Les perspectives de développement de la radioastronomie, de l'énergie solaire, des communications spatiales, de l'exploration de la surface de la Terre et d'autres planètes sont directement liées à la possibilité de lancer des structures de grande taille dans l'espace. Actuellement, des recherches sont menées en Russie et à l'étranger visant à créer des structures de différentes classes dans l'espace de grandes dimensions : télescopes et antennes spatiaux, plates-formes énergétiques et scientifiques, panneaux solaires de grande taille (SB), etc.
L'un des domaines importants et en développement rapide dans le domaine de la création de structures spatiales de grande taille est le développement de panneaux solaires déroulants, ainsi que d'antennes installées sur des engins spatiaux (SC) à diverses fins.
À mesure que la taille et la complexité des engins spatiaux augmentent, la nécessité de placer l’engin spatial sous le carénage des lanceurs devient une sérieuse limitation de conception. Cela a conduit à la création d’engins spatiaux ayant différentes configurations pendant le transport et en état de fonctionnement en orbite. Le vaisseau spatial comprend des structures transformables de diverses antennes, des tiges pliantes sur lesquelles sont installés des instruments et des capteurs, des panneaux de sécurité et autres, qui s'ouvrent dans l'espace et prennent la forme nécessaire au fonctionnement en orbite. Ainsi, les vaisseaux spatiaux modernes sont un ensemble de corps reliés les uns aux autres d'une certaine manière. En règle générale, le vaisseau spatial comporte un bloc principal massif auquel sont fixées des structures transformables (Fig. B1).
1 - batterie solaire ; 2 - capteur d'orientation solaire ; 3 - antenne omnidirectionnelle en bande S ; 4 - Antenne bande C (diamètre 1,46 m) ; 5 - antenne multicanal (émetteur d'antenne réseau à commande de phase); 6 - antenne orientable (accès unique en bande K-S, bande K pour liaison de communication espace-espace) (diamètre 4,88 m) ; 7 - direction du vecteur vitesse orbitale ; 8 - direction vers la Terre ; Antenne réseau phasée en bande S à 9 - 30 éléments (ligne de communication multicanal) ; 10 - antenne contrôlée en bande K (ligne de communication espace-Terre) (diamètre 1,98 m) ; 11 - Antenne bande K (diamètre 1,13 m)
Par conséquent, pour qu'un vaisseau spatial moderne puisse s'insérer sous le carénage d'un lanceur, toutes les structures transformables doivent être posées d'une certaine manière dans une position de transport compacte. Une fois le vaisseau spatial lancé sur une certaine orbite, toutes les structures transformables sont déployées selon un programme donné. Dans le cas général, le nombre d'étapes de mise en position de travail des structures transformables peut être assez important (Fig. B2).
1 - configuration initiale des éléments avant déploiement ; 2 - découplage et déploiement de panneaux solaires ; 3 - fixation des tiges des batteries solaires ; 4 - déploiement de l'antenne de la ligne de communication espace-Terre ; 5 - déploiement de l'antenne bande C ; 6 - compartiment du remorqueur interorbital IDS ; 7 - déploiement des tiges d'antenne à accès unique et rotation des antennes ; 8 - configuration finale après déploiement de tous les éléments
Lors du mouvement des éléments de structures transformables, ils sont fixés dans une certaine position, tandis que le mouvement s'effectue à la fois à l'aide d'entraînements électriques et grâce à l'énergie de déformation de divers types de ressorts.
Ainsi, le problème de la création de systèmes montés à des fins fonctionnelles spéciales avec des dimensions dépassant les dimensions de l'engin spatial se résume au développement de structures pliables qui satisfont à des exigences contradictoires telles qu'un poids et un volume minimum à l'état de transport plié, une grande fiabilité de déploiement depuis le état de transport jusqu'à la position de travail et fonctionnement en orbite, surface de travail maximale à l'état ouvert, caractéristiques de performance stables dans des conditions de charge. Les performances de telles structures sont principalement déterminées par l'intensité des forces qui s'y produisent lors de l'ouverture. Par conséquent, garantir leur ouverture fiable est associé à la résolution de problèmes mécaniques complexes.
Malgré des progrès significatifs dans la conception de telles structures, la tâche consistant à assurer une ouverture fluide et fiable des grandes structures tout en assurant leur fonctionnement ultérieur reste importante.
Les tendances actuelles dans le développement de la technologie spatiale dictent la nécessité de créer des engins spatiaux dotés d'une alimentation électrique élevée et d'une durée de vie prolongée - 15 ans ou plus. Une augmentation de l'alimentation électrique d'un engin spatial entraîne une augmentation de la surface utile de l'aile SB (Fig. B3).
Dans le même temps, ils doivent être placés dans la zone de charge utile des lanceurs d'engins spatiaux existants en orbite. Dans ces conditions, une seule issue est évidente : construire une aile SB, en augmentant le nombre de panneaux, qui sont pliés en un ensemble rationnel au stade de la mise en orbite du vaisseau spatial. Dans les expériences au sol, il n'est pas possible de reproduire suffisamment les conditions réelles du processus de déploiement du SB et ainsi de confirmer pleinement la fiabilité et les performances du système de déploiement. Une défaillance ou un fonctionnement anormal du système de divulgation du système de sécurité entraîne presque toujours des situations d'urgence. L'utilisation de méthodes de modélisation mathématique détermine de manière significative la qualité, réduit le temps et le coût de développement des SB multi-liens pliables. Cela offre la possibilité d'un support d'informations détaillé tout au long de la période de développement, de fabrication, de tests expérimentaux et d'exploitation du SB, y compris l'analyse de la fiabilité, la prévision des pannes et des situations d'urgence.
Le système de rotation de la batterie solaire contient un boîtier, un arbre creux avec une bride pour connecter la batterie solaire, un entraînement pour sa rotation, des collecteurs de puissance et de courant télémétrique. L'arbre de sortie est fonctionnellement divisé en une bride de puissance et un arbre avec un collecteur de courant de puissance. Le collecteur de courant télémétrique est installé sur son arbre et relié à l'arbre de sortie. La bride de l'arbre de sortie est installée dans le boîtier du système de rotation de la batterie solaire sur un palier de support avec précharge ou sa compression à travers le palier de support jusqu'au boîtier du système de rotation de la batterie solaire par des ressorts. La fiabilité augmente et le poids et les dimensions de l'appareil diminuent. 1 salaire f-ly, 1 malade.
L'invention concerne la technologie spatiale et peut être utilisée dans la conception d'un système de rotation de panneaux solaires (SPSB).
La présente invention est destinée à faire tourner une batterie solaire (SB) et à transmettre l'énergie électrique des batteries solaires à un vaisseau spatial.
Un système bien connu pour batteries solaires rotatives (SPBS), brevet américain n° 4076191, se compose d'un boîtier, d'un arbre avec deux brides pour relier deux ailes de batteries solaires, d'un entraînement et de collecteurs de courant. De puissance, transmettant l'énergie électrique, et télémétrique, transmettant des commandes et des informations télémétriques, des collecteurs de courant sont situés sur l'arbre, tandis que l'entraînement fait tourner les deux ailes du SB. Cette invention est prise comme prototype.
L'inconvénient de cet appareil est la présence d'un lecteur non redondant et, par conséquent, la capacité de survie réduite de l'appareil. Le deuxième inconvénient est la conception massive de l'arbre, due au respect de l'exigence de rigidité à la flexion requise de l'arbre. De plus, un grand diamètre d'arbre entraîne une friction et une usure accrues des collecteurs de courant.
L'objectif technique de l'invention est d'augmenter la fiabilité du système, de réduire le poids de la structure et d'augmenter la fonctionnalité.
La tâche est réalisée grâce au fait que dans un SPBS comportant un boîtier, un entraînement et un arbre, l'arbre de sortie de l'appareil est creux avec une bride de puissance à son extrémité. Dans ce cas, le collecteur de courant de puissance est situé sur l'arbre de sortie à l'extérieur et le dispositif télémétrique est installé sur son propre arbre. Le dispositif de collecte de courant télémétrique est connecté à l'arbre de sortie du SPBS. La bride de l'arbre de sortie est montée sur un roulement de support à bagues plates ou plaquée contre le carter par des ressorts. La section de l'arbre de sortie avec le collecteur de courant de puissance installé est exclue de la conception rigide et présente des dimensions optimales pour garantir un poids minimum et la durée de vie requise du collecteur de courant.
L'essence de l'invention est illustrée par le dessin, où la figure 1 montre une vue générale du dispositif revendiqué avec une coupe.
Le système de rotation de batterie solaire se compose d'un boîtier 1, d'un entraînement 2, d'un arbre de sortie 3 monté sur un roulement de support 4, d'un collecteur de courant de puissance 6 situé sur l'arbre de sortie 3 et d'un collecteur de courant télémétrique 7 monté sur son arbre. Le dispositif télémétrique de collecte de courant 7 peut être installé dans la cavité interne de l'arbre de sortie 3 ou extérieurement et connecté à celui-ci. Une rigidité accrue des structures est obtenue en appuyant constamment l'arbre 3 contre le boîtier 1 en raison de la précharge du roulement de support ou de la compression par des ressorts à disque 8. Une précision accrue de la position de l'axe de rotation de l'arbre de sortie 3 est obtenue par un roulement de support avec des bagues de support plates 9. La roue dentée 10 est montée sur l'arbre 5 de l'entraînement 2. Le pignon 11 est installé sur l'arbre de sortie 3.
Lorsque le SPSB fonctionne, l'entraînement 2 transmet la rotation à l'arbre de sortie 3. La rotation de l'entraînement à l'arbre de sortie 3 est transmise par un train d'engrenages avec les engrenages 10, 11.
Les collecteurs de courant 6 et 7 transmettent l'énergie électrique, les commandes et les signaux du générateur solaire rotatif au vaisseau spatial à la fois lorsqu'il tourne et lorsqu'il est arrêté. Une pression constante de l'arbre de sortie 3 sur le boîtier 1 à travers le palier de support 4 est assurée par des disques ressorts 8 aussi bien pendant la rotation que lorsque l'arbre de sortie s'arrête.
La capacité de survie accrue du vaisseau spatial est assurée par l'utilisation d'un SPSB pour chaque aile SB. Même en cas de panne du système d'alimentation électrique d'une aile, l'appareil recevra l'énergie électrique de l'autre aile et assurera le fonctionnement des principaux consommateurs.
La réduction de poids de la structure est assurée par le fait que l'arbre de sortie 3 est fonctionnellement divisé en une bride de puissance jusqu'au palier de support 4 et un arbre collecteur de courant de puissance. La bride de puissance peut être située à la fois à l'intérieur du boîtier SPSB et à l'extérieur, comme le montre la Fig. 1. L'arbre a des dimensions plus petites, un poids inférieur et une rigidité à la flexion accrue en raison de la fermeture directe du circuit de puissance de la structure à partir de la bride de l'arbre de sortie. au boîtier à travers le palier de support.
La force de poussée du palier d'appui (ou la précharge du palier d'appui à quatre points) est choisie parmi la condition suivante de non-ouverture de l'articulation sous charges de fonctionnement :
P>2·K·M/D, où
P - force de poussée du roulement de support, Nm ;
M - moment de flexion réduit en fonctionnement normal, N ;
La réduction du poids des dispositifs collecteurs de courant et l'augmentation de leur durée de vie sont obtenues grâce au fait que la section de l'arbre avec le dispositif collecteur de courant de puissance installé est exclue de la structure rigide et a des dimensions optimales pour le dispositif collecteur de courant. appareil. Un dispositif collecteur de courant télémétrique de type capsule est installé sur son arbre, par exemple à l'intérieur de l'arbre de sortie ou est connecté extérieurement et présente une masse minimale. La durée de vie accrue des collecteurs de courant est obtenue grâce à la possibilité de les réaliser avec un diamètre minimum de bagues coulissantes et, par conséquent, un frottement réduit.
Des pertes par frottement plus faibles des collecteurs de courant permettent de réduire la puissance d'entraînement, ce qui entraîne une réduction du poids de la partie d'entraînement du SPSB.
