Способ управления энергообеспечением космического аппарата

Способ управления энергообеспечением космического аппарата

Иллюстрации

Показать все

Реферат

Изобретение относится к области космической техники и предназначено для обеспечения энергией работы бортовых систем космических аппаратов (КА), терморегулирования их бортовой аппаратуры и элементов конструкции.

Известны энергосистемы КА, работа которых построена только на бортовых источниках электрической энергии, являющихся источниками первичной энергии. Такие энергосистемы устанавливаются в основном на КА, выполняющие программу полета в течение нескольких суток, при этом их полет ограничивается запасами энергии на борту. Например, первый космический пилотируемый корабль "Восток" (см. [1], стр.124-125) был снабжен указанной энергосистемой. В таких системах рассматривается управление только одним основным видом энергии - электрической энергией. Только указанный вид используется для работы бортовых систем КА и одновременно для преобразования в другие виды энергии: тепловую, механическую (например, в формах энергии сжатых газов, кинетической энергии реактивных маховиков и др.), электромагнитных излучений (в бортовой радиоаппаратуре) и другие виды.

Способ управления энергообеспечением с помощью указанных систем включает в себя дополетное аккумулирование на борту КА различных видов энергии, преобразуемых в электрическую энергию, поддержание заряженности аккумуляторов вплоть до старта ракеты-носителя с КА и дальнейшее расходование электроэнергии за счет трансформирования энергии аккумуляторов вплоть до завершения выполнения программы полета. Наиболее типичным в таких случаях является использование химических бортовых источников энергии, в которых используется энергия химических связей. При этом электрохимический путь использования указанной энергии преобладает над тепловым путем.

Применение указанных энергосистем и способов их управления дает выигрыш по массе бортовой аппаратуры, однако существенно снижает возможности функционирования КА, ограничиваемые невосполнимыми запасами энергии на его борту.

Наиболее близкими по технической сути к предлагаемому изобретению являются способы управления энергообеспечением КА, в которых для восполнения бортовых запасов электрической энергии используется световой вид солнечной энергии (см. [2], стр.188-203).

Способ включает в себя преобразование светового вида энергии солнечного излучения в электрический вид на борту КА.

Аккумулирование на борту электрической энергии путем преобразования в другие виды энергии, в частности в энергию химических связей. При этом осуществляется также контроль потребления электроэнергии на борту КА. И, в случае превышения электропотребления, над электроэнергией, преобразованной из светового вида, для энергообеспечения КА используется аккумулируемая энергия.

Энергия от внешнего источника преобразуется в электрическую энергию, обеспечивающую работу бортовых систем КА, его терморегулирование и накопление энергии бортовыми источниками. В процессе полета КА его энергообеспечение преимущественно производится за счет внешнего источника энергии. Однако световой энергии, преобразованной в электрическую, может быть не всегда достаточно для выполнения программы полета. Возможно также, что на определенных интервалах полета световая энергия может быть недоступна для преобразования на борту аппарата. Например, при затенении КА Землей использование лучистой энергии солнца, включающей световую энергию, для указанных целей становится невозможным. А в случаях нештатных ситуаций с КА, приводящих к нерасчетным режимам бортового электропотребления, полной или частичной потери ориентации солнечных батарей (СБ) на Солнце, приход электроэнергии может оказаться меньше расхода.

Поэтому на борту КА осуществляется постоянный текущий контроль электропотребления в процессе выполнения программы полета (см. [4], стр.190-194). И в случае превышения потребляемой электроэнергии над преобразованной из световой электроэнергией производится управление разрядом бортовых источников КА.

Основной недостаток указанного способа управления энергообеспечением КА заключается в том, что конечным видом всех преобразований является только электрическая энергия. Для ее получения первоначально преобразуют световую энергию, затем для получения некоторых из видов энергии потребляемых на борту КА (например, энергии сжатых газов, тепловой энергии и др.) производят преобразование электрической энергии. При этом не учитываются при управлении его энергообеспечением те виды энергии, которые можно после аккумулирования непосредственно использовать для работы бортовых систем КА и его терморегулирования.

