Способ контроля эффективности солнечной батареи космического аппарата

Изобретение относится к эксплуатации солнечных батарей (СБ) космического аппарата (КА). Способ включает измерение тока СБ при задаваемых параметрах орбиты и углового положения СБ и КА и сравнение значений тока СБ, измеренных на текущем и предшествующих этапах полета. К моменту выхода КА на световую часть орбиты разряжают аккумуляторные батареи (АБ) КА до минимально допустимого уровня зарядки. Измеряют текущий уровень зарядки АБ и сравнивают его с максимально допустимым уровнем. Измерения тока СБ выполняют в интервале времени от начала световой части орбиты до момента достижения измеряемым уровнем зарядки АБ максимально допустимого значения. Технический результат состоит в обеспечении измерения полного тока, генерируемого СБ в сеансе контроля эффективности СБ, путём исключения неподдающихся контролю потерь тока СБ, характерных для работы СБ при максимальной зарядке АБ.

 

Изобретение относится к области космической техники, а именно, к системам электропитания (СЭП) космических аппаратов (КА), снабженных солнечными батареями (СБ), и может быть использовано при эксплуатации СЭП КА.

Одной из составляющих контроля состояния СЭП КА является периодический контроль эффективности работы солнечной батареи, реализуемый путем замера основных электрических характеристик СБ - выходного тока, напряжения и мощности СБ при заранее заданных условиях. На стадии проектирования и изготовления СБ осуществляется теоретический расчет выходных параметров СБ, который может быть основан на методе перемещений вольт-амперной характеристики, учитывающем влияние различных параметров окружающей среды и параметров потребителей электроэнергии на характеристики СБ (Система электропитания КА. Техническое описание. 300ГК.20Ю.0000А-0ТО. РКК «Энергия», 1998; Раушенбах Г. Справочник по проектированию солнечных батарей. М.: Энергоатомиздат. 1983. Стр. 49, 54).

Недостаток указанного способа контроля эффективности СБ заключается в том, что используемые в расчетах модели воздействия факторов космического полета на СБ являются теоретическими, вследствие чего имеют ограниченную точность, а также не позволяют получать данные о реальных характеристиках СБ в полете, отражающих естественный процесс деградации (старения) СБ.

Для контроля фактических характеристик СБ в полете используются результаты измерений фактического выходного тока СБ, генерируемого фотоэлектрическими преобразователями (ФЭП) под воздействием солнечного излучения, при условии соблюдения заранее заданных условий, а именно: панели СБ выставлены таким образом, чтобы световой поток поступал перпендикулярно рабочей поверхности СБ (Елисеев А.С. Техника космических полетов. М.: «Машиностроение», 1983. стр. 190-194; Раушенбах Г. Справочник по проектированию солнечных батарей. М.: Энергоатомиздат, 1983. стр. 57; патент РФ №2353555 по заявке №2006131395/11, приоритет от 31.08.2006 - прототип), для чего разворачивают панели СБ в рабочее положение, соответствующее совмещению нормали к их освещенной рабочей поверхности с направлением на Солнце и контроль текущей производительности панели СБ осуществляют по результатам сравнения измеренных значений тока с задаваемыми значениями - текущая эффективность СБ оценивается по отношению измеренных фактических выходных параметров СБ к их номинальным значениям - проектным или некоторым исходным значениям, например, измеренным на предыдущих этапах полета.

Выбор силы тока в качестве контролируемой выходной характеристики СБ вызван тем, что его сила является переменной величиной, напрямую зависящей от состояния СБ в целом, а напряжение на СБ является достаточно стабильной величиной и определяется, в основном, физическими свойствами используемых для изготовления СБ фотоэлектрических преобразователей. При этом режим работы ФЭП еще на стадии проектирования СБ задается так, чтобы генерируемая мощность (как произведение силы тока и напряжения) была максимально возможной.

Данный способ обеспечивает контроль эффективности панели СБ в ходе полета КА, при этом меньшие значения фактических выходных токов СБ по отношению к заданным проектным или исходным значениям означают деградацию СБ.

К недостаткам способа-прототипа относится то, что он не учитывает возможное отличие фактически генерируемого тока СБ от данных телеметрических измерений (ТМИ). Такое отличие связано с потерями генерируемого тока за счет перевода части генераторов в режим короткого замыкания СБ при превышении величины генерируемого СБ тока над током, идущем на нужды бортовых потребителей и собственные нужды СЭП. Как правило, такое происходит при достижении максимально-допустимого уровня заряженности аккумуляторных батарей (АБ) СЭП КА, вследствие чего СЭП прекращает потреблять генерируемый СБ ток, необходимый для заряда АБ.

