• Lewati batasan TeamViewer
• Pembuat kata sandi acak Pembuat kata sandi telepon dengan frasa sandi
• Bagaimana cara membuat blok dalam satu baris menggunakan css?
• Menginstal Joomla di komputer lokal Anda
• Hal menarik apa yang bisa kamu temukan di Internet?
• Ulasan Sony Ericsson Xperia Neo: memenuhi harapan
• Smartphone Samsung GT I8160 Galaxy Ace II: review dan spesifikasi
• Analogi Bla Bla Car di Rusia: alternatif apa yang dimiliki layanan ini, apa bedanya?
• NewPipe adalah analog YouTube gratis dengan opsi untuk mengunduh musik dan video di Android
• Cara memeriksa kecepatan hosting dan memuat halaman sumber daya web Dua cara untuk mengetahui kebenarannya

Pemilik paten RU 2322373:

Penemuan tersebut berkaitan dengan catu daya pesawat ruang angkasa (SC) menggunakan panel surya (SB). Metode yang diusulkan melibatkan memutar panel surya ke posisi kerja yang sesuai dengan kesejajaran permukaan normal dengan permukaan yang diterangi dengan bidang yang dibentuk oleh sumbu rotasi panel surya dan arah ke Matahari. Pada saat yang sama, kerapatan fluks radiasi elektromagnetik matahari dan partikel berenergi tinggi diukur, menentukan momen permulaan aktivitas matahari dan kedatangan partikel-partikel ini ke permukaan pesawat ruang angkasa. Selain itu, momen kemunculan prekursor dampak negatif aliran partikel-partikel ini pada pesawat ruang angkasa juga ditentukan. Pada saat-saat ini, baterai di dalam pesawat ruang angkasa terisi hingga tingkat maksimum. Ketika kerapatan fluks partikel melebihi nilai ambang batas, panel panel surya dikerahkan ke sudut antara normal yang ditentukan dan arah ke Matahari, sesuai dengan luas minimum pengaruh fluks partikel pada permukaan panel surya. Kekurangan listrik di pesawat ruang angkasa ditutupi dengan pemakaian baterai. Ketika tingkat pengisian daya minimum yang diizinkan untuk baterai ini tercapai, baterai tersebut akan diputuskan sambungannya dari beban. Setelah dampak partikel pada pesawat ruang angkasa berakhir, panel SB dikembalikan ke posisi kerjanya. Sistem kendali yang diusulkan mencakup blok-blok yang diperlukan dan koneksi di antara mereka untuk melakukan operasi yang dijelaskan di atas. Selain itu, ini mencakup blok untuk menentukan arus yang diperlukan dari tata surya, blok untuk menentukan momen munculnya pertanda dampak negatif partikel berenergi tinggi pada pesawat ruang angkasa, dan blok untuk mengatur tingkat muatan yang diizinkan. baterai. Hasil teknis dari penemuan ini adalah untuk melemahkan dampak negatif aliran partikel berenergi tinggi pada permukaan kerja panel surya dengan memaksimalkan sudut putaran “pelindung” panel surya dari arah aliran tersebut dari Matahari. 2 n.p. terbang, 1 sakit.

Penemuan tersebut berkaitan dengan bidang teknologi luar angkasa, yaitu sistem catu daya (SES) pesawat ruang angkasa (SC), dan dapat digunakan untuk mengontrol posisi panel surya (SB).

Ada metode yang dikenal untuk mengontrol posisi panel SB, yang diadopsi sebagai analog (lihat, hal. 190-194). Inti dari metode ini adalah sebagai berikut. Panel SB diorientasikan sedemikian rupa sehingga sudut antara permukaan kerja normal ke permukaan yang diterangi dan arah ke Matahari adalah nilai minimum, yang memastikan aliran listrik maksimum dari SB.

Untuk memastikan efisiensi tinggi tata surya, sebagian besar pesawat ruang angkasa dilengkapi dengan sistem orientasi otomatis ke Matahari. Sistem tersebut mencakup sensor surya, perangkat pengubah logika, dan penggerak listrik yang mengontrol posisi tata surya.

Kerugian dari metode ini dan sistem kontrol posisi SB pesawat ruang angkasa adalah tindakannya tidak memberikan perlindungan terhadap dampak negatif faktor lingkungan (EFF) pada permukaan kerja panel SB, seperti misalnya perlindungan terhadap gas yang keluar dari pesawat ruang angkasa. mengoperasikan mesin jet (RE). ) pesawat ruang angkasa (lihat, hal. 311-312; , hal. 2-27), dan fluks proton dan elektron sinar kosmik radiasi elektromagnetik matahari (EMR) berenergi tinggi selama periode matahari tinggi aktivitas (lihat, hal. 323; , hal. .31, 33).

Analog terdekat, yang diadopsi sebagai prototipe, adalah metode pengendalian posisi satelit satelit, yang dijelaskan dalam. Inti dari metode ini adalah sebagai berikut.

