Способ управления положением солнечных батарей космического аппарата и система для его осуществления

Изобретения относятся к электроснабжению космических аппаратов (КА) с помощью солнечных батарей (СБ). Предлагаемый способ включает разворот панелей СБ в рабочее положение, соответствующее совмещению нормали к их освещенной поверхности с плоскостью, образуемой осью вращения панелей СБ и направлением на Солнце. При этом измеряют плотности потоков солнечного электромагнитного излучения и частиц высоких энергий, определяют моменты начала солнечной активности и достижения данными частицами поверхности КА. Дополнительно измеряют высоту орбиты КА и угол между направлением на Солнце и плоскостью орбиты КА. В случае превышения плотностью потоков частиц пороговых значений на освещенной части орбиты КА выполняют разворот панелей СБ на угол (α_s__min) между указанной нормалью и направлением на Солнце, соответствующий минимальной площади воздействия потоков частиц на поверхности СБ. При этом обеспечивают КА необходимой электроэнергией. На теневой части орбиты отворачивают СБ от направления потоков частиц на максимальный угол. При выходе КА из тени завершают обратный разворот панелей СБ на указанный угол α_s__min. По окончании воздействия потоков частиц на КА возвращают панели СБ в рабочее положение. Предлагаемая система управления включает в себя необходимые блоки и связи между ними для выполнения описанных выше операций. Причем в нее введены блок определения моментов освещенности КА, блок измерения высоты орбиты КА, блок измерения угла между направлением на Солнце и плоскостью орбиты КА, блок управления разворотом СБ в противосолнечное положение, элемент "НЕ" и ключ. Технический результат изобретений состоит в уменьшении негативного воздействия потоков частиц высоких энергий на рабочую поверхность СБ на теневой части орбиты. 2 н.п. ф-лы, 1 ил.

 

Изобретение относится к области космической техники, а именно к системам электроснабжения (СЭС) космических аппаратов (КА), и может быть использовано при управлении положением панелей их солнечных батарей (СБ).

Известен способ управления положением панелей СБ, принятый за аналог (см. [1], стр.190-194). Сущность способа заключается в следующем. Панели СБ ориентируются таким образом, что угол между нормалью к их освещенной рабочей поверхности и направлением на Солнце составляет минимальную величину, что обеспечивает максимальный приход электроэнергии от СБ.

Для обеспечения высокой эффективности работы СБ на большинстве КА устанавливают систему их автоматической ориентации на Солнце. В состав такой системы входят солнечные датчики, логически преобразующие устройства и электрические приводы, управляющие положением СБ.

Недостаток указанного способа и системы управления положением СБ КА заключается в том, что в их действиях не предусмотрена защита от негативного воздействия факторов внешней среды (ФВС) на рабочие поверхности панелей СБ, как, например, защита от газов, выходящих из работающих реактивных двигателей (РД) КА (см. [2], стр.311-312; [3], стр.2-27), и потоков протонов и электронов высоких энергий космических лучей солнечного электромагнитного излучения (ЭМИ) в периоды высокой активности Солнца (см. [2], стр.323; [7], стр.31, 33).

Наиболее близким из аналогов, принятым за прототип, является способ управления положением СБ КА, описанный в [12]. Суть способа заключается в нижеследующем.

Осуществляют разворот панелей СБ в рабочее положение, обеспечивающее снабжение КА электроэнергией, соответствующее совмещению нормали к ее освещенной рабочей поверхности с плоскостью, образуемой осью вращения панелей СБ и направлением на Солнце. Далее определяют момент времени начала негативного воздействия ФВС на рабочую поверхность СБ и осуществляют разворот панелей СБ до момента времени начала воздействия указанных факторов и возвращение панелей СБ в рабочее положение после окончания указанного воздействия. Для этого измеряют плотность текущего потока солнечного электромагнитного излучения и по измеренным значениям определяют момент времени начала солнечной активности, определяют момент времени достижения частицами высоких энергий поверхности КА. В указанный момент времени измеряют плотность потоков частиц высоких энергий - протонов и электронов - и производят сравнение измеренных значений с пороговыми значениями. В случае превышения измеренными значениями пороговых значений потоков протонов и электронов производят разворот панелей СБ на угол между нормалью к их освещенной рабочей поверхности и направлением на Солнце α_s__min, соответствующий минимальной площади воздействия потоков частиц высоких энергий на поверхности СБ, определяемый соотношением:

α_s__min=arccos(I_H/I_m),

где I_н - ток нагрузки от потребителей КА;

I_m - максимальный ток, вырабатываемый при ориентации освещенной рабочей поверхности панелей СБ перпендикулярно солнечным лучам,

при этом за момент времени начала разворота панелей СБ принимают момент времени превышения измеренными значениями верхнего порогового значения плотности потоков указанных частиц высоких энергий, а за момент времени начала возвращения панелей СБ в рабочее положение принимают момент времени, при котором плотность потоков частиц высоких энергий становится ниже верхнего порогового значения.

СБ в системе СЭС МКС являются основными источниками электроэнергии и обеспечивают работу ее бортовых потребителей, включая подзаряд аккумуляторных батарей (АБ), являющихся вторичными источниками электроэнергии на борту МКС (см. [4]). Поворотом СБ уменьшается площадь поражения рабочих поверхностей СБ потоком ФВС. Полностью развернуть панели СБ вдоль поражающего потока ФВС не предоставляется возможным, т.к. необходимо обеспечивать КА и его аккумуляторные батареи вырабатываемой СБ электроэнергией - исходя из этого площадь поражения панелей СБ потоком частиц высоких энергий уменьшается до минимальной путем разворота СБ на угол α_s__min, необходимый и достаточный для обеспечения бортовых потребителей энергией.

