Способ контроля эффективности солнечной батареи космического аппарата

Изобретение относится к эксплуатации солнечной батареи (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. На световой части витка измеряют и прогнозируют, по параметрам углового положения СБ и КА, величину тока СБ на интервале от текущего момента времени до момента окончания световой части. Измеряют текущий уровень заряженности аккумуляторной батареи (АБ) и сравнивают его с задаваемым фиксированным значением. При их совпадении увеличивают текущее потребление электроэнергии бортовой аппаратурой на величину, определяемую из условия достижения полного уровня заряженности АБ на момент окончания световой части витка - при менее чем полном уровне заряженности АБ на интервале от текущего момента до момента окончания световой части витка. Технический результат состоит в обеспечении измерения полного тока СБ в сеансе контроля ее эффективности путём исключения неподдающихся контролю потерь тока СБ, влияющих на телеметрические данные.

 

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 СЭПКА.

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. Москва. Энергоатомиздат. 1983. Стр. 49, 54).

Недостаток указанного способа контроля эффективности СБ заключается в том, что используемые в расчетах Модели воздействия факторов космического полета на СЕ 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. Москва, «Машиностроение», 1983. стр. 190-194; Раушенбах Г. Справочник по проектированию солнечных батарей. Москва, 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 электроэнергии 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 электроэнергии, 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 в течение световой части витка по определяемым параметрам углового положения солнечной батареи и космического аппарата прогнозируют величину тока, генерируемого солнечной батареей на интервале от текущего момента времени до момента окончания световой части витка, измеряют величину текущего уровня заряженности аккумуляторных батарей системы электропитания космического аппарата и сравнивают ее с задаваемым фиксированным значением уровня заряженности аккумуляторных батарей, в момент совпадения измеряемой величины текущего уровня заряженности аккумуляторных батарей и сравниваемого с ней фиксированного значения увеличивают текущее потребление электроэнергии бортовой аппаратурой на величину, определяемую из условия достижения полного уровня заряженности аккумуляторных батарей на момент окончания световой части витка при менее чем полном уровне заряженности аккумуляторных батарей на интервале от текущего момента времени до момента окончания световой части витка, при этом момент измерения тока солнечной батареи для контроля ее эффективности определяют на всем временном интервале нахождения космического аппарата на световой части витка. 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.

В течение световой части витка по определяемым параметрам углового положения СБ и КА прогнозируют величину тока, генерируемого СБ на интервале от текущего момента времени до момента окончания световой части витка.

Измеряют величину Ртек текущего уровня заряженности АБ СЭП КА и сравнивают ее с задаваемым фиксированным значением Рфикс уровня заряженности АБ.

Измерения текущего уровня заряженности АБ могут выполняться как постоянно (непрерывно), так и с необходимой периодичностью, обеспечивающей выявление момента, когда измеряемая величина Ртек текущего уровня заряженности АБ достигает сравниваемого с ней значения Рфикс.

В момент совпадения измеряемой величины Ртек текущего уровня заряженности АБ и сравниваемого с ней фиксированного значения Рфикс увеличивают текущее потребление электроэнергии бортовой аппаратурой (бортовыми потребителями электроэнергии) на величину, определяемую из условия достижения полного уровня заряженности АБ на момент окончания световой части витка

при менее чем полном уровне заряженности АБ на интервале от текущего момента времени до момента окончания световой части витка

где P(t) - уровень заряженности АБ в момент времени t; Рмах - полный уровень заряженности АБ; Ттек - текущий момент времени; Тк - момент окончания световой части витка.

Для этого в момент совпадения измеряемой величины Ртек текущего уровня заряженности АБ и сравниваемого с ней фиксированного значения Рфикс определяют требуемую циклограмму Цтреб(t), Tтек≤t≤Tк потребления электроэнергии бортовыми потребителями электроэнергии на интервале от текущего момента времени до момента окончания световой части витка, определяемую из выражаемого соотношениями (1), (2) условия, что на момент окончания световой части витка достигается полный уровень заряженности АБ, а в каждый момент до окончания световой части витка обеспечивается уровень заряженности АБ менее чем полный.

