RU2679094C1 - Способ управления снабженным солнечными батареями космическим аппаратом - Google Patents

Способ управления снабженным солнечными батареями космическим аппаратом Download PDF

Info

Publication number
RU2679094C1
RU2679094C1 RU2018104930A RU2018104930A RU2679094C1 RU 2679094 C1 RU2679094 C1 RU 2679094C1 RU 2018104930 A RU2018104930 A RU 2018104930A RU 2018104930 A RU2018104930 A RU 2018104930A RU 2679094 C1 RU2679094 C1 RU 2679094C1
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
spacecraft
sun
earth
solar panels
angular position
Prior art date
Application number
RU2018104930A
Other languages
English (en)
Inventor
Александр Иванович Спирин
Дмитрий Николаевич Рулев
Original Assignee
Публичное акционерное общество "Ракетно-космическая корпорация "Энергия" имени С.П. Королёва"
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Публичное акционерное общество "Ракетно-космическая корпорация "Энергия" имени С.П. Королёва" filed Critical Публичное акционерное общество "Ракетно-космическая корпорация "Энергия" имени С.П. Королёва"
Priority to RU2018104930A priority Critical patent/RU2679094C1/ru
Application granted granted Critical
Publication of RU2679094C1 publication Critical patent/RU2679094C1/ru

Links

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)

Abstract

Изобретение относится к управлению функционированием космического аппарата (КА) с солнечными батареями (СБ). Способ включает поддержание заданной ориентации КА и выставку СБ рабочей поверхностью к Солнцу. Измеряют угловое положение КА в инерциальном пространстве, ток нагрузки (I н ) и температуру СБ. Поддерживают угловое отклонение СБ от направления на Солнце в диапазоне от нуля до величины, определяемой отношением тока I н к его максимальному значению. При этом условии поворачивают СБ относительно КА до достижения заданного уровня теплового потока на затененный от Солнца и Земли участок поверхности КА (где наблюдают дефицит тепла) от излучения, отраженного поверхностью СБ. Запоминают измеренное при этом угловое положение КА и при последующем отклонении от него текущего положения КА повторяют указанный поворот СБ. На теневой части орбиты данные операции проводят, учитывая только излучение со стороны Земли. Технический результат состоит в обеспечении требуемого нагрева (исключения переохлаждения) участков внешней поверхности КА. 2 ил.