Исходя из необходимой достаточности, для работы бортовых систем КА нагрузка от потребителей I_н не должна превышать текущий ток I. Поскольку текущий ток I от СБ определятся выражением (см. [9], стр.109);

где I_m - максимальный ток, вырабатываемый при ориентации освещенной рабочей поверхности панелей солнечных батарей перпендикулярно солнечным лучам;

α - текущий угол между нормалью к рабочей поверхности СБ и направлением на Солнце,

то текущий угол α не должен превышать величину α_s__min, рассчитываемую по формуле:

Система управления положением СБ для реализации данного способа, принятого за прототип, описана в [12] и содержит СБ, на жесткой подложке корпуса которой расположены четыре фотоэлектрических батареи (БФ₁, БФ₂, БФ₃, БФ₄), устройство поворота СБ (УПСБ); усилительно-преобразующее устройство (УПУ); блок управления ориентацией СБ по направлению на Солнце (БУОСБС); блок разворота СБ в заданное положение (БРСБЗП); два регулятора тока (PT₁, РТ₂), блок АБ (БАБ); зарядное устройство для АБ (ЗРУ АБ); блок формирования команд на заряд АБ (БФКЗ АБ); датчик тока нагрузки (ДТН); блок управления системой энергоснабжения (БУСЭС); шина электроснабжения (ШЭ); блок измерения плотности текущего потока солнечного ЭМИ (БИПЭМИ); блок определения солнечной активности (БОСА); блок определения момента времени воздействия частиц на КА (БОМВВЧ); блок измерения плотности потоков частиц высоких энергий (БИППЧВЭ); блок определения момента времени начала управления СБ по токам нагрузки (БОМВУСБТНЗ); блок управления СБ по токам нагрузки (БУСБТНЗ). При этом СБ через свой первый выход, объединяющий выходы БФ₁ и БФ₄, соединена с первым входом УПСБ и через второй выход, объединяющий выходы БФ₂ и БФ₃, соединена со вторым входом УПСБ. Выходы БУОСБС и БРСБЗП соединены соответственно с первым и вторым входами УПУ, выход которого в свою очередь соединен с третьим входом УПСБ. Первый и второй выходы УПСБ соединены соответственно с входами РТ₁ и РТ₂, а выходы PT₁ и РТ₂ соединены с ШЭ. БАБ своим входом через ЗРУ АБ соединен с ШЭ. При этом ЗРУ АБ подключено своим первым входом к указанной шине, а ко второму входу ЗРУ АБ подключен выход ДТП, вход которого подключен в свою очередь к ШЭ. БАБ своим выходом подключен к первому входу БФКЗ АБ, а ко второму входу указанного блока подключен первый выход БУСЭС. Выход БФКЗ АБ подключен к третьему входу ЗРУ АБ. Вторые и третьи выходы БУСЭС подключены соответственно к первым входам БУОСБС и БРСБЗП. Третий выход УПСБ соединен со вторыми входами БУОСБС и БРСБЗП. Выход БИПЭМИ соединен с входом БОСА, первый выход которого в свою очередь соединен с входом БОМВВЧ. Выходы БОМВВЧ и БИППЧВЭ соединены с соответственно первым и вторым входами блока БОМВУСБТНЗ, а вход БИППЧВЭ соединен со вторым выходом БОСА. Выход БОМВУСБТНЗ соединен с входом БУСЭС. БУСЭС своим четвертым выходом соединен с первым входом БУСБТНЗ, а ко второму входу БУСБТНЗ подключен второй выход ДТН. Выход БУСБТНЗ подключен к третьему входу УПУ. Кроме этого, третий выход УПСБ соединен с третьим входом БУСБТНЗ.

В режиме электроснабжения КА система работает следующим образом.

УПСБ служит для транзитной передачи электроэнергии от СБ до PT₁ и РТ₂. Стабилизация напряжения на шине электропитания СЭС осуществляется одним из РТ. В то же время другой РТ находится в состоянии с замкнутыми силовыми транзисторами. Генераторы СБ работают в этом случае в режиме короткого замыкания. Когда мощность нагрузки становится больше мощности подключения генераторов СБ, в режим стабилизации напряжения переходит другой РТ и энергия незадействовавшихся генераторов поступает на шину питания СЭС. В отдельные периоды, когда мощность нагрузки может превышать мощность СБ, ЗРУ АБ, за счет разряда блока АБ, компенсирует дефицит электроэнергии на борту КА. Для указанных целей в ЗРУ АБ служит регулятор разряда АБ.

Кроме указанного регулятора ЗРУ АБ содержит и регулятор заряда АБ. Регулятор заряда осуществляет ограничение зарядного тока БАБ на уровне (I_нз±1)А, где I_нз - номинальный ток заряда, при избытке мощности БФ и стабилизацию напряжения на шине СЭС за счет регулирования зарядного тока БАБ при мощности БФ, недостаточной для обеспечения питания АБ током заряда (I_нз±1)А. Для проведения указанных зарядно-разрядных циклов в ЗРУ АБ используется информация от ДТП. При этом ДТП подключен в СЭС таким образом, что измеряет ток нагрузки не только от бортовых потребителей, но и учитывает ток заряда АБ. Заряд БАБ осуществляет ЗРУ АБ через БФКЗ АБ.

Одновременно с работой в режиме электроснабжения КА, система решает задачи управления положением плоскостей панелей СБ.

По команде с БУСЭС блок БУОСБС осуществляет управление ориентацией СБ на Солнце. БУОСБС может быть реализован на базе системы управления движением и навигацией (СУДН) КА (см. [6]). При этом входной информацией для алгоритма управления СБ являются: положение единичного вектора направления на Солнце относительно связанных с КА осей координат, определяемое алгоритмами кинематического контура СУДН; положение СБ относительно корпуса КА, получаемое в виде текущих измеренных значений угла α с датчиков угла (ДУ), установленных на УПСБ. При этом значение α всегда отсчитывается от текущей нормали к рабочей поверхности СБ (т.о. при ориентации СБ на Солнце α минимален). Выходной информацией алгоритма управления являются команды на вращение СБ относительно оси выходного вала УПСБ и команды на прекращение вращения. ДУ УПСБ выдают дискретные сигналы о положении СБ. Величина дискреты определяет точность ориентации СБ.

В штатном режиме ориентации КА, когда направление движения Солнца относительно связанных осей КА неизменно, СБ устанавливается относительно направления на Солнце с опережением по ходу движения Солнца на угол, соответствующий нескольким дискретам ДУ. Далее батарея остается в этом положении до тех пор, пока Солнце, за счет движения КА по орбите, не «переместится вперед» относительно СБ на соответствующий угол. После этого цикл вращения возобновляется.

БРСБЗП управляет СБ при помощи БУСЭС по программным уставкам. Алгоритм управления СБ по программным уставкам позволяет устанавливать батарею в любое задаваемое положение. Для этого выдается первоначально сигнал в БУОСБС об установке СБ в исходное положение. Далее при помощи БУСБЗП осуществляется требуемый разворот на угол α_z. При этом для контроля угла разворота в БРСБЗП используется также информация с ДУ УПСБ.

