способ определения максимальной выходной мощности солнечных батарей космического аппарата и система для его осуществления

Формула изобретения

1. Способ определения максимальной выходной мощности солнечных батарей космического аппарата, включающий разворот панелей солнечных батарей в рабочее положение, соответствующее совмещению нормали к их освещенной рабочей поверхности с направлением на Солнце, измерение значения тока от солнечных батарей, измерение напряжения и определение максимальной выходной мощности солнечных батарей космического аппарата как произведение измеренных значений напряжения и тока от солнечных батарей, отличающийся тем, что дополнительно измеряют угол между направлением на Солнце и плоскостью орбиты космического аппарата, на витках, на которых значение угла, равное 180° за вычетом суммы угла полураствора видимого с космического аппарата диска Земли и угла полураствора зоны чувствительности рабочей поверхности солнечных батарей, превышает измеренный выше угол, измеряют угол возвышения направления на Солнце над видимым с космического аппарата горизонтом Земли, и максимальную выходную мощность двусторонних солнечных батарей и солнечных батарей, имеющих положительную выходную мощность их тыльной поверхности, 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 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, а 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, определяемые из условия равенства или превышения значением угла возвышения направления на Солнце над видимым с космического аппарата горизонтом Земли угла полураствора зоны чувствительности рабочей поверхности солнечных батарей.

2. Система определения максимальной выходной мощности солнечных батарей космического аппарата, включающая солнечную батарею с блоком установленных на ней фотоэлектрических батарей, устройство поворота солнечных батарей, усилительно-преобразующее устройство, блок управления ориентацией солнечных батарей по направлению на Солнце, блок регуляторов тока, датчик тока, блок определения мощности, блок управления системой электроснабжения и шину электроснабжения, при этом выход блока фотоэлектрических батарей соединен со входом блока регуляторов тока, выход которого соединен с шиной электроснабжения, к которой подключены датчик тока и блок определения мощности, а выход блока управления системой электроснабжения соединен с первым входом блока управления ориентацией солнечных батарей по направлению на Солнце, выход которого соединен с входом усилительно-преобразующего устройства, выход которого соединен с входом устройства поворота солнечных батарей, выход которого соединен со вторым входом блока управления ориентацией солнечных батарей по направлению на Солнце, причем устройство поворота солнечных батарей механически соединено с солнечной батареей, отличающаяся тем, что дополнительно введены 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, при этом второй вход блока определения мощности соединен с выходом ключа, информационный и управляющий входы которого соединены с выходами, соответственно, датчика тока и блока определения момента определения максимальной выходной мощности солнечных батарей, вход которого соединен с выходом блока измерения угла возвышения направления на Солнце над видимым с космического аппарата горизонтом Земли, вход которого соединен с выходом блока определения витка выполнения операции определения максимальной выходной мощности солнечных батарей, вход которого соединен с выходом блока измерения угла между направлением на Солнце и плоскостью орбиты космического аппарата.

Описание изобретения к патенту

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

Основной электрической характеристикой СБ является максимальная выходная мощностью СБ (эта мощность отличается от текущей действительной выходной мощности, которая зависит от нагрузки и от влияния окружающей среды). На стадии проектирования и изготовления СБ (до запуска КА) осуществляется теоретический расчет рабочих характеристик СБ, который называют также расчетом выходных параметров СБ (см. [1]; см. [2], стр.49). Теоретический расчет рабочих характеристик СБ и прогнозирование процесса их деградации под действием факторов космического полета осуществляется с помощью ЭВМ, при этом расчет выходных параметров СБ основан на методе перемещений вольт-амперной характеристики, учитывающем различные влияния окружающей среды и параметров нагрузки на характеристики СБ (см. [2], стр.54).

Недостаток указанного способа определения максимальной выходной мощности СБ заключается в том, что используемые в расчетах модели факторов космического полета имеют ограниченную точность, что не позволяет получить достоверные данные о реальных характеристиках СБ в полете.

Для контроля фактических характеристик СБ в полете проводятся специальные полетные операции - сеансы оценки эффективности СБ, в которых осуществляется измерение фактической максимальной выходной мощности СБ. По результатам определения максимальной выходной мощности СБ оценивается текущая эффективность СБ как отношение измеренной максимальной выходной мощности СБ к ее номинальному значению - проектному или некоторому исходному значению (например, на момент начала функционирования КА).

