RU2322374C2 - Method of control of spacecraft solar battery position and system for realization of this method - Google Patents
Method of control of spacecraft solar battery position and system for realization of this method Download PDFInfo
- Publication number
- RU2322374C2 RU2322374C2 RU2005136071/11A RU2005136071A RU2322374C2 RU 2322374 C2 RU2322374 C2 RU 2322374C2 RU 2005136071/11 A RU2005136071/11 A RU 2005136071/11A RU 2005136071 A RU2005136071 A RU 2005136071A RU 2322374 C2 RU2322374 C2 RU 2322374C2
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- solar
- spacecraft
- unit
- sun
- output
- Prior art date
Links
Landscapes
- Photovoltaic Devices (AREA)
Abstract
Description
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).The invention relates to the field of space technology, in particular to power supply systems (SES) of spacecraft (SC), and can be used to control the position of their solar panels (SB).
Известен способ управления положением панелей СБ, принятый за аналог (см. [1], стр.190-194). 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.A known method of controlling the position of the panels SB, adopted as an analogue (see [1], pp. 190-194). The essence of the method is as follows. SB panels are oriented in such a way that the angle between the normal to their illuminated work surface and the direction to the Sun is the minimum value, which ensures the maximum energy input from the SB.
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.To ensure high efficiency of the SB, most spacecraft install a system for their automatic orientation to the sun. The composition of such a system includes solar sensors, logically converting devices and electric drives that control the position of the SB.
Недостаток указанного способа и системы управления положением СБ КА заключается в том, что в их действиях не предусмотрена защита от негативного воздействия факторов внешней среды (ФВС) на рабочие поверхности панелей СБ, как, например, защита от газов, выходящих из работающих реактивных двигателей (РД) КА (см. [2], стр.311-312; [3], стр.2-27), и потоков протонов и электронов высоких энергий космических лучей солнечного электромагнитного излучения (ЭМИ) в периоды высокой активности Солнца (см. [2], стр.323; [7], стр.31, 33).The disadvantage of this method and control system for the position of the SC SB is that their actions do not provide protection against the negative impact of environmental factors (PF) on the working surfaces of the SB panels, such as protection against gases coming out of working jet engines (RD) ) Spacecraft (see [2], pp. 311-312; [3], pp. 2-27), and fluxes of protons and high-energy electrons of cosmic rays of solar electromagnetic radiation (EMP) during periods of high solar activity (see [ 2], p. 323; [7], p. 31, 33).
Наиболее близким из аналогов, принятым за прототип, является способ управления положением СБ КА, описанный в [12]. Суть способа заключается в нижеследующем.The closest of the analogues adopted for the prototype is a method of controlling the position of the SC SC, described in [12]. The essence of the method is as follows.
Осуществляют разворот панелей СБ в рабочее положение, обеспечивающее снабжение КА электроэнергией, соответствующее совмещению нормали к ее 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 до момента времени начала воздействия указанных факторов и возвращение панелей СБ в рабочее положение после окончания указанного воздействия. Для этого измеряют плотность текущего потока солнечного электромагнитного излучения и по измеренным значениям определяют момент времени начала солнечной активности, определяют момент времени достижения частицами высоких энергий поверхности КА. В указанный момент времени измеряют плотность потоков частиц высоких энергий - протонов и электронов - и производят сравнение измеренных значений с пороговыми значениями. В случае превышения измеренными значениями пороговых значений потоков протонов и электронов производят разворот панелей СБ на угол между нормалью к их освещенной рабочей поверхности и направлением на Солнце αs_min, соответствующий минимальной площади воздействия потоков частиц высоких энергий на поверхности СБ, определяемый соотношением:They turn the SB panels into a working position, providing the spacecraft with electric power, corresponding to combining the normal to its illuminated working surface with the plane formed by the axis of rotation of the SB panels and the direction to the Sun. Next, determine the time point of the beginning of the negative impact of the PF on the working surface of the SB and turn the SB panels to the time of the beginning of the impact of these factors and return the SB panels to their working position after the end of the specified exposure. To do this, measure the density of the current flux of solar electromagnetic radiation and from the measured values determine the time moment of the onset of solar activity, determine the time when the particles reach the high energies of the spacecraft's surface. At a specified point in time, the flux density of high-energy particles — protons and electrons — is measured and the measured values are compared with threshold values. If the measured values of the threshold values of the fluxes of protons and electrons exceed, the SB panels are rotated by an angle between the normal to their illuminated working surface and the direction α s _ min to the Sun, corresponding to the minimum area of the impact of high-energy particle fluxes on the SB surface, determined by the ratio:
αs_min=arccos(IH/Im),α s _ min = arccos (I H / I m ),
где Iн - ток нагрузки от потребителей КА;where I n - load current from spacecraft consumers;
Im - максимальный ток, вырабатываемый при ориентации освещенной рабочей поверхности панелей СБ перпендикулярно солнечным лучам,I m is the maximum current generated when the illuminated working surface of the SB panels is oriented perpendicular to the sun's rays,
при этом за момент времени начала разворота панелей СБ принимают момент времени превышения измеренными значениями верхнего порогового значения плотности потоков указанных частиц высоких энергий, а за момент времени начала возвращения панелей СБ в рабочее положение принимают момент времени, при котором плотность потоков частиц высоких энергий становится ниже верхнего порогового значения.at the same time, the time of the beginning of the turn of the SB panels is taken to be the time when the measured values exceed the upper threshold flux density of these high-energy particles, and the time of the start of the return of the SB panels to the working position is taken to be the time at which the density of high-energy particle flows becomes lower threshold value.
СБ в системе СЭС МКС являются основными источниками электроэнергии и обеспечивают работу ее бортовых потребителей, включая подзаряд аккумуляторных батарей (АБ), являющихся вторичными источниками электроэнергии на борту МКС (см. [4]). Поворотом СБ уменьшается площадь поражения рабочих поверхностей СБ потоком ФВС. Полностью развернуть панели СБ вдоль поражающего потока ФВС не предоставляется возможным, т.к. необходимо обеспечивать КА и его аккумуляторные батареи вырабатываемой СБ электроэнергией - исходя из этого площадь поражения панелей СБ потоком частиц высоких энергий уменьшается до минимальной путем разворота СБ на угол αs _ min, необходимый и достаточный для обеспечения бортовых потребителей энергией.SB in the ISS SES system are the main sources of electricity and ensure the operation of its onboard consumers, including recharging batteries (AB), which are secondary sources of electricity onboard the ISS (see [4]). By turning the SB decreases the area of damage to the working surfaces of the SB flow of the FVS. It is not possible to fully deploy the SB panels along the damaging flow of the FVC, because it is necessary to provide the spacecraft and its batteries with electric power generated by the SB - based on this, the area affected by the SB panels by the flow of high-energy particles is reduced to the minimum by turning the SB through the angle α s _ min , which is necessary and sufficient to provide on-board consumers with energy.
