rumah > Peramban > Suatu metode untuk mengontrol posisi panel surya pada pesawat ruang angkasa dan sistem implementasinya. Sensor pelacakan surya untuk sistem orientasi susunan surya biaksial Sensor posisi susunan surya pesawat ruang angkasa


Suatu metode untuk mengontrol posisi panel surya pada pesawat ruang angkasa dan sistem implementasinya. Sensor pelacakan surya untuk sistem orientasi susunan surya biaksial Sensor posisi susunan surya pesawat ruang angkasa




Filsuf Romawi Seneca berkata: "Jika seseorang tidak tahu ke mana dia berlayar, maka tidak ada angin yang menguntungkan baginya." Padahal, apa gunanya kita jika tidak mengetahui posisi perangkat di luar angkasa? Kisah ini tentang perangkat yang memungkinkan kita tidak tersesat di luar angkasa.

Kemajuan teknologi telah membuat sistem pengendalian sikap menjadi kecil, murah, dan mudah diakses. Sekarang bahkan mikrosatelit pelajar dapat membanggakan sistem orientasi yang hanya dapat diimpikan oleh para pionir astronotika. Kesempatan yang terbatas memunculkan solusi yang cerdik.

Jawaban asimetris: tidak ada orientasi

Satelit pertama dan bahkan stasiun antarplanet terbang tanpa arah. Transmisi data ke Bumi dilakukan melalui saluran radio, dan beberapa antena, sehingga satelit dapat dihubungi pada posisi apa pun dan jatuh apa pun, bobotnya jauh lebih ringan daripada sistem kendali sikap. Bahkan stasiun antarplanet pertama pun terbang tanpa arah:


Luna 2, stasiun pertama yang mencapai permukaan bulan. Empat antena di sisi menyediakan komunikasi pada posisi apa pun yang berhubungan dengan Bumi

Bahkan saat ini, terkadang lebih mudah untuk menutupi seluruh permukaan satelit dengan panel surya dan memasang beberapa antena daripada membuat sistem kendali sikap. Selain itu, beberapa tugas tidak memerlukan orientasi - misalnya, sinar kosmik dapat dideteksi di posisi satelit mana pun.

Keuntungan:


  • Kesederhanaan dan keandalan maksimum. Sistem orientasi yang hilang tidak bisa gagal.

Kekurangan:

  • Saat ini cocok terutama untuk mikrosatelit yang memecahkan masalah yang relatif sederhana. Satelit “serius” tidak dapat lagi berfungsi tanpa sistem kendali sikap.

Sensor surya

Pada pertengahan abad ke-20, fotosel sudah menjadi hal yang familiar dan dikuasai, sehingga tidak mengherankan jika fotosel dibawa ke luar angkasa. Matahari menjadi mercusuar yang jelas bagi sensor semacam itu. Cahaya terangnya mengenai elemen fotosensitif dan memungkinkan untuk menentukan arah:


Berbagai skema pengoperasian sensor surya modern, di bagian bawah terdapat matriks fotosensitif


Pilihan desain lainnya, di sini matriksnya melengkung


Sensor surya modern

Keuntungan:


  • Kesederhanaan.

  • Murahnya.

  • Semakin tinggi orbitnya, semakin kecil area bayangannya, dan semakin lama sensor dapat beroperasi.

  • Akurasinya kira-kira satu menit busur.

Kekurangan:


  • Jangan bekerja di bawah bayangan Bumi atau benda langit lainnya.

  • Mungkin terkena gangguan dari Bumi, Bulan, dll.

Hanya satu sumbu di mana sensor surya dapat menstabilkan perangkat tidak mengganggu penggunaan aktifnya. Pertama, sensor surya dapat dilengkapi dengan sensor lainnya. Kedua, untuk pesawat ruang angkasa dengan baterai surya, sensor surya memudahkan pengaturan mode rotasi Matahari, saat perangkat berputar mengarah ke sana, dan baterai surya beroperasi dalam kondisi yang paling nyaman.
Pesawat ruang angkasa Vostok dengan cerdik menggunakan sensor matahari - sumbu pada Matahari digunakan dalam membangun orientasi untuk memperlambat kecepatan kapal. Selain itu, sensor surya sangat diminati di stasiun antarplanet, karena banyak jenis sensor lain yang tidak dapat beroperasi di luar orbit Bumi.
Karena kesederhanaannya dan biayanya yang rendah, sensor surya kini sangat umum digunakan dalam teknologi luar angkasa.

Vertikal inframerah

Kendaraan yang terbang di orbit Bumi sering kali perlu menentukan vertikal lokal - arah menuju pusat Bumi. Fotosel yang terlihat sangat tidak cocok untuk ini - di sisi malam, penerangan Bumi jauh lebih sedikit. Namun untungnya, dalam rentang inframerah, bumi yang hangat bersinar hampir sama di belahan bumi siang dan malam. Di orbit rendah, sensor menentukan posisi cakrawala; di orbit tinggi, sensor memindai ruang untuk mencari lingkaran hangat Bumi.
Secara struktural, biasanya, plotter vertikal inframerah berisi sistem cermin atau cermin pemindai:


Perakitan vertikal inframerah dengan roda gila. Unit ini dirancang untuk orientasi tepat ke Bumi untuk satelit geostasioner. Cermin pemindaian terlihat jelas


Contoh bidang pandang vertikal inframerah. Lingkaran hitam - Bumi


Vertikal inframerah domestik diproduksi oleh JSC "VNIIEM"

Keuntungan:


  • Mampu membangun vertikal lokal di bagian mana pun dari orbit.

  • Umumnya keandalan yang tinggi.

  • Akurasi yang bagus -

Kekurangan:

  • Orientasi pada satu sumbu saja.

  • Untuk orbit rendah diperlukan desain tertentu, untuk orbit tinggi diperlukan desain lain.

  • Dimensi dan beratnya relatif besar.

  • Hanya untuk orbit Bumi.

Fakta bahwa orientasi dibangun hanya pada satu sumbu tidak mencegah meluasnya penggunaan vertikal inframerah. Mereka sangat berguna untuk satelit geostasioner yang perlu mengarahkan antenanya ke Bumi. ICR juga digunakan dalam kosmonautika berawak, misalnya, pada modifikasi modern pesawat ruang angkasa Soyuz, orientasi pengereman hanya dilakukan berdasarkan datanya:


Kapal Soyuz. Sensor SCI duplikat ditunjukkan oleh panah

Gyroorbitan

Untuk mengeluarkan impuls pengereman perlu diketahui arah vektor kecepatan orbit. Sensor surya akan memberikan sumbu yang benar kira-kira sekali sehari. Hal ini normal untuk penerbangan astronot; dalam keadaan darurat, seseorang dapat mengarahkan kapal secara manual. Namun kapal Vostok memiliki “saudara kembar”, satelit pengintai Zenit, yang juga perlu mengeluarkan impuls pengereman untuk mengembalikan film yang diambil dari orbit. Keterbatasan sensor surya tidak dapat diterima, sehingga sesuatu yang baru harus diciptakan. Solusi ini adalah gyroorbitant. Ketika vertikal inframerah bekerja, kapal berputar karena poros ke Bumi terus berputar. Arah gerak orbitalnya diketahui, sehingga dari arah putaran kapal dapat ditentukan posisinya:

Misalnya, jika kapal terus-menerus berguling ke kanan, maka kita terbang ke depan dengan sisi kanan. Dan jika kapal itu terbang ke depan, maka ia akan terus-menerus mengangkat hidungnya. Dengan bantuan giroskop yang cenderung mempertahankan posisinya, putaran ini dapat ditentukan:

Semakin banyak anak panah dibelokkan, semakin besar pula putaran yang terjadi sepanjang sumbu tersebut. Tiga bingkai tersebut memungkinkan Anda mengukur rotasi sepanjang tiga sumbu dan memutar kapal sesuai dengan itu.
Gyroorbitan banyak digunakan pada tahun 60an-80an, namun kini sudah punah. Sensor kecepatan sudut sederhana memungkinkan pengukuran rotasi kendaraan secara efektif, dan komputer terpasang dapat dengan mudah menentukan posisi kapal berdasarkan data ini.

sensor ion

Merupakan ide bagus untuk melengkapi vertikal inframerah dengan sensor ion. Di orbit rendah Bumi, terdapat molekul atmosfer yang dapat berupa ion - membawa muatan listrik. Dengan memasang sensor yang merekam aliran ion, Anda dapat menentukan sisi mana kapal terbang maju dalam orbit - di sana alirannya akan maksimal:


Peralatan ilmiah untuk mengukur konsentrasi ion positif

Sensor ion bekerja lebih cepat - dibutuhkan hampir seluruh orbit untuk membangun orientasi dengan gyroorbitan, dan sensor ion mampu membangun orientasi dalam ~10 menit. Sayangnya, di wilayah Amerika Selatan terdapat apa yang disebut “sumur ion”, yang membuat pengoperasian sensor ion tidak stabil. Menurut hukum kekejaman, di wilayah Amerika Selatan kapal kita perlu fokus pada pengereman untuk mendarat di wilayah Baikonur. Sensor ion dipasang pada Soyuz pertama, tetapi segera ditinggalkan, dan sekarang tidak digunakan di mana pun.

