Radyo astronomisinin, güneş enerjisinin, uzay iletişiminin, Dünya yüzeyinin ve diğer gezegenlerin araştırılmasına ilişkin beklentiler, büyük boyutlu yapıların uzaya fırlatılması olasılığıyla doğrudan ilgilidir. Şu anda, Rusya'da ve yurtdışında, uzayda büyük boyutlu çeşitli sınıflardaki yapılar oluşturmayı amaçlayan araştırmalar yürütülmektedir: uzay teleskopları ve antenleri, enerji ve bilimsel platformlar, büyük boyutlu güneş panelleri (SB), vb.
Büyük boyutlu uzay yapıları oluşturma alanında önemli ve hızla gelişen alanlardan biri, açılır güneş panellerinin yanı sıra çeşitli amaçlarla uzay aracına (SC) takılan antenlerin geliştirilmesidir.
Uzay aracının boyutu ve karmaşıklığı arttıkça, uzay aracını fırlatma araçlarının kaportasının altına yerleştirme gerekliliği ciddi bir tasarım sınırlaması haline gelir. Bu, taşıma sırasında ve yörüngede çalışma koşullarında farklı konfigürasyonlara sahip uzay araçlarının yaratılmasına yol açtı. Uzay aracı, çeşitli antenlerin dönüştürülebilir yapılarını, üzerlerine monte edilmiş alet ve sensörlerin bulunduğu katlanır çubukları, güvenlik panellerini ve uzayda açılan ve yörüngede çalışması için gerekli şekli alan diğerlerini içerir. Dolayısıyla modern uzay aracı, birbirine belirli bir şekilde bağlanan cisimlerin bir koleksiyonudur. Kural olarak, uzay aracının dönüştürülebilir yapıların eklendiği ana masif bir bloğa sahiptir (Şekil B1).
1 - güneş pili; 2 - güneş yönelim sensörü; 3 - çok yönlü S-bant anteni; 4 - C-bant anteni (çap 1,46 m); 5 - çok kanallı anten (aşamalı dizi anten yayıcı); 6 - yönlendirilebilir anten (K-S bandı tek erişim, uzaydan uzaya iletişim bağlantısı için K bandı) (çap 4,88 m); 7 - yörüngesel hız vektörünün yönü; 8 - Dünya'ya yön; 9 - 30 elemanlı S-bant faz dizi anteni (çok kanallı iletişim hattı); 10 - kontrollü K-bant anteni (uzay-Dünya iletişim hattı) (çap 1,98 m); 11 - K-bant anteni (çap 1,13 m)
Bu nedenle, modern bir uzay aracının bir fırlatma aracının kaportasının altına sığabilmesi için, tüm dönüştürülebilir yapıların kompakt bir taşıma konumunda belirli bir şekilde döşenmesi gerekir. Uzay aracı belirli bir yörüngeye fırlatıldıktan sonra tüm dönüştürülebilir yapılar belirli bir programa göre konuşlandırılır. Genel durumda, dönüştürülebilir yapıları çalışma konumuna getirme aşamalarının sayısı oldukça fazla olabilir (Şekil B2).
1 - dağıtımdan önce elemanların ilk konfigürasyonu; 2 - güneş panellerinin ayrılması ve yerleştirilmesi; 3 - güneş pili çubuklarının sabitlenmesi; 4 - uzay-Dünya iletişim hattı anteninin konuşlandırılması; 5 - C-bant anteninin konuşlandırılması; 6 - yörüngeler arası römorkör IDS'nin bölmesi; 7 - tek erişimli anten çubuklarının yerleştirilmesi ve antenlerin döndürülmesi; 8 - tüm elemanların konuşlandırılmasından sonraki son konfigürasyon
Dönüştürülebilir yapı elemanlarının hareketi sırasında belirli bir pozisyonda sabitlenirken, hareket hem elektrikli tahriklerin yardımıyla hem de çeşitli yay türlerinin deformasyon enerjisi nedeniyle gerçekleştirilir.
Bu nedenle, uzay aracının boyutlarını aşan boyutlara sahip özel işlevsel amaçlar için monte edilmiş sistemler oluşturma sorunu, katlanmış taşıma durumunda minimum ağırlık ve hacim, uzay aracından yüksek yerleştirme güvenilirliği gibi çelişkili gereksinimleri karşılayan katlama yapılarının geliştirilmesine indirgenmektedir. çalışma pozisyonuna taşıma durumu ve yörüngede çalışma, açık durumda maksimum çalışma yüzeyi alanı, yük koşulları altında kararlı performans özellikleri. Bu tür yapıların performansı esas olarak açılma sırasında içlerinde ortaya çıkan kuvvetlerin ne kadar güçlü olduğuna göre belirlenir, bu nedenle güvenilir açılmalarının sağlanması karmaşık mekanik sorunların çözülmesiyle ilişkilidir.
Bu tür yapıların tasarımındaki önemli ilerlemelere rağmen, büyük yapıların düzgün ve güvenilir bir şekilde açılmasını ve daha sonraki işleyişini sağlama görevi önemini korumaktadır.
Uzay teknolojisinin geliştirilmesindeki mevcut eğilimler, yüksek güç kaynağına ve 15 yıl veya daha fazla uzatılmış hizmet ömrüne sahip uzay aracı oluşturma ihtiyacını zorunlu kılmaktadır. Bir uzay aracının güç kaynağındaki bir artış, SB kanadının faydalı alanında bir artışa yol açar (Şekil B3).
Aynı zamanda, yörüngeye giren mevcut uzay aracı fırlatma araçlarının yük taşıma bölgesine de yerleştirilmelidirler. Bu koşullar altında, tek bir çıkış yolu açıktır - uzay aracını yörüngeye yerleştirme aşamasında rasyonel bir pakete katlanan panel sayısını artırarak bir SB kanadı inşa etmek. Yer bazlı deneylerde, SB dağıtım sürecinin gerçek koşullarını yeterince yeniden oluşturmak ve dolayısıyla dağıtım sisteminin güvenilirliğini ve performansını tam olarak doğrulamak mümkün değildir. Güvenlik sistemi açıklama sisteminin arızalanması veya anormal işleyişi neredeyse her zaman acil durumlara yol açar. Matematiksel modelleme yöntemlerinin kullanılması kaliteyi önemli ölçüde belirler, çok bağlantılı SB'lerin katlanmasının geliştirilmesinin süresini ve maliyetini azaltır. Bu, güvenilirlik analizi, arıza tahmini ve acil durumlar da dahil olmak üzere SB'nin tüm geliştirme, üretim, deneysel test ve işletim süresi boyunca ayrıntılı bilgi desteği olanağı sağlar.
Güneş pili döndürme sistemi bir mahfaza, güneş pilini bağlamak için flanşlı içi boş bir mil, dönüşü için bir tahrik, güç ve telemetrik akım toplayıcıları içerir. Çıkış mili işlevsel olarak bir güç flanşına ve güç akımı toplayıcılı bir mile bölünmüştür. Telemetrik akım toplayıcı kendi miline monte edilir ve çıkış miline bağlanır. Çıkış mili flanşı, güneş pili döndürme sisteminin mahfazasına, ön yüklemeli bir destek yatağı üzerine veya destek yatağı aracılığıyla güneş pili döndürme sisteminin mahfazasına yaylar aracılığıyla sıkıştırılmasıyla monte edilir. Güvenilirlik artar ve cihazın ağırlığı ve boyutları azalır. 1 maaş uçuş, 1 hasta.
Buluş uzay teknolojisi ile ilgilidir ve bir güneş paneli döndürme sisteminin (SPSB) tasarımında kullanılabilir.
Mevcut buluş, bir güneş pilinin (SB) döndürülmesi ve güneş pillerinden elektrik enerjisinin bir uzay aracına iletilmesi için tasarlanmıştır.
Dönen güneş pilleri için iyi bilinen bir sistem (SPBS), ABD patent No. 4076191, bir mahfaza, güneş pillerinin iki kanadını birleştirmek için iki flanşlı bir şaft, bir sürücü ve akım toplayıcılardan oluşur. Güç, elektrik enerjisi ileten ve telemetrik, komut ve telemetrik bilgi ileten akım toplayıcılar şaft üzerinde bulunurken, sürücü SB'nin her iki kanadını da döndürür. Bu buluş prototip olarak alınmıştır.
Bu cihazın dezavantajı, yedekli olmayan bir sürücünün varlığı ve bunun sonucunda cihazın hayatta kalma yeteneğinin azalmasıdır. İkinci dezavantaj, şaftın gerekli bükülme sertliği gereksiniminin yerine getirilmesinden dolayı şaftın devasa tasarımıdır. Ayrıca şaft çapının büyük olması sürtünmenin artmasına ve akım toplayıcıların aşınmasına neden olur.
Buluşun teknik amacı sistemin güvenilirliğini arttırmak, yapının ağırlığını azaltmak ve işlevselliğini arttırmaktır.
Görev, bir mahfaza, bir tahrik ve bir şafta sahip bir SPBS'de, cihazın çıkış şaftının, ucunda bir güç flanşı ile birlikte içi boş olmasıyla gerçekleştirilir. Bu durumda güç akımı kolektörü dışarıdaki çıkış milinin üzerinde bulunur ve telemetrik cihaz kendi milinin üzerine monte edilir. Telemetrik akım toplama cihazı SPBS'nin çıkış miline bağlanır. Çıkış mili flanşı, düz halkalarla bir destek yatağına monte edilir veya yaylarla mahfazaya bastırılır. Çıkış milinin kurulu güç akım toplayıcıya sahip bölümü, sağlam tasarımın dışındadır ve akım toplayıcının minimum ağırlığını ve gerekli servis ömrünü sağlamak için en uygun boyutlara sahiptir.
Buluşun özü çizimde açıklanmaktadır; Şekil 1, talep edilen cihazın kesitli genel görünümünü göstermektedir.
Güneş pili döndürme sistemi, bir mahfaza (1), bir tahrik (2), bir destek yatağına (4) monte edilmiş bir çıkış mili (3), çıkış milinin (3) üzerine yerleştirilmiş bir güç akımı toplayıcısı (6) ve onun miline monte edilmiş bir telemetrik akım toplayıcıdan (7) oluşur. Telemetrik akım toplama cihazı (7) çıkış milinin (3) iç boşluğuna veya dışına monte edilebilir ve ona bağlanabilir. Destek yatağının ön yükü veya disk yayları (8) tarafından sıkıştırılması nedeniyle şaftın (3) mahfazaya (1) sürekli olarak bastırılmasıyla yapıların artan sertliği elde edilir. Çıkış şaftının (3) dönme ekseninin konumunun artan doğruluğu şu şekilde elde edilir: düz destek halkalarına (9) sahip bir destek yatağı. Dişli çark (10), tahrikin (2) miline (5) monte edilmiştir. Dişli (11), çıkış miline (3) monte edilmiştir.
SPSB çalışırken, tahrik 2 dönüşü çıkış miline 3 iletir. Tahrikten çıkış miline 3 dönüş, dişliler 10, 11'e sahip bir dişli takımı tarafından iletilir.
Akım toplayıcılar (6 ve 7), hem dönerken hem de durdurulduğunda, dönen güneş panelinden uzay aracına elektrik enerjisini, komutları ve sinyalleri iletir. Çıkış milinin (3) destek yatağı (4) aracılığıyla mahfazaya (1) sabit basıncı, hem dönüş sırasında hem de çıkış mili durduğunda disk yayları (8) tarafından sağlanır.
Uzay aracının artan beka kabiliyeti, her SB kanadı için bir SPSB kullanılmasıyla sağlanır. Bir kanadın besleme sistemi arızalansa dahi cihaz, elektrik enerjisini diğer kanattan alarak ana tüketicilerin çalışmasını sağlayacaktır.
Yapının ağırlığının azaltılması, çıkış milinin (3) destek yatağına (4) kadar bir güç flanşına ve bir güç akımı toplayıcı miline işlevsel olarak bölünmesiyle sağlanır. Güç flanşı, Şekil 1'de gösterildiği gibi hem SPSB mahfazasının içine hem de dışına yerleştirilebilir. Yapının güç devresinin doğrudan çıkış mili flanşından kapatılması nedeniyle şaft daha küçük boyutlara, daha düşük ağırlığa ve artan bükülme sertliğine sahiptir. destek yatağı aracılığıyla mahfazaya.
Destek yatağının itme kuvveti (veya destek dört noktalı yatağın ön yükü), çalışma yükleri altında bağlantının açılmaması durumunda aşağıdaki durumdan seçilir:
P>2·K·M/D, burada
P - destek yatağının itme kuvveti, Nm;
M - normal çalışma sırasında azaltılmış bükülme momenti, N;
Akım toplama cihazlarının ağırlığının azaltılması ve kullanım ömrünün arttırılması, güç akımı toplama cihazının kurulu olduğu şaft bölümünün sert yapıdan çıkarılması ve akım toplama için en uygun boyutlara sahip olması nedeniyle elde edilir. cihaz. Kapsül tipi bir telemetrik akım toplayıcı cihaz, örneğin çıkış milinin içine miline monte edilir veya harici olarak bağlanır ve minimum kütleye sahiptir. Akım toplayıcıların servis ömrünün uzatılması, bunların minimum çapta kayar halkalarla uygulanması ve buna bağlı olarak sürtünmenin azaltılmasıyla sağlanır.
Akım toplayıcıların daha düşük sürtünme kayıpları, tahrik gücünün azaltılmasını mümkün kılar, bu da SPSB'nin tahrik kısmının ağırlığının azalmasına yol açar.
