RU2304070C2 - Способ управления электропотреблением орбитальной группировки космических аппаратов с электрореактивными двигателями - Google Patents

Способ управления электропотреблением орбитальной группировки космических аппаратов с электрореактивными двигателями Download PDF

Info

Publication number
RU2304070C2
RU2304070C2 RU2005131237/11A RU2005131237A RU2304070C2 RU 2304070 C2 RU2304070 C2 RU 2304070C2 RU 2005131237/11 A RU2005131237/11 A RU 2005131237/11A RU 2005131237 A RU2005131237 A RU 2005131237A RU 2304070 C2 RU2304070 C2 RU 2304070C2
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
spacecraft
power
payload
consumers
dynamic
Prior art date
Application number
RU2005131237/11A
Other languages
English (en)
Other versions
RU2005131237A (ru
Inventor
нов Николай Николаевич Севасть (RU)
Николай Николаевич Севастьянов
Владимир Иванович Верхотуров (RU)
Владимир Иванович Верхотуров
Владимир Семенович Ковтун (RU)
Владимир Семенович Ковтун
нов Дмитрий Николаевич Севасть (RU)
Дмитрий Николаевич Севастьянов
Геннадий Иванович Таюрский (RU)
Геннадий Иванович Таюрский
Original Assignee
Открытое акционерное общество "Ракетно-космическая корпорация "Энергия" имени С.П. Королева"
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Открытое акционерное общество "Ракетно-космическая корпорация "Энергия" имени С.П. Королева" filed Critical Открытое акционерное общество "Ракетно-космическая корпорация "Энергия" имени С.П. Королева"
Priority to RU2005131237/11A priority Critical patent/RU2304070C2/ru
Publication of RU2005131237A publication Critical patent/RU2005131237A/ru
Application granted granted Critical
Publication of RU2304070C2 publication Critical patent/RU2304070C2/ru

Links

Images

Landscapes

  • Supply And Distribution Of Alternating Current (AREA)

Abstract

Изобретение относится к энергоснабжению космических аппаратов (КА), в частности, образующих систему высокоорбитальных или геостационарных спутников связи, орбиты которых корректируются электрореактивными двигателями (ЭРД). Предлагаемый способ включает определение мощности электропотребления каждого бортового потребителя для всех КА группировки, в том числе ЭРД. Если бортовые потребители некоторого КА не обеспечены электроэнергией на интервале проведения динамического режима с помощью ЭРД, то этот режим переносится на другой допустимый интервал. При отсутствии допустимых интервалов выбираются КА-дублеры, равнозначные по функциональному назначению установленной на них полезной нагрузки. Переключение равнозначных потребителей с необеспеченных энергией основных КА производят на те КА-дублеры, которые обеспечены необходимыми запасами электроэнергии. Это переключение производится на время до восстановления возможности энергообеспечения потребителей полезной нагрузки на борту основных КА (по окончании динамических режимов этих КА). Описанное управление электропотреблением орбитальной группировки осуществляется далее для КА с более поздним началом времени проведения динамических режимов. При этом в качестве КА-дублеров используют вышеуказанные основные КА. Техническим результатом изобретения является более экономное электропотребление группировкой КА, которое дает возможность обеспечить располагаемой электроэнергией дополнительных бортовых потребителей в составе полезных нагрузок КА. 1 ил., 1 табл.