Исходя из необходимой достаточности, для работы бортовых систем КА нагрузка от потребителей Iн не должна превышать текущий ток I. Поскольку текущий ток I от СБ определятся выражением (см. [9], стр.109);Based on the necessary sufficiency, for the operation of the spacecraft onboard systems, the load from consumers I n must not exceed the current current I. Since the current current I from the SB is determined by the expression (see [9], p. 109);
где Im - максимальный ток, вырабатываемый при ориентации освещенной рабочей поверхности панелей солнечных батарей перпендикулярно солнечным лучам;where I m is the maximum current generated when the illuminated working surface of the solar panels is oriented perpendicular to the sun's rays;
α - текущий угол между нормалью к рабочей поверхности СБ и направлением на Солнце,α is the current angle between the normal to the working surface of the SB and the direction to the Sun,
то текущий угол α не должен превышать величину αs_min, рассчитываемую по формуле:then the current angle α should not exceed the value of α s _ min , calculated by the formula:
Система управления положением СБ для реализации данного способа, принятого за прототип, описана в [12] и содержит СБ, на жесткой подложке корпуса которой расположены четыре фотоэлектрических батареи (БФ1, БФ2, БФ3, БФ4), устройство поворота СБ (УПСБ); усилительно-преобразующее устройство (УПУ); блок управления ориентацией СБ по направлению на Солнце (БУОСБС); блок разворота СБ в заданное положение (БРСБЗП); два регулятора тока (PT1, РТ2), 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); блок измерения плотности текущего потока солнечного ЭМИ (БИПЭМИ); блок определения солнечной активности (БОСА); блок определения момента времени воздействия частиц на КА (БОМВВЧ); блок измерения плотности потоков частиц высоких энергий (БИППЧВЭ); блок определения момента времени начала управления СБ по токам нагрузки (БОМВУСБТНЗ); блок управления СБ по токам нагрузки (БУСБТНЗ). При этом СБ через свой первый выход, объединяющий выходы БФ1 и БФ4, соединена с первым входом УПСБ и через второй выход, объединяющий выходы БФ2 и БФ3, соединена со вторым входом УПСБ. Выходы БУОСБС и БРСБЗП соединены соответственно с первым и вторым входами УПУ, выход которого в свою очередь соединен с третьим входом УПСБ. Первый и второй выходы УПСБ соединены соответственно с входами РТ1 и РТ2, а выходы PT1 и РТ2 соединены с ШЭ. БАБ своим входом через ЗРУ АБ соединен с ШЭ. При этом ЗРУ АБ подключено своим первым входом к указанной шине, а ко второму входу ЗРУ АБ подключен выход ДТП, 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. Вторые и третьи выходы БУСЭС подключены соответственно к первым входам БУОСБС и БРСБЗП. Третий выход УПСБ соединен со вторыми входами БУОСБС и БРСБЗП. Выход БИПЭМИ соединен с входом БОСА, первый выход которого в свою очередь соединен с входом БОМВВЧ. Выходы БОМВВЧ и БИППЧВЭ соединены с соответственно первым и вторым входами блока БОМВУСБТНЗ, а вход БИППЧВЭ соединен со вторым выходом БОСА. Выход БОМВУСБТНЗ соединен с входом БУСЭС. БУСЭС своим четвертым выходом соединен с первым входом БУСБТНЗ, а ко второму входу БУСБТНЗ подключен второй выход ДТН. Выход БУСБТНЗ подключен к третьему входу УПУ. Кроме этого, третий выход УПСБ соединен с третьим входом БУСБТНЗ.The SB position control system for implementing this method, adopted as a prototype, is described in [12] and contains a SB, on the rigid substrate of which four photovoltaic batteries are located (BF 1 , BF 2 , BF 3 , BF 4 ), a SB rotation device (UPSB ); amplifier-converting device (UPU); control unit for the orientation of the SB in the direction to the Sun (BSOSBS); SB turn block in a predetermined position (BRBSPZ); two current regulators (PT 1 , PT 2 ), block AB (BAB); charger for AB (ZRU AB); unit for forming teams for the charge of AB (BFKZ AB); load current sensor (DTN); power supply system control unit (BUSES); power supply bus (ШЭ); a unit for measuring the density of the current flow of solar EMP (BIPEMI); unit for determining solar activity (BOS); a unit for determining the time moment of the particle impact on the spacecraft (BOMVHF); unit for measuring the density of fluxes of particles of high energy (BIPPCHVE); a unit for determining the timing of the start of the SB control by load currents (BOMVUSBTNZ); SB control unit for load currents (BUSBTNZ). In this case, the SB through its first output, combining the outputs of BF 1 and BF 4 , is connected to the first input of UPSB and through the second output, combining the outputs of BF 2 and BF 3 , is connected to the second input of UPSB. The outputs of the БУОСБС and БРСБЗП are connected respectively to the first and second inputs of the UPU, the output of which, in turn, is connected to the third input of the UPSB. The first and second outputs of UPSB are connected respectively to the inputs of PT 1 and PT 2 , and the outputs of PT 1 and PT 2 are connected to the ST. BAB with its entrance through the ZRU AB is connected to the SE. At the same time, the switchgear switchgear is connected with its first input to the specified bus, and the accident output is connected to the second switchgear switchgear input, the input of which is in turn connected to the control panel. BAB with its output is connected to the first input of the BFKZ AB, and the first output of the BUSES is connected to the second input of the indicated block. The output of the BFKZ AB is connected to the third input of the ZRU AB. The second and third outputs of the BUSES are connected respectively to the first inputs of the BUSSBS and BRBSP. The third output of the UPSB is connected to the second inputs of the BUOSBS and BRBSBZP. The BIPEMI output is connected to the BOS input, the first output of which, in turn, is connected to the BOMHF input. The outputs of the BOMVCH and BIPCHVE are connected to the first and second inputs of the BOMVUSBTNZ block, respectively, and the input of the BIPCHCH is connected to the second output of the BFBCH. The output of the BOMVUSBTNZ is connected to the input of the BUSES. The BUSES with its fourth output is connected to the first input of the BUSTNZ, and the second output of the DTN is connected to the second input of the BUSBTNZ. The output of the BUSBTNZ is connected to the third input of the UPU. In addition, the third output of the UPSB is connected to the third input of the BUSBTNZ.
В режиме электроснабжения КА система работает следующим образом.In the power supply mode of the spacecraft, the system operates as follows.
УПСБ служит для транзитной передачи электроэнергии от СБ до PT1 и РТ2. Стабилизация напряжения на шине электропитания СЭС осуществляется одним из РТ. В то же время другой РТ находится в состоянии с замкнутыми силовыми транзисторами. Генераторы СБ работают в этом случае в режиме короткого замыкания. Когда мощность нагрузки становится больше мощности подключения генераторов СБ, в режим стабилизации напряжения переходит другой РТ и энергия незадействовавшихся генераторов поступает на шину питания СЭС. В отдельные периоды, когда мощность нагрузки может превышать мощность СБ, ЗРУ АБ, за счет разряда блока АБ, компенсирует дефицит электроэнергии на борту КА. Для указанных целей в ЗРУ АБ служит регулятор разряда АБ.UPSB serves for the transit of electricity from SB to PT 1 and RT 2 . Voltage stabilization on the power supply bus of the SES is carried out by one of the RTs. At the same time, another RT is in a state with closed power transistors. SB generators work in this case in a short circuit mode. When the load power becomes greater than the power of connecting the SB generators, another RT switches to voltage stabilization mode and the energy of the idle generators goes to the power supply bus of the SES. In certain periods, when the load power can exceed the power of the SB, ZRU AB, due to the discharge of the AB block, it compensates for the shortage of electricity on board the spacecraft. For these purposes, the AB discharge regulator serves as an AB discharge regulator.
Кроме указанного регулятора ЗРУ АБ содержит и регулятор заряда АБ. Регулятор заряда осуществляет ограничение зарядного тока БАБ на уровне (Iнз±1)А, где Iнз - номинальный ток заряда, при избытке мощности БФ и стабилизацию напряжения на шине СЭС за счет регулирования зарядного тока БАБ при мощности БФ, недостаточной для обеспечения питания АБ током заряда (Iнз±1)А. Для проведения указанных зарядно-разрядных циклов в ЗРУ АБ используется информация от ДТП. При этом ДТП подключен в СЭС таким образом, что измеряет ток нагрузки не только от бортовых потребителей, но и учитывает ток заряда АБ. Заряд БАБ осуществляет ЗРУ АБ через БФКЗ АБ.In addition to the specified regulator ZRU AB also contains a charge regulator AB. The charge regulator restricts the BAB charge current at the level of (I nc ± 1) A, where I nc is the nominal charge current, with excess power of the BF and voltage stabilization on the SES bus by regulating the charge current of the BAB with the BF power insufficient to provide battery power charge current (I nz ± 1) A. To carry out the indicated charge-discharge cycles in the indoor switchgear, the information from the accident is used. In this case, an accident is connected to the SES in such a way that it measures the load current not only from the on-board consumers, but also takes into account the battery charge current. BAB charge is carried out by ZRU AB through BFKZ AB.
Одновременно с работой в режиме электроснабжения КА, система решает задачи управления положением плоскостей панелей СБ.Simultaneously with the operation in the spacecraft power supply mode, the system solves the problem of controlling the position of the planes of the SB panels.
По команде с БУСЭС блок БУОСБС осуществляет управление ориентацией СБ на Солнце. БУОСБС может быть реализован на базе системы управления движением и навигацией (СУДН) КА (см. [6]). При этом 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 α с датчиков угла (ДУ), установленных на УПСБ. При этом значение α всегда отсчитывается от текущей нормали к рабочей поверхности СБ (т.о. при ориентации СБ на Солнце α минимален). 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.On command from the BUSES, the BUOSBS unit controls the orientation of the SB to the Sun. BUOSBS can be implemented on the basis of the spacecraft navigation and navigation system (VESS) of the spacecraft (see [6]). In this case, the input information for the SB control algorithm is: the position of the unit direction vector on the Sun relative to the coordinate axes associated with the spacecraft, determined by the algorithms of the KIND kinematic contour; the position of the SB relative to the spacecraft body, obtained in the form of the current measured values of the angle α from the angle sensors (DU) installed on UPSB. In this case, the value of α is always measured from the current normal to the working surface of the SB (i.e., when the SB is oriented to the Sun, α is minimal). The output of the control algorithm are commands for rotating the SB relative to the axis of the output shaft of the UPSB and commands for stopping rotation. Remote control UPSB give discrete signals about the position of the SB. The value of the discrete determines the accuracy of the orientation of the SB.
В штатном режиме ориентации КА, когда направление движения Солнца относительно связанных осей КА неизменно, СБ устанавливается относительно направления на Солнце с опережением по ходу движения Солнца на угол, соответствующий нескольким дискретам ДУ. Далее батарея остается в этом положении до тех пор, пока Солнце, за счет движения КА по орбите, не «переместится вперед» относительно СБ на соответствующий угол. После этого цикл вращения возобновляется.In the normal mode of orientation of the spacecraft, when the direction of the sun’s movement relative to the connected axes of the spacecraft is unchanged, the SB is set relative to the direction of the sun ahead of the sun in the direction corresponding to several discrete remote control. Further, the battery remains in this position until the Sun, due to the motion of the spacecraft in orbit, "moves forward" relative to the SB by an appropriate angle. After that, the rotation cycle resumes.
БРСБЗП управляет СБ при помощи БУСЭС по программным уставкам. Алгоритм управления СБ по программным уставкам позволяет устанавливать батарею в любое задаваемое положение. Для этого выдается первоначально сигнал в БУОСБС об установке СБ в исходное положение. Далее при помощи БУСБЗП осуществляется требуемый разворот на угол αz. При этом для контроля угла разворота в БРСБЗП используется также информация с ДУ УПСБ.BRBSZP controls SB with the help of BUSES according to program settings. The SB control algorithm according to the program settings allows you to install the battery in any given position. For this, an initial signal is issued to the BUOSBS about the installation of the SB in the initial position. Then, using the BUSBZP, the required turn through the angle α z is carried out. At the same time, information from the remote control of the UPSB is also used to control the pivot angle in the BRBSP.
УПУ играет роль интерфейса между БУОСБС, БРСБЗП, БУСБТНЗ и УПСБ.UPU plays the role of an interface between the BSECS, BRBSPZ, BUSBTNZ and UPSB.