Şu anda, kuruluş beyan edilen tasarımın SPSB'si için tasarım belgelerini yayınladı ve sistemin yer tabanlı deneysel testlerini gerçekleştirdi. Testler, sistemin ağırlığında önemli bir azalma, hizmet ömründe bir artış, sistemin sertlik özelliklerinde ve güvenilirliğinde bir artış olduğunu göstermiştir.
1. Bir mahfazaya, güneş pilini bağlamak için flanşlı içi boş bir şafta, dönüşü için bir tahrik ünitesine, güç ve telemetrik akım toplayıcılara sahip bir güneş pili döndürme sistemi olup özelliği, çıkış şaftının işlevsel olarak bir güç flanşına ve bir güç flanşına bölünmüş olmasıdır. güç akımı toplayıcılı ve bir telemetrik akım toplama cihazı şaftının üzerine monte edilir ve çıkış miline bağlanırken, çıkış mili flanşı güneş pili dönüş sisteminin mahfazasına ön yüklemeli bir destek yatağı üzerine monte edilir veya destek yatağından yaylar aracılığıyla güneş pili dönme sisteminin mahfazasına ön yükleme yapın.
2. İstem 1'e uygun cihaz olup özelliği, destek yatağının ön yükleme veya ön yükleme kuvvetinin, çalışma yükleri altında bağlantının aşağıdaki açılmama durumundan seçilmesidir:
P>2·K·M/D,
burada P, destek yatağının ön yükleme veya ön yükleme kuvvetidir, Nm;
K - harici yükler için güvenlik faktörü;
M - normal çalışma sırasında azaltılmış bükülme momenti, N;
D - destek yatağının çalışma çapı (bilyalarla), m.
Benzer patentler:
Buluş, uzay aracı (SV) ekipmanına ve özellikle uzay aracı kontrol sistemi ile elektrik bağlantısı olan uzay aracının hareketli yapısal elemanlarına (örneğin, güneş pilleri (SB), antenler, hareketli kapaklar vb.) ilişkindir.
Buluş, uzay aracı gövdesine göre sabitlenmiş güneş panelleri (SB) bulunan bir uzay aracının (SV) yönünün kontrolü ile ilgilidir. .
Buluş, uzay teknolojisi alanıyla ilgilidir ve uzay aracının (SV) etrafında döndüğü gezegenin radyant ısı transferinin integral parametrelerini belirlemek ve kontrol etmek için kullanılabilir.
Buluş, uzay teknolojisi ile ilgilidir ve esas olarak antenler ve güneş panelleri olmak üzere uzay aracının uzak yapılarının tasarımında kullanılabilir. Güneş pili desteği, eksenin ortak iki bağlantısı üzerine kurma cihazlı bir burulma yayının takıldığı iki bağlantılı bir mekanizma içerir. Bağlantılardan biri güneş panelinin çerçevesine, diğeri ise uzay aracının gövdesine kurulur. Son konumda sabitlemek için bağlantılardan birinde eksene dik olarak yaylı bir çubuk bulunur. Yaylı çubuğun ucuna, dönme olasılığı olan bir külbütör kolu monte edilir; her iki ucunda da rulmanlar sağlam bir şekilde sabitlenir, fotokopi makinelerinin konik oluklarıyla etkileşime girer, yayın karşısındaki bağlantıya sağlam bir şekilde monte edilir. yüklü çubuk. İki bağlantılı mekanizmanın bağlantıları, dişli bir bağlantı vasıtasıyla sabitlenen, bağlantıların başlangıç konumunu sabitlemek için bir cihaz için deliklere sahiptir. ETKİ: payandanın çalışmasında artan güvenilirlik ve güneş pilinin uzay aracı gövdesine takılması işleminin basitleştirilmesi. 13 hasta.
Uzay aracı (SC) için güneş panelleri (SB) kullanan güç kaynağı sistemleriyle ilgilidir. Yöntem, SB'nin belirli bir açısının belirlenmesinden, mevcut açısının ölçülmesinden ve SB'nin açısal hızından ve dönüş zamanından hesaplanan açının hesaplanmasından oluşur. Hızlanma (αASG) ve frenleme (αBRAKE) SB açıları belirlenir. Belirlenen ve hesaplanan SB açıları arasındaki uyumsuzluk sona erdiğinde, SB serbest bırakma eşiğine (αOTP ≈ αTORM) ulaşılana kadar döndürülür. Kontrole başlamadan önce belirlenen açı hatırlanır ve hesaplanan açının başlangıç değeri mevcut açının güvenilir değeri olarak alınır. Bu açıların uyumsuzluk eşiği (αPR), αRAZG ve αTORM açılarının yanı sıra izin verilen minimum ve maksimum olası SB akımlarına göre ayarlanır. Açı sensörünün dairesi, şu koşul altında σ boyutunda eşit ayrık sektörlere (DS) bölünür: α HIZLANMA + 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.
Bir uzay aracı (SC) için güneş panelleri (SB) kullanan güç kaynağı sistemleri Buluş, bir uzay aracı (SC) için güneş panelleri (SB) kullanan güç kaynağı sistemleri ile ilgilidir. Yöntem, uydunun belirlenen ve mevcut yönelim açılarının ve uydunun açısal hızının (ωSV) belirlenmesini içerir. Hesaplanan açı da hesaplanır ve SB'yi kontrol etmeye başlamadan önce, hatırlanan ölçülen açının değeri ona atanır. SB'yi verilen ve hesaplanan açılar arasındaki uyumsuzluğu azaltacak yönde döndürün. Güç kaynağının hızlanma süreleri ve açıları (tARG, αARG) ve yavaşlama (tbreak, αbreak) ile izin verilen minimum ve maksimum değerlere dayalı olarak güç kaynağının izin verilen maksimum sapma açısı (αMAX) belirlenir. güç kaynağının olası akımları. Bu açılarda tepki eşiği (αCP) ayarlanır, aşıldığında belirlenen uyumsuzluk oluşur. İkincisi, SB'nin dönüşünün durdurulduğu salım eşiğinin (αOTP) altında dikkate alınmaz. SB'nin hesaplanan açısı, SB'nin dönme çemberinin ayrı bir sektörü (DS) dahilinde ayarlanır. DS'nin büyüklüğü αRAZG, αTORM ve αCP açılarına bağlıdır. αCP ve ωSB'ye bağlı olarak, SB'nin açısal konumu hakkındaki bilgideki değişikliklerin sürekliliğini izlemek için gereken sürenin eşik değeri ayarlanır. Bu izleme süresi, mevcut ölçülen açının kayıtlı açıdan birden fazla DS kadar farklı olması durumunda sayılır ve aksi takdirde durdurulur. tRAZG, tbreak, αMAX, ωSB ve DC değerine bağlı olarak SB'nin dönüş yönünü kontrol etmek için eşik süresini ayarlayın. SB'nin ölçülen ve kaydedilen açıları arasındaki tutarsızlığın işareti SB'nin belirtilen dönüş yönüne uymuyorsa, bu süre sıfır süreklilik kontrol süresi olarak sayılır. Aksi takdirde geri sayım durdurulur ve dönüş yönü kontrol süresi sıfırlanır. Bu durumda, mevcut ölçülen açının bir DS değiştirildiği anda, hesaplanan açı DS arasındaki sınırın değerine ayarlanır ve saklanan açıya ölçülen açının yeni bir değeri atanır. Süreklilik kontrol süresi veya dönüş yönü kontrol süresi eşik değerini aşarsa bir arıza sinyali üretilir ve SB'nin kontrolü durdurulur. Buluşun teknik sonucu, SB durum kontrol sisteminin beka kabiliyetini ve verimliliğini arttırmaktır. 3 hasta.
Bir uzay aracı (SC) için güneş panelleri (SB) kullanan güç kaynağı sistemleri Buluş, bir uzay aracı (SC) için güneş panelleri (SB) kullanan güç kaynağı sistemleri ile ilgilidir. Yöntem, normalin ölçülen açısal konumundan güneş panelinin çalışma yüzeyine kadar güneş panelinin Güneş'e belirli bir yönelim açısının belirlenmesini ve normalin belirtilen konumuna göre hesaplanan açının hesaplanmasını içerir. SB'yi verilen ve hesaplanan açılar arasındaki uyumsuzluğu azaltacak yönde döndürün. Hızlanma (αASG) ve frenleme (αBRAKE) SB açıları belirlenir. Hesaplanan açı, açı sensörü değerlerinin SB'nin ayrık dönme sektörünün (DS) değerine göre değiştiği anlarda ayarlanır. Çalıştırma (αSR) ve serbest bırakma eşikleri (αOTP), verilen ve mevcut açılar arasındaki farkın artmaya başlaması ancak αSR'den fazla olmaması durumunda SB'nin dönüşünü durduracak şekilde ayarlanır. SB'nin açısal dönüş hızı, uzay aracının Dünya etrafındaki dönüşünün maksimum açısal hızından bir kat daha yüksek olacak şekilde ayarlanmıştır ve DS'nin değeri αSR'den küçüktür. Çalışma açısını (αRAB) SB'yi şu durumdan ayarlayın: 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.
Buluş, elektrik mühendisliğiyle, özellikle de ışık radyasyonunu elektrik enerjisine dönüştürerek elektrik enerjisi üreten cihazlarla ilgilidir ve güneş pillerine (SB) sahip küçük boyutlu uzay aracının oluşturulmasında ve üretiminde kullanılabilir. Buluşun teknik sonucu; güç kaynağının termal şoklara, mekanik ve termomekanik yüklerin etkilerine karşı direncinin arttırılması, tasarımın üretilebilirliğinin arttırılması, uzay aracı güç kaynaklarının aktif ömrünün arttırılması, sıcaklığın genişletilmesiyle işlevselliğin arttırılmasıdır. çalışma aralığı ve güç kaynağı tasarımının optimize edilmesi, şönt diyotların ve güneş pillerinin bağlantı gücünün arttırılmasıyla elde edilen anahtarlama sisteminin basitleştirilmesi, üretim teknolojisini optimize ederek uzay aracı güneş panellerinin üretim sürecinin tekrarlanabilirliğinin arttırılması Şönt diyotlar ve güneş pillerinin yanı sıra çok katmanlı yapılmış güneş pillerini ve şönt diyotları birbirine bağlayan anahtarlama otobüsleri. Küçük uzay aracına yönelik bir güneş pili şunları içerir: üzerlerine yapıştırılmış güneş pilleri (SC'ler) içeren modüllere sahip paneller, bir şönt diyot; şönt diyotun ön ve arka taraflarını güneş piline bağlayan anahtarlama baraları, şönt diyot güneş pilinin köşesindeki bir oyuk içine monte edilirken, anahtarlama baraları her iki tarafta molibden folyodan oluşan çok katmanlı yapılır sırasıyla bir vanadyum veya titanyum tabakası, bir nikel tabakası ve gümüş tabakası. 2n. ve 5 maaş f-ly, 4 hasta, 3 masa.
Buluş, SC'nin çalışma alanları üzerine dağıtılan güneş ışınımı basınç kuvvetlerini kullanarak uzay aracının (SC) hareketinin kontrol edilmesiyle ilgilidir. İkincisi, düz paralel optik olarak şeffaf damlacık akışları formunda oluşturulur. Her bir akış boyunca (Sx) ve ön-enine yönünde (Sy) R yarıçaplı damlalar arasındaki mesafe bir kattır. İş parçacığı sayısıdır. Akışların belirli bir mesafedeki hareketleri yönünde birbirlerine göre yer değiştirmesi ile damlacık tabakasının akışları sayıca oluşturulur. Bu akışların her biri bir öncekine göre ön-enine yönde bir mesafe kadar yer değiştirir. Bu, ön-enine yönde opaklık ve akışa dik düzlem yönünde şeffaflık yaratır. Hafif basıncın birim dağıtılmış kuvveti, yarıçap ve birim zaman başına uygulama noktasına gelen damla sayısı değiştirilerek düzenlenir. Toplam etkinin büyüklüğü damlama jetlerinin sayısı değiştirilerek ayarlanır. Buluşun teknik sonucu, uzay aracının göreceli hareketi üzerindeki rahatsız edici etkiyi azaltarak, dağıtılmış dış ışık basınç kuvvetlerinin kullanım verimliliğinin artırılmasını amaçlamaktadır. 3 hasta, 1 sekme.
Buluş, üzerine ısı yayan bir radyatör ve güneş pilinin (SB) yerleştirildiği bir uzay aracının (SV) hareketinin kontrolü ile ilgilidir. Yöntem, güneş sisteminin, uydunun çalışma yüzeyinin normalinin Güneş yönüne göre hizalanmasına karşılık gelen bir konuma döndüğü bir gezegenin etrafındaki yörüngede bir uzay aracı uçuşunun gerçekleştirilmesini içerir. Uzay aracının yörünge yönelimi, SB dönme düzleminin uzay aracı yörünge düzlemine paralel olduğu ve SB'nin Güneş'in yanından yörünge düzlemine göre yerleştirildiği şekilde inşa edilmiştir. Uzay aracının yörüngesinin yüksekliği ve Güneş yönü ile uzay aracının yörünge düzlemi arasındaki açı belirlenir. Dönüşün gölge kısmının süresinin, dönüşteki radyatörün ısı yayması için gereken süreye eşit olduğu bu açının değerini (β*) belirleyin. Belirli bir açının mevcut değerinin β*'dan büyük olduğu yörünge yörüngeleri belirlenir. Bu dönüşlerde SB, SB radyatörünün gölgelenmesine yönelik koşullar sağlanana kadar enine ve boyuna dönme eksenleri etrafında döndürülür. Aynı zamanda güneş sisteminin çalışma yüzeyinin Güneş'e doğru yöneliminde minimum sapmayı sağlarlar. Uzay aracının yörüngesel uçuşu, belirli bir hesaplanmış değerden fazla olmayan bir yükseklikte dairesele yakın bir yörüngede gerçekleştirilir. Buluşun teknik sonucu, uzay aracının yörüngedeki herhangi bir konumunda güneş sistemi gölgelendiğinde doğal soğutması için koşullar yaratarak radyatörün verimliliğini arttırmaktır. 3 hasta.