УПУ играет роль интерфейса между БУОСБС, БРСБЗП, БУСБТНЗ и УПСБ.

БИПЭМИ производит постоянное измерение текущих потоков солнечного электромагнитного излучения (ЭМИ) по индексу солнечной активности F10,7 и передает их в БОСА. В БОСА путем сравнения текущих значений с заданными пороговыми определяется начало активности Солнца. По команде, приходящей с первого выхода БОСА на вход БОМВВЧ, в указанном последнем блоке производится определение момента времени возможного начала воздействия частиц высоких энергий на КА. Со второго выхода БОСА через вход БИППЧВЭ выдается команда на начало измерения плотности потока частиц высоких энергий. Информация о моменте времени возможного начала воздействия частиц на КА передается с выхода БОМВВЧ в БОМВУСБТНЗ через его первый вход. На второй вход БОМВУСБТНЗ передается измеренное значение плотности потоков частиц высоких энергий с БИППЧВЭ.

В БОМВУСБТНЗ осуществляется фактическая оценка негативного воздействия ФВС путем сравнения текущего измеренного значения характеристики воздействия с пороговыми значениями, начиная с момента времени, определенного БОМВВЧ. Необходимым условием получения команды на выходе БОМВУСБТНЗ является наличие двух сигналов - с выходов БОМВВЧ и БИППЧВЭ. На выходе БОМВУСБТНЗ формируется команда «начало управления СБ по токам нагрузки», которая поступает в БУСЭС.

Когда БОМВУСБТНЗ выдает команду в БУСЭС, команда, полученная с БОМВУСБТНЗ, является по приоритету более высокой, чем команды на задействование БУОСБС и БРСБЗП. Поэтому, получив указанную команду, БУСЭС отключает от управления УПСБ блоки более низкого приоритета и подключает БУСБТНЗ.

После обнуления команды с БОМВУСБТНЗ на входе БУСЭС, последний перестраивает логику своей работы. В зависимости от выполняемой программы полета КА приоритет на управление СБ отдается одному из блоков БУОСБС или БРСБЗП.

БУСБТНЗ определяет угол α_s__min по выражению (2). Для расчета указанного угла используются измеренные значения I_н, получаемые с ДТН. Кроме того, с ДУ УПСБ в указанный блок поступает информация о текущем значении угла поворота СБ α. Определив значение угла α_s__min алгоритм, заложенный в БУСБТНЗ, сравнивает его с текущим значением угла а, рассчитывает угол рассогласования между α и α_s__min и необходимое число управляющих импульсов для задействования управляющего привода СБ. Управляющие импульсы передаются в УПУ. После преобразования и усиления указанных импульсов в УПУ, они поступают на вход УПСБ и приводят привод в движение.

Способ и система для его осуществления, принятые за прототип, имеют существенный недостаток - они не обеспечивают полной защиты поверхности СБ от негативного воздействия потоков частиц высоких энергий и при этом не учитывают особенности и дополнительные возможности выполнения защитных мероприятий от данного негативного воздействия в случае, когда КА находится в теневой части орбиты.

Задачей, стоящей перед предлагаемыми способом и системой для его осуществления, является уменьшение негативного воздействия потоков частиц высоких энергий на поверхности СБ в моменты нахождения КА на теневой части орбиты. Для этого за счет управления СБ предполагается уменьшить площадь СБ, на которую негативно воздействует поток указанных частиц.

Технический результат достигается тем, что в способе управления положением солнечных батарей космического аппарата, включающем разворот панелей солнечных батарей в рабочее положение, обеспечивающее снабжение космического аппарата электроэнергией, соответствующее совмещению нормали к ее освещенной рабочей поверхности с плоскостью, образуемой осью вращения панелей солнечных батарей и направлением на Солнце, измерение плотности текущего потока солнечного электромагнитного излучения, определение момента времени начала солнечной активности, определение момента времени достижения частицами высоких энергий поверхности космического аппарата, измерение плотности потоков частиц высоких энергий, сравнение измеренных значений плотности потоков частиц высоких энергий с пороговыми значениями, разворот панелей солнечных батарей на угол между нормалью к их освещенной рабочей поверхности и направлением на Солнце α_{s min}, соответствующий минимальной площади воздействия потоков частиц высоких энергий на поверхности солнечных батарей при одновременном обеспечении космического аппарата электроэнергией, определяемый соотношением:

α_s__min=arccos(I_H/I_m),

где I_н - ток нагрузки от потребителей КА;

I_m - максимальный ток, вырабатываемый при ориентации освещенной рабочей поверхности панелей СБ перпендикулярно солнечным лучам,

в момент времени превышения измеренными значениями плотности потоков частиц высоких энергий пороговых значений и возвращение панелей солнечных батарей в рабочее положение в момент времени, при котором плотность потоков частиц высоких энергий становится ниже пороговых значений, дополнительно измеряют высоту орбиты космического аппарата, измеряют угол между направлением на Солнце и плоскостью орбиты космического аппарата, определяют освещенность космического аппарата Солнцем в моменты времени освещенности космического аппарата Солнцем, в случае превышения измеряемыми значениями плотности потоков частиц высоких энергий сравниваемых с ними пороговых значений выполняют разворот панелей солнечных батарей до достижения значения угла между нормалью к их освещенной рабочей поверхности и направлением на Солнце, равного α_s__min, а в моменты времени нахождения космического аппарата в тени Земли фиксируют момент начала теневого участка орбиты, по измеряемым значениям высоты орбиты космического аппарата и угла между направлением на Солнце и плоскостью орбиты космического аппарата определяют длительность теневого участка орбиты и, в случае превышения измеряемыми значениями плотности потоков частиц высоких энергий сравниваемых с ними пороговых значений, выполняют дополнительный разворот панелей солнечных батарей до достижения значения угла между нормалью к их рабочей поверхности и расчетным направлением на Солнце α_s__max, соответствующего максимально возможному отвороту рабочей поверхности солнечных батарей от направления потока частиц высоких энергий, определяемого по формуле

α_s__max =min {(ω(t_n+T-t_o)-α_oα_s__min)/2, 180°},

где t_n - зафиксированный момент начала теневого участка орбиты;

Т - определяемая длительность теневого участка орбиты;

t_o - момент начала дополнительного разворота;

α_o - угол между нормалью к рабочей поверхности солнечных батарей и направлением на Солнце в момент начала дополнительного разворота,

ω - максимальная угловая скорость поворота панелей солнечных батарей вокруг оси вращения,

при этом за момент времени начала дополнительного разворота панелей солнечных батарей принимают наиболее ранний момент времени после входа космического аппарата в тень Земли, при котором измеренные значения плотности потоков частиц высоких энергий превышают пороговые значения, а в момент выхода космического аппарата из тени Земли завершают обратный разворот панелей солнечных батарей до достижения значения угла между нормалью к их рабочей поверхности и направлением на Солнце, равного α_s__min.