Sensor bintang

Satu sumbu Matahari seringkali tidak cukup. Untuk navigasi, Anda mungkin memerlukan objek terang lain, yang arahnya, bersama dengan sumbu ke Matahari, akan memberikan orientasi yang diinginkan. Bintang Canopus menjadi objek seperti itu - bintang paling terang kedua di langit dan terletak jauh dari Matahari. Pesawat luar angkasa pertama yang menggunakan bintang untuk orientasinya adalah Mariner 4, yang diluncurkan ke Mars pada tahun 1964. Idenya ternyata berhasil, meskipun sensor bintang meminum banyak darah PKS - ketika membangun orientasi, sensor tersebut ditujukan ke bintang yang salah, dan perlu untuk "melompati" bintang selama beberapa hari. Setelah sensor akhirnya diarahkan ke Canopus, sensor tersebut mulai hilang secara konstan - puing-puing yang beterbangan di sebelah probe terkadang berkedip terang dan memulai ulang algoritme pencarian bintang.
Sensor bintang pertama adalah fotosel dengan bidang pandang kecil yang hanya dapat diarahkan ke satu bintang terang. Meskipun kemampuannya terbatas, mereka secara aktif digunakan di stasiun antarplanet. Kini kemajuan teknologi sebenarnya telah menciptakan perangkat kelas baru. Sensor bintang modern menggunakan matriks fotosel, bekerja bersama-sama dengan komputer dengan katalog bintang, dan menentukan orientasi perangkat berdasarkan bintang-bintang yang terlihat di bidang pandangnya. Sensor semacam itu tidak memerlukan konstruksi awal orientasi kasar oleh perangkat lain dan mampu menentukan posisi perangkat terlepas dari area langit tujuan pengirimannya.


Pelacak bintang pada umumnya


Semakin besar bidang pandangnya, semakin mudah navigasinya


Ilustrasi pengoperasian sensor - arah pandang dihitung berdasarkan posisi relatif bintang menurut data katalog

Keuntungan:


  • Akurasi maksimal, bisa kurang dari satu detik busur.

  • Tidak memerlukan perangkat lain, dapat menentukan posisi pastinya secara mandiri.

  • Bekerja di orbit mana pun.

Kekurangan:

  • Harga tinggi.

  • Mereka tidak berfungsi saat perangkat diputar dengan cepat.

  • Sensitif terhadap cahaya dan gangguan.

Sekarang sensor bintang digunakan jika diperlukan untuk mengetahui posisi perangkat dengan sangat akurat - di teleskop dan satelit ilmiah lainnya.

magnetometer

Arah yang relatif baru adalah konstruksi orientasi menurut medan magnet bumi. Magnetometer untuk mengukur medan magnet sering dipasang di stasiun antarplanet, tetapi tidak digunakan untuk merencanakan orientasi.


Medan magnet bumi memungkinkan Anda membangun orientasi di sepanjang ketiga sumbu


Magnetometer "Ilmiah" dari probe Pioneer-10 dan -11


Magnetometer digital pertama. Model ini muncul di stasiun Mir pada tahun 1998 dan digunakan dalam pendarat Philae di wahana Rosetta.

Keuntungan:


  • Kesederhanaan, murahnya, keandalan, kekompakan.

  • Akurasi rata-rata, dari menit busur hingga beberapa detik busur.

  • Anda dapat membangun orientasi di sepanjang ketiga sumbu.

Kekurangan:

  • Tunduk pada gangguan, termasuk dan dari peralatan pesawat ruang angkasa.

  • Tidak berfungsi di atas 10.000 km dari Bumi.

Kesederhanaan dan biaya magnetometer yang rendah menjadikannya sangat populer di mikrosatelit.

Platform yang distabilkan gyro

Secara historis, pesawat ruang angkasa sering kali terbang tanpa orientasi atau dalam mode putaran matahari. Hanya di area sasaran misi mereka mengaktifkan sistem aktif, membangun orientasi sepanjang tiga sumbu, dan menyelesaikan tugasnya. Namun bagaimana jika kita perlu mempertahankan orientasi sukarela untuk waktu yang lama? Dalam hal ini, kita perlu “mengingat” posisi saat ini dan mencatat belokan dan manuver kita. Dan untuk ini, umat manusia belum menemukan sesuatu yang lebih baik daripada giroskop (mengukur sudut rotasi) dan akselerometer (mengukur percepatan linier).
Giroskop
Sifat giroskop untuk berusaha mempertahankan posisinya di ruang angkasa telah diketahui secara luas:

Awalnya, giroskop hanya bersifat mekanis. Namun kemajuan teknologi telah menyebabkan munculnya banyak jenis lainnya.
Giroskop optik. Giroskop optik - laser dan serat optik - dibedakan berdasarkan akurasi yang sangat tinggi dan tidak adanya bagian yang bergerak. Dalam hal ini, efek Sagnac digunakan - pergeseran fasa gelombang dalam interferometer cincin yang berputar.


Giroskop laser

Giroskop Gelombang Keadaan Padat. Dalam hal ini, presesi gelombang berdiri dari benda padat yang beresonansi diukur. Mereka tidak mengandung bagian yang bergerak dan sangat akurat.

Giroskop getaran. Mereka menggunakan efek Coriolis untuk pengoperasiannya - getaran salah satu bagian giroskop ketika diputar membelokkan bagian sensitif:

Giroskop getar diproduksi dalam versi MEMS; harganya murah dan ukurannya sangat kecil dengan akurasi yang relatif baik. Giroskop inilah yang ditemukan di telepon, quadcopter, dan peralatan serupa. Giroskop MEMS juga dapat beroperasi di luar angkasa, dan dipasang pada mikrosatelit.

Ukuran dan keakuratan giroskop jelas:

Akselerometer
Secara struktural, akselerometer adalah timbangan - beban tetap mengubah bobotnya di bawah pengaruh akselerasi, dan sensor mengubah bobot ini menjadi nilai akselerasi. Sekarang akselerometer, selain versi besar dan mahal, telah memperoleh analog MEMS:


Contoh akselerometer "besar".


Mikrograf akselerometer MEMS

Kombinasi tiga akselerometer dan tiga giroskop memungkinkan Anda merekam rotasi dan akselerasi di ketiga sumbu. Perangkat semacam itu disebut platform yang distabilkan oleh gyro. Pada awal mula astronotika, mereka hanya dapat dilakukan dengan gimbal dan sangat rumit serta mahal.


Platform Apollo yang distabilkan dengan gyro. Silinder biru di latar depan adalah giroskop. Video pengujian platform

Puncak dari sistem mekanis adalah sistem tanpa kartu, ketika platform tidak bergerak dalam aliran gas. Itu adalah teknologi tinggi, hasil kerja tim besar, perangkat yang sangat mahal dan rahasia.


Bola di tengahnya adalah platform yang distabilkan oleh giro. Sistem panduan ICBM penjaga perdamaian

Nah, sekarang perkembangan elektronika telah mengarah pada fakta bahwa sebuah platform dengan presisi yang cocok untuk satelit sederhana pas di telapak tangan Anda, sedang dikembangkan oleh siswa, dan bahkan kode sumbernya diterbitkan.