Buluş uzay teknolojisi ile ilgilidir ve bir güneş pili rotasyon sisteminin tasarımında kullanılabilir.
Güneş enerjisi santrallerinin verimliliğini artırmanın açık bir yolu, güneş takip sistemlerini bu santrallerde kullanmaktır. Bakımı basit takip sistemlerinin geliştirilmesi, tarımsal tesislerin teknik ve ekonomik performansını önemli ölçüde artıracak ve çevrenin ekolojik güvenliğini sağlarken insanlar için konforlu çalışma ve yaşam koşulları yaratacaktır. Takip sistemleri güneş panellerinin bir veya iki eksende dönmesiyle olabilmektedir.
İki yan yüzünde güneşi takip etmeye yarayan fotosellerin yer aldığı, üçüncü yüzünde ise düz üçgen prizma şeklinde bir çerçeveden oluşan, kompakt fotoelektrik güneş konum sensörü içeren takip sistemine sahip güneş enerjisi santrali. Modülleri batıdan doğuya döndürmeye yarayan kumanda fotoselidir. Gündüz saatlerinde, sensörün kenarlarındaki izleme fotoselleri, bir şaft kullanarak güneş yönünde dönen güneş modülünün azimut dönüş tahriki için kontrol ünitesine komut sinyalleri verir. Kurulumun dezavantajı güneşi takip etmenin yetersiz doğruluğudur.
Güneş enerjisi santrali, güneşe çift eksenli yönlendirme sistemine sahip bir güneş pili içerir; bunun üzerine silindirik Fresnel lenslerin odak noktalarında bulunan doğrusal fotodedektörler içeren fotoelektrik modüller, güneş takip sensörleri olarak monte edilir. Bir mikroişlemci kullanan fotodetektörlerden gelen sinyaller, güneş pilinin azimut ve zenital yönlendirme sisteminin tahriklerini kontrol eder.
Bu kurulumun dezavantajı, güneşi izlemenin yetersiz doğruluğu ve ayrıca izleme sensörlerinin güneş pilinin aktif alanının bir kısmını işgal etmesidir.
Geliştirmenin ana hedefi, yıl boyunca güneşin gökyüzündeki herhangi bir konumunda çift eksenli güneş paneli yönlendirme sistemleri için güneş takip sensörünün doğruluğunu arttırmaktır.
Yukarıdaki teknik sonuç, önerilen güneş takip sensöründe, ters koniler şeklinde yapılmış, sabit bir platform üzerine monte edilmiş bir ışın alıcı hücre bloğu içeren bir güneş pili için iki eksenli bir yönlendirme sisteminin bulunmasıyla elde edilir. opak duvarlı ve fotoelektrik hücrelerin konilerinin dar uçlarına monte edilmiştir. Bu durumda ışın alıcı hücreler, 160°'lik katı bir açı oluşturacak şekilde platform üzerine sıkı bir şekilde monte edilir ve yataya eşit bir açıyla eğimle monte edilen platform üzerine monte edilen şeffaf bir küre ile çerçevelenir. sensör konumunun coğrafi enlemi.
İzleme sensörü, normal 6'sı (Şekil 1) güneye yönlendirilmiş sabit bir platform üzerine kuruludur. Sahanın yatay tabana olan eğim açısı, kademeli dişli motorlar kullanan zenital ve azimut dönüş tahriklerini içeren mekanik bir güneş yönlendirme sistemi üzerine yerleştirilen güneş pilinin yanındaki alanın coğrafi enlemine karşılık gelir. Güneş pili sürücüleri, sensör hücrelerinin fotoelektrik elemanlarından elektriksel uyarılar alan bir mikroişlemci tarafından kontrol edilir. Mikroişlemci, güneş pilinin konumunun coğrafi enlemi hakkında bilgi içerir; takvimle donatılmış bir elektronik saat, sinyalleri, hareket denklemine uygun olarak güneş pilinin zenital ve azimut dönüşü için dişli motorları etkinleştirir. gökyüzündeki güneşin. Bu durumda sensör hücrelerinin fotoelektrik elemanlarından gelen sinyallere dayanarak güneş pilinin elde edilen dönüş açılarının değerleri, güneşin akımdaki hareket denkleminden elde edilen değerlerle karşılaştırılır. zaman.
Sensör tasarımının özü Şekil 1'de gösterilmektedir. 1, 2, 3 ve 4. Şek. Şekil 1 ve 3 sensörün genel şemasını göstermektedir. İncirde. Şekil 2 şeffaf bir kürenin ve ışın alıcı hücrelerin üstten görünüşünü göstermektedir. İncirde. Şekil 4 böyle bir hücrenin diyagramını göstermektedir.
Çift eksenli bir güneş paneli yönlendirme sistemi için güneş takip sensörü, alanın enlemesine eşit bir açıyla yatay bir tabana (5) tutturulmuş bir platform (1) içerir. Platforma (1) yarıçapı r olan şeffaf bir yarım küre (2) tutturulmuştur. Kürenin (2) tüm iç alanında, ışın alıcı hücreler (3), opak duvarlara (7) sahip, iç duvara bakan ters bir koni şeklinde, yakından sabitlenmiştir. çapı φ ve çapı 2 olan şeffaf kürenin (2) gün 2 site 1'e. Koni 3'ün yüksekliği mesafeye eşittir H kürenin (2) iç duvarından platformun (1) yüzeyine kadar. Koninin (3) alt kısmında, koninin (3) üst kenarından 5d1 mesafede bir fotoelektrik eleman (4) vardır; güneş pili eksenlerinin dönüşünü kontrol etmek için mikroişlemci sistemine iletilir (Şekil 1'de gösterilmemiştir). Mesafe (5d1), güneş ışınının (8), koninin (3) opak duvarları (7) tarafından sınırlanan, fotovoltaik eleman (4) üzerinde doğru bir şekilde yakalanacağı şekilde seçilir.
Güneş takip sensörü şu şekilde çalışır. Güneş ışınları (8) şeffaf küreden (2), koninin (3) iç boşluğundan geçerek fotovoltaik elemanın (4) üzerine düşerek, mikroişlemci tarafından analiz edilen ve güneş pilinin kademeli motor-dişli tahriklerine iletilen bir elektrik akımına neden olur. yönlendirme sistemi (şekilde gösterilmemiştir). Güneş gökyüzünde hareket ettikçe ışınları (8) yavaş yavaş fotoelektrik elemanları (3) açar ve güneş pilinin azimut ve zenital eksenler boyunca dönüşünün hassas ve düzgün bir şekilde düzenlenmesine katkıda bulunur.
Bir güneş radyasyonu simülatörü kullanılarak sensör hücresi düzeninin laboratuvar testleri, kabul edilen değerler için ışık akısının kesilmesi konusunda kabul edilebilir sonuçlar gösterdi D 1 , D 2 ve 5 D X.
Çift eksenli güneş pili yönlendirme sisteminin güneş takip sensörü, ters koniler şeklinde yapılmış, 160°'lik katı bir açı oluşturacak şekilde sahaya sıkı bir şekilde monte edilmiş ve şeffaf bir küre ile çerçevelenmiş, daha doğru yönlendirmeye olanak tanıyan ışın alıcı hücreler içerir. güneş panelleri ve bu sayede en fazla elektriği onlardan alıyorlar.
RU 2322373 patentinin sahipleri:
Buluş, güneş panelleri (SB) kullanılarak uzay aracına (SC) güç sağlanması ile ilgilidir. Önerilen yöntem, güneş panellerinin, güneş panellerinin dönme ekseni ve Güneş yönü tarafından oluşturulan düzlem ile aydınlatılan yüzeylerine normal hizalanmasına karşılık gelen bir çalışma pozisyonuna döndürülmesini içerir. Aynı zamanda, güneş enerjisinin elektromanyetik radyasyonunun ve yüksek enerjili parçacıkların akı yoğunlukları ölçülerek güneş aktivitesinin başlama anları ve bu parçacıkların uzay aracının yüzeyine varış anları belirlenir. Ek olarak, bu parçacıkların akışlarının uzay aracı üzerindeki olumsuz etkisinin öncüllerinin ortaya çıkma anları da belirlenir. Bu anlarda uzay aracının yerleşik bataryaları maksimum seviyeye kadar şarj oluyor. Parçacık akı yoğunlukları eşik değerlerini aştığında, güneş paneli panelleri, güneş panellerinin yüzeyinde parçacık akılarının minimum etki alanına karşılık gelen, belirtilen normal ile Güneş yönü arasındaki bir açıya yerleştirilir. Uzay aracındaki elektrik kesintisi, pillerin boşaltılmasıyla karşılanıyor. Bu akülerin izin verilen minimum şarj seviyesine ulaşıldığında yük ile bağlantıları kesilir. Parçacıkların uzay aracı üzerindeki etkisi sona erdikten sonra SB panelleri çalışma konumlarına geri dönüyor. Önerilen kontrol sistemi yukarıda açıklanan işlemleri gerçekleştirmek için gerekli blokları ve aralarındaki bağlantıları içerir. Ayrıca, güneş sisteminden gerekli akımı belirlemek için bir blok, yüksek enerjili parçacıkların uzay aracı üzerindeki olumsuz etkisinin habercilerinin ortaya çıkma anlarını belirlemek için bir blok ve izin verilen şarj seviyesini ayarlamak için bir blok içerir. bataryalar. Buluşların teknik sonucu, güneş panelinin Güneş'ten gelen bu akışların yönünden "koruyucu" dönüş açısını maksimuma çıkararak, yüksek enerjili parçacık akışlarının güneş panelinin çalışma yüzeyi üzerindeki olumsuz etkisini zayıflatmaktır. 2 n.p. uçuş, 1 hasta.
Buluş, uzay teknolojisi alanıyla, yani uzay aracının (SC) güç kaynağı sistemleriyle (SES) ilgilidir ve güneş panellerinin (SB) konumunu kontrol etmek için kullanılabilir.
SB panellerinin konumunu kontrol etmek için analog olarak benimsenen bilinen bir yöntem vardır (bkz. s. 190-194). Yöntemin özü aşağıdaki gibidir. SB panelleri, aydınlatılan çalışma yüzeyinin normali ile Güneş yönü arasındaki açı minimum değerde olacak şekilde yönlendirilir, bu da SB'den maksimum elektrik akışını sağlar.
Güneş sisteminin yüksek verimliliğini sağlamak için, çoğu uzay aracı Güneş'e otomatik olarak yönlendirilecek bir sistemle donatılmıştır. Böyle bir sistem, güneş sensörlerini, mantıksal dönüştürme cihazlarını ve güneş sisteminin konumunu kontrol eden elektrikli sürücüleri içerir.
Bu yöntemin ve uzay aracı SB konum kontrol sisteminin dezavantajı, eylemlerinin, örneğin, kaçan gazlardan koruma gibi, SB panellerinin çalışma yüzeyleri üzerindeki çevresel faktörlerin (EFF) olumsuz etkisine karşı koruma sağlamamasıdır. çalışan jet motorları (RE). ) uzay aracı (bkz., s. 311-312; , s. 2-27) ve yüksek güneş dönemleri sırasında güneş elektromanyetik radyasyonunun (EMR) kozmik ışınlarının yüksek enerjili proton ve elektron akışları aktivite (bkz. s. 323; , s. 31, 33).
Prototip olarak benimsenen en yakın analog, içinde açıklanan uydu uydusunun konumunu kontrol etme yöntemidir. Yöntemin özü aşağıdaki gibidir.
SB panelleri, uzay aracının ışıklı çalışma yüzeyine normalinin, SB panellerinin dönme ekseni ve Güneş yönüne göre oluşturduğu düzlemle hizalanmasına karşılık gelecek şekilde, uzay aracına elektrik beslenmesini sağlayacak bir çalışma pozisyonuna döndürülür. Daha sonra, FVS'nin SB'nin çalışma yüzeyi üzerindeki olumsuz etkisinin başladığı an belirlenir ve SB panelleri, belirtilen faktörlerin etkisinin başladığı zamana kadar döndürülür ve SB panelleri eski durumuna döndürülür. Belirtilen darbenin bitiminden sonra çalışma pozisyonu. Bunu yapmak için, güneş elektromanyetik radyasyonunun mevcut akışının yoğunluğu ölçülür ve ölçülen değerlere göre, güneş aktivitesinin başladığı an ve parçacıkların yüzeyde yüksek enerji seviyelerine ulaştığı an belirlenir. Uzay aracının yüzeyi belirlenir. Belirli bir zamanda, yüksek enerjili parçacıkların (protonlar ve elektronlar) akı yoğunluğu ölçülür ve ölçülen değerler eşik değerleriyle karşılaştırılır. Ölçülen değerler proton ve elektron akılarının eşik değerlerini aşarsa, güneş paneli panelleri, aydınlatılan çalışma yüzeyine normal ile Güneş α s_min yönü arasındaki minimum alana karşılık gelen açıda döndürülür. Yüksek enerjili parçacık akılarının güneş paneli yüzeyi üzerindeki etkisi, aşağıdaki ilişkiyle belirlenir:
α s min =arccos(I n /I m),
nerede ben n - uzay aracı tüketicilerinden gelen akımı yüklüyorum;
ben m - güneş panellerinin aydınlatılan çalışma yüzeyi güneş ışınlarına dik olarak yönlendirildiğinde üretilen maksimum akım,
bu durumda ölçülen değerlerin belirtilen yüksek enerjili parçacıkların akı yoğunluğunun üst eşik değerini aştığı an, SB panellerinin dönmeye başladığı zaman anı olarak alınır ve zaman anı olarak alınır. yüksek enerjili parçacıkların akı yoğunluğunun üst eşik değerinin altına düştüğü an, SB panellerinin çalışma konumu eşik değerine dönmeye başladığı an olarak alınır.