Actuellement, l'entreprise a publié la documentation de conception pour le SPSB de la conception déclarée et a effectué des tests expérimentaux au sol du système. Les tests ont montré une réduction significative du poids du système, une augmentation de la durée de vie, une augmentation des caractéristiques de rigidité et de fiabilité du système.
1. Système de rotation de batterie solaire comportant un boîtier, un arbre creux avec une bride pour connecter la batterie solaire, un entraînement pour sa rotation, des collecteurs de puissance et de courant télémétrique, caractérisé en ce que l'arbre de sortie est fonctionnellement divisé en une bride de puissance et un arbre avec un collecteur de courant de puissance, et un télémétrique, le dispositif de collecte de courant est installé sur son arbre et relié à l'arbre de sortie, tandis que la bride de l'arbre de sortie est installée dans le boîtier du système de rotation de la batterie solaire sur un palier de support avec précharge ou son précharger à travers le palier de support jusqu'au boîtier du système de rotation de la batterie solaire par des ressorts.
2. Dispositif selon la revendication 1, caractérisé en ce que la précharge ou force de précharge du palier d'appui est choisie parmi la condition suivante de non-ouverture du joint sous charges de fonctionnement :
P>2·K·M/D,
où P est la précharge ou la force de précharge du roulement de support, Nm ;
K - facteur de sécurité pour les charges externes ;
M - moment de flexion réduit en fonctionnement normal, N ;
D - diamètre de travail du roulement de support (par billes), m.
Brevets similaires :
L'invention concerne les équipements d'engin spatial (SV) et en particulier les éléments structurels mobiles de l'engin spatial qui présentent une connexion électrique avec le système de commande de l'engin spatial, par exemple des batteries solaires (SB), des antennes, des capots mobiles, etc.
L'invention concerne le contrôle de l'orientation d'un engin spatial (SV) à panneaux solaires (SB) fixes par rapport au corps de l'engin spatial. .
L'invention concerne le domaine de la technologie spatiale et peut être utilisée pour déterminer et contrôler les paramètres intégraux du transfert de chaleur radiante de la planète autour de laquelle l'engin spatial (SV) orbite.
L'invention concerne la technologie spatiale et peut être utilisée dans la conception de structures distantes d'engins spatiaux, principalement des antennes et des panneaux solaires. Le support de batterie solaire contient un mécanisme à deux maillons, sur les deux maillons communs de l'axe duquel est installé un ressort de torsion avec dispositifs d'armement. Un maillon est installé sur le cadre du panneau solaire et l'autre sur le corps du vaisseau spatial. Une tige à ressort est située perpendiculairement à l'axe sur l'un des maillons pour la fixation en position finale. A l'extrémité de la tige à ressort, est installé un culbuteur avec possibilité de rotation, aux deux extrémités duquel sont rigidement fixés des roulements, interagissant avec les rainures coniques des copieurs, montés rigidement sur le maillon opposé au ressort- tige chargée. Les maillons du mécanisme à deux maillons comportent des trous pour un dispositif de fixation de la position initiale des maillons, fixé au moyen d'une connexion filetée. EFFET : fiabilité accrue du fonctionnement du support et simplification du processus d'installation de la batterie solaire sur le corps de l'engin spatial. 13 malades.
L'invention concerne des systèmes d'alimentation électrique pour engins spatiaux (SC) utilisant des panneaux solaires (SB). La méthode consiste à déterminer un angle donné du SB, à mesurer son angle actuel et à calculer l'angle calculé à partir de la vitesse angulaire du SB et du temps de sa rotation. Les angles d'accélération (αASG) et de freinage (αBRAKE) SB sont déterminés. Le SB tourne jusqu'à ce que le seuil de libération soit atteint (αOTP ≈ αTORM), lorsque l'inadéquation entre les angles SB spécifiés et calculés s'arrête. Avant de démarrer le contrôle, l'angle spécifié est mémorisé et la valeur initiale de l'angle calculé est prise comme valeur fiable de l'angle actuel. Le seuil de désadaptation (αPR) de ces angles est fixé en fonction des angles αRAZG et αTORM, ainsi que des courants SB minimum admissibles et maximum possibles. Le cercle du capteur d'angle est divisé en secteurs discrets (DS) égaux de taille σ sous la condition : α ACCÉLÉRATION + αBRACK< σ < αПР. Биссектрисы ДС принимают за измеряемые значения. Задают период определения достоверного значения текущего угла на порядок и более превышающим максимальную длительность сбоя информации датчика и менее минимального интервала следования сбоев. Разбивают данный период на четыре равных интервала, и из анализа измеренных и запомненных значений на этих интервалах сбрасывают или формируют сигнал достоверности. В последнем случае вращают СБ до достижения рассогласованием между расчетным и заданным углами значения αОТП и тогда запоминают новое значение заданного угла. Техническим результатом изобретения является повышение живучести и эффективности системы управления ориентацией СБ при кратковременных сбоях информации, поступающей от датчика угла СБ. 4 ил.
L'invention concerne des systèmes d'alimentation électrique pour un engin spatial (SC) utilisant des panneaux solaires (SB). Le procédé consiste à déterminer les angles d'orientation spécifiés et actuels du satellite et la vitesse angulaire (ωSV) du satellite. L'angle calculé est également calculé et, avant de commencer à contrôler le SB, on lui attribue la valeur de l'angle mesuré, qui est mémorisée. Faites pivoter le SB dans le sens de diminuer l’inadéquation entre les angles donnés et calculés. Les temps et angles d'accélération (tARG, αARG) et de décélération (tBREAK, αBREAK) de l'alimentation sont déterminés, ainsi que l'angle maximum admissible (αMAX) de la déviation de l'alimentation, sur la base des valeurs minimale et maximale autorisées. courants possibles de l’alimentation. À ces angles, le seuil de réponse (αCP) est défini, lorsqu'il est dépassé, le décalage spécifié se forme. Ce dernier n'est pas pris en compte en dessous du seuil de déclenchement (αOTP), dès qu'il est atteint, la rotation du SB est arrêtée. L'angle calculé du SB est ajusté dans un secteur discret (DS) du cercle de rotation du SB. L'amplitude du DS dépend des angles αRAZG, αTORM et αCP. En fonction de αCP et ωSB, la valeur seuil du temps de surveillance de la continuité des changements d'informations sur la position angulaire du SB est fixée. Ce temps de surveillance est compté si l'angle mesuré actuel diffère de l'angle stocké de plus d'un DS, et est arrêté dans le cas contraire. Réglez le temps seuil pour contrôler le sens de rotation du SB en fonction de tRAZG, tBREAK, αMAX, ωSB et de la valeur du DC. Ce temps est compté au temps de contrôle de continuité zéro, si le signe de l'écart entre les angles mesurés et mémorisés du SB ne correspond pas au sens de rotation spécifié du SB. Dans le cas contraire, le compte à rebours est arrêté et le temps de contrôle du sens de rotation est remis à zéro. Dans ce cas, au moment de modifier l'angle mesuré actuel d'un DS, l'angle calculé est réglé sur la valeur de la limite entre le DS et l'angle stocké se voit attribuer une nouvelle valeur de l'angle mesuré. Si le temps de contrôle de continuité ou le temps de contrôle de sens de rotation dépasse sa valeur seuil, alors un signal de défaillance est généré et le contrôle du SB est arrêté. Le résultat technique de l'invention est d'augmenter la capacité de survie et l'efficacité du système de contrôle d'attitude SB. 3 malades.
L'invention concerne des systèmes d'alimentation électrique pour un engin spatial (SC) utilisant des panneaux solaires (SB). Le procédé consiste à déterminer un angle d'orientation donné du panneau solaire par rapport au Soleil à partir de la position angulaire mesurée de la normale par rapport à la surface de travail du panneau solaire et à calculer l'angle calculé par rapport à la position spécifiée de la normale. Faites pivoter le SB dans le sens de diminuer l’inadéquation entre les angles donnés et calculés. Les angles d'accélération (αASG) et de freinage (αBRAKE) SB sont déterminés. L'angle calculé est ajusté aux moments où les valeurs du capteur d'angle changent de la valeur du secteur discret (DS) de rotation du SB. Les seuils d'actionnement (αSR) et de déclenchement (αOTP) sont définis, arrêtant la rotation du SB si l'écart entre les angles donnés et actuels commence à augmenter, mais pas plus que αSR. La vitesse angulaire de rotation du SB est définie comme étant d'un ordre de grandeur supérieur à la vitesse angulaire maximale de révolution de l'engin spatial autour de la Terre, et la valeur de DS est inférieure à αCP. Régler l'angle de travail (αRAB) SB à partir de la condition : αSR< αРАБ < (αГОР - 2·(αРАЗГ + αТОРМ)). Присваивают заданному углу значение углового положения ближайшего к нему луча угла αРАБ, если направление на Солнце в проекции на плоскость вращения указанной нормали находится вне αРАБ. Если угловое положение данной нормали находится вне αРАБ, изменяясь в направлении увеличения угла относительно ближайшего к нему луча угла αРАБ, то формируют сигнал отказа и прекращают управление СБ. Техническим результатом изобретения является исключение заклинивания и поломки панели СБ или бортового оборудования КА, при обеспечении максимально возможного тока в условиях ограничений на углы поворота СБ (напр., от 90° до 180°). 3 ил.
L'invention concerne le domaine de l'électrotechnique, en particulier les dispositifs permettant de générer de l'énergie électrique par conversion du rayonnement lumineux en énergie électrique, et peut être utilisée dans la création et la production d'engins spatiaux de petite taille équipés de batteries solaires (SB). Le résultat technique de l'invention est : l'augmentation de la résistance de l'alimentation électrique aux chocs thermiques, aux effets des charges mécaniques et thermomécaniques, l'augmentation de la fabricabilité de la conception, l'augmentation de la durée de vie active des alimentations électriques d'engins spatiaux, l'augmentation de la fonctionnalité par expansion de la température. plage de fonctionnement et optimisation de la conception de l'alimentation électrique, simplification du système de commutation, obtenue en augmentant la résistance de la connexion des diodes shunt et des cellules solaires, augmentant la reproductibilité du processus de fabrication des panneaux solaires des engins spatiaux en optimisant la technologie de fabrication de diodes shunt et de cellules solaires, ainsi que des bus de commutation reliant les cellules solaires et les diodes shunt, qui sont multicouches. Une batterie solaire pour petit vaisseau spatial contient : des panneaux avec des modules sur lesquels sont collées des cellules solaires (SC), une diode shunt ; des barres omnibus de commutation reliant les côtés avant et arrière de la diode shunt à la cellule solaire, tandis que la diode shunt est installée dans une découpe dans le coin de la cellule solaire, tandis que les barres omnibus de commutation sont constituées de plusieurs couches, constituées d'une feuille de molybdène, des deux côtés dont une couche de vanadium ou de titane, une couche de nickel et une couche d'argent respectivement. 2 n. et 5 salaire f-ly, 4 ill., 3 tableaux.
L'invention concerne la commande du mouvement d'un engin spatial (SC) à l'aide de forces de pression du rayonnement solaire réparties sur les zones de travail du SC. Ces derniers se présentent sous la forme de flux de gouttelettes plats parallèles optiquement transparents. La distance entre les gouttes de rayon R dans chaque écoulement le long de celui-ci (Sx) et dans sa direction frontale-transversale (Sy) est un multiple. Le nombre de fils est. En déplaçant les flux les uns par rapport aux autres dans le sens de leur déplacement à distance, les flux du feuillet de gouttelettes se forment en nombre. Chacun de ces flux est déplacé par rapport au précédent dans le sens frontal-transversal d'une certaine distance. Cela crée une opacité dans le sens frontal-transversal et une transparence dans le sens du plan perpendiculaire à l'écoulement. La force unitaire distribuée de pression légère est régulée en modifiant le rayon et le nombre de gouttes arrivant au point de son application par unité de temps. L'ampleur de l'impact total est ajustée en modifiant le nombre de jets goutte à goutte. Le résultat technique de l'invention vise à augmenter l'efficacité de l'utilisation de forces de pression légère externes distribuées en réduisant leur effet perturbateur sur le mouvement relatif de l'engin spatial. 3 ill., 1 onglet.