БИПЭМИ производит постоянное измерение текущих потоков солнечного электромагнитного излучения (ЭМИ) по индексу солнечной активности F10,7 и передает их в БОСА. В БОСА путем сравнения текущих значений с заданными пороговыми определяется начало активности Солнца. По команде, приходящей с первого выхода БОСА на вход БОМВВЧ, в указанном последнем блоке производится определение момента времени возможного начала воздействия частиц высоких энергий на КА. Со второго выхода БОСА через вход БИППЧВЭ выдается команда на начало измерения плотности потока частиц высоких энергий. Информация о моменте времени возможного начала воздействия частиц на КА передается с выхода БОМВВЧ в БОМВУСБТНЗ через его первый вход. На второй вход БОМВУСБТНЗ передается измеренное значение плотности потоков частиц высоких энергий с БИППЧВЭ.BIPEMI continuously measures the current fluxes of solar electromagnetic radiation (EMP) from the solar activity index F10.7 and transmits them to BOS. In BOS, by comparing the current values with the given thresholds, the onset of the activity of the Sun is determined. According to the command coming from the first output of the biofeedback to the input of the BOMHF, the specified last block determines the time moment of the possible onset of the impact of high-energy particles on the spacecraft. From the second output of the BOSF through the BIPCHVE input, a command is issued to start measuring the flux density of high-energy particles. Information about the time instant of the possible onset of particle impact on the spacecraft is transmitted from the BOMVCH output to the BOMVUSBTNZ through its first input. At the second input of the BOMVUSBTNZ, the measured value of the density of fluxes of high-energy particles from BIPCHVE is transmitted.
В БОМВУСБТНЗ осуществляется фактическая оценка негативного воздействия ФВС путем сравнения текущего измеренного значения характеристики воздействия с пороговыми значениями, начиная с момента времени, определенного БОМВВЧ. Необходимым условием получения команды на выходе БОМВУСБТНЗ является наличие двух сигналов - с выходов БОМВВЧ и БИППЧВЭ. На выходе БОМВУСБТНЗ формируется команда «начало управления СБ по токам нагрузки», которая поступает в БУСЭС.In BOMVUSBTNZ, an actual assessment of the negative impact of the PFV is carried out by comparing the current measured value of the exposure characteristic with threshold values, starting from the point in time determined by the BOMVHF. A necessary condition for receiving a command at the output of the BOMVUSBTNZ is the presence of two signals - from the outputs of the BOMVVCH and BIPPCHVE. At the output of the BOMVUSBTNZ, the command "start of control of the power supply by load currents" is formed, which enters the BUSES.
Когда БОМВУСБТНЗ выдает команду в БУСЭС, команда, полученная с БОМВУСБТНЗ, является по приоритету более высокой, чем команды на задействование БУОСБС и БРСБЗП. Поэтому, получив указанную команду, БУСЭС отключает от управления УПСБ блоки более низкого приоритета и подключает БУСБТНЗ.When the BOMVUSBTNZ issues a command to the BUSSES, the command received from the BOMVUSBTNZ is higher in priority than the teams for engaging the BSBUS and BRBSP. Therefore, having received the indicated command, the BUSEC disables lower priority blocks from the UPSB control and connects the BUSTS.
После обнуления команды с БОМВУСБТНЗ на входе БУСЭС, последний перестраивает логику своей работы. В зависимости от выполняемой программы полета КА приоритет на управление СБ отдается одному из блоков БУОСБС или БРСБЗП.After zeroing the team with BOMVUSBTNZ at the input of the BUSES, the latter rebuilds the logic of its work. Depending on the spacecraft flight program being carried out, priority for SB control is given to one of the BUOSBS or BRSBZP blocks.
БУСБТНЗ определяет угол αs_min по выражению (2). Для расчета указанного угла используются измеренные значения Iн, получаемые с ДТН. Кроме того, с ДУ УПСБ в указанный блок поступает информация о текущем значении угла поворота СБ α. Определив значение угла αs_min алгоритм, заложенный в БУСБТНЗ, сравнивает его с текущим значением угла а, рассчитывает угол рассогласования между α и αs_min и необходимое число управляющих импульсов для задействования управляющего привода СБ. Управляющие импульсы передаются в УПУ. После преобразования и усиления указанных импульсов в УПУ, они поступают на вход УПСБ и приводят привод в движение.BUSTNZ determines the angle α s _ min by the expression (2). To calculate the specified angle, the measured values of I n obtained from DTN are used. In addition, with the remote control of the UPSB, the indicated unit receives information about the current value of the angle of rotation of the SB α. Having determined the value of the angle α s _ min, the algorithm embedded in the BUSBTNZ compares it with the current value of the angle a, calculates the angle of mismatch between α and α s _ min and the required number of control pulses to activate the SB control drive. Control pulses are transmitted to the UPA. After the conversion and amplification of these pulses into the UPA, they are fed to the input of the UPSB and drive the drive.
Способ и система для его осуществления, принятые за прототип, имеют существенный недостаток - они не обеспечивают полной защиты поверхности СБ от негативного воздействия потоков частиц высоких энергий и при этом не учитывают особенности и дополнительные возможности выполнения защитных мероприятий от данного негативного воздействия в случае, когда КА находится в теневой части орбиты.The method and system for its implementation, adopted as a prototype, has a significant drawback - they do not provide complete protection of the SB surface from the negative effects of high-energy particle flows and do not take into account the features and additional capabilities of protective measures against this negative effect in the case when the spacecraft located in the shadow of the orbit.
Задачей, стоящей перед предлагаемыми способом и системой для его осуществления, является уменьшение негативного воздействия потоков частиц высоких энергий на поверхности СБ в моменты нахождения КА на теневой части орбиты. Для этого за счет управления СБ предполагается уменьшить площадь СБ, на которую негативно воздействует поток указанных частиц.The challenge facing the proposed method and system for its implementation is to reduce the negative impact of high-energy particle fluxes on the surface of the SB at the moments when the spacecraft is on the shadow of the orbit. For this, by controlling the SB, it is supposed to reduce the area of the SB, which is negatively affected by the flow of these particles.
Технический результат достигается тем, что в способе управления положением солнечных батарей космического аппарата, включающем разворот панелей солнечных батарей в рабочее положение, обеспечивающее снабжение космического аппарата электроэнергией, соответствующее совмещению нормали к ее освещенной рабочей поверхности с плоскостью, образуемой осью вращения панелей солнечных батарей и направлением на Солнце, измерение плотности текущего потока солнечного электромагнитного излучения, определение момента времени начала солнечной активности, определение момента времени достижения частицами высоких энергий поверхности космического аппарата, измерение плотности потоков частиц высоких энергий, сравнение измеренных значений плотности потоков частиц высоких энергий с пороговыми значениями, разворот панелей солнечных батарей на угол между нормалью к их освещенной рабочей поверхности и направлением на Солнце αs min, соответствующий минимальной площади воздействия потоков частиц высоких энергий на поверхности солнечных батарей при одновременном обеспечении космического аппарата электроэнергией, определяемый соотношением:The technical result is achieved by the fact that in the method of controlling the position of the solar panels of the spacecraft, including turning the solar panels into a working position, providing the spacecraft with electric energy, corresponding to combining the normal to its illuminated working surface with the plane formed by the axis of rotation of the solar panels and the direction to The sun, measuring the density of the current flux of solar electromagnetic radiation, determining the time instant of the beginning of solar ac ivnosti, determining the time it reaches the high-energy particles spacecraft surface, the measurement of density streams of high-energy particles, a comparison of the measured values of density streams of high-energy particles with threshold values, turn the solar panels on the angle between the normal to their illuminated working surface and the direction of the Sun α s min , corresponding to the minimum area of the impact of the fluxes of high-energy particles on the surface of solar cells while providing space electric apparatus, defined by the ratio:
αs_min=arccos(IH/Im),α s _ min = arccos (I H / I m ),
где Iн - ток нагрузки от потребителей КА;where I n - load current from spacecraft consumers;
Im - максимальный ток, вырабатываемый при ориентации освещенной рабочей поверхности панелей СБ перпендикулярно солнечным лучам,I m is the maximum current generated when the illuminated working surface of the SB panels is oriented perpendicular to the sun's rays,
в момент времени превышения измеренными значениями плотности потоков частиц высоких энергий пороговых значений и возвращение панелей солнечных батарей в рабочее положение в момент времени, при котором плотность потоков частиц высоких энергий становится ниже пороговых значений, дополнительно измеряют высоту орбиты космического аппарата, измеряют угол между направлением на Солнце и плоскостью орбиты космического аппарата, определяют освещенность космического аппарата Солнцем в моменты времени освещенности космического аппарата Солнцем, в случае превышения измеряемыми значениями плотности потоков частиц высоких энергий сравниваемых с ними пороговых значений выполняют разворот панелей солнечных батарей до достижения значения угла между нормалью к их освещенной рабочей поверхности и направлением на Солнце, равного αs_min, а в моменты времени нахождения космического аппарата в тени Земли фиксируют момент начала теневого участка орбиты, по измеряемым значениям высоты орбиты космического аппарата и угла между направлением на Солнце и плоскостью орбиты космического аппарата определяют длительность теневого участка орбиты и, в случае превышения измеряемыми значениями плотности потоков частиц высоких энергий сравниваемых с ними пороговых значений, выполняют дополнительный разворот панелей солнечных батарей до достижения значения угла между нормалью к их рабочей поверхности и расчетным направлением на Солнце αs_max, соответствующего максимально возможному отвороту рабочей поверхности солнечных батарей от направления потока частиц высоких энергий, определяемого по формулеat the time point when the measured values of the flux density of high-energy particles exceed threshold values and the solar panels return to the operating position at the point in time when the flux density of high-energy particles falls below threshold values, the orbit of the spacecraft is additionally measured, the angle between the direction to the Sun is measured and the plane of the orbit of the spacecraft, determine the illumination of the spacecraft by the Sun at time instants of illumination of the spacecraft Co ntsem, in case of exceeding the measured density values of high-energy particles streams being compared with their thresholds operate reversal solar panels until the value of the angle between the normal to their illuminated working surface and the direction to the sun equal to α s _ min, and at moments of time spent Outer in the shadow of the Earth, the moment of the beginning of the shadow portion of the orbit is recorded, according to the measured values of the orbit of the spacecraft and the angle between the direction to the Sun and the plane of the orbit of the spacecraft the apparatus determines the duration of the shadow portion of the orbit and, if the measured values of the flux density of high-energy particles exceed threshold values compared with them, perform an additional turn of the solar panels until the angle between the normal to their working surface and the calculated direction to the Sun α s _ max corresponding to the maximum possible flap of the working surface of solar cells from the direction of flow of high-energy particles, determined by the formula
αs_max =min {(ω(tn+T-to)-αoαs_min)/2, 180°},α s _ max = min {(ω (t n + Tt o ) -α o α s _ min ) / 2, 180 °},
где tn - зафиксированный момент начала теневого участка орбиты;where t n - recorded at the start of the shadow portion of the orbit;
Т - определяемая длительность теневого участка орбиты;T is the determined duration of the shadow portion of the orbit;
to - момент начала дополнительного разворота;t o - the moment of the beginning of the additional turn;
αo - угол между нормалью к рабочей поверхности солнечных батарей и направлением на Солнце в момент начала дополнительного разворота,α o - the angle between the normal to the working surface of the solar panels and the direction to the Sun at the time of the start of the additional turn,
ω - максимальная угловая скорость поворота панелей солнечных батарей вокруг оси вращения,ω is the maximum angular velocity of rotation of the solar panels around the axis of rotation,
при этом за момент времени начала дополнительного разворота панелей солнечных батарей принимают наиболее ранний момент времени после входа космического аппарата в тень Земли, при котором измеренные значения плотности потоков частиц высоких энергий превышают пороговые значения, а в момент выхода космического аппарата из тени Земли завершают обратный разворот панелей солнечных батарей до достижения значения угла между нормалью к их рабочей поверхности и направлением на Солнце, равного αs_min.at the same time, the start point of the additional turn of the solar panel panels is taken to be the earliest time after the spacecraft entered the Earth’s shadow, at which the measured values of the flux density of high-energy particles exceed threshold values, and at the moment the spacecraft leaves the Earth’s shadow, the reverse panel turn is completed solar panels until the angle between the normal to their working surface and the direction to the Sun is equal to α s _ min .
