла между направлением на Солнце и местной вертикалью, выходом блока измерения угла между направлением на Солнце и плоскостью орбиты космического аппарата и управляющим входом третьего ключа, выход которого соединен с входом блока определения моментов освещенности тыльной поверхности солнечных батарей, выход которого соединен со вторым входом элемента И.

В предлагаемом техническом решении достигается увеличение тока, вырабатываемого СБ, имеющих положительную выходную мощность тыльной поверхности панелей СБ, путем дополнительного использования отраженного от Земли солнечного излучения, попадающего на тыльную поверхность панелей СБ. Для этого СБ, ориентированную нормалью к своей рабочей поверхности на Солнце, поворачивают таким образом, чтобы обеспечить максимальную выработку электроэнергии от суммарного освещения СБ прямым солнечным излучением, поступающим на рабочую поверхность панелей СБ, и отраженным от Земли излучением, поступающим на тыльную поверхность панелей СБ.

Суть предлагаемых изобретений поясняется чертежами, на которых представлено: на фиг.1 - схема освещения СБ прямым и отраженным от Земли солнечным излучением; на фиг.2 - схема освещения СБ в предлагаемом способе; на фиг.3 - схема геометрического построения, поясняющая определение вводимого далее угла ; на фиг.4 - блок-схема реализующей предложенный способ системы; на фиг.5 - график прихода электроэнергии от СБ российского сегмента (PC) MKC.

На фиг.1 и 2 все построения выполнены в плоскости, образованной радиус-вектором КА и направлением на Солнце, и введены обозначения:

Р-СБКА;

N - нормаль к рабочей поверхности панелей СБ;

N_o - нормаль к тыльной поверхности панелей СБ;

S, PC, ВС - вектора направления на Солнце;

S_o - противосолнечное направление;

ОР - радиус-вектор КА;

r - направление радиус-вектора КА;

Z - Земля;

О - центр Земли;

В - точка Земли, от которой отраженный поток солнечного излучения попадает на КА;

- угол между направлениями от КА на Солнце и на точку В;

- угол между направлением N_o и направлением от КА на точку В;

MM* - линия горизонта в точке В;

_s и - угол падения и угол отражения от Земли солнечного излучения, попадающего на КА;

PD - направление от КА на горизонт Земли;

В - точка касания Земли линией PD;

g - угол возвышения Солнца над видимым с КА горизонтом Земли;

Q _z - угол полураствора видимого с КА диска Земли;

Q_o - угол полураствора зоны чувствительности тыльной поверхности панелей СБ, измеряемый от нормали N _o;

- угол между направлениями РО и РВ;

OB - радиус Земли.

На фиг.2 дополнительно обозначено:

_о - угол между N и S.

На фиг.3 используются обозначения, введенные для фиг.1, и дополнительно обозначено:

К - вершина прямого угла прямоугольного треугольника ОРК.

Поясним предложенные в способе действия.

В предложенном способе в моменты, когда отраженное от Земли солнечное излучение попадает на тыльную поверхность СБ, осуществляют ориентацию СБ, при которой нормаль к тыльной поверхности СБ N _o совмещается с плоскостью, образованной радиус-вектором КА и противосолнечным направлением S_o, и повернута от направления S_o в сторону прихода отраженного от Земли излучения на расчетное значение _o угла между N_o и S_o, обеспечивающее максимальную генерацию электроэнергии от суммарного освещения рабочей и тыльной поверхностей панелей СБ прямым солнечным излучением и солнечным излучением, отраженным от Земли. Данная ориентация СБ осуществляется поворотом N_o от S_o в сторону центра Земли т.О (что эквивалентно повороту N от S в сторону г) на расчетное значение угла _о.

Попадание отраженного от Земли солнечного излучения на КА возможно только на освещенной части орбиты, при этом расположение точки отражения В определяется соотношением углов падения _s и отражения солнечного излучения.