В предлагаемом изобретении решается задача увеличения возможностей по выполнению программы полета КА за счет его энергообеспечения путем использования всех видов энергии внешних источников, потребляемых на его борту.

Для достижения технического результата в способе управления энергообеспечением КА, включающем преобразование светового вида энергии в электрический вид энергии на борту космического аппарата, аккумулирование на борту электрической энергии путем преобразования в другие виды энергии, контроль энергопотребления на борту космического аппарата и в случае его превышения над электроэнергией, преобразованной от светового вида, использование аккумулируемой энергии для энергообеспечения космического аппарата, помимо преобразования светового вида энергии в электрический вид энергии трансформируют виды энергии от внешних источников, воздействующие на космический аппарат, в виды энергии, потребляемые на борту космического аппарата, контролируют изменение параметров космического аппарата в результате воздействия на него видами энергии от внешних источников, прогнозируют интервалы времени, на которых электропотребление превышает преобразуемую световую энергию в электрическую, для указанных интервалов времени определяют виды потребляемой энергии и ее количество, получаемые от преобразования электрической энергии и до начала интервалов времени превышения потребляемой электроэнергии над электрической энергией, преобразованной из световой энергии, аккумулируют трансформируемые виды энергии от внешних источников, соответствующие видам потребляемой энергии на указанном интервале, при этом время начала аккумулирования указанных трансформируемых видов энергии определяют исходя из потребляемого количества и скорости аккумулирования энергии с учетом изменения параметров в результате воздействия видов энергии от внешних источников, далее в процессе прохождения прогнозируемого интервала, в первую очередь, производят расход аккумулированных из трансформированных видов энергии, получаемых от преобразования электрической энергии и, по мере необходимости, производят расход аккумулированных видов энергии на борту космического аппарата, преобразуемых в электрический вид энергии.

Технический результат во вновь разрабатываемом способе управления энергообеспечением КА направлен на увеличение возможности энергообеспечения КА за счет увеличения суммарной мощности всех видов энергии, получаемых КА извне и потребляемых на его борту, а также прогнозируемого расходования на борту всех видов энергии, получаемых и трансформируемых (см. [3], стр.618) от внешних источников при выполнении КА номинальной программы полета. В результате увеличиваются возможности энергообеспечения КА за счет увеличения суммарной мощности всех видов энергии, получаемой извне для обеспечения выполнения программы полета. Уменьшаются также потребности в необходимой мощности бортовых источников основного вида энергии - электроэнергии. Это приводит к уменьшению количества бортовой аппаратуры входящей в состав энергетических систем КА, массы аппарата и в конечном счете - к уменьшению материальных затрат на выполнение номинальной программы полета КА.

Неиспользование для энергообеспечения альтернативных электрической, трансформируемых видов энергий, получаемых из внешних источников, приводит к необходимости увеличения мощности бортовых источников электроэнергии КА. Это делается за счет дополнительного числа устанавливаемых накопителей различных видов энергии, преобразователей энергии и других устройств, входящих в состав энергосистем. Это приводит к нежелательному увеличению массы КА.

В прототипе при выполнении программы полета не прогнозируются также текущие интервалы времени, на которых происходит превышение потребляемой электроэнергии на борту КА над электроэнергией, получаемой от преобразования световой энергии. А для прохождения указанных интервалов используют текущие запасы энергии в основных бортовых источниках и в случае недостатка энергии в основных подключают резервные источники (см. [2], стр.191). При этом используется только электроснабжение КА, а потребности в других видах энергии покрываются за счет преобразования электроэнергии.

Для реализации указанной стратегии управления энергообеспечением КА необходимо постоянно держать на борту заряженные резервные источники электроэнергии, энергоемкость которых должна перекрывать максимально возможные режимы потребления электроэнергии на борту аппарата, так как переход на резервные источники может быть осуществлен в случаях полного разряда основных источников. При этом также не учитывается доля других видов энергии, обеспечивающих выполнение программы полета.

В результате при проектировании КА закладывается дополнительное резервирование по бортовым источникам электроэнергии, приводящее к увеличению массы аппарата.