Данная искомая циклограмма потребления определяется на основе текущего уровня заряженности АБ, прогнозируемой по определяемым параметрам углового положения СБ и КА величины тока, генерируемого СБ, технических паспортных характеристик потребления различной бортовой аппаратуры в различных режимах ее функционирования и требованиями программы полета (требованиями по выполнению целевых задач КА и задач поддержания требуемого функционального состояния КА).

Увеличивают текущее потребление электроэнергии бортовыми потребителями электроэнергии на величину, определяемую из условия достижения в каждый текущий момент времени величины текущего потребления WTeK, определяемого найденной требуемой циклограммой потребления электроэнергии

Увеличение текущего потребления электроэнергии бортовой аппаратурой может быть реализовано как подключением к бортовой сети дополнительной аппаратуры (дополнительных бортовых потребителей электроэнергии), так и переводом уже подключенной к бортовой сети аппаратуры в другие, более энергоемкие (энергетически затратные) режимы ее функционирования.

Момент Тконтр измерения значений Iконтр тока СБ, используемых для контроля эффективности СБ, определяют на всем временном интервале нахождения КА на световой части витка как момент, в который значения параметров орбиты и углового положения СБ и КА равны задаваемым значениям, обеспечивающим (с требуемой точностью) 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.

При этом данный момент Тконтр измерения тока СБ для контроля ее эффективности определяют на основе данных о силе тока СБ, полученных как на текущем, так и на предшествующих этапах полета, с учетом реализованных циклограмм потребления электроэнергии бортовыми потребителями электроэнергии и циклограмм изменения углового положения СБ и КА, в том числе исходя из условия, что на момент измерения тока СБ для контроля ее эффективности обеспечивается измерение полного тока, генерируемого СБ (что гарантированно обеспечивается, когда текущий уровень заряженности АБ СЭП КА составляет менее чем полный уровень заряженности АБ).

В результате описанных действий контроль эффективности СБ осуществляют по результатам сравнения значений Iкотр тока СБ, измеренных на текущем этапе полета (обозначим данный момент времени как Тхек_этап) и на предшествующем этапе полета (обозначим данный момент времени как Тпред_этап), при этом меньшее значение Iконтртек_этап) тока СБ, измеренное на текущем этапе полета, по отношению к значению Iконтрпред_этап) 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 достигается полный (максимальный) уровень заряженности АБ СЭП КА, а величина фактически генерируемой силы тока СБ превышает величину силы тока, идущего на нужды бортовых потребителей электроэнергии (включая и непосредственно СЭПКА).

За счет выполнения выражаемого соотношениями (1), (2) условия достижения описанного уровня заряженности АБ и увеличения согласно (3) текущего потребления электроэнергии бортовой аппаратурой 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 тока СБ от фактически генерируемого тока СБ, причем измерения значений тока СБ, которые будут использоваться для контроля эффективности СБ, могут быть выполнены на максимально продолжительном интервале времени, а именно на всей световой части витка, что предоставляет максимальные возможности для выбора искомого момента измерений тока СБ как момента, в который значения параметров орбиты и углового положения СБ и КА находятся в пределах задаваемых значений, обеспечивающих (с требуемой точностью) 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.

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, а именно, своевременно выявлять моменты снижения эффективности СБ. Таким образом, получаемый технический эффект повышает эффективность контроля СЭП 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, 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, отличающийся тем, что в течение световой части витка по определяемым параметрам углового положения солнечной батареи и космического аппарата прогнозируют величину тока, генерируемого солнечной батареей на интервале от текущего момента времени до момента окончания световой части витка, измеряют величину текущего уровня заряженности аккумуляторных батарей системы электропитания космического аппарата и сравнивают ее с задаваемым фиксированным значением уровня заряженности аккумуляторных батарей, в момент совпадения измеряемой величины текущего уровня заряженности аккумуляторных батарей и сравниваемого с ней фиксированного значения увеличивают текущее потребление электроэнергии бортовой аппаратурой на величину, определяемую из условия достижения полного уровня заряженности аккумуляторных батарей на момент окончания световой части витка при менее чем полном уровне заряженности аккумуляторных батарей на интервале от текущего момента времени до момента окончания световой части витка, при этом момент измерения тока солнечной батареи для контроля ее эффективности определяют на всем временном интервале нахождения космического аппарата на световой части витка.