Кроме того, поставленная задача решается тем, что в систему управления положением солнечных батарей космического аппарата, включающую солнечную батарею с установленными на ней четырьмя фотоэлектрическими батареями, устройство поворота солнечных батарей, усилительно-преобразующее устройство, блок управления ориентацией солнечных батарей по направлению на Солнце, блок разворота солнечных батарей в заданное положение, два регулятора тока, блок аккумуляторных батарей, зарядное устройство для аккумуляторных батарей, блок формирования команд на заряд аккумуляторных батарей, датчик тока нагрузки, блок управления системой электроснабжения, шину электроснабжения, блок измерения плотности текущего потока солнечного электромагнитного излучения, блок определения солнечной активности, блок определения момента времени воздействия частиц на космический аппарат, блок измерения плотности потоков частиц высоких энергий, блок определения момента времени начала управления солнечными батареями по токам нагрузки, блок управления солнечными батареями по токам нагрузки, при этом солнечная батарея через свой первый выход, объединяющий выходы двух фотоэлектрических батарей, соединена с первым входом устройства поворота солнечных батарей и через второй выход, объединяющий выходы двух других фотоэлектрических батарей, соединена со вторым входом устройства поворота солнечных батарей, а выходы блоков управления ориентацией солнечных батарей по направлению на Солнце и разворота солнечных батарей в заданное положение соединены соответственно с первым и вторым входами усилительно-преобразующего устройства, выход которого в свою очередь соединен с третьим входом устройства поворота солнечных батарей, первый и второй выходы устройства поворота солнечных батарей соединены соответственно с входами первого и второго регуляторов тока, а выходы регуляторов тока соединены с шиной электроснабжения космического аппарата, блок аккумуляторных батарей своим входом, через зарядное устройство для аккумуляторных батарей, соединен с шиной электроснабжения, при этом зарядное устройство аккумуляторных батарей подключено своим первым входом к указанной шине, а ко второму входу зарядного устройства для аккумуляторных батарей подключен датчик тока нагрузки, который подключен в свою очередь к шине электроснабжения, блок аккумуляторных батарей своим выходом подключен к первому входу блока формирования команд на заряд аккумуляторных батарей, а ко второму входу указанного блока подключен первый выход блока управления системой электроснабжения, выход блока формирования команд на заряд аккумуляторных батарей подключен к третьему входу зарядного устройства аккумуляторной батареи, второй и третий выходы блока управления системой электроснабжения подключен к первым входам блоков управления ориентацией солнечных батарей по направлению на Солнце и разворота солнечных батарей в заданное положение, третий выход устройства поворота солнечных батарей соединен со вторыми входами блоков управления ориентацией солнечных батарей по направлению на Солнце и разворота солнечных батарей в заданное положение, выход блока измерения плотности текущего потока солнечного электромагнитного излучения соединен с входом блока определения солнечной активности, первый выход которого в свою очередь соединен с входом блока определения момента времени воздействия частиц на космический аппарат, выходы блока определения момента времени воздействия частиц на космический аппарат и блока измерения плотности потоков частиц высоких энергий соединены с соответственно первым и вторым входами блока определения момента времени начала управления солнечными батареями по токам нагрузки, а вход блока измерения плотности потоков частиц высоких энергий соединен со вторым выходом блока определения солнечной активности, четвертый выход блока управления системой электроснабжения соединен с первым входом блока управления солнечными батареями по токам нагрузки, ко второму и третьему входам и выходу которого подключены соответственно второй выход датчика тока нагрузки, третий выход устройства поворота солнечных батарей и третий вход усилительно-преобразующего устройства, дополнительно введены блок определения моментов освещенности космического аппарата, блок измерения высоты орбиты космического аппарата, блок измерения угла между направлением на Солнце и плоскостью орбиты космического аппарата, блок управления разворотом солнечных батарей в противосолнечное положение, элемент НЕ и ключ, при этом выход блока определения моментов освещенности космического аппарата соединен с первым и вторым информационными входами ключа, соответственно, напрямую и через элемент НЕ, выход которого также соединен с первым входом блока управления разворотом солнечных батарей в противосолнечное положение, выход и со второго по шестой входы которого соединены с, соответственно, первым входом блока разворота солнечных батарей в заданное положение, третьим выходом устройства поворота солнечных батарей, вторым выходом датчика тока нагрузки, выходами блоков измерения высоты орбиты космического аппарата и угла между направлением на Солнце и плоскостью орбиты космического аппарата и пятым выходом блока управления системой электроснабжения, первый и второй входы которого соединены с соответственно первым и вторым выходами ключа, управляющий вход которого соединен с выходом блока определения момента времени начала управления солнечными батареями по токам нагрузки.

Уменьшение площади негативного воздействия потоков частиц высоких энергий на СБ в тени Земли достигается выполнением отворота на теневом участке орбиты КА нормали к рабочей поверхности СБ от расчетного направления на Солнце на максимально возможный угол. При этом к моменту выхода КА из тени Земли необходимо вернуть СБ в режим ориентации, при котором рабочая поверхность СБ необходимым и достаточным образом освещена Солнцем при минимальном негативном воздействии потоков частиц.

Это достигается тем, что при превышении плотности потоков частиц высоких энергий пороговых значений при нахождении КА в тени Земли выполняем разворот панелей СБ до достижения значения угла между нормалью к их рабочей поверхности и расчетным направлением на Солнце, соответствующего максимально возможному отвороту рабочей поверхности СБ от направления на Солнце и обозначаемого как α_s__max, которое определяется по формуле

α_s__max=min{(ω(t_n+T-t_o)-α_o-α_s__min)/2, 180°},

где t_n - момент начала теневого участка орбиты;

Т - длительность теневого участка на текущем витке орбиты КА;

t_o - момент начала разворота (t_n≤t_o≤t_n+T);

α_o - угол между нормалью к рабочей поверхности СБ и направлением на Солнце в момент начала разворота;

ω - максимальная угловая скорость поворота СБ вокруг оси вращения.