В то же время для накопления и использования некоторых из видов энергии, получаемых от преобразования электроэнергии, можно использовать непосредственно корпус самого КА, его элементы конструкции, топливо, бортовую аппаратуру и т.д.

Например, после закрутки аппарата от взаимодействия собственного магнитного момента КА с магнитным полем Земли аппарат получает необходимый механический вид в форме кинетической энергии корпуса для выполнения программы полета. После разогрева жидких компонентов ракетного топлива от тепловой энергии солнечного излучения и тем самым увеличения внутренней энергии компонентов в дальнейшем нет необходимости производить дополнительные затраты электрической энергии на тот же разогрев для выполнения в последующем работы силой тяги однокомпонентного ракетного двигателя (для создания кинетической энергии направленного газового потока).

Таким образом, на борту КА можно найти десятки примеров возможности накопления альтернативных видов электрической энергии, после трансформирования видов энергии от внешних источников. Далее трансформированную электроэнергию непосредственно в том же виде можно использовать для выполнения программы полета аппарата.

Для пояснения сути предлагаемого технического решения введены фиг.1-фиг.12.

На фиг.1 представлена схема основных видов энергии, учитываемых при управлении полетом геостационарного спутника связи (ГСС) "Ямал".

На фиг.2 представлен график изменения посуточной заряженности энергией модуля никель-водородных аккумуляторов (МНВА) ГСС.

На фиг.3 представлены графики изменения резервного времени по энергообеспечению ГСС для различных значений тока бортовой нагрузки.

На фиг.4 представлен график суточного изменения заряженности энергией МНВА при прохождении теневых участков орбиты ГСС с расходом бортовых аккумулированных видов энергии, преобразуемых в электрический вид.

На фиг.5 представлен график суточного изменения тока бортовой нагрузки при прохождении теневых участков орбиты ГСС с расходом бортовых аккумулированных видов энергии, преобразуемых в электрический вид.

На фиг.6 представлен график суточного изменения резервного времени по энергообеспечению при прохождении теневых участков орбиты ГСС с расходом бортовых аккумулированных видов энергии, преобразуемых в электрический вид.

На фиг.7 представлен график суточного изменения температуры в одной из зон терморегулирования ГСС.

На фиг.8 представлен график суточного изменения температуры поверхности баллона заправленного рабочим телом для объединенной двигательной установки (ОДУ) ГСС.

На фиг.9 представлен график суточного изменения давления рабочего тела в баллоне ОДУ ГСС.

На фиг.10 представлен график суточного изменения заряженности энергией МНВА при прохождении теневых участков орбиты ГСС с расходом бортовых аккумулированных видов энергии, преобразуемых в электрический вид и аккумулированных трансформированных видов энергии от внешних источников энергии.

На фиг.11 представлен график суточного изменения тока бортовой нагрузки при прохождении теневых участков орбиты ГСС с расходом бортовых аккумулированных видов энергии, преобразуемых в электрический вид и аккумулированных трансформированных видов от внешних источников энергии.

На фиг.12 представлен график суточного изменения резервного времени по энергообеспечению при прохождении теневых участков орбиты ГСС с расходом бортовых аккумулированных видов энергии, преобразуемых в электрический вид и аккумулированных трансформированных видов от внешних источников энергии.

В качестве примера рассмотрим управление энергообеспечением ГСС "Ямал" с учетом всех основных видов энергии, которые необходимо учитывать исходя из условий полета спутника, особенностей его конструкции и состава бортовой аппаратуры принадлежащих спутнику систем.

На фиг.1, по аналогии с принятой в [4] классификацией, представлена схема видов энергии, учитываемых при энергообеспечении спутника.

Далее произведем описание содержания введенных на фиг.1 названий и обозначений.

В качестве внешних видов энергии используются:

- лучистая энергия Солнца (основной внешний вид энергии);

- энергия потока высокоэнергичных протонов;

- потенциальная энергия гравитационного и магнитного поля Земли.