Panel SB diputar ke posisi kerja yang memastikan pesawat ruang angkasa disuplai listrik, sesuai dengan kesejajaran permukaan kerja normal dengan permukaan kerja yang diterangi dengan bidang yang dibentuk oleh sumbu rotasi panel SB dan arah ke Matahari. Selanjutnya, waktu mulainya dampak negatif FVS pada permukaan kerja SB ditentukan dan panel SB diputar sampai saat dampak faktor-faktor ini dimulai dan panel SB dikembalikan ke tempatnya. posisi kerja setelah berakhirnya dampak yang ditentukan. Untuk melakukan ini, kepadatan fluks radiasi elektromagnetik matahari diukur dan, berdasarkan nilai yang diukur, waktu dimulainya aktivitas matahari ditentukan, dan waktu ketika partikel mencapai tingkat energi tinggi di permukaan. permukaan pesawat ruang angkasa ditentukan. Pada titik waktu tertentu, kerapatan fluks partikel berenergi tinggi - proton dan elektron - diukur dan nilai terukur dibandingkan dengan nilai ambang batas. Jika nilai terukur melebihi nilai ambang batas fluks proton dan elektron, panel panel surya diputar pada sudut antara permukaan kerja normal ke permukaan yang diterangi dan arah ke Matahari α s_min, sesuai dengan luas minimum ​​pengaruh fluks partikel berenergi tinggi pada permukaan panel surya, ditentukan oleh hubungan:

α s menit =arccos(Saya n /Saya m),

dimana I n - memuat arus dari konsumen pesawat ruang angkasa;

I m - arus maksimum yang dihasilkan ketika permukaan kerja panel surya yang diterangi diorientasikan tegak lurus terhadap sinar matahari,

dalam hal ini, momen ketika nilai terukur melebihi nilai ambang batas atas kerapatan fluks partikel berenergi tinggi yang ditentukan, dan momen ketika panel SB mulai kembali ke posisi kerjanya diambil ke menjadi momen di mana kerapatan fluks partikel berenergi tinggi menjadi lebih rendah dari nilai ambang batas atas.

SB dalam sistem SES ISS adalah sumber listrik utama dan memastikan pengoperasian konsumen di dalamnya, termasuk baterai isi ulang (AB), yang merupakan sumber listrik sekunder di ISS (lihat). Dengan memutar SB, luas kerusakan permukaan kerja SB akibat aliran FVS berkurang. Tidak mungkin untuk sepenuhnya memasang panel SB di sepanjang aliran FWS yang merusak, karena perlu untuk menyediakan pesawat ruang angkasa dan baterainya dengan listrik yang dihasilkan oleh sistem tenaga surya, - berdasarkan hal ini, area yang terkena panel tenaga surya oleh aliran partikel berenergi tinggi dikurangi seminimal mungkin dengan memutar tenaga surya sistem pada sudut α s min, diperlukan dan cukup untuk menyediakan energi bagi konsumen di dalam pesawat.

Berdasarkan kecukupan yang diperlukan, untuk pengoperasian sistem on-board pesawat ruang angkasa, beban dari konsumen I n tidak boleh melebihi arus I. Karena arus I dari SB ditentukan oleh ekspresi (lihat, hal. 109)

di mana I m adalah arus maksimum yang dihasilkan ketika permukaan kerja panel surya yang diterangi diorientasikan tegak lurus terhadap sinar matahari;

α adalah sudut arus antara garis normal ke permukaan kerja tata surya dan arah ke Matahari,

maka sudut arus α tidak boleh melebihi nilai α s min, dihitung dengan rumus:

Sistem kontrol posisi SB untuk menerapkan metode ini, diadopsi sebagai prototipe, dijelaskan dalam dan berisi SB, pada substrat kaku yang terdapat empat baterai fotovoltaik (BF 1, BF 2, BF 3, BF 4), sebuah SB perangkat rotasi (UPSB); perangkat pengubah amplifikasi (ACD); unit kendali orientasi SB terhadap Matahari (BUOSBS); blok untuk memutar SB ke posisi tertentu (BRSBZP); dua pengatur arus (PT 1, PT 2), unit AB (BAB); pengisi daya baterai (ZRU AB); unit untuk menghasilkan perintah pengisian baterai (BFKZ AB); sensor arus beban (LCS); unit kendali sistem catu daya (BUSES); bus catu daya (SE); satuan pengukuran rapat fluks EMR matahari saat ini (BIPEMI); unit deteksi aktivitas matahari (BOSA); blok untuk menentukan momen tumbukan partikel pada pesawat ruang angkasa (BOMVVCH); satuan pengukuran kepadatan fluks partikel berenergi tinggi (HIPPCHVE); blok untuk menentukan momen dimulainya pengendalian SB berdasarkan arus beban (BOMVUSBTNZ); Unit kontrol SB untuk arus beban (BUSBTNZ). Dalam hal ini, SB, melalui keluaran pertama, yang menggabungkan keluaran BF 1 dan BF 4, dihubungkan ke masukan pertama UPSB, dan melalui keluaran kedua, yang menggabungkan keluaran BF 2 dan BF 3, dihubungkan. ke input kedua UPSB. Keluaran BUOSBS dan BRSBZP masing-masing dihubungkan ke masukan pertama dan kedua UPU, yang keluarannya selanjutnya dihubungkan ke masukan ketiga UPSB. Keluaran pertama dan kedua UPSB dihubungkan masing-masing ke masukan PT 1 dan PT 2, dan keluaran PT 1 dan PT 2 dihubungkan ke SE. BAB terhubung ke ShE melalui inputnya melalui switchgear tertutup AB. Dalam hal ini, switchgear AB dihubungkan dengan input pertamanya ke bus yang ditentukan, dan output kecelakaan dihubungkan ke input kedua dari switchgear AB, yang inputnya dihubungkan, pada gilirannya, ke ShE. BAB dengan keluarannya dihubungkan ke masukan pertama BFKZ AB, dan keluaran pertama BUSES dihubungkan ke masukan kedua dari blok yang ditentukan. Output dari BFKZ AB dihubungkan ke input ketiga ZRU AB. Output kedua dan ketiga dari BUSES masing-masing dihubungkan ke input pertama BUOSBS dan BRSBZP. Output ketiga UPSB dihubungkan ke input kedua BUOSBS dan BRSBZP. Output BIPEMI dihubungkan ke input BOSA, output pertama dihubungkan ke input BOMVVCH. Keluaran BOMVVCH dan BIPPCHVE masing-masing dihubungkan ke masukan pertama dan kedua dari blok BOMVUSBTNZ, dan masukan BIPPCHVE dihubungkan ke keluaran kedua BOSA. Output BOMVUSBTNZ dihubungkan ke input BUSES. BUSES dengan keluaran keempat dihubungkan ke masukan pertama BUSBTNZ, dan keluaran kedua DTN dihubungkan ke masukan kedua BUSBTNZ. Output BUSBTNZ dihubungkan ke input ketiga UPU. Selain itu, keluaran ketiga UPSB dihubungkan ke masukan ketiga BUSBTNZ.