При этом значение α_s__min определяется по соотношению (2), а значение Т определяется по формуле

где Т_P - период обращения КА по орбите,

β - угол между направлением на Солнце и плоскостью орбиты КА,

Q - видимый с КА угловой полураствор Земли, значение которого определяется соотношением

где Н_orb - высота орбиты КА;

R_z - радиус Земли.

Соотношение (3) получено исходя из требования выполнения разворота из текущего положения α=α_о до положения α_z=α_s__max и возвращения СБ в максимально защищенное при одновременном обеспечении КА электроэнергией положение α_z=α_s__min к моменту выхода КА на свет. Для выполнения этого требования момент начала разворота к положению α_z=α_s__min определяется формулой:

Для реализации способа предлагается система, представленная на чертеже и содержащая следующие блоки:

1 - СБ, на жесткой подложке корпуса которой расположены четыре фотоэлектрических батареи;

2, 3, 4, 5 - БФ₁, БФ₂, БФ₃, БФ₄;

6 - УПСБ;

7 - УПУ;

8 - БУОСБС;

9 - БРСБЗП;

10, 11 - РТ₁ и РТ₂;

12 - БАБ;

13 - ЗРУ АБ;

14 - БФКЗ АБ;

15 - ДТН;

16 - БУСЭС;

17 - ШЭ;

18 - БИПЭМИ;

19 - БОСА;

20 - БОМВВЧ;

21 - БИППЧВЭ;

22 - БОМВУСБТНЗ;

23 - БУСБТНЗ;

24 - блок определения моментов освещенности КА (БОМОКА);

25 - блоков измерения высоты орбиты космического аппарата (БИВО);

26 - блок измерения угла между направлением на Солнце и плоскостью орбиты космического аппарата (БИУСПО);

27 - блок управления разворотом солнечных батарей в противосолнечное положение (БУРСБПСП);

28 - элемент НЕ;

29 - ключ.

При этом СБ (1) через свой первый выход, объединяющий выходы БФ₁ (2) и БФ₄ (5), соединена с первым входом УПСБ (6) и через второй выход, объединяющий выходы БФ₂ (3) и БФ₃ (5), соединена со вторым входом УПСБ (6). Выходы БУОСБС (8) и БРСБЗП (9) соединены соответственно с первым и вторым входами УПУ (7), выход которого в свою очередь соединен с третьим входом УПСБ (6). Первый и второй выходы УПСБ (6) соединены соответственно с входами PT₁ (10) и РТ₂ (11), а выходы PT₁ (10) и РТ₂ (11) соединены с ШЭ (17). БАБ (12) своим входом через ЗРУ АБ (13) соединен с ШЭ (17). При этом ЗРУ АБ (13) подключено своим первым входом к указанной шине, а ко второму входу ЗРУ АБ (13) подключен выход ДТН (15), вход которого подключен в свою очередь к ШЭ (17). БАБ (12) своим выходом подключен к первому входу БФКЗ АБ (14), а ко второму входу указанного блока подключен первый выход БУСЭС (16). Выход БФКЗ АБ (14) подключен к третьему входу ЗРУ АБ (13). Второй и третий выходы БУСЭС (16) подключены соответственно к первым входам БУОСБС (8) и БРСБЗП (9). Третий выход УПСБ (6) соединен со вторыми входами БУОСБС (8) и БРСБЗП (9). Выход БИПЭМИ (18) соединен с входом БОСА (19). Первый выход БОСА (19) соединен с входом БОМВВЧ (20). Выходы БОМВВЧ (20) и БИППЧВЭ (21) соединены с соответственно первым и вторым входами блока БОМВУСБТНЗ (22). Вход БИППЧВЭ (21) соединен со вторым выходом БОСА (19). БУСЭС (16) своим четвертым выходом соединен с первым входом БУСБТНЗ (23). Ко второму входу БУСБТНЗ (23) подключен второй выход ДТН (15). Выход БУСБТНЗ (23) подключен к третьему входу УПУ (7). Третий выход УПСБ (6) соединен с третьим входом БУСБТНЗ (23). Выход БОМОКА (24) соединен с первым и вторым информационными входами ключа (29), соответственно, напрямую и через элемент НЕ (28). Выход элемента НЕ (28) также соединен с первым входом БУРСБПСП (27). Выход и со второго по шестой входы БУРСБПСП (27) соединены с соответственно первым входом БРСБЗП (9), третьим выходом УПСБ (6), вторым выходом ДТН (15), выходами БИВО (25) и БИУСПО (26) и пятым выходом БУСЭС (16). Первый и второй входы БУСЭС (16) соединены с соответственно первым и вторым выходами ключа (29). Управляющий вход ключа (29) соединен с выходом БОМВУСБТНЗ (22).

На чертеже также пунктиром показана механическая связь УПСБ (6) с корпусом СБ (1) через выходной вал привода батареи.

В режиме электроснабжения КА система работает следующим образом.

УПСБ (6) служит для транзитной передачи электроэнергии от СБ (1) до РТ₁ (10) и РТ₂ (11). Стабилизация напряжения на шине электропитания СЭС осуществляется одним из РТ. В то же время другой РТ находится в состоянии с замкнутыми силовыми транзисторами. Генераторы СБ (1) (БФ₁-БФ₄) работают в этом случае в режиме короткого замыкания. Когда мощность нагрузки становится больше мощности подключения генераторов СБ (1), в режим стабилизации напряжения переходит другой РТ и энергия незадействовавшихся генераторов поступает на шину питания СЭС. В отдельные периоды, когда мощность нагрузки может превышать мощность СБ (1), ЗРУ АБ (13), за счет разряда блока АБ (12), компенсирует дефицит электроэнергии на борту КА. Для указанных целей в ЗРУ АБ (13) служит регулятор разряда АБ. Энергия БАБ (12) используется также при затенениях СБ.