Рассматриваем текущую ориентацию СБ, при которой нормаль к рабочей поверхности СБ N совмещается с направлением на Солнце S (при этом N_o совмещена с S_o). Для попадания отраженного от Земли солнечного излучения на тыльную поверхность СБ требуется выполнение условия (см. фиг.1):

(1)

Поскольку всегда

(2)

то из (1), (2) следует область определения угла :

(3)

Можно использовать также понятие зоны чувствительности поверхности СБ - области, определяемой конструктивными особенностями элементов СБ, при освещении из которой СБ способна вырабатывать электрический ток. При освещенности данной поверхности СБ извне данной области, ток отсутствует или пренебрежительно мал. Будем задавать зону чувствительности тыльной поверхности панелей СБ углом Q_o - максимальным угловым полураствором зоны, отсчитываемым от нормали N_o:

(4)

С учетом зоны чувствительности СБ, отраженное от Земли солнечное излучение используется тыльной поверхностью панелей СБ для выработки электроэнергии при выполнении условия (см. фиг.1)

(5)

Поскольку

(6)

то (5) принимает вид

(7)

Из (4) следует, что (7) является более «сильным» условием, чем (3). Отметим, что проверка условий (1), (3), (7) реализует, в том числе, операцию проверки нахождения КА на освещенной части орбиты.

Из построения, представленного на фиг.1, следует, что сумма углов , , составляет 180°, тогда

(8)

Угол определяется из треугольников ОРВ и ОРК (см. фиг.3):

(9)

(10)

где

(11)

Из построения, представленного на фиг.1, следует, что сумма углов Q_z, g, составляет 180°, тогда

(12)

(13)

Из (10), (11), (13) следует:

(14)

Подставляя (14) в (8), получаем соотношение для :

(15)

Углы , , _s связаны соотношением, получаемым из равенства углов при секущей РВ параллельных прямых PC и ВС ^*:

(16)

В достаточно общем случае, когда характер поверхности отражения позволяет предположить равенство углов падения и отражения:

(17)

уравнение (15) принимает вид

(18)

Решение уравнения (18) относительно находится методом итераций, причем в качестве начального приближения удобно взять значение (180°- ). При этом учитывается область определения угла (3). Используемая процедура решения уравнений методом итераций описана ниже на примере описания процедуры решения уравнений методом итераций при вычислении значения угла _o. При этом итерационный процесс при решении уравнения (18) относительно достаточно быстро сходится к искомому решению, например, для случая управления ориентацией СБ PC MKC, описанного далее в качестве иллюстрации эффективности данного технического предложения, искомое значение с точностью 1° определяется уже на 4 шаге итерационного процесса.

Из (12) следует, что для околокруговой орбиты КА и для сферической модели Земли

.(19)

При прохождении КА подсолнечной точки витка орбиты достигается минимальное на витке значение угла ( _min) и максимальное на витке значение угла g (g_max), при этом в течение всего витка выполняется соотношение

(20)

Поскольку значение угла Р между направлением на Солнце и плоскостью орбиты КА равно _min

(21)

то, с учетом (20)

(22)

Из (1) следует, что попадание отраженного от Земли солнечного излучения на тыльную поверхность СБ возможно только на витках, на которых

(23)

или, с учетом (22),

(24)

С учетом (12), (24) также эквивалентно условию:

(25)

Отметим, что на рассматриваемом участке витка орбиты, определяемом условием (3) или более «сильным» условием (7), угол мал и значения углов и (180°- ) близки. Поэтому вместо (18) можно использовать упрощенное уравнение для определения угла :

(26)

При отсутствии попадания на СБ отраженного от Земли солнечного излучения ток I, вырабатываемый СБ, определятся выражением (см. [4], стр.109):

(27)

где I_s - ток, вырабатываемый СБ при ориентации освещенной рабочей поверхности панелей СБ перпендикулярно солнечным лучам (при отсутствии попадания отраженного от Земли излучения на поверхность панелей СБ),

I - текущий ток, вырабатываемый СБ.

Обозначим:

P_s - величина потока прямого солнечного излучения, поступающего на рабочую поверхность панелей СБ. При отклонении нормали N к рабочей поверхности СБ, на которую поступает солнечное излучение, от направления на Солнце S, угол, образуемый этими направлениями, обозначен как .