Platform MARG telah menjadi inovasi yang menarik. Di dalamnya, data dari giroskop dan akselerometer dilengkapi dengan sensor magnetik, yang memungkinkan untuk memperbaiki kesalahan akumulasi giroskop. Sensor MARG mungkin merupakan pilihan yang paling cocok untuk mikrosatelit - sensor ini kecil, sederhana, murah, tidak memiliki bagian yang bergerak, mengkonsumsi sedikit daya, dan menyediakan orientasi tiga sumbu dengan koreksi kesalahan.
Dalam sistem “serius”, sensor bintang biasanya digunakan untuk memperbaiki kesalahan orientasi pada platform yang distabilkan oleh gyro.

Sistem perputaran baterai surya berisi rumahan, poros berongga dengan flensa untuk menghubungkan baterai surya, penggerak putarannya, daya dan pengumpul arus telemetri. Poros keluaran secara fungsional dibagi menjadi flensa daya dan poros dengan pengumpul arus daya. Pengumpul arus telemetri dipasang pada porosnya dan dihubungkan ke poros keluaran. Flensa poros keluaran dipasang pada rumahan sistem perputaran baterai surya pada bantalan penopang dengan beban awal atau kompresinya melalui bantalan penopang ke rumah sistem perputaran baterai surya dengan pegas. Keandalan meningkat dan bobot serta dimensi perangkat berkurang. 1 gaji terbang, 1 sakit.

Penemuan ini berkaitan dengan teknologi luar angkasa dan dapat digunakan dalam perancangan sistem rotasi susunan surya (SPSB).

Penemuan ini dimaksudkan untuk memutar baterai surya (SB) dan mentransmisikan energi listrik dari baterai surya ke pesawat ruang angkasa.

Sistem baterai surya berputar (SPBS) yang terkenal, paten AS No. 4076191, terdiri dari rumahan, poros dengan dua flensa untuk menyambung dua sayap baterai surya, penggerak, dan pengumpul arus. Tenaga yang menyalurkan energi listrik, dan telemetri yang menyalurkan perintah dan informasi telemetri, pengumpul arus terletak pada poros, sedangkan penggerak memutar kedua sayap SB. Penemuan ini diambil sebagai prototipe.

Kerugian dari perangkat ini adalah adanya satu drive yang tidak berlebihan dan akibatnya mengurangi kemampuan bertahan perangkat. Kerugian kedua adalah desain poros yang masif, karena terpenuhinya persyaratan kekakuan lentur poros yang diperlukan. Selain itu, diameter poros yang besar menyebabkan peningkatan gesekan dan keausan pada pengumpul arus.

Tujuan teknis dari penemuan ini adalah untuk meningkatkan keandalan sistem, mengurangi berat struktur dan meningkatkan fungsionalitas.

Tugas ini dicapai dengan fakta bahwa dalam SPBS yang memiliki rumahan, penggerak dan poros, poros keluaran perangkat berlubang dengan flensa daya di ujungnya. Dalam hal ini, pengumpul arus daya terletak pada poros keluaran di luar, dan perangkat telemetri dipasang pada porosnya sendiri. Alat pengumpul arus telemetri dihubungkan pada poros keluaran SPBS. Flensa poros keluaran dipasang pada bantalan penopang dengan cincin datar atau ditekan ke rumahan dengan pegas. Bagian poros keluaran dengan pengumpul arus daya terpasang tidak termasuk dalam desain kaku dan memiliki dimensi yang optimal untuk memastikan bobot minimum dan masa pakai pengumpul arus yang diperlukan.

Inti dari penemuan ini diilustrasikan oleh gambar, di mana Gambar 1 menunjukkan gambaran umum perangkat yang diklaim dengan suatu bagian.

Sistem perputaran baterai surya terdiri dari rumahan 1, penggerak 2, poros keluaran 3 yang dipasang pada bantalan penyangga 4, pengumpul arus daya 6 yang terletak pada poros keluaran 3, dan pengumpul arus telemetri 7 yang dipasang pada porosnya. Perangkat pengumpul arus telemetri (7) dapat dipasang di rongga internal poros keluaran (3) atau secara eksternal dan dihubungkan dengannya. Peningkatan kekakuan struktur dicapai dengan terus-menerus menekan poros 3 ke rumahan 1 karena beban awal bantalan pendukung atau kompresi oleh pegas cakram 8. Peningkatan akurasi posisi sumbu rotasi poros keluaran 3 dicapai dengan bantalan penopang dengan cincin penopang datar 9. Roda gigi 10 dipasang pada poros 5 penggerak 2. Roda gigi 11 dipasang pada poros keluaran 3.

Pada saat SPSB beroperasi, penggerak 2 meneruskan putaran ke poros keluaran 3. Putaran dari penggerak ke poros keluaran 3 diteruskan oleh rangkaian roda gigi dengan roda gigi 10, 11.

Kolektor arus 6 dan 7 mengirimkan energi listrik, perintah dan sinyal dari susunan surya yang berputar ke pesawat ruang angkasa baik saat berputar maupun saat berhenti. Tekanan konstan dari poros keluaran 3 ke rumahan 1 melalui bantalan penopang 4 dipastikan oleh pegas cakram 8 baik selama putaran maupun ketika poros keluaran berhenti.

Peningkatan kemampuan bertahan pesawat ruang angkasa dipastikan dengan penggunaan satu SPSB untuk setiap sayap SB. Sekalipun sistem catu daya di satu sayap gagal, perangkat akan menerima energi listrik dari sayap lainnya dan menjamin pengoperasian konsumen utama.

Pengurangan berat struktur dipastikan oleh fakta bahwa poros keluaran 3 secara fungsional dibagi menjadi flensa daya hingga bantalan pendukung 4 dan poros pengumpul arus daya. Flensa daya dapat ditempatkan baik di dalam rumah SPSB maupun di luar, seperti yang ditunjukkan pada Gambar. 1. Poros memiliki dimensi lebih kecil, bobot lebih rendah, dan peningkatan kekakuan lentur karena penutupan sirkuit daya struktur dari flensa poros keluaran secara langsung ke rumahan melalui bantalan pendukung.

Gaya dorong bantalan penyangga (atau beban awal bantalan empat titik penyangga) dipilih dari kondisi sambungan tidak terbuka berikut di bawah beban operasi:

P>2·K·M/D, dimana

P - gaya dorong bantalan pendukung, Nm;

M - pengurangan momen lentur selama operasi normal, N;

Mengurangi berat perangkat pengumpul arus dan meningkatkan masa pakainya dicapai karena fakta bahwa bagian poros dengan perangkat pengumpul arus daya terpasang tidak termasuk dalam struktur kaku dan memiliki dimensi yang optimal untuk pengumpul arus. perangkat. Alat pengumpul arus telemetri tipe kapsul dipasang pada porosnya, misalnya di dalam poros keluaran atau dihubungkan secara eksternal dan mempunyai massa minimum. Peningkatan masa pakai pengumpul arus dicapai dengan kemungkinan menerapkannya dengan diameter cincin geser minimum dan, dengan demikian, mengurangi gesekan.

Kehilangan gesekan yang lebih rendah pada pengumpul arus memungkinkan penurunan daya penggerak, yang menyebabkan penurunan berat bagian penggerak SPSB.

Saat ini, perusahaan telah merilis dokumentasi desain untuk SPSB dari desain yang dinyatakan dan melakukan pengujian eksperimental sistem di darat. Pengujian menunjukkan penurunan yang signifikan pada bobot sistem, peningkatan masa pakai, peningkatan karakteristik kekakuan dan keandalan sistem.

1. Sistem perputaran baterai surya yang memiliki rumahan, poros berongga dengan flensa untuk menghubungkan baterai surya, penggerak putarannya, daya dan pengumpul arus telemetri, dicirikan bahwa poros keluaran secara fungsional dibagi menjadi flensa daya dan a poros dengan pengumpul arus daya, dan telemetrik alat pengumpul arus dipasang pada porosnya dan dihubungkan dengan poros keluaran, sedangkan flensa poros keluaran dipasang pada rumah sistem putaran baterai surya pada bantalan penopang dengan preload atau nya pramuat melalui bantalan pendukung ke rumah sistem rotasi baterai surya dengan pegas.

