Способ управления положением солнечной батареи космического аппарата

Способ управления положением солнечной батареи космического аппарата

Иллюстрации

Показать все

Реферат

Способ управления положением солнечной батареи (СБ) относится к космической технике, а именно к системам электроснабжения космических аппаратов (КА), и может быть применен при управлении положением солнечных батарей спутников, космических станций и других КА.

Известен способ управления положением СБ, заключающийся в том, что измеряют текущее угловое положение нормали к рабочей поверхности СБ относительно корпуса КА, определяют заданное направление на Солнце, формируют сигнал рассогласования между заданным направлением и текущим угловым положением нормали к рабочей поверхности СБ, для уменьшения сигнала рассогласования формируют команды на вращение СБ по и против часовой стрелки относительно оси выходного вала электромеханического привода СБ, а также команды на прекращение вращения при достижении нормалью рабочей поверхности СБ минимального значения угла рассогласования [1].

Недостатком известного способа управления положением СБ является необходимость постоянного определения направления на Солнце.

Наиболее близким техническим решением, принятым за прототип, является способ управления положением СБ, заключающийся в том, что измеряют текущий угол солнечной батареи, как положение нормали к рабочей поверхности солнечной батареи относительно связанных с космическим аппаратом осей координат, вращают солнечную батарею относительно корпуса космического аппарата в направлении, противоположном повороту корпуса космического аппарата относительно Солнца [2].

Недостатками известного способа управления положением СБ является невысокая точность установки рабочей поверхности СБ относительно заданного направления, зависящая от величины дискретного сектора датчика угла, а также возможность неправильной ориентации СБ в случае появления отказов, связанных с нарушениями в цепях датчика угла СБ.

Предложенный способ управления положением СБ может применяться на КА, находящихся на круговых геостационарных орбитах, например в спутниках связи, которые имеют постоянную орбиту и фиксированное время полного оборота вокруг Земли.

Спутник связи должен функционировать в течение нескольких лет, при этом в течение всего этого времени требуется обеспечивать его бортовые системы электроэнергией при помощи солнечных батарей.

Для снабжения электроэнергией бортовых систем КА, в том числе заряда аккумуляторных батарей, осуществляют установку СБ относительно Солнца в положение, при котором обеспечивается максимальная освещенность ее рабочей поверхности.

Космический аппарат, выведенный на заданную геостационарную орбиту, сохраняет свое положение относительно заданного ориентира на Земле, что обеспечивается средствами управления движением и навигацией. Для обеспечения бортовых систем КА электроэнергией, в том числе обеспечения током заряда аккумуляторных батарей, вращают СБ относительно корпуса КА в направлении, противоположном повороту его корпуса относительно Солнца. При этом ориентируют панели СБ таким образом, чтобы нормаль к ее рабочей поверхности составляла минимальный угол с проекцией единичного вектора направления на Солнце относительно связанной с КА системы координат.

Для эффективной работы СБ используют автоматические системы управления, в состав которых входят устройства поворота СБ, выполненные на базе электромеханических приводов с закрепленными на выходном валу датчиками угла, блоки управления, бортовые вычислительные машины, обеспечивающие управление ориентацией рабочей поверхности СБ по заданным алгоритмам.

В контуре управления положением солнечных батарей используют датчики углового положения вала электромеханического привода СБ, измеряющие его угловое положение с точностью до дискретного углового сектора, составляющего несколько угловых градусов.

Для КА, находящегося на геостационарной орбите, определение заданного направления на Солнце может осуществляться несколькими способами:

- при помощи датчиков, определяющих положение Солнца, Земли, звезд относительно связанной с корпусом КА системы координат;

- по результатам измерения тока, вырабатываемого СБ;

- расчетным путем, по информации о положении связанной с КА системы координат относительно заданного ориентира на Земле в расчетное время суток.

В процессе функционирования КА возможно появление отказов, связанных с нарушениями определения заданного направления на Солнце из-за сбоев или отказов соответствующих датчиков или связанной с ними бортовой аппаратуры. Кроме того, в современных системах управления задачи определения заданного направления и задачи управления положением СБ могут решаться в различных бортовых вычислителях, взаимодействующих между собой по каналам связи. При отказах в каналах связи может происходить нарушение или искажение информации о заданном направлении на Солнце.