Dalam mode catu daya pesawat ruang angkasa, sistem beroperasi sebagai berikut.

UPSB berfungsi untuk transit transmisi listrik dari SB ke PT 1 dan PT 2. Stabilisasi tegangan pada bus catu daya SES dilakukan oleh salah satu RT. Pada saat yang sama, RT lainnya dalam keadaan transistor daya tertutup. Dalam hal ini, generator SB beroperasi dalam mode hubung singkat. Ketika daya beban menjadi lebih besar daripada daya sambungan generator tenaga surya, RT lain beralih ke mode stabilisasi tegangan, dan energi dari generator yang tidak digunakan disuplai ke bus catu daya pembangkit listrik tenaga surya. Dalam periode tertentu, ketika daya beban mungkin melebihi daya baterai, switchgear baterai, karena pelepasan unit baterai, mengkompensasi kekurangan listrik di pesawat ruang angkasa. Untuk tujuan ini, pengatur pelepasan baterai berfungsi sebagai pengatur pelepasan baterai.

Selain pengatur yang ditentukan, pengisi daya baterai juga dilengkapi dengan pengatur pengisian daya baterai. Pengatur muatan membatasi arus pengisian baterai pada tingkat (I cl ±1)A, di mana I cl adalah arus pengisian terukur, jika terjadi kelebihan daya baterai dan menstabilkan tegangan pada bus SES dengan mengatur arus pengisian baterai ketika daya baterai tidak mencukupi untuk memberikan daya ke arus pengisian baterai (I nc ±1)A. Untuk melaksanakan siklus pengisian-pengosongan yang ditentukan dalam switchgear baterai, informasi dari DTN digunakan. Pada saat yang sama, DVT terhubung ke SES sedemikian rupa sehingga mengukur arus beban tidak hanya dari konsumen terpasang, tetapi juga memperhitungkan arus pengisian baterai. Muatan BAB dilakukan oleh ZRU AB melalui BFKZ AB.

Bersamaan dengan pengoperasian dalam mode catu daya pesawat ruang angkasa, sistem ini memecahkan masalah pengendalian posisi bidang panel surya.

Atas perintah dari BUSES, blok BUSBS mengontrol orientasi tata surya ke Matahari. BUOSBS dapat diimplementasikan berdasarkan sistem kendali gerak dan navigasi (VCS) pesawat ruang angkasa (lihat). Dalam hal ini, informasi masukan untuk algoritma kendali satelit adalah: posisi vektor satuan arah ke Matahari relatif terhadap sumbu koordinat yang terkait dengan pesawat ruang angkasa, ditentukan oleh algoritma kontur kinematik kapal; posisi SB relatif terhadap badan pesawat ruang angkasa, diperoleh berupa nilai sudut α yang diukur saat ini dari sensor sudut (AS) yang dipasang pada UPSB. Dalam hal ini, nilai α selalu diukur dari arus normal ke permukaan kerja SB (yaitu, ketika SB berorientasi ke Matahari, α minimal). Informasi keluaran dari algoritma kontrol adalah perintah untuk memutar SB relatif terhadap sumbu poros keluaran UPSB dan perintah untuk menghentikan putaran. Kendali jarak jauh UPSB memberikan sinyal terpisah tentang posisi sistem keselamatan. Ukuran diskrit menentukan keakuratan orientasi satelit.

Dalam mode orientasi pesawat ruang angkasa normal, ketika arah gerak Matahari relatif terhadap sumbu terhubung pesawat ruang angkasa tidak berubah, SB diatur relatif terhadap arah ke Matahari dengan kemajuan ke arah gerak Matahari sebesar suatu sudut. sesuai dengan beberapa diskret pada remote control. Kemudian baterai tetap pada posisi ini sampai Matahari, akibat pergerakan pesawat ruang angkasa di orbit, “bergerak maju” relatif terhadap SB pada sudut yang sesuai. Setelah ini, siklus rotasi dilanjutkan.

BRSBZP mengontrol SB dengan bantuan BUSES sesuai pengaturan program. Algoritme kontrol SB berdasarkan pengaturan perangkat lunak memungkinkan Anda memasang baterai di posisi tertentu. Untuk melakukan hal ini, sinyal awalnya dikeluarkan ke BUOSBS tentang pengaturan SB ke posisi semula. Selanjutnya, dengan menggunakan BUSBZP, dilakukan putaran yang diperlukan melalui sudut α z. Pada saat yang sama, untuk mengontrol sudut putaran di BRSBZP, informasi dari remote control UPSB juga digunakan.

UPU berperan sebagai antarmuka antara BUOSBS, BRSBZP, BUSBTNZ dan UPSB.