2. Perangkat menurut klaim 1, dicirikan bahwa gaya pramuat atau pramuat dari bantalan pendukung dipilih dari kondisi sambungan tidak terbuka berikut di bawah beban operasi:
P>2·K·M/D,
dimana P adalah gaya preload atau preload dari bantalan penyangga, Nm;
K - faktor keamanan terhadap beban eksternal;
M - pengurangan momen lentur selama operasi normal, N;
D - diameter kerja bantalan pendukung (dengan bola), m.

Paten serupa:

Invensi ini berkaitan dengan peralatan pesawat ruang angkasa (SV) dan, khususnya, elemen struktur pesawat ruang angkasa yang dapat digerakkan yang mempunyai sambungan listrik dengan sistem kendali pesawat ruang angkasa, misalnya baterai surya (SB), antena, penutup yang dapat digerakkan, dll.

Penemuan ini berkaitan dengan pengendalian orientasi pesawat ruang angkasa (SV) dengan panel surya (SB) yang dipasang relatif terhadap badan pesawat ruang angkasa. .

Penemuan ini berkaitan dengan bidang teknologi luar angkasa dan dapat digunakan untuk menentukan dan mengontrol parameter integral perpindahan panas radiasi planet di sekitar orbit pesawat ruang angkasa (SV).

Penemuan ini berkaitan dengan teknologi luar angkasa dan dapat digunakan dalam desain struktur jarak jauh pesawat ruang angkasa, terutama antena dan panel surya. Penyangga baterai surya berisi mekanisme dua tautan, pada dua tautan umum sumbu yang dipasang pegas torsi dengan perangkat pengisi daya. Satu tautan dipasang pada rangka susunan surya, dan tautan lainnya dipasang pada badan pesawat ruang angkasa. Batang pegas ditempatkan tegak lurus terhadap sumbu pada salah satu mata rantai untuk dipasang pada posisi akhir. Di ujung batang pegas, lengan ayun dipasang dengan kemungkinan rotasi, di kedua ujungnya bantalan gelinding dipasang dengan kaku, berinteraksi dengan alur kerucut mesin fotokopi, dipasang secara kaku pada tautan yang berlawanan dengan pegas. batang yang dimuat. Tautan dari mekanisme dua tautan memiliki lubang untuk perangkat untuk memperbaiki posisi awal tautan, diamankan melalui sambungan berulir. EFEK: peningkatan keandalan dalam pengoperasian penyangga dan penyederhanaan proses pemasangan baterai surya pada badan pesawat ruang angkasa. 13 sakit.

Invensi ini berkaitan dengan sistem catu daya untuk pesawat ruang angkasa (SC) dengan menggunakan panel surya (SB). Metodenya terdiri dari menentukan sudut tertentu SB, mengukur sudut arusnya dan menghitung sudut perhitungan dari kecepatan sudut SB dan waktu putarannya. Sudut percepatan (αASG) dan pengereman (αBRAKE) SB ditentukan. SB diputar hingga ambang pelepasan tercapai (αOTP ≈ αTORM), ketika ketidaksesuaian antara sudut SB yang ditentukan dan dihitung berhenti. Sebelum memulai kontrol, sudut yang ditentukan diingat dan nilai awal sudut yang dihitung diambil sebagai nilai sudut saat ini yang dapat diandalkan. Ambang batas ketidakcocokan (αPR) dari sudut-sudut ini diatur berdasarkan sudut αRAZG dan αTORM, serta arus SB minimum yang diizinkan dan maksimum yang mungkin. Lingkaran sensor sudut dibagi menjadi sektor diskrit yang sama (DS) dengan ukuran σ dengan ketentuan: α PERCEPATAN + αBRACK< σ < αПР. Биссектрисы ДС принимают за измеряемые значения. Задают период определения достоверного значения текущего угла на порядок и более превышающим максимальную длительность сбоя информации датчика и менее минимального интервала следования сбоев. Разбивают данный период на четыре равных интервала, и из анализа измеренных и запомненных значений на этих интервалах сбрасывают или формируют сигнал достоверности. В последнем случае вращают СБ до достижения рассогласованием между расчетным и заданным углами значения αОТП и тогда запоминают новое значение заданного угла. Техническим результатом изобретения является повышение живучести и эффективности системы управления ориентацией СБ при кратковременных сбоях информации, поступающей от датчика угла СБ. 4 ил.

Penemuan ini berkaitan dengan sistem catu daya untuk pesawat ruang angkasa (SC) dengan menggunakan panel surya (SB). Metode tersebut meliputi penentuan sudut orientasi satelit yang ditentukan dan saat ini serta kecepatan sudut (ωSV) satelit. Sudut yang dihitung juga dihitung dan, sebelum mulai mengontrol SB, nilai sudut terukur ditetapkan, yang diingat. Putar SB ke arah penurunan ketidaksesuaian antara sudut yang diberikan dan sudut yang dihitung. Waktu dan sudut percepatan (tARG, αARG) dan perlambatan (tBREAK, αBREAK) dari catu daya ditentukan, serta sudut maksimum yang diizinkan (αMAX) dari deviasi catu daya, berdasarkan minimum yang diizinkan dan maksimum kemungkinan arus catu daya. Pada sudut ini, ambang respons (αCP) diatur, jika terlampaui, ketidakcocokan yang ditentukan akan terbentuk. Yang terakhir ini tidak diperhitungkan di bawah ambang pelepasan (αOTP), setelah mencapai rotasi SB dihentikan. Sudut SB yang dihitung disesuaikan dalam satu sektor diskrit (DS) dari lingkaran rotasi SB. Besarnya DS bergantung pada sudut αRAZG, αTORM dan αCP. Bergantung pada αCP dan ωSB, nilai ambang batas waktu untuk memantau kontinuitas perubahan informasi tentang posisi sudut SB ditetapkan. Waktu pemantauan ini dihitung jika sudut yang diukur saat ini berbeda dari sudut yang disimpan lebih dari satu DS, dan jika tidak, dihentikan. Tetapkan waktu ambang batas untuk mengontrol arah putaran SB tergantung pada tRAZG, tBREAK, αMAX, ωSB dan nilai DC. Waktu ini dihitung pada waktu kendali kontinuitas nol, jika tanda selisih antara sudut terukur dan sudut simpanan SB tidak sesuai dengan arah putaran SB yang ditentukan. Jika tidak, hitungan mundur akan dihentikan dan waktu kontrol arah putaran diatur ulang ke nol. Dalam hal ini, pada saat perubahan sudut yang diukur saat ini sebesar satu DS, sudut yang dihitung diatur ke nilai batas antara DS dan sudut yang disimpan diberi nilai baru dari sudut yang diukur. Jika waktu kendali kontinuitas atau waktu kendali arah putaran melebihi nilai ambang batasnya, maka sinyal kegagalan dihasilkan dan kendali SB dihentikan. Hasil teknis dari penemuan ini adalah untuk meningkatkan kemampuan bertahan dan efisiensi sistem kendali sikap SB. 3 sakit.

Penemuan ini berkaitan dengan sistem catu daya untuk pesawat ruang angkasa (SC) dengan menggunakan panel surya (SB). Metode tersebut meliputi penentuan sudut orientasi tertentu panel surya terhadap Matahari dari pengukuran posisi sudut normal terhadap permukaan kerja panel surya dan menghitung sudut perhitungan relatif terhadap posisi normal yang ditentukan. Putar SB ke arah penurunan ketidaksesuaian antara sudut yang diberikan dan sudut yang dihitung. Sudut percepatan (αASG) dan pengereman (αBREAK) SB ditentukan. Sudut yang dihitung disesuaikan pada saat nilai sensor sudut berubah dengan nilai sektor diskrit (DS) putaran SB. Aktuasi (αSR) dan ambang pelepasan (αOTP) diatur, menghentikan rotasi SB jika perbedaan antara sudut yang diberikan dan sudut arus mulai meningkat, tetapi tidak lebih dari αSR. Kecepatan sudut rotasi SB diatur menjadi urutan besarnya lebih tinggi dari kecepatan sudut maksimum rotasi pesawat ruang angkasa mengelilingi Bumi, dan nilai DS kurang dari αCP. Atur sudut kerja (αRAB) SB dari kondisi : αSR< αРАБ < (αГОР - 2·(αРАЗГ + αТОРМ)). Присваивают заданному углу значение углового положения ближайшего к нему луча угла αРАБ, если направление на Солнце в проекции на плоскость вращения указанной нормали находится вне αРАБ. Если угловое положение данной нормали находится вне αРАБ, изменяясь в направлении увеличения угла относительно ближайшего к нему луча угла αРАБ, то формируют сигнал отказа и прекращают управление СБ. Техническим результатом изобретения является исключение заклинивания и поломки панели СБ или бортового оборудования КА, при обеспечении максимально возможного тока в условиях ограничений на углы поворота СБ (напр., от 90° до 180°). 3 ил.