Технической задачей предлагаемого способа является расширение функциональных возможностей способа управления СБ для космических аппаратов, движущихся по геостационарным круговым орбитам, с целью повышения живучести и точности ориентации рабочей поверхности СБ относительно Солнца.

Указанный технический результат достигается тем, что в известном способе управления положением солнечной батареи космического аппарата, заключающемся в том, что измеряют текущий угол солнечной батареи, как положение нормали к рабочей поверхности солнечной батареи относительно связанных с космическим аппаратом осей координат, вращают солнечную батарею относительно корпуса космического аппарата в направлении, противоположном повороту корпуса космического аппарата относительно Солнца, дополнительно определяют период полного оборота космического аппарата, движущегося по круговой геостационарной орбите, вокруг Земли, за начало отсчета текущего орбитального времени принимают момент совпадения проекции единичного вектора направления на Солнце с нормалью к рабочей поверхности солнечной батареи в плоскости ее вращения при нулевом значении текущего угла, осуществляют отсчет текущего орбитального времени в диапазоне от нуля до величины периода полного оборота космического аппарата вокруг Земли, разбивают круг вращения солнечной батареи на равные угловые сектора:

где σ - угловой сектор круга вращения солнечной батареи,

Imax - максимально возможный ток, вырабатываемый СБ,

Imin - минимально допустимый ток, вырабатываемый СБ,

принимают за нулевое значение текущего угла солнечной батареи биссектрису начального углового сектора круга вращения солнечной батареи, делят период полного оборота вокруг Земли на интервалы времени, количество которых равно количеству угловых секторов круга вращения солнечной батареи, каждому интервалу времени ставят в соответствие значение текущего угла на соответствующей границе между угловыми секторами, прекращают вращение солнечной батареи при совпадении интервала времени с поставленной ему в соответствие границей между угловыми секторами.

На фиг.1 представлено положение космического аппарата относительно Солнца и Земли, на фиг.2 представлены проекции положения заданного направления на Солнце относительно нормали на круг вращения СБ, с учетом разбивки на сектора, на фиг.3 представлены циклограммы управления положением СБ предлагаемым способом.

Предложенный способ управления положением солнечной батареи космического аппарата реализуется следующим образом.

До начала управления СБ определяют период полного оборота космического аппарата, движущегося по круговой геостационарной орбите, вокруг Земли.

На фиг.1 представлено положение космического аппарата относительно Солнца и Земли, где:

1 - Земля;

2 - круговая геоцентрическая орбита КА;

3 - корпус КА (условное изображение);

4 - панели солнечной батареи;

5 - излучение от Солнца;

6 - ориентир на поверхности Земли;

7 - теневой участок орбиты;

N_ЗАД - заданное направление ориентации СБ, как проекция единичного вектора направления на Солнце на плоскость вращения нормали к рабочей поверхности СБ;

N - нормаль к рабочей поверхности СБ;

X, Y, Z - оси связанной с КА системы координат:

Х - ось КА по каналу рыскания (на фиг.1 развернута на 180° относительно направления на Солнце и направлена к центру Земли);

Y - ось КА по каналу крена;

Z - ось КА по каналу тангажа;

ω_КА - угловая скорость вращения КА вокруг оси Z;

ω_СБ - угловая скорость вращения СБ вокруг оси Z;

W_O - вектор угловой орбитальной скорости КА;

α_ЗАД - заданное угловое положение СБ относительно связанной с КА системы координат (далее - заданный угол СБ);

α_TEK - текущее угловое положение СБ относительно связанной с КА системы координат (далее - текущий угол СБ).

Способ управления положением солнечной батареи космического аппарата реализуется в три этапа:

- этап подготовки к управлению СБ;

- этап начальной установки СБ;

- этап управления СБ.

На этапе подготовки к управлению СБ до начала управления определяют величину максимально возможного тока Imax, который может вырабатывать СБ, а также минимального тока Imin, достаточного для электроснабжения бортовой аппаратуры, который должна вырабатывать СБ при движении КА по данной круговой геостационарной орбите.