Задачей, на решение которой направлено настоящее изобретение, является создание условий на борту КА, при которых в процессе выполнения режима оценки эффективности СБ генерируемый ток СБ будет полностью утилизироваться бортовыми потребителями, тем самым обеспечивая повышение точности контроля эффективности СБ.

Технический результат, достигаемый при осуществлении настоящего изобретения, заключается в обеспечении измерения полного тока, генерируемого СБ в сеансе контроля эффективности СБ, и исключении неподдающихся учету потерь генерируемого тока СБ и связанного с этим отличия данных ТМИ от фактически генерируемого тока СБ.

Технический результат достигается тем, что в способе контроля эффективности солнечной батареи космического аппарата, включающем измерение тока солнечной батареи при задаваемых значениях параметров орбиты и углового положения солнечной батареи и космического аппарата и контроль эффективности солнечной батареи по результатам сравнения значений тока солнечной батареи, измеренных на текущем и на предшествующих этапах полета, дополнительно к моменту выхода космического аппарата на световую часть витка орбиты разряжают аккумуляторные батареи системы электропитания космического аппарата до задаваемого значения, соответствующего минимально-допустимому уровню заряженности аккумуляторных батарей, после чего измеряют величину текущего уровня заряженности аккумуляторных батарей и сравнивают ее с задаваемым значением, соответствующим максимально-допустимому уровню заряженности аккумуляторных батарей, а измерения тока солнечной батареи, используемые для контроля эффективности солнечной батареи, выполняют в интервале времени от начала световой части витка орбиты до момента достижения измеряемой величиной уровня заряженности аккумуляторных батарей сравниваемого с ней упомянутого задаваемого максимально-допустимого значения.

Поясним предложенные в способе действия.

Рассмотрим орбитальный КА, например, движущийся по околокруговой орбите.

Считаем, что система управления положением СБ КА предусматривает выставку СБ в заданные положения, фиксированные в связанной с КА системе координат, а поворот СБ между данными фиксированными положениями выполняется с заданной угловой скоростью. При этом для выполнения полетных операций предусмотрены различные режимы управления ориентаций СБ, в том числе режим автоматического наведения (отслеживания) СБ на Солнце и режим выставки СБ в заданное положение (такие положения выбираются из перечня упомянутых заданных положений СБ, фиксированных в связанной с КА системе координат). При этом в режиме автоматического наведения (отслеживания) СБ на Солнце система управления автоматически выбирает момент начала поворота СБ для перевода СБ из текущего фиксированного положения СБ в последующее.

Таким образом в произвольный текущий момент времени СБ находится или в одном из фиксированных положений (в этом случае оно является текущим фиксированным положением СБ) или в процессе перехода между двумя фиксированными положениями. При этом в режиме автоматического наведения (отслеживания) СБ на Солнце моменты нахождения панели СБ в одном из фиксированных положений определяются по измерениям текущей ориентации КА и измерениям положения Солнца путем определения моментов начала и окончания поворотов СБ с учетом логики автоматического управления СБ в данном режиме.

В предлагаемом техническом решении для решения поставленной задачи реализуют, например, штатный режим автоматического наведения (отслеживания) СБ на Солнце, при котором последовательно разворачивают СБ в фиксированные положения, текущее из которых выбирается из условия минимизации угла между нормалью к рабочей поверхности СБ и направлением на Солнце.

В предлагаемом способе контроля эффективности СБ измеряют ток СБ при задаваемых значениях параметров орбиты и углового положения СБ и КА, обеспечивающих одинаковые условия замера тока СБ с учетом изменений измеряемого тока, вызванных отклонением направления солнечного излучения от нормали к СБ, наличием технологических углов между сегментами панели СБ, затенениями ФЭП СБ от падающего на них светового потока элементами конструкции КА, наличием эффекта подсветки СБ уходящим от Земли излучением и т.д.

К моменту выхода КА на световую часть витка орбиты разряжают АБ системы электропитания КА до задаваемого значения P_min, соответствующего минимально-допустимому уровню заряженности АБ.

