RU2640905C2 - Method of controling present status of solar battery of a spacecraft with inertiative end organs - Google Patents
Method of controling present status of solar battery of a spacecraft with inertiative end organs Download PDFInfo
- Publication number
- RU2640905C2 RU2640905C2 RU2016120511A RU2016120511A RU2640905C2 RU 2640905 C2 RU2640905 C2 RU 2640905C2 RU 2016120511 A RU2016120511 A RU 2016120511A RU 2016120511 A RU2016120511 A RU 2016120511A RU 2640905 C2 RU2640905 C2 RU 2640905C2
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- spacecraft
- current
- solar battery
- sun
- normal
- 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 эксплуатации солнечных батарей (СБ) СЭС КА.The invention relates to the field of space technology, namely, power supply systems (SES) of spacecraft (SC), and can be used in the operation of solar panels (SB) SES SC.
Одной из составляющей контроля текущего состояния СБ КА является контроль основных электрических характеристик СБ - выходного тока, напряжения и мощности СБ. На стадии проектирования и изготовления СБ осуществляется теоретический расчет выходных параметров СБ, который может быть основан на методе перемещений вольт-амперной характеристики, учитывающем различные влияния окружающей среды и параметров нагрузки на характеристики СБ (Система электроснабжения КА. Техническое описание. 300ГК.20Ю.0000-АТО. РКК «Энергия», 1998; Раушенбах Г. Справочник по проектированию солнечных батарей. Москва. Энергоатомиздат.1983. Стр. 49, 54).One of the components of the control of the current state of the SB SC is the control of the main electrical characteristics of the SB - the output current, voltage and power of the SB. At the design and manufacturing stage of the SB, a theoretical calculation of the output parameters of the SB is carried out, which can be based on the method of moving the current-voltage characteristics, taking into account various environmental influences and load parameters on the characteristics of the SB (spacecraft power supply system. Technical description. 300GK.20YU.0000- ATO. RSC Energia, 1998; Raushenbach G. Handbook for the Design of Solar Batteries. Moscow. Energoatomizdat. 1983. P. 49, 54).
Недостаток указанного способа контроля текущего состояния СБ заключается в том, что используемые в расчетах модели факторов космического полета имеют ограниченную точность, что не позволяет получить достоверные данные о реальных характеристиках СБ в полете, учитывающих процесс «деградации» СБ.The disadvantage of this method of monitoring the current state of the SB is that the models of space flight factors used in the calculations have limited accuracy, which does not allow obtaining reliable data on the real characteristics of the SB in flight, taking into account the process of “degradation” of the SB.
Для контроля фактических характеристик СБ в полете используются измерения фактического выходного тока СБ под воздействием солнечного излучения, поступающего перпендикулярно рабочей поверхности СБ (Елисеев А.С. Техника космических полетов. Москва, «Машиностроение», 1983. стр. 190-194; Раушенбах Г. Справочник по проектированию солнечных батарей. Москва, Энергоатомиздат, 1983. стр. 57; патент РФ №2353555 по заявке №2006131395/11, приоритет от 31.08.2006 - прототип), для чего разворачивают панели СБ в рабочее положение, соответствующее совмещению нормали к их освещенной рабочей поверхности с направлением на Солнце, и контроль текущего состояния панели СБ осуществляют по результатам сравнения измеренных значений тока с задаваемыми значениями - текущая эффективность СБ оценивается по отношению измеренных фактических выходных параметров СБ к их номинальным значениям - проектным или некоторым исходным значениям, например, измеренным на предыдущих этапах полета.To monitor the actual characteristics of the SB in flight, measurements of the actual SB output current under the influence of solar radiation perpendicular to the SB working surface are used (AS Eliseev Space Flight Engineering. Moscow, Mashinostroyenie, 1983. p. 190-194; Raushenbakh G. Handbook on the design of solar batteries. Moscow, Energoatomizdat, 1983. p. 57; RF patent No. 2353555 according to application No. 2006131395/11, priority of 08/31/2006 - prototype), for which they expand the SB panels in the working position corresponding to the normal to their combination lighting of the working surface with the direction to the Sun, and the current state of the SB panel is monitored by comparing the measured current values with the set values - the current SB efficiency is estimated by the ratio of the measured actual output parameters of the SB to their nominal values - design or some initial values, for example, measured in the previous stages of the flight.