Description

Предлагаемое изобретение относится к управлению космическими аппаратами (КА), входящими в состав целевых орбитальных космических группировок.
Известен способ управления электропотреблением орбитальной группировки КА, см. [1], включающий определение мощности электропотребления бортовыми потребителями и определение интервалов для проведения динамических режимов.
При этом рассматривается управление системой спутников связи и вещания на эллиптических орбитах, эмулирующих характеристики системы спутников на геостационарной орбите.
В качестве целевой (полезной) нагрузки на борту спутников размещены космические станции, представляющие собой ретрансляционное (приемопередающее) оборудование с антеннами для приема и передачи радиосигналов.
Как правило, число (I) бортовых ретрансляторов, установленных на спутниках, известно заранее, еще до запуска спутников, где i=1, 2, 3, ..., I - общее число ретрансляторов (потребителей полезной нагрузки) в орбитальной группировке, с мощностью электропотребления каждого (Ni), см. [2]. Предоставляются также данные о j-м числе спутников в орбитальной группировке, где j=1, 2, 3, ....
Для случая, рассмотренного в [1], орбитальная группировка содержит, в частности, 4 спутника, эмулирующих две стационарные позиции, смещенные на 180° по долготе. В качестве примера для использования рассматриваются известные спутниковые системы "Молния", "Sirius", "Odyssey" и другие.
Периодически, для удержания заданных параметров орбит, производится их коррекция. Для этого используются химические жидкостные ракетные двигатели (ЖРД).
Управление электропотреблением каждого КА в орбитальной группировке производится как с учетом, так и без учета работающих ЖРД. При этом за счет мощности электроэнергии, производимой на борту каждого из указанных КА, покрываются любые пиковые токовые нагрузки.
Мощность потребляемой электроэнергии работающим ЖРД составляет в общем списке потребителей незначительную величину (десятки Вт) и затраты главным образом идут на работу систем подготовки и подачи ракетного топлива в камеру ЖРД (на работу электроклапанов, теплообменников-газификаторов для ракетного топлива и т.д.). Кинетическую энергию струи, истекающей из двигателя и создающей реактивную тягу, получают за счет преобразования химической энергии внутри камеры сгорания двигателя. Поэтому непосредственных затрат электроэнергии на создание реактивной тяги в ЖРД не производится.
Среди ЖРД наибольшую скорость истечения ~ 4,5 км/с обеспечивают кислородно-водородные двигатели. Но она, однако, мала для продолжительных полетов КА, требующих больших значений "характеристических скоростей экспедиции...", для достижения которых требуются большие затраты массы ракетного топлива. Это и является главным недостатком в использовании ЖРД на КА, составляющих орбитальные космические группировки целевого назначения, так как продолжительность выполняемой ими программы полета напрямую зависит от бортовых запасов ракетного топлива.
Поэтому последнее время все большее применение на КА находят двигатели с большими скоростями истечения струи, для работы которых требуются внешние источники энергии.
Энергия в космосе (солнечная, ядерная) дешевле, чем масса, поэтому такой переход в большинстве случаев оправдан.
В качестве таких двигателей используются электрореактивные двигатели (ЭРД). В указанных двигателях подводимую к ним электрическую энергию преобразуют в кинетическую энергию струи, вытекающей из двигателя и создающей реактивную тягу.
Среди ЭРД наибольшее применение нашли стационарные плазменные двигатели (СПД) (см. [3]), в которых скорость истечения рабочего вещества составляет ~ 15...30 км/с. Затраты массы рабочего тела на выполнение программы полета при этом могут быть в десятки раз меньше, чем при использовании ЖРД. Указанные двигатели обладают малой тягой от 25 до 330 мН, см. [2].
Поэтому динамические режимы, проводимые на КА с использованием в качестве исполнительных органов ЭРД, как правило, продолжительны по времени.
Известен способ управления электропотреблением орбитальной группировки КА с ЭРД, например геостационарных спутников связи (ГСС), при проведении многовитковых маневров в окрестности геостационарной орбиты, принимаемый авторами за прототип, см. [4]. Способ включает в себя определение электропотребления каждым из i-x бортовых ретрансляторов, установленных на j-x ГСС, входящих в орбитальную космическую группировку, определение kj-x интервалов при проведении маневра с использованием ЭРД. При этом обеспечивается электропотребление каждого ГСС с учетом потребляемой мощности di-ми ЭРД, установленными на борту, где di=(1, 2, 3, ...D)j - число указанных двигателей.
Таким образом, электропотребление рассматриваемой орбитальной группировки состоит из электропотребления отдельных КА, автономно себя обеспечивающих электроэнергией.
Недостаток указанного способа управления заключается в неполном использовании энергетических возможностей всей орбитальной группировки КА в целом.
Так, до 50% бортового электропотребления при пиковых нагрузках приходится на ЭРД. С другой стороны, динамические режимы с использованием ЭРД составляют не более 15% полетного времени каждого КА, входящего в орбитальную группировку. Данная оценка приведена для ГСС серии "Ямал". Следовательно, ~85% полетного времени энергетические возможности КА используются лишь наполовину. Аналогичная картина энергопотребления для спутников «Экспресс», «ГАЛС», « SESAT» и других.
В конечном счете, это приводит к неоправданному сокращению числа бортовых потребителей полезной нагрузки, что ухудшает экономические показатели космических комплексов в целом.
Задачей данного технического решения является управление электропотреблением не только каждого КА в отдельности, а орбитальной группировки в целом. Тем самым обеспечивается электроэнергией работа нескольких дополнительных бортовых потребителей полезной нагрузки и увеличивается эффективность выполнения космической программы, выполняемой орбитальной группировкой КА в целом.
