RU2653890C2 - Method of determining performance of an installed on the spacecraft solar panels with a positive power output back surface - Google Patents
Method of determining performance of an installed on the spacecraft solar panels with a positive power output back surface Download PDFInfo
- Publication number
- RU2653890C2 RU2653890C2 RU2016132609A RU2016132609A RU2653890C2 RU 2653890 C2 RU2653890 C2 RU 2653890C2 RU 2016132609 A RU2016132609 A RU 2016132609A RU 2016132609 A RU2016132609 A RU 2016132609A RU 2653890 C2 RU2653890 C2 RU 2653890C2
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- current
- sun
- spacecraft
- orbit
- solar battery
- Prior art date
Links
- 238000000034 method Methods 0.000 title claims abstract description 13
- 238000005259 measurement Methods 0.000 claims abstract description 19
- 238000012544 monitoring process Methods 0.000 claims abstract description 8
- 230000008859 change Effects 0.000 claims abstract description 5
- 241000208818 Helianthus Species 0.000 claims description 10
- 235000003222 Helianthus annuus Nutrition 0.000 claims description 10
- 230000000694 effects Effects 0.000 abstract description 3
- 239000000126 substance Substances 0.000 abstract 1
- 230000005855 radiation Effects 0.000 description 13
- 238000013461 design Methods 0.000 description 7
- 230000015556 catabolic process Effects 0.000 description 3
- 238000006731 degradation reaction Methods 0.000 description 3
- 238000012935 Averaging Methods 0.000 description 2
- 230000009471 action Effects 0.000 description 2
- 238000004364 calculation method Methods 0.000 description 2
- 238000005286 illumination Methods 0.000 description 2
- 238000004519 manufacturing process Methods 0.000 description 2
- 230000008569 process Effects 0.000 description 2
- RZVHIXYEVGDQDX-UHFFFAOYSA-N 9,10-anthraquinone Chemical compound C1=CC=C2C(=O)C3=CC=CC=C3C(=O)C2=C1 RZVHIXYEVGDQDX-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 1
- 238000005516 engineering process Methods 0.000 description 1
- 230000007613 environmental effect Effects 0.000 description 1
- 230000010006 flight Effects 0.000 description 1
- 230000004907 flux Effects 0.000 description 1
- 230000000704 physical effect Effects 0.000 description 1
- 238000001228 spectrum Methods 0.000 description 1
- 238000012546 transfer Methods 0.000 description 1
- 230000007704 transition Effects 0.000 description 1
Images
Classifications
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64G—COSMONAUTICS; VEHICLES OR EQUIPMENT THEREFOR
- B64G1/00—Cosmonautic vehicles
- B64G1/22—Parts of, or equipment specially adapted for fitting in or to, cosmonautic vehicles
- B64G1/42—Arrangements or adaptations of power supply systems
- B64G1/44—Arrangements or adaptations of power supply systems using radiation, e.g. deployable solar arrays
- B64G1/443—Photovoltaic cell arrays
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Life Sciences & Earth Sciences (AREA)
- Sustainable Development (AREA)
- Remote Sensing (AREA)
- Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
- Photovoltaic Devices (AREA)
- Photometry And Measurement Of Optical Pulse Characteristics (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 текущей производительности 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 monitoring the current performance of a spacecraft SB 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; Raushenbakh G. Handbook for the Design of Solar Batteries. Moscow, Energoatomizdat, 1983, p. 49, 54).
Недостаток указанного способа контроля текущей производительности 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 performance 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 actual 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, генерируемого фотоэлектрическими преобразователями (ФЭП) под воздействием солнечного излучения, при этом СБ выставлены таким образом, чтобы световой поток поступал 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 текущей производительности 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 during flight, measurements of the actual output current of the SB generated by photoelectric converters (PECs) under the influence of solar radiation are used, while the SB is set so that the light flux is perpendicular to the working surface of the SB (Eliseev A.S. Space Flight Technique. Moscow, Mashinostroenie, 1983, pp. 190-194; Raushenbach G. Handbook for the design of solar batteries. Moscow, Energoatomizdat, 1983, p. 57; RF patent No. 2353555 for application No. 2006131395/11, priority dated 08.31.20 06 is a prototype), for which they expand the SB panels in the working position, corresponding to the normal to their illuminated work surface with the direction to the Sun, and the current performance of the SB panels is controlled by comparing the measured current values with the set values - the current SB efficiency is estimated by measured actual output parameters of the SB to their nominal values - design or some initial values, for example, measured at previous stages of 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, 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 value, 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 used for the manufacture of SB, while 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 strength and voltage) is as possible as 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.The problem to which the present invention is directed, is to increase the accuracy of assessing the current effectiveness of SB during the flight of the spacecraft.