Выбор силы тока в качестве контролируемой выходной характеристики СБ вызван тем, что его сила является переменной величиной, напрямую зависит от состояния СБ в целом, а напряжение на СБ является достаточно стабильной величиной и определяется в основном физическими свойствами используемых для изготовления СБ фотоэлектрических преобразователей (ФЭП), при этом режим работы ФЭП еще на стадии проектирования СБ задается таким образом, чтобы генерируемая мощность (как произведение силы тока и напряжения) была максимально возможной.The choice of current strength as a controlled output characteristic of the SB is caused by the fact that its strength is a variable, directly depends on the state of the SB as a whole, and the voltage on the SB is a fairly stable value and is determined mainly by the physical properties of the photoelectric converters (PECs) used to fabricate the SB In this case, the mode of operation of the photomultiplier even at the design stage of the SB is set in such a way that the generated power (as the product of current and voltage) is the maximum possible.
Данный способ обеспечивает контроль суммарной эффективности панели СБ в ходе полета КА. Меньшие значения фактических выходных токов от СБ по отношению к заданным проектным или исходным значениям означают «деградацию» СБ.This method provides control of the total efficiency of the SB panel during the spacecraft flight. Smaller values of the actual output currents from the SB in relation to the specified design or initial values mean "degradation" of the SB.
Недостаток способа-прототипа связан с тем, что он не предусматривает проведение замера тока от СБ при одинаковых внешних полетных условиях, что необходимо для обоснованности дальнейшего сравнения результатов выполненных замеров.The disadvantage of the prototype method is that it does not provide for measuring current from the SB at the same external flight conditions, which is necessary for the validity of further comparison of the results of measurements.
Задачей, на решение которой направлено настоящее изобретение, является повышение точности оценки текущей эффективности СБ в ходе полета КА с инерционными исполнительными органами.The problem to which the present invention is directed, is to increase the accuracy of assessing the current effectiveness of the SB during the flight of the spacecraft with inertial actuators.
Технический результат, достигаемый при осуществлении настоящего изобретения, заключается в обеспечении одинаковых условий замера тока от СБ при выполнении сеансов оценки эффективности СБ по результатам прямого замера электрического тока, генерируемого СБ на фоне штатного полета КА с инерционными исполнительными органами в ориентации, при которой суммарный внешний возмущающий момент - момент от воздействия на КА атмосферы и силы тяжести - за виток достигает минимального значения и обеспечивается минимальное накопление кинетического момента гиросистемы.The technical result achieved by the implementation of the present invention is to provide the same conditions for measuring the current from the SB when performing sessions of evaluating the effectiveness of the SB according to the results of direct measurement of the electric current generated by the SB against the background of a regular flight of a spacecraft with inertial actuators in an orientation in which the total external disturbing moment - the moment from the impact on the spacecraft of the atmosphere and gravity - per revolution reaches a minimum value and minimal accumulation of kinetic gyrosystem moment.
Технический результат достигается тем, что в способе контроля текущего состояния солнечной батареи космического аппарата с инерционными исполнительными органами, включающем ориентацию нормали к рабочей поверхности солнечной батареи на Солнце, измерение значений тока от солнечной батареи и контроль текущего состояния солнечной батареи по результатам сравнения текущих измеренных значений тока и значений тока, измеренных на предыдущих этапах полета, дополнительно выполняют построение и поддержание в орбитальной системе координат ориентации космического аппарата, при которой воздействующий на космический аппарат внешний возмущающий момент за виток достигает минимального значения, последовательно разворачивают солнечную батарею в дискретные положения, в которых значение угла между нормалью к рабочей поверхности солнечной батареи и направлением на Солнце составляет величину менее фиксированного значения, на последовательных витках орбиты измеряют значения угла γS между направлением на Солнце и нормалью к плоскости орбиты космического аппарата на моменты времени 
где tS - момент прохождения подсолнечной точки витка;where t S - the moment of passage of the sunflower point of the revolution;
ωорб - орбитальная угловая скорость космического аппарата;ω orb is the orbital angular velocity of the spacecraft;
ϕ - угол между радиус-вектором космического аппарата и проекцией на плоскость орбиты нормали к рабочей поверхности солнечной батареи в задаваемом дискретном положении, выбираемом из условия минимизации затенения зоны чувствительности солнечной батареи элементами конструкции космического аппарата, в поддерживаемой ориентации космического аппарата при положительном отсчете угла в сторону полета, измеряют ток от солнечной батареи в упомянутый момент времени витка орбиты, на котором модуль угла λ-γS достигает локального минимума, где λ - угол между нормалью к плоскости орбиты и нормалью к рабочей поверхности солнечной батареи в задаваемом дискретном положении, выбираемом из условия минимизации затенения зоны чувствительности солнечной батареи элементами конструкции космического аппарата, в поддерживаемой ориентации космического аппарата, определяют текущее значение расстояния от Земли до Солнца, в ходе полета повторяют вышеописанные действия и контроль состояния панели солнечной батареи выполняют по результатам сравнения полученных значений тока от солнечной батареи, каждое из которых умножено на отношение квадратов определенного на момент соответствующего измерения тока текущего значения расстояния от Земли до Солнца и среднего расстояния от Земли до Солнца.ϕ is the angle between the radius vector of the spacecraft and the projection on the orbital plane of the normal to the working surface of the solar battery in a predetermined discrete position selected from the condition of minimizing the shadowing of the sensitivity zone of the solar battery by the structural elements of the spacecraft, in the supported orientation of the spacecraft with a positive angle reading to the side flight, measure the current from the solar battery at the aforementioned time of the orbit, at which the modulus of the angle λ-γ S reaches a local minimum, where λ - the angle between the normal to the orbital plane and the normal to the working surface of the solar battery in a predetermined discrete position selected from the condition of minimizing the shadowing of the sensitivity zone of the solar battery by the structural elements of the spacecraft, in the supported orientation of the spacecraft, determine the current value of the distance from the Earth to the Sun, during the flight repeats the above steps and monitoring the status of the solar panel is performed by comparing the obtained current values from the solar ba tarei, each of which is multiplied by the ratio of the squares of the current distance from the Earth to the Sun and the average distance from the Earth to the Sun determined at the time of the corresponding current measurement.