Для определения выходной мощности СБ может быть использована система, представленная в [2], стр.48, реализующая модель солнечного элемента, соединенного с нагрузкой и содержащая солнечный элемент, соединенный с блоком идеального ваттметра, соединенным с нагрузкой. При этом блок идеального ваттметра содержит датчики тока (амперметр) и напряжения (вольтметр) и вычислитель, реализующий определение выходной мощности Р солнечного элемента по формуле:

где I - измеренное значение тока от солнечного элемента;

V - измеренное напряжение.

Наиболее близким из аналогов, принятым за прототип, является способ определения максимальной выходной мощности СБ КА, описанный в [3], стр.17-18. Суть способа заключается в следующем. Для определения максимальной выходной мощности СБ используют измеряемое значение максимального тока от СБ I_m - тока, вырабатываемого при ориентации освещенной рабочей поверхности панелей СБ перпендикулярно солнечным лучам. Для этого панели СБ разворачивают в положение, соответствующее совмещению нормали к рабочей поверхности панелей СБ с направлением на Солнце. Такая ориентация СБ обеспечивает максимальный приход электроэнергии от СБ.

Система для реализации способа, принятого за прототип, описана в [3], стр.6, и содержит СБ, на жесткой подложке корпуса которой расположен блок фотоэлектрических батарей (БФБ), устройство поворота СБ (УПСБ), усилительно-преобразующее устройство (УПУ), блок управления ориентацией СБ по направлению на Солнце (БУОСБС), блок регуляторов тока (БРТ), датчик тока (ДТ), блок определения мощности (БОМ), блок управления системой энергоснабжения (БУСЭС) и шину электроснабжения (ШЭ). При этом выход БФБ, расположенного на СБ, соединен с БРТ, выход которого соединен с ШЭ, а БОМ подключен своими первым и вторым входами к соответственно ШЭ и ДТ, подключенному, в свою очередь, к ШЭ, причем выход БУСЭС подключен к входу БУОСБС, выход которого соединен входом УПУ, выход которого соединен с входом УПСБ, выход которого соединен со вторым входом БУОСБС, причем УПСБ механически соединено с СБ. При этом в описании системы-прототипа и ее блок-схемы ([3], стр.6-8) функция БОМ реализуется при функционировании блока зарядного устройства СЭС.

Система работает следующим образом.

По команде с БУСЭС (9) блок БУОСБС (5) осуществляет управление ориентацией СБ (1) на Солнце. Входной информацией для алгоритма управления СБ (1) 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 (3). При ориентации СБ на Солнце 0. Выходной информацией алгоритма управления являются команды на вращение СБ относительно оси выходного вала УПСБ (3) и команды на прекращение вращения, а ДУ УПСБ (3) выдают сигналы о текущем положении СБ (1).

УПУ (4) играет роль интерфейса между БУОСБС (5) и УПСБ (3).

Электроэнергия от БФБ (2), установленных на СБ (1), через БРТ (6) поступает на шину питания СЭС ШЭ (10). ДТ (7) измеряет текущий ток на ШЭ (10) и измеренное значение тока поступает на БОМ (8), в котором осуществляется измерение напряжения на ШЭ (10) и по соотношению (1) рассчитывается значение выходной мощности СБ.

Известно (см. [2], стр.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, кроме прямого солнечного излучения на СБ попадает поток отраженного от Земли излучения, что вносит неопределенность в определение максимальной выходной мощности СБ и в последующее решение задачи оценки их эффективности. Неопределенность при этом заключается в наличии возможности не прогнозируемого и не подлежащего учету завышения получаемых значений выходной мощности СБ.

Способ и система, принятые за прототип, имеют существенный недостаток - они не позволяют учитывать негативное влияние отраженного от Земли излучения при определении максимальной выходной мощности СБ и оценке их эффективности.

Задачей, стоящей перед предлагаемым изобретением, является увеличение точности определения выходной мощности СБ за счет уменьшения негативного влияния отраженного от Земли солнечного излучения.