ISS SES sistemindeki SB'ler ana elektrik kaynaklarıdır ve ISS'de ikincil elektrik kaynakları olan pillerin (AB) şarj edilmesi de dahil olmak üzere yerleşik tüketicilerinin çalışmasını sağlar (bkz.). SB'yi döndürerek, SB'nin çalışma yüzeylerinde FVS akışından kaynaklanan hasar alanı azaltılır. SB panellerini zarar veren FWS akışı boyunca tamamen dağıtmak mümkün değildir çünkü uzay aracına ve bataryalarına güneş enerjisi sistemi tarafından üretilen elektriğin sağlanması gerekir - buna dayanarak güneş enerjisi panellerinin yüksek enerjili parçacıkların akışından etkilediği alan, güneş enerjisinin döndürülmesiyle minimuma indirilir. Sistem, araçtaki tüketicilere enerji sağlamak için gerekli ve yeterli olan α s min açısındadır.
Uzay aracının yerleşik sistemlerinin çalışması için gerekli yeterliliğe bağlı olarak, tüketicilerden gelen yük I n mevcut I akımını aşmamalıdır. SB'den gelen I akımı şu ifadeyle belirlendiğinden (bkz., s. 109)
burada m, güneş panellerinin aydınlatılan çalışma yüzeyi güneş ışınlarına dik olarak yönlendirildiğinde üretilen maksimum akımdır;
α, güneş sisteminin çalışma yüzeyinin normali ile Güneş yönü arasındaki mevcut açıdır,
o zaman mevcut açı α, aşağıdaki formülle hesaplanan α s min değerini aşmamalıdır:
Prototip olarak benimsenen, bu yöntemin uygulanmasına yönelik SB konum kontrol sistemi, sert alt tabaka üzerinde dört fotovoltaik pilin (BF 1, BF 2, BF 3, BF 4), bir SB'nin bulunduğu bir SB'de açıklanır ve içerir. döndürme cihazı (UPSB); amplifikasyon dönüştürme cihazı (ACD); Güneşe doğru SB yönelimi için kontrol ünitesi (BUOSBS); SB'yi belirli bir konuma (BRSBZP) döndürmek için blok; iki akım regülatörü (PT 1, PT 2), AB ünitesi (BAB); pil için şarj cihazı (ZRU AB); pil şarjı için komutlar üretme ünitesi (BFKZ AB); yük akımı sensörü (LCS); güç kaynağı sistemi kontrol ünitesi (BUSES); güç kaynağı veriyolu (SE); mevcut güneş EMR akışının yoğunluğunu ölçmek için birim (BIPEMI); güneş aktivitesi tespit ünitesi (BOSA); parçacıkların uzay aracına çarpma anını belirlemek için blok (BOMVVCH); yüksek enerjili parçacık akılarının yoğunluğunu ölçmek için birim (HIPPCHVE); yük akımlarına (BOMVUSBTNZ) göre SB kontrolünün başlama anını belirlemek için blok; Yük akımları için SB kontrol ünitesi (BUSBTNZ). Bu durumda SB, BF 1 ve BF 4'ün çıkışlarını birleştiren ilk çıkışı aracılığıyla UPSB'nin ilk girişine bağlanır ve BF 2 ve BF 3'ün çıkışlarını birleştiren ikinci çıkış aracılığıyla bağlanır. UPSB'nin ikinci girişine. BUOSBS ve BRSBZP'nin çıkışları sırasıyla UPU'nun birinci ve ikinci girişlerine bağlanır ve bunun çıkışı da UPSB'nin üçüncü girişine bağlanır. UPSB'nin birinci ve ikinci çıkışları sırasıyla PT 1 ve PT 2 girişlerine, PT 1 ve PT 2 çıkışları ise SE'ye bağlanır. BAB, AB kapalı şalt cihazı aracılığıyla girişiyle ShE'ye bağlanır. Bu durumda, AB şalt cihazı ilk girişi ile belirtilen veriyoluna bağlanır ve kaza çıkışı, girişi sırasıyla ShE'ye bağlanan AB şalt cihazının ikinci girişine bağlanır. BAB, çıkışıyla birlikte BFKZ AB'nin ilk girişine, BUSES'ın ilk çıkışı ise belirtilen bloğun ikinci girişine bağlanır. BFKZ AB'nin çıkışı ZRU AB'nin üçüncü girişine bağlanır. BUSES'ın ikinci ve üçüncü çıkışları sırasıyla BUOSBS ve BRSBZP'nin birinci girişlerine bağlanır. UPSB'nin üçüncü çıkışı BUOSBS ve BRSBZP'nin ikinci girişlerine bağlanır. BIPEMI çıkışı BOSA girişine bağlanır ve bunun ilk çıkışı da BOMVVCH girişine bağlanır. BOMVVCH ve BIPPChVE çıkışları sırasıyla BOMVUSBTNZ bloğunun birinci ve ikinci girişlerine bağlanır ve BIPPCHVE girişi BOSA'nın ikinci çıkışına bağlanır. BOMVUSBTNZ'nin çıkışı BUSES girişine bağlanır. BUSES dördüncü çıkışı ile BUSBTNZ'nin birinci girişine, DTN'nin ikinci çıkışı ise BUSBTNZ'nin ikinci girişine bağlanır. BUSBTNZ'nin çıkışı UPU'nun üçüncü girişine bağlanır. Ayrıca UPSB'nin üçüncü çıkışı BUSBTNZ'nin üçüncü girişine bağlanır.
Uzay aracı güç kaynağı modunda sistem aşağıdaki gibi çalışır.
UPSB, elektriğin SB'den PT 1 ve PT 2'ye transit iletimine hizmet eder. SES güç kaynağı veriyolundaki voltaj stabilizasyonu RT'lerden biri tarafından gerçekleştirilir. Aynı zamanda diğer RT, güç transistörlerinin kapalı olduğu bir durumdadır. Bu durumda SB jeneratörleri kısa devre modunda çalışır. Yük gücü, güneş enerjisi jeneratörlerinin bağlantı gücünden daha büyük olduğunda, başka bir RT, voltaj stabilizasyon moduna geçer ve kullanılmayan jeneratörlerin enerjisi, güneş enerjisi santralinin güç kaynağı veriyoluna sağlanır. Yük gücünün akünün gücünü aşabileceği belirli dönemlerde, akü şalteri, akü ünitesinin deşarj olması nedeniyle uzay aracındaki elektrik kesintisini telafi eder. Bu amaçlar doğrultusunda akü deşarj regülatörü, akü deşarj regülatörü görevi görür.
Akü şarj cihazı, belirtilen regülatöre ek olarak bir akü şarj regülatörü de içerir. Şarj regülatörü, akünün aşırı güçlenmesi durumunda akünün şarj akımını (I cl ±1)A (I cl nominal şarj akımıdır) seviyesinde sınırlandırır ve SES veriyolu üzerindeki gerilimi regüle ederek dengeler. Pilin gücü, pil şarj akımına güç sağlamak için yetersiz olduğunda pilin şarj akımı (I nc ±1)A. Akü şalt cihazında belirtilen şarj-deşarj döngülerini gerçekleştirmek için DTN'den gelen bilgiler kullanılır. Aynı zamanda DVT, SES'e yalnızca yerleşik tüketicilerden gelen yük akımını ölçmeyecek, aynı zamanda akü şarj akımını da hesaba katacak şekilde bağlanır. BAB'ın şarjı ZRU AB tarafından BFKZ AB aracılığıyla gerçekleştirilir.
Uzay aracı güç kaynağı modunda çalışmayla eş zamanlı olarak sistem, güneş paneli panellerinin düzlemlerinin konumunu kontrol etme problemini çözer.
BUSES'tan gelen komut üzerine BUSBS bloğu güneş sisteminin Güneş'e yönelimini kontrol eder. BUOSBS, uzay aracının hareket ve navigasyon kontrol sistemi (VCS) temelinde uygulanabilir (bkz.). Bu durumda, uydu kontrol algoritması için giriş bilgisi şu şekildedir: birim yön vektörünün, geminin kinematik konturunun algoritmaları tarafından belirlenen, uzay aracıyla ilişkili koordinat eksenlerine göre Güneş'e olan konumu; UPSB'ye kurulu açı sensörlerinden (AS) açının mevcut ölçülen değerleri şeklinde elde edilen SB'nin uzay aracı gövdesine göre konumu. Bu durumda, α'nın değeri her zaman mevcut normalden SB'nin çalışma yüzeyine kadar ölçülür (yani SB Güneş'e doğru yönlendirildiğinde, α minimumdur). Kontrol algoritmasının çıkış bilgisi, SB'yi UPSB'nin çıkış mili eksenine göre döndürme komutları ve dönüşü durdurma komutlarından oluşur. UPSB uzaktan kumandaları güvenlik sisteminin konumu hakkında ayrık sinyaller sağlar. Ayrık boyut, uydunun yönünün doğruluğunu belirler.
Uzay aracı yöneliminin normal modunda, uzay aracının bağlı eksenlerine göre Güneş'in hareketinin yönü değişmediğinde, SB, Güneş'in hareketi yönünde bir açıyla ilerlemeyle Güneş'in yönüne göre ayarlanır. uzaktan kumandanın çeşitli bölümlerine karşılık gelir. Daha sonra pil, uzay aracının yörüngedeki hareketi nedeniyle Güneş SB'ye göre uygun açıda "ileri hareket edene" kadar bu konumda kalır. Bundan sonra rotasyon döngüsü devam eder.
BRSBZP, program ayarlarına göre BUSES yardımıyla SB'yi kontrol eder. Yazılım ayarlarına dayalı SB kontrol algoritması, pili belirtilen herhangi bir konuma takmanıza olanak tanır. Bunu yapmak için öncelikle BUOSBS'ye SB'nin orijinal konumuna ayarlanmasıyla ilgili bir sinyal verilir. Daha sonra BUSBZP kullanılarak αz açısı boyunca gerekli dönüş gerçekleştirilir. Aynı zamanda BRSBZP'deki dönüş açısını kontrol etmek için UPSB uzaktan kumandasından gelen bilgiler de kullanılır.
UPU, BUOSBS, BRSBZP, BUSBTNZ ve UPSB arasında bir arayüz görevi görür.
BİPEMI, F10.7 güneş aktivite indeksine göre güneş elektromanyetik radyasyonunun (EMR) mevcut akımlarını sürekli olarak ölçer ve BOSA'ya iletir. BOSA'da mevcut değerler belirlenen eşik değerlerle karşılaştırılarak güneş aktivitesinin başlangıcı belirleniyor. BOSA'nın ilk çıkışından BOMVHF girişine gelen komuta göre, belirtilen son blokta, yüksek enerjili parçacıkların uzay aracı üzerindeki olası etkisinin başlama anı belirlenir. BOSA'nın ikinci çıkışından BIPPCHVE'nin girişine kadar, yüksek enerjili parçacıkların akı yoğunluğunu ölçmeye başlamak için bir komut verilir. Parçacıkların uzay aracı üzerindeki olası etkisinin başlama anına ilişkin bilgi, BOMVVCH'nin çıkışından ilk girişi aracılığıyla BOMVUSBTNZ'ye iletilir. BIPPCHVE'den gelen yüksek enerjili parçacıkların akı yoğunluğunun ölçülen değeri, BOMVUSBTNZ'nin ikinci girişine iletilir.
BOMVUSBTNZ'de, FVS'nin olumsuz etkisinin fiili değerlendirmesi, BOMVUSBTNZ tarafından belirlenen zaman noktasından başlayarak, etki karakteristiğinin mevcut ölçülen değerinin eşik değerlerle karşılaştırılması yoluyla gerçekleştirilir. BOMVUSBTNZ çıkışında bir komut almak için gerekli bir koşul, BOMVVCH ve BIPPCHVE çıkışlarından gelen iki sinyalin varlığıdır. BOMVUSBTNZ çıkışında, BUSES'a gönderilen “yük akımlarına göre güç kaynağının kontrolünü başlat” komutu oluşturulur.
BOMVUSBTNZ, BUSES'a bir komut verdiğinde, BOMVUSBTNZ'den alınan komut, BUOSBS ve BRSBZP'yi etkinleştirme komutlarından daha yüksek önceliğe sahiptir. Bu nedenle, belirtilen komutu aldıktan sonra BUSES, daha düşük öncelikli blokların UPSB kontrolünden bağlantısını keser ve BUSBTNZ'yi bağlar.