Penemuan ini berkaitan dengan teknik elektro, khususnya perangkat untuk menghasilkan energi listrik dengan mengubah radiasi cahaya menjadi energi listrik, dan dapat digunakan dalam pembuatan dan produksi pesawat ruang angkasa berukuran kecil dengan baterai surya (SB). Hasil teknis dari penemuan ini adalah: peningkatan ketahanan catu daya terhadap guncangan termal, terhadap beban mekanis dan termomekanis, peningkatan kemampuan manufaktur desain, peningkatan masa pakai aktif catu daya pesawat ruang angkasa, peningkatan fungsionalitas dengan memperluas suhu jangkauan operasi dan mengoptimalkan desain catu daya, menyederhanakan sistem switching, yang dicapai dengan meningkatkan kekuatan sambungan dioda shunt dan sel surya, meningkatkan reproduktifitas proses pembuatan panel surya pesawat ruang angkasa dengan mengoptimalkan teknologi manufaktur dioda shunt dan sel surya, serta bus switching yang menghubungkan sel surya dan dioda shunt, yang dibuat multilayer. Baterai surya untuk pesawat ruang angkasa kecil berisi: panel dengan modul dengan sel surya (SC) yang direkatkan, dioda shunt; busbar switching menghubungkan bagian depan dan belakang dioda shunt dengan sel surya, sedangkan dioda shunt dipasang pada potongan di sudut sel surya, sedangkan busbar switching dibuat berlapis-lapis, terdiri dari molibdenum foil, di kedua sisi di antaranya lapisan vanadium atau titanium, masing-masing lapisan nikel dan lapisan perak. 2 n. dan 5 gaji f-ly, 4 sakit., 3 meja.

Invensi ini berkaitan dengan pengendalian pergerakan pesawat ruang angkasa (SC) menggunakan gaya tekanan radiasi matahari yang didistribusikan ke wilayah kerja SC. Yang terakhir ini dibentuk dalam bentuk aliran tetesan transparan optik paralel datar. Jarak antara tetesan berjari-jari R pada setiap aliran sepanjang itu (Sx) dan dalam arah frontal-transversal (Sy) adalah kelipatan. Jumlah benangnya adalah. Dengan menggeser aliran-aliran relatif satu sama lain ke arah pergerakannya pada jarak tertentu, aliran-aliran lembaran tetesan terbentuk dalam jumlah. Masing-masing aliran ini dipindahkan relatif terhadap aliran sebelumnya dalam arah frontal-transversal dengan jarak tertentu. Hal ini menciptakan opasitas pada arah frontal-transversal dan transparansi pada arah bidang yang tegak lurus aliran. Satuan gaya tekanan ringan yang terdistribusi diatur dengan mengubah radius dan jumlah tetesan yang sampai pada titik penerapannya per satuan waktu. Besarnya dampak total disesuaikan dengan mengubah jumlah pancaran tetesan. Hasil teknis dari penemuan ini bertujuan untuk meningkatkan efisiensi penggunaan gaya tekanan cahaya eksternal yang terdistribusi dengan mengurangi efek gangguannya pada gerakan relatif pesawat ruang angkasa. 3 sakit., 1 tab.

Penemuan ini berkaitan dengan pengendalian pergerakan pesawat ruang angkasa (SV), di mana radiator pemancar panas dan baterai surya (SB) berada. Metode tersebut meliputi melakukan penerbangan pesawat ruang angkasa dalam orbit mengelilingi sebuah planet dengan tata surya berputar ke posisi yang sesuai dengan keselarasan garis normal permukaan kerja satelit dengan arah ke Matahari. Orientasi orbit pesawat ruang angkasa dibangun, di mana bidang rotasi SB sejajar dengan bidang orbit pesawat ruang angkasa dan SB terletak relatif terhadap bidang orbit dari sisi Matahari. Ketinggian orbit pesawat ruang angkasa dan sudut antara arah ke Matahari dan bidang orbit pesawat ruang angkasa ditentukan. Tentukan nilai (β*) sudut ini dimana durasi bagian bayangan belokan sama dengan waktu yang diperlukan untuk pelepasan panas oleh radiator pada belokan. Orbit orbital yang nilai sudut tertentu saat ini lebih besar dari β* ditentukan. Pada putaran ini, SB diputar mengelilingi sumbu putaran melintang dan membujur hingga kondisi peneduh radiator SB tercapai. Pada saat yang sama, mereka memastikan penyimpangan minimal dalam orientasi permukaan kerja tata surya terhadap Matahari. Penerbangan orbit pesawat ruang angkasa dilakukan dalam orbit hampir melingkar dengan ketinggian tidak lebih dari nilai perhitungan tertentu. Hasil teknis dari penemuan ini adalah untuk meningkatkan efisiensi radiator dengan menciptakan kondisi pendinginan alami ketika tata surya dinaungi di setiap posisi pesawat ruang angkasa di orbit. 3 sakit.

Penemuan ini berkaitan dengan teknologi luar angkasa dan dapat digunakan dalam perancangan sistem rotasi baterai surya

Salah satu cara nyata untuk meningkatkan efisiensi pembangkit listrik tenaga surya adalah dengan menggunakan sistem pelacakan surya di dalamnya. Pengembangan sistem pelacakan dengan perawatan sederhana akan secara signifikan meningkatkan kinerja teknis dan ekonomi fasilitas pertanian dan menciptakan kondisi kerja dan kehidupan yang nyaman bagi masyarakat sekaligus memastikan keamanan ekologis lingkungan. Sistem pelacakan bisa dengan satu atau dua sumbu putaran panel surya.

Pembangkit listrik tenaga surya dengan sistem pelacakan, termasuk sensor posisi matahari fotolistrik kompak, terdiri dari bingkai berbentuk prisma segitiga lurus, di dua sisi sisi terdapat fotosel untuk melacak matahari, dan di sisi ketiga terdapat fotosel adalah fotosel perintah untuk memutar modul dari barat ke timur. Pada siang hari, fotosel pelacakan di tepi sensor mengeluarkan sinyal perintah ke unit kontrol untuk penggerak rotasi azimut modul surya, yang berputar searah matahari menggunakan poros. Kerugian dari instalasi ini adalah kurangnya akurasi pelacakan matahari.

Pembangkit listrik tenaga surya berisi baterai surya dengan sistem orientasi biaksial ke matahari, di mana modul fotolistrik berisi fotodetektor linier yang terletak di fokus lensa silinder Fresnel dipasang sebagai sensor pelacak matahari. Sinyal dari fotodetektor, menggunakan mikroprosesor, mengontrol penggerak sistem orientasi azimut dan zenithal baterai surya.

Kerugian dari instalasi ini adalah kurangnya akurasi pelacakan matahari, serta fakta bahwa sensor pelacakan menempati sebagian area aktif baterai surya.

Tujuan utama pengembangannya adalah untuk meningkatkan akurasi sensor pelacak matahari untuk sistem orientasi panel surya biaksial pada posisi matahari mana pun di langit sepanjang tahun.

Hasil teknis di atas dicapai dengan fakta bahwa dalam sensor pelacak matahari yang diusulkan terdapat sistem orientasi baterai surya biaksial yang berisi blok sel penerima sinar yang dipasang pada platform tetap, yang dibuat dalam bentuk kerucut terbalik dengan dinding buram. dan dipasang pada ujung sempit kerucut sel fotolistrik. Dalam hal ini, sel penerima sinar dipasang rapat pada platform dengan pembentukan sudut padat 160° dan dibingkai oleh bola transparan yang dipasang pada platform, yang dipasang dengan kemiringan horizontal pada sudut sama dengan garis lintang geografis lokasi sensor.