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 полета КА в орбитальной ориентации.The technical result achieved by the implementation of the present invention is 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 during the flight of the spacecraft in orbital orientation.
Технический результат достигается тем, что в способе определения производительности установленной на космическом аппарате солнечной батареи с положительной выходной мощностью тыльной поверхности, включающем поворот панели солнечной батареи в положения, при которых ее рабочая поверхность ориентируется нормалью на Солнце, измерение значений тока от солнечной батареи, контроль текущей производительности солнечной батареи по результатам сравнения текущих измеренных значений тока и значений тока, измеренных на предыдущих этапах полета, дополнительно измеряют вектор направления на Солнце в инерциальной системе координат, определяют значения угла между направлением на Солнце и нормалью к плоскости орбиты космического аппарата на моменты прохождения подсолнечной точки витков орбиты γS, определяют текущую величину изменения угла между направлением на Солнце и нормалью к плоскости орбиты за виток Δγ, поддерживают орбитальную ориентацию космического аппарата, при которой ось вращения солнечной батареи, совпадающая с осью раскрытия солнечной батареи, перпендикулярна плоскости орбиты, измеряют ток от солнечной батареи на световом участке витка орбиты, на котором выполнено условие 
Суть предлагаемого изобретения поясняется на фиг. 1 и 2, на которых соответственно представлен пример схемы расположения направления на Солнце относительно плоскости орбиты на двух витках измерения тока от СБ и пример схемы расположения точек орбиты, в которых измеряется ток от СБ, относительно подсолнечной точки витка.The essence of the invention is illustrated in FIG. 1 and 2, which respectively show an example of the arrangement of the direction of the Sun relative to the orbit plane at two turns of measuring the current from the SB and an example of the location of the points of the orbit, in which the current from the SB is measured, relative to the sunflower point of the turn.
На фиг. 1 и 2 введены обозначения:In FIG. 1 and 2 the notation is introduced:
A - орбита КА;A is the orbit of the spacecraft;
О - центр Земли;O is the center of the earth;
NОРБ - вектор нормали к плоскости орбиты КА;N ORB - the normal vector to the plane of the orbit of the spacecraft;
S, S1 - вектора направления на Солнце на моменты прохождения подсолнечной точки первого и последующего витков измерения тока от СБ, соответственно;S, S 1 - direction vector to the Sun at the moments of passage of the sunflower point of the first and subsequent turns of current measurement from SB, respectively;
γS= угол между направлением на Солнце и нормалью к плоскости орбиты КА на момент прохождения подсолнечной точки витка орбиты;γ S = angle between the direction to the Sun and the normal to the plane of the orbit of the spacecraft at the time of passing the sunflower point of the orbit;
Δγ - величина изменения угла между направлением на Солнце и нормалью к плоскости орбиты КА за виток;Δγ is the magnitude of the change in the angle between the direction to the Sun and the normal to the plane of the orbit of the spacecraft per revolution;
R - радиус-вектор КА;R is the radius vector of the spacecraft;
NСБ - вектор нормали к рабочей поверхности СБ;N SB - the normal vector to the working surface of the SB;
SПР - проекция вектора направления на Солнце на плоскость орбиты;S PR - the projection of the direction vector on the Sun onto the orbit plane;
С - подсолнечная точка витка орбиты;C is the sunflower point of the orbit;
Tjik, J=1, …, 5 - точки витка, в которых измеряется ток от СБ.T jik , J = 1, ..., 5 are the turn points at which the current from the SB is measured.
Для наглядности на фиг. 1 представлен случай, когда вектор нормали к плоскости орбиты КА и вектора направления на Солнце на моменты прохождения подсолнечной точки первого и следующего витков измерения токов от СБ лежат в одной плоскости.For clarity, in FIG. Figure 1 shows the case when the normal to the plane of the orbit of the spacecraft and the direction vector to the Sun at the moments of passage of the sunflower point of the first and next turns of measuring currents from the SB lie in the same plane.