BIPEMI terus mengukur fluks radiasi elektromagnetik matahari (EMR) saat ini sesuai dengan indeks aktivitas matahari F10.7 dan mengirimkannya ke BOSA. Di BOSA, permulaan aktivitas matahari ditentukan dengan membandingkan nilai saat ini dengan nilai ambang batas yang ditentukan. Menurut perintah yang datang dari keluaran pertama BOSA ke masukan BOMVHF, di blok terakhir yang ditunjukkan, momen kemungkinan awal dampak partikel berenergi tinggi pada pesawat ruang angkasa ditentukan. Dari keluaran kedua BOSA melalui masukan BIPPCHVE, perintah dikeluarkan untuk mulai mengukur kerapatan fluks partikel berenergi tinggi. Informasi tentang momen kemungkinan awal dampak partikel pada pesawat ruang angkasa ditransmisikan dari keluaran BOMVVCH ke BOMVUSBTNZ melalui masukan pertamanya. Nilai terukur dari kerapatan fluks partikel berenergi tinggi dari BIPPCHVE ditransmisikan ke input kedua BOMVUSBTNZ.

Pada BOMVUSBTNZ, penilaian sebenarnya terhadap dampak negatif FVS dilakukan dengan membandingkan nilai terukur karakteristik dampak saat ini dengan nilai ambang batas, dimulai dari titik waktu yang ditentukan oleh BOMVUSBTNZ. Kondisi yang diperlukan untuk menerima perintah pada output BOMVUSBTNZ adalah adanya dua sinyal - dari output BOMVVCH dan BIPPCHVE. Pada output BOMVUSBTNZ, perintah “mulai mengontrol catu daya berdasarkan arus beban” dihasilkan, yang dikirim ke BUSES.

Pada saat BOMVUSBTNZ mengeluarkan perintah kepada BUSES, maka perintah yang diterima dari BOMVUSBTNZ mempunyai prioritas lebih tinggi dibandingkan perintah untuk mengaktifkan BUOSBS dan BRSBZP. Oleh karena itu, setelah menerima perintah yang ditentukan, BUSES memutuskan blok dengan prioritas lebih rendah dari kontrol UPSB dan menghubungkan BUSBTNZ.

Setelah perintah dari BOMVUSBTNZ diatur ulang ke nol pada input BUSES, yang terakhir membangun kembali logika operasinya. Tergantung pada program penerbangan pesawat ruang angkasa yang dijalankan, prioritas kendali SB diberikan kepada salah satu blok BUOSBS atau BRSBZP.

BUSBTNZ menentukan sudut α s_min menggunakan ekspresi (2). Untuk menghitung sudut yang ditentukan, digunakan nilai terukur I n yang diperoleh dari DTN. Selain itu, dari remote control UPSB, blok yang ditentukan menerima informasi tentang nilai sudut rotasi SB saat ini. Setelah menentukan nilai sudut α s_min, algoritma yang tertanam pada BUSBTNZ membandingkannya dengan nilai sudut α saat ini, menghitung ketidaksesuaian sudut antara α dan α s_min serta jumlah pulsa kontrol yang diperlukan untuk mengaktifkan drive kontrol SB. Pulsa kontrol ditransmisikan ke unit kontrol. Setelah mengubah dan memperkuat pulsa yang ditunjukkan di UPU, pulsa tersebut tiba di input UPS dan menggerakkan penggerak.

Metode dan sistem penerapannya, yang diadopsi sebagai prototipe, memiliki kelemahan yang signifikan - metode dan sistem penerapannya tidak memberikan perlindungan menyeluruh pada permukaan panel surya dari efek negatif aliran partikel berenergi tinggi dan, pada saat yang sama, tidak memungkinkan terjadinya penggunaan peluang tambahan untuk mengurangi dampak negatif ini dengan melakukan operasi khusus untuk persiapan panel surya Pesawat ruang angkasa untuk beroperasi dalam kondisi dampak negatif aliran partikel berenergi tinggi pada pesawat ruang angkasa.

Tantangan yang dihadapi metode dan sistem yang diusulkan untuk penerapannya adalah mengurangi dampak negatif aliran partikel berenergi tinggi pada permukaan SB. Untuk melakukan hal ini, dengan melakukan operasi persiapan khusus di SES pesawat ruang angkasa dan mengendalikan SB, hal ini dimaksudkan untuk mengurangi luas SB, yang terkena dampak negatif oleh aliran partikel-partikel ini.

Hasil teknis dicapai dengan fakta bahwa dalam metode mengendalikan posisi panel surya pesawat ruang angkasa, termasuk mengubah panel surya ke posisi kerja, memastikan pasokan listrik ke pesawat ruang angkasa sesuai dengan penyelarasan normal ke permukaan kerjanya yang diterangi dengan bidang yang dibentuk oleh sumbu rotasi panel surya dan arah ke Matahari, pengukuran kerapatan fluks arus radiasi elektromagnetik matahari, penentuan momen dimulainya aktivitas matahari, penentuan momen ketika partikel berenergi tinggi mencapai permukaan pesawat ruang angkasa, pengukuran kerapatan fluks partikel berenergi tinggi, perbandingan nilai terukur kerapatan fluks partikel berenergi tinggi dengan nilai ambang batas, pembalikan panel surya baterai dengan sudut antara normal ke permukaan kerja yang diterangi dan arah ke Matahari, sesuai dengan area minimum pengaruh fluks partikel berenergi tinggi pada permukaan panel surya sekaligus menyediakan listrik bagi pesawat ruang angkasa, di saat ketika nilai terukur dari kerapatan fluks partikel berenergi tinggi melebihi nilai ambang batas dan kembalinya panel panel surya ke posisi pengoperasian pada saat kerapatan fluks partikel berenergi tinggi menjadi di bawah nilai ambang batas, selain itu menentukan waktu munculnya prekursor dampak negatif fluks partikel berenergi tinggi pada pesawat ruang angkasa, pada saat munculnya prekursor dampak negatif fluks partikel berenergi tinggi pada pesawat ruang angkasa. Perangkat mengisi baterai dari sistem catu daya pesawat ruang angkasa ke tingkat muatan maksimum; jika nilai kerapatan fluks partikel berenergi tinggi yang diukur melebihi nilai ambang batas dibandingkan dengan mereka, panel surya diputar hingga sudut antara normal dan mereka. permukaan kerja yang diterangi dan arah ke Matahari tercapai s_min_AB, sesuai dengan area minimum pengaruh aliran partikel berenergi tinggi pada permukaan panel surya sekaligus menyediakan listrik bagi pesawat ruang angkasa dari tenaga surya dan baterai yang dapat diisi ulang sistem pasokan, ditentukan oleh hubungan:

α s_min_AB =arccos(maks(0,Saya n -Saya AB )/Saya m),

dimana I n adalah arus beban dari konsumen pesawat ruang angkasa,

I m - arus maksimum yang dihasilkan ketika permukaan kerja panel surya yang diterangi diorientasikan tegak lurus terhadap sinar matahari,

I AB - arus pelepasan baterai yang diizinkan,

dan kekurangan listrik yang diakibatkannya di pesawat ruang angkasa dikompensasi dengan mengosongkan baterai, sambil memantau tingkat pengisian baterai dan, setelah mencapai nilai minimum yang diizinkan dari tingkat pengisian baterai, nilai arus pelepasan yang diizinkan saat ini sebesar baterai direset dan baterai dilepaskan dari beban eksternal.

Selain itu, masalahnya diselesaikan dengan fakta bahwa dalam sistem untuk mengontrol posisi panel surya pesawat ruang angkasa, yang mencakup baterai surya dengan empat baterai fotovoltaik terpasang di dalamnya, perangkat untuk memutar panel surya, penguat- perangkat konversi, unit kontrol untuk orientasi panel surya ke arah Matahari, blok yang memutar panel surya ke posisi tertentu, dua pengatur arus, satu paket baterai, pengisi daya baterai, unit pembangkit perintah untuk mengisi daya baterai, arus beban sensor, unit kendali sistem catu daya, bus catu daya, unit untuk mengukur kerapatan fluks arus radiasi elektromagnetik matahari, blok untuk menentukan aktivitas matahari, blok untuk menentukan momen waktu dampak partikel pada pesawat ruang angkasa, blok untuk mengukur kerapatan fluks partikel berenergi tinggi, blok untuk menentukan momen waktu mulainya kendali baterai surya berdasarkan arus beban, blok kendali baterai surya berdasarkan arus beban, sedangkan blok kendali baterai surya berdasarkan arus beban, sedangkan baterai melalui keluaran pertama yang menggabungkan keluaran dua baterai fotovoltaik dihubungkan ke masukan pertama perangkat rotasi panel surya, dan melalui keluaran kedua yang menggabungkan keluaran dua baterai fotovoltaik lainnya, dihubungkan ke masukan kedua dari perangkat rotasi panel surya, dan output dari unit kontrol orientasi panel surya ke arah Matahari dan memutar panel surya ke posisi tertentu dihubungkan, masing-masing, ke input pertama dan kedua dari perangkat pengubah amplifikasi, yang outputnya , pada gilirannya, dihubungkan ke masukan ketiga dari perangkat putaran panel surya, keluaran pertama dan kedua dari perangkat putaran panel surya dihubungkan, masing-masing, ke masukan dari pengatur arus pertama dan kedua, dan keluaran dari arus regulator terhubung ke bus catu daya pesawat ruang angkasa, unit baterai, dengan inputnya, melalui pengisi daya baterai, terhubung ke bus catu daya, sedangkan pengisi daya baterai dihubungkan dengan input pertamanya ke bus yang ditentukan, dan ke input kedua dari perangkat pengisi daya untuk baterai, sensor arus beban terhubung, yang pada gilirannya terhubung ke bus catu daya, unit baterai dihubungkan dengan outputnya ke input pertama unit untuk menghasilkan perintah untuk pengisian daya baterai, dan output pertama dari unit kontrol sistem catu daya dihubungkan ke input kedua dari unit yang ditentukan, output dari unit untuk menghasilkan perintah pengisian baterai dihubungkan ke input ketiga pengisi daya baterai, yang kedua dan ketiga keluaran dari unit kendali sistem catu daya dihubungkan ke masukan pertama dari unit kendali untuk orientasi panel surya ke arah Matahari dan perputaran panel surya ke posisi tertentu, keluaran ketiga dari perangkat perputaran panel surya adalah terhubung ke input kedua unit kontrol untuk orientasi panel surya ke arah Matahari dan rotasi panel surya ke posisi tertentu, output blok untuk mengukur kepadatan fluks arus radiasi elektromagnetik matahari dihubungkan ke input dari blok untuk menentukan aktivitas matahari, keluaran pertama yang, pada gilirannya, dihubungkan dengan masukan blok untuk menentukan momen waktu tumbukan partikel pada pesawat ruang angkasa, keluaran blok untuk menentukan momen waktu dampak partikel pada pesawat ruang angkasa dan blok untuk mengukur kerapatan fluks partikel berenergi tinggi masing-masing dihubungkan ke input pertama dan kedua dari blok, untuk menentukan waktu dimulainya kendali panel surya berdasarkan beban arus, dan masukan blok untuk mengukur kerapatan fluks partikel berenergi tinggi dihubungkan ke keluaran kedua blok untuk menentukan aktivitas matahari, keluaran blok untuk menentukan momen waktu ketika panel surya mulai dikendalikan. dengan arus beban dihubungkan ke masukan blok kendali sistem catu daya, keluaran keempatnya, pada gilirannya, dihubungkan ke masukan pertama dari blok kendali panel surya dengan arus beban, masukan dan keluaran ketiganya adalah terhubung ke output ketiga dari perangkat rotasi panel surya dan input ketiga dari perangkat pengubah penguat, masing-masing, blok untuk menentukan arus yang diperlukan dari panel surya, blok untuk menentukan momen waktu prekursor dampak negatif tinggi -partikel energi pada pesawat ruang angkasa dan unit untuk mengatur nilai tingkat pengisian baterai yang diizinkan, sedangkan input dan output pertama dan kedua dari unit untuk menentukan arus yang diperlukan dari panel surya masing-masing dihubungkan ke output kedua dari sensor arus beban, keluaran kedua pengisi daya baterai dan masukan kedua unit pengatur baterai surya berdasarkan arus beban, keluaran unit pengukuran kerapatan fluks partikel berenergi tinggi dan unit pengukuran kerapatan partikel berenergi tinggi. fluks arus radiasi elektromagnetik matahari juga terhubung ke yang sesuai