Sensor pelacakan dipasang pada platform stasioner, 6 normalnya (Gbr. 1) diarahkan ke selatan. Sudut kemiringan situs terhadap dasar horizontal sesuai dengan garis lintang geografis area di sebelah baterai surya, ditempatkan pada sistem orientasi surya mekanis yang berisi penggerak rotasi zenithal dan azimut menggunakan motor roda gigi stepper. Penggerak baterai surya dikendalikan oleh mikroprosesor yang menerima impuls listrik dari elemen fotolistrik sel sensor. Mikroprosesor berisi informasi tentang garis lintang geografis lokasi baterai surya, jam elektronik yang dilengkapi dengan kalender, yang sinyalnya mengaktifkan motor roda gigi untuk putaran zenithal dan azimutal baterai surya sesuai dengan persamaan gerak. dari matahari di langit. Dalam hal ini nilai sudut putaran yang dicapai baterai surya berdasarkan sinyal elemen fotolistrik sel sensor dibandingkan dengan nilai yang diperoleh dari persamaan gerak matahari pada arus. waktu.

Inti dari desain sensor diilustrasikan pada Gambar. 1, 2, 3 dan 4. Pada Gambar. 1 dan 3 menunjukkan diagram umum sensor. Pada Gambar. Gambar 2 menunjukkan tampilan atas bola transparan dan sel penerima sinar. Pada Gambar. Gambar 4 menunjukkan diagram sel tersebut.

Sensor pelacakan matahari untuk sistem orientasi panel surya biaksial berisi platform 1 yang dipasang pada alas horizontal 5 dengan sudut a sama dengan garis lintang area tersebut. Sebuah belahan transparan 2 dengan jari-jari r dipasang pada platform 1. Di seluruh ruang internal bola 2, sel-sel penerima berkas 3 dipasang rapat, berbentuk kerucut terbalik dengan dinding buram 7, menghadap bagian dalam dinding bola transparan 2 dengan diameter φ, dan diameter d 2 ke lokasi 1. Tinggi kerucut 3 sama dengan jarak H dari dinding bagian dalam bola 2 ke permukaan platform 1. Di bagian bawah kerucut 3 pada jarak 5d 1 dari tepi atas kerucut 3 terdapat elemen fotolistrik 4, sinyal listrik dari mana ditransmisikan ke sistem mikroprosesor untuk mengontrol rotasi sumbu baterai surya (tidak ditunjukkan pada Gambar 1). Jarak 5d 1 dipilih sedemikian rupa sehingga sinar matahari 8 ditangkap secara akurat pada elemen fotolistrik 4, dibatasi oleh dinding buram 7 kerucut 3.

Sensor pelacakan matahari bekerja sebagai berikut. Sinar matahari 8 menembus bola transparan 2, ruang internal kerucut 3 dan jatuh pada elemen fotovoltaik 4, menyebabkan arus listrik, yang dianalisis oleh mikroprosesor dan ditransmisikan ke penggerak roda gigi motor stepper baterai surya sistem orientasi (tidak ditunjukkan pada gambar). Saat matahari bergerak melintasi langit, sinarnya 8 secara bertahap menyalakan elemen fotolistrik 3 dan berkontribusi pada pengaturan rotasi baterai surya yang tepat dan lancar di sepanjang sumbu azimut dan zenithal.

Uji laboratorium terhadap tata letak sel sensor menggunakan simulator radiasi matahari menunjukkan hasil yang dapat diterima dalam memotong fluks cahaya untuk nilai yang diterima D 1 , D 2 dan 5 D X.

Sensor pelacakan matahari dari sistem orientasi baterai surya biaksial berisi sel penerima sinar yang dibuat dalam bentuk kerucut terbalik, dipasang rapat di lokasi untuk membentuk sudut padat 160° dan dibingkai oleh bola transparan, memungkinkan orientasi yang lebih akurat. panel surya dan dengan demikian menerima jumlah listrik terbesar darinya.

Prospek pengembangan astronomi radio, energi matahari, komunikasi luar angkasa, eksplorasi permukaan bumi dan planet lain berkaitan langsung dengan kemungkinan peluncuran bangunan berukuran besar ke luar angkasa. Saat ini, penelitian sedang dilakukan di Rusia dan luar negeri yang bertujuan untuk menciptakan struktur dari berbagai kelas di ruang angkasa dengan dimensi besar: teleskop dan antena luar angkasa, platform energi dan ilmiah, panel surya (SB) berukuran besar, dll.

Salah satu bidang penting dan berkembang pesat di bidang penciptaan struktur ruang angkasa berukuran besar adalah pengembangan panel surya drop-down, serta antena yang dipasang pada pesawat ruang angkasa (SC) untuk berbagai keperluan.

Ketika ukuran dan kompleksitas pesawat ruang angkasa meningkat, persyaratan untuk menempatkan pesawat ruang angkasa di bawah fairing kendaraan peluncur menjadi batasan desain yang serius. Hal ini menyebabkan terciptanya pesawat ruang angkasa yang memiliki konfigurasi berbeda selama transportasi dan dalam kondisi operasi di orbit. Pesawat ruang angkasa ini mencakup struktur berbagai antena yang dapat diubah, batang lipat dengan instrumen dan sensor terpasang di atasnya, panel pengaman, dan lainnya, yang terbuka di ruang angkasa dan mengambil bentuk yang diperlukan untuk berfungsi di orbit. Jadi, pesawat ruang angkasa modern adalah kumpulan benda-benda yang terhubung satu sama lain dengan cara tertentu. Biasanya, pesawat ruang angkasa memiliki blok besar utama tempat struktur yang dapat diubah dipasang (Gbr. B1).

1 - baterai surya; 2 - sensor orientasi matahari; 3 - antena S-band segala arah; 4 - Antena C-band (diameter 1,46 m); 5 - antena multisaluran (pemancar antena array bertahap); 6 - antena yang dapat dikemudikan (akses tunggal K-S-band, K-band untuk jalur komunikasi antariksa) (diameter 4,88 m); 7 - arah vektor kecepatan orbit; 8 - arah ke Bumi; 9 - antena array bertahap S-band 30 elemen (jalur komunikasi multi-saluran); 10 - antena K-band yang dikendalikan (jalur komunikasi luar angkasa-Bumi) (diameter 1,98 m); 11 - Antena K-band (diameter 1,13 m)



Oleh karena itu, agar pesawat ruang angkasa modern dapat muat di bawah fairing kendaraan peluncuran, semua struktur yang dapat diubah harus diletakkan dengan cara tertentu dalam posisi pengangkutan yang kompak. Setelah pesawat ruang angkasa diluncurkan ke orbit tertentu, semua struktur yang dapat diubah dikerahkan sesuai dengan program yang diberikan. Dalam kasus umum, jumlah tahapan untuk membawa struktur yang dapat ditransformasikan ke posisi kerja bisa sangat banyak (Gbr. B2).

1 - konfigurasi awal elemen sebelum penerapan; 2 - pelepasan dan pemasangan panel surya; 3 - fiksasi batang baterai surya; 4 - penyebaran antena untuk jalur komunikasi luar angkasa-Bumi; 5 - penyebaran antena C-band; 6 - Kompartemen tarikan antarorbital IDS; 7 - penyebaran batang antena akses tunggal dan rotasi antena; 8 - konfigurasi akhir setelah penerapan semua elemen

Selama pergerakan elemen-elemen struktur yang dapat ditransformasikan, elemen-elemen tersebut dipasang pada posisi tertentu, sedangkan pergerakannya dilakukan baik dengan bantuan penggerak listrik maupun karena energi deformasi dari berbagai jenis pegas.