Кроме того, поставленная задача решается тем, что в систему управления положением солнечных батарей космического аппарата, включающую солнечную батарею с установленными на ней четырьмя фотоэлектрическими батареями, устройство поворота солнечных батарей, усилительно-преобразующее устройство, блок управления ориентацией солнечных батарей по направлению на Солнце, блок разворота солнечных батарей в заданное положение, два регулятора тока, блок аккумуляторных батарей, зарядное устройство для аккумуляторных батарей, блок формирования команд на заряд аккумуляторных батарей, датчик тока нагрузки, блок управления системой электроснабжения, шину электроснабжения, блок измерения плотности текущего потока солнечного электромагнитного излучения, блок определения солнечной активности, блок определения момента времени воздействия частиц на космический аппарат, блок измерения плотности потоков частиц высоких энергий, блок определения момента времени начала управления солнечными батареями по токам нагрузки, блок управления солнечными батареями по токам нагрузки, при этом солнечная батарея через свой первый выход, объединяющий выходы двух фотоэлектрических батарей, соединена с первым входом устройства поворота солнечных батарей и через второй выход, объединяющий выходы двух других фотоэлектрических батарей, соединена со вторым входом устройства поворота солнечных батарей, 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 в свою очередь соединен с третьим входом устройства поворота солнечных батарей, первый и второй выходы устройства поворота солнечных батарей соединены соответственно с входами первого и второго регуляторов тока, а выходы регуляторов тока соединены с шиной электроснабжения космического аппарата, блок аккумуляторных батарей своим входом, через зарядное устройство для аккумуляторных батарей, соединен с шиной электроснабжения, при этом зарядное устройство аккумуляторных батарей подключено своим первым входом к указанной шине, а ко второму входу зарядного устройства для аккумуляторных батарей подключен датчик тока нагрузки, который подключен в свою очередь к шине электроснабжения, блок аккумуляторных батарей своим выходом подключен к первому входу блока формирования команд на заряд аккумуляторных батарей, а ко второму входу указанного блока подключен первый выход блока управления системой электроснабжения, выход блока формирования команд на заряд аккумуляторных батарей подключен к третьему входу зарядного устройства аккумуляторной батареи, второй и третий выходы блока управления системой электроснабжения подключен к первым входам блоков управления ориентацией солнечных батарей по направлению на Солнце и разворота солнечных батарей в заданное положение, третий выход устройства поворота солнечных батарей соединен со вторыми входами блоков управления ориентацией солнечных батарей по направлению на Солнце и разворота солнечных батарей в заданное положение, выход блока измерения плотности текущего потока солнечного электромагнитного излучения соединен с входом блока определения солнечной активности, первый выход которого в свою очередь соединен с входом блока определения момента времени воздействия частиц на космический аппарат, выходы блока определения момента времени воздействия частиц на космический аппарат и блока измерения плотности потоков частиц высоких энергий соединены с соответственно первым и вторым входами блока определения момента времени начала управления солнечными батареями по токам нагрузки, а вход блока измерения плотности потоков частиц высоких энергий соединен со вторым выходом блока определения солнечной активности, четвертый выход блока управления системой электроснабжения соединен с первым входом блока управления солнечными батареями по токам нагрузки, ко второму и третьему входам и выходу которого подключены соответственно второй выход датчика тока нагрузки, третий выход устройства поворота солнечных батарей и третий вход усилительно-преобразующего устройства, дополнительно введены блок определения моментов освещенности космического аппарата, блок измерения высоты орбиты космического аппарата, блок измерения угла между направлением на Солнце и плоскостью орбиты космического аппарата, блок управления разворотом солнечных батарей в противосолнечное положение, элемент НЕ и ключ, при этом выход блока определения моментов освещенности космического аппарата соединен с первым и вторым информационными входами ключа, соответственно, напрямую и через элемент НЕ, выход которого также соединен с первым входом блока управления разворотом солнечных батарей в противосолнечное положение, выход и со второго по шестой входы которого соединены с, соответственно, первым входом блока разворота солнечных батарей в заданное положение, третьим выходом устройства поворота солнечных батарей, вторым выходом датчика тока нагрузки, выходами блоков измерения высоты орбиты космического аппарата и угла между направлением на Солнце и плоскостью орбиты космического аппарата и пятым выходом блока управления системой электроснабжения, первый и второй входы которого соединены с соответственно первым и вторым выходами ключа, управляющий вход которого соединен с выходом блока определения момента времени начала управления солнечными батареями по токам нагрузки.In addition, the task is solved in that in the control system for the position of the solar panels of the spacecraft, including a solar battery with four photovoltaic batteries installed on it, a device for turning the solar panels, an amplifying-converting device, a control unit for orienting the solar panels in the direction to the Sun, block turning the solar batteries to a predetermined position, two current regulators, a battery pack, a battery charger, omand for battery charge, load current sensor, power supply control unit, power supply bus, unit for measuring the density of the current solar electromagnetic radiation flux, unit for determining solar activity, unit for determining the moment of time of particle impact on the spacecraft, unit for measuring the density of high-energy particle fluxes, a unit for determining a time point for starting control of solar batteries by load currents, a control unit of solar batteries by load currents, wherein the solar battery through its first output, combining the outputs of two photovoltaic batteries, is connected to the first input of the solar rotator, and through the second output, combining the outputs of two other photovoltaic batteries, is connected to the second input of the solar rotator, and the outputs of the solar orientation control units are the direction to the Sun and the reversal of the solar batteries to a predetermined position are connected respectively to the first and second inputs of the amplifying-converting device, the output to In turn, it is connected in turn to the third input of the solar rotator, the first and second outputs of the solar rotator are connected respectively to the inputs of the first and second current regulators, and the outputs of the current regulators are connected to the power supply bus of the spacecraft, the battery pack is connected to its input via the charger a device for batteries, connected to the power supply bus, while the battery charger is connected by its first input to the specified bus, and a load current sensor is connected to the second input of the battery charger, which is in turn connected to the power supply bus, the battery pack is connected with its output to the first input of the battery charge command generation unit, and the first output of the control unit is connected to the second input of this unit power supply system, the output of the unit for generating commands for charging batteries is connected to the third input of the battery charger, the second and third the outputs of the control unit of the power supply system are connected to the first inputs of the control units of the orientation of the solar batteries in the direction of the Sun and the rotation of the solar batteries to a predetermined position, the third output of the device for turning the solar panels is connected to the second inputs of the control units of the orientation of the solar batteries in the direction of the Sun and the rotation of the solar batteries in preset position, the output of the unit for measuring the density of the current flow of solar electromagnetic radiation is connected to the input of the unit for determining solar of active activity, the first output of which is in turn connected to the input of the unit for determining the moment of time of particle impact on the spacecraft, the outputs of the unit for determining the time of particle impact on the spacecraft and the unit for measuring the density of high-energy particle fluxes are connected to the first and second inputs of the unit for determining the moment the time of starting the management of solar panels by load currents, and the input of the unit for measuring the density of fluxes of high-energy particles is connected to the second output of the Solar activity, the fourth output of the power supply control unit is connected to the first input of the solar battery control unit by load currents, the second output of the load current sensor, the third output of the solar rotator and the third input of the amplifying-conversion are connected respectively to the second and third inputs and output of which devices, an additional unit for determining the moments of illumination of a spacecraft, a unit for measuring the height of the orbit of a spacecraft, a measurement unit the direction between the direction to the Sun and the orbital plane of the spacecraft, the control unit for turning the solar batteries to the anti-solar position, the element HE and the key, while the output of the unit for determining the moments of illumination of the spacecraft is connected to the first and second information inputs of the key, respectively, directly and through the element NOT the output of which is also connected to the first input of the solar battery turning control unit in the anti-solar position, the output of which, from the second to the sixth, is connected to, respectively Namely, the first input of the solar battery reversal block to the desired position, the third output of the solar rotation device, the second output of the load current sensor, the outputs of the blocks for measuring the orbit of the spacecraft and the angle between the direction to the Sun and the orbit plane of the spacecraft and the fifth output of the power supply control unit , the first and second inputs of which are connected to the first and second outputs of the key, respectively, the control input of which is connected to the output of the block determining the moment of time start control with solar panels on the load currents.