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 mode of displaying the SB in a predetermined position (such positions are selected from the list of the mentioned discrete SB positions fixed in the spacecraft 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 на этапе выведения КА СБ находятся в сложенном состоянии и раскрываются (развертываются) на орбите, при этом ось раскрытия СБ совпадает с осью вращения СБ. При этом после раскрытия СБ последовательные сегменты СБ могут быть расположены с некоторыми остаточными (технологическими) углами между собой (например, «гармошкой»).We believe that at the stage of launching the spacecraft, the SBs are in a folded state and open (deploy) in orbit, while the axis of the SB opening is the same as the axis of rotation of the SB. In this case, after the SB is opened, successive SB segments can be located with some residual (technological) angles between each other (for example, an “accordion”).
В предложенном техническом решении для решения поставленной задачи измеряют вектор направления на Солнце в инерциальной системе координат, определяют значения угла между направлением на Солнце и нормалью к плоскости орбиты КА на моменты прохождения подсолнечной точки витков орбиты γS, определяют текущую величину изменения угла между направлением на Солнце и нормалью к плоскости орбиты за виток Δγ, поддерживают штатную орбитальную ориентацию КА, при которой ось вращения солнечной батареи, совпадающая с осью раскрытия СБ, перпендикулярна плоскости орбиты, измеряют ток от СБ на световом участке витка орбиты, на котором выполнено условиеIn the proposed technical solution, to solve the problem, measure the direction vector to the Sun in an inertial coordinate system, determine the angle between the direction to the Sun and the normal to the spacecraft’s orbit plane at the moments of passage of the sunflower point of the orbit γ S , determine the current value of the change in the angle between the direction to the Sun and normal to the plane of the orbit per revolution Δγ, support the regular orbital orientation of the spacecraft, in which the axis of rotation of the solar battery, which coincides with the axis of opening of the SB, is perpendicular on the plane of the orbit, measure the current from the SB in the light section of the orbit, on which the condition
и повторяют измерения тока на следующем световом участке. При этом 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.and repeat the current measurement in the next light section. In this case, the standard mode of automatic guidance (tracking) of the SB in the Sun is realized: 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, equal to, for example, 360 ° / N, where N is the number of discrete positions of the SB, and the time moments 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 фиг. 2 показано положение вектора NСБ нормали к рабочей поверхности СБ, направленное в момент прохождения подсолнечной точки витка по вектору SПР проекции вектора направления на Солнце на плоскость орбиты. Показанное положение NСБ может быть реализовано как одним из дискретных положений СБ, так и промежуточным положением между дискретными положениями СБ в момент поворота СБ.In FIG. Figure 2 shows the position of the SB vector N normal to the SB working surface, directed at the moment of passage of the sunflower point of the revolution along the vector S PR of the projection of the direction vector onto the Sun onto the orbit plane. The shown position N SB can be implemented as one of the discrete positions of the SB, and an intermediate position between the discrete positions of the SB at the time of rotation of the SB.
Условие (1) означает, что между двумя последовательными витками, на которых измеряют ток панели СБ, Солнце переходит через плоскость орбиты, в которой вращается нормаль к рабочей поверхности СБ.Condition (1) means that between two consecutive turns on which the current of the SB panel is measured, the Sun passes through the plane of the orbit in which the normal rotates to the working surface of the SB.
Определяют текущее значение расстояние от Земли до Солнца.The current value of the distance from the Earth to the Sun is determined.