Description

Изобретение относится к области космической техники, а именно, к эксплуатации космических аппаратов (КА) и может быть использовано при управлении снабженных солнечными батареями (СБ) КА в полете.
При управлении КА, снабженного СБ, необходимо обеспечивать требуемую ориентацию СБ на Солнце (Елисеев А.С. Техника космических полетов. - М.: Машиностроение, 1983), для чего разворачивают панели СБ в рабочее положение, соответствующее совмещению нормали к их освещенной рабочей поверхности с направлением на Солнце.
Также известен способ управления КА с СБ (патент РФ №2340518 по заявке №2006118382/11, приоритет от 26.05.2006), в котором СБ поворачивают путем отворота нормали к освещенной рабочей поверхности СБ от направления на Солнце в сторону направления радиус-вектора КА до достижения углом между нормалью к освещенной рабочей поверхности СБ и направлением на Солнце значения, соответствующего положению СБ, при котором ток, вырабатываемый СБ под воздействием прямого солнечного излучения, поступающего на рабочую поверхность СБ, и отраженного от Земли излучения, поступающего на тыльную поверхность СБ, достигает максимально-возможного в текущей точке орбиты КА значения. Данный способ обеспечивает повышение эффективности генерации тока СБ за счет учета поступления на СБ как прямого солнечного излучения, так и излучения от Земли (обеспечивается увеличение прихода электроэнергии от СБ, имеющих положительную выходную мощность тыльной поверхности, за счет дополнительного использования отраженного от Земли солнечного излучения, поступающего на тыльную поверхность панелей СБ).
С другой стороны, одной из составляющей управления КА, снабженного СБ, является контроль основных электрических характеристик СБ: выходного тока, напряжения и мощности СБ (Раушенбах Г. Справочник по проектированию солнечных батарей. М.: Энергоатомиздат, 1983; патент РФ №2353555 по заявке №2006131395/11, приоритет от 31.08.2006), для чего разворачивают панели СБ в рабочее положение, соответствующее совмещению нормали к их освещенной рабочей поверхности с направлением на Солнце и осуществляют контроль текущей производительности панели СБ по величине генерируемого тока. Данный способ обеспечивает контроль основных электрических характеристик СБ в ходе полета КА, при этом к недостаткам данного способа управления КА с СБ можно отнести то, что он не позволяет уменьшить (исключить) поступление уходящего от Земли излучения на тыльную поверхность СБ, что оказывает неблагоприятное влияние на решение задачи определения выходной мощности и последующей оценки эффективности СБ.
Известен способ управления КА с СБ при определения выходной мощности СБ (патент РФ №2621816 по заявке №2016107256, приоритет от 29.02.2016 - прототип), в котором СБ КА разворачивают в положение, при котором уходящее от Земли излучение поступает на СБ вне зон чувствительности рабочей и тыльной поверхностей СБ. Способ - прототип позволяет увеличить точность определения выходной мощности и оценки текущей эффективности СБ КА за счет минимизации (исключения) влияния уходящего от Земли излучения при определении выходной мощности и оценки текущей эффективности СБ.
При реализации полетных операций КА необходимо поддерживать (обеспечивать) требуемый тепловой режима функционирования КА. В частности, при нахождении определенных участков внешней поверхности КА в тени элементов конструкции КА и при нахождении самого КА в тени Земли может осуществляться чрезмерное (неблагоприятное) охлаждение указанных участков (зон) внешней поверхности КА, которое нарушает требуемый тепловой режима функционирования КА.
Таким образом, к недостаткам способа - прототипа относится, в том числе, то, что он не предусматривает возможности обеспечения необходимого (достаточного) уровня подвода тепла в требуемые задаваемые зоны на внешней поверхности КА.
Задачей, на решение которой направлено настоящее изобретение, является обеспечении подвода тепла в требуемые участки (зоны) внешней поверхности КА.
Технический результат, достигаемый при осуществлении настоящего изобретения, заключается в расширении возможностей по обеспечению требуемого теплового режима функционирования КА, снабженного подвижными СБ, путем подведения в требуемые участки (зоны) внешней поверхности КА дополнительного теплового потока за счет отражения теплового излучения Солнца и Земли поверхностью СБ.
Технический результат достигается тем, что в способе управления снабженным солнечными батареями космическим аппаратом, включающем навигационные измерения, повороты космического аппарата для построения и поддержания задаваемой ориентации космического аппарата и поворот солнечных батарей относительно космического аппарата для наведения нормали к рабочей поверхности солнечных батарей в задаваемое положение, в отличие от прототипа, измеряют угловое положение космического аппарата относительно инерциального пространства, измеряют температуру солнечных батарей, измеряют ток нагрузки от потребителей электроэнергии на космическом аппарате Iн и в моменты нахождения космического аппарата на освещенной Солнцем части орбиты осуществляют поворот солнечных батарей относительно космического аппарата при поддержании измеряемого значения угла между вектором направления на Солнце и вектором нормали к рабочей поверхности солнечных батарей в диапазоне
Figure 00000001
где Imax - максимальный ток, вырабатываемый при ориентации рабочей поверхности панелей солнечных батарей перпендикулярно солнечным лучам, при этом поворот производят до достижения задаваемого уровня поступающего на затененный от Солнца и Земли участок поверхности космического аппарата, в котором наблюдают дефицит тепла, теплового потока отраженного поверхностью солнечных батарей излучения Земли и Солнца, по завершению последнего поворота солнечных батарей запоминают измеренное угловое положение космического аппарата относительно инерциального пространства и далее при отклонении текущего измеренного углового положения космического аппарата от последнего запомненного углового положения космического аппарата, превышающем задаваемую величину, повторяют предшествующий поворот солнечных батарей, при этом в моменты нахождении космического аппарата на теневой части орбиты осуществляют поворот солнечных батарей относительно космического аппарата до достижения задаваемого уровня поступающего на затененный от Земли участок поверхности космического аппарата, в котором наблюдают дефицит тепла, теплового потока отраженного поверхностью солнечных батарей излучения Земли, и по завершению последнего поворота солнечных батарей запоминают измеренное угловое положение космического аппарата относительно инерциального пространства и далее при отклонении текущего измеренного углового положения космического аппарата от последнего запомненного углового положения космического аппарата, превышающем задаваемую величину, повторяют предшествующий поворот солнечных батарей.