Р_о - величина потока отраженного от Земли солнечного излучения, поступающего на тыльную поверхность панелей СБ. При отклонении нормали N_o к тыльной поверхности СБ, на которую поступает данное излучение, от противосолнечного направления S_o в сторону источника отраженного излучения (в сторону точки В) на угол , угол между этими направлениями определяется соотношением (см. фиг.2)

(28)

Тогда сумма Р эффективных значений плотности потоков излучения (см. [2], с.57), поступающих на рабочую и тыльную поверхности панелей СБ при отклонении N_o от S_o в сторону, с которой на СБ поступает отраженный от Земли поток излучения, на угол , рассчитывается по формуле

(29)

или, с учетом (28),

(30)

Формулу для расчета значения угла , доставляющего максимум (30), получаем, приравнивая нулю производную данного выражения по :

(31)

(32)

(33)

где Р_о вычисляется по формуле, получаемой из соотношения (30):

(34)

Подставив (34) в (33) и перейдя от потоков P _s и Р к соответствующим им значениям токов I _s и I, получаем:

(35)

Обозначим решение уравнения (35) относительно как _o. Решение _o уравнения (35) относительно находится методом итераций по следующей процедуре.

Обозначим функцию, стоящую в правой части (35), в виде

(36)

На первой итерации в функцию, стоящую в правой части, подставляем значение , равное ₁ - начальному приближению искомого значения _o - в качестве которого берем 0° (можно взять, также, текущее значение угла между текущим положением нормали к рабочей поверхности СБ и направлением на Солнце):

(37)

Далее начинаем итерационный процесс, на каждом шаге которого находим _i+1 - новое приближение к искомому значению _о - по формуле

(38)

и последовательно выполняем вычисления (37) для шагов 1=1, 2, 3,.... При этом каждое новое приближение будет ближе к искомому значению _o, чем предыдущее.

Когда разность между полученным новым приближением _i+1 и предыдущим приближением _i будет меньше требуемой точности вычислений (требуемой точности вычисления значения _о):

(39)

то итерационный процесс останавливаем. В этом случае каждое новое последующее приближение будет отличаться от предыдущего приближения на величину, меньшую . При этом искомое значение _o, к которому сходится последовательность последовательных приближений _i+1, i=1, 2, 3,..., также отличается от последнего полученного приближения на величину не более . Таким образом, с учетом требуемой точности вычисления значения _о, искомое значение _o получено:

(40)

Описанный итерационный процесс достаточно быстро сходится к искомому решению, например, для случая управления ориентацией СБ PC МКС, описанного далее в качестве иллюстрации эффективности данного технического предложения, точность =0.1° достигается уже на 3 шаге итерационного процесса.

Отметим, что учет отраженного от Земли солнечного светового потока необходимо производить при выполнении условия

(41)

когда, за счет попадания на тыльную поверхность панелей СБ отраженного от Земли излучения, текущее значение тока от СБ превосходит максимально возможное значение тока, полученное при условии отсутствия попадания отраженного от Земли излучения на СБ.

Для реализации способа предлагается система, представленная на фиг.4 и содержащая следующие блоки:

1 - СБ; 2 - БФБ; 3 - УПСБ; 4 - УПУ; 5 - БУОСБС; 6 - БРСБЗП; 7 - БРТ; 8 - ДТ; 9 - БУСЭС;

10 - блок измерения угла между направлением на Солнце и плоскостью орбиты космического аппарата (БИУСПО);

11 - блок измерения угла между направлением на Солнце и местной вертикалью (БИУСМВ);

12 - блок измерения угла возвышения Солнца над видимым с космического аппарата горизонтом Земли (БИУВСВГЗ);

13 - блок задания значения тока, вырабатываемого солнечными батареями под воздействием прямого солнечного излучения (БЗТСБПСИ);

14 - блок определения витков орбиты, на которых освещается тыльная поверхность солнечных батарей (БОВОТПСБ);

15 - блок определения моментов освещенности тыльной поверхности солнечных батарей (БОМОТПСБ);

16 - блок определения моментов превышения текущим током, вырабатываемым солнечными батареями, заданного значения (БОМПТСБЗЗ);

17 - блок определения угла поворота солнечных батарей (БОУПСБ);

18, 19, 20 - первый, второй и третий ключи;

21 - элемент НЕ;