Поясним предложенные в способе действия.Let us explain the proposed method of action.
На многих КА, например на международной космической станции (МКС), система управления положением СБ предусматривает выставку СБ в заданные дискретные положения, фиксированные в связанной с КА системе координат, а поворот СБ между данными положениями выполняется с заданной угловой скоростью вращения СБ. При этом для выполнения различных полетных операций предусмотрены различные режимы управления ориентаций СБ, в том числе режим автоматического наведения (отслеживания) СБ на Солнце и режим выставки СБ в заданное положение (такие положения выбираются из перечня упомянутых заданных дискретных положений СБ, фиксированных в связанной с КА системе координат). При этом в режиме автоматического наведения (отслеживания) СБ на Солнце система управления автоматически выбирает момент начала поворота СБ для перевода СБ из текущего фиксированного положения СБ в последующее.On many spacecraft, for example, on the International Space Station (ISS), the SB position control system provides for the display of the SB in predetermined discrete positions fixed in the coordinate system associated with the spacecraft, and the rotation of the SB between these positions is performed at a given angular speed of rotation of the SB. At the same time, for performing various flight operations, various modes of controlling the SB orientations are provided, including the automatic guidance (tracking) of the SB in the Sun and the SB exposure mode at a predetermined position (such positions are selected from the list of the mentioned discrete SB positions fixed in the spacecraft associated with coordinate system). Moreover, in the automatic guidance (tracking) of the SB in the Sun, the control system automatically selects the moment the SB begins to turn to transfer the SB from the current fixed position of the SB to the next.
Таким образом в произвольный текущий момент времени СБ находится или в одном из фиксированных положений (в этом случае оно является текущим дискретным фиксированным положением СБ), или в процессе перехода между двумя дискретными фиксированными положениями. При этом в режиме автоматического наведения (отслеживания) СБ на Солнце моменты нахождения панели СБ в одном из дискретных положений определяются по измерениям текущей ориентации КА и измерениям положения Солнца путем определения моментов начала и окончания поворотов СБ с учетом логики автоматического управления СБ в данном режиме.Thus, at an arbitrary current point in time, the SB is either in one of the fixed positions (in this case, it is the current discrete fixed position of the SB), or in the process of transition between two discrete fixed positions. At the same time, in the automatic SB guidance (tracking) mode on the Sun, the moments of the SB panel in one of the discrete positions are determined by measuring the current satellite orientation and measuring the position of the Sun by determining the moments of the beginning and end of the SB turns taking into account the SB automatic control logic in this mode.
Считаем, что СБ КА выполнены складываемыми (например, «гармошкой»). На этапе выведения КА СБ находятся в сложенном состоянии и раскрываются на орбите. При этом после раскрытия СБ последовательные сегменты СБ могут быть расположены с некоторыми остаточными (технологическими) углами между собой.We believe that the SC satellites are made folding (for example, an "accordion"). At the stage of SC launch, SBs are in a folded state and open in orbit. In this case, after the SB is opened, successive SB segments can be located with some residual (technological) angles between themselves.