Контроль производительности панели СБ выполняют по результатам сравнения полученных для упомянутых пар последовательных световых участков витков орбиты осредненных значений тока от СБ, умноженных на квадрат определенного на моменты соответствующих измерений тока текущего значения расстояния от Земли до Солнца и отнесенных к квадрату среднего расстояния от Земли до Солнца и определенным на моменты соответствующих измерений тока текущим значениям косинуса угла между нормалью к рабочей поверхности солнечной батареи и направлением на Солнце. Например, осредняют значения тока от СБ, полученные на каждой вышеописанной паре последовательных световых участков витков орбиты, по формулеThe performance of the SB panel is controlled by comparing the averaged values of the current from the SB obtained for the said pairs of successive light sections of the orbit, multiplied by the square of the current distance from the Earth to the Sun determined by the current measurements of the current and referred to the square of the average distance from the Earth to the Sun and the current values of the cosine of the angle between the normal to the working surface of the solar battery and the direction n The sun. For example, average current values from SB obtained on each pair of consecutive light sections of orbit turns described above, by the formula
где Dср - фиксированное номинальное (среднее) значение расстояния от Земли до Солнца;where D cf - fixed nominal (average) value of the distance from the Earth to the Sun;
Dk - текущее значение расстояния от Земли до Солнца во время k-й пары упомянутых последовательных световых участков;D k - the current value of the distance from the Earth to the Sun during the k-th pair of the mentioned successive light sections;
Ijik - измеренные значения тока в j-ой точке i-го светового участка k-й пары упомянутых последовательных световых участков;I jik - measured current values at the j-th point of the i-th light section of the k-th pair of the mentioned successive light sections;
γjik - значения угла между нормалью к рабочей поверхности солнечной батареи и направлением на Солнце в j-й точке i-го светового участка k-й пары упомянутых последовательных световых участков;γ jik are the values of the angle between the normal to the working surface of the solar battery and the direction to the Sun at the jth point of the i-th light section of the k-th pair of the mentioned successive light sections;
jik, j=1, …, М - задаваемые точки i-го светового участка k-й пары упомянутых последовательных световых участков.jik, j = 1, ..., M are the set points of the i-th light section of the k-th pair of said successive light sections.
На фиг. 2 показаны М=5 точек jik, j=1, …, М, в которых берутся измерения тока от СБ, и показано, что данные точки одинаково расположены относительно подсолнечной точки витка С на всех описанных световых участках измерения тока от СБ.In FIG. Figure 2 shows M = 5 points jik, j = 1, ..., M, in which current measurements from SB are taken, and it is shown that these points are equally located relative to the sunflower point of turn C in all described light sections of current measurement from SB.
В соотношении (2) деление на текущие значения косинуса угла между нормалью к рабочей поверхности СБ и направлением на Солнце обеспечивает одинаковые условия замера тока от СБ в части учета изменений тока от СБ, вызванных отклонением направления солнечного излучения от нормали к СБ. При этом учитывается, что текущий ток I от СБ определятся выражением (Грилихес В.А., Орлов П.П., Попов Л.Б. Солнечная энергия и космические полеты. Москва, Наука, 1984, стр. 109; Раушенбах Г. Справочник по проектированию солнечных батарей. Москва, Энергоатомиздат, 1983)In relation (2), dividing by the current cosine of the angle between the normal to the SB working surface and the direction to the Sun provides the same conditions for measuring current from the SB in terms of taking into account current changes from the SB caused by the deviation of the direction of solar radiation from the normal to the SB. It is taken into account that the current I from the SB is determined by the expression (Griliches V.A., Orlov P.P., Popov L.B.Solar energy and space flights. Moscow, Nauka, 1984, p. 109; Raushenbakh G. Reference book for the design of solar panels. Moscow, Energoatomizdat, 1983)
I=IMAXcosα,I = I MAX cosα,
где IМАХ - максимальный ток, вырабатываемый при ориентации освещенной рабочей поверхности панели СБ перпендикулярно солнечным лучам; α - угол между направлением на Солнце и нормалью к рабочей поверхности СБ.where I MAX is the maximum current generated when the illuminated working surface of the SB panel is oriented perpendicular to the sun's rays; α is the angle between the direction to the Sun and the normal to the working surface of the SB.
В соотношении (2) умножение на квадрат текущего значения расстояния от Земли до Солнца обеспечивает одинаковые условия замера тока от СБ в части учета изменений тока от СБ, вызванных отклонением текущего значения внеатмосферной интенсивности солнечной радиации от фиксированного номинального (среднего) значения. 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 (2), multiplying by the square of the current value of the distance from the Earth to the Sun provides the same conditions for measuring current from the SB in terms of taking into account current changes from the SB caused by the deviation of the current value of the extra-atmospheric intensity of solar radiation from a fixed nominal (average) value. 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.)
Вср - фиксированное номинальное (среднее) значение внеатмосферной интенсивности солнечной радиации;In cf - a fixed nominal (average) value of the extra-atmospheric intensity of solar radiation;
Вk - текущее значение внеатмосферной интенсивности солнечной радиации во время k-й пары упомянутых последовательных световых участков.In k - the current value of the extra-atmospheric intensity of solar radiation during the k-th pair of the mentioned successive light sections.