Суть предлагаемого изобретения поясняется на фиг. 1 и 2. На фиг. 1 представлена возможная схема поступления отраженного поверхностью СБ теплового излучения Солнца и Земли на затененный от Солнца и Земли элементами конструкции КА участок внешней поверхности КА, в котором наблюдают дефицит тепла, в моменты нахождения КА на освещенной Солнцем части орбиты. На фиг. 2 представлена возможная схема поступления отраженного поверхностью СБ теплового излучения Земли на затененный от Земли элементами конструкции КА участок внешней поверхности КА, в котором наблюдают дефицит тепла, на теневой части орбиты.
На фиг. 1 и 2 введены обозначения:
S - вектор направления на Солнце;
Q - участок внешней поверхности КА, в котором наблюдают дефицит тепла;
T - участок элемента конструкции КА, затеняющий от Солнца участок Q поверхности КА;
С - СБ КА;
NSB - вектор нормали к рабочей поверхности СБ,
α - угол между вектором направления на Солнце и вектором нормали к рабочей поверхности СБ;
Z - видимая с КА подстилающая земная поверхность;
PSB-i - i-ый участок поверхности СБ, со стороны которого тепловой поток поступает на участок Q поверхности КА;
PZ-j - j-ый участок видимого с КА диска земной поверхности, со стороны которого тепловой поток поступает на поверхность СБ;
WS - направление теплового потока солнечного излучения;
WZS - направление эффективного теплового потока от видимого с КА диска земной поверхности на поверхность СБ при нахождении КА на световой части орбиты;
WSBZS - направление теплового потока от поверхности СБ на участок Q поверхности КА при нахождении КА на световой части орбиты;
WZ - направление теплового потока от видимого с КА диска земной поверхности на поверхность СБ при нахождении КА на теневой части орбиты;
WSBZ - направление теплового потока от поверхности СБ на участок Q поверхности КА при нахождении КА на теневой части орбиты.
Поясним предложенные в способе действия.
Как правило для выполнения полетных операций предусмотрены различные режимы управления ориентаций СБ КА, в том числе режим автоматического наведения СБ на Солнце (режим «отслеживания» Солнца) и режим выставки СБ в заданное положение. В предлагаемом техническом решении для решения поставленной задачи выполняют навигационные измерения, повороты КА для построения и поддержания задаваемой ориентации КА и поворот СБ относительно КА для наведения нормали к рабочей поверхности СБ в задаваемое положение (на Солнце).
В качестве задаваемой ориентации КА может выступать некоторая «дежурная» ориентация КА. Например, можно рассмотреть 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.
Для реализации 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.
В предлагаемом техническом решении дополнительно измеряют угловое положение КА относительно инерциального пространства, измеряют температуру СБ и измеряют ток нагрузки от потребителей электроэнергии на КА Iн.
В моменты нахождения КА на освещенной Солнцем части орбиты осуществляют поворот СБ относительно КА при поддержании измеряемого значения угла α между вектором направления на Солнце и вектором нормали к рабочей поверхности СБ в диапазоне
Figure 00000002
где Imax - максимальный ток, вырабатываемый при ориентации рабочей поверхности панелей солнечных батарей перпендикулярно солнечным лучам, при этом данный поворот производят до достижения задаваемого уровня (например, наибольшего) теплового потока от поверхности СБ на затененный от Солнца и Земли элементами конструкции КА участок поверхности КА, в котором наблюдают дефицит тепла (а именно, задаваемого уровня теплового потока отраженного поверхностью солнечных батарей излучения, возникающего от падающих на СБ эффективного теплового потока от видимого с КА диска земной поверхности и теплового потока солнечного излучения).
Как правило, участок Q внешней поверхности КА, в котором наблюдают дефицит тепла, рассматривается как участок на внешней поверхности КА, теплоизолированный от других конструктивных элементов корпуса КА. Например, в качестве участка внешней поверхности КА, в котором наблюдают дефицит тепла, могут рассматриваться наружные модули (по отношению к внутренним модулям - модулям, установленным внутри КА) научной или служебной аппаратуры КА или аппаратура, вынесенная от корпуса на штанге и т.п.
По завершению данного поворота СБ запоминают измеренное угловое положение КА относительно инерциального пространства.
Далее, в процессе поддержания задаваемой ориентации КА на освещенной части орбиты, при отклонении текущего измеренного углового положения КА от последнего запомненного на освещенной части орбиты углового положения КА, превышающем задаваемую величину, повторяют предшествующий поворот СБ. Указанная задаваемая величина данного отклонения определяется требованиями к точности задания/определения теплового потока от поверхности СБ на затененный от Солнца и Земли элементами конструкции КА участок поверхности КА, в котором наблюдают дефицит тепла, и зависимостью изменения указанного теплового потока от изменения углового положения КА.
Считаем, что СБ в системе энергоснабжения (СЭС) КА являются основными источниками электроэнергии и обеспечивают работу ее бортовых потребителей (Раушенбах Г. Справочник по проектированию солнечных батарей. Москва, Энергоатомиздат, 1983; Инженерный справочник по космической технике. Изд-во МО СССР, М., 1969).
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 (Грилихес В.А., Орлов П.П., Попов Л.Б. Солнечная энергия и космические полеты. Москва. «Наука», 1984, стр. 109)
I=Imax cosα,
где α - текущий угол между нормалью к рабочей поверхности СБ и направлением на Солнце,
то текущий угол α не должен превышать величину αmax рассчитываемую по формуле
Figure 00000003
Поворот СБ в описанные положения обеспечивает поступление на затененный от Солнца и Земли элементами конструкции КА участок поверхности КА, в котором наблюдают дефицит тепла, задаваемого уровня (например, наибольшего) теплового потока от поверхности СБ при выполнении условия, что солнечное излучение поступает на СБ при таких углах с нормалью к рабочей поверхности СБ, при которых воздействие солнечного излучения на СБ приводит к генерации необходимого тока СБ - тока, необходимого и достаточного для обеспечения энергией бортовых потребителей электроэнергии на КА. На фиг. 1 представлена иллюстрация поступления на освещенной части орбиты указанного теплового потока, при этом:
- эффективный тепловой поток WZS от видимого с КА диска земной поверхности на СБ включает собственное излучение Земли и отраженное излучение, возникающее под воздействием падающего на поверхность Земли теплового потока WS солнечного излучения;
- тепловой поток WSBZS от поверхности СБ на участок поверхности КА, в котором наблюдают дефицит тепла, составляет отраженное излучение, возникающее под воздействием падающего на СБ теплового потока WZS от видимого с КА диска земной поверхности и теплового потока WS солнечного излучения.
Для реализации данного поворота СБ определяют угловое положение СБ, при котором обеспечивается задаваемый уровень (например, максимизация) интенсивности LQ теплового потока от поверхности СБ на затененный от Солнца и Земли элементами конструкции КА участок Q поверхности КА, в котором наблюдают дефицит тепла, при значении угла α между вектором направления на Солнце и вектором нормали к рабочей поверхности СБ α≤αmax:
Figure 00000004
где
Figure 00000005
- интенсивность теплового потока от j-ого участка поверхности СБ на участок Q поверхности КА;
Figure 00000006
- коэффициент, определяемый размерами и положением j-ого участка поверхности СБ;
J - множество участков поверхности СБ, от которых тепловой поток поступает на участок Q поверхности КА;
αmax определяется (2).
Условие α≤αmax в соотношении (3) соответствует условию нахождения значения угла α в диапазоне (1).
В моменты нахождения КА на теневой части орбиты осуществляют поворот СБ относительно КА до достижения задаваемого уровня (например, наибольшего) теплового потока от поверхности СБ на затененный от Земли элементами конструкции КА участок поверхности КА, в котором наблюдают дефицит тепла (а именно, задаваемого уровня теплового потока отраженного излучения, возникающего от падающего на СБ теплового потока от видимого с КА диска земной поверхности).
По завершению данного поворота СБ запоминают измеренное угловое положение КА относительно инерциального пространства.
Далее, в процессе поддержания задаваемой ориентации КА на теневой части орбиты, при отклонении текущего измеренного углового положения КА от последнего запомненного на теневой части орбиты углового положения КА, превышающем задаваемую величину, повторяют предшествующий поворот СБ.
Поворот СБ в описанные положения обеспечивает поступление на рассматриваемый затененный от Земли элементами конструкции КА участок внешней поверхности КА, в котором наблюдают дефицит тепла, задаваемого уровня (например, наибольшего) теплового потока от поверхности СБ. На фиг. 2 представлена иллюстрация поступления на теневой части орбиты указанного теплового потока, при этом:
- тепловой поток WZ от видимого с КА диска земной поверхности на СБ составляет собственное тепловое излучение Земли;
- тепловой поток WSBZ от поверхности СБ на участок поверхности КА, в котором наблюдают дефицит тепла, составляет отраженное излучение, возникающее под воздействием падающего на СБ теплового потока WZ от видимого с КА диска земной поверхности.
Для реализации данного поворота СБ определяют угловое положение СБ, при котором обеспечивается задаваемый уровень (например, максимизация) интенсивности LQ теплового потока от поверхности СБ на затененный от Земли элементами конструкции КА участок Q поверхности КА, в котором наблюдают дефицит тепла:
Figure 00000007
где
Figure 00000008
- интенсивность теплового потока от j-ого участка поверхности СБ на участок Q поверхности КА;
Figure 00000009
- коэффициент, определяемый размерами и положением j-ого участка поверхности СБ;
J - множество участков поверхности СБ, от которых тепловой поток поступает на участок Q поверхности КА.
Для расчета интенсивности теплового потока от поверхности СБ и видимого с КА диска земной поверхности могут быть использованы известные модели (Фаворский О.Н., Каданер Я.С. Вопросы теплообмена в космосе. Изд. 2-е, доп. Учеб. пособие для вузов. М.: Высшая школа, 1972; Малоземов В.В. Тепловой режим космических аппаратов. - М.: Машиностроение, 1980; Кобранов Г.П., Цветков А.П., Белов А.И., Сухнев В.А. Внешний теплообмен космических объектов. - М.: Машиностроение, 1977).
При этом и на освещенной, и на теневой частях орбиты предложенную методику дополнительного подведения тепла на участок внешней поверхности КА, в котором наблюдают дефицит тепла, реализуют при условии (в моменты), когда измеряемая температура поверхности СБ, как отражающей поверхности (поверхности, отражающей тепловые потоки, поступающие от Солнца и от Земли), составляет величину не менее (более или равной), чем температура рассматриваемого участка внешней поверхности КА, в котором наблюдают дефицит тепла.
Опишем технический эффект предлагаемого изобретения.
Предлагаемое техническое решение расширяет возможности по обеспечению требуемого теплового режима функционирования КА, снабженного подвижными СБ, путем подведения в требуемые участки (зоны) внешней поверхности КА дополнительного теплового потока за счет отражения тепловых потоков Солнца и Земли поверхностью СБ. При этом указанный тепловой поток, подводимый на участок поверхности КА, в котором наблюдают дефицит тепла, составляет отраженное поверхностью СБ излучение, возникающее под воздействием падающих на СБ тепловых потоков излучения Земли и Солнца.
Данный результат обеспечивается за счет выполнения предложенных поворотов СБ в предложенные моменты времени и при выполнении предложенных условий.
При этом обеспечивается безусловное выполнение требования поддержания функционирования КА - требования обеспечения генерации тока СБ, необходимого и достаточного для обеспечения энергией бортовых потребителей электроэнергии на КА. Данное требование выполняется тем, что в предлагаемом техническом решении обеспечивается такой уровень освещенности СБ Солнцем, который необходим и достаточен для выработки СБ электроэнергии, обеспечивающей питание текущих потребителей электроэнергии на КА.
Таким образом, предлагаемое техническое решение позволяет обеспечить дополнительное подведение тепла в требуемые/задаваемые участки внешней поверхности КА, в которых наблюдают дефицит тепла.
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.