L'invention concerne la commande du mouvement d'un engin spatial (SV), sur lequel se trouvent un radiateur émetteur de chaleur et une batterie solaire (SB). Le procédé consiste à effectuer un vol de vaisseau spatial en orbite autour d'une planète avec le système solaire tournant vers une position correspondant à l'alignement de la normale à la surface de travail du satellite avec la direction vers le Soleil. L'orientation orbitale du vaisseau spatial est construite, dans laquelle le plan de rotation SB est parallèle au plan orbital du vaisseau spatial et le SB est situé par rapport au plan orbital du côté du Soleil. L'altitude de l'orbite de l'engin spatial et l'angle entre la direction vers le Soleil et le plan de l'orbite de l'engin spatial sont déterminés. Déterminer la valeur (β*) de cet angle pour laquelle la durée de la partie d'ombre du virage est égale au temps nécessaire au dégagement de chaleur par le radiateur sur le virage. Les orbites orbitales sur lesquelles la valeur actuelle d'un angle donné est supérieure à β* sont déterminées. Lors de ces virages, le SB tourne autour des axes de rotation transversal et longitudinal jusqu'à ce que les conditions d'ombrage du radiateur SB soient remplies. En même temps, ils garantissent une déviation minimale de l’orientation de la surface de travail du système solaire vers le Soleil. Le vol orbital du vaisseau spatial s'effectue sur une orbite quasi circulaire avec une altitude ne dépassant pas une certaine valeur calculée. Le résultat technique de l'invention est d'augmenter l'efficacité du radiateur en créant des conditions pour son refroidissement naturel lorsque le système solaire est ombragé dans n'importe quelle position de l'engin spatial sur l'orbite. 3 malades.
L'invention concerne la technologie spatiale et peut être utilisée dans la conception d'un système de rotation de batterie solaire.
Un moyen évident d’améliorer l’efficacité des centrales solaires consiste à y utiliser des systèmes de suivi solaire. Le développement de systèmes de suivi à maintenance simple améliorera considérablement les performances techniques et économiques des installations agricoles et créera des conditions de travail et de vie confortables pour les personnes tout en garantissant la sécurité écologique de l'environnement. Les systèmes de suivi peuvent être avec un ou deux axes de rotation des panneaux solaires.
Centrale solaire dotée d'un système de suivi, comprenant un capteur photoélectrique compact de position du soleil, constitué d'un cadre en forme de prisme triangulaire droit, sur deux faces latérales duquel se trouvent des photocellules pour le suivi du soleil, et sur la troisième face est une photocellule de commande pour faire pivoter les modules d'ouest en est. Pendant la journée, des photocellules de suivi situées sur les bords du capteur envoient des signaux de commande à l'unité de commande de l'entraînement en rotation azimutale du module solaire, qui tourne dans la direction du soleil à l'aide d'un arbre. L'inconvénient de l'installation est la précision insuffisante du suivi du soleil.
La centrale solaire contient une batterie solaire avec un système d'orientation biaxiale vers le soleil, sur laquelle sont installés des modules photoélectriques contenant des photodétecteurs linéaires situés au foyer de lentilles de Fresnel cylindriques en tant que capteurs de suivi solaire. Les signaux des photodétecteurs, à l'aide d'un microprocesseur, contrôlent les entraînements du système d'orientation azimutale et zénithale de la batterie solaire.
L'inconvénient de cette installation est la précision insuffisante du suivi du soleil, ainsi que le fait que les capteurs de suivi occupent une partie de la zone active de la batterie solaire.
L'objectif principal du développement est d'améliorer la précision du capteur de suivi solaire pour les systèmes d'orientation biaxiale des panneaux solaires à n'importe quelle position du soleil dans le ciel tout au long de l'année.
Le résultat technique ci-dessus est obtenu grâce au fait que le capteur de suivi solaire proposé contient un système d'orientation biaxiale pour une batterie solaire, contenant un bloc de cellules réceptrices de faisceaux installées sur une plate-forme fixe, qui sont réalisées sous la forme de cônes inversés. à parois opaques et montés sur les extrémités étroites des cônes des cellules photoélectriques. Dans ce cas, les cellules réceptrices de faisceaux sont installées étroitement sur la plate-forme avec formation d'un angle solide de 160° et encadrées par une sphère transparente montée sur la plate-forme, qui est installée avec une inclinaison par rapport à l'horizontale selon un angle égal à la latitude géographique de l'emplacement du capteur.
Le capteur de suivi est installé sur une plate-forme fixe dont la normale 6 (Fig. 1) est dirigée vers le sud. L'angle d'inclinaison du site par rapport à la base horizontale correspond à la latitude géographique de la zone adjacente à la batterie solaire, placée sur un système mécanique d'orientation solaire contenant des entraînements de rotation zénithale et azimutale utilisant des motoréducteurs pas à pas. Les entraînements des batteries solaires sont contrôlés par un microprocesseur qui reçoit les impulsions électriques des éléments photoélectriques des cellules du capteur. Le microprocesseur contient des informations sur la latitude géographique de l'emplacement de la batterie solaire, une horloge électronique équipée d'un calendrier dont les signaux activent les motoréducteurs pour la rotation zénithale et azimutale de la batterie solaire conformément à l'équation du mouvement. du soleil dans le ciel. Dans ce cas, les valeurs des angles de rotation obtenus de la batterie solaire sur la base des signaux des éléments photoélectriques des cellules du capteur sont comparées aux valeurs obtenues à partir de l'équation du mouvement du soleil au courant temps.
L'essence de la conception du capteur est illustrée sur la Fig. 1, 2, 3 et 4. Sur la Fig. Les figures 1 et 3 montrent le schéma général du capteur. En figue. La figure 2 montre une vue de dessus d'une sphère transparente et de cellules réceptrices de faisceaux. En figue. La figure 4 montre un schéma d'une telle cellule.
Le capteur de suivi solaire pour un système d'orientation de panneau solaire biaxial contient une plate-forme 1 fixée à une base horizontale 5 selon un angle a égal à la latitude de la zone. Un hémisphère transparent 2 de rayon r est fixé à la plate-forme 1. Dans tout l'espace interne de la sphère 2, des cellules réceptrices de faisceau 3 sont étroitement fixées, ayant la forme d'un cône inversé à parois opaques 7, face à la paroi interne. de la sphère transparente 2 de diamètre φ, et de diamètre j 2 au site 1. La hauteur du cône 3 est égale à la distance h de la paroi interne de la sphère 2 à la surface de la plate-forme 1. Dans la partie inférieure du cône 3 à une distance de 5d 1 du bord supérieur du cône 3 se trouve un élément photoélectrique 4, dont le signal électrique est transmis au système à microprocesseur pour contrôler la rotation des axes de la batterie solaire (non représenté sur la Fig. 1). La distance 5d 1 est choisie de telle sorte que le rayon solaire 8 soit capté avec précision sur l'élément photoélectrique 4, limité par les parois opaques 7 du cône 3.
Le capteur de suivi solaire fonctionne comme suit. Les rayons du soleil 8 pénètrent à travers la sphère transparente 2, l'espace interne du cône 3 et tombent sur l'élément photovoltaïque 4, provoquant un courant électrique, qui est analysé par le microprocesseur et transmis aux moto-réducteurs pas à pas de la batterie solaire. système d'orientation (non représenté sur la figure). Au fur et à mesure que le soleil se déplace dans le ciel, ses rayons 8 allument progressivement les éléments photoélectriques 3 et contribuent à la régulation précise et fluide de la rotation de la batterie solaire selon les axes azimutal et zénithal.
Les tests en laboratoire de la disposition des cellules du capteur à l'aide d'un simulateur de rayonnement solaire ont montré des résultats acceptables de coupure du flux lumineux pour les valeurs acceptées. d 1 , d 2 et 5 d X.
Le capteur de suivi solaire d'un système d'orientation de batterie solaire biaxiale contient des cellules de réception de faisceau réalisées sous forme de cônes inversés, étroitement installées sur le site pour former un angle solide de 160° et encadrées par une sphère transparente, permettant une orientation plus précise de panneaux solaires et en recevant ainsi la plus grande quantité d’électricité.
Titulaires du brevet RU 2322373 :
L'invention concerne l'alimentation électrique d'un engin spatial (SC) à l'aide de panneaux solaires (SB). La méthode proposée consiste à faire pivoter les panneaux solaires dans une position de travail correspondant à l'alignement de la normale à leur surface éclairée avec le plan formé par l'axe de rotation des panneaux solaires et la direction vers le Soleil. Dans le même temps, les densités de flux du rayonnement électromagnétique solaire et des particules à haute énergie sont mesurées, déterminant les moments du début de l'activité solaire et l'arrivée de ces particules à la surface de l'engin spatial. De plus, les moments d'apparition de précurseurs de l'impact négatif des flux de ces particules sur l'engin spatial sont déterminés. À ces moments-là, les batteries embarquées à bord du vaisseau spatial sont chargées au niveau maximum. Lorsque les densités de flux de particules dépassent les valeurs seuils, les panneaux solaires sont déployés selon un angle compris entre la normale spécifiée et la direction du Soleil, correspondant à la zone d'influence minimale des flux de particules à la surface des panneaux solaires. Le manque d'électricité à bord du vaisseau spatial est comblé en déchargeant les batteries. Lorsque le niveau de charge minimum autorisé de ces batteries est atteint, elles sont déconnectées de la charge. Une fois l'impact des particules sur le vaisseau spatial terminé, les panneaux SB sont remis en position de travail. Le système de contrôle proposé comprend les blocs et les connexions nécessaires entre eux pour effectuer les opérations décrites ci-dessus. De plus, il comprend un bloc pour déterminer le courant requis du système solaire, un bloc pour déterminer les moments d'apparition des signes avant-coureurs de l'impact négatif des particules à haute énergie sur le vaisseau spatial et un bloc pour définir le niveau de charge admissible de les piles. Le résultat technique de l'invention est d'atténuer l'impact négatif des flux de particules de haute énergie sur la surface de travail du panneau solaire en maximisant l'angle de rotation « protectrice » du panneau solaire par rapport à la direction de ces flux provenant du Soleil. 2 n.p. f-ly, 1 malade.
L'invention concerne le domaine de la technologie spatiale, à savoir les systèmes d'alimentation électrique (SES) des engins spatiaux (SC), et peut être utilisée pour contrôler la position de leurs panneaux solaires (SB).
Il existe une méthode connue pour contrôler la position des panneaux SB, adoptée comme analogue (voir pp. 190-194). L'essence de la méthode est la suivante. Les panneaux SB sont orientés de telle manière que l'angle entre la normale à leur surface de travail éclairée et la direction vers le Soleil soit une valeur minimale, ce qui garantit le flux maximal d'électricité provenant du SB.
Pour assurer une haute efficacité du système solaire, la plupart des engins spatiaux sont équipés d'un système d'orientation automatique vers le Soleil. Un tel système comprend des capteurs solaires, des dispositifs de conversion logique et des entraînements électriques qui contrôlent la position du système solaire.
L'inconvénient de cette méthode et du système de contrôle de position SB de l'engin spatial est que leurs actions n'offrent pas de protection contre l'impact négatif des facteurs environnementaux (EFF) sur les surfaces de travail des panneaux SB, comme, par exemple, la protection contre les gaz s'échappant de moteurs à réaction (RE). ) engins spatiaux (voir, p. 311-312; , p. 2-27), et les flux de protons et d'électrons de hautes énergies de rayons cosmiques de rayonnement électromagnétique solaire (EMR) pendant les périodes de haute énergie solaire activité (voir, p. 323; , p. .31, 33).
L'analogue le plus proche, adopté comme prototype, est la méthode de contrôle de la position du satellite, décrite dans. L'essence de la méthode est la suivante.