BOMVUSBTNZ'den gelen komut BUSES girişinde sıfırlandıktan sonra, ikincisi çalışma mantığını yeniden oluşturur. Yürütülen uzay aracı uçuş programına bağlı olarak, SB kontrolü için öncelik BUOSBS veya BRSBZP bloklarından birine verilir.
BUSBTNZ, ifade (2)'yi kullanarak α s_min açısını belirler. Belirtilen açıyı hesaplamak için DTN'den elde edilen ölçülen I n değerleri kullanılır. Ek olarak, UPSB uzaktan kumandasından belirtilen blok, SB dönüş açısının (α) mevcut değeri hakkında bilgi alır. α s_min açısının değerini belirledikten sonra, BUSBTNZ'ye gömülü algoritma bunu α açısının mevcut değeriyle karşılaştırır, α ve α s_min arasındaki uyumsuzluk açısını ve SB kontrol sürücüsünü etkinleştirmek için gereken kontrol darbesi sayısını hesaplar. Kontrol darbeleri kontrol ünitesine iletilir. UPU'da belirtilen darbeleri dönüştürüp güçlendirdikten sonra UPS girişine ulaşırlar ve sürücüyü harekete geçirirler.
Prototip olarak benimsenen uygulama yöntemi ve sisteminin önemli bir dezavantajı vardır - güneş paneli yüzeyinin yüksek enerjili parçacık akışlarının olumsuz etkilerinden tam olarak korunmasını sağlamazlar ve aynı zamanda Uzay aracının yüksek enerjili parçacık akışlarının uzay aracı üzerindeki olumsuz etkisi koşullarında çalışması için güneş panellerinin hazırlanmasına yönelik özel operasyonlar gerçekleştirilerek bu olumsuz etkinin azaltılmasına yönelik ek fırsatların kullanılması.
Önerilen yöntem ve sistemin uygulanması için karşılaşılan zorluk, yüksek enerjili parçacık akışlarının SB yüzeyi üzerindeki olumsuz etkisini azaltmaktır. Bunun için uzay aracı SES'te özel hazırlık işlemleri yapılarak SB'nin kontrol edilmesiyle, bu parçacıkların akışından olumsuz etkilenen SB'nin alanının azaltılması amaçlanıyor.
Teknik sonuç, bir uzay aracının güneş panellerinin konumunu kontrol etme yönteminde, güneş panellerinin çalışma konumuna getirilmesi de dahil olmak üzere, uzay aracına normalin hizalanmasına karşılık gelen elektrik beslemesinin sağlanmasıyla elde edilir. güneş panellerinin dönme ekseni ve Güneş yönü ile oluşturulan düzlem ile aydınlatılmış çalışma yüzeyi, güneş elektromanyetik radyasyonunun mevcut akışının yoğunluğunu ölçerek, güneş aktivitesinin başladığı anı tespit ederek, güneşteki anın belirlenmesini sağlar. Yüksek enerjili parçacıkların uzay aracının yüzeyine ulaştığı zaman, yüksek enerjili parçacıkların akı yoğunluğunun ölçülmesi, yüksek enerjili parçacıkların akı yoğunluğunun ölçülen değerlerinin eşik değerleri ile karşılaştırılması, güneş paneli pillerinin aradaki açı kadar döndürülmesi Aydınlatılmış çalışma yüzeylerinin normali ve güneş panellerinin yüzeyindeki yüksek enerjili parçacık akılarının minimum etki alanına karşılık gelen Güneş yönü ve aynı zamanda uzay aracına ölçülen değerlerin ölçüldüğü anda elektrik sağlar. Yüksek enerjili parçacık akı yoğunluğunun eşik değerleri aşması ve yüksek enerjili parçacık akı yoğunluğunun eşik değerlerinin altına düştüğü anda panellerin güneş panellerinin çalışma konumuna geri dönmesi, ayrıca Yüksek enerjili parçacık akılarının uzay aracı üzerindeki olumsuz etkisinin öncüllerinin ortaya çıktığı sırada, yüksek enerjili parçacık akılarının uzay aracı üzerindeki olumsuz etkisinin öncüllerinin ortaya çıkışı Cihaz, uzay aracı güç kaynağının pillerini şarj eder sistemi maksimum şarj seviyesine; yüksek enerjili parçacıkların akı yoğunluğunun ölçülen değerleri, bunlarla karşılaştırıldığında eşik değerlerini aşarsa, güneş panelleri, aydınlatılan çalışma yüzeyine normal ile aydınlatılan çalışma yüzeyi arasındaki açıya kadar döndürülür. Güneş yönüne, güneş panellerinin yüzeyindeki yüksek enerjili parçacık akışlarının minimum etki alanına karşılık gelen α s_min_AB'ye ulaşılırken, aynı zamanda uzay aracına güç kaynağı sisteminin güneş enerjisi ve şarj edilebilir pillerinden elektrik sağlanır. ilişki:
α s_min_AB =arccos(max(0,I n -I AB )/I m),
burada ben n uzay aracı tüketicilerinden gelen yük akımıdır,
ben m - güneş panellerinin aydınlatılan çalışma yüzeyi güneş ışınlarına dik olarak yönlendirildiğinde üretilen maksimum akım,
I AB - pillerin izin verilen mevcut deşarj akımı,
ve uzay aracında ortaya çıkan elektrik kesintisi, pillerin şarj seviyesi izlenerek ve pillerin şarj seviyesinin izin verilen minimum değerine ulaşıldığında, izin verilen deşarj akımının mevcut değeri izlenerek pillerin boşaltılmasıyla telafi edilir. piller sıfırlanır ve pillerin harici yük ile bağlantısı kesilir.
Ek olarak sorun, üzerine dört fotovoltaik pil takılı bir güneş pili içeren, uzay aracının güneş panellerinin konumunu kontrol etmeye yönelik sistemde, güneş panellerini döndürmek için bir cihaz, bir yükseltici- Dönüştürme cihazı, güneş panellerinin Güneş'e doğru yönlendirilmesi için bir kontrol ünitesi, güneş panellerini belirli bir konuma döndüren bir blok, iki akım regülatörü, bir akü paketi, bir akü şarj cihazı, aküleri şarj etmek için bir komut üretme ünitesi, bir yük akımı sensör, güç kaynağı sistemi kontrol ünitesi, güç kaynağı veriyolu, güneş elektromanyetik radyasyonunun mevcut akışının yoğunluğunu ölçmek için bir birim, güneş aktivitesini belirlemek için bir blok, parçacıkların üzerindeki etkisinin zaman anını belirlemek için bir blok bir uzay aracı, yüksek enerjili parçacıkların akı yoğunluğunu ölçmek için bir blok, güneş pillerinin yük akımları ile kontrolünün başlama anını belirlemek için bir blok, güneş pillerinin yük akımları ile kontrol edilmesi için bir blok, güneş enerjisi ise pilin ilk çıkışı üzerinden iki fotovoltaik pilin çıkışlarını birleştiren çıkış güneş paneli döndürme cihazının birinci girişine, ikinci çıkışı aracılığıyla da diğer iki fotovoltaik pilin çıkışlarını birleştiren ikinci girişe bağlanır. güneş paneli döndürme cihazı ve güneş paneli yönlendirme kontrol ünitelerinin Güneş'e doğru ve güneş panellerini belirli bir konuma döndürme çıkışları sırasıyla amplifikasyon-dönüştürme cihazının birinci ve ikinci girişlerine bağlanır; çıkışı sırasıyla güneş paneli döndürme cihazının üçüncü girişine bağlanır, güneş paneli döndürme cihazının birinci ve ikinci çıkışları sırasıyla birinci ve ikinci regülatör akım girişlerine ve akımın çıkışlarına bağlanır. regülatörler uzay aracının güç kaynağı veriyoluna bağlanır, pil ünitesi, girişi ile birlikte, pil şarj cihazı aracılığıyla güç kaynağı veriyoluna bağlanır, pil şarj cihazı ise ilk girişi ile belirtilen veriyoluna bağlanır ve piller için şarj cihazının ikinci girişi, bir yük akımı sensörü bağlanır, bu da güç kaynağı veriyoluna bağlanır, pil ünitesi, şarj komutları oluşturmak için çıkışıyla ünitenin ilk girişine bağlanır piller ve güç kaynağı sistemi kontrol ünitesinin ilk çıkışı, belirtilen ünitenin ikinci girişine bağlanır, pilleri şarj etmek için komutlar üreten ünitenin çıkışı, pil şarj cihazının üçüncü girişine, ikinci ve üçüncü girişe bağlanır güç kaynağı sistemi kontrol ünitesinin çıkışları, güneş panellerinin Güneşe doğru yönlendirilmesi ve güneş panellerinin belirli bir konuma döndürülmesi için kontrol ünitelerinin ilk girişlerine bağlanır, güneş panellerinin döndürülmesi cihazının üçüncü çıkışı bağlanır Güneş panellerinin Güneş'e doğru yönlendirilmesi ve güneş panellerinin belirli bir konuma döndürülmesi için kontrol ünitelerinin ikinci girişlerine, güneş elektromanyetik radyasyonunun mevcut akışının yoğunluğunu ölçmek için bloğun çıkışı, girişe bağlanır. Güneş aktivitesini belirlemek için blok, bunun ilk çıktısı, parçacıkların uzay aracı üzerindeki etkisinin zaman anını belirlemek için bloğun girişine, bloğun çıkışları ise zamanın anını belirlemek için bağlanır. parçacıkların uzay aracı üzerindeki etkisi ve yüksek enerjili parçacıkların akı yoğunluğunu ölçmek için blok, güneş panellerinin yüke göre kontrolünün başlama anını belirlemek için sırasıyla bloğun birinci ve ikinci girişlerine bağlanır. bloğun girişi, yüksek enerjili parçacıkların akı yoğunluğunu ölçmek için bloğun ikinci çıkışına bağlanarak güneş aktivitesinin belirlenmesi, bloğun çıkışı ise güneş panellerinin kontrol edilmeye başlanacağı anın belirlenmesi için kullanılır. yük akımları ile güç kaynağı sistemi kontrol bloğunun girişine bağlanır, bunun dördüncü çıkışı sırasıyla güneş panellerinin blok kontrolünün birinci girişine yük akımları ile bağlanır, üçüncü girişi ve çıkışı sırasıyla güneş paneli döndürme cihazının üçüncü çıkışına ve yükseltici-dönüştürücü cihazın üçüncü girişine bağlı, sırasıyla güneş panellerinden gerekli akımı belirlemek için bir blok, yüksek enerjinin olumsuz etkisinin zaman öncüllerinin anlarını belirlemek için bir blok -uzay aracındaki enerji parçacıkları ve pil şarj seviyesinin izin verilen değerlerini ayarlamak için bir ünite, güneş panellerinden gerekli akımı belirlemek için ünitenin birinci ve ikinci girişleri ve çıkışları sırasıyla ikinci çıkışına bağlanır. yük akım sensörü, akü şarj cihazının ikinci çıkışı ve güneş pili kontrol ünitesinin yük akımlarına göre ikinci girişi, yüksek enerjili parçacıkların akı yoğunluğunu ölçen ünite ve pilin yoğunluğunu ölçen ünitenin çıkışları. Güneş elektromanyetik radyasyonunun akım akışı da karşılık gelen
Önerilen yöntemin özü aşağıdaki gibidir.
Güvenlik Konseyi'nin yüksek enerjili parçacık akışlarının olumsuz etkisi yönünden doğrudan koruyucu dönüşü, yüksek enerjili parçacık akışlarının yoğunluğunun belirlenmiş belirli eşik değerlerini aşması durumunda gerçekleştirilir. Aynı zamanda, koruyucu önlemlerin doğrudan uygulanmasından önce atılan ilk adımlar olarak, Dünya'ya yakın uzayın mevcut durumunun ve mevcut güneş aktivitesinin sürekli izlenmesi ve tehlikeli radyasyon kriterlerinin yerine getirilmesi ve yerine getirilmemesi gerçekleştirilir. durum, özellikle Ulusal Okyanus ve Atmosfer İdaresi (NOAA) tarafından geliştirilen güneş aktivitesinin izlenmesine yönelik kriterler analiz edilmektedir ) (cm. ). Bu durumda, koşulsuz tehlike kriterlerinin henüz karşılanmadığı ancak önceki tehlike düzeyi eşiğine ulaşıldığı durumlar, söz konusu olumsuz etkinin “öncü” durumları olarak değerlendirilmelidir.
Yüksek enerjili parçacık akışlarının uzay aracı üzerindeki olumsuz etkisinin öncüleri ortaya çıktığında, uzay aracının AB SES'inin maksimum yükü gerçekleştirilir. Bu, gelecekte yüksek enerjili parçacıkların akı yoğunluğunun ölçülen değerleri, bunlarla karşılaştırıldığında eşik değerlerini aştığında, SB panellerinin çalışma yüzeylerini akı yönünden uzağa çevirmeyi mümkün kılar. uzay aracında ortaya çıkan elektrik kesintisinin pil deşarjı ile telafi edilmesi koşuluyla, bu parçacıkları mümkün olan maksimum açıya getirin. Bu durumda koruyucu kanadın SB açısının bu değeri α s_min_AB aşağıdaki ilişkiyle belirlenir:
burada I m, güneş panellerinin aydınlatılan çalışma yüzeyi güneş ışınlarına dik olarak yönlendirildiğinde üretilen maksimum akımdır,
I SB - SB'den gerekli akım.