Уменьшение площади негативного воздействия потоков частиц высоких энергий на СБ в тени Земли достигается выполнением отворота на теневом участке орбиты КА нормали к рабочей поверхности СБ от расчетного направления на Солнце на максимально возможный угол. При этом к моменту выхода КА из тени Земли необходимо вернуть СБ в режим ориентации, при котором рабочая поверхность СБ необходимым и достаточным образом освещена Солнцем при минимальном негативном воздействии потоков частиц.The decrease in the area of the negative impact of high-energy particle fluxes on the SB in the shadow of the Earth is achieved by performing a flap on the shadowed portion of the SC orbit normal to the working surface of the SB from the calculated direction to the Sun at the maximum possible angle. In this case, by the time the spacecraft leaves the Earth’s shadow, it is necessary to return the SB to the orientation mode, in which the working surface of the SB is necessary and adequately illuminated by the Sun with minimal negative impact of particle fluxes.
Это достигается тем, что при превышении плотности потоков частиц высоких энергий пороговых значений при нахождении КА в тени Земли выполняем разворот панелей СБ до достижения значения угла между нормалью к их рабочей поверхности и расчетным направлением на Солнце, соответствующего максимально возможному отвороту рабочей поверхности СБ от направления на Солнце и обозначаемого как αs_max, которое определяется по формулеThis is achieved by the fact that when the density of high-energy particle fluxes exceeds threshold values when the spacecraft is in the shadow of the Earth, we rotate the SB panels until the angle between the normal to their working surface and the calculated direction to the Sun, corresponding to the maximum possible turn of the working surface of the SB from the direction to Sun and denoted as α s _ max , which is determined by the formula
αs_max=min{(ω(tn+T-to)-αo-αs_min)/2, 180°},α s _ max = min {(ω (t n + Tt o ) -α o -α s _ min ) / 2, 180 °},
где tn - момент начала теневого участка орбиты;where t n is the moment of the beginning of the shadow portion of the orbit;
Т - длительность теневого участка на текущем витке орбиты КА;T is the duration of the shadow area at the current orbit of the spacecraft;
to - момент начала разворота (tn≤to≤tn+T);t o - the moment of the beginning of the turn (t n ≤t o ≤t n + T);
αo - угол между нормалью к рабочей поверхности СБ и направлением на Солнце в момент начала разворота;α o is the angle between the normal to the working surface of the SB and the direction to the Sun at the moment of the beginning of the turn;
ω - максимальная угловая скорость поворота СБ вокруг оси вращения.ω is the maximum angular velocity of rotation of the SB around the axis of rotation.
При этом значение αs_min определяется по соотношению (2), а значение Т определяется по формулеMoreover, the value of α s _ min is determined by the relation (2), and the value of T is determined by the formula
где ТP - период обращения КА по орбите,where T P - the orbital period of the spacecraft,
β - угол между направлением на Солнце и плоскостью орбиты КА,β is the angle between the direction to the Sun and the orbital plane of the spacecraft,
Q - видимый с КА угловой полураствор Земли, значение которого определяется соотношениемQ - the angular half-solution of the Earth visible from the spacecraft, the value of which is determined by the ratio
где Нorb - высота орбиты КА;where H orb is the spacecraft orbit;
Rz - радиус Земли.R z is the radius of the Earth.
Соотношение (3) получено исходя из требования выполнения разворота из текущего положения α=αо до положения αz=αs_max и возвращения СБ в максимально защищенное при одновременном обеспечении КА электроэнергией положение αz=αs_min к моменту выхода КА на свет. Для выполнения этого требования момент начала разворота к положению αz=αs _ min определяется формулой:Relation (3) was obtained on the basis of the requirement to perform a turn from the current position α = α о to the position α z = α s _ max and return the SB to the position α z = α s _ min maximally protected while providing spacecraft with electric power by the time the spacecraft reaches shine. To fulfill this requirement, the moment of the beginning of the turn to the position α z = α s _ min is determined by the formula:
Для реализации способа предлагается система, представленная на чертеже и содержащая следующие блоки:To implement the method, a system is proposed, shown in the drawing and containing the following blocks:
1 - СБ, на жесткой подложке корпуса которой расположены четыре фотоэлектрических батареи;1 - SB, on a rigid substrate of the housing of which four photovoltaic batteries are located;
2, 3, 4, 5 - БФ1, БФ2, БФ3, БФ4;2, 3, 4, 5 - BF 1 , BF 2 , BF 3 , BF 4 ;
6 - УПСБ;6 - UPSB;
7 - УПУ;7 - UPU;
8 - БУОСБС;8 - BUOSBS;
9 - БРСБЗП;9 - BRBSP;
10, 11 - РТ1 и РТ2;10, 11 - RT 1 and RT 2 ;
12 - БАБ;12 - BAB;
13 - ЗРУ АБ;13 - ZRU AB;
14 - БФКЗ АБ;14 - BFKZ AB;
15 - ДТН;15 - DTN;
16 - БУСЭС;16 - BUSES;
17 - ШЭ;17 - SE;
18 - БИПЭМИ;18 - BIPEMI;
19 - БОСА;19 - BOSF;
20 - БОМВВЧ;20 - BOMVCH;
21 - БИППЧВЭ;21 - BIPPCHVE;
22 - БОМВУСБТНЗ;22 - BOMVUSBTNZ;
23 - БУСБТНЗ;23 - BUSBTNZ;
24 - блок определения моментов освещенности КА (БОМОКА);24 - block determining the moments of illumination of the spacecraft (BOMOKA);
25 - блоков измерения высоты орбиты космического аппарата (БИВО);25 - blocks measuring the height of the orbit of the spacecraft (BIVO);
26 - блок измерения угла между направлением на Солнце и плоскостью орбиты космического аппарата (БИУСПО);26 is a block measuring the angle between the direction of the Sun and the plane of the orbit of the spacecraft (BIUSPO);
27 - блок управления разворотом солнечных батарей в противосолнечное положение (БУРСБПСП);27 - control unit turning solar panels in the anti-solar position (BURSBPSP);
28 - элемент НЕ;28 - element NOT;
29 - ключ.29 is the key.
При этом СБ (1) через свой первый выход, объединяющий выходы БФ1 (2) и БФ4 (5), соединена с первым входом УПСБ (6) и через второй выход, объединяющий выходы БФ2 (3) и БФ3 (5), соединена со вторым входом УПСБ (6). Выходы БУОСБС (8) и БРСБЗП (9) соединены соответственно с первым и вторым входами УПУ (7), выход которого в свою очередь соединен с третьим входом УПСБ (6). Первый и второй выходы УПСБ (6) соединены соответственно с входами PT1 (10) и РТ2 (11), а выходы PT1 (10) и РТ2 (11) соединены с ШЭ (17). БАБ (12) своим входом через ЗРУ АБ (13) соединен с ШЭ (17). При этом ЗРУ АБ (13) подключено своим первым входом к указанной шине, а ко второму входу ЗРУ АБ (13) подключен выход ДТН (15), вход которого подключен в свою очередь к ШЭ (17). БАБ (12) своим выходом подключен к первому входу БФКЗ АБ (14), а ко второму входу указанного блока подключен первый выход БУСЭС (16). Выход БФКЗ АБ (14) подключен к третьему входу ЗРУ АБ (13). Второй и третий выходы БУСЭС (16) подключены соответственно к первым входам БУОСБС (8) и БРСБЗП (9). Третий выход УПСБ (6) соединен со вторыми входами БУОСБС (8) и БРСБЗП (9). Выход БИПЭМИ (18) соединен с входом БОСА (19). Первый выход БОСА (19) соединен с входом БОМВВЧ (20). Выходы БОМВВЧ (20) и БИППЧВЭ (21) соединены с соответственно первым и вторым входами блока БОМВУСБТНЗ (22). Вход БИППЧВЭ (21) соединен со вторым выходом БОСА (19). БУСЭС (16) своим четвертым выходом соединен с первым входом БУСБТНЗ (23). Ко второму входу БУСБТНЗ (23) подключен второй выход ДТН (15). Выход БУСБТНЗ (23) подключен к третьему входу УПУ (7). Третий выход УПСБ (6) соединен с третьим входом БУСБТНЗ (23). Выход БОМОКА (24) соединен с первым и вторым информационными входами ключа (29), соответственно, напрямую и через элемент НЕ (28). Выход элемента НЕ (28) также соединен с первым входом БУРСБПСП (27). Выход и со второго по шестой входы БУРСБПСП (27) соединены с соответственно первым входом БРСБЗП (9), третьим выходом УПСБ (6), вторым выходом ДТН (15), выходами БИВО (25) и БИУСПО (26) и пятым выходом БУСЭС (16). Первый и второй входы БУСЭС (16) соединены с соответственно первым и вторым выходами ключа (29). Управляющий вход ключа (29) соединен с выходом БОМВУСБТНЗ (22).Thus Sa (1) through its first output, combining the outputs BF 1 (2) and BF 4 (5) connected to the first input UPSB (6) and through the second output combining outputs BF 2 (3) and BF 3 (5 ), connected to the second input of UPSB (6). The outputs of the BUOSBS (8) and BRSBZP (9) are connected respectively to the first and second inputs of the UPU (7), the output of which in turn is connected to the third input of the UPSB (6). The first and second outputs of UPSB (6) are connected respectively to the inputs PT 1 (10) and PT 2 (11), and the outputs PT 1 (10) and PT 2 (11) are connected to the ST (17). The BAB (12) is connected via its switchgear to the BAB (13) with the SE (17). At the same time, the switchgear switchgear (13) is connected with its first input to the specified bus, and the DTN output (15) is connected to the second switchgear switchgear (13) input, the input of which is in turn connected to the control panel (17). BAB (12) is connected by its output to the first input of the BFKZ AB (14), and the first output of the BUSES (16) is connected to the second input of the indicated unit. The output of the BFKZ AB (14) is connected to the third input of the indoor switchgear AB (13). The second and third outputs of the BUSES (16) are connected respectively to the first inputs of the BUSSBS (8) and BRSBZP (9). The third output of UPSB (6) is connected to the second inputs of the BUOSBS (8) and BRBSBZP (9). The output of BIPEMI (18) is connected to the input of the BOS (19). The first output of BOSF (19) is connected to the input of the BOMHF (20). The outputs of the BOMVVCH (20) and BIPPCHVE (21) are connected to the first and second inputs of the BOMVUSBTNZ block (22), respectively. The input BIPCHVE (21) is connected to the second output of the BOS (19). BUSES (16) is connected with its fourth output to the first input of BUSBTNZ (23). The second output of the DTN (15) is connected to the second input of the BUSBTNZ (23). The output of the BUSBTNZ (23) is connected to the third input of the UPU (7). The third output of UPSB (6) is connected to the third input of BUSBTNZ (23). The output of BOMOKA (24) is connected to the first and second information inputs of the key (29), respectively, directly and through the element NOT (28). The output of the element NOT (28) is also connected to the first input of the BURSBPSP (27). The output and the second through sixth inputs of the BURSBPSP (27) are connected to the first input of the BRPSBZP (9), the third output of the UPSB (6), the second output of the DTN (15), the outputs of the BIVO (25) and BIUSPO (26) and the fifth output of the BUSES ( 16). The first and second inputs of the BUSES (16) are connected to the first and second outputs of the key (29), respectively. The control input of the key (29) is connected to the output of the BOMVUSBTNZ (22).