Кроме указанного регулятора ЗРУ АБ (13) содержит и регулятор заряда АБ. Для проведения зарядно-разрядных циклов в ЗРУ АБ (13) используется информация от ДТН (15). При этом ДТН (15) подключен в СЭС таким образом, что измеряет ток нагрузки не только от бортовых потребителей, но и учитывает ток заряда АБ. Заряд БАБ (12) осуществляет ЗРУ АБ (13) через БФКЗ АБ (14) Для случая металлводородных АБ он описан в [5]. Суть заключается в том, что по датчикам давления, установленным внутри батарей, и температурах на корпусах батарей производится определение плотности водорода в корпусе АБ. В свою очередь плотность водорода определяет уровень заряженности АБ. При понижении плотности водорода в батарее ниже установленного уровня выдается команда на ее заряд, а при достижении максимального уровня плотности - на прекращение заряда. С помощью БУСЭС (16) можно регулировать указанные уровни заряда батареи через БФКЗ АБ (14).

Одновременно с работой в режиме электроснабжения КА система решает задачи управления положением плоскостей панелей СБ (1).

По команде с БУСЭС (16) блок БУОСБС (8) осуществляет управление ориентацией СБ (1) на Солнце. БУОСБС (8) может быть реализован на базе СУДН КА (см. [6]). При этом входной информацией для алгоритма управления СБ являются: положение единичного вектора направления на Солнце относительно связанных с КА осей координат, определяемое алгоритмами кинематического контура СУДН; положение СБ относительно корпуса КА, получаемое в виде текущих измеренных значений угла α с ДУ УПСБ (6). Выходной информацией алгоритма управления являются команды на вращение СБ относительно оси выходного вала УПСБ (6), команды на прекращение вращения. ДУ УПСБ (6) выдают дискретные сигналы о положении СБ (1).

БИПЭМИ (18) производит измерение текущих потоков солнечного ЭМИ и передает их в БОСА (19). В БОСА (19) путем сравнения текущих значений с заданными пороговыми определяется начало активности Солнца. По команде, приходящей с первого выхода БОСА (19) на вход БОМВВЧ (20), в указанном последнем блоке производится определение момента времени возможного начала воздействия частиц высоких энергий на КА. Со второго выхода БОСА (19) через вход БИППЧВЭ (21) выдается команда на начало измерения плотности потока частиц высоких энергий. Информация о моменте времени возможного начала воздействия частиц на КА передается с выхода БОМВВЧ (20) в БОМВУСБТНЗ (22) через его первый вход. На второй вход БОМВУСБТНЗ (22) передается измеренное значение плотности потоков частиц высоких энергий с БИППЧВЭ (21).

В БОМВУСБТНЗ (22) осуществляется фактическая оценка негативного воздействия ФВС путем сравнения текущего измеренного значения характеристики воздействия с пороговыми значениями, начиная с момента времени, определенного БОМВВЧ (20). Необходимым условием получения команды на выходе БОМВУСБТНЗ (22) является наличие двух сигналов - с выходов БОМВВЧ (20) и БИППЧВЭ (21).

В БОМОКА (24) определяются моменты времени, когда КА находится на освещенной Солнцем части орбиты КА. Информация о моменте времени освещения КА Солнцем передается с выхода БОМОКА (24) на первый вход ключа (29) и вход элемента НЕ (28), на выходе которого при этом генерируется сигнал нулевого уровня. Когда КА находится в тени Земли, БОМОКА (24) генерирует сигнал нулевого уровня и подает его на первый вход ключа (29) и вход элемента НЕ (28), на выходе которого при этом генерируется сигнал о нахождении КА в тени Земли, поступающий на второй вход ключа (29).

Когда БОМВУСБТНЗ (22) выдает команду на управляющий вход ключа (29), ключ (29) переходит в состояние «открыт» и через него информация с БОМОКА (24) о моментах времени освещенности КА и с элемента НЕ (28) о моментах времени нахождения КА в тени Земли поступает соответственно на первый и второй входы БУСЭС (16).

По команде на первом входе БУСЭС (16) данный блок генерирует команду на своем четвертом выходе, которая подключает к управлению СБ БУСБТНЗ (23). БУСБТНЗ (23) определяет угол α_s__min по выражению (2). Для расчета указанного угла используются измеренные тока нагрузки, получаемые с ДТН (15). Кроме того, с ДУ УПСБ (6) в указанный блок поступает информация о текущем значении угла поворота СБ α. Получив значение угла α_s__min алгоритм, заложенный в указанном блоке, сравнивает его с текущим значением угла α, рассчитывает угол рассогласования между α и α_s__min и необходимое число управляющих импульсов для задействования управляющего привода СБ (1). Управляющие импульсы передаются в УПУ (7). После преобразования и усиления указанных импульсов в УПУ (7) они поступают на вход УПСБ (6) и приводят привод в движение.

По команде на втором входе БУСЭС (16) данный блок генерирует команду на пятом выходе, которая подключает БУРСБПСП (27). БУРСБПСП (27) управляет работой БРСБЗП (9) для выполнения отворота нормали к рабочей поверхности СБ (1) на максимально возможный угол от расчетного направления на Солнце (в «противосолнечное» положение). Для этого в БУРСБПСП (27) по поступающей с элемента НЕ (28) информации об моментах времени нахождении КА в тени Земли фиксируется момент начала теневого участка орбиты t_n, по формулам (2)-(5) выполняется расчет значений угла отворота от направления на Солнце α_{s max} и угла обратного разворота α_s__min, выдается команда в БРСБЗП (9) на реализацию разворота СБ (1) до положения α_z=α_s__max, по формуле (6) выполняется расчет момента времени начала обратного разворота СБ и по наступлении данного момента времени выдается команда в БРСБЗП (9) на реализацию разворота СБ (1) до положения α_z=α_s__min.

БРСБЗП (9) управляет СБ (1) по программным уставкам. Алгоритм управления СБ (1) по программным уставкам позволяет устанавливать батарею в любое задаваемое положение α=α_z. При этом для контроля угла разворота в БРСБЗП (9) используется информация с ДУ УПСБ (6).

Реализация БОМВУСБТНЗ (22) возможна как на базе аппаратно-программных средств ЦУП КА, так и на борту КА. На выходе БОМВУСБТНЗ (22) формируется команда «начало превышения пороговых значений плотности потоков частиц высоких энергий», которая поступает на управляющий вход ключа (29). После обнуления команды с БОМВУСБТНЗ (22) ключ (29) «закрыт», на входы БУСЭС (16) команды не поступают и он, в зависимости от выполняемой программы полета КА, передает управление СБ одному из блоков БУОСБС (8) и БРСБЗП (9).