Рассматриваем КА, в системе управления движением ориентацией которых в качестве основных исполнительных органов используются инерционные исполнительные органы - силовые гироскопы (СГ). В этом случае при выполнении разворотов и при поддержании ориентации КА происходит накопление кинетического момента (КМ) СГ и по достижении КМ заданных граничных значений выполняется операция «разгрузки» СГ - приведения КМ в допустимые пределы с помощью реактивных двигателей ориентации (ДО). При этом при выполнении разгрузки СГ требуется дополнительное рабочее тело (топливо) для работы ДО.We consider spacecraft, in the motion control system with the orientation of which inertial executive bodies - power gyroscopes (SG) are used as the main executive bodies. In this case, when making turns and maintaining the orientation of the spacecraft, the kinetic moment (KM) of the SG is accumulated, and when the KM reaches the specified boundary values, the operation of "unloading" of the SG is carried out - bringing the KM to acceptable limits using jet orientation engines (DO). In this case, when performing SG unloading, an additional working fluid (fuel) is required for the operation of BS.
Для реализации штатного полета таких КА, как правило, используются специальные режимы ориентации, обеспечивающие благоприятные условия для работы системы СГ, - такие, чтобы максимально уменьшать эффект «насыщения» СГ и, тем самым, избегать или, по крайней мере, уменьшать необходимость их разгрузки (Бебенин Г.Г., Скребушевский Б.С., Соколов Г.А. Системы управления полетом космических аппаратов // М.: Машиностроение, 1978; Скребушевский Б.С. Управление полетом беспилотных космических аппаратов // М.: «Владмо», 2003). Одним из таких режимов ориентации является режим, при котором выполняют построение и поддержание в орбитальной системе координат ориентации КА, при которой суммарный внешний возмущающий момент - момент от воздействия на КА атмосферы и силы тяжести - за виток достигает минимального значения и обеспечивается минимальное накопление кинетического момента гиросистемы.To implement a regular flight of such spacecraft, as a rule, special orientation modes are used that provide favorable conditions for the operation of the SG system, such as to minimize the effect of “saturation” of the SG and thereby avoid or at least reduce the need for their unloading (Bebenin G.G., Skrebushevsky B.S., Sokolov G.A. Spacecraft flight control systems // M .: Mashinostroenie, 1978; Skrebushevsky B.S. Flight control of unmanned spacecraft // M .: "Vladmo" , 2003). One of these orientation modes is the mode in which the spacecraft’s orientation is built and maintained in the orbital coordinate system, in which the total external disturbing moment — the moment from the impact of the atmosphere and gravity on the spacecraft — reaches a minimum value per revolution and minimizes the accumulation of the kinetic moment of the gyro system .
В предложенном техническом решении для решения поставленной задачи выполняют построение и поддержание в орбитальной системе координат ориентации КА, при которой воздействующий на КА внешний возмущающий момент за виток достигает минимального значения.In the proposed technical solution, in order to solve the problem posed, the spacecraft orientation is built and maintained in the orbital coordinate system, at which the external disturbing moment acting on the spacecraft reaches a minimum value per revolution.
Реализуют штатный режим автоматического наведения (отслеживания) СБ на Солнце: последовательно разворачивают СБ в дискретные положения, в которых значение угла между нормалью к рабочей поверхности СБ и направлением на Солнце составляет величину менее фиксированного значения, равного, например, 360°/N, где N - число дискретных положений СБ, и измеряют моменты времени переориентации СБ в данные дискретные положения, с учетом которых определяют текущие значения угла между нормалью к рабочей поверхности СБ и направлением на Солнце.Implement the standard mode of automatic guidance (tracking) of the SB in the Sun: sequentially deploy the SB in discrete positions in which the angle between the normal to the working surface of the SB and the direction to the Sun is less than a fixed value, for example, 360 ° / N, where N - the number of discrete positions of the SB, and the moments of time of the reorientation of the SB to these discrete positions are measured, taking into account which the current values of the angle between the normal to the working surface of the SB and the direction to the Sun are determined.
На последовательных витках орбиты измеряют значения угла γS между направлением на Солнце и нормалью к плоскости орбиты КА на моменты времени 
где tS - момент прохождения подсолнечной точки витка;where t S - the moment of passage of the sunflower point of the revolution;
ωорб - орбитальная угловая скорость КА;ω orb is the orbital angular velocity of the spacecraft;
ϕ - угол между радиус-вектором КА и проекцией на плоскость орбиты нормали к рабочей поверхности СБ в задаваемом дискретном положении, выбираемом из условия минимизации затенения зоны чувствительности СБ элементами конструкции КА, в поддерживаемой ориентации КА при положительном отсчете угла в сторону полета. Данный угол может быть получен по навигационным измерениям параметров орбиты КА и измерениям вектора направления на Солнце в инерциальной системе координат.ϕ is the angle between the spacecraft radius vector and the projection onto the orbital plane of the normal to the SB working surface in a predetermined discrete position selected from the condition of minimizing the shadowing of the SB sensitivity zone by the SC structural elements in a supported spacecraft orientation with a positive angle reading towards the flight. This angle can be obtained from navigation measurements of the parameters of the spacecraft’s orbit and measurements of the direction vector to the Sun in an inertial coordinate system.