Использование описанных двух последовательных витков, между которыми Солнце переходит через плоскость орбиты КА, в которой вращается нормаль к рабочей поверхности СБ (ось вращения и ось раскрытия СБ перпендикулярны плоскости орбиты), обеспечивает измерение тока в моменты, когда направление на Солнце перпендикулярно оси раскрытия СБ (с точностью отклонения направления на Солнце от плоскости орбиты). Это обеспечивает одинаковые условия освещения Солнцем последовательных сегментов «гармошки» СБ, расположенных с технологическими углами между собой.The use of the two consecutive turns described above between which the Sun passes through the spacecraft's orbit plane in which the normal rotates to the working surface of the SB (the axis of rotation and the axis of opening of the SB are perpendicular to the plane of the orbit), provides current measurement at times when the direction to the Sun is perpendicular to the axis of the SB opening ( with the accuracy of deviation of the direction to the Sun from the plane of the orbit). This provides the same conditions for the Sun to illuminate successive segments of the SB accordion, located with technological angles between each other.
Использование для измерения тока от СБ двух световых участков, а именно, двух световых участков на двух последовательных витках орбиты, позволяет обеспечить осреднение влияния подсветки СБ уходящим (отраженным) от Земли излучением.The use of two light sections for measuring the current from the SB, namely, two light sections on two consecutive orbits of the orbit, allows one to ensure the averaging of the influence of the SB illumination by radiation (reflected) from the Earth.
Действительно, например, для КА, движущегося по околокруговой орбите высотой 300-400 км (например, МКС) при положении Солнца, близком к плоскости орбиты, продолжительность светового участка витка составляет порядка 56 минут (порядка 2/3 периода обращения КА), что соответствует длине трассы КА на поверхности Земли более 25 тыс. км. При этом в каждый момент времени видимая с КА подстилающая поверхность составляет площадь более 12 млн км2.Indeed, for example, for a spacecraft moving in a circumcircular orbit 300-400 km high (for example, the ISS) with the Sun position close to the orbit plane, the duration of the light section of the orbit is about 56 minutes (about 2/3 of the spacecraft’s orbital period), which corresponds to the spacecraft path on the Earth's surface is more than 25 thousand km. Moreover, at each moment of time, the underlying surface visible from the spacecraft is an area of more than 12 million km 2 .
При пролете над освещенной подстилающей поверхностью СБ КА подсвечиваются уходящем (отраженным) от Земли излучением, при этом яркость излучения зависит от вида/типа подстилающей поверхности. Использование двух световых участков обеспечивает получение измерений тока над более чем 50 тыс. км трассы полета, что позволяет обоснованно заключить о прохождении КА над многообразными видами/типами подстилающей поверхности. Таким образом обеспечивается осреднение влияния подсветки СБ уходящим от Земли излучением.When flying over the illuminated underlying surface, the SBs of the spacecraft are illuminated by radiation (reflected) from the Earth, and the brightness of the radiation depends on the type / type of the underlying surface. The use of two light sections provides current measurements over more than 50 thousand km of the flight path, which allows us to reasonably conclude that spacecraft passes over a variety of types / types of underlying surface. This ensures the averaging of the influence of SB illumination by radiation emanating from the Earth.
В ходе полета повторяют вышеописанные действия на различных этапах полета КА, для каждого этапа полета получают осредненное на описанной паре последовательных световых участков витков орбиты значение тока, рассчитываемое по соотношению (2), и контроль текущей производительности панели СБ осуществляют по результатам сравнения получаемых осредненных значений.During the flight, the above actions are repeated at various stages of the spacecraft flight, for each flight stage, the current value calculated on the basis of relation (2) averaged over the described pair of successive light sections of the orbit turns is obtained, and the current performance of the SB panel is controlled by comparing the obtained average values.
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 производительности панели СБ, в частности, связан с получением текущих значений параметров производительности панели СБ и количественных оценок ее текущей эффективности.When operating in outer space, SBs are exposed to factors of open space, which leads to their gradual “degradation”. Monitoring the performance of the SB panel, in particular, is associated with obtaining the current values of the performance parameters of the SB panel and quantitative estimates of its current efficiency.
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 в орбитальной ориентации.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 a regular flight of the spacecraft in orbital orientation.
