Способ обеспечения электроэнергией аппаратуры космического аппарата и устройство его реализации

Способ обеспечения электроэнергией аппаратуры космического аппарата и устройство его реализации

Иллюстрации

Показать все

Реферат

Предлагаемое изобретение «Космический аппарат со средствами обеспечения его аппаратуры электроэнергией» относится к космической технике, конкретно к обеспечению аппаратуры космического аппарата (КА) электроэнергией солнечной батареей (СБ), состоящей из фотоэлектрических преобразователей (ФЭП).

Известен КА, у которого элементы СБ установлены на боковой поверхности КА, представляющего собой прямой круговой цилиндр (см. например, журнал «Новости космонавтики», №1, 1999 г, стр.47÷48). На КА установлена магнитогравитационная система стабилизации, ориентирующая продольную ось КА по местной вертикали. Очевидно, что энергия, генерируемая цилиндрической СБ, не зависит от ориентации КА вокруг продольной оси - от угла рыскания υ.

Среднее значение на витке генерируемой СБ мощности энергии Wcp можно представить в виде:

W_ср=W_уд·S·К_э,

где W_уд - мощность, генерируемая единицей площади (1 м²) СБ, при перпендикулярном угле падения лучей Солнца на ФЭП;

S - площадь солнечной батареи;

К_э - коэффициент эффективности, учитывающий высоту орбиты КА, форму СБ, ориентацию КА, характеристики ФЭП.

Коэффициент К_э определяется значением некоторой интегральной функции J(υ, β), где β - угол падения лучей Солнца на плоскость орбиты.

Угол рыскания υ при отсутствии управления по данному каналу может принимать любое значение в диапазоне 0÷360°. Угол β в полете изменяется в пределах ±90°, или в более узком интервале для солнечно-синхронных орбит. Тогда

Так как К_э определяет среднее значение W_cp на витке, то:

где u - геоцентрический угол в плоскости орбиты между точкой траверза Солнца и КА,

u_T - угол теневого участка орбиты на полу витке от точки траверза Солнца,

α=f(β, υ, u) - угол между нормалью к элементу площади dS СБ и лучами Солнца. Угол u_T определяется по формуле

где R_З - радиус Земли,

r - радиус круговой орбиты.

При отношении большем, или равном 1 угол u_T=0.

Подынтегральное выражение cos(α) определяется следующим образом:

где α_пр - предельный угол α, при котором ФЭП СБ генерируют электроэнергию, что связано с углом полного внутреннего отражения защитного слоя ФЭП. У современных ФЭП этот угол порядка 70°.

При расчете J углы β и υ - постоянные величины, так как изменение угла β на витке незначительно.

Для КА с цилиндрической СБ и с магнитогравитационной системой стабилизации в диапазоне высот орбит H=700÷1500 км К_э=0.125÷0.139.

Известен КА, у которого панели СБ установлены на боковой поверхности КА, выполненного в виде прямоугольного параллелепипеда (см., например, журнал «Новости космонавтики», №11, 2000 г., стр.41÷42). Данное решение обладает преимуществами по сравнению с цилиндрической формой КА, такими, как простота конструкции, технологичность изготовления и сборки КА, удобство компоновки и монтажа блоков аппаратуры КА, удобство компоновки КА в зоне полезного груза ракеты-носителя при кластерном запуске и др.

Расчеты коэффициента К_э, проведенные для этой формы КА, показывают, что генерируемая СБ энергия существенно зависит от ориентации КА по углу рыскания. На фиг.1 приведены зависимости коэффициента Кэ от угла рыскания в интервале 0÷90°. В силу симметрии для углов рыскания υ>90° данная картина повторяется. За нулевое значение угла рыскания принято такое положение КА, при котором каждая диагональ квадрата поперечного сечения КА образуют с плоскостью орбиты угол 45°. В этом случае при неуправляемом движении КА по углу рыскания при одной и той же потребной энергии требуется большая площадь СБ по сравнению с цилиндрической СБ ввиду того, что коэффициент Кэ существенно ниже. Для высот орбит Н=700÷1500 км и квадратного поперечного сечении КА К_э=0.103÷0.113. По сравнению с цилиндрической СБ снижение К_э составляет ˜19%.

Данное противоречие предлагается устранить следующим образом. Известно, что при гравитационной стабилизации наибольшая ось эллипсоида инерции КА направлена по радиус-вектору орбиты, т.е. по местной вертикали, а наименьшая ось эллипсоида инерции направлена перпендикулярно плоскости орбиты (см., например, В. И. Попов. Система ориентации и стабилизации космических аппаратов. М.: Машиностроение, 1977 г., стр.30-32). Бортовую аппаратуру в КА компонуют таким образом, что наименьшая ось эллипсоида инерции КА совпадает (или параллельна) с диагональю квадрата поперечного сечения КА.

Данному положению КА в полете соответствует угол рыскания 45° на фиг.1, и в диапазоне высот Н=700÷1500 км К_э=0.123÷0.136. Коэффициент К_э в этом случае практически равен данному коэффициенту для цилиндрической формы СБ.

Данный положительный эффект можно усилить, если исполнить КА в поперечном сечении в виде ромба с величиной острого угла в диапазоне 50-90°. Наибольший эффект достигается при такой ориентации КА, когда меньшая диагональ ромба находится в плоскости орбиты, а следовательно, его большая диагональ перпендикулярна плоскости орбиты. Данное утверждение иллюстрируется приведенной на фиг.2 зависимостью коэффициента К_э от угла рыскания при остром угле ромба, равном 60°, для высот орбит, равных 700 км и 1500 км. Нулевому значению угла рыскания соответствует положению КА, когда в плоскости орбиты находится меньшая диагональ ромба.

На фиг.3 приведена зависимость коэффициента К_э от острого угла ромба при ориентации КА большей диагональю ромба поперечного сечения перпендикулярно плоскости орбиты. Как видно из фиг.3, максимальный эффект достигается при остром угле ромба равном 60÷65° в зависимости от высоты орбиты (для диапазона высот 700÷1500 км). Повышение энергоснабжения по сравнению с квадратным поперечным сечением КА при одной и той же площади СБ составляет 12÷14%, т.е. превосходит энергоснабжение и цилиндрической СБ.

Компоновку блоков бортовой аппаратуры в КА в этом случае проводят таким образом, что главные центральные оси инерции КА в поперечной плоскости параллельны диагоналям ромба поперечного сечения КА и меньшая ось инерции параллельна большей диагонали ромба.

Космический аппарат со средствами обеспечения его аппаратуры электроэнергией, имеющий форму прямой призмы с поперечным сечением в виде равностороннего четырехугольника, на боковых гранях которой установлены панели солнечной батареи, и снабженный пассивной или комбинированной системой гравитационной стабилизации для ориентации космического аппарата продольной осью по местной вертикали, отличающийся тем, что острый угол четырехугольника указанного поперечного сечения выбран в интервале от 50 до 90° из условия обеспечения указанной аппаратуры требуемой электроэнергией, причем космический аппарат скомпонован так, что его главные центральные оси инерции в поперечной плоскости параллельны диагоналям указанного четырехугольника поперечного сечения, при этом меньшая ось инерции параллельна большей диагонали.