Dengan demikian, masalah menciptakan sistem terpasang untuk tujuan fungsional khusus dengan dimensi melebihi dimensi pesawat ruang angkasa bermuara pada pengembangan struktur lipat yang memenuhi persyaratan yang saling bertentangan seperti berat dan volume minimum dalam keadaan transportasi terlipat, keandalan penyebaran yang tinggi dari pesawat ruang angkasa. keadaan transportasi ke posisi kerja dan operasi di orbit, luas permukaan kerja maksimum dalam keadaan terbuka, karakteristik kinerja stabil dalam kondisi beban. Kinerja struktur tersebut ditentukan terutama oleh seberapa kuat gaya yang timbul di dalamnya selama pembukaan, oleh karena itu, memastikan pembukaan yang andal dikaitkan dengan penyelesaian masalah mekanis yang kompleks.

Meskipun ada kemajuan signifikan dalam desain struktur tersebut, tugas untuk memastikan pembukaan struktur besar yang lancar dan andal sambil memastikan fungsi selanjutnya tetap penting.

Tren terkini dalam perkembangan teknologi luar angkasa mendikte kebutuhan untuk menciptakan pesawat ruang angkasa dengan pasokan daya tinggi dan masa pakai yang lebih lama - 15 tahun atau lebih. Peningkatan catu daya pesawat ruang angkasa berarti peningkatan area berguna sayap SB (Gbr. B3).

Pada saat yang sama, mereka harus ditempatkan di zona muatan kendaraan peluncuran pesawat ruang angkasa yang ada ke orbit. Dalam kondisi ini, hanya satu jalan keluar yang jelas - membangun sayap SB, menambah jumlah panel, yang dilipat menjadi paket rasional pada tahap peluncuran pesawat ruang angkasa ke orbit. Dalam eksperimen di lapangan, tidak mungkin untuk mereproduksi secara memadai kondisi aktual dari proses penerapan SB dan dengan demikian sepenuhnya memastikan keandalan dan kinerja sistem penerapan. Kegagalan atau fungsi tidak normal dari sistem pengungkapan sistem keamanan hampir selalu mengarah pada situasi darurat. Penggunaan metode pemodelan matematika secara signifikan menentukan kualitas, mengurangi waktu dan biaya pengembangan SB multi-link lipat. Hal ini memberikan kemungkinan dukungan informasi terperinci sepanjang periode pengembangan, manufaktur, pengujian eksperimental, dan pengoperasian SB, termasuk analisis keandalan, prediksi kegagalan, dan situasi darurat.

Penemuan tersebut berkaitan dengan teknologi luar angkasa dan dapat digunakan pada pesawat luar angkasa untuk berbagai keperluan. Panel surya yang diusulkan terdiri dari rangka, balok, serta ikat pinggang atas dan bawah. Pintu-pintu dipasang pada rangka, balok, dan badan pesawat ruang angkasa menggunakan pyrolock dengan pawl dan dihubungkan satu sama lain dengan klem. Dalam hal ini, elemen piroelektrik juga dipasang di badan setiap pyrolock, yang secara mandiri berinteraksi dengan pawl, di mana lubang kedua dibuat untuk sumbu tambahan. Sebuah kait berengsel pada selempang bawah, salah satu ujungnya berinteraksi dengan braket yang dipasang secara kaku pada selempang atas, dan ujung lainnya dengan ujung kait yang sesuai. Dalam desain yang diusulkan, media piro digunakan secara bersamaan untuk mengencangkan paket penutup ke rangka dan balok, serta rangka dan balok ke badan pesawat ruang angkasa. Hasilnya, penemuan ini memungkinkan peningkatan keandalan pembukaan penutup panel surya sekitar 100 kali lipat. 11 sakit.