После этого измеряют величину Р_тек текущего уровня заряженности АБ и сравнивают ее с задаваемым значением P_max, соответствующим максимально-допустимому уровню заряженности АБ. Измерения текущего уровня заряженности АБ могут выполняться как постоянно (непрерывно), так и с необходимой периодичностью, обеспечивающей выявление момента, когда измеряемая величина Р_тек текущего уровня заряженности АБ достигает сравниваемого с ней значения P_max.

Измерения значений I_контр тока СБ, используемые для контроля эффективности СБ, выполняют в момент(ы) времени на интервале от начала световой части витка орбиты до момента достижения измеряемой величиной Р_тек текущего уровня заряженности АБ сравниваемого с ней задаваемого значения P_max, соответствующего максимально-допустимому уровню заряженности АБ.

Контроль эффективности СБ осуществляют по результатам сравнения значений I_контр тока СБ, измеренных на текущем этапе полета (в момент времени Т_тек) и на предшествующем этапе полета (в момент времени Т_пред), при этом меньшее значение I_контр(Т_тек) тока СБ, измеренное на текущем этапе полета, по отношению к значению I_контр(Т_пред) тока СБ, измеренному на предшествующем этапе полета, означают деградацию СБ, уровень которой соответствует различию между сравниваемыми значениями тока.

Опишем технический эффект предлагаемого изобретения.

При эксплуатации в открытом космосе СБ подвергаются воздействию факторов открытого космического пространства, что приводит к их постепенной деградации. Контроль эффективности СБ, в частности, предназначен для получения текущих значений электрических характеристик СБ и количественной оценки ее текущей производительности.

Предлагаемое техническое решение позволяет обеспечить при выполнении сеансов контроля эффективности СБ по результатам прямого замера генерируемого СБ электрического тока одинаковые условия замера тока СБ с учетом возможного отличия данных ТМИ по току СБ от фактически генерируемого тока СБ, связанного с возможными потерями генерируемого тока СБ, возникающими в случае, когда текущий уровень заряженности АБ СЭП КА равен максимально-допустимом уровню заряженности АБ, а величина фактически генерируемой силы тока СБ превышает величину силы тока, идущего на нужды бортовых потребителей и СЭП КА.

При контроле эффективности СБ по предлагаемому техническому решению обеспечивается измерение полного тока, генерируемого СБ в сеансе контроля эффективности СБ, и исключаются неподдающиеся учету потери генерируемого тока СБ и связанное с этим отличие данных ТМИ по силе тока СБ от фактически генерируемой силе тока СБ.

Таким образом предлагаемое техническое решение позволяет обеспечить заданную точность контроля эффективности СБ, при этом реализуемые одинаковые условия замера тока СБ позволяют получать сопоставимые данные на разных этапах полета КА, обоснованно сравнивать получаемые результаты измерений, судить по ним о текущей производительности СБ и выявлять произошедшие изменения в электрических характеристиках СБ.

Знание текущих значений электрических характеристик СБ необходимо для более точного моделирования функционирования СЭП КА в полете, например, для прогнозирования генерации тока СБ при решении различных задач управления полета КА, а также своевременно выявлять моменты снижения эффективности СБ. Таким образом, получаемый технический эффект повышает эффективность контроля СЭП КА на всех этапах полета КА.

В настоящее время технически все готово для реализации предложенного способа. Промышленное исполнение существенных признаков, характеризующих изобретение, не является сложным и может быть выполнено с использованием существующих технических средств.

Способ контроля эффективности солнечной батареи космического аппарата, включающий измерение тока солнечной батареи при задаваемых значениях параметров орбиты и углового положения солнечной батареи и космического аппарата, контроль эффективности солнечной батареи по результатам сравнения значений тока солнечной батареи, измеренных на текущем и на предшествующих этапах полета, отличающийся тем, что к моменту выхода космического аппарата на световую часть витка орбиты разряжают аккумуляторные батареи системы электропитания космического аппарата до задаваемого значения, соответствующего минимально допустимому уровню заряженности аккумуляторных батарей, после чего измеряют величину текущего уровня заряженности аккумуляторных батарей и сравнивают ее с задаваемым значением, соответствующим максимально допустимому уровню заряженности аккумуляторных батарей, а измерения тока солнечной батареи, используемые для контроля эффективности солнечной батареи, выполняют в интервале времени от начала световой части витка орбиты до момента достижения измеряемой величиной уровня заряженности аккумуляторных батарей сравниваемого с ней упомянутого задаваемого максимально допустимого значения.