Составляющая лучистой, световая энергия преобразуется в электрическую энергию, которая может трансформироваться и запасаться в бортовых источниках в виде энергии химических связей (в МНВА, см. [5]) и механическом виде в форме кинетической энергии реактивных маховиков, установленных на борту спутника. При трансформации указанных видов энергии происходят потери в виде тепловой энергии, излучаемой в космическое пространство и во внутрь корпуса спутника. Реактивные маховики имеют обмотки для рекуперации энергии, позволяющие при торможении угловых скоростей трансформировать механическую энергию в электрическую энергию, которая, в свою очередь, может использоваться для энергообеспечения КА.

Основные затраты электрического вида энергии производятся на работу бортовой аппаратуры, при этом также часть электрического вида энергии трансформируется в тепловую энергию, которая излучается с поверхности корпусов бортовой аппаратуры в космическое пространство и во внутрь спутника. Кроме того, часть электроэнергии напрямую трансформируется в тепловую энергию для термостатирования бортовой аппаратуры и элементов конструкции КА.

Лучистая энергия Солнца, в полном своем спектре, включающем и световую энергию, воздействует на корпус спутника и в основном трансформируется в два вида энергии: тепловую и кинетическую энергию корпуса.

Тепловая энергия постоянно воздействует с освещенной стороны на бортовую аппаратуру и элементы конструкции спутника.

Кинетическую энергию корпус приобретает за счет действия сил солнечного давления, которые учитываются как в управлении движением центра масс, так и вокруг центра масс спутника. Вращательные движения спутника при поддержании заданной ориентации парируются реактивными маховиками, в результате происходит накопление (при раскрутке) или расходование (при торможении) кинетической энергии реактивных маховиков.

В периоды высокой солнечной активности с наличием "протонных" вспышек отмечаются заметные воздействия энергии потоков высокоэнергичных протонов на корпус спутника. Указанный внешний вид энергии наиболее заметно трансформируется в тепловой вид энергии и механический вид в форме кинетической энергии корпуса спутника.

Виды внешней потенциальной энергии, проявляемые через действия гравитационных и магнитных полей Земли, трансформируются на спутнике также в кинетическую энергию корпуса. Прежде всего, это происходит от взаимодействия вектора собственного магнитного момента спутника с вектором напряженности магнитного поля Земли. Парирование возникающего возмущающего момента, воздействующего на корпус спутника, производится за счет изменений кинетической энергии реактивных маховиков.

Аналогично парируются действия момента от действия гравитационных сил Земли.

Тепловая энергия трансформируется в другой вид механической энергии - энергию сжатых газов (насыщенного пара ксенона) рабочего тела в баллонах ОДУ спутника.

Кроме того, существуют связь теплового вида энергии с энергией химических связей МНВА, которая проявляется через терморегулирование корпусов аккумуляторов пассивными и активными средствами системы терморегулирования спутника (СТР). При этом тепловой вид энергии может оказывать существенное влияние на величину разрядной электроэнергии получаемой от МНВА [5].

На фиг.1 показаны также пунктиром разграничения бортовых и внешних источников разных видов энергии, а также первичных и трансформированных видов энергии. При этом обозначения первичных видов энергии имеют двойные рамки, а трансформированных - одинарные рамки. Стрелками показаны направления высвобождения видов энергии внутрь (пунктирная полая стрелка) и вне (сплошная полая стрелка) спутника, а также направления трансформации видов энергии (сплошная жирная стрелка).

Энергообеспечение спутника производится электрической энергией, вырабатываемой фотоэлектрическими преобразователями (ФП) СБ путем преобразования световой энергии Солнца. Электроэнергия обеспечивает работу бортовых систем спутника, его терморегулирование и накопление разных видов энергии бортовыми источниками. В качестве основных бортовых источников служат никель-водородные аккумуляторы и резервных - рекуператоры реактивных маховиков.

Бортовые источники электроэнергии используются для энергообеспечения спутника в случае невозможности использования для этих целей внешних источников энергии.

Управление энергообеспечением КА через бортовые источники энергии можно разделить на вероятностное и детерминированное.

Начало вероятностного управления бортовыми источниками энергии происходит при потере ориентации СБ спутника на Солнце в результате нештатных ситуаций на его борту. При этом ток бортовой нагрузки превышает значение тока, вырабатываемого ФП СБ.