22 - элемент И,

при этом выход БФБ (2) соединен с входом БРТ (7). Выход БРТ (7) соединен с входом ДТ (8). Выходы БУОСБС (5) и БРСБЗП (6) соединены, соответственно, с первым и вторым входами УПУ (4). Выход УПУ (4) соединен с входом УПСБ (3). Выход УПСБ (3) соединен с первыми входами БУОСБС (5) и БРСБЗП (6). Выход ДТ (8) соединен с первыми входами БОУПСБ (17) и БОМПТСБЗЗ (16). Второй вход и выход БОМПТСБЗЗ (16) соединены, соответственно, с выходом БЗТСБПСИ (13) и первым входом элемента И (22). Выход элемента И (22) соединен с управляющим входом первого ключа (18) и входом элемента НЕ (21). Выход НЕ (21) соединен с управляющим входом второго ключа (19). Выход БУСЭС (9) соединен с информационными входами второго и первого ключей (19) и (18). Выходы второго и первого ключей (19) и (18) соединены с вторыми входами, соответственно, БУОСБС (5) и БОУПСБ (17). Выход и с третьего по шестой входы БОУПСБ (17) соединены, соответственно, с вторым входом БРСБЗП (6), выходом УПСБ (3), выходом БЗТСБПСИ (13), выходом БИУСМВ (11) и выходом БИУВСВГЗ (12). Выход БИУВСВГЗ (12) также соединен с информационным входом третьего ключа (20) и первым входом БОВОТПСБ (14). Второй и третий входы и выход БОВОТПСБ (14) соединены, соответственно, с выходом БИУСМВ (11), выходом БИУСПО (10) и управляющим входом третьего ключа (20). Выход третьего ключа (20) соединен с входом БОМОТПСБ (15). Выход БОМОТПСБ (15) соединен со вторым входом элемента И (22).

На фиг.4 также пунктиром показана механическая связь УПСБ (3) с корпусом СБ (1) через выходной вал привода СБ.

Система работает следующим образом.

Электроэнергия от БФБ (2) поступает на БРТ (7), далее от которого она поступает на ШЭ СЭС КА. При этом БРТ (7) соединен с ДТ (8), который измеряет текущее значение тока, вырабатываемого СБ.

В БИУСПО (10), БИУСМВ (11) и БИУВСВГЗ (12) определяются значения, соответственно, угла между направлением на Солнце и плоскостью орбиты КА , угла между направлением на Солнце и местной вертикалью и угла возвышения Солнца над видимым с КА горизонтом Земли g, которые поступают на вход БОВОТПСБ (14). В БОВОТПСБ (14) определяются витки орбиты, в течение которых отраженное от Земли солнечного излучения может попадать на тыльную поверхность панелей СБ. При выполнении соотношения (24) БОВОТПСБ (14) генерирует команду, поступающую на управляющий вход ключа (20), по поступлении которой ключ (20) открыт.

Через открытый ключ (20) с выхода БИУВСВГЗ (12) значение угла возвышения Солнца над видимым с КА горизонтом Земли g поступает на вход БОМОТПСБ (15). В БОМОТПСБ (15) определяются моменты времени попадания отраженного от Земли солнечного излучения на тыльную поверхность панелей СБ, для этого осуществляется проверка выполнения условия (1). В дополнение к этому в данном блоке может быть реализована более сложная вычислительная схема, включающая вычисление угла по формуле (26) (или из уравнения (18) по вычислительной процедуре метода итераций) и проверку условия (7), позволяющая более точно определить искомые моменты. При выполнения условий (1) и, в случае использования более сложной вычислительной схемы, (7) БОМОТПСБ (15) генерирует команду, поступающую на второй вход элемента И (22).

В БОМПТСБЗЗ (16) определяются моменты времени, в которые текущее значение тока от СБ I, измеряемое ДТ (8), превышает значение тока I_s, вырабатываемое СБ при ориентации освещенной рабочей поверхности панелей СБ перпендикулярно солнечным лучам при условии отсутствия попадания отраженного от Земли излучения на поверхность панелей СБ, значение которого поступает от БЗТСБПСИ (13). При выполнении условия (41) БОМПТСБЗЗ (16) генерирует команду, поступающую на первый вход элемента И (22).