Les panneaux SB tournent dans une position de travail qui garantit que le vaisseau spatial est alimenté en électricité, correspondant à l'alignement de la normale à sa surface de travail éclairée avec le plan formé par l'axe de rotation des panneaux SB et la direction vers le Soleil. Ensuite, le moment du début de l'impact négatif du FVS sur la surface de travail du SB est déterminé et les panneaux SB sont tournés jusqu'au moment où l'impact des facteurs spécifiés commence et les panneaux SB sont remis à leur place. position de travail après la fin de l'impact spécifié. Pour ce faire, la densité du flux actuel de rayonnement électromagnétique solaire est mesurée et, sur la base des valeurs mesurées, le moment du début de l'activité solaire est déterminé, ainsi que le moment où les particules atteignent des niveaux d'énergie élevés sur la surface. La surface du vaisseau spatial est déterminée. À un moment donné, la densité de flux des particules à haute énergie - protons et électrons - est mesurée et les valeurs mesurées sont comparées aux valeurs seuils. Si les valeurs mesurées dépassent les valeurs seuils des flux de protons et d'électrons, les panneaux solaires sont tournés selon l'angle entre la normale à leur surface de travail éclairée et la direction vers le Soleil α s_min, correspondant à la surface minimale de influence des flux de particules de haute énergie sur la surface du panneau solaire, déterminée par la relation :
α s min = arccos (I n /I m),
où je n - charger le courant des consommateurs du vaisseau spatial ;
I m - courant maximum généré lorsque la surface de travail éclairée des panneaux solaires est orientée perpendiculairement aux rayons du soleil,
dans ce cas, le moment où les valeurs mesurées dépassent la valeur seuil supérieure de la densité de flux des particules à haute énergie spécifiées est considéré comme le moment où les panneaux SB commencent à tourner, et le moment lorsque la densité de flux des particules à haute énergie devient inférieure au seuil supérieur, on considère le moment où les panneaux SB commencent à revenir à leur valeur seuil de position de travail.
Les SB du système ISS SES sont les principales sources d'électricité et assurent le fonctionnement de ses consommateurs à bord, y compris les batteries de recharge (AB), qui sont des sources secondaires d'électricité à bord de l'ISS (voir). En tournant le SB, la zone de dommages aux surfaces de travail du SB par le flux FVS est réduite. Il n'est pas possible de déployer complètement les panneaux SB le long du flux FWS dommageable, car il est nécessaire d'alimenter le vaisseau spatial et ses batteries avec l'électricité produite par le système d'énergie solaire, - sur cette base, la zone affectée par les panneaux solaires par le flux de particules à haute énergie est réduite au minimum en tournant l'énergie solaire système selon un angle α s min, nécessaire et suffisant pour alimenter en énergie les consommateurs embarqués.
Sur la base de la suffisance nécessaire, pour le fonctionnement des systèmes embarqués de l'engin spatial, la charge des consommateurs I n ne doit pas dépasser le courant actuel I. Puisque le courant actuel I du SB est déterminé par l'expression (voir p. 109)
où I m est le courant maximum généré lorsque la surface de travail éclairée des panneaux solaires est orientée perpendiculairement aux rayons du soleil ;
α est l'angle actuel entre la normale à la surface de travail du système solaire et la direction vers le Soleil,
alors l'angle actuel α ne doit pas dépasser la valeur α s min, calculée par la formule :
Le système de contrôle de position SB pour la mise en œuvre de ce procédé, adopté comme prototype, est décrit dans et contient un SB, sur le substrat rigide duquel se trouvent quatre batteries photovoltaïques (BF 1, BF 2, BF 3, BF 4), un SB dispositif de rotation (UPSB); dispositif de conversion d'amplification (ACD); unité de contrôle pour l'orientation SB vers le Soleil (BUOSBS) ; bloc pour faire tourner le SB dans une position donnée (BRSBZP) ; deux régulateurs de courant (PT 1, PT 2), unité AB (BAB) ; chargeur de batterie (ZRU AB); unité de génération de commandes pour la charge de la batterie (BFKZ AB) ; capteur de courant de charge (LCS) ; unité de contrôle du système d'alimentation électrique (BUS) ; bus d'alimentation (SE); unité de mesure de la densité du flux solaire EMR actuel (BIPEMI) ; unité de détection d'activité solaire (BOSA) ; bloc pour déterminer le moment d'impact des particules sur l'engin spatial (BOMVVCH) ; unité de mesure de la densité des flux de particules à haute énergie (HIPPCHVE) ; bloc pour déterminer le moment de démarrage du contrôle SB en fonction des courants de charge (BOMVUSBTNZ) ; Unité de contrôle SB pour courants de charge (BUSBTNZ). Dans ce cas, le SB, via sa première sortie, combinant les sorties de BF 1 et BF 4, est connecté à la première entrée de l'UPSB, et via la deuxième sortie, combinant les sorties de BF 2 et BF 3, est connecté à la deuxième entrée de l’UPSB. Les sorties du BUOSBS et du BRSBZP sont connectées respectivement aux première et deuxième entrées de l'UPU, dont la sortie, à son tour, est connectée à la troisième entrée de l'UPU. Les première et deuxième sorties de l'UPSB sont connectées respectivement aux entrées PT 1 et PT 2, et les sorties PT 1 et PT 2 sont connectées au SE. Le BAB est connecté au ShE par son entrée via l'appareillage fermé AB. Dans ce cas, l'appareillage AB est connecté avec sa première entrée au bus spécifié, et la sortie accident est connectée à la deuxième entrée de l'appareillage AB, dont l'entrée est connectée, à son tour, au ShE. Le BAB avec sa sortie est connecté à la première entrée du BFKZ AB, et la première sortie des BUS est connectée à la deuxième entrée du bloc spécifié. La sortie du BFKZ AB est connectée à la troisième entrée du ZRU AB. Les deuxième et troisième sorties des BUS sont connectées respectivement aux premières entrées du BUOSBS et du BRSBZP. La troisième sortie de l'UPSB est connectée aux deuxièmes entrées du BUOSBS et du BRSBZP. La sortie BIPEMI est connectée à l'entrée BOSA, dont la première sortie, à son tour, est connectée à l'entrée BOMVVCH. Les sorties de BOMVVCH et BIPPChVE sont connectées respectivement aux première et deuxième entrées du bloc BOMVUSBTNZ, et l'entrée de BIPPCHVE est connectée à la deuxième sortie de BOSA. La sortie du BOMVUSBTNZ est connectée à l'entrée des BUS. BUS avec sa quatrième sortie est connecté à la première entrée de BUSBTNZ, et la deuxième sortie de DTN est connectée à la deuxième entrée de BUSBTNZ. La sortie de BUSBTNZ est connectée à la troisième entrée de l'UPU. De plus, la troisième sortie de l'UPSB est connectée à la troisième entrée du BUSBTNZ.
En mode d'alimentation électrique de l'engin spatial, le système fonctionne comme suit.
UPSB sert au transport en transit de l'électricité de SB vers PT 1 et PT 2. La stabilisation de la tension sur le bus d'alimentation SES est réalisée par l'un des RT. Dans le même temps, l'autre RT est dans un état avec des transistors de puissance fermés. Dans ce cas, les générateurs SB fonctionnent en mode court-circuit. Lorsque la puissance de charge devient supérieure à la puissance de connexion des générateurs solaires, un autre RT passe en mode de stabilisation de tension et l'énergie des générateurs inutilisés est fournie au bus d'alimentation de la centrale solaire. Dans certaines périodes, lorsque la puissance de la charge peut dépasser la puissance de la batterie, l'appareillage de batterie, en raison de la décharge de l'unité de batterie, compense le manque d'électricité à bord de l'engin spatial. A ces fins, le régulateur de décharge de batterie sert de régulateur de décharge de batterie.
En plus du régulateur spécifié, le chargeur de batterie contient également un régulateur de charge de batterie. Le régulateur de charge limite le courant de charge de la batterie au niveau de (I cl ±1)A, où I cl est le courant de charge nominal, en cas de puissance excessive de la batterie et stabilise la tension sur le bus SES en régulant le courant de charge de la batterie lorsque la puissance de la batterie est insuffisante pour alimenter le courant de charge de la batterie (I nc ±1)A. Pour effectuer les cycles de charge-décharge spécifiés dans l'appareillage de batterie, les informations du DTN sont utilisées. Dans le même temps, le DVT est connecté au SES de telle manière qu'il mesure non seulement le courant de charge des consommateurs embarqués, mais prend également en compte le courant de charge de la batterie. La charge du BAB est assurée par la ZRU AB par l'intermédiaire de la BFKZ AB.
Simultanément au fonctionnement en mode d'alimentation électrique de l'engin spatial, le système résout le problème du contrôle de la position des plans des panneaux solaires.
Sur commande des BUS, le bloc BUSBS contrôle l'orientation du système solaire vers le Soleil. BUOSBS peut être mis en œuvre sur la base du système de contrôle de mouvement et de navigation (VCS) du vaisseau spatial (voir). Dans ce cas, les informations d'entrée pour l'algorithme de contrôle du satellite sont : la position du vecteur de direction unitaire par rapport au Soleil par rapport aux axes de coordonnées associés à l'engin spatial, déterminée par les algorithmes du contour cinématique du vaisseau ; la position du SB par rapport au corps de l'engin spatial, obtenue sous la forme de valeurs mesurées actuelles de l'angle α à partir de capteurs d'angle (AS) installés sur l'UPSB. Dans ce cas, la valeur de α est toujours mesurée à partir de la normale actuelle à la surface de travail du SB (c'est-à-dire que lorsque le SB est orienté vers le Soleil, α est minime). Les informations de sortie de l'algorithme de contrôle sont des commandes pour faire tourner le SB par rapport à l'axe de l'arbre de sortie de l'UPSB et des commandes pour arrêter la rotation. Les télécommandes UPSB fournissent des signaux discrets sur la position du système de sécurité. La taille discrète détermine la précision de l'orientation du satellite.
Dans le mode normal d'orientation du vaisseau spatial, lorsque la direction du mouvement du Soleil par rapport aux axes connectés du vaisseau spatial est inchangée, le SB est réglé par rapport à la direction du Soleil avec une avance dans la direction du mouvement du Soleil d'un angle correspondant à plusieurs discrets de la télécommande. Ensuite, la batterie reste dans cette position jusqu'à ce que le Soleil, en raison du mouvement du vaisseau spatial en orbite, « avance » par rapport au SB selon l'angle approprié. Après cela, le cycle de rotation reprend.
BRSBZP contrôle le SB à l'aide de BUS en fonction des paramètres du programme. L'algorithme de contrôle SB basé sur les paramètres logiciels vous permet d'installer la batterie dans n'importe quelle position spécifiée. Pour ce faire, un signal est initialement émis au BUOSBS concernant le réglage du SB dans sa position d'origine. Ensuite, à l'aide du BUSBZP, le virage requis selon l'angle α z est effectué. Parallèlement, pour contrôler l'angle de rotation du BRSBZP, les informations de la télécommande UPSB sont également utilisées.
L'UPU joue le rôle d'interface entre BUOSBS, BRSBZP, BUSBTNZ et UPSB.
Le BIPEMI mesure en permanence les flux actuels de rayonnement électromagnétique solaire (EMR) selon l'indice d'activité solaire F10.7 et les transmet au BOSA. Dans BOSA, en comparant les valeurs actuelles avec des valeurs seuils spécifiées, le début de l'activité solaire est déterminé. Selon la commande provenant de la première sortie du BOSA à l'entrée du BOMVHF, dans le dernier bloc indiqué, le moment du début possible de l'impact des particules à haute énergie sur l'engin spatial est déterminé. De la deuxième sortie du BOSA à l’entrée du BIPPCHVE, une commande est émise pour commencer à mesurer la densité de flux des particules à haute énergie. Les informations sur le moment du début possible de l'impact des particules sur l'engin spatial sont transmises de la sortie du BOMVVCH au BOMVUSBTNZ via sa première entrée. La valeur mesurée de la densité de flux des particules à haute énergie du BIPPCHVE est transmise à la deuxième entrée du BOMVUSBTNZ.