Несмотря на вероятность реализуемого правила управления, протекание указанного события прогнозируется через резервное время - время, в течение которого обеспечивается энергообеспечения спутника в штатном режиме работы систем и его терморегулирование в номинальных диапазонах температур от бортовых источников энергии. Резервного времени должно быть достаточно, чтобы восстановить необходимую (штатную) ориентацию СБ на Солнце. Исходя из динамических характеристик аппарата, возможности динамического и кинематического контуров управления движением вокруг центра масс, а также конструктивных особенностей размещения СБ на КА и возможности управления их вращением, определяется значение минимального резервного времени по энергообеспечению КА еще на этапе проектирования. Текущий заряд бортовых источников энергий должен обеспечивать по продолжительности энергообеспечение аппарата не менее резервного времени.

При этом очевидно, что указанное время при номинальном напряжении на аккумуляторных батареях будет зависеть и от тока нагрузки. Поскольку начало реализуемого решающего правила управления вероятностное, то задача группы управления при выполнении программы полета в любой текущий момент времени прогнозировать наличие зарядной энергии на борту КА и планируемый ток нагрузки для резервного времени энергообеспечения аппарата.

Для этого контролируется текущий уровень заряженности МНВА в дежурном режиме его работы (см. фиг.2), где по оси абсцисс отражено текущее полетное время спутника, а по оси ординат - уровень заряженности (W) МНВА, в Вт·ч, при этом аккумуляторы постоянно находятся в цикле заряда-саморазряда. На фиг.2 по градиенту роста уровня заряженности МНВА определяется интервал времени его заряда, а по градиентам падения уровня заряженности - интервал саморазряда.

Резервное время определяется в соответствии со значениями уровней заряженности МНВА для номинального напряжения (˜28 В) при различных токах нагрузки (см. фиг.3), где по оси абцисс отражено текущее полетное время спутника, а по оси ординат - резервное время энергоснабжения, в час.

По графикам на фиг.3 можно определять допустимые значения тока нагрузки на текущий момент времени для заданного резервного времени. Пусть указанное время составляет 1 час, тогда из графиков видно, что при токе нагрузки ТН<30 А всегда обеспечивается указанное время. При ТН≈40 А с ˜0:00 ч до ˜17:00 ч уровень заряженности МНВА позволяет обеспечить резервное время по энергообеспечению в 1 ч и т.д.

Назначение группы управления отслеживать указанные ТН и в случае перехода на вероятностное управление бортовыми источниками приводить бортовую нагрузку (при необходимости отключать часть потребителей) в соответствии с расчетными значениями на фиг.3.

Таким образом, прогнозируют вероятностные интервалы превышения потребляемой энергии на борту КА над получаемой от внешних источников и до начала указанных интервалов производят определение максимальной величины аккумулированной энергии в бортовых источниках в эквиваленте трансформируемой электрической энергии. В качестве примера рассмотрен электрохимический вид энергии. Пример может быть дополнен механической энергией, запасенной в реактивных маховиках и преобразуемой в электрическую энергию. Далее, с учетом к.п.д. получения разрядной электрической энергии из механической, могут проводиться аналогичные расчеты, которые увеличат или уменьшат (при использовании рекуператоров маховиков вместо МНВА в качестве функционального резерва) часть получаемого резервного времени прогнозируемого по уровню заряженности МНВА.

Детерминированное управление энергообеспечением КА через работу бортовых источников энергии предполагает вполне определенный прогнозируемый интервал полетного времени, где потребляемая электроэнергия выше трансформируемой от внешних источников.

Типичным примером такого управления может служить прохождение "теневых" участков орбиты, когда Солнце от аппарата затеняется Землей или Луной. В таких случаях отсутствует воздействие на ФП СБ световой энергии и, следовательно, ее преобразование в электрическую не происходит (электрический ток от ФП равен нулю). Указанные интервалы прогнозируются по результатам расчетов, производимых при помощи программ баллистико-навигационного обеспечения полета КА (см. [6], стр.33-34).