Технический результат достигается тем, что в способе определения максимальной выходной мощности солнечных батарей космического аппарата, включающем разворот панелей солнечных батарей в рабочее положение, соответствующее совмещению нормали к их освещенной рабочей поверхности с направлением на Солнце, измерение значения тока от солнечных батарей, измерение напряжения и определение максимальной выходной мощности солнечных батарей космического аппарата как произведение измеренных значений напряжения и тока от солнечных батарей, дополнительно измеряют угол между направлением на Солнце и плоскостью орбиты космического аппарата, на витках, на которых значение угла, равное 180° за вычетом суммы угла полураствора видимого с космического аппарата диска Земли и угла полураствора зоны чувствительности рабочей поверхности солнечных батарей, превышает измеренный выше угол, измеряют угол возвышения направления на Солнце над видимым с космического аппарата горизонтом Земли, и максимальную выходную мощность двусторонних солнечных батарей и солнечных батарей, имеющих положительную выходную мощность их тыльной поверхности, 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 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, а 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, определяемые из условия равенства или превышения значением угла возвышения направления на Солнце над видимым с космического аппарата горизонтом Земли угла полураствора зоны чувствительности рабочей поверхности солнечных батарей.

При этом поставленная задача решается тем, что в систему определения максимальной выходной мощности солнечных батарей космического аппарата, включающую солнечную батарею с блоком установленных на ней фотоэлектрических батарей, устройство поворота солнечных батарей, усилительно-преобразующее устройство, блок управления ориентацией солнечных батарей по направлению на Солнце, блок регуляторов тока, датчик тока, блок определения мощности, блок управления системой электроснабжения и шину электроснабжения, при этом выход блока фотоэлектрических батарей соединен со входом блока регуляторов тока, выход которого соединен с шиной электроснабжения, к которой подключены датчик тока и блок определения мощности, а выход блока управления системой электроснабжения соединен с первым входом блока управления ориентацией солнечных батарей по направлению на Солнце, выход которого соединен с входом усилительно-преобразующего устройства, выход которого соединен с входом устройства поворота солнечных батарей, выход которого соединен со вторым входом блока управления ориентацией солнечных батарей по направлению на Солнце, 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 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, при этом второй вход блока определения мощности соединен с выходом ключа, информационный и управляющий входы которого соединены с выходами соответственно датчика тока и блока определения момента определения максимальной выходной мощности солнечных батарей, вход которого соединен с выходом блока измерения угла возвышения направления на Солнце над видимым с космического аппарата горизонтом Земли, вход которого соединен с выходом блока определения витка выполнения операции определения максимальной выходной мощности солнечных батарей, вход которого соединен с выходом блока измерения угла между направлением на Солнце и плоскостью орбиты космического аппарата.

Суть предлагаемого изобретения поясняется на фиг.1-6, на которых представлено: на фиг.1-3 - схемы освещения СБ прямым и отраженным от Земли излучением; на фиг.4 - схема освещения витка орбиты КА Солнцем; на фиг.5 - блок-схема системы для осуществления предлагаемого способа; на фиг.6 - график прихода электроэнергии от СБ российского сегмента (PC) международной космической станции (МКС).

Поясним предложенные в способе действия.

В предлагаемом техническом решении при определении максимальной выходной мощности СБ устраняется негативное влияние отраженного от Земли солнечного излучения путем выполнения полетной операции по определению максимальной выходной мощности СБ в моменты, когда отраженное от Земли излучение поступает на торцевую сторону панелей на СБ (данное условие используется в случае двухсторонних СБ и в случае не двусторонних СБ, но имеющих положительную выходную мощность их тыльной поверхности) или когда отраженное от Земли излучение поступает на торцевую или тыльную сторону панелей на СБ (данное условие используется в случае «строго» односторонних СБ - с нулевой выходной мощностью тыльной поверхности СБ).

На фиг.1-3 все построения выполнены в плоскости, образованной радиус-вектором КА и направлением на Солнце, и введены обозначения:

Р - СБ КА;

N - нормаль к рабочей поверхности панелей СБ;

S, PC, ВС* - вектора направления на Солнце;

Z - Земля;

О - центр Земли;

В - точка, от которой отраженное от Земли излучение поступает на КА;

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

MM* - линия горизонта в точке В;

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

PD - направление от КА на горизонт Земли;

g - угол возвышения направления на Солнце над видимым с КА горизонтом Земли;

Q _sb - угла полураствора зоны чувствительности рабочей поверхности панелей СБ, измеряемый от нормали N.