Для достижения технического результата в способе управления электропотреблением орбитальной группировки космических аппаратов с ЭРД, включающем определение мощности электропотребления каждым из i-х бортовых потребителей полезной нагрузки (Ni), где i=1, 2, 3, ..., I - общее число потребителей, установленных на j-x КА, где j=1, 2, 3, ..., - общее число КА, входящих в орбитальную космическую группировку, определение kj-x интервалов для проведения динамических режимов с использованием ЭРД для каждого j-го КА, где kj=(1, 2, 3, ...K)j, определение мощности электропотребления Ndj каждым из dj-x ЭРД, где dj=(1, 2, 3, ..., D)j - число указанных двигателей, установленных на каждом j-м КА, до начала одновременного проведения
Figure 00000001
КА
Figure 00000002
динамических режимов, принадлежащих Kj, определяют электрическую мощность, потребляемую ЭРД на каждом
Figure 00000003
КА
Figure 00000004
где
Figure 00000005
- число ЭРД, принадлежащих Dj, участвующих в проведении
Figure 00000006
динамического режима на каждом
Figure 00000003
КА,
определяют электрическую мощность, потребляемую полезной нагрузкой на каждом из
Figure 00000007
КА при проведении динамических режимов на
Figure 00000008
интервалах
Figure 00000009
где
Figure 00000010
- число единиц полезной нагрузки, принадлежащих I-м бортовым потребителям полезной нагрузки, включенных на борту каждого
Figure 00000011
КА при проведении
Figure 00000008
динамических режимов,
проверяют выполнение условий
Figure 00000012
где
Figure 00000013
- мощность электроэнергии, производимой на борту каждого
Figure 00000011
КА при проведении динамических режимов на
Figure 00000008
интервалах;
Figure 00000014
- мощность электроэнергии, потребляемой служебными системами каждого
Figure 00000011
КА при проведении динамических режимов на
Figure 00000008
интервалах, и, если условия (1) выполняются, осуществляют проведение
Figure 00000015
динамических режимов, а если для какого-либо
Figure 00000011
космического аппарата условие (1) не выполняется, определяют для него
Figure 00000016
интервал, принадлежащий
Figure 00000017
интервалам времени, для которого условие (1) выполняется, и осуществляют выполнение динамического режима на указанном интервале, а если условие (1) не выполняется для всех интервалов времени
Figure 00000018
производят определение входящих в орбитальную группировку
Figure 00000019
космических аппаратов-дублеров, равнозначных по функциональному назначению установленной полезной нагрузки, проверяют для каждого из
Figure 00000019
космических аппаратов-дублеров выполнение условий обеспечения электропотребления при переключении на них бортовых потребителей полезной нагрузки с
Figure 00000020
космических аппаратов
Figure 00000021
где
Figure 00000022
- мощность электроэнергии, производимой на борту каждого
Figure 00000023
космического аппарата-дублера на
Figure 00000017
интервале проведения динамического режима;
Figure 00000024
- мощность электроэнергии, потребляемой переключенной частью потребителей полезной нагрузки с
Figure 00000025
космического аппарата на
Figure 00000026
космический аппарат-дублер на
Figure 00000017
интервале проведения динамического режима;
Figure 00000027
- мощность электроэнергии, потребляемой полезной нагрузкой
Figure 00000028
космического аппарата-дублера на
Figure 00000017
интервале проведения динамического режима;
Figure 00000029
- мощность электроэнергии, потребляемой служебными системами каждого
Figure 00000030
космического аппарата-дублера при проведении динамических режимов на
Figure 00000017
интервале проведения динамического режима,
и к тем
Figure 00000031
космическим аппаратам-дублерам, для которых условия (2) выполняются, производят последовательные подключения тех потребителей полезной нагрузки с
Figure 00000032
космических аппаратов, которые обеспечены необходимыми запасами электроэнергии
Figure 00000033
космических аппаратов-дублеров, до выполнения условий (1) на
Figure 00000032
космических аппаратах и осуществляют проведение динамических режимов
Figure 00000034
космическими аппаратами на
Figure 00000035
интервалах, а при предельном выполнении условий (2) и одновременном невыполнении условий (1) производят последовательное отключение необеспеченных электроэнергией
Figure 00000033
космических аппаратов-дублеров i-x бортовых потребителей полезной нагрузки, установленных на
Figure 00000032
космических аппаратах, до выполнения условия (1) и осуществляют проведение динамических режимов на указанных временных интервалах для
Figure 00000032
космических аппаратов, далее последующие управления электропотреблением орбитальной группировки производят последовательно вышеуказанным образом для космических аппаратов с более поздним началом времени проведения динамических режимов, используя при этом
Figure 00000036
космические аппараты в качестве дублеров при последующих проведениях динамических режимов другими космическими аппаратами.
Технический результат во вновь разрабатываемом способе управления электропотреблением орбитальной группировки КА с ЭРД заключен в увеличении суммарного числа работающих бортовых потребителей полезной нагрузки (например, ретрансляторов ГСС) орбитальной космической группировки при тех же ее энергетических возможностях, что и до применения способа.
Для пояснения сути предлагаемого технического решения приведены чертеж и таблица.
На чертеже представлены графики изменения тока нагрузки (IH) и тока СБ (IСБ) до проведения маневра, в процессе его проведения и после маневра ГСС "Ямал".
В таблице приведены данные разработанного баллистического плана полета орбитальной группировки КА при проведении многовитковых маневров с использованием ЭРД, см. [4, 5].
При этом в таблице введены обозначения: по вертикали - витки (сутки) полета; необходимое количество маневров на указанном 10-суточном интервале по каждому КА (1, 2, 3) орбитальной группировки; распределение маневров на трансверсальные и боковые; запретные интервалы для проведения маневров; направлениями стрелок показаны разные по времени (для ГСС "Ямал" со сдвижкой в сутках на ~ 12 часов) точки прицеливания (середины определенных интервалов) для проведения маневров.