Примером реализации БУСЭС (16) могут служить радиосредства служебного канала управления (СКУ) бортовыми системами КА «Ямал-100», состоящие из земной станции (ЗС) и бортовой аппаратуры (БА) (см. описание в [10, 11]). В частности, БА СКУ совместно с ЗС СКУ решает задачи выдачи в бортовую цифровую вычислительную систему (БЦВС) КА цифровой информации (ЦИ) и последующего ее квитирования. БЦВС в свою очередь осуществляет управление блоками БУОСБС (8), БРСБЗП (9), БУСБТНЗ(23), БУРСБПСП (27), БФКЗ АБ (14).

В данной реализации БУСЭС (16) взаимодействие БА СКУ в части обмена ЦИ осуществляется по магистральному каналу обмена (МКО) в соответствии с интерфейсом MIL-STD-1553. В качестве абонента БЦВС используется прибор - блок сопряжения (БС) из состава БА СКУ. Процессор БЦВС периодически делает опросы состояния БС для определения доступности пакета данных. Если пакет доступен, то процессор начинает обмен данными.

УПУ (7) играет роль интерфейса между БУОСБС (8), БРСБЗП (9), БУСБТНЗ (23) и УПСБ (6) и служит для преобразования цифровых сигналов в аналоговые и усиление последних.

БОМОКА (24), БИВО (25) и БИУСПО (26) могут быть выполнены на базе датчиков и аппаратуры СУДН КА (см. [6], [8]). БУСБТНЗ (23), БУРСБПСП (27) являются бортовыми блоками КА, команды на которые приходят от БУСЭС (16). Реализация блоков может быть произведена на базе БЦВС. Элемент НЕ (28) и ключ (29) могут быть выполнены в виде элементарных аналоговых схем.

Таким образом, рассмотрен пример реализации основополагающих блоков системы, по результатам которых принимается решение и реализуются предложенные защитные операции.

Опишем технический эффект предлагаемых изобретений.

Предлагаемые технические решения обеспечивают уменьшение негативного воздействия потоков частиц высоких энергий на рабочую поверхность СБ в моменты нахождения КА на теневой части орбиты. Это достигается уменьшением площади рабочей поверхности СБ, на которую негативно воздействуют потоки указанных частиц, путем управления ориентацией СБ в тени Земли, а именно выполнением отворота нормали к рабочей поверхности СБ от направления на источник потоков указанных частиц - расчетного направления на Солнце - на максимально возможный угол вплоть до 180°. Таким образом, предлагаемые изобретения обеспечивают максимально возможную защиту от негативного воздействия потоков указанных частиц на теневой части орбиты КА вплоть до его исключения (обнуления). При этом гарантировано выполняются требования по необходимой и достаточной освещенности СБ сразу же после выхода КА на световую часть орбиты.

ЛИТЕРАТУРА

1. Елисеев А.С. Техника космических полетов. Москва, «Машиностроение», 1983.

2. Раушенбах Г. Справочник по проектированию солнечных батарей. Москва, Энергоатомиздат, 1983.

3. Правила полета при выполнении совместных операций ШАТТЛА и МКС. Том С. Управление полетных операций. Космический центр им. Линдона Б.Джонсона. Хьюстон, Техас, основной вариант, 8.11.2001.

4. Система электроснабжения КА. Техническое описание. 300ГК.20Ю. 0000-АТО. РКК «Энергия», 1998.

5. Центер Б.И., Лызлов Н.Ю., Металлводородные электрохимические системы. Ленинград. «Химия», Ленинградское отделение, 1989.

6. Система управлением движением и навигации КА. Техническое описание. 300ГК.12Ю. 0000-АТО. РКК «Энергия», 1998.

7. Гальперин Ю.И., Дмитриев А.В., Зеленый Л.М., Панасюк Л.М. Влияние космической погоды на безопасность авиационных и космических полетов. «Полет 2001», стр.27-87.

8. Инженерный справочник по космической технике. Изд-во МО ССР, М., 1969.

9. Грилихес В.А., Орлов П.П., Попов Л.Б. Солнечная энергия и космические полеты. Москва. «Наука», 1984.

10. Земная станция служебного канала управления КА «Ямал». Руководство по эксплуатации. ЗСКУГК.0000-0РЭ. РКК «Энергия», 2001.

11. Бортовая аппаратура служебного канала управления КА «Ямал». Техническое описание. 300ГК.15Ю. 0000А201-ОТО. РКК «Энергия», 2002.

12. Ковтун B.C., Соловьев С.В., Заикин С.В., Городецкий А.А. Способ управления положением солнечных батарей космического аппарата и система для его осуществления. Патент РФ 2242408 по заявке 2003108114/11 от 24.03.2003 г.

1. Способ управления положением солнечных батарей космического аппарата, включающий разворот панелей солнечных батарей в рабочее положение, обеспечивающее снабжение космического аппарата электроэнергией и соответствующее совмещению нормали к их освещенной рабочей поверхности с плоскостью, образуемой осью вращения панелей солнечных батарей и направлением на Солнце, измерение плотности текущего потока солнечного электромагнитного излучения, определение момента времени начала солнечной активности, определение момента времени достижения частицами высоких энергий поверхности космического аппарата, измерение плотности потоков частиц высоких энергий, сравнение измеренных значений плотности потоков частиц высоких энергий с пороговыми значениями, разворот панелей солнечных батарей на угол между нормалью к их освещенной рабочей поверхности и направлением на Солнце α_s__min, соответствующий минимальной площади воздействия потоков частиц высоких энергий на поверхности солнечных батарей при одновременном обеспечении космического аппарата электроэнергией, определяемый соотношением

α_s__min=arccos(I_н/I_m),

где I_н - ток нагрузки потребителей КА;

I_m - максимальный ток, вырабатываемый при ориентации освещенной рабочей поверхности панелей солнечных батарей перпендикулярно солнечным лучам,