Когда БОМПТСБЗЗ (16) или БОМОТПСБ (15) не выдают команды на входы элемента И (22), элемент И (22) не выдает команду на управляющий вход ключа (18) и на элемент НЕ (21). Тогда НЕ (21) генерирует команду, поступающую на управляющий вход ключа (19). При этом ключ (18) закрыт, а ключ (19) открыт.

При таком состоянии ключей (18) и (19) команда управления с БУСЭС (9) через открытый ключ (19) поступает в блок БУОСБС (5), который осуществляет управление ориентацией СБ (1) на Солнце. БУОСБС (5) может быть реализован на базе системы управления движением и навигацией (СУДН) КА (см. [5]). Входной информацией для алгоритма управления СБ являются: положение единичного вектора направления на Солнце относительно связанных с КА осей координат, определяемое алгоритмами кинематического контура СУДН; положение СБ относительно корпуса КА, получаемое в виде текущих измеренных значений угла с ДУ УПСБ (3). Выходной информацией алгоритма управления являются команды на вращение СБ относительно оси выходного вала УПСБ (3), команды на прекращение вращения. ДУ УПСБ (3) выдают сигналы о положении СБ (1).

Когда БОМПТСБЗЗ (16) и БОМОТПСБ (15) выдают команды на входы элемента И (22), с выхода элемента И (22) выдается команда, поступающая на управляющий вход ключа (18), а также через элемент НЕ (21) на управляющий вход ключа (19). При этом ключ (18) открыт, а ключ (19) закрыт.

При таком состоянии ключей (18) и (19) команда управления с БУСЭС (9) через открытый ключ (18) поступает в БОУПСБ (17). БОУПСБ (17) рассчитывает угол поворота СБ по вычислительной процедуре (37)-(40). При этом осуществляется также вычисление угла (по формуле (26) (или, в случае использования более сложной вычислительной схемы, из уравнения (18) по вычислительной процедуре метода итераций). Для вычислений используются значения , I, I_s, g, , поступающие от УПСБ (3), ДТ (8), БЗТСБПСИ (13), БИУВСВГЗ (12), БИУСМВ (11). Рассчитанное значение угла поворота _o выдается в БРСБЗП (6) вместе с командой на реализацию разворота СБ (1) до положения _z= _o от направления на Солнце в сторону радиус-вектора КА.

БРСБЗП (6) управляет СБ (1) по программным уставкам. Алгоритм управления СБ (1) по программным уставкам позволяет устанавливать батарею в любое задаваемое положение = _z. При этом для контроля угла разворота в БРСБЗП (6) используется информация с ДУ УПСБ (3).

Реализация блоков БОВОТПСБ (14), БОМОТПСБ (15), БОМПТСБЗЗ (16), БОУПСБ (17) возможна как на базе аппаратно-программных средств центра управления полетом (ЦУП) КА, так и на борту КА. Примером реализации БУСЭС (9) могут служить радиосредства служебного канала управления (СКУ) бортовыми системами КА «Ямал-100», состоящие из земной станции (ЗС) и бортовой аппаратуры (БА) (см. описание в [6, 7]). В частности, БА СКУ совместно с ЗС СКУ, решает задачи выдачи в бортовую цифровую вычислительную систему (БЦВС) КА цифровой информации (ЦИ) и последующего ее квитирования. БЦВС, в свою очередь, осуществляет управление блоками БУОСБС (5), БРСБЗП (6), БОУПСБ (17).

УПУ (4) играет роль интерфейса между БУОСБС (5), БРСБЗП (6) и УПСБ (3) и служит для преобразования цифровых сигналов в аналоговые и усиление последних.

БИУСПО (10), БИУСМВ (11), БИУВСВГЗ (12) могут быть выполнены на базе датчиков и аппаратуры СУДН КА (см. [5], [8]). Реализация БЗТСБПСИ (13), БОВОТПСБ (14), БОМОТПСБ (15), БОМПТСБЗЗ (16), БОУПСБ (17) может быть произведена на базе БЦВС. Ключи (18)-(20), элемент НЕ (21), элемент И (22) может быть выполнен в виде элементарных аналоговых схем. СБ (1), БФБ (2), УПСБ (3), УПУ (4), БУОСБС (5), БРСБЗП (6), БРТ (7), ДТ (8) могут быть выполнены на базе элементов СЭС (см. [9]).