Каждый из планируемых маневров характеризуется: датой проведения, временем начала и завершения, со средней продолжительностью - 3,5 часа, величиной характеристической скорости (dV, м/с); типом (трансверсальный или боковой).
Кроме маневров, ЭРД могут использоваться для разгрузки силовых гироскопов от накопленного кинетического момента в тех случаях, когда такую задачу не удается решить в процессе маневров. В рассмотренном примере режимы разгрузки не планируются.
Указанная в таблице информация является необходимой и достаточной с точки зрения баллистического обеспечения для разработки стратегии управления электропотреблением орбитальной группировки КА.
В качестве примера КА рассмотрим ГСС серии "Ямал" с известным числом установленных бортовых i-x ретрансляторов определенной мощности Ni, см. [2].
Орбитальная группировка состоит из j спутников, три из которых функционируют на орбите (два "Ямал-200" и один "Ямал-100"). И в ближайшие годы предполагается численное пополнение группировки до 15 спутников.
Основной динамической операцией на указанных КА, проводимой с использованием ЭРД, являются многовитковые маневры по установке КА в рабочую точку и дальнейшее поддержание их "стояния" в указанных точках. Для их проведения производится определение kj-x интервалов. При этом известно число СПД, установленных на каждом КА dj=(1, 2, 3, ..., D)j (no 8 штук на каждом), и их мощность (Ndj). Для СПД-70 указанная мощность составляет 660 Вт, см. [3].
Как видно из графиков, приведенных на чертеже, до включения ЭРД (СПД-70) в ~ 03.17.00 (29.08.05) средний ток нагрузки составлял примерно 72 А, а при работающих поочередно включаемых двигателях указанный ток составил ~ 94...96 А. При этом пиковая нагрузка составляла ~ 107 А. Если взять мощность СПД-70 660 Вт, см. [3], то при номинальном напряжении в бортовой сети электроснабжения ~ 28 В приращение тока нагрузки от ЭРД составляет ~ 24 А. Указанная последняя цифра сопоставима с токовой нагрузкой от ~ 6 работающих бортовых ретрансляторов. Показанные на чертеже имеющиеся "запасы по току", (ΔI=IСБ-IH)>0, связаны с неподключением к бортовому энергопотреблению части полезной нагрузки (i-x ретрансляторов).
Основным бортовым источником электроэнергии являются солнечные батареи (СБ). При этом мощность производимой СБ электроэнергии (NСБ) превышает мощность всех бортовых потребителей электроэнергии, включая пиковые интервалы нагрузки при работающих ЭРД.
Для реализации способа предлагается нижеследующее.
Рассматриваем в соответствии с баллистическим планом (см. таблицу)
Figure 00000037
Figure 00000038
интервалы проведения динамических режимов которых пересекаются. На первом витке в подгруппу
Figure 00000032
KA можно отнести КА1 и КА3. Их интервалы для проведения маневров k1 и k2 пересекаются.
До проведения указанных динамических режимов определяем электрическую мощность, потребляемую ЭРД на каждом
Figure 00000039
KA.
Figure 00000040
где
Figure 00000041
- число ЭРД, принадлежащих Dj, участвующих в проведении
Figure 00000042
динамического режима.
На KA "Ямал" d=1, 2, 3, ..., 8, при этом одновременно могут включаться один или два ЭРД разных номеров.
Учитывая то, что все ЭРД на указанных КА представляют собой СПД-70, мощность, потребляемую каждым из них Ndj, можно примерно считать равной (660 Вт).
На перспективных КА указанной серии предусматривается возможность установки СПД-100, мощность которого составляет 1350 Вт, см. [3].
Из множества Dj-x ЭРД, установленных на КА, выбираем только те, которые задействованы для проведения динамических режимов (d'j∈Dj).
Определяем электрическую мощность, потребляемую полезной нагрузкой на каждом из
Figure 00000043
КА при проведении динамических режимов на
Figure 00000044
интервалах,
Figure 00000045
где
Figure 00000046
- число единиц полезной нагрузки, включенных на борту каждого
Figure 00000047
КА при проведении
Figure 00000048
динамических режимов
Figure 00000049
По ходу выполнения программы полета происходят периодические подключения-отключения полезной нагрузки на борту каждого КА. Поэтому необходимо производить постоянную оценку потребления электроэнергии на борту, особенно для участков выполнения программы полета с включенными мощными потребителями электроэнергии, в том числе и для рассматриваемого случая проведения маневров с использованием ЭРД.
Далее проверяем на сбалансированность электропотребления на борту каждого
Figure 00000047
КА при проведении маневров.
Наиболее целесообразно указанную проверку производить, принимая в расчет изменения мощности электропотребления, а не тока нагрузки, так как в этом случае учитываются и возможные допустимые изменения ("просадки") напряжения на бортовых шинах систем электроснабжения.
Проверяем выполнение условия для каждого
Figure 00000047
КА
Figure 00000050
где
Figure 00000051
- мощность электроэнергии, производимой на борту каждого
Figure 00000047
КА при проведении динамических режимов на
Figure 00000052
интервалах;
Figure 00000053
- мощность электроэнергии, потребляемой служебными системами каждого
Figure 00000047
космического аппарата при проведении динамических режимов на
Figure 00000052
интервалах.
Значения
Figure 00000051
-определяются, например, мощностью электроэнергии, получаемой с помощью СБ.
Значения мощности электропотребления
Figure 00000053
определяются по известному составу служебных систем и состоят из суммы мощностей включенных приборов, узлов и агрегатов систем, включенных на
Figure 00000054
интервалах.
Указанная проверка производится по пиковым токовым нагрузкам (например, на чертеже по току нагрузки 107 А) для интервалов проведения динамических режимов.
Выполнение условия (1) для каждого
Figure 00000047
спутника означает, что суммарное электропотребление его бортовых систем, ЭРД и полезной нагрузки меньше производимой энергии. Это гарантирует проведение указанных динамических режимов. Поэтому осуществляем одновременное проведение
Figure 00000054
динамических режимов на
Figure 00000055