До начала указанных интервалов определяем максимальную величину аккумулированной энергии в бортовых источниках в эквиваленте трансформируемой электрической энергии. Для рассматриваемого примера аккумулирование производится в электрохимических аккумуляторах (МНВА) и инерционных аккумуляторах (реактивных маховиках).

Пусть максимальная суммарная величина разрядной электроэнергии, которую могут отдать указанные аккумуляторы ГСС, составит 3000 Вт·час (по техническим условиям на эксплуатацию).

Максимальная продолжительность теневого интервала орбиты для геостационарного спутника составляет ˜1,2 часа. При среднем значении тока нагрузки на теневом участке в ˜60 А и поддержании в бортовой электросети напряжения ˜28 В, расход электроэнергии составит ˜2000 Вт·ч. Указанная энергия расходуется на терморегулирование спутника и на работу его бортовых систем.

Следовательно, после выхода из тени суммарная остаточная энергоемкость в аккумуляторах составит ˜1000 Вт·ч. Детерминированный участок управления энергообеспечением закончился, однако можно предположить, что далее может наступить вероятностный участок управления энергообеспечением КА (худший вариант энергообеспечения КА бортовыми источниками энергии при потере ориентации СБ спутника на Солнце после выхода его из тени).

Рассмотрим подробно указанную ситуацию на примере выполнения программы полета в текущие сутки с наличием теневого интервала орбиты, например с ˜20 ч 32 мин до ˜21 ч 44 мин, см. фиг.4-фиг.6.

На фиг.4 представлен суточный график изменения уровней заряженности МНВА, при этом по оси абсцисс отмечено текущее время суток, а по оси ординат значения уровней заряженности МНВА.

Для графика характерны нижеследующие интервалы времени: саморазряда МНВА (с ˜04 ч 30 мин до ˜19 ч 00 мин); дозаряда батарей перед тенью (с ˜19 ч 00 мин до ˜20 ч 32 мин); прохождения теневого участка орбиты (˜20 ч 32 мин до ˜21 ч 44 мин); технологической паузы для высвобождения части тепловой энергии МНВА через радиационный теплообменник вне спутника для охлаждения батарей (˜ с 21 ч 44 мин до ˜23 ч 30 мин); заряда МНВА (с ˜23 ч 30 мин до ˜04 ч 30 мин).

До начала теневого интервала орбиты спутника его энергоснабжение производится от ФП СБ, ориентированных на Солнце.

На фиг.5 представлен график тока бортовой нагрузки для тех же суток полета спутника (ТН, в А). Для указанного графика характерны предтеневой и теневой интервалы орбиты спутника. При этом стратегия управления энергообеспечением ГСС заключается в следующем. До начала теневого интервала использовать избыток электрической энергии, вырабатываемой ФП СБ, для увеличения внутренней энергии спутника путем превращения указанного избытка в тепловую энергию. Для этого примерно за один час до начала теневого интервала включаются электронагреватели для подогрева части элементов конструкции и бортовой аппаратуры в пределах допустимых (ближе к верхним) значений температур.

Далее, после входа ГСС в тень, электронагреватели последовательно отключают, уменьшая тем самым нагрузку на МНВА.

График резервного времени, представленный на фиг.6, где по оси ординат отложено текущее время суток, а по оси абцисс - резервное время, в час, рассчитанный по току нагрузки, представленном на фиг.5, показывает, что на теневом интервале орбиты и сразу после выхода из тени указанное время меньше значения в 1 час. Если исходить из ранее принятых условий для вероятностного управления энергообеспечением спутника, то получено запредельно низкое значение резервного времени.

Далее предлагается произвести увеличение резервного времени, используя для этого другие трансформируемые виды энергии от внешних источников.

Для этого анализируется состав потребителей электроэнергии на борту при прохождении теневого интервала орбиты. В рассматриваемом случае электроэнергия расходуется на работу бортовой аппаратуры, терморегулирование КА путем превращения электрической энергии в тепловую и увеличения внутренней энергии рабочего тела (для обеспечения работы ракетных двигателей) путем последовательных превращений электрической энергии в тепловую и тепловой энергии во внутреннюю энергию рабочего тела.