На чертеже также пунктиром показана механическая связь УПСБ (6) с корпусом СБ (1) через выходной вал привода батареи.The drawing also shows the dotted line mechanical connection of UPSB (6) with the body of the SB (1) through the output shaft of the battery drive.
В режиме электроснабжения КА система работает следующим образом.In the power supply mode of the spacecraft, the system operates as follows.
УПСБ (6) служит для транзитной передачи электроэнергии от СБ (1) до РТ1 (10) и РТ2 (11). Стабилизация напряжения на шине электропитания СЭС осуществляется одним из РТ. В то же время другой РТ находится в состоянии с замкнутыми силовыми транзисторами. Генераторы СБ (1) (БФ1-БФ4) работают в этом случае в режиме короткого замыкания. Когда мощность нагрузки становится больше мощности подключения генераторов СБ (1), в режим стабилизации напряжения переходит другой РТ и энергия незадействовавшихся генераторов поступает на шину питания СЭС. В отдельные периоды, когда мощность нагрузки может превышать мощность СБ (1), ЗРУ АБ (13), за счет разряда блока АБ (12), компенсирует дефицит электроэнергии на борту КА. Для указанных целей в ЗРУ АБ (13) служит регулятор разряда АБ. Энергия БАБ (12) используется также при затенениях СБ.UPSB (6) serves for the transit transmission of electricity from SB (1) to RT 1 (10) and RT 2 (11). Voltage stabilization on the power supply bus of the SES is carried out by one of the RTs. At the same time, another RT is in a state with closed power transistors. The SB generators (1) (BF 1 -BF 4 ) operate in this case in the short circuit mode. When the load power becomes greater than the power of connecting the SB generators (1), another RT switches to voltage stabilization mode and the energy of the idle generators is supplied to the power station of the SES. In certain periods, when the load power can exceed the power of the SB (1), the switchgear of the AB (13), due to the discharge of the AB block (12), it compensates for the shortage of electricity onboard the spacecraft. For these purposes, in the indoor switchgear AB (13), the discharge regulator serves as an AB. BAB energy (12) is also used in SB shading.
Кроме указанного регулятора ЗРУ АБ (13) содержит и регулятор заряда АБ. Для проведения зарядно-разрядных циклов в ЗРУ АБ (13) используется информация от ДТН (15). При этом ДТН (15) подключен в СЭС таким образом, что измеряет ток нагрузки не только от бортовых потребителей, но и учитывает ток заряда АБ. Заряд БАБ (12) осуществляет ЗРУ АБ (13) через БФКЗ АБ (14) Для случая металлводородных АБ он описан в [5]. Суть заключается в том, что по датчикам давления, установленным внутри батарей, и температурах на корпусах батарей производится определение плотности водорода в корпусе АБ. В свою очередь плотность водорода определяет уровень заряженности АБ. При понижении плотности водорода в батарее ниже установленного уровня выдается команда на ее заряд, а при достижении максимального уровня плотности - на прекращение заряда. С помощью БУСЭС (16) можно регулировать указанные уровни заряда батареи через БФКЗ АБ (14).In addition to the specified switchgear regulator AB (13) also contains a charge regulator AB. To conduct charge-discharge cycles in the indoor switchgear AB (13), information from DTN (15) is used. In this case, the DTN (15) is connected to the SES in such a way that it measures the load current not only from the on-board consumers, but also takes into account the battery charge current. The BAB charge (12) is carried out by the ZRU AB (13) through the BFKZ AB (14). For the case of metal-hydrogen AB, it is described in [5]. The bottom line is that the pressure sensors installed inside the batteries and the temperatures on the battery cases determine the density of hydrogen in the battery case. In turn, the density of hydrogen determines the level of charge of the AB. When the hydrogen density in the battery is lower than the set level, a command is issued to charge it, and when the maximum density level is reached, to stop the charge. Using the BUSES (16), it is possible to regulate the indicated battery charge levels through the BFKZ AB (14).
Одновременно с работой в режиме электроснабжения КА система решает задачи управления положением плоскостей панелей СБ (1).Simultaneously with the operation in the spacecraft power supply mode, the system solves the problem of controlling the position of the planes of SB panels (1).
По команде с БУСЭС (16) блок БУОСБС (8) осуществляет управление ориентацией СБ (1) на Солнце. БУОСБС (8) может быть реализован на базе СУДН КА (см. [6]). При этом 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 α с ДУ УПСБ (6). Выходной информацией алгоритма управления являются команды на вращение СБ относительно оси выходного вала УПСБ (6), команды на прекращение вращения. ДУ УПСБ (6) выдают дискретные сигналы о положении СБ (1).On command from BUSES (16), the BUOSBS unit (8) controls the orientation of the SB (1) to the Sun. BUOSBS (8) can be implemented on the basis of the spacecraft VESSEL (see [6]). In this case, the input information for the SB control algorithm is: the position of the unit direction vector on the Sun relative to the coordinate axes associated with the spacecraft, determined by the algorithms of the KIND kinematic contour; the position of the SB relative to the spacecraft body, obtained in the form of the current measured values of the angle α with the remote control of the UPS (6). The output of the control algorithm are commands for rotating the SB relative to the axis of the output shaft of the UPSB (6), and commands for stopping rotation. Remote control UPSB (6) give discrete signals about the position of the SB (1).
БИПЭМИ (18) производит измерение текущих потоков солнечного ЭМИ и передает их в БОСА (19). В БОСА (19) путем сравнения текущих значений с заданными пороговыми определяется начало активности Солнца. По команде, приходящей с первого выхода БОСА (19) на вход БОМВВЧ (20), в указанном последнем блоке производится определение момента времени возможного начала воздействия частиц высоких энергий на КА. Со второго выхода БОСА (19) через вход БИППЧВЭ (21) выдается команда на начало измерения плотности потока частиц высоких энергий. Информация о моменте времени возможного начала воздействия частиц на КА передается с выхода БОМВВЧ (20) в БОМВУСБТНЗ (22) через его первый вход. На второй вход БОМВУСБТНЗ (22) передается измеренное значение плотности потоков частиц высоких энергий с БИППЧВЭ (21).BIPEMI (18) measures the current flows of solar EMP and transmits them to BOS (19). In BOS (19), by comparing current values with given thresholds, the onset of solar activity is determined. By the command coming from the first output of the BOSFET (19) to the input of the BOMHF (20), the specified last block determines the time instant of the possible onset of exposure of high-energy particles to the spacecraft. From the second output of BOSF (19), through the input of BIPCHVE (21), a command is issued to start measuring the flux density of high-energy particles. Information about the time instant of the possible onset of particle impact on the spacecraft is transmitted from the output of the BOMVCH (20) to the BOMVUSBTNZ (22) through its first input. At the second input of the BOMVUSBTNZ (22), the measured value of the flux density of high-energy particles with BIPPCHVE (21) is transmitted.