КА.
Если на каком-либо КА условие (1) не выполняется, целесообразно перенести динамический режим на указанном аппарате на другой интервал. Это позволяет не переключать бортовые потребители полезной нагрузки, связанные с наземными комплексами. И, тем самым, нет необходимости производить определенную перенастройку космического комплекса в целом.
В рамках баллистического плана (см. таблицу) рассматриваем указанную возможность, учитывая при этом то, что как потребление, так и приход электроэнергии могут изменяться. Однако не все динамические режимы в таких случаях имеют право на перенос.
Например, существуют более жесткие ограничения на проведение трансверсальных маневров геостационарных спутников и в меньшей степени - боковых маневров.
Так для 1-го КА запланированный трансверсальный маневр на 1-м витке переносить нельзя из-за возможных последующих "баллистических потерь". В то же время для 3-го КА запланированных интервалов для проведения боковых маневров в 2 раза больше необходимых для набора требуемой величины характеристической скорости на 10-суточном (витковом) интервале полета. Поэтому в случае невыполнения условия (1) для 3-го КА можно боковой маневр перенести, например, на последующие сутки, для которых k'3=2, 3, ... и т.д.
При этом оптимизационную задачу по переносу маневра можно решать, исходя как из текущих суток, так и всего 10-суточного интервала для выполнения программы полета.
Таким образом, проверяем для КАЗ дополнительно возможные интервалы на 2, 3, 4 и 6-х сутках полета для проведения маневра. И, если условие (1) для какого-либо из указанных суточных интервалов выполняется, проводим на этом интервале динамический режим.
Если условие не выполняется для всех k'3-x указанных интервалов, очевидно, что маневр на КА3 необходимо проводить на 1-м витке. В таком случае необходимо уменьшить на нем бортовое электропотребление. При фиксированном числе включенных служебных систем и выбранных для маневра ЭРД указанное уменьшение можно выполнить за счет отключения части бортовых потребителей полезной нагрузки.
Отключить часть указанной нагрузки без переключения на другие КА значит ограничить работу космического комплекса в целом. Чтобы этого не случилось, производим поиск
Figure 00000056
КА-дублеров в подгруппе
Figure 00000057
Figure 00000058
которые по своим энергетическим возможностям могли бы взять часть бортовой токовой нагрузки на себя на том же интервале проведения динамического режима, что и
Figure 00000059
КА.
На 1-м витке, допустим, таким КА может быть КА1, при этом
Figure 00000060
Тогда для него должно выполняться условие
Figure 00000061
где
Figure 00000062
- мощность электроэнергии, производимой на борту каждого
Figure 00000063
КА-дублера на
Figure 00000064
интервале проведения динамического режима;
Figure 00000065
- мощность электроэнергии, потребляемой ЭРД каждого
Figure 00000066
КА-дублера на
Figure 00000064
интервале проведения динамического режима;
Figure 00000067
- мощность электроэнергии, потребляемой ЭРД каждого
Figure 00000066
КА-дублера на
Figure 00000064
интервале проведения динамического режима;
Figure 00000068
- мощность электроэнергии, потребляемой служебными системами каждого
Figure 00000066
КА-дублера при проведении динамических режимов на
Figure 00000064
интервале проведения динамического режима.
Выполнение условия (1)' характеризует электропотребление тем, что запасов электроэнергии в процессе проведения маневра 1-м КА достаточно для выполнения собственной программы полета и для того, чтобы подключить дополнительно, как минимум, один i-й потребитель мощностью Ni с
Figure 00000069
КА (например, с КА3 на КА1). При этом по функциональному назначению полезной нагрузки КА1 и КА3 равноправны.
Далее, методом последовательных итераций проверяем выполнение условия (1) при переключении с КА3 на КА1 одной единицы полезной нагрузки и выполнении при этом условия (1)', другой единицы и т.д. до выполнения условия (1) или невыполнения условия (1)'.
При выполнении условий (1) и (1)' в процессе указанной проверки одновременно для установленного числа переключенных i-x единиц потребителей полезной нагрузки производим последовательные подключения указанных потребителей с
Figure 00000070
КА (с 3-го КА в рассмотренном примере) на
Figure 00000071
КА (на 1-й КА в рассмотренном примере).
Таким образом обеспечиваем требуемое электропотребление в подгруппе
Figure 00000057
КА при проведении ими маневров на
Figure 00000072
пересекающихся интервалах.
А если для
Figure 00000057
КА после указанных переключений условие (1) выполнить не удалось, определяют число i-x потребителей, оставшихся на их борту после переключения части потребителей полезной нагрузки на
Figure 00000073
КА до выполнения условия (1)'.
Далее осуществляем для них определение
Figure 00000074
КА-дублеров, входящих в орбитальную группировку
Figure 00000075
равнозначных по функциональному назначению установленной полезной нагрузки, для которых на
Figure 00000072
интервалах динамические режимы не проводятся.
В рассматриваемом примере к
Figure 00000076
можно отнести КА2, для которого на первом витке определен запретный интервал для проведения маневров.
Объединяем
Figure 00000077
и
Figure 00000078
КА в единую подгруппу КА-дублеров
Figure 00000079
Далее проверяем для каждого из
Figure 00000080
КА-дублеров выполнение условий обеспечения электропотребления при переключении на них бортовых потребителей полезной нагрузки с
Figure 00000081
КА.
Figure 00000082
где
Figure 00000083
- мощность электроэнергии, производимой на борту каждого
Figure 00000084
КА-дублера на
Figure 00000085
интервале проведения динамического режима;
Figure 00000086
- мощность электроэнергии, потребляемой переключенной частью потребителей полезной нагрузки с
Figure 00000087
КА на
Figure 00000088
КА-дублер на
Figure 00000085
интервале проведения динамического режима;
Figure 00000089
- мощность электроэнергии, потребляемой потребителями полезной нагрузки
Figure 00000090
КА-дублера на
Figure 00000085
интервале проведения динамического режима;