При этом обеспечиваются одинаковые условия замера тока от СБ с учетом изменений тока от СБ, вызванных как отклонением направления солнечного излучения от нормали к СБ, так и вызванных изменениями текущего значения внеатмосферной интенсивности солнечной радиации, технологическими углами между последовательными сегментами «гармошки» СБ и подсветкой СБ уходящим от Земли излучением.In this case, the same conditions for measuring the current from the SB are taken into account, taking into account changes in the current from the SB, caused both by a deviation of the direction of solar radiation from the normal to the SB, and caused by changes in the current value of the extra-atmospheric intensity of solar radiation, technological angles between successive segments of the harmonica of the SB and SB backlight radiation coming from the Earth.
Одинаковые условия замера тока от СБ при выполнении сеансов оценки эффективности СБ позволяют обоснованно сравнивать получаемые измерения и судить по ним об изменениях и текущей производительности 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 current performance of the SB.
Знание текущих значений параметров производительности СБ необходимо для более точного моделирования функционирования СЭС КА в полете, например, для прогнозирования генерации тока СБ при решении различных задач управления полета КА. Таким образом, получаемый технический эффект повышает эффективность контроля производительности СЭС КА, в том числе повышает точность оценки текущей эффективности СБ в ходе штатного полета КА.The knowledge of the current values of the SB performance 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 SC flight control tasks. Thus, the resulting technical effect increases the efficiency of monitoring the spacecraft SES performance, including increasing the accuracy of assessing the current SB efficiency during a regular spacecraft flight.
Данный технический результат достигается путем определения значений предложенных углов, измерения ток от СБ в предложенные моменты времени в предложенной штатной ориентации КА при предложенной ориентации СБ и выполнения контроля производительности панели СБ по результатам сравнения полученных осредненных 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 the proposed orientation of the SB and performing performance monitoring of the SB panel by comparing the obtained average values of current from the SB taken taking into account the proposed dependence 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 (3)
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2016132609A RU2653890C2 (en) | 2016-08-08 | 2016-08-08 | Method of determining performance of an installed on the spacecraft solar panels with a positive power output back surface |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2016132609A RU2653890C2 (en) | 2016-08-08 | 2016-08-08 | Method of determining performance of an installed on the spacecraft solar panels with a positive power output back surface |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2016132609A RU2016132609A (en) | 2018-02-13 |
| RU2653890C2 true RU2653890C2 (en) | 2018-05-15 |
Family
ID=61227395
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2016132609A RU2653890C2 (en) | 2016-08-08 | 2016-08-08 | Method of determining performance of an installed on the spacecraft solar panels with a positive power output back surface |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2653890C2 (en) |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2770331C1 (en) * | 2021-05-11 | 2022-04-15 | Публичное акционерное общество "Ракетно-космическая корпорация "Энергия" имени С.П. Королёва" | Method for determining the performance of a solar battery with double side photosensitivity installed on a spacecraft |
Citations (8)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| FR2450748A1 (en) * | 1979-03-09 | 1980-10-03 | Centre Nat Etd Spatiales | Geostationary earth satellite solar panels - with cells inclined to minimise seasonal light level variation |
| JPH07228299A (en) * | 1994-02-15 | 1995-08-29 | Mitsubishi Electric Corp | Solar battery paddle drive control device for three-axis stable satellite |
| US6381520B1 (en) * | 2000-07-10 | 2002-04-30 | Space Systems/Loral, Inc. | Sun seeking solar array control system and method |
| RU2242408C1 (en) * | 2003-03-24 | 2004-12-20 | Открытое акционерное общество "Ракетно-космическая корпорация "Энергия" им.С.П.Королева" | Method for control of position of solar batteries of space vehicle and system for its realization |
| RU2340518C2 (en) * | 2006-05-26 | 2008-12-10 | Открытое акционерное общество "Ракетно-космическая корпорация "Энергия" имени С.П. Королева" | Method of cosmic vehicle solar batteries position control and system for its implementation |
| RU2341421C2 (en) * | 2006-06-07 | 2008-12-20 | Открытое акционерное общество "Ракетно-космическая корпорация "Энергия" имени С.П. Королева" | System of control of spacecraft solar batteries position |
| 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 |