 

Похожие патенты:
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.

Изобретение относится к транспортировке полезных грузов при перелетах космического корабля (КК), например, с окололунной на околоземную орбитальную станцию. Способ включает стыковку КК с разгонным блоком (РБ) и выдачу с помощью РБ импульса для перелета с окололунной орбиты к Земле по пролетной траектории с высотой перигея, равной высоте конечной околоземной орбиты.

Изобретение относится, главным образом, к спутникам для наблюдения Земли. Привязка включает измерение параметров орбиты спутника, ортотрансформирование снимка и определение по нему точки, из которой выполнялась съемка.

Устройство и способы удержания спутника на орбите. Спутник содержит северный электрический двигатель малой тяги и южный электрический двигатель малой тяги, установленные на стороне зенита, восточный химический двигатель малой тяги, установленный на восточной стороне, и западный химический двигатель малой тяги, установленный на западной стороне.

Изобретение относится к управлению ориентацией космического аппарата (КА) в процессе коррекции его орбиты. Способ включает развороты КА относительно его осей, ориентацию панелей солнечных батарей (СБ) нормалью их поверхности на Солнце путем их разворота вокруг оси, параллельной третьей оси КА.

Группа изобретений относится к информационным системам ИСЗ для выявления потенциальных угроз в ходе мониторинга радиационной обстановки, электромагнитных транзиентов: космических и атмосферных всплесков гамма-, оптического и УФ-излучения.

Группа изобретений относится к области космической техники, а более конкретно к гибридному аэрокосмическому транспорту с вертикальным взлетом и посадкой. Суборбитальный ракетоплан, сочетающий в себе свойства мультикоптера, самолета и ракеты, содержит гибридную силовую установку (ГСУ).

Изобретение относится к соединительным устройствам космических аппаратов (КА) и может быть использовано для буксировки космического мусора, в т. ч.

Изобретение относится преимущественно к корпусным элементам малых космических аппаратов (МКА), изготовленным по новым технологиям из сэндвич-панелей (СП) на основе вспененного алюминия.
При управлении космическим аппаратом с использованием исправного бортового компьютера при входе в теневой участок запускают таймер, предусмотренный в блоке управления космического аппарата, с продолжительностью, равной максимальной продолжительности теневого участка; после выхода из теневого участка при неисправном бортовом компьютере, по сигналу таймера космический аппарат переводят в режим работы с использованием автономного контура управления, а при исправном бортовом компьютере по информации от бортового баллистического программного обеспечения отключают таймер, и управление космического аппарата осуществляют по информации исправного бортового компьютера.
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.
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.

Изобретение относится к области энергетики и может применяться для электроснабжения космических аппаратов, в частности космических спутников. В генераторе электрической энергии, содержащем преобразователь тепловой энергии в электрическую с магнитной системой из постоянных магнитов и ферромагнитных пластин, принимающей солнечную тепловую энергию, между двумя ферромагнитными пластинами установлены постоянные магниты и обмотка.

Изобретение относится преимущественно, к приводам поворотных конструкций космического аппарата, например панелей солнечных батарей или антенн. Устройство представляет собой приводную пружину один конец, которой закреплен на приводном ролике, конструктивно связанном с одной из поворотных деталей, изготовленную путем скручивания пружинной ленты в спираль.