Известно, что с достаточной степенью точности ток, формируемый СБ, можно определить, как величину, зависящую от углового отклонения нормали к рабочей поверхности СБ (т.е. значения текущего углового положения СБ) от проекции единичного вектора заданного направления на Солнце на плоскость вращения нормали (т.е. заданного углового положения СБ). Таким образом, ток, формируемый СБ, определяется уравнением [2, стр.17-18]:

где: I - ток, формируемый СБ;

Imax - максимально возможный ток, формируемый СБ, при совпадении проекции единичного вектора направления на Солнце и нормали к рабочей поверхности СБ в плоскости вращения нормали;

α_ТЕК - текущий угол СБ;

α_ЗАД - заданный угол СБ;

|α_ЗАД-α_ТЕК| - модуль разности между заданным и текущим углами СБ.

Величина максимально допустимого отклонения положения нормали к рабочей поверхности СБ относительно связанной с КА системы координат от заданного направления βmax ограничивается, как правило, техническими требованиями к обеспечению бортового оборудования КА электроэнергией, то есть минимально допустимым током Imin, который должна вырабатывать СБ. Таким образом, величина максимально допустимого углового отклонения нормали к рабочей поверхности СБ от заданного направления, учитывая уравнение (1), определяется неравенством:

где: βmax - максимально допустимое угловое отклонение N от N_ЗAД;

Imin - минимально допустимый ток.

Для определения углового положения нормали к рабочей поверхности СБ относительно связанной с КА системы координат, как правило, используют датчик угла, установленный на валу электромеханического привода СБ, который определяет угловое положение нормали с точностью до дискретного углового сектора датчика - угла δ.

Величина «дискреты» может составлять несколько градусов, например 6°. При этом точное значение углового положения СБ может быть определено в момент пересечения границ соседних угловых секторов датчика угла.

При использовании датчика угла с дискретными угловыми секторами измерение величины отклонения текущего от заданного угла СБ возможно осуществлять с точностью до дискретного сектора датчика угла, то есть:

где: |α_ЗАД-α_ТЕК| - модуль разности между заданным и текущим углами СБ;

δ - величина дискретного углового сектора датчика угла СБ;

m - количество дискретных секторов датчика угла;

α_ЗАД - заданный угол СБ;

α_ТЕК - текущий угол СБ.

Разбивают круг вращения СБ на равные угловые сектора.

Исходя из изложенного выше, величина одного углового сектора круга вращения СБ должна быть кратной величине углового сектора датчика угла («дискреты»), то есть:

где: σ - величина углового сектора круга вращения СБ;

δ - величина дискретного углового сектора датчика угла СБ;

k - количество угловых секторов датчика угла в одном угловом секторе круга вращения СБ.

Таким образом, величина σ - углового сектора круга вращения СБ не должна превышать максимально допустимого углового отклонения нормали к рабочей поверхности СБ от максимально допустимого углового отклонения βmax с одной стороны () и Imax должна быть кратной величине «дискреты» датчика угла δ с другой - в соответствии с уравнением (3), при этом должно выполняться неравенство (2). С учетом этого разбивают круг вращения СБ на равные угловые сектора, при этом , где n - количество угловых секторов круга вращения СБ, каждому из которых присваивается индивидуальны i-тый номер, причем 0≤i≤(n-l). При этом биссектриса начального (нулевого) углового сектора круга вращения СБ при i=0 должна совпадать с нулевым значением текущего угла СБ, то есть α_TEK=0°.

Делят период полного оборота КА вокруг Земли Т_З на интервалы времени, количество которых равно количеству угловых секторов n круга вращения СБ, в результате чего получаются равные интервалы времени длительностью , при этом 0≤j≤(n-l), где j - номер n текущего интервала времени, τ - длительность одного интервала времени.

На этапе начальной установки положения СБ выполняют следующие действия. До начала управления СБ определяют требуемое направление вращения СБ, а также точку на орбите, с которой должно начинаться управление СБ, при этом с нее осуществляют отсчет текущего орбитального времени. За начало отсчета текущего орбитального времени t_TEK принимают момент совпадения направления нормали N к рабочей поверхности СБ с проекцией единичного вектора направления на Солнце

N_ЗАД на плоскость вращения нормали при нулевом значении текущего угла, то есть при выполнении условий α_ЗАД=α_ТЕК=0. Текущее орбитальное время i_ТЕК изменяется в диапазоне от 0 до значения периода полного оборота КА вокруг Земли Т_З, т.е. 0≤t_ТЕК<Т_З.