Подсолнечную точку витка орбиты определяем как точку, в которой проекция направления на Солнце на плоскость орбиты направлена в зенит.The sunflower point of the orbit is defined as the point at which the projection of the direction to the Sun on the orbit plane is directed to the zenith.
Измеряют ток от СБ в упомянутый момент времени витка орбиты, на котором модуль угла λ-γS достигает локального минимума,Measure the current from the SB at the aforementioned time point of the orbit, at which the angle modulus λ-γ S reaches a local minimum,
где λ - угол между нормалью к плоскости орбиты и нормалью к рабочей поверхности СБ в задаваемом дискретном положении, выбираемом из условия минимизации затенения зоны чувствительности СБ элементами конструкции КА, в поддерживаемой ориентации КА.where λ is the angle between the normal to the plane of the orbit and the normal to the working surface of the SB in a given discrete position selected from the condition of minimizing the shadowing of the sensitivity zone of the SB by structural elements of the spacecraft in a supported orientation of the spacecraft.
В упомянутые моменты времени tϕ при описанном управлении СБ направление нормали к рабочей поверхности СБ отстоит от направления на Солнце на угол λ-γS. При достижении модулем угла λ-γS локального минимума - обозначим его как (λ-γS)* - направление нормали к рабочей поверхности СБ в упомянутый момент времени составляет с направлением на Солнце угол, равный значению локального минимума.At the mentioned time instants t ϕ under the described SB control, the direction of the normal to the working surface of the SB is separated from the direction to the Sun by the angle λ-γ S. When the module reaches the angle λ-γ S of a local minimum - we denote it as (λ-γ S ) * - the direction of the normal to the working surface of the SB at the mentioned time instant makes an angle to the Sun equal to the value of the local minimum.
Величина локального минимума является малой величиной (λ-γS)*≈0, влиянием которой на получаемые измерения тока от СБ можно пренебречь. Например, для КА типа МКС, движущихся по околокруговой орбите 300-400 км, величина изменения модуля угла λ-γS за виток составляет величину ≈0,3° и локальный минимум отклонения направления на Солнце от плоскости, в которой вращается нормаль к рабочей поверхности СБ, на упомянутый момент времени tϕ составляет менее величины ≈0,15°. Данная величина является пренебрежительно малой величиной для учета ее влияния на получаемые измерения тока от СБ, в частности под воздействием освещения СБ с направлений, близких к нормали к рабочей поверхности СБ.The value of the local minimum is a small quantity (λ-γ S ) * ≈0, the influence of which on the obtained current measurements from the SB can be neglected. For example, for a spacecraft of the ISS type, moving in a circumcircular orbit of 300–400 km, the magnitude of the change in the angle modulus λ-γ S per revolution is ≈0.3 ° and the local minimum of the deviation of the direction to the Sun from the plane in which the normal to the working surface rotates SB, at the mentioned time t ϕ is less than ≈0.15 °. This value is a negligibly small quantity to take into account its influence on the obtained current measurements from the SB, in particular under the influence of SB lighting from directions close to the normal to the SB working surface.
Определяют текущее значение расстояния от Земли до Солнца.The current value of the distance from the Earth to the Sun is determined.
В ходе полета повторяют вышеописанные действия и контроль состояния панели солнечной батареи выполняют по результатам сравнения полученных значений тока от солнечной батареи, каждое из которых умножено на квадрат определенного на момент соответствующего измерения тока текущего значения расстояния от Земли до Солнца и отнесено к квадрату среднего расстояния от Земли до Солнца.During the flight, the above actions are repeated and the state of the solar panel panel is checked by comparing the obtained current values from the solar battery, each of which is multiplied by the square of the current distance from the Earth to the Sun determined at the time of the current measurement of the current and related to the square of the average distance from the Earth to the sun.
Например, сравниваемые значения тока от СБ, умноженные на квадрат текущего значения расстояния от Земли до Солнца и отнесенные к квадрату среднего расстояния от Земли до Солнца, получаем по формуле:For example, the compared values of the current from the SB, multiplied by the square of the current value of the distance from the Earth to the Sun and referred to the square of the average distance from the Earth to the Sun, we obtain by the formula:
где 
Dk - текущее значение расстояния от Земли до Солнца во время k-го вышеописанного витка орбиты;D k - the current value of the distance from the Earth to the Sun during the k-th orbit of the orbit described above;
Dср - фиксированное номинальное (среднее) значение расстояния от Земли до Солнца.D cf - fixed nominal (average) value of the distance from the Earth to the Sun.