Inti dari metode yang diusulkan adalah sebagai berikut.

Peralihan perlindungan langsung Dewan Keamanan dari arah dampak negatif aliran partikel berenergi tinggi dilakukan ketika kepadatan aliran partikel berenergi tinggi melebihi nilai ambang batas tertentu yang ditentukan. Pada saat yang sama, sebagai langkah awal yang dilakukan sebelum penerapan langsung tindakan perlindungan, pemantauan terus menerus terhadap keadaan ruang dekat Bumi saat ini dan aktivitas matahari saat ini dilakukan serta pemenuhan dan tidak terpenuhinya kriteria radiasi berbahaya. situasi, khususnya kriteria pemantauan aktivitas matahari yang dikembangkan oleh National Oceanic and Atmospheric Administration (NOAA), dianalisis ) (cm. ). Dalam hal ini, situasi di mana kriteria bahaya tanpa syarat belum terpenuhi, namun ambang batas tingkat bahaya sebelumnya telah tercapai, harus dianggap sebagai situasi “pendahulu” dari dampak negatif yang dipertimbangkan.

Ketika prekursor dampak negatif aliran partikel berenergi tinggi pada pesawat ruang angkasa muncul, muatan maksimum pesawat ruang angkasa SES AB dilakukan. Hal ini memungkinkan di masa depan, ketika nilai kerapatan fluks partikel berenergi tinggi yang diukur melebihi nilai ambang batas dibandingkan dengan mereka, untuk memalingkan permukaan kerja panel SB dari arah fluks. partikel-partikel ini ke sudut maksimum yang mungkin, asalkan kekurangan listrik di pesawat ruang angkasa dikompensasi oleh pelepasan baterai. Dalam hal ini, nilai α s_min_AB dari sudut penutup pelindung SB ditentukan oleh hubungan:

di mana I m adalah arus maksimum yang dihasilkan ketika permukaan kerja panel surya yang diterangi diorientasikan tegak lurus terhadap sinar matahari,

I SB - diperlukan arus dari SB.

Dalam hal ini, arus yang diperlukan dari SB I SB didefinisikan sebagai arus minimum yang diperlukan yang harus dihasilkan oleh SB untuk menyediakan konsumen pesawat ruang angkasa, dengan mempertimbangkan kemungkinan penggunaan energi BAB SES pesawat ruang angkasa ( yaitu, ketika mengkompensasi kekurangan listrik yang timbul di pesawat ruang angkasa akibat pelepasan AB SES), berdasarkan rasio:

dimana I n adalah arus beban dari konsumen pesawat ruang angkasa,

I baterai - arus pelepasan maksimum yang diizinkan dari baterai pesawat ruang angkasa SES.

Untuk mengimplementasikan metode ini, sebuah sistem diusulkan, ditunjukkan pada gambar dan berisi blok-blok berikut:

1 - SB, pada substrat kaku badan tempat empat baterai fotovoltaik berada;

2, 3, 4, 5 - BF 1, BF 2, BF 3, BF 4;

8 - BUOSBS;

9 - BRSBZP;

10, 11 - RT 1 dan RT 2;

13 - ZRU AB;

14 - BFKZ AB;

16 - BUS;

18 - BIPEMI;

20 - BOMVHF;

21 - BIPPCHVE;

22 - BOMVUSBTNZ;

23 - BUSBTNZ;

24 - blok untuk menentukan momen waktu prekursor dampak negatif partikel berenergi tinggi pada pesawat ruang angkasa (BOMVPNVCH),

25 - blok untuk menentukan arus yang dibutuhkan dari panel surya (BOPTSB),

26 - blok untuk mengatur nilai tingkat pengisian baterai yang diizinkan (BZDZUZSB).