Нормаль к рабочей поверхности СБ-N вращается относительно оси Z в плоскости, образуемой осями X, Y, связанной с КА системы координат. Отсчет текущего угла α_ТЕК осуществляют от оси Х в плоскости X, Y. Положение КА при движении по орбите относительно точки 6 на поверхности Земли не меняется. При этом угловая скорость (ω_КА вращения КА вокруг оси Z и угловая орбитальная скорость КА ω_О относительно центра Земли равны между собой.

Определение момента совпадения N, N_ЗАД с осью Х может осуществляться расчетным путем от наземного комплекса управления (НКУ), который дает команду и на начало управления СБ.

Этап управления СБ реализуется следующим образом. Если перед началом управления определено, что вращение СБ должно осуществляться в сторону увеличения текущего угла α_ТЕК, осуществляют прямой, а при вращении в противоположную сторону - обратный отсчет текущего времени t_ТЕК. Прямой отсчет текущего времени t_ТЕК осуществляют от нуля до значения, не превышающего Т_З, а обратный отсчет - от значения, не превышающего Т_З до нуля, то есть время t_ТЕК изменяется в диапазоне 0≤t_ТЕК<Т_З.

Текущий угол α_ТЕК на границе i-того и (i+1)-гo сектора принимает значение:

где α_ТЕК - значение текущего угла СБ на границе i-того и (i+1)-гo сектора;

α - угловой сектор круга вращения СБ.

Текущее время в j-том интервале времени изменяется в пределах диапазона:

где t_TEKj - текущее время в j-том интервале времени;

τ - длительность одного интервала времени.

Управляют вращением СБ следующим образом. В случае, если текущее время t_ТЕК находится в интервале времени в пределах диапазона (5), вращают СБ в кратчайшем направлении до момента пересечения вектором заданного направления на Солнце N границы между i=j и i=(j+1)-м сектором. При этом СБ устанавливается в положение:

Необходимо учитывать, что при вращении в сторону увеличения расчетного угла за j=(n-1)-м интервалом времени следует интервал с номером j=0, соответственно следующим номером углового сектора после i=(n-1)-гo является угловой сектор с номером i=0.

При вращении в сторону уменьшения расчетного угла следующим после j=0-го интервала времени является j=(n-1)-й интервал, соответственно следующим номером углового сектора после i=0-го является i=(n-1)-й.

Прекращают вращение солнечной батареи при совпадении интервала времени с поставленной ему в соответствие границей между угловыми секторами круга вращения СБ.

На фиг.2 представлены проекции положения нормали к рабочей поверхности СБ относительно связанной с КА системы координат при управлении СБ, где:

8 - круг вращения СБ;

9 - положение нормали к рабочей поверхности СБ N, совпадающее с единичным вектором направления на Солнце N_ЗАД на момент начала отсчета текущего

времени t_ТЕК;

10 - положение вектора направления на Солнце на момент времени t_TEK=j·τ;

11 - положение вектора направления на Солнце на момент времени t_TEK=j·τ+τ/2;

12 - положение вектора направления на Солнце на момент времени t_TEK=(j+1)·τ т до вращения;

13 - нулевой сектор датчика угла (i=0);

14 - i-й сектор датчика угла;

15 - (i+1)-й сектор датчика угла;

16 - положение вектора направления на Солнце на момент времени t_TEK=(j+1)·τ после вращения;

α_ТЕК - текущий угол СБ;

α_ЗАД - заданный угол СБ;

ω_СБ - угловая скорость вращения СБ вокруг оси Z;

X, Y - оси связанной с КА системы координат.

Вращение проекции единичного вектора направления на Солнце N_ЗАД осуществляется в представленном варианте в сторону увеличения расчетного угла - по часовой стрелке.

Нулевое значение текущего угла СБ (точка 9), при α_ТЕК=0 соответствует положению биссектрисы углового сектора круга вращения СБ с номером i=0. При нулевом значении заданного угла, то есть при α_ЗАД=0, время t_ТЕК=0 - позиция 9, при этом ток, вырабатываемый СБ, достигает максимально возможного значения Imax.