Рассматриваем текущую ориентацию СБ, при которой нормаль к рабочей поверхности панелей СБ N совмещена с направлением на Солнце S. Используем понятие зоны чувствительности поверхности панелей СБ - области, определяемой конструктивными особенностями элементов СБ, при освещении со стороны которой СБ способна вырабатывать электрический ток. При освещении поверхности панелей СБ извне данной области ток отсутствует или пренебрежительно мал. Задаем зону чувствительности поверхности панелей СБ значением угла Q_sb - угла полураствора данной зоны, отсчитываемым от нормали к рассматриваемой поверхности панелей СБ (Q_sb<90°).

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

После выхода КА из тени Земли на освещенную часть орбиты и перед входом КА в тень Земли отраженное от Земли излучение попадает на рабочую поверхность панелей СБ (случай А, представленный на фиг.1).

На данном участке орбиты при условии

возможно попадание отраженного от Земли излучения на рабочую поверхность панелей СБ (оно используется для выработки дополнительной электроэнергии) - поэтому в предлагаемых технических решениях операция по определению выходной мощности СБ в данные моменты времени не выполняется.

Поскольку всегда

то при выполнении условия

(случай В, представленный на фиг.2) отраженное от Земли излучение гарантированно не попадает на рабочую поверхность СБ и не используется для выработки электроэнергии. При этом отраженное от Земли излучение поступает на торцевую сторону панелей СБ. Таким образом суммарно на рабочую и тыльную поверхности панелей СБ поступает минимальный поток отраженного от Земли излучения, чем минимизируется его негативное воздействие на операцию определения максимальной выходной мощности СБ.

Дальнейшее перемещение КА на среднюю часть освещенного участка витка орбиты сопровождается дальнейшим увеличением угла g:

(случай С, представленный на фиг.3), при этом отраженное от Земли излучение воздействует на тыльную поверхность панелей СБ. При этом отраженное от Земли излучение не будет использовано СБ для выработки электроэнергии (т.е. его негативное воздействие на операцию определения максимальной выходной мощности СБ будет отсутствовать) только для «строго» односторонних панелей СБ - когда выходная мощность тыльной поверхности панелей СБ равна нулю.

На фиг.4 представлена схема освещения витка орбиты КА Солнцем в момент прохождения КА подсолнечной точки и дополнительно обозначено:

K₁ K₂ - плоскость орбиты КА;

Q_z - угол полураствора видимого с КА диска Земли, измеряемый от направления от КА на центр Земли;

- угол между направлением на Солнце и плоскостью орбиты КА;

g_max - максимальное значение угла g на витке.

При этом всегда:

В момент, определяемый условием (4), имеем:

Откуда следует, что условие (4) выполняется только на витках, на которых

Для реализации способа предлагается система, представленная на фиг.5 и содержащая следующие блоки:

1 - СБ; 2 - БФБ; 3 - УПСБ; 4 - УПУ; 5 - БУОСБС; 6 - БРТ; 7 - ДТ; 8 - БОМ; 9 - БУСЭС; 10 - ШЭ;

11 - блок измерения угла между направлением на Солнце и плоскостью орбиты космического аппарата (БИУСПОКА),

12 - блок определения витка выполнения операции определения максимальной выходной мощности солнечных батарей (БОВОМВМСБ);

13 - блок измерения угла возвышения направления на Солнце над видимым с космического аппарата горизонтом Земли (БИУВСГЗ);

14 - блок определения момента определения максимальной выходной мощности солнечных батарей (БОМОМВМСБ);

15 - ключ.

При этом выход БФБ (2), расположенного на СБ (1), соединен с БРТ (6), выход которого соединен с ШЭ (10), к которой подключены ДТ (7) и БОМ (8), второй вход которого соединен с выходом ключа (15), информационный и управляющий входы которого соединены с выходами соответственно ДТ (7) и БОМОМВМСБ (14), вход которого соединен с выходом БИУВСГЗ (13), вход которого соединен с выходом БОВОМВМСБ (12), вход которого соединен с выходом БИУСПОКА (11), а выход БУСЭС (9) подключен к входу БУОСБС (5), выход которого соединен входом УПУ (4), выход которого соединен с входом УПСБ (3), выход которого соединен со вторым входом БУОСБС (5), причем УПСБ (3) механически соединено с СБ (1).

На фиг.5 пунктиром показана механическая связь УПСБ (3) с корпусом СБ (1) через выходной вал привода СБ.

Система работает следующим образом.

По команде с БУСЭС (9) блок БУОСБС (5) осуществляет управление ориентацией СБ (1) на Солнце. Входной информацией для алгоритма управления СБ (1) 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 (3). При ориентации СБ на Солнце 0. Выходной информацией алгоритма управления являются команды на вращение СБ относительно оси выходного вала УПСБ (3) и команды на прекращение вращения, а ДУ УПСБ (3) выдают сигналы о текущем положении СБ (1).