Dans BOMVUSBTNZ, l'évaluation réelle de l'impact négatif du FVS est effectuée en comparant la valeur mesurée actuelle de la caractéristique d'impact avec des valeurs seuils, à partir du moment déterminé par BOMVUSBTNZ. Une condition nécessaire pour recevoir une commande à la sortie BOMVUSBTNZ est la présence de deux signaux - provenant des sorties BOMVVCH et BIPPCHVE. A la sortie de BOMVUSBTNZ, la commande « contrôle de démarrage de l'alimentation en fonction des courants de charge » est générée, qui est envoyée aux BUS.
Lorsque BOMVUSBTNZ envoie une commande aux BUS, la commande reçue de BOMVUSBTNZ a une priorité plus élevée que les commandes d'activation de BUOSBS et BRSBZP. Par conséquent, après avoir reçu la commande spécifiée, BUS déconnecte les blocs de priorité inférieure du contrôle UPSB et connecte BUSBTNZ.
Après remise à zéro de la commande de BOMVUSBTNZ à l'entrée BUSES, cette dernière reconstruit la logique de son fonctionnement. Selon le programme de vol de l'engin spatial en cours d'exécution, la priorité pour le contrôle SB est donnée à l'un des blocs BUOSBS ou BRSBZP.
BUSBTNZ détermine l'angle α s_min à l'aide de l'expression (2). Pour calculer l'angle spécifié, les valeurs mesurées de I n obtenues à partir du DTN sont utilisées. De plus, depuis la télécommande UPSB, le bloc spécifié reçoit des informations sur la valeur actuelle de l'angle de rotation SB. Après avoir déterminé la valeur de l'angle α s_min, l'algorithme intégré dans BUSBTNZ la compare à la valeur actuelle de l'angle α, calcule l'angle de désadaptation entre α et α s_min et le nombre requis d'impulsions de commande pour activer le lecteur de commande SB. Les impulsions de commande sont transmises à l'unité de commande. Après avoir converti et amplifié les impulsions indiquées dans l'UPU, elles arrivent à l'entrée de l'UPU et mettent le variateur en mouvement.
Le procédé et le système pour sa mise en œuvre, adoptés comme prototype, présentent un inconvénient important : ils n'assurent pas une protection complète de la surface du panneau solaire contre les effets négatifs des flux de particules à haute énergie et, en même temps, ne permettent pas le utilisation d'opportunités supplémentaires pour réduire cet impact négatif en effectuant des opérations spéciales pour la préparation de panneaux solaires L'engin spatial fonctionnera dans des conditions d'impact négatif des flux de particules à haute énergie sur l'engin spatial.
Le défi auquel est confronté le procédé et le système proposés pour sa mise en œuvre est de réduire l'impact négatif des flux de particules à haute énergie sur la surface du SB. Pour ce faire, en effectuant des opérations préparatoires spéciales dans le vaisseau spatial SES et en contrôlant le SB, il est prévu de réduire la surface du SB, qui est affectée négativement par le flux de ces particules.
Le résultat technique est obtenu par le fait que dans le procédé de contrôle de la position des panneaux solaires d'un engin spatial, comprenant la mise des panneaux solaires en position de travail, assurer l'alimentation de l'engin spatial en électricité correspondant à l'alignement de la normale à sa surface de travail éclairée avec le plan formé par l'axe de rotation des panneaux solaires et la direction vers le soleil, mesurant la densité du flux actuel de rayonnement électromagnétique solaire, déterminant le moment dans le temps où commence l'activité solaire, déterminant le moment dans moment où les particules de haute énergie atteignent la surface du vaisseau spatial, mesurer la densité de flux des particules de haute énergie, comparer les valeurs mesurées de la densité de flux des particules de haute énergie avec des valeurs seuils, faire tourner les batteries de panneaux solaires selon l'angle entre la normale à leur surface de travail éclairée et la direction vers le Soleil, correspondant à la zone minimale d'influence des flux de particules de haute énergie à la surface des panneaux solaires tout en alimentant simultanément l'engin spatial en électricité, au moment où les valeurs mesurées de la densité de flux de particules de haute énergie dépasse les valeurs seuils et le retour des panneaux solaires en position de fonctionnement au moment où la densité des flux de particules de haute énergie devient inférieure aux valeurs seuils, déterminer en outre les temps de apparition des précurseurs de l'impact négatif des flux de particules de haute énergie sur l'engin spatial, au moment de l'apparition des précurseurs de l'impact négatif des flux de particules de haute énergie sur l'engin spatial Le dispositif charge les batteries de l'alimentation électrique de l'engin spatial système au niveau de charge maximum ; si les valeurs mesurées de la densité de flux des particules à haute énergie dépassent les valeurs seuils par rapport à celles-ci, les panneaux solaires sont tournés jusqu'à ce que l'angle entre la normale à leur surface de travail éclairée et le la direction vers le Soleil est atteinte α s_min_AB, correspondant à la zone d'influence minimale des flux de particules à haute énergie à la surface des panneaux solaires tout en fournissant simultanément à l'engin spatial de l'électricité provenant des batteries solaires et rechargeables du système d'alimentation, déterminée par la relation:
α s_min_AB =arccos(max(0,I n -I AB )/I m),
où I n est le courant de charge des consommateurs du vaisseau spatial,
I m - courant maximum généré lorsque la surface de travail éclairée des panneaux solaires est orientée perpendiculairement aux rayons du soleil,
I AB - courant de décharge admissible actuel des batteries,
et le manque d'électricité qui en résulte à bord de l'engin spatial est compensé en déchargeant les batteries, tout en surveillant le niveau de charge des batteries et, une fois la valeur minimale admissible du niveau de charge des batteries atteinte, la valeur actuelle du courant de décharge admissible de les batteries sont réinitialisées et les batteries sont déconnectées de la charge externe.
De plus, le problème est résolu par le fait que dans le système de contrôle de la position des panneaux solaires de l'engin spatial, qui comprend une batterie solaire sur laquelle sont installées quatre batteries photovoltaïques, un dispositif de rotation des panneaux solaires, un amplificateur- dispositif de conversion, une unité de commande pour l'orientation des panneaux solaires vers le Soleil, un bloc faisant tourner les panneaux solaires dans une position donnée, deux régulateurs de courant, un bloc de batteries, un chargeur de batterie, une unité de génération de commandes pour charger les batteries, un courant de charge capteur, une unité de commande du système d'alimentation, un bus d'alimentation, une unité pour mesurer la densité du flux actuel de rayonnement électromagnétique solaire, un bloc pour déterminer l'activité solaire, un bloc pour déterminer le moment de l'impact des particules sur un vaisseau spatial, un bloc pour mesurer la densité de flux de particules à haute énergie, un bloc pour déterminer le moment du début du contrôle des batteries solaires par les courants de charge, un bloc de contrôle des batteries solaires par les courants de charge, tandis que le solaire batterie par sa première sortie qui combine les sorties de deux batteries photovoltaïques est connectée à la première entrée du dispositif de rotation du panneau solaire, et par la deuxième sortie qui combine les sorties de deux autres batteries photovoltaïques, elle est connectée à la deuxième entrée de le dispositif de rotation de panneau solaire, et les sorties des unités de commande d'orientation de panneau solaire vers le Soleil et faisant tourner les panneaux solaires vers une position donnée sont connectées, respectivement, aux première et seconde entrées du dispositif de conversion d'amplification, dont la sortie , à son tour, est connecté à la troisième entrée du dispositif de rotation de panneau solaire, les première et deuxième sorties du dispositif de rotation de panneau solaire sont connectées, respectivement, aux entrées des premier et deuxième régulateurs de courant, et aux sorties du courant les régulateurs sont connectés au bus d'alimentation de l'engin spatial, l'unité de batterie, avec son entrée, via le chargeur de batterie, est connectée au bus d'alimentation, tandis que le chargeur de batterie est connecté avec sa première entrée au bus spécifié, et à à la deuxième entrée du dispositif chargeur pour batteries, un capteur de courant de charge est connecté, qui est connecté, à son tour, au bus d'alimentation, l'unité de batterie est connectée avec sa sortie à la première entrée de l'unité pour générer des commandes de charge batteries, et la première sortie de l'unité de commande du système d'alimentation est connectée à la deuxième entrée de l'unité spécifiée, la sortie de l'unité de génération de commandes pour charger les batteries est connectée à la troisième entrée du chargeur de batterie, la deuxième et la troisième les sorties de l'unité de contrôle du système d'alimentation sont connectées aux premières entrées des unités de contrôle pour l'orientation des panneaux solaires vers le Soleil et la rotation des panneaux solaires vers une position donnée, la troisième sortie du dispositif de rotation des panneaux solaires est connectée aux deuxièmes entrées des unités de contrôle pour l'orientation des panneaux solaires vers le Soleil et la rotation des panneaux solaires vers une position donnée, la sortie du bloc de mesure de la densité du flux actuel de rayonnement électromagnétique solaire est connectée à l'entrée du bloc de détermination de l'activité solaire, dont la première sortie, à son tour, est connectée à l'entrée du bloc de détermination de l'instant de l'impact des particules sur l'engin spatial, les sorties du bloc de détermination de l'instant de l'impact des particules sur le vaisseau spatial et le bloc de mesure de la densité de flux de particules à haute énergie sont connectés respectivement aux première et deuxième entrées du bloc pour déterminer l'instant du début du contrôle des panneaux solaires par charge courants, et l'entrée du bloc pour mesurer la densité de flux des particules à haute énergie est connectée à la deuxième sortie du bloc pour déterminer l'activité solaire, la sortie du bloc pour déterminer le moment où les panneaux solaires commencent à être contrôlés par courants de charge est connecté à l'entrée du bloc de commande du système d'alimentation, dont la quatrième sortie, à son tour, est connectée à la première entrée du bloc de commande des panneaux solaires par courants de charge, dont la troisième entrée et sortie sont connecté à la troisième sortie du dispositif de rotation des panneaux solaires et à la troisième entrée du dispositif d'amplification-conversion, respectivement, un bloc pour déterminer le courant requis des panneaux solaires, un bloc pour déterminer les moments de temps précurseurs de l'impact négatif de haute -des particules d'énergie sur un vaisseau spatial et une unité pour définir les valeurs admissibles du niveau de charge de la batterie, tandis que les première et deuxième entrées et sorties de l'unité pour déterminer le courant requis des panneaux solaires sont connectées, respectivement, à la deuxième sortie de le capteur de courant de charge, la deuxième sortie du chargeur de batterie et la deuxième entrée de l'unité de commande de batterie solaire par courants de charge, les sorties de l'unité de mesure de la densité de flux de particules à haute énergie et de l'unité de mesure de la densité du Le flux actuel du rayonnement électromagnétique solaire est également connecté au correspondant
L'essence de la méthode proposée est la suivante.
Le virage protecteur direct du Conseil de sécurité contre l’impact négatif des flux de particules de haute énergie s’effectue lorsque la densité des flux de particules de haute énergie dépasse certaines valeurs seuils spécifiées. Parallèlement, comme premières étapes avant la mise en œuvre directe des mesures de protection, une surveillance continue de l'état actuel de l'espace proche de la Terre et de l'activité solaire actuelle est effectuée ainsi que le respect et le non-respect des critères de rayonnement dangereux. La situation, en particulier les critères de surveillance de l'activité solaire développés par la National Oceanic and Atmospheric Administration (NOAA), est analysée ) (cm. ). Dans ce cas, les situations dans lesquelles les critères de danger inconditionnel ne sont pas encore remplis, mais le seuil du niveau de danger précédent a déjà été atteint, doivent être considérées comme des situations « précurseurs » de l'impact négatif considéré.
Lorsque des précurseurs de l'impact négatif des flux de particules à haute énergie sur l'engin spatial apparaissent, la charge maximale de l'AB SES de l'engin spatial est effectuée. Cela permet à l'avenir, lorsque les valeurs mesurées de la densité de flux des particules à haute énergie dépassent les valeurs seuils par rapport à celles-ci, d'éloigner les surfaces de travail des panneaux SB de la direction des flux de ces particules à l'angle maximum possible, à condition que le manque d'électricité qui en résulte à bord de l'engin spatial soit compensé par la décharge de la batterie. Dans ce cas, cette valeur α s_min_AB de l'angle du volet de protection SB est déterminée par la relation :
où I m est le courant maximum généré lorsque la surface de travail éclairée des panneaux solaires est orientée perpendiculairement aux rayons du soleil,
I SB - courant requis de SB.