Figure 00000091
- мощность электроэнергии, потребляемой служебными системами каждого
Figure 00000090
КА-дублера, включая ЭРД, при проведении динамических режимов на
Figure 00000085
интервале.
Далее, к тем
Figure 00000092
КА-дублерам, для которых условия (2) выполняются, производим последовательные подключения тех i-x оставшихся потребителей полезной нагрузки с
Figure 00000093
КА, которые обеспечены необходимыми запасами электроэнергии
Figure 00000094
КА-дублеров.
Указанные переключения осуществляем до выполнения условий (1) на
Figure 00000093
КА.
Как видно, например, из графиков на чертеже,
Figure 00000095
КА-дублеры, при выключенных СПД, обладают запасами энергии, позволяющими обеспечить дополнительное энергопотребление значительной части ретрансляторов (до 6 единиц). После переключения бортовой нагрузки с
Figure 00000093
КА на
Figure 00000096
КА-дублеры при выполнении условий (1) осуществляем проведение динамических режимов на
Figure 00000093
КА.
В случае выбора всех возможностей орбитальной группировки КА по электропотреблению часть бортовых потребителей на
Figure 00000093
КА отключаем до выполнения условия (1) и осуществляем проведение динамических режимов на
Figure 00000093
КА. На последнем этапе определения КА-дублеров для
Figure 00000093
КА может происходить насыщение по электропотреблению
Figure 00000097
КА при одновременном предельном выполнении для каждого из них условий (2) и при этом невыполнение условий (1) для
Figure 00000093
КА.
Только в этих случаях, исчерпав до этого все возможности обеспечения электропотребления группировки КА в целом в других рассмотренных вариантах, производим указанные отключения части бортовых потребителей полезной нагрузки.
Последующие управления электропотреблением орбитальной группировки КА производим вышеуказанным образом для КА с более поздним временем проведения динамических режимов.
Например, на втором витке (см. таблицу) запланировано проведение боковых маневров для КА1, КА2 и КА3. При этом одновременное проведение возможно для КА1 и КА3, а точка прицеливания для бокового маневра КА2 сдвинута по времени на ~ 12 часов.
После проверки условия (1) на каждом из КА может использоваться "баллистический резерв" на последующих витках программы полета, т.е. существуют интервалы
Figure 00000098
Figure 00000099
где для
Figure 00000100
K1=3, 4, 6, 7, 8;
Figure 00000101
К2=3, 4, 6-10, для проведения динамических режимов.
КА1 и КА2 могут быть по отношению друг к другу дублерами, то есть они составляют подгруппу
Figure 00000102
КА, равнозначных по функциональному назначению установленной полезной нагрузки.
КА3 по отношению к КА1 и КА2 является дублером, который можно отнести в подгруппу
Figure 00000103
КА.
Далее, следуя вышеизложенному способу, производим управление электропотреблением орбитальной группировки КА с ЭРД вплоть до завершения программы полета.
В случае наличия других динамических режимов (например, разгрузки СГ от накопленного кинетического момента) они точно так же рассматриваются в баллистическом плане и далее при управлении электропотреблением группировки КА.
Наиболее широкое использование СПД как разновидность ЭРД нашли на геостационарных спутниках связи (см. [3]), где в качестве полезной нагрузки используются космические ретрансляторы. Поэтому при описании заявки использовался указанный типичный случай i-й полезной нагрузки. Однако на КА с ЭРД могут устанавливаться и другие виды полезной нагрузки, например различное оборудование для исследования природных ресурсов Земли, навигационное оборудование и т.д. При этом вид устанавливаемой полезной нагрузки на действия способа не влияет.
Экономический эффект от применения предлагаемого способа заключается в энергообеспечении дополнительного числа работающего оборудования полезной нагрузки в составе фиксированной орбитальной группировки КА.
Если взять для расчета электрическую мощность, потребляемую одним бортовым ретранслятором спутниковой связи ~ 110 Вт, то за счет использования электроэнергии, предназначенной для СПД-70, можно обеспечить дополнительно работу ~ 6 бортовых ретрансляторов.
Такого вида расчеты позволяют при проектировании спутников связи устанавливать на их борт гораздо большее число ретрансляторов (на спутники серии "Ямал" примерно в 1,6 раза).
При этом расчеты производятся с учетом "отсутствия включения ЭРД на борту" и использования всех энергетических возможностей каждого спутника для работы полезной нагрузки и служебных систем.
Далее, в процессе полета КА за счет энергетических возможностей орбитальной группировки воспроизводится для наземных потребителей непрерывность работы спутниковой связи при взаимных переключениях части ретрансляторов на маневрах отдельных спутников.
При этом, чем больше спутников в группировке, тем большую часть непрерывности в работе ретрансляторов можно воспроизвести. Связано это с тем, что ~ 85% полетного времени на каждом спутнике с токовой нагрузкой системы электроснабжения до 50% интегрируется в неизрасходованные запасы электроэнергии орбитальной группировки. В свою очередь, это позволяет в решении задачи оптимизации (комбинаторного типа) при построении программы полета рассматривать большее число вариантов для поиска целевого экстремума - максимальной продолжительности непрерывной работы общего числа I-х потребителей орбитальной группировки КА.
Литература
1. Система спутников на эллиптических орбитах, эмулирующая характеристики системы спутников на геостационарной орбите. Патент RU 2223205.
2. Спутниковые системы связи и вещания. 1999/2000, часть II. - М.: Радиотехника, 2000.
3. К.И. Козубский, В.М. Мурашко и др. СПД работают в космосе. Физика плазмы, 2003, том 23, №3, с.277-292.
4. А.В. Соколов, Ю.П. Улыбышев. Многовитковые маневры с малой тягой в окрестности геостационарной орбиты. Изв. Академии наук. Теория и системы управления, 1999, №2, с.95-100.
5. Баллистико-навигационное обеспечение управления полетом КА «Ямал-200». Инструкция по подготовке исходных данных для управления в полете. РКК «Энергия» - ОАО «Газком», 2003.
Figure 00000104