Claims (1)

  1. Способ управления снабженным солнечными батареями космическим аппаратом, включающий навигационные измерения, повороты космического аппарата для построения и поддержания задаваемой ориентации космического аппарата и поворот солнечных батарей относительно космического аппарата для наведения нормали к рабочей поверхности солнечных батарей в задаваемое положение, отличающийся тем, что измеряют угловое положение космического аппарата относительно инерциального пространства, измеряют температуру солнечных батарей, измеряют ток нагрузки Iн от потребителей электроэнергии на космическом аппарате и в моменты нахождения космического аппарата на освещенной Солнцем части орбиты осуществляют поворот солнечных батарей относительно космического аппарата при поддержании измеряемого значения угла между вектором направления на Солнце и вектором нормали к рабочей поверхности солнечных батарей в диапазоне
    Figure 00000010
    , где Imax - максимальный ток, вырабатываемый при ориентации рабочей поверхности панелей солнечных батарей перпендикулярно солнечным лучам, при этом поворот производят до достижения задаваемого уровня поступающего на затененный от Солнца и Земли участок поверхности космического аппарата, в котором наблюдают дефицит тепла, теплового потока, отраженного поверхностью солнечных батарей излучения Земли и Солнца, по завершении последнего поворота солнечных батарей запоминают измеренное угловое положение космического аппарата относительно инерциального пространства и далее при отклонении текущего измеренного углового положения космического аппарата от последнего запомненного углового положения космического аппарата, превышающем задаваемую величину, повторяют предшествующий поворот солнечных батарей, при этом в моменты нахождении космического аппарата на теневой части орбиты осуществляют поворот солнечных батарей относительно космического аппарата до достижения задаваемого уровня поступающего на затененный от Земли участок поверхности космического аппарата, в котором наблюдают дефицит тепла, теплового потока, отраженного поверхностью солнечных батарей излучения Земли, и по завершении последнего поворота солнечных батарей запоминают измеренное угловое положение космического аппарата относительно инерциального пространства и далее при отклонении текущего измеренного углового положения космического аппарата от последнего запомненного углового положения космического аппарата, превышающем задаваемую величину, повторяют предшествующий поворот солнечных батарей.
RU2018104930A 2018-02-08 2018-02-08 Способ управления снабженным солнечными батареями космическим аппаратом RU2679094C1 (ru)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2018104930A RU2679094C1 (ru) 2018-02-08 2018-02-08 Способ управления снабженным солнечными батареями космическим аппаратом