Изобретение относится к способу управления автономной системой электроснабжения космического аппарата. Для этого управляют стабилизатором напряжения и зарядно-разрядными устройствами в зависимости от входного и выходного напряжения системы при контроле степени заряженности и разряженности аккумуляторных батарей в блоке, выдают запрет на работу соответствующего зарядного устройства при достижении предельного уровня заряженности данной аккумуляторной батареи, снимают запрет при достижении определенного уровня разряженности данной аккумуляторной батареи, запрещают работу соответствующего разрядного устройства при достижении предельного уровня разряженности данной аккумуляторной батареи, снимают этот запрет при достижении определенного уровня заряженности данной аккумуляторной батареи, контролируют ток солнечной батареи, снимают блокировку работы преобразователя напряжения после превышения тока солнечной батареи заранее заданного значения, при аварийном разряде аккумуляторных батарей, в зависимости от величины их остаточной емкости включают режим аварийного экономичного разряда аккумуляторных батарей и, при необходимости, включают блок автономного управления приводом солнечной батареи для получения солнечной батареей максимальной освещенности от Солнца, а в случае не устранения аварийного режима, блокируют работу всех разрядных устройств.
При управлении космическим аппаратом с использованием исправного бортового компьютера при входе в теневой участок запускают таймер, предусмотренный в блоке управления космического аппарата, с продолжительностью, равной максимальной продолжительности теневого участка; после выхода из теневого участка при неисправном бортовом компьютере, по сигналу таймера космический аппарат переводят в режим работы с использованием автономного контура управления, а при исправном бортовом компьютере по информации от бортового баллистического программного обеспечения отключают таймер, и управление космического аппарата осуществляют по информации исправного бортового компьютера.

Изобретение относится к области космической техники. Способ контроля производительности солнечной батареи космического аппарата с инерционными исполнительными органами содержит этапы, на которых:- включают ориентацию солнечной батареи нормалью к рабочей поверхности на Солнце;- измеряют ток от солнечной батареи и контроль производительности солнечной батареи по результатам сравнения текущих измеренных значений тока и значений тока, измеренных на предыдущих этапах полета; - выполняют построение и поддержание в орбитальной системе координат ориентации космического аппарата;- последовательно разворачивают солнечную батарею в фиксированные положения;- измеряют ток от солнечной батареи в моменты касания видимым с космического аппарата диском Солнца верхней границы атмосферы Земли на заходе Солнца на витках;- определяют текущее значение расстояния от Земли до Солнца;- в ходе полета повторяют вышеописанные действия и контроль производительности солнечной батареи выполняют по результатам сравнения текущих и полученных на предыдущих этапах полета значений тока от солнечной батареи.

Использование: в области электротехники, для электропитания космических аппаратов (КА). Технический результат - повышение функциональной надежности системы электропитания.
Панель солнечной батареи содержащая каркас, выполненный из упругих элементов и фотопреобразователей, при этом согласно изобретению фотопреобразователи имеют форму трапеций, а каркас выполнен в виде упругих колец различного диаметра, расположенных концентрично и равномерно, каждый фотопреобразователь закреплен своим основанием на двух соседних кольцах каркаса, а размеры фотопреобразователей, форма трапеций и особенности их крепления на каркасе выбраны исходя из возможности трансформации каркаса от плоской поверхности в полусферу.

Изобретение относится к управлению ориентацией космического аппарата (КА) и установленных на нём солнечных батарей (СБ) с осью вращения (Y), перпендикулярной продольной оси (X) КА.

Изобретение относится к эксплуатации солнечной батареи космического аппарата. 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. На световой части витка измеряют и прогнозируют, по параметрам углового положения СБ и КА, величину тока СБ на интервале от текущего момента времени до момента окончания световой части. Измеряют текущий уровень заряженности аккумуляторной батареи и сравнивают его с задаваемым фиксированным значением. При их совпадении увеличивают текущее потребление электроэнергии бортовой аппаратурой на величину, определяемую из условия достижения полного уровня заряженности АБ на момент окончания световой части витка - при менее чем полном уровне заряженности АБ на интервале от текущего момента до момента окончания световой части витка. Технический результат состоит в обеспечении измерения полного тока СБ в сеансе контроля ее эффективности путём исключения неподдающихся контролю потерь тока СБ, влияющих на телеметрические данные.

Наверх