В соотношении (1) умножение на квадрат текущего значения расстояния от Земли до Солнца и деление на квадрат среднего расстояния от Земли до Солнца обеспечивает получение сопоставимых данных при неодинаковых условиях замера тока от СБ и учитывает изменения тока от СБ, вызванные отклонением текущего значения внеатмосферной интенсивности солнечной радиации от фиксированного номинального (среднего) значения вследствие эллиптичности орбиты Земли при ее движении вокруг Солнца. При этом учитывается, что текущее значение внеатмосферной интенсивности солнечной радиации с достаточной степенью точности обратно пропорционально значению расстояния от Земли до Солнца (Макарова Е.А., Харитонов А.В., Распределение энергии в спектре Солнца и солнечная постоянная, М., 1972; Поток энергии Солнца и его изменения, под ред. О. Уайта, пер. с англ., М., 1980; Кмито А.А., Скляров Ю.А., Пиргелиометрия, Л.)In relation (1), multiplying by the square of the current value of the distance from the Earth to the Sun and dividing by the square of the average distance from the Earth to the Sun provides comparable data under different conditions for measuring current from the SB and takes into account changes in current from the SB caused by the deviation of the current value of the extra-atmospheric solar intensity radiation from a fixed nominal (average) value due to the ellipticity of the Earth’s orbit when it moves around the Sun. It is taken into account that the current value of the extra-atmospheric intensity of solar radiation with a sufficient degree of accuracy is inversely proportional to the value of the distance from the Earth to the Sun (Makarova EA, Haritonov AV, Distribution of energy in the spectrum of the Sun and solar constant, M., 1972; The flow of energy of the Sun and its changes, under the editorship of O. White, trans. From English, Moscow, 1980; Kmito A.A., Sklyarov Yu.A., Pyrheliometry, L.)
Bcp - фиксированное номинальное (среднее) значение внеатмосферной интенсивности солнечной радиации;B cp - fixed nominal (average) value of the extra-atmospheric intensity of solar radiation;
Bk - текущее значение внеатмосферной интенсивности солнечной радиации во время k-го вышеописанного витка орбиты.B k is the current value of the extra-atmospheric intensity of solar radiation during the k-th orbit described above.
Проведение измерений тока в момент времени tϕ на вышеописанном витке, на котором достигается локальный минимум модуля угла λ-γS (что соответствует выполнению условия, что на момент времени tϕ значение угла между направлением на Солнце и плоскостью, в которой вращается нормаль к рабочей поверхности СБ, достигает локального минимума), обеспечивает измерение тока в момент, когда нормаль к рабочей поверхности панели СБ направлена на Солнце с точностью значения данного локального минимума. Это обеспечивает одинаковые условия освещения Солнцем последовательных сегментов «гармошки» СБ, расположенных с технологическими углами между собой. Например, как указывалось, для КА типа МКС локальный минимум отклонения направления на Солнце от плоскости, в которой вращается нормаль к рабочей поверхности СБ, на момент времени tϕ не превышает величины ≈0,15°, что является пренебрежительно малой величиной для учета ее влияния на освещение сегментов «гармошки» СБ и получаемые измерения тока от СБ.Carrying out current measurements at time t ϕ on the above-described turn, at which the local minimum of the absolute value of the angle module λ-γ S is achieved (which corresponds to the condition that at time t ϕ the value of the angle between the direction to the Sun and the plane in which the normal to the working surface of the SB, reaches a local minimum), provides current measurement at the moment when the normal to the working surface of the SB panel is directed to the Sun with an accuracy of the value of this local minimum. This provides the same conditions for the Sun to illuminate successive segments of the SB accordion, located with technological angles between each other. For example, as indicated, for a spacecraft of the ISS type, the local minimum of the deviation of the direction on the Sun from the plane in which the normal rotates to the working surface of the SB at the time t ϕ does not exceed ≈0.15 °, which is a negligible value to take into account its influence on lighting the “harmonica” segments of the SB and the resulting current measurements from the SB.
В ходе полета повторяют вышеописанные действия на различных этапах полета КА, для каждого этапа полета получают значение тока, рассчитываемое по соотношению (1), и контроль текущего состояния панели СБ осуществляют по результатам сравнения получаемых по соотношению (1) значений тока одно с другим, а также с номинальным проектным значением и/или значением, полученным в результате наземных предполетных измерений.During the flight, the above actions are repeated at various stages of the spacecraft flight, for each flight stage, the current value calculated by the relation (1) is obtained, and the current state of the SB panel is monitored by comparing the current values obtained from the relation (1) with one another, and also with the nominal design value and / or value obtained as a result of ground preflight measurements.
Опишем технический эффект предлагаемого изобретения.We describe the technical effect of the invention.