В БОМВУСБТНЗ (22) осуществляется фактическая оценка негативного воздействия ФВС путем сравнения текущего измеренного значения характеристики воздействия с пороговыми значениями, начиная с момента времени, определенного БОМВВЧ (20). Необходимым условием получения команды на выходе БОМВУСБТНЗ (22) является наличие двух сигналов - с выходов БОМВВЧ (20) и БИППЧВЭ (21).In BOMVUSBTNZ (22), an actual assessment of the negative impact of the PFV is carried out by comparing the current measured value of the exposure characteristic with threshold values, starting from the time determined by the BOMVHF (20). A necessary condition for receiving a command at the output of the BOMVUSBTNZ (22) is the presence of two signals - from the outputs of the BOMVVCh (20) and BIPPCHVE (21).
В БОМОКА (24) определяются моменты времени, когда КА находится на освещенной Солнцем части орбиты КА. Информация о моменте времени освещения КА Солнцем передается с выхода БОМОКА (24) на первый вход ключа (29) и вход элемента НЕ (28), на выходе которого при этом генерируется сигнал нулевого уровня. Когда КА находится в тени Земли, БОМОКА (24) генерирует сигнал нулевого уровня и подает его на первый вход ключа (29) и вход элемента НЕ (28), на выходе которого при этом генерируется сигнал о нахождении КА в тени Земли, поступающий на второй вход ключа (29).In BOMOKA (24), moments of time are determined when the spacecraft is located on the part of the spacecraft's orbit that is illuminated by the Sun. Information about the time moment of the spacecraft illumination by the Sun is transmitted from the output of BOMOKA (24) to the first input of the key (29) and the input of the element NOT (28), at the output of which a zero level signal is generated. When the spacecraft is in the shadow of the Earth, BOMOKA (24) generates a zero-level signal and feeds it to the first input of the key (29) and the input of the element NOT (28), the output of which generates a signal that the spacecraft is in the shadow of the Earth, arriving at the second key input (29).
Когда БОМВУСБТНЗ (22) выдает команду на управляющий вход ключа (29), ключ (29) переходит в состояние «открыт» и через него информация с БОМОКА (24) о моментах времени освещенности КА и с элемента НЕ (28) о моментах времени нахождения КА в тени Земли поступает соответственно на первый и второй входы БУСЭС (16).When the BOMVUSBTNZ (22) issues a command to the control input of the key (29), the key (29) goes into the “open” state and through it information from BOMOKA (24) about the time moments of the spacecraft illumination and from the element NOT (28) about the time it was located The SC in the shadow of the Earth enters the first and second inputs of the BUSES, respectively (16).
По команде на первом входе БУСЭС (16) данный блок генерирует команду на своем четвертом выходе, которая подключает к управлению СБ БУСБТНЗ (23). БУСБТНЗ (23) определяет угол αs_min по выражению (2). Для расчета указанного угла используются измеренные тока нагрузки, получаемые с ДТН (15). Кроме того, с ДУ УПСБ (6) в указанный блок поступает информация о текущем значении угла поворота СБ α. Получив значение угла αs_min алгоритм, заложенный в указанном блоке, сравнивает его с текущим значением угла α, рассчитывает угол рассогласования между α и αs_min и необходимое число управляющих импульсов для задействования управляющего привода СБ (1). Управляющие импульсы передаются в УПУ (7). После преобразования и усиления указанных импульсов в УПУ (7) они поступают на вход УПСБ (6) и приводят привод в движение.By a command at the first input of the BUSES (16), this unit generates a command at its fourth output, which connects to the control of the BUSBTNZ SB (23). BUSBTNZ (23) determines the angle α s _ min by the expression (2). To calculate the indicated angle, the measured load currents obtained from the DTN are used (15). In addition, with the remote control of the UPSB (6), information about the current value of the angle of rotation of the SB α is received in the indicated block. Having received the value of the angle α s _ min, the algorithm embedded in the indicated block compares it with the current value of the angle α, calculates the mismatch angle between α and α s _ min and the required number of control pulses to activate the SB control drive (1). Control pulses are transmitted to the UPA (7). After converting and amplifying the indicated pulses into the UPA (7), they arrive at the input of the UPSB (6) and drive the drive.
По команде на втором входе БУСЭС (16) данный блок генерирует команду на пятом выходе, которая подключает БУРСБПСП (27). БУРСБПСП (27) управляет работой БРСБЗП (9) для выполнения отворота нормали к рабочей поверхности СБ (1) на максимально возможный угол от расчетного направления на Солнце (в «противосолнечное» положение). Для этого в БУРСБПСП (27) по поступающей с элемента НЕ (28) информации об моментах времени нахождении КА в тени Земли фиксируется момент начала теневого участка орбиты tn, по формулам (2)-(5) выполняется расчет значений угла отворота от направления на Солнце αs max и угла обратного разворота αs_min, выдается команда в БРСБЗП (9) на реализацию разворота СБ (1) до положения αz=αs_max, по формуле (6) выполняется расчет момента времени начала обратного разворота СБ и по наступлении данного момента времени выдается команда в БРСБЗП (9) на реализацию разворота СБ (1) до положения αz=αs_min.On command at the second input of BUSES (16), this unit generates a command at the fifth output, which connects BURSBPSP (27). BURSBPSP (27) controls the operation of the BRPSBZP (9) to flip the normal to the working surface of the SB (1) at the maximum possible angle from the calculated direction to the Sun (in the "anti-solar" position). For this, in BURSBPSP (27), based on information received from the HE element (28) about the moments of the spacecraft being in the Earth’s shadow, the moment of the beginning of the shadow portion of the orbit t n is recorded, using the formulas (2) - (5), the values of the lap angle from the direction to The sun α s max and the angle of reverse reversal α s _ min , a command is issued in BRBZPP (9) to implement the SB turn (1) to the position α z = α s _ max , using the formula (6), the time of the start of the reverse turn of the SB is calculated and upon the occurrence of this moment in time, a command is issued in the BRBSPZ (9) for the implementation of the U-turn and SB (1) to the position α z = α s _ min .
БРСБЗП (9) управляет СБ (1) по программным уставкам. Алгоритм управления СБ (1) по программным уставкам позволяет устанавливать батарею в любое задаваемое положение α=αz. При этом для контроля угла разворота в БРСБЗП (9) используется информация с ДУ УПСБ (6).BRRSBZP (9) controls SB (1) according to program settings. The SB control algorithm (1) according to the program settings allows you to install the battery in any given position α = α z . At the same time, information from the remote control of the UPSB (6) is used to control the turning angle in the BRBSBZP (9).
Реализация БОМВУСБТНЗ (22) возможна как на базе аппаратно-программных средств ЦУП КА, так и на борту КА. На выходе БОМВУСБТНЗ (22) формируется команда «начало превышения пороговых значений плотности потоков частиц высоких энергий», которая поступает на управляющий вход ключа (29). После обнуления команды с БОМВУСБТНЗ (22) ключ (29) «закрыт», на входы БУСЭС (16) команды не поступают и он, в зависимости от выполняемой программы полета КА, передает управление СБ одному из блоков БУОСБС (8) и БРСБЗП (9).The implementation of BOMVUSBTNZ (22) is possible both on the basis of hardware and software of the MCC KA, and on board the KA. At the output of the BOMVUSBTNZ (22), the command “the beginning of exceeding the threshold values of the flux density of high-energy particle fluxes” is generated, which is fed to the control input of the key (29). After resetting the command from the BOMVUSBTNZ (22), the key (29) is “closed”, no commands are sent to the inputs of the BUSES (16) and, depending on the spacecraft’s flight program, transfers control to the SB to one of the BUOSBSB (8) and BRBZZP (9 )
Примером реализации БУСЭС (16) могут служить радиосредства служебного канала управления (СКУ) бортовыми системами КА «Ямал-100», состоящие из земной станции (ЗС) и бортовой аппаратуры (БА) (см. описание в [10, 11]). 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 (8), БРСБЗП (9), БУСБТНЗ(23), БУРСБПСП (27), БФКЗ АБ (14).An example of the implementation of the BUSES (16) can be provided by the radio service channel of the control channel (SCU) onboard systems of the spacecraft "Yamal-100", consisting of an earth station (ES) and airborne equipment (BA) (see description in [10, 11]). In particular, the BA SKU together with the ZS SKU solves the problem of issuing to the on-board digital computer system (BCVS) the spacecraft digital information (DI) and its subsequent acknowledgment. The BCVS, in its turn, manages the units of the BUOSBS (8), BRBSBZP (9), BUSBTNZ (23), BURSBPSP (27), BFKZ AB (14).
В данной реализации БУСЭС (16) взаимодействие БА СКУ в части обмена ЦИ осуществляется по магистральному каналу обмена (МКО) в соответствии с интерфейсом MIL-STD-1553. В качестве абонента БЦВС используется прибор - блок сопряжения (БС) из состава БА СКУ. Процессор БЦВС периодически делает опросы состояния БС для определения доступности пакета данных. Если пакет доступен, то процессор начинает обмен данными.In this implementation of BUSES (16), the interaction of BA SKU in terms of the exchange of digital information is carried out via the main exchange channel (MCO) in accordance with the MIL-STD-1553 interface. As a BCVS subscriber, a device is used - a conjugation unit (BS) from the BA SKU. The processor BCVS periodically makes surveys of the state of the BS to determine the availability of the data packet. If the packet is available, the processor begins data exchange.
УПУ (7) играет роль интерфейса между БУОСБС (8), БРСБЗП (9), БУСБТНЗ (23) и УПСБ (6) и служит для преобразования цифровых сигналов в аналоговые и усиление последних.The UPU (7) plays the role of an interface between the BUSSBS (8), BRSBZP (9), BUSBTNZ (23) and UPSB (6) and serves to convert digital signals to analog and amplify the latter.