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2018104930A RU2679094C1 (ru) 2018-02-08 2018-02-08 Способ управления снабженным солнечными батареями космическим аппаратом

Publications (1)

Publication Number Publication Date
RU2679094C1 true RU2679094C1 (ru) 2019-02-05

Family

ID=65273528

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2018104930A RU2679094C1 (ru) 2018-02-08 2018-02-08 Способ управления снабженным солнечными батареями космическим аппаратом

Country Status (1)

Country Link
RU (1) RU2679094C1 (ru)

Cited By (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN111661369A (zh) * 2020-06-16 2020-09-15 北京卫星环境工程研究所 一种用于航天器热试验的薄膜型加热器的布局方法
RU2784977C1 (ru) * 2022-04-11 2022-12-01 Публичное акционерное общество "Ракетно-космическая корпорация "Энергия" имени С.П. Королёва" Способ оценки эффективности солнечных батарей системы электропитания аппарата, преимущественно космического

Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US5089055A (en) * 1989-12-12 1992-02-18 Takashi Nakamura Survivable solar power-generating systems for use with spacecraft
US6293502B1 (en) * 1998-08-05 2001-09-25 Hughes Electronics Corporation System and method for enhanced solar array pointing in sun-nadir steering
RU2368546C2 (ru) * 2004-10-15 2009-09-27 Астриум Сас Электротермический ракетный двигатель малой тяги
JP2012215348A (ja) * 2011-03-31 2012-11-08 Mitsubishi Heavy Ind Ltd 太陽熱受熱器及び太陽熱発電装置
RU2621816C1 (ru) * 2016-02-29 2017-06-07 Открытое акционерное общество "Ракетно-космическая корпорация "Энергия" имени С.П. Королева" Способ определения выходной мощности солнечной батареи космического аппарата
RU2624885C2 (ru) * 2015-12-22 2017-07-07 Открытое акционерное общество "Ракетно-космическая корпорация "Энергия" имени С.П. Королева" Способ определения максимальной выходной мощности солнечных батарей космического аппарата