Dalam hal ini, SB (1) dihubungkan melalui keluaran pertama, menggabungkan keluaran BF 1 (2) dan BF 4 (5), ke masukan pertama UPSB (6), dan melalui keluaran kedua, menggabungkan output BF 2 (3) dan BF 3 ( 5), dihubungkan ke input kedua UPSB (6). Keluaran BUOSBS (8) dan BRSBZP (9) masing-masing dihubungkan ke masukan pertama dan kedua dari UPU (7), yang keluarannya kemudian dihubungkan ke masukan ketiga dari UPSB (6) . Output pertama dan kedua UPSB (6) dihubungkan masing-masing ke input PT 1 (10) dan PT 2 (11), dan output PT 1 (10) dan PT 2 (11) dihubungkan ke SE (17). BAB (12) dihubungkan ke SE (17) melalui inputnya melalui switchgear tertutup AB (13). Dalam hal ini, switchgear AB (13) dihubungkan dengan input pertamanya ke bus yang ditentukan, dan output kecelakaan (15) dihubungkan ke input kedua dari switchgear AB (13), yang inputnya dihubungkan, di giliran, ke ShE (17). BAB (12) dengan keluarannya dihubungkan ke masukan pertama BFKZ AB (14), dan keluaran pertama BUSES (16) dihubungkan ke masukan kedua dari blok yang ditentukan. Output BFKZ AB (14) dihubungkan ke input ketiga ZRU AB (13). Output kedua dan ketiga dari BUSES (16) masing-masing dihubungkan ke input pertama BUSBS (8) dan BRSBZP (9). Output ketiga UPSB (6) dihubungkan ke input kedua BUOSBS (8) dan BRSBZP (9). Output BIPEMI (18) dihubungkan ke input BOSA (19). Output pertama BOSA (19) dihubungkan ke input BOMVVCH (20). Output dari BOMVVCH (20) dan BIPPChVE (21) masing-masing dihubungkan ke input pertama dan kedua dari blok BOMVUSBTNZ (22). Input BIPPCHVE (21) dihubungkan ke output kedua BOSA (19). Output BOMVUSBTNZ (22) dihubungkan ke input pertama BUSES (16). BUSES (16) dengan output keempatnya dihubungkan ke input pertama BUSBTNZ (23). Output ketiga dari UPSB (6) dihubungkan ke input ketiga dari BUSBTNZ (23). Output BUSBTNZ (23) dihubungkan ke input ketiga UPU (7). Input pertama BOPTSB (25) dihubungkan ke output kedua DVT (15). Input kedua BOPTSB (25) dihubungkan ke output kedua AB (13). Output BOPTSB (25) dihubungkan ke input kedua BUSBTNZ (23). Output BIPPCHVE (21) dihubungkan ke input pertama BOMVPNVCH (24). Output BIPEMI (18) dihubungkan ke input kedua BOMVPNVCH (24). Output dari BOMVPNVCH (24) dihubungkan ke input kedua dari BUSES (16). Output pertama dan kedua BZDZUZSB (26) masing-masing dihubungkan ke input ketiga BFKZ AB (14) dan input keempat ZRU AB (13).

Gambar juga menunjukkan dengan garis putus-putus sambungan mekanis UPSB (6) dengan rumah SB (1) melalui poros keluaran penggerak baterai.

Dalam mode catu daya pesawat ruang angkasa, sistem beroperasi sebagai berikut. UPSB (6) berfungsi untuk transit transmisi tenaga listrik dari SB (1) ke PT 1 (10) dan RT 2 (11). Stabilisasi tegangan pada bus catu daya SES dilakukan oleh salah satu RT. Pada saat yang sama, RT lainnya dalam keadaan transistor daya tertutup. Generator SB (1) (BF 1 - BF 4) beroperasi dalam mode hubung singkat. Ketika daya beban menjadi lebih besar daripada daya sambungan generator tenaga surya (1), RT lain beralih ke mode stabilisasi tegangan, dan energi dari generator yang tidak digunakan disuplai ke bus catu daya pembangkit listrik tenaga surya. Dalam periode tertentu, ketika daya beban mungkin melebihi daya SB (1), sakelar kontrol baterai (13), karena pelepasan unit baterai (12), mengkompensasi kekurangan listrik di pesawat ruang angkasa. Untuk tujuan ini, pengatur pelepasan baterai (13) berfungsi sebagai pengatur pelepasan baterai, yang, khususnya, memantau tingkat pengisian daya baterai dan, setelah mencapai nilai minimum yang diizinkan dari tingkat pengisian daya baterai, nilainya diberikan. ke switchgear baterai (13) dari BZDZUZSB (26), mematikan BAB (12) dari beban eksternal. Dalam hal ini, sakelar kontrol baterai (13), berdasarkan tingkat pengisian baterai saat ini, menentukan dan menyuplai ke keluaran kedua nilai arus dari arus pengosongan baterai yang diizinkan (dalam mode melepaskan baterai (12) dari beban eksternal, nilai ini nol).

Selain pengatur yang ditentukan, pengisi daya baterai (13) juga dilengkapi pengatur pengisian daya baterai. Untuk melakukan siklus pengisian-pengosongan pada AB (13), digunakan informasi dari DTN (15). Muatan BAB (12) dilakukan oleh ZRU AB (13) melalui BFKZ AB (14). Untuk kasus baterai logam-hidrogen, dijelaskan dalam. Intinya adalah kepadatan hidrogen dalam wadah baterai ditentukan menggunakan sensor tekanan yang dipasang di dalam baterai dan suhu pada wadah baterai. Pada gilirannya, kepadatan hidrogen menentukan tingkat pengisian baterai. Ketika kerapatan hidrogen dalam baterai turun di bawah tingkat yang ditentukan, perintah dikeluarkan untuk mengisi dayanya, dan ketika tingkat kepadatan maksimum tercapai, perintah dikeluarkan untuk menghentikan pengisian daya. Tingkat pengisian daya baterai yang ditunjukkan diatur oleh perintah dari BFKZ AB (14), sedangkan nilai tingkat pengisian daya baterai maksimum yang diizinkan disuplai ke BFKZ AB (14) dengan BZDZUZSB (26). Mempertahankan baterai dalam kondisi terisi maksimal berdampak negatif terhadap kondisinya, dan baterai dipertahankan dalam mode self-discharge saat ini, di mana pengoperasian pengisian baterai hanya dilakukan secara berkala (misalnya, saat mengontrol SES Yamal- 100 pesawat ruang angkasa - setiap beberapa hari sekali, ketika tingkat muatan BAB menurun sebesar 30% dari tingkat maksimum).