БОМОКА (24), БИВО (25) и БИУСПО (26) могут быть выполнены на базе датчиков и аппаратуры СУДН КА (см. [6], [8]). БУСБТНЗ (23), БУРСБПСП (27) являются бортовыми блоками КА, команды на которые приходят от БУСЭС (16). Реализация блоков может быть произведена на базе БЦВС. Элемент НЕ (28) и ключ (29) могут быть выполнены в виде элементарных аналоговых схем.BOMOKA (24), BIVO (25) and BIUSPO (26) can be made on the basis of sensors and equipment of the SUDN KA (see [6], [8]). BUSBTNZ (23), BURSBPSP (27) are the onboard units of the spacecraft, the teams to which come from the BUSES (16). The implementation of the blocks can be made on the basis of the BCVS. The element NOT (28) and the key (29) can be made in the form of elementary analog circuits.
Таким образом, рассмотрен пример реализации основополагающих блоков системы, по результатам которых принимается решение и реализуются предложенные защитные операции.Thus, an example of the implementation of the fundamental blocks of the system is considered, according to the results of which a decision is made and the proposed protective operations are implemented.
Опишем технический эффект предлагаемых изобретений.We describe the technical effect of the proposed inventions.
Предлагаемые технические решения обеспечивают уменьшение негативного воздействия потоков частиц высоких энергий на рабочую поверхность СБ в моменты нахождения КА на теневой части орбиты. Это достигается уменьшением площади рабочей поверхности СБ, на которую негативно воздействуют потоки указанных частиц, путем управления ориентацией СБ в тени Земли, а именно выполнением отворота нормали к рабочей поверхности СБ от направления на источник потоков указанных частиц - расчетного направления на Солнце - на максимально возможный угол вплоть до 180°. Таким образом, предлагаемые изобретения обеспечивают максимально возможную защиту от негативного воздействия потоков указанных частиц на теневой части орбиты КА вплоть до его исключения (обнуления). При этом гарантировано выполняются требования по необходимой и достаточной освещенности СБ сразу же после выхода КА на световую часть орбиты.The proposed technical solutions reduce the negative impact of high-energy particle fluxes on the SB working surface at the moments when the spacecraft is on the shadow part of the orbit. This is achieved by reducing the surface area of the SB, which is negatively affected by the flows of these particles, by controlling the orientation of the SB in the shadow of the Earth, namely by flipping the normal to the surface of the SB from the direction of the source of flows of these particles - the calculated direction to the Sun - at the maximum possible angle up to 180 °. Thus, the proposed invention provides the maximum possible protection against the negative impact of the flows of these particles on the shadow part of the orbit of the spacecraft up to its exclusion (zeroing). At the same time, the requirements for the necessary and sufficient illumination of the SB are immediately satisfied immediately after the spacecraft enters the light part of the orbit.
ЛИТЕРАТУРАLITERATURE
1. Елисеев А.С. Техника космических полетов. Москва, «Машиностроение», 1983.1. Eliseev A.S. Space Flight Technique. Moscow, "Engineering", 1983.
2. Раушенбах Г. Справочник по проектированию солнечных батарей. Москва, Энергоатомиздат, 1983.2. Rauschenbach G. Handbook for the design of solar panels. Moscow, Energoatomizdat, 1983.
3. Правила полета при выполнении совместных операций ШАТТЛА и МКС. Том С. Управление полетных операций. Космический центр им. Линдона Б.Джонсона. Хьюстон, Техас, основной вариант, 8.11.2001.3. Flight rules when performing joint operations of the Shuttle and the ISS. Tom S. Flight Operations Management. Space Center named after Lyndon B. Johnson. Houston, Texas, Basic Edition, 8/8/2001.
4. Система электроснабжения КА. Техническое описание. 300ГК.20Ю. 0000-АТО. РКК «Энергия», 1998.4. Spacecraft power supply system. Technical description. 300GK.20Yu. 0000-ATO. RSC Energia, 1998.
5. Центер Б.И., Лызлов Н.Ю., Металлводородные электрохимические системы. Ленинград. «Химия», Ленинградское отделение, 1989.5. Center B.I., Lyzlov N.Yu., Hydrogen-metal electrochemical systems. Leningrad. “Chemistry”, Leningrad Branch, 1989.
6. Система управлением движением и навигации КА. Техническое описание. 300ГК.12Ю. 0000-АТО. РКК «Энергия», 1998.6. The motion control and navigation system of the spacecraft. Technical description. 300GK.12YU. 0000-ATO. RSC Energia, 1998.
7. Гальперин Ю.И., Дмитриев А.В., Зеленый Л.М., Панасюк Л.М. Влияние космической погоды на безопасность авиационных и космических полетов. «Полет 2001», стр.27-87.7. Halperin Yu.I., Dmitriev A.V., Zeleny L.M., Panasyuk L.M. The effect of space weather on the safety of aviation and space flights. Flight 2001, pp. 27-87.
8. Инженерный справочник по космической технике. Изд-во МО ССР, М., 1969.8. Engineering reference for space technology. Publishing House of the Ministry of Defense of the USSR, M., 1969.
9. Грилихес В.А., Орлов П.П., Попов Л.Б. Солнечная энергия и космические полеты. Москва. «Наука», 1984.9. Griliches V.A., Orlov P.P., Popov L.B. Solar energy and space travel. Moscow. Science, 1984.
10. Земная станция служебного канала управления КА «Ямал». Руководство по эксплуатации. ЗСКУГК.0000-0РЭ. РКК «Энергия», 2001.10. Earth station service channel control spacecraft "Yamal". Manual. ZSKUGK.0000-0RE. RSC Energia, 2001.
11. Бортовая аппаратура служебного канала управления КА «Ямал». Техническое описание. 300ГК.15Ю. 0000А201-ОТО. РКК «Энергия», 2002.11. On-board equipment of the service channel of the Yamal spacecraft control. Technical description. 300GK.15YU. 0000A201-OTO. RSC Energia, 2002.
12. Ковтун B.C., Соловьев С.В., Заикин С.В., Городецкий А.А. Способ управления положением солнечных батарей космического аппарата и система для его осуществления. Патент РФ 2242408 по заявке 2003108114/11 от 24.03.2003 г.12. Kovtun B.C., Soloviev S.V., Zaikin S.V., Gorodetsky A.A. A method for controlling the position of solar panels of a spacecraft and a system for its implementation. RF patent 2242408 for application 2003108114/11 of 03.24.2003.
Claims (2)
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2005136071/11A RU2322374C2 (en) | 2005-11-22 | 2005-11-22 | Method of control of spacecraft solar battery position and system for realization of this method |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2005136071/11A RU2322374C2 (en) | 2005-11-22 | 2005-11-22 | Method of control of spacecraft solar battery position and system for realization of this method |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2005136071A RU2005136071A (en) | 2007-06-10 |
| RU2322374C2 true RU2322374C2 (en) | 2008-04-20 |
Family
ID=38311918
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2005136071/11A RU2322374C2 (en) | 2005-11-22 | 2005-11-22 | Method of control of spacecraft solar battery position and system for realization of this method |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2322374C2 (en) |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2569999C2 (en) * | 2014-04-29 | 2015-12-10 | Акционерное общество "Информационные спутниковые системы" имени академика М.Ф. Решетнёва" | Navigation satellite orientation method |
-
2005
- 2005-11-22 RU RU2005136071/11A patent/RU2322374C2/en not_active IP Right Cessation
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2569999C2 (en) * | 2014-04-29 | 2015-12-10 | Акционерное общество "Информационные спутниковые системы" имени академика М.Ф. Решетнёва" | Navigation satellite orientation method |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| RU2005136071A (en) | 2007-06-10 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| RU2353555C2 (en) | Method for determining maximum space vehicle solar batteries power output, and system used for method realisation | |
| RU2242408C1 (en) | Method for control of position of solar batteries of space vehicle and system for its realization | |
| RU2341421C2 (en) | System of control of spacecraft solar batteries position | |
| RU2340518C2 (en) | Method of cosmic vehicle solar batteries position control and system for its implementation | |
| Patel | Spacecraft power systems | |
| CN106599334B (en) | A kind of short-term payload work planning method improving satellite energy use efficiency | |
| WO2016092774A1 (en) | Power supply system | |
| CN113998150B (en) | Ultra-low orbit satellite full-electric propulsion orbit maintaining system | |
| Dahbi et al. | Design and sizing of electrical power source for a nanosatellite using photovoltaic cells | |
| CN112572833A (en) | Intelligent attitude and orbit control system based on air suction type electric propulsion | |
| CN108462467A (en) | The in-orbit output power appraisal procedure of solar wing under a kind of new power topology | |
| CN109515758A (en) | A kind of GEO satellite using remaining propellant and helium leaves the right or normal track method | |
| RU2322374C2 (en) | Method of control of spacecraft solar battery position and system for realization of this method | |
| RU2322373C2 (en) | Method of control of spacecraft solar battery position and system for realization of this method | |
| Saito et al. | INDEX: Piggy-back satellite for aurora observation and technology demonstration | |
| RU2322372C2 (en) | Method of control of spacecraft solar battery position and system for realization of this method | |
| CN109696925A (en) | A kind of closed loop control method of control solar battery array output energy balance | |
| Grey et al. | Analytic model for low earth orbit satellite solar power | |
| CN108762311A (en) | The flight control method and device of aircraft | |
| RU2325311C2 (en) | Method of spacecraft sun batteries position control and system for its implementation | |
| Sun et al. | Simulation of a hybrid energy system for stratospheric airships | |
| RU2614467C1 (en) | Method for control design of spacecraft with power gyroscopes and rotary solar panels | |
| Rocha et al. | Photovoltaic panels as attitude sensors for artificial satellites | |
| Al Radi et al. | Design of CubeSat solar power system for real-time tracking of Sharjah vessel | |
| RU2581106C1 (en) | Method for automatic orientation of spacecraft and solar panel during failure of solar panel rotation device |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20131123 |