УПУ (4) играет роль интерфейса между БУОСБС (5) и УПСБ (3).

Электроэнергия от БФБ (2), установленных на СБ (1), через БРТ (6) поступает на шину питания СЭС ШЭ (10). ДТ (7) измеряет текущий тона ШЭ (10) и измеренное значение тока поступает на информационный вход ключа (15). В исходном состоянии ключ (15) «закрыт».

В БИУСПОКА (11) определяется угол между направлением на Солнце и плоскостью орбиты КА, значение которого передается в БОВОМВМСБ (12). В БОВОМВМСБ (12) проверкой условия (9) определяется виток выполнения операции по определению максимальной выходной мощности СБ. При выполнении условия (9) БОВОМВМСБ (12) генерирует сигнал, поступающий на блок БИУВСГЗ (13).

По поступлении данного управляющего сигнала в БИУВСГЗ (13) определяется текущий угол возвышения Солнца над видимым с КА горизонтом Земли, значение которого передается в БОМОМВМСБ (14). В БОМОМВМСБ (14) проверкой соответствующих условий (4), (5) определяется момент выполнения измерения текущего тока от СБ для определения максимальной выходной мощности СБ. При выполнении соответствующих условий (4), (5) БОМОМВМСБ (14) генерирует сигнал, поступающий на управляющий вход ключа (15).

По поступлении сигнала на управляющий вход ключа (15) ключ (15) «открыт» и через него измеренное значение тока с ДТ (7) поступает на БОМ (8), в котором осуществляется измерение напряжения на ШЭ (10) и по соотношению (1) рассчитывается значение выходной мощности СБ.

Реализация БИУСПОКА (11), БОВОМВМСБ (12), БИУВСГЗ (13), БОМОМВМСБ (14) может быть выполнена на базе датчиков и аппаратуры Системы управления и навигации (СУДН) и Бортовой цифровой вычислительной системы (БЦВС) КА (см. [4], [5]). Ключ (15) может быть выполнен в виде элементарной аналоговой схемы. СБ (1), БФБ (2), УПСБ (3), УПУ (4), БУОСБС (5), БРТ (6), ДТ (7), БОМ (8), БУСЭС (9) могут быть выполнены на базе элементов СЭС (см. [1]).

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

Опишем технический эффект предлагаемых изобретений.

Предлагаемое техническое решение позволяет увеличить точность определения выходной мощности СБ за счет уменьшения негативного влияния отраженного от Земли солнечного излучения при определении максимальной выходной мощности СБ и оценке их эффективности.

Технический результат достигается путем определения максимальной выходной мощности СБ в моменты времени, когда КА находится в положениях, в которых минимизируется (практически исключается) использование отраженного от Земли излучения для выработки электроэнергии, чем устраняется не прогнозируемое и не подлежащее учету завышение текущих значений выходной мощности СБ.

Для примера на фиг.6 представлен график прихода электроэнергии от СБ PC MKC I (А) от времени t (сек) в течение витка орбиты при поддержании ориентации СБ на Солнце: 02.02.2004 г., виток 1704 (телеметрический номер), время 17.35-19.06 ДВМ, ориентация ИСК (см. [6]). На графике отмечены моменты времени T₁ и Т₂, соответствующие выполнению условия (4): два момента на витке - до и после середины светового участка орбиты (соответственно при возрастании и при убывании значения угла g). В данные моменты времени отраженное от Земли излучение поступает на торцевую сторону панелей СБ, чем обеспечивается минимизация не прогнозируемого и не подлежащего учету завышения регистрируемых значений выходной мощности СБ.

Таким образом, повышение точности определения максимальной выходной мощности СБ достигается за счет устранения негативного влияния отраженного от Земли излучения путем выполнения полетной операции КА по определению максимальной выходной мощности СБ в предложенный момент времени по предложенной методике.

ЛИТЕРАТУРА

1. Система электроснабжения КА. Техническое описание. 300ГК.20Ю.0000-АТО.РКК «Энергия», 1998.

2. Раушенбах Г. Справочник по проектированию солнечных батарей. М.: 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. Инженерный справочник по космической технике. Изд-во МО СССР, М., 1969.

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

6. 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.