При эксплуатации в открытом космосе СБ подвергаются воздействию факторов открытого космического пространства, что приводит к их постепенной «деградации». Контроль состояния панели СБ, в частности, связан с получением текущих значений параметров состояния панели СБ и количественных оценок текущей эффективности СБ.When operating in outer space, SBs are exposed to factors of open space, which leads to their gradual “degradation”. Monitoring the status of the SB panel, in particular, is associated with obtaining the current values of the state parameters of the SB panel and quantitative estimates of the current effectiveness of the SB.
Предлагаемое техническое решение позволяет обеспечить одинаковые условия замера тока от СБ при выполнении сеансов оценки эффективности СБ по результатам прямого замера электрического тока, генерируемого СБ на фоне штатного полета КА с инерционными исполнительными органами.The proposed technical solution allows to provide the same conditions for measuring current from the SB when performing sessions of evaluating the effectiveness of the SB according to the results of direct measurement of the electric current generated by the SB against the background of the regular flight of the spacecraft with inertial actuators.
При этом обеспечиваются одинаковые условия замера тока от СБ с учетом изменений тока от СБ, вызванных как изменениями текущего значения внеатмосферной интенсивности солнечной радиации по орбите Земли, так и технологическими углами между последовательными сегментами «гармошки» СБ.At the same time, the same conditions for measuring current from the SB are taken into account, taking into account changes in the current from the SB, caused by both changes in the current value of the extra-atmospheric intensity of solar radiation in the Earth’s orbit and technological angles between successive segments of the SB accordion.
Одинаковые условия замера тока от СБ при выполнении сеансов оценки эффективности СБ позволяют обоснованно сравнивать получаемые измерения и судить по ним об изменениях и текущем состоянии СБ.The same conditions for measuring the current from the SB when performing sessions of evaluating the effectiveness of the SB allow you to reasonably compare the measurements obtained and judge them about the changes and the current state of the SB.
Знание текущих значений параметров состояния СБ необходимо для более точного моделирования функционирования СЭС КА в полете, например, для прогнозирования генерации тока СБ при решении различных задач управления полета КА, а также чтобы своевременно выявлять моменты снижения эффективности СБ. Таким образом, получаемый технический эффект повышает эффективность контроля состояния СЭС КА, в том числе повышает точность оценки текущей эффективности СБ в ходе штатного полета КА с инерционными исполнительными органами.Knowledge of the current values of the SB state parameters is necessary for more accurate modeling of the spacecraft SES functioning in flight, for example, for predicting the SB current generation when solving various tasks of the spacecraft flight control, as well as in order to timely identify the moments of the SB efficiency decrease. Thus, the obtained technical effect increases the efficiency of monitoring the state of the spacecraft’s SES, including increasing the accuracy of assessing the current effectiveness of the SB during a regular flight of the spacecraft with inertial actuators.
Данный технический результат достигается путем определения значений предложенных углов, измерения тока от СБ в предложенные моменты времени в предложенной штатной ориентации КА с инерционными исполнительными органами при предложенной ориентации СБ и выполнения контроля состояния панели СБ по результатам сравнения получаемых значений тока от СБ, взятых с учетом предложенной зависимости от предложенных параметров.This technical result is achieved by determining the values of the proposed angles, measuring the current from the SB at the proposed time points in the proposed nominal orientation of the spacecraft with inertial actuators with the proposed orientation of the SB and performing state control of the SB panel by comparing the obtained current values from the SB taken taking into account the proposed depending on the proposed parameters.
В настоящее время технически все готово для реализации предложенного способа. Промышленное исполнение существенных признаков, характеризующих изобретение, не является сложным и может быть выполнено с использованием существующих технических средств.Currently, everything is technically ready for the implementation of the proposed method. Industrial execution of the essential features characterizing the invention is not complicated and can be performed using existing technical means.