В момент t_TEK=j·τ устанавливают СБ в положение соответствующее точке 11, расположенной на границе между i=j и i=j+1 секторами. Положение проекции направления на Солнце в этот момент соответствует положению 10. Нормаль к поверхности СБ N опережает N_ЗАД, на величину , при этом заданный угол достигает значения .

В момент времени проекция единичного вектора направления на Солнце N_ЗАД соответствует положению 11, заданный угол достигает положения α_ЗАД=σ·j, при этом угловое положение нормали N совпадает с угловым положением N_ЗАД.

В момент времени t_ТЕК=(j+1)·τ до вращения СБ проекция единичного вектора направления на Солнце N_ЗАД находится в положении 12, при этом расчетное положение нормали N отстает от него на величину . В момент времени начинается новое вращение СБ до положения 16, при этом .

На фиг.3 а), б) и в) представлены циклограммы управления положением СБ предлагаемым способом на фиксированном интервале времени τ.

На фиг.3 а) представлен график временной зависимости текущего орбитального времени t_ТЕК где:

t_ТЕК1 - момент начала вращения СБ;

t_ТЕК2 - момент формирования максимального тока СБ;

t_ТЕК3 - момент окончания вращения СБ при достижении границы секторов круга вращения СБ;

Т_З- период полного оборота КА вокруг Земли;

t₀ - начало отсчета текущего времени;

τ - величина одного фиксированного интервала времени.

На фиг.3 б) представлен график временной зависимости текущего угла СБ α_ТЕК, где:

α_ТЕК - текущий угол СБ;

α_ТЕК1 - текущий угол на границе i-го и (i+1) сектора;

α_ТЕК2 - текущий угол на границе (i+1)-го и (i+2) сектора.

На фиг.3 в) представлен график зависимости тока I_СБ, вырабатываемого СБ в процессе управления, где:

I_СБ - ток, вырабатываемый СБ;

Imax - максимальное значение тока СБ;

Imin - минимальное значение тока СБ.

Анализ представленных циклограмм показывает, что максимальный ток, вырабатываемый СБ, формируется на середине интервала. Во время вращения СБ также формирует кратковременно максимальный ток в моменты пересечения нормалью к рабочей поверхности СБ направления максимальной освещенности СБ, т.е. единичного вектора направления на Солнце.

Предлагаемый способ управления положением СБ позволяет:

- увеличить живучесть системы за счет сокращения внешних связей блока управления СБ, так как нет необходимости постоянно определять направление на Солнце;

- повысить эффективность работы СБ в результате повышения точности установки СБ;

- повысить надежность системы управления СБ, так как можно использовать более простые датчики определения положения выходного вала электропривода СБ с большой «дискретой».

Источники информации

1. Патент РФ 20904648, кл. B64G 1/24, 31.05.1994 г.

2. Патент РФ 2242408, кл. B64G 1/44, 24.03.2003 г.

Способ управления положением солнечной батареи космического аппарата, заключающийся в том, что измеряют текущий угол солнечной батареи, задающий положение нормали к рабочей поверхности солнечной батареи относительно связанных с космическим аппаратом осей координат, вращают солнечную батарею относительно корпуса космического аппарата в направлении, противоположном повороту этого корпуса относительно Солнца, отличающийся тем, что определяют период полного оборота космического аппарата, движущегося по круговой геостационарной орбите, вокруг Земли, причем за начало отсчета текущего орбитального времени принимают момент совпадения нормали к рабочей поверхности солнечной батареи с проекцией единичного вектора направления на Солнце на плоскость вращения этой нормали при нулевом значении указанного текущего угла, осуществляют отсчет текущего орбитального времени в диапазоне от нуля до величины периода полного оборота космического аппарата вокруг Земли, разбивая круг вращения солнечной батареи на равные угловые сектора (σ): где Imax - максимально возможный ток, вырабатываемый СБ;Imin - минимально допустимый ток, вырабатываемый СБ,принимают за нулевое значение текущего угла солнечной батареи биссектрису начального углового сектора круга вращения солнечной батареи, делят период полного оборота космического аппарата вокруг Земли на интервалы времени, количество которых равно количеству угловых секторов круга вращения солнечной батареи, при этом каждому интервалу времени ставят в соответствие значение текущего угла на соответствующей ему границе между угловыми секторами, прекращают вращение солнечной батареи при совпадении указанного интервала времени с указанной границей.