Patent Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US5089055A (en) * 1989-12-12 1992-02-18 Takashi Nakamura Survivable solar power-generating systems for use with spacecraft
US6293502B1 (en) * 1998-08-05 2001-09-25 Hughes Electronics Corporation System and method for enhanced solar array pointing in sun-nadir steering
RU2368546C2 (ru) * 2004-10-15 2009-09-27 Астриум Сас Электротермический ракетный двигатель малой тяги
JP2012215348A (ja) * 2011-03-31 2012-11-08 Mitsubishi Heavy Ind Ltd 太陽熱受熱器及び太陽熱発電装置
RU2624885C2 (ru) * 2015-12-22 2017-07-07 Открытое акционерное общество "Ракетно-космическая корпорация "Энергия" имени С.П. Королева" Способ определения максимальной выходной мощности солнечных батарей космического аппарата
RU2621816C1 (ru) * 2016-02-29 2017-06-07 Открытое акционерное общество "Ракетно-космическая корпорация "Энергия" имени С.П. Королева" Способ определения выходной мощности солнечной батареи космического аппарата

Cited By (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN111661369A (zh) * 2020-06-16 2020-09-15 北京卫星环境工程研究所 一种用于航天器热试验的薄膜型加热器的布局方法
CN111661369B (zh) * 2020-06-16 2021-10-01 北京卫星环境工程研究所 一种用于航天器热试验的薄膜型加热器的布局方法
RU2784977C1 (ru) * 2022-04-11 2022-12-01 Публичное акционерное общество "Ракетно-космическая корпорация "Энергия" имени С.П. Королёва" Способ оценки эффективности солнечных батарей системы электропитания аппарата, преимущественно космического

Similar Documents

Publication Publication Date Title
ES2345494T3 (es) Aparato para un vehiculo espacial geosincrono para extension de la vida util.
US20190055038A1 (en) Artificial satellite and method of controlling the same
RU2340518C2 (ru) Способ управления положением солнечных батарей космического аппарата и система для его осуществления
Corey et al. Performance and evolution of stationary plasma thruster electric propulsion for large communications satellites
Buinhas et al. IRASSI: InfraRed astronomy satellite swarm interferometry—Mission concept and description
RU2679094C1 (ru) Способ управления снабженным солнечными батареями космическим аппаратом
RU2535979C2 (ru) Система ориентации навигационного спутника
Lafleur et al. Low-earth-orbit constellation phasing using miniaturized low-thrust propulsion systems
Vasile et al. Light-touch2: a laser-based solution for the deflection, manipulation and exploitation of small asteroids
RU2655089C1 (ru) Способ оценки состояния солнечной батареи космического аппарата с инерционными исполнительными органами
RU2679101C1 (ru) Способ управления снабженным солнечными батареями космическим аппаратом
Klinkrad et al. Orbit and attitude perturbations due to aerodynamics and radiation pressure
Barbee et al. Guidance and navigation for rendezvous and proximity operations with a non-cooperative spacecraft at geosynchronous orbit
RU2621816C1 (ru) Способ определения выходной мощности солнечной батареи космического аппарата
RU2535963C2 (ru) Способ управления орбитальным космическим аппаратом
Strange et al. Mission design for the titan saturn system mission concept
RU2706643C2 (ru) Способ контроля производительности солнечной батареи космического аппарата с инерционными исполнительными органами
Moorthy et al. Extended lifetime of CubeSats in the lower thermosphere with active attitude control
Starinova et al. Sunlight Reflection off the Spacecraft with a Solar Sail on the Surface of Mars
Rozhkov et al. Applying the Spacecraft with a Solar Sail to Form the Climate on a Mars Base
Vetrisano et al. Deflecting small asteroids using laser ablation: Deep space navigation and asteroid orbit control for LightTouch2 Mission
Liu et al. Contrastive Study on solar radiation pressure force Model for solar sail
Gillespie et al. Some notes on attitude control of Earth satellite vehicles
Doornbos Modeling of non-gravitational forces for ERS-2 and ENVISAT
Vaughan et al. A First Look at the Guidance and Control System for the Solar Probe Plus Mission