Claims (1)

  1. Способ управления электропотреблением орбитальной группировки космических аппаратов с электрореактивными двигателями (ЭРД), включающий определение мощности электропотребления каждым из i-х бортовых потребителей полезной нагрузки (Ni), где i=1, 2, 3,..., I - общее число потребителей, установленных на j-x космических аппаратах, где j=1, 2, 3,..., - общее число космических аппаратов, входящих в орбитальную космическую группировку, определение kj-x интервалов для проведения динамических режимов с использованием ЭРД для каждого j-го космического аппарата, где kj=(1, 2, 3,...K)j, определение мощности электропотребления Ndj каждым из dj-x ЭРД, где dj=(1, 2, 3,..., D)j - число указанных двигателей, установленных на каждом j-м космическом аппарате, отличающийся тем, что до начала одновременного проведения
    Figure 00000105
    -ми космическими аппаратами, где
    Figure 00000106
    Figure 00000107
    -x динамических режимов, принадлежащих Kj, определяют электрическую мощность, потребляемую ЭРД на каждом
    Figure 00000108
    -м космическом аппарате
    Figure 00000109
    ,
    где
    Figure 00000110
    - число ЭРД, принадлежащих Dj, участвующих в проведении
    Figure 00000107
    -го динамического режима на каждом j-м космическом аппарате, определяют электрическую мощность, потребляемую полезной нагрузкой на каждом из
    Figure 00000108
    -x космических аппаратов при проведении динамических режимов на
    Figure 00000107
    -х интервалах
    Figure 00000111
    ,
    где
    Figure 00000112
    - число единиц полезной нагрузки, принадлежащих I-м бортовым потребителям полезной нагрузки, включенных на борту каждого
    Figure 00000108
    -го космического аппарата при проведении
    Figure 00000107
    -x динамических режимов, проверяют выполнение условий
    Figure 00000113
    где
    Figure 00000114
    - мощность электроэнергии, производимой на борту каждого
    Figure 00000108
    -го космического аппарата при проведении динамических режимов на
    Figure 00000107
    -x интервалах;
    Figure 00000115
    -мощность электроэнергии, потребляемой служебными системами каждого
    Figure 00000108
    -го космического аппарата при проведении динамических режимов на
    Figure 00000107
    -x интервалах, и, если условия (1) выполняются, то осуществляют проведение
    Figure 00000116
    -x динамических режимов, а если для какого-либо
    Figure 00000108
    -го космического аппарата условие (1) не выполняется, определяют для него
    Figure 00000116
    -й интервал, принадлежащий
    Figure 00000117
    -м интервалам времени, для которого условие (1) выполняется, и осуществляют выполнение динамического режима на указанном интервале, а если условие (1) не выполняется для всех интервалов времени
    Figure 00000117
    , то производят определение входящих в орбитальную группировку
    Figure 00000108
    -x космических аппаратов-дублеров, равнозначных
    Figure 00000108
    -м космическим аппаратам по функциональному назначению установленной на них полезной нагрузки, проверяют для каждого из
    Figure 00000118
    -x космических аппаратов-дублеров выполнение условий обеспечения электропотребления при подключении к ним бортовых потребителей полезной нагрузки, равнозначных потребителям
    Figure 00000108
    -х космических аппаратов
    Figure 00000119
    где
    Figure 00000120
    - мощность электроэнергии, производимой на борту каждого
    Figure 00000121
    -го космического аппарата-дублера на
    Figure 00000107
    -м интервале проведения динамического режима;
    Figure 00000122
    -мощность электроэнергии, потребляемой переключенной частью потребителей полезной нагрузки с
    Figure 00000123
    -го KA на
    Figure 00000124
    -м космический аппарат-дублер на
    Figure 00000107
    -м интервале проведения динамического режима;
    Figure 00000122
    -мощность электроэнергии, потребляемой полезной нагрузкой
    Figure 00000124
    -го космического аппарата-дублера на
    Figure 00000107
    -м интервале проведения динамического режима;
    Figure 00000125
    -мощность электроэнергии, потребляемой служебными системами каждого
    Figure 00000124
    -го космического аппарата-дублера при проведении динамических режимов на
    Figure 00000107
    -м интервале проведения динамического режима, и к тем
    Figure 00000124
    -м космическим аппаратам-дублерам, для которых условия (2) выполняются, производят последовательные подключения тех потребителей полезной нагрузки, равнозначных потребителям
    Figure 00000123
    -x космических аппаратов, которые обеспечены необходимыми запасами электроэнергии
    Figure 00000124
    -x космических аппаратов-дублеров, до выполнения условий (1) на
    Figure 00000123
    -x космических аппаратах, при этом осуществляют проведение динамических режимов
    Figure 00000123
    -ми космическими аппаратами на
    Figure 00000107
    -х интервалах, а при предельном выполнении условий (2) и одновременном не выполнении условий (1) производят последовательное отключение от необеспеченных электроэнергией
    Figure 00000124
    -x космических аппаратов-дублеров бортовых потребителей полезной нагрузки, равнозначных i-м потребителям, установленным на
    Figure 00000123
    -x космических аппаратах, до выполнения условия (1), при этом осуществляют проведение динамических режимов на указанных временных интервалах для
    Figure 00000123
    -х космических аппаратов, далее управление электропотреблением орбитальной группировки производят последовательно вышеуказанным образом для космических аппаратов с более поздним началом времени проведения динамических режимов, используя
    Figure 00000123
    -e космические аппараты в качестве дублеров при проведении последующих динамических режимов другими космическими аппаратами.
RU2005131237/11A 2005-10-11 2005-10-11 Способ управления электропотреблением орбитальной группировки космических аппаратов с электрореактивными двигателями RU2304070C2 (ru)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2005131237/11A RU2304070C2 (ru) 2005-10-11 2005-10-11 Способ управления электропотреблением орбитальной группировки космических аппаратов с электрореактивными двигателями