| RU2539068C2 (en) * | 2013-04-17 | 2015-01-10 | Открытое акционерное общество "Ракетно-космическая корпорация "Энергия" имени С.П. Королева" | Control over orientation of supply spaceship with stationary solar battery panels at jobs under conditions of spinning |
-
2016
- 2016-08-08 RU RU2016132609A patent/RU2653890C2/en active
Patent Citations (8)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| FR2450748A1 (en) * | 1979-03-09 | 1980-10-03 | Centre Nat Etd Spatiales | Geostationary earth satellite solar panels - with cells inclined to minimise seasonal light level variation |
| JPH07228299A (en) * | 1994-02-15 | 1995-08-29 | Mitsubishi Electric Corp | Solar battery paddle drive control device for three-axis stable satellite |
| US6381520B1 (en) * | 2000-07-10 | 2002-04-30 | Space Systems/Loral, Inc. | Sun seeking solar array control system and method |
| RU2242408C1 (en) * | 2003-03-24 | 2004-12-20 | Открытое акционерное общество "Ракетно-космическая корпорация "Энергия" им.С.П.Королева" | Method for control of position of solar batteries of space vehicle and system for its realization |
| RU2340518C2 (en) * | 2006-05-26 | 2008-12-10 | Открытое акционерное общество "Ракетно-космическая корпорация "Энергия" имени С.П. Королева" | Method of cosmic vehicle solar batteries position control and system for its implementation |
| RU2341421C2 (en) * | 2006-06-07 | 2008-12-20 | Открытое акционерное общество "Ракетно-космическая корпорация "Энергия" имени С.П. Королева" | System of control of spacecraft solar batteries position |
| 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 |
| RU2539068C2 (en) * | 2013-04-17 | 2015-01-10 | Открытое акционерное общество "Ракетно-космическая корпорация "Энергия" имени С.П. Королева" | Control over orientation of supply spaceship with stationary solar battery panels at jobs under conditions of spinning |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2770331C1 (en) * | 2021-05-11 | 2022-04-15 | Публичное акционерное общество "Ракетно-космическая корпорация "Энергия" имени С.П. Королёва" | Method for determining the performance of a solar battery with double side photosensitivity installed on a spacecraft |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| RU2016132609A (en) | 2018-02-13 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| RU2353555C2 (en) | Method for determining maximum space vehicle solar batteries power output, and system used for method realisation | |
| CN105676671B (en) | A kind of semi-physical simulation test system of Direct to the sun control | |
| RU2340518C2 (en) | Method of cosmic vehicle solar batteries position control and system for its implementation | |
| US8180505B2 (en) | Spacecraft solar cell monitoring system | |
| CN108462467B (en) | Solar wing on-orbit output power evaluation method | |
| RU2655089C1 (en) | Method of estimation of state of solar cell of spacecraft with inertial operating members | |
| RU2653890C2 (en) | Method of determining performance of an installed on the spacecraft solar panels with a positive power output back surface | |
| RU2655561C1 (en) | Method for monitoring performance of solar cell of spacecraft on shadowless orbits | |
| CN105508148A (en) | Method and system for capturing maximum wind energy based on wind energy distribution | |
| RU2325312C2 (en) | Method of spacecraft sun batteries position control and system of its implementation | |
| Pidaparthi et al. | Effect of heliostat size on the levelized cost of electricity for power towers | |
| RU2351919C1 (en) | Method determining earth albedo | |
| RU2624885C2 (en) | Spacecraft solar batteries maximum output power determination method | |
| RU2653891C2 (en) | Method for monitoring the performance of a solar battery of a spacecraft with inertial operating members | |
| RU2621816C1 (en) | Method for determining the output power of solar panels of spacecraft | |
| RU2640937C2 (en) | Method of monitoring present state of solar battery panels of spacecrafts | |
| RU2706643C2 (en) | Method for monitoring performance of solar battery of spacecraft with inertial actuators | |
| RU2640905C2 (en) | Method of controling present status of solar battery of a spacecraft with inertiative end organs | |
| RU2017100584A (en) | SYSTEM AND METHOD FOR POWER RELATIONSHIP CONTROL SYSTEM OF SOLAR ENERGY CONCENTRATORS | |
| RU2771552C1 (en) | Method for evaluating the effectiveness of solar panels of the spacecraft power supply system | |
| RU2784977C1 (en) | Method for assessing the efficiency of solar batteries in the power supply system of a vehicle, mostly space | |
| RU2629647C1 (en) | Method of solar battery panels current status control in spacecrafts | |
| RU2618844C2 (en) | Method for determining maximum output power of spacecraft solar panels | |
| CN112417670B (en) | GEO target photometric characteristic calculation model considering windsurfing board offset effect | |
| RU2770330C1 (en) | Method for monitoring the performance of a solar battery with double side photosensitivity installed on a spacecraft |