Таким образом, рассмотрен пример реализации основополагающих блоков системы, по результатам которых принимается решение и реализуются предложенные операции.

Опишем технический эффект предлагаемых изобретений.

Предлагаемые технические решения обеспечивают максимальную генерацию электроэнергии от суммарного освещения СБ прямым солнечным излучением, поступающим на рабочую поверхность панелей СБ, и отраженным от Земли излучением, поступающим на тыльную поверхность панелей СБ. При этом увеличение прихода электроэнергии от СБ достигается за счет увеличения использования тыльной стороной поверхности панелей СБ отраженного от Земли солнечного излучения путем выполнения в предложенный интервал времени предложенного поворота СБ от направления на Солнце в сторону направления радиус-вектора КА на расчетный угол, определяемый по предложенной методике.

Для примера на фиг.5 представлен график прихода электроэнергии от СБ PC MKC I(А) от времени t (с) в течение витка орбиты при поддержании ориентации СБ на Солнце: 02.02.2004 г., виток 1704, время 17.35-19.06 ДВМ, ориентация ИСК (см. [10]). На графике указан уровень тока I _s, соответствующий прямому солнечному излучению при отсутствии попадания отраженного от Земли излучения на СБ, и отмечен расположенный в середине светового участка орбиты интервал времени Т _о, соответствующий условиям (1), (7). График иллюстрирует, что на интервале Т_о выполняется условие (41) - т.е. на тыльную поверхность панелей СБ дополнительно попадает отраженное от Земли излучение - и выполнение поворота СБ на расчетный угол _o позволяет максимально увеличить выработку электроэнергии СБ от суммарного излучения, поступающего на обе поверхности панелей СБ.

Представленный график, в том числе, иллюстрирует, что для СБ МКС на интервале Т _о достигается наибольшее увеличение выработки электроэнергии от использования СБ отраженного от Земли солнечного излучения. Это объясняется достижением максимальной интенсивности потока отраженного от Земли излучения, получаемого тыльной стороной СБ, за счет минимизации расстояния от СБ до точек отражения В. В данном случае минимизация расстояния от КА до точек отражения В обеспечивается выполнением условия нахождения Солнца близко к плоскости орбиты КА (например, для орбиты МКС в (24) и (25) правая часть составляет менее 20°).

ЛИТЕРАТУРА

1. Елисеев А.С.Техника космических полетов. Москва, «Машиностроение», 1983.

2. Раушенбах Г. Справочник по проектированию солнечных батарей. Москва, Энергоатомиздат, 1983.

3. Ковтун B.C., Соловьев С.В., Заикин С.В., Городецкий А.А. Способ управления положением солнечных батарей космического аппарата и система для его осуществления. Описание изобретения к патенту РФ №2242408 по заявке 2003108114/11 от 24.03.2003 г.

4. Грилихес В.А., Орлов П.П., Попов Л.Б. Солнечная энергия и космические полеты. Москва. «Наука», 1984.

5. Система управлением движением и навигации КА. Техническое описание. 300ОГК.12Ю. 0000-АТО. РКК «Энергия», 1998.

6. Земная станция служебного канала управления КА «Ямал». Руководство по эксплуатации. ЗСКУГК.0000-0РЭ. РКК «Энергия», 2001.

7. Бортовая аппаратура служебного канала управления КА «Ямал». Техническое описание. 300ГК.15Ю. 0000А201-ОТО. РКК «Энергия», 2002.

8. Инженерный справочник по космической технике. Изд-во МО ССР, М., 1969.

9. Система электроснабжения КА. Техническое описание. 3ООГК.20Ю. 0000-АТО. РКК «Энергия», 1998.

10. Рулев Д.Н., Стажков В.М., Корнеев А.П., Пантелеймонов В.Н., Мельник И.В. Оценка эффективности работы солнечных батарей российского сегмента международной космической станции по данным телеметрической информации// Труды XXXIX Чтений, посвященных разработке научного наследия и развитию идей К.Э.Циолковского (Калуга, 14-16 сентября 2004 г.). Секция «Проблемы ракетной и космической техники». - Казань: Казанский государственный университет им. В.И.Ульянова-Ленина. 2005.