Dans ce cas, le courant requis du SB I SB est défini comme le courant minimum requis qui doit être généré par le SB pour alimenter les consommateurs de l'engin spatial, en tenant compte des possibilités d'utilisation de l'énergie du BAB SES de l'engin spatial ( c'est-à-dire pour compenser la pénurie émergente d'électricité à bord du vaisseau spatial en raison de la décharge d'AB SES), sur la base des ratios :
où I n est le courant de charge des consommateurs du vaisseau spatial,
I batterie - le courant de décharge maximum autorisé actuel de la batterie du vaisseau spatial SES.
Pour mettre en œuvre le procédé, il est proposé un système représenté sur le dessin et contenant les blocs suivants :
1 - SB, sur le substrat rigide du corps duquel se trouvent quatre batteries photovoltaïques ;
2, 3, 4, 5 - BF 1, BF 2, BF 3, BF 4 ;
8 - BUOSBS;
9 - BRSBZP;
10, 11 - RT 1 et RT 2 ;
13 - ZRU AB ;
14 - BFKZ AB;
16 - AUTOBUS ;
18 - BIPÉMI ;
20 - BOMVHF ;
21 - BIPPCHVE ;
22 - BOMVUSBTNZ ;
23 - BUSBTNZ ;
24 - bloc pour déterminer les instants des signes avant-coureurs de l'impact négatif des particules à haute énergie sur le vaisseau spatial (BOMVPNVCH),
25 - bloc pour déterminer le courant requis des panneaux solaires (BOPTSB),
26 - bloc de réglage des valeurs admissibles du niveau de charge de la batterie (BZDZUZSB).
Dans ce cas, le SB (1) est connecté via sa première sortie, combinant les sorties de BF 1 (2) et BF 4 (5), à la première entrée de l'UPSB (6), et via la deuxième sortie, combinant les sorties de BF 2 (3) et BF 3 (5), reliées à la deuxième entrée de l'UPSB (6). Les sorties du BUOSBS (8) et du BRSBZP (9) sont connectées respectivement aux première et deuxième entrées de l'UPU (7), dont la sortie, à son tour, est connectée à la troisième entrée de l'UPU (6) . Les première et deuxième sorties de l'UPSB (6) sont connectées respectivement aux entrées PT 1 (10) et PT 2 (11), et les sorties PT 1 (10) et PT 2 (11) sont connectées au SE. (17). Le BAB (12) est relié au SE (17) par son entrée via l'appareillage fermé AB (13). Dans ce cas, l'appareillage AB (13) est connecté par sa première entrée au bus spécifié, et la sortie accident (15) est connectée à la deuxième entrée de l'appareillage AB (13), dont l'entrée est connectée, en tournez-vous vers le ShE (17). Le BAB (12) avec sa sortie est connecté à la première entrée du BFKZ AB (14), et la première sortie des BUS (16) est connectée à la deuxième entrée du bloc spécifié. La sortie du BFKZ AB (14) est connectée à la troisième entrée du ZRU AB (13). Les deuxième et troisième sorties des BUS (16) sont connectées respectivement aux premières entrées des BUSBS (8) et BRSBZP (9). La troisième sortie de UPSB (6) est connectée aux deuxièmes entrées de BUOSBS (8) et BRSBZP (9). La sortie BIPEMI (18) est connectée à l'entrée BOSA (19). La première sortie du BOSA (19) est connectée à l'entrée du BOMVVCH (20). Les sorties de BOMVVCH (20) et BIPPChVE (21) sont connectées respectivement aux première et deuxième entrées du bloc BOMVUSBTNZ (22). L'entrée du BIPPCHVE (21) est reliée à la deuxième sortie du BOSA (19). La sortie de BOMVUSBTNZ (22) est connectée à la première entrée de BUS (16). BUSES (16) avec sa quatrième sortie est connecté à la première entrée de BUSBTNZ (23). La troisième sortie de l'UPSB (6) est connectée à la troisième entrée du BUSBTNZ (23). La sortie du BUSBTNZ (23) est connectée à la troisième entrée de l'UPU (7). La première entrée du BOPTSB (25) est connectée à la deuxième sortie du DVT (15). La deuxième entrée du BOPTSB (25) est connectée à la deuxième sortie de l'AB (13). La sortie du BOPTSB (25) est reliée à la deuxième entrée du BUSBTNZ (23). La sortie du BIPPCHVE (21) est connectée à la première entrée du BOMVPNVCH (24). La sortie du BIPEMI (18) est reliée à la deuxième entrée du BOMVPNVCH (24). La sortie du BOMVPNVCH (24) est reliée à la deuxième entrée des BUS (16). Les première et deuxième sorties du BZDZUZSB (26) sont connectées respectivement à la troisième entrée du BFKZ AB (14) et à la quatrième entrée du ZRU AB (13).
Le dessin montre également avec une ligne pointillée la connexion mécanique de l'UPSB (6) avec le boîtier SB (1) via l'arbre de sortie du variateur de batterie.
En mode d'alimentation électrique de l'engin spatial, le système fonctionne comme suit. UPSB (6) sert au transport en transit de l'électricité de SB (1) vers PT 1 (10) et RT 2 (11). La stabilisation de la tension sur le bus d'alimentation SES est réalisée par l'un des RT. Dans le même temps, l'autre RT est dans un état avec des transistors de puissance fermés. Les générateurs SB (1) (BF 1 - BF 4) fonctionnent dans ce cas en mode court-circuit. Lorsque la puissance de charge devient supérieure à la puissance de connexion des générateurs d'énergie solaire (1), un autre RT passe en mode de stabilisation de tension, et l'énergie des générateurs inutilisés est fournie au bus d'alimentation électrique de la centrale solaire. Dans certaines périodes, lorsque la puissance de charge peut dépasser la puissance du SB (1), le commutateur de commande de batterie (13), en raison de la décharge de l'unité de batterie (12), compense le manque d'électricité à bord du vaisseau spatial. A ces fins, le régulateur de décharge de batterie (13) sert de régulateur de décharge de batterie, qui surveille en particulier le niveau de charge de la batterie et, lorsque la valeur minimale admissible du niveau de charge de la batterie est atteinte, dont la valeur est fournie au disjoncteur de batterie (13) depuis le BZDZUZSB (26), coupe le BAB (12) de la charge externe. Dans ce cas, le commutateur de commande de batterie (13), sur la base du niveau de charge actuel de la batterie, détermine et fournit à sa deuxième sortie la valeur actuelle du courant de décharge admissible de la batterie (dans le mode de déconnexion de la batterie (12) de la charge externe, cette valeur est nulle).
En plus du régulateur spécifié, le chargeur de batterie (13) contient également un régulateur de charge de batterie. Pour effectuer des cycles de charge-décharge dans l'AB (13), les informations du DTN (15) sont utilisées. La charge du BAB (12) est réalisée par le ZRU AB (13) à travers le BFKZ AB (14). Pour le cas des batteries métal-hydrogène, il est décrit dans. L’essentiel est que la densité de l’hydrogène dans le boîtier de la batterie est déterminée à l’aide de capteurs de pression installés à l’intérieur des batteries et de températures sur les boîtiers de batterie. La densité de l’hydrogène détermine à son tour le niveau de charge de la batterie. Lorsque la densité de l'hydrogène dans la batterie descend en dessous d'un niveau défini, une commande est émise pour la charger, et lorsque le niveau de densité maximale est atteint, une commande est émise pour arrêter la charge. Les niveaux de charge de batterie indiqués sont régulés par les commandes du BFKZ AB (14), tandis que les valeurs du niveau de charge maximum autorisé de la batterie sont fournies au BFKZ AB (14) avec le BZDZUZSB (26). Le maintien des batteries dans un état de charge maximale affecte négativement leur état et les batteries sont maintenues dans le mode d'autodécharge actuel, dans lequel l'opération de charge des batteries n'est effectuée que périodiquement (par exemple, lors du contrôle du SES du Yamal- 100 vaisseaux spatiaux - une fois tous les quelques jours, lorsque le niveau de charge diminue (BAB à 30 % du niveau maximum).
Simultanément au fonctionnement en mode d'alimentation électrique d'un engin spatial, le système résout le problème de commande de la position des plans des panneaux solaires (1).
Sur commande des BUS (16), le bloc BUSBS (8) contrôle l'orientation du SB (1) vers le Soleil. BUOSBS (8) peut être mis en œuvre sur la base d'un vaisseau spatial VESSEL (voir). Dans ce cas, les informations d'entrée pour l'algorithme de contrôle du satellite sont : la position du vecteur de direction unitaire par rapport au Soleil par rapport aux axes de coordonnées associés à l'engin spatial, déterminée par les algorithmes du contour cinématique du vaisseau ; la position du SB par rapport au corps de l'engin spatial, obtenue sous la forme des valeurs mesurées actuelles de l'angle α avec la télécommande UPSB (6). Les informations de sortie de l'algorithme de commande sont des commandes pour faire tourner le SB par rapport à l'axe de l'arbre de sortie de l'UPSB (6), des commandes pour arrêter la rotation. La télécommande UPSB (6) produit des signaux discrets sur la position du SB (1).
BIPEMI (18) mesure les flux actuels de l'EMR solaire et les transmet à BOSA (19). Dans BOSA (19), en comparant les valeurs actuelles avec des valeurs seuils données, le début de l'activité solaire est déterminé. Selon la commande provenant de la première sortie du BOSA (19) à l'entrée du BOMVVCH (20), dans le dernier bloc indiqué, le moment du début possible de l'impact des particules de haute énergie sur l'engin spatial est déterminé. De la deuxième sortie du BOSA (19) à l'entrée du BIPPCHVE (21), une commande est émise pour commencer à mesurer la densité de flux des particules à haute énergie.
À partir de la sortie de BIPPChVE (21), la valeur mesurée de la densité de flux de particules à haute énergie est transmise à la première entrée de BOMVPNVP (24) et à la deuxième entrée de BOMVUSBTNZ (22). Les valeurs mesurées des flux EMR solaires actuels sont fournies à la deuxième entrée du BOMVPNVCH (24) à partir de la sortie du BIPEMI (18).
BOMVPNVCh (24) évalue la dynamique des changements dans la densité de flux des particules à haute énergie et identifie des situations qui peuvent être considérées comme des signes avant-coureurs de l'impact négatif des particules sur l'engin spatial. De telles situations se produisent lorsque la densité de flux mesurée de particules à haute énergie dépasse les valeurs critiques spécifiées et qu'il existe une tendance à son augmentation supplémentaire. Lors de l'identification et de l'identification de telles situations, les données de flux solaire EMR obtenues du BIPEMI sont également utilisées (18). Lors de l'enregistrement de telles situations précurseurs dans le BOMVPNVCh (24), un signal est généré à la sortie de ce bloc et envoyé à la deuxième entrée des BUS (16).
Sur commande à la deuxième entrée des BUS (16), cette unité envoie une commande au BFKZ AB (14), selon laquelle cette unité, à travers l'appareillage fermé AB (13), charge le BAB (12) au maximum niveau de charge. Parallèlement, dans le cas des batteries métal-hydrogène (voir), à l'aide de capteurs de pression installés à l'intérieur des batteries et de températures sur les boîtiers de batteries, la densité de l'hydrogène dans le boîtier de la batterie est déterminée, à partir de laquelle le niveau de charge de la batterie est déterminé. Lorsque le niveau de densité maximale est atteint, une commande est émise pour arrêter la charge.
Les entrées du BOPTSB (25) des deuxièmes sorties du DTN (15) et de la batterie d'appareillage fermée (13) reçoivent les valeurs actuelles du courant de charge des consommateurs de l'engin spatial I n et le courant de décharge admissible de la batterie I AB. En utilisant ces valeurs de BOPTSB (25), en utilisant les relations (4), (5) détermine la valeur de I SB - la valeur minimale admissible actuelle du courant requis du SB (en tenant compte de la possibilité pour les consommateurs d'utiliser l'énergie de le BAB (12)), et le transmet à la deuxième entrée BUSBTNZ (23).