Bu durumda, SB I SB'den gerekli akım, uzay aracının BAB SES enerjisini kullanma olasılıkları dikkate alınarak, uzay aracının tüketicilerine sağlamak için SB tarafından üretilmesi gereken minimum gerekli akım olarak tanımlanır ( yani, AB SES'in deşarjı nedeniyle uzay aracında ortaya çıkan elektrik sıkıntısını telafi ederken) oranlara göre:
burada ben n uzay aracı tüketicilerinden gelen yük akımıdır,
I pil - SES uzay aracının pilinin mevcut izin verilen maksimum deşarj akımı.
Yöntemi uygulamak için çizimde gösterilen ve aşağıdaki blokları içeren bir sistem önerilmektedir:
1 - SB, dört fotovoltaik pilin yerleştirildiği gövdenin sert alt tabakası üzerinde;
2, 3, 4, 5 - BF 1, BF 2, BF 3, BF 4;
8 - BUOSBS;
9 - BRSBZP;
10, 11 - RT 1 ve RT 2;
13 - ZRU AB;
14 - BFKZ AB;
16 - OTOBÜSLER;
18 - BİPEMİ;
20 - BOMVHF;
21 - BİPCHVE;
22 - BOMVUSBTNZ;
23 - BUSBTNZ;
24 - yüksek enerjili parçacıkların uzay aracı (BOMVPNVCH) üzerindeki olumsuz etkisinin habercilerinin zaman anlarını belirleme bloğu,
25 - güneş panellerinden (BOPTSB) gerekli akımı belirlemek için blok,
26 - pil şarj seviyesinin (BZDZUZSB) izin verilen değerlerini ayarlamak için blok.
Bu durumda SB (1), BF 1 (2) ve BF 4 (5) çıkışlarını birleştiren ilk çıkışı üzerinden UPSB'nin (6) ilk girişine ve ikinci çıkış aracılığıyla birleştirerek bağlanır. UPSB'nin (6) ikinci girişine bağlı BF 2 (3) ve BF 3 ( 5) çıkışları. BUOSBS (8) ve BRSBZP'nin (9) çıkışları sırasıyla UPU'nun (7) birinci ve ikinci girişlerine bağlanır ve bunun çıkışı da UPSB'nin (6) üçüncü girişine bağlanır. . UPSB'nin (6) birinci ve ikinci çıkışları sırasıyla PT 1 (10) ve PT 2 (11) girişlerine, PT 1 (10) ve PT 2 (11) çıkışları ise SE'ye bağlanır. (17). BAB (12), AB (13) kapalı şalt cihazı aracılığıyla girişi ile SE'ye (17) bağlanır. Bu durumda AB hücresi (13) ilk girişi ile belirtilen baraya, kaza çıkışı (15) ise girişi bağlı olan AB hücresinin (13) ikinci girişine bağlanır. ShE'ye (17) dönün. BAB (12) çıkışıyla birlikte BFKZ AB'nin (14) ilk girişine bağlanır ve BUSES'ın (16) ilk çıkışı belirtilen bloğun ikinci girişine bağlanır. BFKZ AB'nin (14) çıkışı ZRU AB'nin (13) üçüncü girişine bağlanır. BUSES'ın (16) ikinci ve üçüncü çıkışları sırasıyla BUSBS (8) ve BRSBZP'nin (9) birinci girişlerine bağlanır. UPSB'nin (6) üçüncü çıkışı BUOSBS (8) ve BRSBZP'nin (9) ikinci girişlerine bağlanır. BIPEMI çıkışı (18) BOSA girişine (19) bağlanır. BOSA'nın (19) birinci çıkışı BOMVVCH'nin (20) girişine bağlanır. BOMVVCH (20) ve BIPPChVE'nin (21) çıkışları sırasıyla BOMVUSBTNZ bloğunun (22) birinci ve ikinci girişlerine bağlanır. BIPPCHVE'nin (21) girişi BOSA'nın (19) ikinci çıkışına bağlanır. BOMVUSBTNZ'nin (22) çıkışı BUSES'ın (16) ilk girişine bağlanır. BUSES (16) dördüncü çıkışı ile BUSBTNZ'nin (23) birinci girişine bağlanır. UPSB'nin (6) üçüncü çıkışı BUSBTNZ'nin (23) üçüncü girişine bağlanır. BUSBTNZ'nin (23) çıkışı UPU'nun (7) üçüncü girişine bağlanır. BOPTSB'nin (25) birinci girişi DVT'nin (15) ikinci çıkışına bağlanır. BOPTSB'nin (25) ikinci girişi AB'nin (13) ikinci çıkışına bağlanır. BOPTSB'nin (25) çıkışı BUSBTNZ'nin (23) ikinci girişine bağlanır. BIPPCHVE'nin (21) çıkışı BOMVPNVCH'nin (24) birinci girişine bağlanır. BIPEMI'nin (18) çıkışı BOMVPNVCH'nin (24) ikinci girişine bağlanır. BOMVPNVCH'nin (24) çıkışı, BUSES'ın (16) ikinci girişine bağlanır. BZDZUZSB'nin (26) birinci ve ikinci çıkışları sırasıyla BFKZ AB'nin (14) üçüncü girişine ve ZRU AB'nin (13) dördüncü girişine bağlanır.
Çizim ayrıca UPSB'nin (6) SB mahfazası (1) ile akü sürücüsünün çıkış mili aracılığıyla mekanik bağlantısını noktalı çizgiyle göstermektedir.
Uzay aracı güç kaynağı modunda sistem aşağıdaki gibi çalışır. UPSB (6), elektriğin SB (1)'den PT 1 (10) ve RT 2'ye (11) transit iletimine hizmet eder. SES güç kaynağı veriyolundaki voltaj stabilizasyonu RT'lerden biri tarafından gerçekleştirilir. Aynı zamanda diğer RT, güç transistörlerinin kapalı olduğu bir durumdadır. Jeneratörler SB (1) (BF 1 - BF 4) bu durumda kısa devre modunda çalışır. Yük gücü, güneş enerjisi jeneratörlerinin (1) bağlantı gücünden daha büyük olduğunda, başka bir RT, voltaj stabilizasyon moduna geçer ve kullanılmayan jeneratörlerin enerjisi, güneş enerjisi santralinin güç kaynağı veriyoluna sağlanır. Belirli dönemlerde yük gücünün SB'nin (1) gücünü aşabileceği durumlarda, batarya ünitesinin (12) deşarj olması nedeniyle batarya kontrol anahtarı (13), uzay aracındaki elektrik kesintisini telafi etmektedir. Bu amaçlar doğrultusunda, akü deşarj regülatörü (13), özellikle akünün şarj seviyesini izleyen ve değeri sağlanan akü şarj seviyesinin izin verilen minimum değerine ulaşıldığında akü deşarj regülatörü olarak görev yapar. BZDZUZSB'den (26) akü şalterine (13) bağlanır, BAB'ı (12) harici yükten kapatır. Bu durumda, akü kontrol anahtarı (13), akünün mevcut şarj seviyesine bağlı olarak, izin verilen akü deşarj akımının mevcut değerini (akünün (12) aküden ayrılması modunda) belirler ve ikinci çıkışına sağlar. harici yükte bu değer sıfırdır).
Akü şarj cihazında (13) belirtilen regülatörün yanı sıra bir akü şarj regülatörü de bulunmaktadır. AB'deki (13) şarj-deşarj döngülerini gerçekleştirmek için DTN'den (15) gelen bilgiler kullanılır. BAB'ın (12) şarjı ZRU AB (13) tarafından BFKZ AB (14) aracılığıyla gerçekleştirilir. Metal-hidrojen piller için, burada açıklanmaktadır. Sonuç olarak, akü muhafazasındaki hidrojen yoğunluğunun, akülerin içine yerleştirilmiş basınç sensörleri ve akü mahfazalarındaki sıcaklıklar kullanılarak belirlenmesidir. Buna karşılık hidrojenin yoğunluğu pilin şarj seviyesini belirler. Bataryadaki hidrojen yoğunluğu belirlenen seviyenin altına düştüğünde şarj edilmesi için bir komut verilir ve maksimum yoğunluk seviyesine ulaşıldığında şarjın durdurulması için bir komut verilir. Belirtilen pil şarj seviyeleri BFKZ AB'den (14) gelen komutlarla düzenlenirken, pilin izin verilen maksimum şarj seviyesi değerleri BZDZUZSB (26) ile BFKZ AB'ye (14) sağlanır. Pillerin maksimum şarjlı durumda tutulması, durumlarını olumsuz yönde etkiler ve piller, pilleri şarj etme işleminin yalnızca periyodik olarak yapıldığı (örneğin, Yamal'ın SES'ini kontrol ederken) mevcut kendi kendine deşarj modunda tutulur. 100 uzay aracı - birkaç günde bir, şarj seviyesi BAB maksimum seviyenin %30'una düştüğünde).
Uzay aracı güç kaynağı modunda çalışmayla eş zamanlı olarak sistem, güneş paneli panellerinin (1) düzlemlerinin konumunu kontrol etme problemini çözer.
BUSES'tan (16) gelen komut üzerine BUSBS bloğu (8), SB'nin (1) Güneş'e yönünü kontrol eder. BUOSBS (8), bir uzay aracı VESSEL (bkz.) temelinde uygulanabilir. Bu durumda, uydu kontrol algoritması için giriş bilgisi şu şekildedir: birim yön vektörünün, geminin kinematik konturunun algoritmaları tarafından belirlenen, uzay aracıyla ilişkili koordinat eksenlerine göre Güneş'e olan konumu; UPSB uzaktan kumandası (6) ile α açısının mevcut ölçülen değerleri şeklinde elde edilen SB'nin uzay aracı gövdesine göre konumu. Kontrol algoritmasının çıkış bilgisi, SB'yi UPSB'nin (6) çıkış mili eksenine göre döndürme komutları, dönüşü durdurma komutlarıdır. UPSB uzaktan kumandası (6), SB'nin (1) konumu hakkında ayrık sinyaller üretir.
BİPEMI (18), güneş EMR'sinin mevcut akılarını ölçer ve bunları BOSA'ya (19) iletir. BOSA (19)'da mevcut değerler verilen eşik değerlerle karşılaştırılarak güneş aktivitesinin başlangıcı belirlenmektedir. BOSA'nın (19) ilk çıkışından BOMVVCH'nin (20) girişine gelen komuta göre, belirtilen son blokta, yüksek enerjili parçacıkların uzay aracı üzerindeki olası etkisinin başlama zamanı şu şekildedir: azimli. BOSA'nın (19) ikinci çıkışından BIPPCHVE'nin (21) girişine kadar, yüksek enerjili parçacıkların akı yoğunluğunu ölçmeye başlamak için bir komut verilir.
BIPPChVE'nin (21) çıkışından, yüksek enerjili parçacıkların akı yoğunluğunun ölçülen değeri, BOMVPNVP'nin (24) birinci girişine ve BOMVUSBTNZ'nin (22) ikinci girişine iletilir. Mevcut solar EMR akılarının ölçülen değerleri BOMVPNVCH'nin (24) ikinci girişine BIPEMI (18) çıkışından beslenir.
BOMVPNVCh (24), yüksek enerjili parçacıkların akı yoğunluğundaki değişikliklerin dinamiklerini değerlendiriyor ve parçacıkların uzay aracı üzerindeki olumsuz etkisinin habercisi sayılabilecek durumları tanımlıyor. Bu gibi durumlar, yüksek enerjili parçacıkların ölçülen akı yoğunluğunun belirtilen kritik değerleri aştığı ve daha da artma eğiliminin olduğu durumlardır. Bu tür durumların belirlenmesinde ve tanımlanmasında BİPEMİ'den elde edilen güneş EMR akı verilerinden de yararlanılmaktadır (18). Bu tür öncü durumları BOMVPNVCh'ye (24) kaydederken, bu bloğun çıkışında bir sinyal üretilir ve BUSES'ın (16) ikinci girişine gönderilir.
BUSES'un (16) ikinci girişindeki komut üzerine, bu ünite BFKZ AB'ye (14) bir komut gönderir, buna göre bu ünite kapalı şalt sistemi AB (13) aracılığıyla BAB'yi (12) maksimuma şarj eder şarj seviyesi. Aynı zamanda, metal-hidrojen piller durumunda (bkz.), pillerin içine yerleştirilmiş basınç sensörleri ve pil kasalarındaki sıcaklıklar kullanılarak, pilin şarj seviyesinin belirlendiği pil kutusundaki hidrojen yoğunluğu belirlenir. belirlendi. Maksimum yoğunluk seviyesine ulaşıldığında şarjın durdurulması için bir komut verilir.
BOPTSB'nin (25) DTN'nin (15) ikinci çıkışlarından ve kapalı şalt bataryasından (13) girişleri, yük akımının mevcut değerlerini uzay aracının tüketicilerinden I n ve izin verilen deşarj akımını alır. pil I AB. BOPTSB'nin (25) bu değerlerini kullanarak, (4), (5) ilişkilerini kullanarak, I SB'nin değerini belirler - SB'den gerekli akımın izin verilen minimum mevcut değeri (tüketicilerin enerjiyi kullanma olasılığı dikkate alınarak) BAB (12)) ve bunu ikinci BUSBTNZ (23) girişine gönderir.