Claims (4)
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2016120511A RU2640905C2 (en) | 2016-05-25 | 2016-05-25 | Method of controling present status of solar battery of a spacecraft with inertiative end organs |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2016120511A RU2640905C2 (en) | 2016-05-25 | 2016-05-25 | Method of controling present status of solar battery of a spacecraft with inertiative end organs |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2016120511A RU2016120511A (en) | 2017-11-28 |
| RU2640905C2 true RU2640905C2 (en) | 2018-01-12 |
Family
ID=60581076
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2016120511A RU2640905C2 (en) | 2016-05-25 | 2016-05-25 | Method of controling present status of solar battery of a spacecraft with inertiative end organs |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2640905C2 (en) |
Citations (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JPH07228299A (en) * | 1994-02-15 | 1995-08-29 | Mitsubishi Electric Corp | Solar battery paddle drive control device for three-axis stable satellite |
| RU2353555C2 (en) * | 2006-08-31 | 2009-04-27 | Открытое акционерное общество "Ракетно-космическая корпорация "Энергия" имени С.П. Королева" | Method for determining maximum space vehicle solar batteries power output, and system used for method realisation |
| RU2354592C2 (en) * | 2007-05-23 | 2009-05-10 | Открытое акционерное общество "Ракетно-космическая корпорация "Энергия" имени С.П. Королева" | Method of determining spacecraft solar battery maximum output |
| RU2361788C1 (en) * | 2008-04-09 | 2009-07-20 | Федеральное государственное унитарное предприятие Московское опытно-конструкторское бюро "Марс" (ФГУП МОКБ "Марс") | Method of controlling space vehicle sun battery position |
| US8131409B2 (en) * | 2009-07-31 | 2012-03-06 | The Boeing Company | Gyroless transfer orbit sun acquisition using only wing current measurement feedback |
-
2016
- 2016-05-25 RU RU2016120511A patent/RU2640905C2/en active
Patent Citations (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JPH07228299A (en) * | 1994-02-15 | 1995-08-29 | Mitsubishi Electric Corp | Solar battery paddle drive control device for three-axis stable satellite |
| RU2353555C2 (en) * | 2006-08-31 | 2009-04-27 | Открытое акционерное общество "Ракетно-космическая корпорация "Энергия" имени С.П. Королева" | Method for determining maximum space vehicle solar batteries power output, and system used for method realisation |
| RU2354592C2 (en) * | 2007-05-23 | 2009-05-10 | Открытое акционерное общество "Ракетно-космическая корпорация "Энергия" имени С.П. Королева" | Method of determining spacecraft solar battery maximum output |
| RU2361788C1 (en) * | 2008-04-09 | 2009-07-20 | Федеральное государственное унитарное предприятие Московское опытно-конструкторское бюро "Марс" (ФГУП МОКБ "Марс") | Method of controlling space vehicle sun battery position |
| US8131409B2 (en) * | 2009-07-31 | 2012-03-06 | The Boeing Company | Gyroless transfer orbit sun acquisition using only wing current measurement feedback |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| RU2016120511A (en) | 2017-11-28 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| RU2353555C2 (en) | Method for determining maximum space vehicle solar batteries power output, and system used for method realisation | |
| CN102541070A (en) | Collision avoiding method for ground testing system of satellite formation flying | |
| CN111505608B (en) | Laser pointing on-orbit calibration method based on satellite-borne laser single-chip footprint image | |
| RU2655089C1 (en) | Method of estimation of state of solar cell of spacecraft with inertial operating members | |
| JP2019082435A (en) | Wind state measurement method | |
| RU2325312C2 (en) | Method of spacecraft sun batteries position control and system of its implementation | |
| RU2640905C2 (en) | Method of controling present status of solar battery of a spacecraft with inertiative end organs | |
| RU2354592C2 (en) | Method of determining spacecraft solar battery maximum output | |
| RU2655561C1 (en) | Method for monitoring performance of solar cell of spacecraft on shadowless orbits | |
| CN114355959A (en) | Attitude output feedback control method, device, medium and equipment of aerial robot | |
| CN104765374A (en) | High-orbit natural-flying-around-track correcting method | |
| RU2653890C2 (en) | Method of determining performance of an installed on the spacecraft solar panels with a positive power output back surface | |
| RU2706643C2 (en) | Method for monitoring performance of solar battery of spacecraft with inertial actuators | |
| RU2653891C2 (en) | Method for monitoring the performance of a solar battery of a spacecraft with inertial operating members | |
| RU2640937C2 (en) | Method of monitoring present state of solar battery panels of spacecrafts | |
| Pierce et al. | Quantitative inspection of wind turbine blades using UAV deployed photogrammetry | |
| RU2614467C1 (en) | Method for control design of spacecraft with power gyroscopes and rotary solar panels | |
| RU2679094C1 (en) | Equipped with solar batteries spacecraft control method | |
| RU2711823C1 (en) | Method of controlling efficiency of a solar battery of a spacecraft | |
| RU2662372C1 (en) | Equipped with the solar cells spacecraft energy supply system control method | |
| RU2354591C2 (en) | Method of determining spacecraft solar battery maximum output | |
| RU2679101C1 (en) | Equipped with solar batteries spacecraft control method | |
| De Brum et al. | The brazilian autonomous star tracker—AST | |
| RU2618844C2 (en) | Method for determining maximum output power of spacecraft solar panels | |
| RU2784977C1 (en) | Method for assessing the efficiency of solar batteries in the power supply system of a vehicle, mostly space |