Les informations sur l'heure du début possible de l'impact des particules sur l'engin spatial sont transmises de la sortie du BOMVVCH (20) au BOMVUSBTNZ (22) via sa première entrée. Dans BOMVUSBTNZ (22), l'évaluation réelle de l'impact négatif du FVS est réalisée en comparant la valeur actuellement mesurée de la caractéristique d'impact avec des valeurs seuils, à partir du moment déterminé par BOMVUSBTNZ (20). Une condition nécessaire pour recevoir une commande à la sortie de BOMVUSBTNZ (22) est la présence de deux signaux - provenant des sorties de BOMVVCH (20) et BIPPCHVE (21).
Lorsque BOMVUSBTNZ (22) émet une commande sur la première entrée de BUSES (16), ce bloc génère une commande sur sa quatrième sortie, qui se connecte au contrôle de SB BUSBTNZ (23).
BUSBTNZ (23) détermine l'angle α s_min_AB par l'expression (3). Pour calculer l'angle spécifié, la valeur actuelle du courant requis du SB, obtenue du BOPTSB (25), est utilisée. De plus, de la télécommande UPSB (6), le bloc spécifié reçoit des informations sur la valeur actuelle de l'angle de rotation SB α. Après avoir déterminé la valeur de l'angle α s_min_AB, l'algorithme intégré dans BUSBTNZ (23) la compare avec la valeur actuelle de l'angle α et calcule l'angle de désadaptation entre α et α s_min_AB et le nombre requis d'impulsions de commande pour activer l'entraînement de commande. SB (1). Des impulsions de commande sont transmises à l'unité de commande (7). Après avoir converti et amplifié les impulsions indiquées dans l'UPU (7), elles arrivent à l'entrée de l'UPU (6) et mettent le variateur en mouvement.
Lorsque BOMVUSBTNZ (22) n'émet pas de commande sur la première entrée de BUSES (16), ce bloc, en fonction du programme de vol de l'engin spatial en cours d'exécution, transfère le contrôle du SB (1) à l'un des blocs BUOSBS (8) et BRSBZP (9).
Le fonctionnement des BUSBS (8) est décrit ci-dessus.
BRSBZP (9) contrôle SB (1) en fonction des paramètres du programme. L'algorithme de contrôle SB (1) selon les paramètres du logiciel vous permet d'installer la batterie dans n'importe quelle position spécifiée α=α z . Dans ce cas, pour contrôler l'angle de rotation dans le BRSBZP (9), les informations de la télécommande UPSB (6) sont utilisées.
La mise en œuvre de BOMVUSBTNZ (22) et de BOMVPNVCh (24) est possible à la fois sur la base du matériel et des logiciels du centre de contrôle du vaisseau spatial et à bord du vaisseau spatial. Aux sorties de BOMVUSBTNZ (22) et BOMVPNVCH (24), les commandes « démarrer le contrôle de l'alimentation électrique en fonction des courants de charge » et « démarrer le contrôle du système d'énergie solaire en mode préparation à l'impact négatif des particules à haute énergie sur l'engin spatial" sont formés, respectivement, qui sont envoyés aux BUS (16), lorsque. Dans ce cas, la dernière commande est fonctionnellement perçue par les BUS (16) comme une commande pour charger la batterie au niveau de charge maximum.
Un exemple de mise en œuvre de BUS (16) peut être les moyens radio du canal de contrôle de service (SCU) des systèmes embarqués du vaisseau spatial Yamal-100, constitués d'une station terrienne (ES) et d'un équipement embarqué (BA) (voir description dans). En particulier, le BA SKU et le GS SKU résolvent le problème de la transmission d'informations numériques (DI) au système informatique numérique embarqué (OBDS) du vaisseau spatial et de son accusé de réception ultérieur. BTsVS, à son tour, contrôle les blocs BUOSBS (8), BRSBZP (9), BUSBTNZ (23), BFKZ AB (14).
Dans cette implémentation de BUS (16), l'interaction du SKU BA en termes d'échange de données s'effectue via le canal d'échange principal (MEC) conformément à l'interface MIL-STD-1553. En tant qu'abonné du BCWS, un appareil est utilisé - une unité d'interface (UB) du BA SKU. Le processeur BCWS interroge périodiquement l'état de la BS pour déterminer la disponibilité d'un paquet de données. Si le paquet est disponible, le processeur commence l'échange de données.
L'UPU (7) joue le rôle d'interface entre BUOSBS (8), BRSBZP (9), BUSBTNZ (23) et UPSB (6) et sert à convertir les signaux numériques en signaux analogiques et à amplifier ces derniers.
BUSBTNZ (23) est l'unité embarquée du vaisseau spatial, dont les commandes proviennent des BUS (16). La mise en œuvre de BUSBTNZ (23), BOPTSB (25), BZDZUZSB (26) peut être réalisée sur la base du vaisseau spatial BTsVS (voir,).
Ainsi, un exemple de mise en œuvre des blocs fondamentaux du système est considéré.
Décrivons l'effet technique des inventions proposées.
Les solutions techniques proposées permettent de réduire l'impact négatif des flux de particules à haute énergie sur la surface de travail du système solaire aux moments où le revers « protecteur » du panneau solaire est effectué depuis la direction vers le Soleil. Ceci est obtenu en réduisant la surface de travail du SB, qui est affectée négativement par les flux de ces particules, en maximisant l'angle de la normale à la surface de travail du SB depuis la direction vers le Soleil, tandis que s'assurer que l'exigence d'alimenter l'engin spatial en électricité est satisfaite. La maximisation de l'angle de braquage est obtenue grâce au fait que le système d'énergie solaire du vaisseau spatial est préalablement amené dans un état de charge maximale de la batterie, ce qui permet de mettre en œuvre l'angle maximum possible de rotation « protectrice » du solaire. cellule de la direction vers le Soleil. Considérant, par exemple, que lors du contrôle du SES du vaisseau spatial Yamal-100 après l'opération de charge de la batterie au niveau maximum, l'augmentation du courant de décharge possible de la batterie est d'environ 30 %, puis une augmentation correspondante de l'angle du volet « de protection » de la batterie et, par conséquent, une diminution de l'impact négatif des flux de particules de hautes énergies sur la surface de travail du SB est une valeur significative.
LITTÉRATURE
1. Eliseev A.S. Technologie des vols spatiaux. Moscou, "Génie mécanique", 1983.
2. Rauschenbach G. Manuel pour la conception de panneaux solaires. Moscou, Energoatomizdat, 1983.
3. Règles de vol lors des opérations conjointes de la NAVETTE et de l'ISS. Tom S. Direction des opérations aériennes. Centre spatial nommé d'après Lyndon B. Johnson. Houston, Texas, version principale, 8/11/2001.
4. Système d'alimentation électrique du vaisseau spatial. Description technique. 300GK.20Yu. 0000-ATO. RSC Energia, 1998.
5. Centre B.I., Lyzlov N.Yu., Systèmes électrochimiques métal-hydrogène. Léningrad. "Chimie", succursale de Léningrad, 1989.
6. Système de contrôle de mouvement et de navigation du vaisseau spatial. Description technique. 300GK.12Yu. 0000-ATO. RSC Energia, 1998.
7. Galperin Yu.I., Dmitriev A.V., Zeleny L.M., Panasyuk L.M. L'influence de la météo spatiale sur la sécurité de l'aviation et des vols spatiaux. "Vol 2001", pp. 27-87.
8. Ouvrage de référence en ingénierie sur la technologie spatiale. Maison d'édition du ministère de la Défense de la RSS, M., 1969.
9. Grilikhes V.A., Orlov P.P., Popov L.B. Énergie solaire et vols spatiaux. Moscou, "Science", 1984.
10. Station terrienne du canal de contrôle de service du vaisseau spatial Yamal. Manuel. ZSKUGK.0000-ORE. RSC Energia, 2001.
11. Équipement embarqué du canal de contrôle de service du vaisseau spatial Yamal. Description technique. 300GK.15Yu. 0000A201-OTO. RSC Energia, 2002.
12. Kovtun V.S., Solovyov S.V., Zaikin S.V., Gorodetsky A.A. L'invention concerne un procédé de contrôle de la position de panneaux solaires d'un vaisseau spatial et un système pour sa mise en œuvre. Brevet RF 2242408 selon la demande 2003108114/11 du 24 mars 2003
1. Procédé de contrôle de la position des panneaux solaires d'un engin spatial, comprenant la mise des panneaux solaires dans une position de travail qui assure l'alimentation électrique de l'engin spatial et correspondant à l'alignement de la normale à leur surface de travail éclairée avec l'avion. formé par l'axe de rotation des panneaux solaires et la direction vers le Soleil, mesurant la densité du flux actuel de rayonnement électromagnétique solaire, déterminant le moment où l'activité solaire commence, déterminant le moment où les particules de haute énergie atteignent la surface du vaisseau spatial, mesurant la densité de flux des particules à haute énergie, comparant les valeurs mesurées de la densité de flux des particules à haute énergie avec des valeurs seuils, faisant tourner les panneaux solaires selon un angle entre la normale à leur surface de travail éclairée et direction vers le Soleil, correspondant à la zone minimale d'influence des flux de particules de haute énergie à la surface des panneaux solaires tout en fournissant simultanément de l'électricité à l'engin spatial, au moment où les valeurs mesurées du flux de particules de haute énergie la densité dépasse les valeurs seuils et les panneaux solaires reviennent à leur position de fonctionnement au moment où la densité des flux de particules de haute énergie devient inférieure aux valeurs seuils, caractérisé en ce qu'ils déterminent en outre les moments dans le temps où les précurseurs du l'impact négatif des flux de particules à haute énergie sur l'engin spatial apparaît et aux heures spécifiées, les batteries du système d'alimentation de l'engin spatial sont chargées au niveau de charge maximum, si les valeurs mesurées de la densité de flux des particules à haute énergie dépassent le par rapport à celles-ci, les panneaux solaires sont tournés jusqu'à ce que l'angle entre la normale à leur surface de travail éclairée et la direction vers le Soleil α s_min_AB soit atteint, correspondant à la zone d'influence minimale des flux de haute- particules d'énergie à la surface des panneaux solaires, tout en fournissant simultanément au vaisseau spatial de l'électricité provenant des batteries solaires et rechargeables du système d'alimentation électrique, et déterminé par le rapport
α s_min_AB =arccos (max(0, I n -I AB )/I m),
où I n est le courant de charge des consommateurs du vaisseau spatial ;
Je m - courant maximum généré lorsque la surface de travail éclairée des panneaux solaires est orientée perpendiculairement aux rayons du soleil ;
I AB - le courant de décharge actuellement admissible des batteries rechargeables et le manque d'électricité qui en résulte à bord du vaisseau spatial sont compensés en déchargeant les batteries rechargeables, tout en surveillant le niveau de charge des batteries rechargeables et, après avoir atteint la valeur minimale autorisée de ce niveau, la valeur actuelle du courant de décharge admissible des batteries rechargeables est réinitialisée et les batteries sont déconnectées de la charge externe.