в момент времени превышения измеренными значениями плотности потоков частиц высоких энергий пороговых значений и возвращение панелей солнечных батарей в рабочее положение в момент времени, при котором плотность потоков частиц высоких энергий становится ниже пороговых значений, отличающийся тем, что дополнительно измеряют высоту орбиты космического аппарата, измеряют угол между направлением на Солнце и плоскостью орбиты космического аппарата, определяют освещенность космического аппарата Солнцем, в моменты времени освещенности космического аппарата Солнцем, в случае превышения измеряемыми значениями плотности потоков частиц высоких энергий сравниваемых с ними пороговых значений, выполняют разворот панелей солнечных батарей до достижения значения угла между нормалью к их освещенной рабочей поверхности и направлением на Солнце, равного α_s__min, а в моменты времени нахождения космического аппарата в тени Земли фиксируют момент начала теневого участка орбиты, по измеряемым значениям высоты орбиты космического аппарата и угла между направлением на Солнце и плоскостью орбиты космического аппарата определяют длительность теневого участка орбиты и, в случае превышения измеряемыми значениями плотности потоков частиц высоких энергий сравниваемых с ними пороговых значений, выполняют дополнительный разворот панелей солнечных батарей до достижения значения угла α_s__max между нормалью к их рабочей поверхности и расчетным направлением на Солнце, соответствующего максимально-возможному отвороту рабочей поверхности солнечных батарей от направления потока частиц высоких энергий, определяемого по формуле

α_s__max=min{(ω(t_n+T-t_o)-α_о-α_s__min)/2, 180°},

где t_n - зафиксированный момент начала теневого участка орбиты;

Т - определяемая длительность теневого участка орбиты;

t_o - момент начала дополнительного разворота;

α_o - угол между нормалью к рабочей поверхности солнечных батарей и направлением на Солнце в момент начала дополнительного разворота;

ω - максимальная угловая скорость поворота панелей солнечных батарей вокруг оси вращения,

при этом за момент времени начала дополнительного разворота панелей солнечных батарей принимают наиболее ранний момент времени после входа космического аппарата в тень Земли, при котором измеренные значения плотности потоков частиц высоких энергий превышают пороговые значения, а в момент выхода космического аппарата из тени Земли завершают обратный разворот панелей солнечных батарей до достижения значения угла между нормалью к их рабочей поверхности и направлением на Солнце, равного α_s__min.

2. Система управления положением солнечных батарей космического аппарата, представляющих собой установленные на панелях четыре фотоэлектрические солнечные батареи, включающая устройство поворота солнечных батарей, усилительно-преобразующее устройство, блок управления ориентацией солнечных батарей по направлению на Солнце, блок разворота солнечных батарей в заданное положение, два регулятора тока, блок аккумуляторных батарей, зарядное устройство для аккумуляторных батарей, блок формирования команд на заряд аккумуляторных батарей, датчик тока нагрузки, блок управления системой электроснабжения, шину электроснабжения, блок измерения плотности текущего потока солнечного электромагнитного излучения, блок определения солнечной активности, блок определения момента времени воздействия частиц высоких энергий на космический аппарат, блок измерения плотности потоков частиц высоких энергий, блок определения момента времени начала управления солнечными батареями по токам нагрузки, блок управления солнечными батареями по токам нагрузки, при этом солнечная батарея через свой первый выход, объединяющий выходы двух фотоэлектрических батарей, соединена с первым входом устройства поворота солнечных батарей, и через второй выход, объединяющий выходы двух других фотоэлектрических батарей, соединена со вторым входом устройства поворота солнечных батарей, а выходы блоков управления ориентацией солнечных батарей по направлению на Солнце и разворота солнечных батарей в заданное положение соединены, соответственно, с первым и вторым входами усилительно-преобразующего устройства, выход которого, в свою очередь, соединен с третьим входом устройства поворота солнечных батарей, первый и второй выходы устройства поворота солнечных батарей соединены соответственно с входами первого и второго регуляторов тока, а выходы регуляторов тока соединены с шиной электроснабжения космического аппарата, блок аккумуляторных батарей своим входом, через зарядное устройство для аккумуляторных батарей, соединен с шиной электроснабжения, при этом зарядное устройство аккумуляторных батарей подключено своим первым входом к указанной шине, а ко второму входу зарядного устройства для аккумуляторных батарей подключен датчик тока нагрузки, который подключен, в свою очередь, к шине электроснабжения, блок аккумуляторных батарей своим выходом подключен к первому входу блока формирования команд на заряд аккумуляторных батарей, а ко второму входу указанного блока подключен первый выход блока управления системой электроснабжения, выход блока формирования команд на заряд аккумуляторных батарей подключен к третьему входу зарядного устройства аккумуляторной батареи, второй и третий выходы блока управления системой электроснабжения подключен к первым входам блоков управления ориентацией солнечных батарей по направлению на Солнце и разворота солнечных батарей в заданное положение, третий выход устройства поворота солнечных батарей соединен со вторыми входами блоков управления ориентацией солнечных батарей по направлению на Солнце и разворота солнечных батарей в заданное положение, выход блока измерения плотности текущего потока солнечного электромагнитного излучения соединен с входом блока определения солнечной активности, первый выход которого, в свою очередь, соединен с входом блока определения момента времени воздействия частиц на космический аппарат, выходы блока определения момента времени воздействия частиц на космический аппарат и блока измерения плотности потоков частиц высоких энергий соединены с, соответственно, первым и вторым входами блока определения момента времени начала управления солнечными батареями по токам нагрузки, а вход блока измерения плотности потоков частиц высоких энергий соединен со вторым выходом блока определения солнечной активности, четвертый выход блока управления системой электроснабжения соединен с первым входом блока управления солнечными батареями по токам нагрузки, ко второму и третьему входам и выходу которого подключены, соответственно, второй выход датчика тока нагрузки, третий выход устройства поворота солнечных батарей и третий вход усилительно-преобразующего устройства, отличающаяся тем, что в нее дополнительно введены блок определения моментов освещенности космического аппарата, блок измерения высоты орбиты космического аппарата, блок измерения угла между направлением на Солнце и плоскостью орбиты космического аппарата, блок управления разворотом солнечных батарей в противосолнечное положение, элемент "НЕ" и ключ, при этом выход блока определения моментов освещенности космического аппарата соединен с первым и вторым информационными входами ключа, соответственно, напрямую и через элемент "НЕ", выход которого также соединен с первым входом блока управления разворотом солнечных батарей в противосолнечное положение, причем выход и входы со второго по шестой данного блока соединены, соответственно с первым входом блока разворота солнечных батарей в заданное положение, третьим выходом устройства поворота солнечных батарей, вторым выходом датчика тока нагрузки, выходами блоков измерения высоты орбиты космического аппарата и угла между направлением на Солнце и плоскостью орбиты космического аппарата и пятым выходом блока управления системой электроснабжения, первый и второй входы которого соединены, соответственно с первым и вторым выходами ключа, управляющий вход которого соединен с выходом блока определения момента времени начала управления солнечными батареями по токам нагрузки.