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2005131237/11A RU2304070C2 (ru) 2005-10-11 2005-10-11 Способ управления электропотреблением орбитальной группировки космических аппаратов с электрореактивными двигателями

Publications (2)

Publication Number Publication Date
RU2005131237A RU2005131237A (ru) 2007-04-20
RU2304070C2 true RU2304070C2 (ru) 2007-08-10

Family

ID=38036539

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2005131237/11A RU2304070C2 (ru) 2005-10-11 2005-10-11 Способ управления электропотреблением орбитальной группировки космических аппаратов с электрореактивными двигателями

Country Status (1)

Country Link
RU (1) RU2304070C2 (ru)

Cited By (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN103116325A (zh) * 2012-12-19 2013-05-22 哈尔滨工业大学 一种集群飞行模块航天器系统及其控制方法
RU2524696C2 (ru) * 2012-07-06 2014-08-10 Открытое акционерное общество "Информационные спутниковые системы" имени академика М.Ф. Решётнева" Способ управления автономной системой электроснабжения геостационарного космического аппарата

Non-Patent Citations (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
СОКОЛОВ А.В., УЛЫБЫШЕВ Ю.П. Многовитковые маневры с малой тягой в окрестности геостационарной орбиты. Известия Академии наук. Теория и системы управления, 1999, №2, с.95-100. *

Cited By (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2524696C2 (ru) * 2012-07-06 2014-08-10 Открытое акционерное общество "Информационные спутниковые системы" имени академика М.Ф. Решётнева" Способ управления автономной системой электроснабжения геостационарного космического аппарата
CN103116325A (zh) * 2012-12-19 2013-05-22 哈尔滨工业大学 一种集群飞行模块航天器系统及其控制方法
CN103116325B (zh) * 2012-12-19 2014-12-10 哈尔滨工业大学 一种集群飞行模块航天器系统及其控制方法

Also Published As

Publication number Publication date
RU2005131237A (ru) 2007-04-20

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CN108923838B (zh) 共轨主从分布式geo通信卫星系统
US10654592B2 (en) Integration of fuel cell with cryogenic source for cooling and reactant
Strange et al. Solar electric propulsion gravity-assist tours for Jupiter missions
Frischauf et al. The hydrogen value chain: applying the automotive role model of the hydrogen economy in the aerospace sector to increase performance and reduce costs
RU2304070C2 (ru) Способ управления электропотреблением орбитальной группировки космических аппаратов с электрореактивными двигателями
Rathsman et al. SMART-1: Development and lessons learnt
US12024316B1 (en) System and method improving satellite capability through power sharing
Molette et al. Technical and economical comparison between a modular geostationary space platform and a cluster of satellites
Johnson et al. Maxar’s All-EP Spacecraft
Milligan et al. SMART-1 electric propulsion: an operational perspective
Misuri et al. HT100 In-Orbit Validation: uHETSat Mission
Lubberstedt et al. Solely EP based Orbit Control System on Small GEO Satellite
Fraise et al. SkyBridge LEO satellites: optimized for broadband communications in the 21/sup st/century
Fearn The UK-10 Ion Propulsion System-A Technology for Improving the Cost-Effectiveness of Communications Spacecraft
Jacobs et al. High Power (200kW) Solar Electric Propulsion Upper Stage for In-Space Transport
Arkhangelsky et al. The KM-10 Hall-effect thruster: development status and application prospects
Poussin et al. Eurostar E3000 three-year flight experience and perspective
Keigler RCA Satcom: An example of weight optimized satellite design for maximum communications capacity
Minovitch Solar powered, self-refueling, microwave propelled interorbital transportation system
Montgomery IV Power beamed photon sails: new capabilities resulting from recent maturation of key solar sail and high power laser technologies
McKinnon A2100, satellite of the future, here today
Roux et al. Alphabus: The European Platform for Large Communications Satellites
Schreib Utility of xenon ion stationkeeping
Tong et al. Mission Architecture for the Green Propulsion Dual Mode Mission
Schneider et al. The European Platform LUXOR for Small Communication Satellites

Legal Events

Date Code Title Description
MM4A The patent is invalid due to non-payment of fees

Effective date: 20111012