2. Un système de contrôle de la position des panneaux solaires de l'engin spatial, qui sont quatre panneaux solaires photovoltaïques montés sur des panneaux, comprenant un dispositif de rotation desdits panneaux solaires, un dispositif amplificateur-convertisseur, une unité de contrôle de l'orientation du des panneaux solaires vers le Soleil, une unité pour orienter les panneaux solaires dans une position donnée, deux régulateurs de courant, un bloc de batteries, un chargeur de batterie, une unité de génération de commandes pour charger les batteries, un capteur de courant de charge, une unité de contrôle du système d'alimentation, un bus d'alimentation électrique, une unité de mesure de la densité du flux actuel de rayonnement électromagnétique solaire, une unité de détection d'activité solaire, une unité de détermination du moment d'impact de particules à haute énergie sur l'engin spatial, une unité de mesure de la densité de flux de particules de haute énergie, une unité pour déterminer l'instant du début du contrôle des batteries solaires par courants de charge, une unité de contrôle des batteries solaires par courants de charge, tandis que la batterie solaire à travers sa première sortie, combinant les sorties de deux batteries photovoltaïques, est connectée à la première entrée du dispositif de rotation de panneau solaire, et via la deuxième sortie, qui combine les sorties de deux autres batteries photovoltaïques, est connectée à la deuxième entrée du dispositif de rotation de panneau solaire, et les sorties de les unités de commande pour l'orientation des panneaux solaires vers le Soleil et la rotation des panneaux solaires vers une position donnée sont connectées respectivement aux première et deuxième entrées du dispositif de conversion d'amplification, dont la sortie, à son tour, est connectée à la troisième entrée du dispositif de rotation de panneau solaire, les première et deuxième sorties du dispositif de rotation de panneau solaire sont connectées, respectivement, aux entrées des premier et deuxième régulateurs de courant, et les sorties des régulateurs de courant sont connectées à l'alimentation bus d'alimentation de l'engin spatial, l'unité de batterie est connectée par son entrée, via le chargeur de batterie, au bus d'alimentation, tandis que le chargeur de batterie est connecté par sa première entrée au bus spécifié, et à la deuxième entrée du chargeur de batterie batteries, un capteur de courant de charge est connecté, qui est connecté, à son tour, au bus d'alimentation, le bloc batterie est connecté avec sa sortie à la première entrée du bloc pour générer des commandes de charge des batteries, et la première sortie du l'unité de commande du système d'alimentation est connectée à la deuxième entrée du bloc spécifié, la sortie du bloc générant des commandes pour charger les batteries est connectée à la troisième entrée du chargeur de batterie, les deuxième et troisième sorties de l'unité de commande du système d'alimentation sont reliées aux premières entrées des unités de contrôle pour l'orientation des panneaux solaires vers le Soleil et la rotation des panneaux solaires vers une position donnée, la troisième sortie du dispositif de rotation des panneaux solaires reliée aux deuxièmes entrées des blocs pour contrôlant l'orientation des panneaux solaires vers le Soleil et tournant les panneaux solaires dans une position donnée, la sortie du bloc de mesure de la densité du flux actuel de rayonnement électromagnétique solaire est connectée à l'entrée du bloc de détermination de l'activité solaire, le dont la première sortie, à son tour, est reliée à l'entrée du bloc déterminant l'instant de l'impact des particules sur l'engin spatial, les sorties du bloc de détermination de l'instant de l'impact des particules sur l'engin spatial et le bloc de mesure de la densité de flux de particules à haute énergie est connecté respectivement aux première et deuxième entrées du bloc de détermination de l'instant du début de la commande des panneaux solaires par des courants de charge, et à l'entrée du bloc de mesure la densité de flux de particules à haute énergie est connectée à la deuxième sortie du bloc pour déterminer l'activité solaire, la sortie du bloc pour déterminer le moment où les panneaux solaires commencent à être contrôlés par les courants de charge est connectée à l'entrée du bloc de commande du système d'alimentation électrique, dont la quatrième sortie, à son tour, est connectée à la première entrée du bloc de commande des panneaux solaires en fonction des courants de charge, dont la troisième entrée et la troisième sortie sont connectées, respectivement, à la troisième sortie du dispositif de rotation de panneaux solaires et la troisième entrée du dispositif amplificateur-convertisseur, caractérisé en ce qu'il comprend en outre un bloc pour déterminer le courant requis des panneaux solaires, un bloc pour déterminer les moments d'apparition des signes avant-coureurs de l'impact négatif des particules à haute énergie sur le vaisseau spatial et l'unité permettant de définir les valeurs admissibles du niveau de charge de la batterie, tandis que les première et deuxième entrées et sorties de l'unité permettant de déterminer le courant requis des panneaux solaires sont connectées, respectivement, à la deuxième sortie du courant de charge capteur, la deuxième sortie des batteries du chargeur de batterie et la deuxième entrée de l'unité de commande du panneau solaire pour les courants de charge, les sorties de l'unité de mesure de la densité de flux de particules à haute énergie et de l'unité de mesure de la densité du flux de courant du rayonnement électromagnétique solaire sont connectés
L'invention concerne l'astronautique et peut être utilisée dans des activités spatiales - recherche de l'espace extra-atmosphérique, des planètes du système solaire, observations de la Terre depuis l'espace, etc., dans lesquelles il est nécessaire de déterminer les coordonnées spatiales d'un engin spatial (SV) et les composantes de son vecteur vitesse.
L'invention concerne la technologie des fusées et de l'espace et peut être utilisée dans la création de véhicules de lancement (LV), y compris de véhicules de conversion, pour lancer des engins spatiaux sur des orbites terrestres basses.
L'invention concerne le domaine de la technologie spatiale, à savoir les systèmes d'alimentation électrique des engins spatiaux, et peut être utilisée pour contrôler la position de leurs panneaux solaires.
De nos jours, de nombreuses personnes se tournent vers des lanternes solaires pour le jardin par exemple ou vers un chargeur de téléphone. Comme tout le monde le sait et le comprend, une telle recharge fonctionne à partir de l’énergie solaire reçue pendant la journée. Cependant, le luminaire ne reste pas immobile toute la journée et, par conséquent, en créant de vos propres mains un dispositif rotatif pour une batterie solaire, vous pouvez augmenter l'efficacité de charge d'environ la moitié en déplaçant la batterie vers le soleil tout au long de la journée.
Un tracker de panneau solaire DIY présente plusieurs avantages très importants qui valent le temps de le fabriquer et de l'installer.
- Le premier et le plus important avantage est que la rotation de la cellule solaire tout au long de la journée peut augmenter l’efficacité de la batterie de moitié environ. Ceci est obtenu grâce au fait que le fonctionnement le plus efficace des panneaux solaires est obtenu pendant la période où les rayons du luminaire tombent perpendiculairement à la photocellule.
- Le deuxième avantage de l'appareil se crée sous l'influence du premier. Étant donné que la batterie améliore l’efficacité et produit deux fois moins d’énergie, il n’est pas nécessaire d’installer des batteries permanentes supplémentaires. De plus, la batterie rotative elle-même peut avoir une cellule photoélectrique plus petite qu'avec la méthode stationnaire. Tout cela permet d'économiser beaucoup de ressources matérielles.
Composants d'un tracker
Fabriquer votre propre rotateur de panneaux solaires comprend les mêmes composants que les produits fabriqués en usine.
Liste des pièces requises pour créer un tel appareil :
- La base ou le cadre - se compose de pièces porteuses divisées en deux catégories - mobiles et fixes. Dans certains cas, le cadre comporte une partie mobile avec un seul axe - horizontal. Il existe cependant des modèles à deux axes. Dans de tels cas, des actionneurs sont nécessaires pour contrôler l'axe vertical.
- L'actionneur décrit précédemment doit également être inclus dans la conception et disposer de dispositifs non seulement pour la rotation, mais également pour surveiller ces actions.
- Des pièces sont nécessaires pour protéger l'appareil des aléas météorologiques - orages, vents forts, pluie.
- Possibilité de télécommande et d'accès au dispositif rotatif.
- Un élément qui transforme l'énergie.
Mais il convient de noter que l'assemblage d'un tel dispositif est parfois plus coûteux que l'achat d'un dispositif prêt à l'emploi, et donc dans certains cas, il est simplifié en pièces porteuses, en actionneur et en contrôle de l'actionneur.
Systèmes de tournage électroniques
Principe d'opération
Le principe de fonctionnement du dispositif rotatif est très simple et repose sur deux parties, l'une mécanique et l'autre électronique. La partie mécanique du dispositif rotatif est respectivement responsable de la rotation et de l'inclinaison de la batterie. Et la partie électronique régule les temps et les angles d'inclinaison auxquels la partie mécanique fonctionne.
Les équipements électriques utilisés conjointement avec les panneaux solaires sont chargés à partir des batteries elles-mêmes, ce qui permet également d'économiser de l'argent sur l'alimentation de l'électronique.
Côtés positifs
Si nous parlons des avantages de l’équipement électronique pour un appareil rotatif, il convient de noter la commodité. La commodité réside dans le fait que la partie électronique de l'appareil contrôlera automatiquement le processus de rotation de la batterie.
Cet avantage n’est pas le seul, mais n’est qu’un autre dans la liste de ceux énumérés précédemment. Autrement dit, en plus d'économiser de l'argent et d'augmenter l'efficacité, l'électronique libère une personne du besoin d'effectuer des virages manuellement.
Comment le faire soi-même
Il n'est pas difficile de créer de vos propres mains un tracker pour panneaux solaires, car le schéma de sa création est simple. Afin de créer un circuit de suivi fonctionnel de vos propres mains, vous devez disposer de deux photorésistances. En plus de ces composants, vous devez également acheter un dispositif moteur qui fera tourner les batteries.
Cet appareil est connecté à l'aide d'un pont en H. Cette méthode de connexion vous permettra de convertir un courant allant jusqu'à 500 mA avec une tension de 6 à 15 V. Le schéma de montage vous permettra non seulement de comprendre le fonctionnement d'un tracker pour panneaux solaires, mais aussi de le créer vous-même.
Pour configurer le fonctionnement du circuit, vous devez effectuer les étapes suivantes :
- Assurez-vous que le circuit est alimenté.
- Connectez le moteur à courant continu.
- Les photocellules doivent être installées côte à côte pour obtenir la même quantité de lumière solaire.
- Il faut dévisser deux résistances de réglage. Cela doit être fait dans le sens inverse des aiguilles d'une montre.
- L'alimentation en courant du circuit est démarrée. Le moteur devrait démarrer.
- Nous vissons l'un des trimmers jusqu'à ce qu'il s'arrête. Marquons cette position.
- Continuez à visser l'élément jusqu'à ce que le moteur commence à tourner dans le sens opposé. Marquons également cette position.
- Nous divisons l'espace résultant en sections égales et installons une tondeuse au milieu.
- On visse un autre trimmer jusqu'à ce que le moteur commence à trembler un peu.
- On ramène un peu la tondeuse en arrière et on la laisse dans cette position.
- Pour vérifier le bon fonctionnement, vous pouvez couvrir des sections de la batterie solaire et observer la réponse du circuit.
Mécanisme de rotation d'horloge
La conception du mécanisme de l’horloge est fondamentalement assez simple. Afin de créer un tel principe de fonctionnement, vous devez prendre n'importe quelle montre mécanique et la connecter à un moteur à batterie solaire.
Pour faire fonctionner le moteur, il est nécessaire d'installer un contact mobile sur la longue aiguille d'une montre mécanique. Le deuxième fixe est fixé à midi. Ainsi, toutes les heures, lorsque la longue aiguille passe douze heures, les contacts se fermeront et le moteur fera tourner le panneau.
La période d'une heure a été choisie en fonction du fait que pendant ce temps, le soleil traverse le ciel d'environ 15 degrés. Vous pouvez établir un autre contact fixe pendant six heures. Ainsi, le tour aura lieu toutes les demi-heures.
Horloge a eau
Cette méthode de contrôle d'un appareil rotatif a été inventée par un étudiant canadien entreprenant et est responsable de la rotation d'un seul axe, l'horizontal.
Le principe de fonctionnement est également simple et est le suivant :
- La batterie solaire est installée dans sa position d'origine lorsque les rayons du soleil frappent perpendiculairement la photocellule.
- Après cela, un récipient d’eau est attaché d’un côté et un objet du même poids que le récipient d’eau est attaché de l’autre côté. Le fond du récipient doit avoir un petit trou.
- À travers lui, l'eau s'écoulera progressivement du conteneur, ce qui diminuera le poids et le panneau s'inclinera lentement vers le contrepoids. Les dimensions du trou pour le conteneur devront être déterminées expérimentalement.
Cette méthode est la plus simple. De plus, cela permet d'économiser des ressources matérielles qui seraient autrement dépensées pour l'achat d'un moteur, comme c'est le cas avec un mécanisme d'horloge. De plus, vous pouvez installer vous-même le mécanisme rotatif sous la forme d'une horloge à eau, même sans connaissances particulières.
Vidéo
Vous apprendrez à fabriquer vous-même un tracker pour batterie solaire dans notre vidéo.