Таким образом, на борту существует необходимость в потреблении двух видов энергии - тепловой и механической (энергии сжатых газов), которые получаются за счет трансформирования электрической энергии.

Для уменьшения расхода электрической энергии на теневом интервале орбиты, до начала указанного интервала аккумулируем указанные два вида энергии - тепловой и механической. В связи с чем используем, например, тепловую энергию, получаемую от Солнца, и энергию высокоэнергичных протонов, также трансформируемую в тепловую.

Пусть спутник имеет шторки, экранирующие радиационные поверхности от внешних тепловых потоков, см. [7]. Приоткрыв указанные шторки, позволим тепловым потокам нагреть элементы конструкции спутника и поверхность баллонов до определенных, допустимых верхних значений температур, см. фиг.7 и фиг.8, где по оси абцисс отложено текущее время суток, а по оси ординат - значение температур (Т), в °С.

Часть i-x элементов конструкции и бортовой аппаратуры, где i=1, 2, 3,..., обладающие известной массой m_i и удельной теплоемкостью С_i за счет увеличения температуры на Δt≈25°С (см. фиг.7) получат определенное количество тепла

Указанное количество тепла должно покрывать расходы тепловой энергии, получаемой от превращения электрической энергии в тепловую энергию.

Если проанализировать график на фиг.7, то видно, что температура 35°С на момент входа в теневой интервал орбиты определяет то необходимое количество аккумулированного тепла в зоне, которое позволяет выполнить указанное условие. Об этом свидетельствует значение температуры на момент выхода из тени (˜7°С), соответствующее моменту времени начала аккумулирования тепловой энергии, см. фиг.7.

В данном случае время начала трансформирования внешних видов энергии подобрано экспериментальным путем (см. фиг.7), исходя из потребляемого количества тепловой энергии и градиента роста (скорости аккумулирования) температуры в рассмотренной части бортовой аппаратуры и элементов конструкции спутника. При этом воздействия внешних источников энергии контролируются температурными датчиками, установленными на поверхности и внутри спутника. Рассмотренный вариант соответствует управлению в одной из зон спутника, аналогично производится управление тепловой энергией и в других зонах.

Разогрев поверхности баллонов ОДУ (см. фиг.8) приводит к увеличению внутренней энергии рабочего тела, находящегося в состоянии динамического равновесия жидкости и насыщенного пара. Указанное увеличение характеризуется ростом давления (Р) в баллоне, см. фиг.9, где по оси абцисс отложено текущее время суток, а по оси ординат - значение давления, в атм. При этом величина температуры разогрева поверхности баллонов и соответствующий ей рост давления P=f(T) выбираются из необходимых условий для работы однокомпонентных ракетных двигателей (РД). Без указанного аккумулирования потенциальной энергии (Wp) сжатого насыщенного пара (газа)

где V - объем баллонов,

увеличение внутренней энергии рабочего тела пришлось бы производить за счет расходования электрической энергии в теплообменниках-газофикаторах ОДУ. Таким образом, необходимый разогрев поверхности баллонов выбирается, исходя из необходимого давления в баллонах ОДУ, которое является одновременно рабочим давлением в камерах РД.

В данном случае параметрами контроля воздействия видов энергии от внешних источников служат указанные температура и давление. Причем время начала аккумулирования механического вида энергии в виде сжатого газа выбирается с учетом градиентов роста температур и давления, позволяющих до момента времени начала потребления указанной энергии на борту провести аккумулирование (в рассмотренном примере к моменту времени ˜20 ч 35 мин).

Необходимо здесь еще раз подчеркнуть, что для аккумулирования тепловой и механической энергий в бортовых источниках энергии, в качестве которых служат элементы конструкции, бортовая аппаратура и заполненные рабочим телом баллоны ОДУ, использовалось, как минимум, два вида энергии от внешних источников - потоков высокоэнергичных протонов и лучистой энергии Солнца. Не учитывалась энергия теплового излучения от Земли и других планет, потоков свободных радикалов и т.д.