Parçacıkların uzay aracı üzerindeki olası etkisinin başlama zamanı hakkındaki bilgi, BOMVVCH'nin (20) çıkışından ilk girişi aracılığıyla BOMVUSBTNZ'ye (22) iletilir. BOMVUSBTNZ'de (22), FVS'nin olumsuz etkisinin fiili değerlendirmesi, BOMVUSBTNZ (20) tarafından belirlenen zaman noktasından başlayarak, etki karakteristiğinin mevcut ölçülen değerinin eşik değerlerle karşılaştırılması yoluyla gerçekleştirilir. BOMVUSBTNZ (22) çıkışında bir komut almak için gerekli bir koşul, BOMVVCH (20) ve BIPPCHVE (21) çıkışlarından iki sinyalin varlığıdır.
BOMVUSBTNZ (22), BUSES'un (16) ilk girişine bir komut verdiğinde, bu blok, SB BUSBTNZ'nin (23) kontrolüne bağlanan dördüncü çıkışında bir komut üretir.
BUSBTNZ (23), ifade (3) ile α s_min_AB açısını belirler. Belirtilen açıyı hesaplamak için BOPTSB'den (25) elde edilen SB'den gerekli akımın akım değeri kullanılır. Ek olarak, UPSB uzaktan kumandasından (6) belirtilen blok, SB dönüş açısı α'nın mevcut değeri hakkında bilgi alır. α s_min_AB açısının değerini belirledikten sonra, BUSBTNZ'ye (23) gömülü algoritma, bunu α açısının mevcut değeriyle karşılaştırır ve α ile α s_min_AB arasındaki uyumsuzluk açısını ve kontrol sürücüsünü etkinleştirmek için gereken kontrol darbesi sayısını hesaplar. SB (1). Kontrol darbeleri kontrol ünitesine (7) iletilir. UPU'da (7) belirtilen darbeleri dönüştürüp güçlendirdikten sonra, UPS'in (6) girişine ulaşırlar ve sürücüyü harekete geçirirler.
BOMVUSBTNZ (22), BUSES'in (16) ilk girişine komut vermediğinde, bu blok, yürütülmekte olan uzay aracı uçuş programına bağlı olarak, SB'nin (1) kontrolünü BUOSBS (8) ve bloklardan birine aktarır. BRSBZP (9).
BUSBS'nin (8) işleyişi yukarıda açıklanmıştır.
BRSBZP (9), program ayarlarına göre SB'yi (1) kontrol eder. Yazılım ayarlarına göre SB kontrol algoritması (1), pili belirtilen herhangi bir α=α z konumuna takmanıza olanak tanır. Bu durumda BRSBZP'deki (9) dönüş açısını kontrol etmek için UPSB uzaktan kumandasından (6) gelen bilgi kullanılır.
BOMVUSBTNZ (22) ve BOMVPNVCh'nin (24) uygulanması, hem uzay aracı kontrol merkezinin donanım ve yazılımı temelinde hem de uzay aracında mümkündür. BOMVUSBTNZ (22) ve BOMVPNVCH (24) çıkışlarında “yük akımlarına göre güç kaynağının kontrolünü başlat” ve “yüksek enerjili parçacıkların güneş enerjisine olumsuz etkisine karşı hazırlık modunda güneş enerjisi sisteminin kontrolünü başlat” komutları verilmektedir. OTOBÜSLER'e (16) gönderilen "Uzay Aracı" oluşturulur. Bu durumda son komut, bataryayı maksimum şarj seviyesine kadar şarj etme komutu olarak OTOBÜSLER (16) tarafından işlevsel olarak algılanır.
BUSES'un (16) uygulanmasına bir örnek, bir yer istasyonu (ES) ve yerleşik ekipmandan (BA) oluşan Yamal-100 uzay aracının yerleşik sistemlerinin servis kontrol kanalının (SCU) radyo araçları olabilir (bkz. açıklama). Özellikle, BA SKU, GS SKU ile birlikte, uzay aracının yerleşik dijital bilgisayar sistemine (OBDS) dijital bilgilerin (DI) verilmesi ve bunun ardından onaylanması sorununu çözmektedir. BTsVS ise BUOSBS (8), BRSBZP (9), BUSBTNZ (23), BFKZ AB (14) bloklarını kontrol eder.
BUSES'ın (16) bu uygulamasında SKU BA'nın veri alışverişi açısından etkileşimi, MIL-STD-1553 arayüzüne uygun olarak ana değişim kanalı (MEC) üzerinden gerçekleştirilir. BCWS abonesi olarak, BA SKU'dan bir arayüz birimi (UB) olan bir cihaz kullanılır. BCWS işlemcisi, bir veri paketinin kullanılabilirliğini belirlemek için periyodik olarak BS durumunu yoklar. Paket mevcutsa işlemci veri alışverişine başlar.
UPU (7), BUOSBS (8), BRSBZP (9), BUSBTNZ (23) ve UPSB (6) arasında bir arayüz görevi görür ve dijital sinyalleri analog sinyallere dönüştürmeye ve ikincisini güçlendirmeye hizmet eder.
BUSBTNZ (23), komutları BUSES'tan (16) gelen, uzay aracının yerleşik ünitesidir. BUSBTNZ (23), BOPTSB (25), BZDZUZSB (26) uygulaması BTsVS uzay aracı temelinde gerçekleştirilebilir (bkz.).
Böylece sistemin temel bloklarının uygulanmasına bir örnek ele alınmıştır.
Önerilen buluşların teknik etkisini açıklayalım.
Önerilen teknik çözümler, güneş panelinin “koruyucu” yakasının Güneş'e doğru yapıldığı anlarda, yüksek enerjili parçacık akışlarının güneş sisteminin çalışma yüzeyi üzerindeki olumsuz etkisinin azaltılmasını sağlamaktadır. Bu, bu parçacıkların akışlarından olumsuz etkilenen SB'nin çalışma yüzeyinin alanının azaltılması, SB'nin çalışma yüzeyine normalin Güneş'e doğru olan açısının maksimuma çıkarılmasıyla elde edilir. uzay aracına elektrik sağlama zorunluluğunun karşılanmasını sağlamak. Dönme açısının maksimuma çıkarılması, uzay aracının güneş enerjisi sisteminin daha önce pilin maksimum şarj durumuna getirilmesiyle elde edilir, bu da güneşin "koruyucu" dönüşünün mümkün olan maksimum açısının uygulanmasını mümkün kılar. sistem Güneş'e doğru. Örneğin, pili maksimum seviyeye kadar şarj ettikten sonra Yamal-100 uzay aracının SES'ini kontrol ederken, pilin olası deşarj akımındaki artışın yaklaşık% 30 olduğu, ardından açıda buna karşılık gelen bir artış olduğu göz önüne alındığında Pilin “koruyucu” kapağının azalması ve bunun sonucunda yüksek enerjili parçacık akışlarının SB'nin çalışma yüzeyi üzerindeki olumsuz etkisinin azalması önemli bir değerdir.
EDEBİYAT
1. Eliseev A.S. Uzay uçuş teknolojisi. Moskova, "Makine Mühendisliği", 1983.
2. Rauschenbach G. Güneş panellerinin tasarımına yönelik el kitabı. Moskova, Energoatomizdat, 1983.
3. SHUTTLE ve ISS'nin ortak operasyonları sırasındaki uçuş kuralları. Tom S. Uçuş Operasyon Müdürlüğü. Uzay Merkezi adını aldı Lyndon B. Johnson. Houston, Teksas, ana versiyon, 11/8/2001.
4. Uzay aracı güç kaynağı sistemi. Teknik Açıklama. 300GK.20Yu. 0000-ATO. RSC Energia, 1998.
5. Center B.I., Lyzlov N.Yu., Metal-hidrojen elektrokimyasal sistemler. Leningrad. "Kimya", Leningrad şubesi, 1989.
6. Uzay aracı hareket kontrolü ve navigasyon sistemi. Teknik Açıklama. 300GK.12Yu. 0000-ATO. RSC Energia, 1998.
7. Galperin Yu.I., Dmitriev A.V., Zeleny L.M., Panasyuk L.M. Uzay havasının havacılık ve uzay uçuşlarının güvenliği üzerindeki etkisi. "Uçuş 2001", s. 27-87.
8. Uzay teknolojisine ilişkin mühendislik referans kitabı. SSR Savunma Bakanlığı yayınevi, M., 1969.
9. Grilikhes V.A., Orlov P.P., Popov L.B. Güneş enerjisi ve uzay uçuşları. Moskova, "Bilim", 1984.
10. Yamal uzay aracının servis kontrol kanalının yer istasyonu. Manuel. ZSKUGK.0000-ORE. RSC Energia, 2001.
11. Yamal uzay aracının servis kontrol kanalının yerleşik ekipmanı. Teknik Açıklama. 300GK.15Yu. 0000A201-OTO. RSC Energia, 2002.
12. Kovtun V.S., Solovyov S.V., Zaikin S.V., Gorodetsky A.A. Bir uzay aracının güneş panellerinin konumunu kontrol etmeye yönelik bir yöntem ve bunun uygulanmasına yönelik bir sistem. 24 Mart 2003 tarihli 2003108114/11 numaralı başvuruya göre RF patenti 2242408
1. Bir uzay aracının güneş panellerinin konumunu kontrol etmek için, güneş panellerinin uzay aracına elektrik beslemesini sağlayan ve normalin aydınlatılmış çalışma yüzeyine düzlem ile hizalanmasına karşılık gelen bir çalışma konumuna dönüştürülmesini içeren bir yöntem güneş panellerinin dönme ekseni ve Güneş'e yönü ile oluşturulan, güneş elektromanyetik radyasyonunun mevcut akışının yoğunluğunu ölçen, güneş aktivitesinin başladığı anı belirleyen, yüksek enerjili parçacıkların ulaştığı anı belirleyen uzay aracının yüzeyi, yüksek enerjili parçacıkların akı yoğunluğunu ölçerek, yüksek enerjili parçacıkların akı yoğunluğunun ölçülen değerlerini eşik değerleri ile karşılaştırarak, güneş panellerini normal ile aydınlatılmış çalışma yüzeyi arasında bir açıyla döndürerek ve Güneş panellerinin yüzeyindeki yüksek enerjili parçacık akılarının minimum etki alanına karşılık gelen ve aynı anda uzay aracına elektrik sağlayan, yüksek enerjili parçacığın ölçülen değerlerinin ölçüldüğü anda Güneş'e doğru yön akı yoğunluğu eşik değerlerini aşar ve güneş panelleri, yüksek enerjili parçacık akılarının yoğunluğunun eşik değerlerinin altına düştüğü noktada çalışma konumlarına geri döner; özelliği, ek olarak öncüllerin zaman içinde anlarını belirlemeleridir. yüksek enerjili parçacık akılarının uzay aracı üzerindeki olumsuz etkisi ortaya çıkar ve belirtilen zamanlarda, yüksek enerjili parçacıkların akı yoğunluğunun ölçülen değerleri aşılırsa, uzay aracı güç kaynağı sisteminin pilleri maksimum şarj seviyesine kadar şarj edilir. bunlarla karşılaştırıldığında eşik değerleri, güneş panelleri, aydınlatılmış çalışma yüzeylerine normal ile Güneş yönü arasındaki açıya ulaşılıncaya kadar döndürülür; bu, yüksek akışların minimum etki alanına karşılık gelir. - Güneş panellerinin yüzeyindeki enerji parçacıkları, aynı anda uzay aracına güç kaynağı sisteminin güneş enerjisi ve şarj edilebilir pillerinden elektrik sağlar ve orana göre belirlenir
α s_min_AB =arccos (max(0, I n -I AB )/I m),
burada ben n uzay aracı tüketicilerinin yük akımıdır;
ben m - güneş panellerinin aydınlatılan çalışma yüzeyi güneş ışınlarına dik olarak yönlendirildiğinde üretilen maksimum akım;
I AB - şarj edilebilir pillerin mevcut izin verilen deşarj akımı ve bunun sonucunda uzay aracında ortaya çıkan elektrik kesintisi, şarj edilebilir pillerin şarj seviyesi izlenirken ve bunun izin verilen minimum değerine ulaşıldığında, şarj edilebilir pillerin boşaltılmasıyla telafi edilir seviye, şarj edilebilir pillerin izin verilen deşarj akımının mevcut değeri sıfırlanır ve pillerin harici yük ile bağlantısı kesilir.