Penemuan tersebut berkaitan dengan teknologi luar angkasa dan dapat digunakan pada pesawat luar angkasa untuk berbagai keperluan. Baterai surya (SB) yang diketahui dari pesawat ruang angkasa yang dikembangkan oleh TsSKB Samara, gambar 11f624 8700-0, gambaran umum ditunjukkan pada Gambar. 1 prototipe. Pada gambar. Gambar 2 menunjukkan penampang baterai (bagian AA). Pada gambar. Gambar 3 menunjukkan penampang pirokimia (B-B). Pada gambar. 4 menunjukkan elemen untuk memasang katup, dan Gambar. Gambar 5 dari prototipe menunjukkan baterai surya dalam posisi bekerja (terbuka). Pada badan pesawat ruang angkasa 1 (Gbr. 1), sebuah penggerak 2 dipasang secara kaku, pada poros keluaran di mana kerangka daya 3 dipasang. Pada badan pesawat ruang angkasa terdapat peralatan 4 (Gbr. 2), yang , bersama dengan area di bawah fairing, menentukan konfigurasi baterai dalam posisi disimpan. Pada rangka 3 dan balok 5 (Gbr. 1), menggunakan jajar genjang berengsel 6 (Gbr. 2), dipasang pintu bawah 7 dan pintu atas 8, diamankan di satu sisi dengan kait 9 (Gbr. 4 dari prototipe) , dan pada sisi lainnya dihubungkan dengan engsel 10 , Rangka 3 dan balok 5 dengan bahan pirokimia 11 gbr. 1 dipasang pada badan pesawat ruang angkasa. Perangkat piroelektrik 11 adalah rumahan 12, pawl 13, pegas torsi 14, elemen piroelektrik 15 (misalnya, baut pir), yang, dengan pawl 13, menekan rangka 3 dan balok 5 (Gbr. 1) ke badan pesawat ruang angkasa 1. Pada badan alat piroelektrik 12 (Gbr. 3) dan pawl 13 terdapat lubang 16 untuk sumbu utama 17. Menggunakan elemen piroelektrik 11 (Gbr. 2) dengan desain serupa menggunakan elemen piroelektrik yang sama 15 (Gbr. 3), pintu bawah 7 (Gbr. 2) dipasang pada rangka 3 dan balok 5 (Gbr. 1 ) di enam titik daya. Pada salah satu engsel jajaran genjang 6 (Gbr. 2), sebuah bubungan 18 (Gbr. 4) dipasang dengan kokoh, yang bertumpu pada kait pegas 9, yang menahan pintu 7 dan 8 pada posisi terkunci. Kain jaring direntangkan di sekeliling setiap pintu 7 dan 8, di mana konverter fotolistrik 19 dipasang (Gbr. 5). Pengungkapan Dewan Keamanan terjadi dalam urutan berikut. Setelah fairing kepala dilepaskan, perintah diberikan untuk mengaktifkan elemen piroelektrik 15 (Gbr. 3) dari perangkat piroelektrik 11. Elemen piroelektrik 15 robek di sepanjang bidang pemisah. Pawl 13 diputar oleh pegas torsi 14 di dalam lubang 16 relatif terhadap sumbu utama 17. Sambungan antara rangka 3, balok 5 (Gbr. 3) dan badan pesawat ruang angkasa 1 (Gbr. 1) putus. Drive 2 memindahkan panel SB menjauh dari badan SC 1 dan berhenti. Perintah diberikan untuk memicu elemen piroelektrik 15 (Gbr. 3) dari perangkat piroelektrik 11 (Gbr. 2). Sambungan antara penutup bawah 7, rangka 3 dan balok 5 (Gbr. 1) putus. Di bawah aksi pegas torsi yang dipasang pada sumbu G (Gbr. 2) jajaran genjang berengsel 6, penutup 7 dan 8 memulai gerakan bidang-paralel pada sumbu jajaran genjang berengsel 6. Bubungan 18 (Gbr. 4), dipasang secara kaku pada engsel, pada sudut rotasi tertentu dari penutup 7 dan 8 melepaskan kait pegas 9, yang, dengan bergerak ke arah aksial, membuka kunci selempang 8 relatif terhadap selempang 7. Selempang 8 berputar relatif terhadap engsel 10, dan selempang 7 melanjutkan gerakan bidang-paralelnya hingga dipasang pada rangka 3 (Gbr. 1) dan balok 5. Selempang 8 (Gbr. 4) dipasang pada engsel 10 dengan selempang 7. Dengan demikian, keempat pintu terbuka dan terkunci, membentuk satu panel datar. Drive 2 (Gbr. 1) memutar panel ke posisi optimal relatif terhadap Matahari. Kerugian dari desain yang dijelaskan adalah rendahnya keandalan pembukaan katup. Kehadiran sejumlah besar elemen piro mengurangi kemungkinan pengoperasian sistem penerapan yang bebas kegagalan. Untuk membuka satu panel SB, perlu memicu 12 elemen piro (pyrobolts). Sesuai dengan spesifikasi teknisnya, baut P = 0,99996, dan untuk sistem 12 P = 0,99996 12 = 0,99952 Artinya, kira-kira, 1 kegagalan per 1000. produk. Selain itu, gerakan aksial kait ketika lubang dasar di selempang yang berbeda dipindahkan karena deformasi termalnya rentan terhadap "menggigit", yang menyebabkan selempang tidak dapat dibuka. Tujuan dari penemuan ini adalah untuk meningkatkan keandalan pembukaan penutup pengaman dengan memperkenalkan elemen duplikasi. Masalahnya diselesaikan dengan fakta bahwa di badan setiap perangkat piroelektrik (kunci), elemen piroelektrik juga dipasang yang berinteraksi dengan pawl, dan kait ayun berengsel pada selempang bawah, salah satu ujungnya bertumpu pada braket yang dipasang secara kaku pada selempang. selempang atas, dan yang lainnya berinteraksi dengan ujung kait. Pada gambar. 6 menunjukkan gambaran umum SB; pada gambar. 7 - penampang SB; pada gambar. 8 - elemen untuk memasang ikat pinggang atas dan bawah; pada gambar. Gambar 9 menunjukkan perangkat piro (kunci) yang menahan pintu SB bawah dengan rangka dan balok ke badan pesawat ruang angkasa; pada gambar. 10 menunjukkan posisi link kerja setelah aktivasi elemen piro utama (squib); pada gambar. 11 - posisi tautan kerja setelah aktivasi elemen piroelektrik tambahan (squib). Baterai surya dipasang pada badan 20 (Gbr. 6) pesawat ruang angkasa. Rangka daya 22 dipasang secara kaku pada penggerak 21. Peralatan, misalnya antena 23, ditempatkan di antara rangka 22 dan balok 24. Pada rangka 22 dan balok 24 menggunakan jajar genjang berengsel 25 (Gbr. 2). 7) selempang 26 bawah dan 27 atas dipasang. Penutup bawah 26, dihubungkan ke penutup 27 dengan engsel pegas 28, ditekan ke badan 20 (Gbr. 6) dengan menggunakan api 29 (Gbr. 9). Jadi, sarana piro 29 ditekan pada badan pesawat ruang angkasa 20 (Gbr. 6), penutup 26 (Gbr. 7), bingkai 22 (Gbr. 6) dan balok 24. Di dalam badan 30 (Gbr. 6) 9) dari setiap alat piro 29 terdapat lubang 31 untuk sumbu utama 32 dan elemen pir 33 (squib) dipasang, yang berinteraksi dengan sumbu 32, memasang tuas 34 relatif terhadap badan 30. Elemen piro tambahan 35 (Gbr. 11) dipasang di badan 30, berinteraksi dengan sumbu tambahan 36 (Gbr. 10) dan memasang tuas 34 dengan rumah 30 (Gbr. 9) dan pawl 37. Sumbunya sendiri 38 memasang tuas 34 relatif terhadap pawl 37 dan memastikan rotasi sambungannya relatif terhadap sumbu tambahan 36 (Gbr. 10) di rumah 30 (Gbr. 9), di mana alur berpola 39 dibuat. Pendorong pegas 40 bertumpu pada tuas 34, dan pawl 37 berinteraksi dengan pegas torsi miring 41. Pada penutup 26 (Gbr. 8) terdapat kait 43 pegas pada sumbu 42, salah satu ujungnya bersandar pada ujung 44 kait pegas 45 , ditahan pada posisi kerja. bubungan 46. Ujung kait 43 yang lain menahan penutup 27 agar tidak terbuka. Pekerjaan pesawat ruang angkasa dilakukan dalam urutan berikut. Setelah fairing kepala dijatuhkan, berdasarkan tugas fungsional pesawat ruang angkasa, antena 23 (Gbr. 7) dengan penggeraknya dikeluarkan dari badan pesawat ruang angkasa 20 (Gbr. 6) dari zona penyebaran SB dan dipasang di posisi kerja. Dengan demikian, antena 23 (Gbr. 7) membebaskan area untuk membuka penutup 26 dan 27 di pesawat ruang angkasa. Produk piro dapat digunakan untuk: - memasang paket ikat pinggang ke rangka dan balok dan untuk pembukaan selanjutnya; - mengencangkan rangka dan balok ke badan pesawat ruang angkasa dan pemisahan selanjutnya. Menggunakan satu produk pyro untuk menyelesaikan dua masalah memungkinkan Anda mengurangi jumlahnya, yang meningkatkan keandalan sistem. Perintah diberikan untuk memicu elemen piroelektrik utama 33 (Gbr. 9) dari perangkat piroelektrik 29. Sumbu utama 32, bergerak dalam arah aksial, “tenggelam” ke dalam rumahan 30. Tuas 34 berada di bawah gaya kompresi pegas pendorong 40 bersama dengan pawl 37 (Gbr. 10) dan sumbunya sendiri 38 berputar relatif terhadap sumbu tambahan 36. Dalam hal ini, sumbu 38 bergerak dalam rongga alur berpola 39. Tanpa menganalisis pengoperasian perangkat piroelektrik, perintah dikirim dari elemen piroelektrik utama 33 setelah 0,5-2 detik ke elemen piroelektrik cadangan 35 (Gbr. 11). Di bawah pengaruh gas bubuknya, sumbu tambahan 36 “tenggelam” (Gbr. 10), pawl 37 diputar relatif terhadap sumbu utama 32 oleh pegas puntir 41. Pintu 26 dan 27 (Gbr. 7), kusen 22 (Gbr. 6) dan balok 24 dilepaskan dari badan pesawat ruang angkasa 20, terbuka di bawah aksi pegas torsi yang dipasang pada sumbu jajaran genjang engsel 25 (Gbr. 7). Panel dipindahkan dengan drive 21 ke posisi kerja. Pawl 37 (Gbr. 10) tidak menonjol melampaui bidang “y” dan tidak mencegah pelepasan elemen SB dari badan pesawat ruang angkasa. Cam 46 (Gbr. 8), dipasang secara kaku pada engsel, pada sudut rotasi tertentu melepaskan kait 45, yang, bergerak ke arah aksial, melepaskan betis kait 43. Berputar dengan pegas torsi, kait 43 melepaskan penutup 57, yang membuka dan mengunci. Selama pergerakan timbal balik katup karena beban berlebih dan perubahan suhu, ujung (44) dari kait (45) memiliki kemampuan untuk bergerak sepanjang bujur sangkar. "I", yang menghilangkan tidak terbukanya katup. Karena kenyataan bahwa dua mekanisme independen dipasang di badan perangkat piroelektrik 30 (Gbr. 9), dipicu oleh elemen piroelektrik (squib) 33 dan 35 (Gbr. 11), keandalan pengoperasian perangkat piroelektrik meningkat dan jumlahnya ke
P o = 0,999999
Dan karena kami berhasil menyelesaikan masalah mengencangkan dan membuka selempang dengan 6 teknik kembang api (bukan 12), keandalan membuka selempang adalah
Sistem P = 0,999999 6 = 0,99999
Ini kira-kira 1 kegagalan per 100.000 produk. Pengenalan kait berengsel pada selempang mencegah kemacetan kait (bahkan dengan pergerakan suhu selempang relatif satu sama lain). Solusi teknis yang diusulkan memungkinkan peningkatan keandalan sistem pembukaan penutup SB sekitar 100 kali lipat.

Mengeklaim

Baterai surya suatu pesawat ruang angkasa, terdiri dari rangka, balok, sayap atas dan bawah, dihubungkan berpasangan dengan klem dan dipasang pada rangka dan balok, yang dipasang pada badan pesawat ruang angkasa menggunakan alat piro dengan pawl yang berputar relatif terhadap sumbu dalam lubang yang dibuat di badan perangkat piro , dicirikan bahwa elemen piro juga dipasang di badan elemen piro, berinteraksi dengan pawl, dan kait pegas berengsel pada penutup bawah , salah satu ujungnya bersandar pada braket yang dipasang secara kaku pada penutup atas, dan ujung lainnya berinteraksi dengan ujung kait.