Необходимо также отметить, что при рассмотрении управления энергообеспечением КА надо исходить из понятий полной энергии системы (см.[8], стр.94), которой является непосредственно КА, находящийся в условиях космического полета. Тогда необходимо учитывать потенциальную энергию системы во внешних силовых полях КА, орбита которых проходит вокруг Земли, это прежде всего гравитационное и магнитное поля.

Пример использования потенциальной энергии магнитного поля Земли рассмотрен ранее. Аналогично можно использовать для уменьшения затрат электроэнергии на борту КА потенциальную энергию гравитационного поля Земли. Например, если требуется провести программный разворот КА и далее поддерживать заданную ориентацию на теневом интервале орбиты КА.

Это можно сделать при помощи реактивных маховиков, расходуя при этом на их работу часть электроэнергии, запасенной на борту спутника. Исходя из вышеприведенных соображений, можно для этого использовать потенциальную энергию гравитационного поля Земли. В связи с чем до начала теневого интервала производим необходимые изменения тензора инерции КА, позволяющие с началом теневого интервала орбиты осуществить указанный разворот при помощи гравитационных моментов и далее обеспечить гравитационную стабилизацию углового положения спутника. При этом очевидно, что в таком случае дополнительных затрат электрической энергии на "энергонапряженном" участке орбиты производиться не будет на трансформирование в кинетическую энергию корпуса КА.

В процессе прохождения теневого интервала орбиты в первую очередь производим расход аккумулированных из трансформированных внешних видов энергии. В рассмотренном случае в первую очередь расходуем тепловую энергию и энергию сжатых газов. При этом не производим затрат на получение указанных видов энергии преобразуемой электроэнергии. В случае, когда запасы трансформированных видов энергии исчерпаны, дальнейшее выполнение программы полета КА производим с расходом аккумулированных видов энергии, преобразуемых в электрический вид энергии.

На фиг.10, 11, 12 показаны соответственно графики изменения уровня заряженности МНВА, тока нагрузки и резервного времени при управлении энергообеспечением спутника предлагаемым способом. По оси абцисс в указанных графиках отложено текущее время суток, а по осям ординат соответственно уровень заряженности МНВА (Вт·ч), ток нагрузки (А), резервное время (час).

Как видно из фиг.10, за счет аккумулирования теплового и механического видов энергии, трансформируемых из видов энергии от внешних источников, удалось на теневом интервале орбиты значительно (более чем на 1000 Вт·ч) уменьшить расход разрядной электроэнергии, получаемой от аккумуляторов, по сравнению с управлением энергообеспечением спутника с использованием только электрического вида энергии (см. фиг.4).

Уменьшение расхода электроэнергии достигается за счет уменьшения тока нагрузки (см. фиг.11) в момент времени входа на теневой участок орбиты до ˜20 А. В свою очередь, уменьшение тока достигается за счет отключения группы электронагревателей в зонах аккумулирования тепловой энергии. Количество аккумулированного тепла, определяемое в соответствии с выражением (1), позволяет поддерживать заданный температурный диапазон (см. фиг.7) на всем теневом интервале орбиты без включения электронагревателей.

Аналогично с аккумулированием механического вида энергии в форме сжатых газов. Для работы РД на теневом участке орбиты не требуется производить дополнительных затрат электроэнергии для разогрева рабочего тела в теплообменниках-газофикаторах для аккумулирования энергии в соответствии с выражением (2). Газ (насыщенный пар) "подготовлен" был заранее для работы РД. Необходимо лишь произвести затраты электроэнергии на открытие электроклапанов для его подачи в рабочие камеры двигателей. Затрат электроэнергии на работу электроклапанов в несколько раз меньше, чем на указанное накопление потенциальной энергии сжатого газа.

В конечном счете, предлагаемое управление энергообеспечением приводит к увеличению "резервного времени" более чем в 2 раза (см. фиг.12) на теневом и послетеневом интервалах орбиты спутника.

Таким образом, в рассматриваемом примере за счет трансформирования видов энергии от внешних источников в потребляемые виды энергии на борту аппарата, их аккумулирования