2. Panellerin üzerine monte edilmiş dört fotovoltaik güneş panelinden oluşan, söz konusu güneş panellerini döndürmek için bir cihaz, bir yükseltici-dönüştürücü cihaz, panellerin yönlendirilmesi için bir kontrol ünitesi içeren, uzay aracının güneş panellerinin konumunu kontrol etmeye yönelik bir sistem. Güneşe doğru güneş panelleri, güneş panellerini belirli bir konuma döndürmek için bir ünite, iki akım regülatörü, bir akü paketi, bir akü şarj cihazı, aküleri şarj etmek için bir komut üretme ünitesi, bir yük akımı sensörü, bir güç kaynağı sistemi kontrol ünitesi, bir güç kaynağı veriyolu, güneş elektromanyetik radyasyonunun mevcut akışının yoğunluğunu ölçmek için bir birim, bir güneş aktivitesi tespit ünitesi, yüksek enerjili parçacıkların uzay aracı üzerindeki etki zamanının tespit ünitesi, akı yoğunluğunu ölçmek için bir ünite yüksek enerjili parçacıkların, yük akımları ile güneş pillerinin kontrolünün başlama anını belirleyen bir birim, yük akımları ile güneş pillerinin kontrol birimi, güneş pili ilk çıkışı aracılığıyla, çıkışlarını birleştirerek iki fotovoltaik pil, güneş paneli döndürme cihazının birinci girişine bağlanır ve diğer iki fotovoltaik pilin çıkışlarını birleştiren ikinci çıkış aracılığıyla, güneş paneli döndürme cihazının ikinci girişine bağlanır ve çıkışları güneş panellerinin Güneş'e doğru yönlendirilmesi ve güneş panellerinin belirli bir konuma döndürülmesi için kontrol üniteleri, sırasıyla çıkışı bağlı olan amplifikasyon-dönüştürücü cihazın birinci ve ikinci girişlerine bağlanır. güneş paneli döndürme cihazının üçüncü girişine, güneş paneli döndürme cihazının birinci ve ikinci çıkışları sırasıyla birinci ve ikinci akım regülatörünün girişlerine, akım regülatörünün çıkışları ise güç kaynağına bağlanır. Uzay aracının besleme veriyoluna, pil ünitesi kendi girişi ile, pil şarj cihazı aracılığıyla, güç kaynağı veriyoluna bağlanırken, pil şarj cihazı, ilk girişi ile belirtilen veri yoluna ve pil şarj cihazının ikinci girişine bağlanır. piller, güç kaynağı veriyoluna bağlanan bir yük akımı sensörü bağlanır, pil bloğu, pilleri şarj etmek için komutlar üretmek için çıkışıyla bloğun ilk girişine ve pilin ilk çıkışına bağlanır. güç kaynağı sistemi kontrol ünitesi belirtilen bloğun ikinci girişine bağlanır, aküleri şarj etmek için komutlar üreten bloğun çıkışı akü şarj cihazının üçüncü girişine, güç kaynağı sistemi kontrol ünitesinin ikinci ve üçüncü çıkışlarına bağlanır güneş panellerinin Güneşe doğru yönlendirilmesi ve güneş panellerinin belirli bir konuma döndürülmesi için kontrol ünitelerinin birinci girişlerine, güneş panelleri döndürme cihazının üçüncü çıkışı ise kontrol ünitelerinin ikinci girişlerine bağlanır. Güneş panellerinin Güneş'e doğru yönlendirilmesi ve güneş panellerinin belirli bir konuma döndürülmesi için, güneş elektromanyetik radyasyonunun mevcut akışının yoğunluğunu ölçen bloğun çıkışı, güneş aktivitesini belirleyen bloğun girişine bağlanır, birinci çıkışı, parçacıkların uzay aracı üzerindeki etkisinin zaman anını belirleyen bloğun girişine bağlanır; bloğun çıkışları, parçacıkların uzay aracı üzerindeki etkisinin zaman anını belirlemek için kullanılır. ve yüksek enerjili parçacıkların akı yoğunluğunu ölçmek için kullanılan blok, güneş panellerini yük akımları ile kontrol etmeye başlama zamanını belirlemek için sırasıyla bloğun birinci ve ikinci girişlerine ve bloğun girişine bağlanır. bloğun ikinci çıkışına yüksek enerjili parçacıkların akı yoğunluğunun ölçülmesi, güneş aktivitesinin belirlenmesi, bloğun çıkışı ise güneş panellerinin yük akımları tarafından kontrol edilmeye başlandığı anın belirlenmesi için girişe bağlanır. dördüncü çıkışı sırasıyla yük akımlarına göre güneş panelleri kontrol bloğunun birinci girişine bağlanan güç kaynağı sistemi kontrol bloğu, üçüncü girişi ve çıkışı sırasıyla üçüncü çıkışına bağlanır. güneş paneli döndürme cihazı ve yükseltici-dönüştürücü cihazın üçüncü girişi olup özelliği, ayrıca güneş panellerinden gerekli akımı belirlemek için bir blok, yüksek enerjinin olumsuz etkisinin habercilerinin meydana gelme anlarını belirlemek için bir blok içermesidir uzay aracındaki parçacıklar ve akü şarj seviyesinin izin verilen değerlerini ayarlamak için ünite, güneş panellerinden gerekli akımı belirlemek için ünitenin birinci ve ikinci giriş ve çıkışı sırasıyla yükün ikinci çıkışına bağlanır. akım sensörü, akü şarj cihazı akülerinin ikinci çıkışı ve yük akımları için güneş paneli kontrol ünitesinin ikinci girişi, yüksek enerjili parçacıkların akı yoğunluğunu ölçen ünite ve akımın yoğunluğunu ölçen ünitenin çıkışları Güneş elektromanyetik radyasyonunun akışı birbirine bağlıdır
Buluş astronotikle ilgilidir ve uzay aracının (SV) mekansal koordinatlarının belirlenmesinin gerekli olduğu uzay faaliyetlerinde kullanılabilir - uzayın araştırılması, güneş sistemindeki gezegenler, Dünya'nın uzaydan gözlemlenmesi vb. hız vektörünün bileşenleri.
Buluş roket ve uzay teknolojisi ile ilgilidir ve uzay aracının alçak Dünya yörüngelerine fırlatılması için dönüşüm araçları da dahil olmak üzere fırlatma araçlarının (LV'ler) oluşturulmasında kullanılabilir.
Buluş, uzay teknolojisi alanıyla, yani uzay aracı için güç kaynağı sistemleriyle ilgilidir ve güneş panellerinin konumunu kontrol etmek için kullanılabilir.
Günümüzde pek çok kişi bahçe için güneş enerjili fenerlere veya telefon şarj cihazına geçiş yapıyor. Herkesin bildiği ve anladığı gibi bu tür şarjlar gün içinde alınan güneş enerjisinden yapılır. Ancak armatür gün boyu sabit durmaz ve bu nedenle kendi ellerinizle güneş pili için dönen bir cihaz oluşturarak pili gün boyunca güneşe doğru hareket ettirerek şarj verimliliğini yaklaşık yarı yarıya artırabilirsiniz.
Bir DIY güneş paneli takip cihazının, onu yapmak ve kurmak için harcanan zamana değecek çok önemli avantajları vardır.
- İlk ve en önemli fayda, güneş pilini gün boyunca döndürmenin pil verimliliğini yaklaşık yarı yarıya artırabilmesidir. Bu, güneş panellerinin en verimli çalışmasının, armatürden gelen ışınların fotosele dik olarak düştüğü dönemde elde edilmesi nedeniyle elde edilir.
- Cihazın ikinci avantajı birincinin etkisi altında yaratılmıştır. Pil verimliliği arttırdığı ve yarısı kadar enerji ürettiği için ek kalıcı pil takılmasına gerek yoktur. Ek olarak döner pilin kendisi, sabit yönteme göre daha küçük bir fotosele sahip olabilir. Bütün bunlar çok fazla maddi kaynak tasarrufu sağlar.
Bir izleyicinin bileşenleri
Kendi güneş paneli döndürücünüzü yapmak, fabrikada üretilen ürünlerle aynı bileşenleri içerir.
Böyle bir cihaz oluşturmak için gerekli parçaların listesi:
- Taban veya çerçeve - hareketli ve sabit olmak üzere iki kategoriye ayrılan yük taşıyan parçalardan oluşur. Bazı durumlarda çerçevenin yalnızca tek eksenli (yatay) hareketli bir parçası vardır. Ancak iki eksenli modelleri de bulunmaktadır. Bu gibi durumlarda dikey ekseni kontrol eden aktüatörlere ihtiyaç duyulur.
- Daha önce açıklanan aktüatörün de tasarıma dahil edilmesi ve yalnızca dönüş için değil, aynı zamanda bu eylemlerin izlenmesi için de cihazlara sahip olması gerekir.
- Cihazı hava koşullarının değişkenlerinden (gök gürültülü fırtınalar, kuvvetli rüzgarlar, yağmur) koruyacak parçalara ihtiyaç vardır.
- Uzaktan kumanda ve döner cihaza erişim imkanı.
- Enerjiyi dönüştüren bir element.
Ancak böyle bir cihazın montajının bazen hazır bir cihaz satın almaktan daha pahalı olduğunu ve bu nedenle bazı durumlarda yük taşıyan parçalar, aktüatör ve aktüatörün kontrolü ile basitleştirildiğini belirtmekte fayda var.
Elektronik tornalama sistemleri
Çalışma prensibi
Döner cihazın çalışma prensibi oldukça basittir ve biri mekanik, diğeri elektronik olmak üzere iki parçaya dayanmaktadır. Döndürme cihazının mekanik kısmı sırasıyla pilin döndürülmesinden ve eğilmesinden sorumludur. Elektronik kısım ise mekanik kısmın çalıştığı zamanları ve eğim açılarını düzenliyor.
Güneş panelleriyle birlikte kullanılan elektrikli ekipmanlar, pillerin kendisinden şarj ediliyor ve bu da bir şekilde elektronik aksamın çalıştırılmasında para tasarrufu sağlıyor.
Olumlu taraflar
Döner bir cihaz için elektronik ekipmanın avantajlarından bahsedersek, kolaylık dikkate değerdir. Kolaylık, cihazın elektronik kısmının pili döndürme işlemini otomatik olarak kontrol etmesi gerçeğinde yatmaktadır.
Bu avantaj tek avantaj değil, daha önce sıraladığımız avantajlardan sadece bir tanesi. Yani elektronik, paradan tasarruf etmenin ve verimliliği artırmanın yanı sıra, kişiyi manuel olarak dönüş yapma ihtiyacından kurtarır.
Kendin nasıl yapılır
Yaratılış şeması basit olduğundan, kendi ellerinizle güneş panelleri için bir izleyici oluşturmak zor değildir. Kendi ellerinizle çalışabilir bir izleyici devresi oluşturmak için iki fotorezistöre sahip olmanız gerekir. Bu bileşenlerin yanı sıra pilleri döndürecek bir motor cihazı da satın almanız gerekir.
Bu cihaz bir H köprüsü kullanılarak bağlanır. Bu bağlantı yöntemi, 500 mA'ya kadar bir akımı 6 ila 15 V voltajla dönüştürmenize olanak tanır. Montaj şeması, yalnızca güneş panelleri için bir izleyicinin nasıl çalıştığını anlamanıza değil, aynı zamanda onu kendiniz oluşturmanıza da olanak tanır.
Devrenin çalışmasını yapılandırmak için aşağıdaki adımları uygulamanız gerekir:
- Devreye güç geldiğinden emin olun.
- DC motorunu bağlayın.
- Fotosellerin aynı miktarda güneş ışığı alabilmesi için yan yana yerleştirilmesi gerekmektedir.
- İki kesme direncini sökmek gerekir. Bu saat yönünün tersine yapılmalıdır.
- Devreye akım beslemesi başlatıldı. Motor açılmalıdır.
- Düzelticilerden birini durana kadar vidalıyoruz. Bu konumu işaretleyelim.
- Motor ters yönde dönmeye başlayana kadar elemanı vidalamaya devam edin. Bu konumu da işaretleyelim.
- Ortaya çıkan alanı eşit bölümlere ayırıp ortasına bir düzeltici yerleştiriyoruz.
- Motor biraz seğirmeye başlayana kadar başka bir düzeltici takıyoruz.
- Düzelticiyi biraz geriye döndürüp bu konumda bırakıyoruz.
- Doğru çalışıp çalışmadığını kontrol etmek için güneş pilinin bazı kısımlarını kapatabilir ve devrenin tepkisini izleyebilirsiniz.
Saat döndürme mekanizması
Saat mekanizmasının tasarımı temelde oldukça basittir. Böyle bir çalışma prensibi oluşturabilmek için herhangi bir mekanik saati alıp güneş pilli bir motora bağlamanız gerekiyor.
Motorun çalışabilmesi için mekanik bir saatin uzun koluna bir adet hareketli kontağın takılması gerekmektedir. İkinci sabit ise saat on iki yönünde sabittir. Böylece her saat başı uzun ibre on iki saati geçtiğinde kontaklar kapanacak ve motor paneli çevirecektir.
Bir saatlik zaman dilimi, bu süre içerisinde güneşin gökyüzünde yaklaşık 15 derecelik bir açıyla geçmesi esas alınarak seçilmiştir. Altı saat boyunca başka bir sabit bağlantı kurabilirsiniz. Böylece dönüş her yarım saatte bir gerçekleşecek.
Su saati
Döner bir cihazı kontrol etmenin bu yöntemi, girişimci bir Kanadalı öğrenci tarafından icat edildi ve yalnızca bir eksenin, yani yatay olanın döndürülmesinden sorumludur.
Çalışma prensibi de basittir ve aşağıdaki gibidir:
- Güneş pili, güneş ışınları fotosele dik olarak çarptığında orijinal konumuna takılır.
- Daha sonra bir tarafa su dolu bir kap, diğer tarafa ise su dolu kapla aynı ağırlıkta bir nesne bağlanır. Kabın alt kısmında küçük bir delik bulunmalıdır.
- Bu sayede, su yavaş yavaş kaptan dışarı akacak, bu da ağırlığın azalmasına neden olacak ve panel yavaşça karşı ağırlığa doğru eğilecektir. Kabın deliğinin boyutlarının deneysel olarak belirlenmesi gerekecektir.
Bu yöntem en basit olanıdır. Ayrıca, saat mekanizmasında olduğu gibi, normalde motor satın almak için harcanacak olan maddi kaynaklardan da tasarruf sağlar. Ayrıca su saati şeklindeki döner mekanizmayı herhangi bir özel bilginiz olmasa bile kendiniz kurabilirsiniz.
Video
Videomuzda kendi ellerinizle güneş pili için izleyici yapmayı öğreneceksiniz.