Bersamaan dengan pengoperasian dalam mode catu daya pesawat ruang angkasa, sistem memecahkan masalah pengendalian posisi bidang panel surya (1).

Atas perintah dari BUSES (16), blok BUSBS (8) mengontrol orientasi SB (1) ke Matahari. BUOSBS (8) dapat diimplementasikan berdasarkan SC VESSEL (lihat). Dalam hal ini, informasi masukan untuk algoritma kendali satelit adalah: posisi vektor satuan arah ke Matahari relatif terhadap sumbu koordinat yang terkait dengan pesawat ruang angkasa, ditentukan oleh algoritma kontur kinematik kapal; posisi SB relatif terhadap badan pesawat ruang angkasa, diperoleh dalam bentuk nilai sudut α yang diukur saat ini dengan remote control UPSB (6). Informasi keluaran dari algoritma kontrol adalah perintah untuk memutar SB relatif terhadap sumbu poros keluaran UPSB (6), perintah untuk menghentikan putaran. Remote control UPSB (6) menghasilkan sinyal terpisah tentang posisi SB (1).

BIPEMI (18) mengukur fluks EMR surya saat ini dan mengirimkannya ke BOSA (19). Dalam BOSA (19), permulaan aktivitas matahari ditentukan dengan membandingkan nilai arus dengan nilai ambang batas tertentu. Menurut perintah yang datang dari keluaran pertama BOSA (19) ke masukan BOMVVCH (20), di blok terakhir yang ditunjukkan saat kemungkinan awal dampak partikel berenergi tinggi pada pesawat ruang angkasa adalah bertekad. Dari keluaran kedua BOSA (19) hingga masukan BIPPCHVE (21), perintah dikeluarkan untuk mulai mengukur kerapatan fluks partikel berenergi tinggi.

Dari keluaran BIPPChVE (21), nilai kerapatan fluks partikel berenergi tinggi yang diukur ditransmisikan ke masukan pertama BOMVPNVP (24) dan ke masukan kedua BOMVUSBTNZ (22). Nilai terukur dari fluks EMR matahari saat ini disuplai ke input kedua BOMVPNVCH (24) dari output BIPEMI (18).

BOMVPNVCh (24) menilai dinamika perubahan kerapatan fluks partikel berenergi tinggi dan mengidentifikasi situasi yang dapat dianggap sebagai pertanda dampak negatif partikel pada pesawat ruang angkasa. Situasi seperti ini terjadi ketika kerapatan fluks terukur dari partikel berenergi tinggi melebihi nilai kritis yang ditentukan dan ada kecenderungan peningkatan lebih lanjut. Saat mengidentifikasi dan mengidentifikasi situasi seperti itu, data fluks EMR matahari yang diperoleh dari BIPEMI juga digunakan (18). Saat mendaftarkan situasi prekursor seperti itu di BOMVPNVCh (24), sinyal dihasilkan pada keluaran blok ini dan dikirim ke masukan kedua BUSES (16).

Atas perintah pada input kedua BUSES (16), unit ini mengirimkan perintah ke BFKZ AB (14), yang menurutnya unit ini, melalui switchgear tertutup AB (13), mengisi BAB (12) secara maksimal tingkat biaya. Pada saat yang sama, untuk baterai logam-hidrogen (lihat), menggunakan sensor tekanan yang dipasang di dalam baterai dan suhu pada wadah baterai, kepadatan hidrogen dalam wadah baterai ditentukan, yang menentukan tingkat pengisian baterai. ditentukan. Ketika tingkat kepadatan maksimum tercapai, perintah dikeluarkan untuk menghentikan pengisian daya.

Input BOPTSB (25) dari output kedua DTN (15) dan baterai switchgear tertutup (13) menerima nilai arus beban dari konsumen pesawat ruang angkasa I n dan arus pelepasan yang diizinkan sebesar baterai saya AB. Dengan menggunakan nilai BOPTSB (25) ini, menggunakan hubungan (4), (5) menentukan nilai I SB - nilai minimum yang diizinkan saat ini dari arus yang diperlukan dari SB (dengan mempertimbangkan kemungkinan konsumen menggunakan energi dari BAB (12)), dan mengeluarkannya ke input kedua BUSBTNZ (23).

Informasi tentang waktu kemungkinan dimulainya dampak partikel pada pesawat ruang angkasa ditransmisikan dari keluaran BOMVVCH (20) ke BOMVUSBTNZ (22) melalui masukan pertamanya. Pada BOMVUSBTNZ (22), penilaian sebenarnya terhadap dampak negatif FVS dilakukan dengan membandingkan nilai terukur karakteristik dampak saat ini dengan nilai ambang batas, dimulai dari titik waktu yang ditentukan oleh BOMVUSBTNZ (20). Kondisi yang diperlukan untuk menerima perintah pada output BOMVUSBTNZ (22) adalah adanya dua sinyal - dari output BOMVVCH (20) dan BIPPCHVE (21).

Ketika BOMVUSBTNZ (22) mengeluarkan perintah ke input pertama BUSES (16), blok ini menghasilkan perintah pada output keempatnya, yang menghubungkan ke kontrol SB BUSBTNZ (23).

BUSBTNZ (23) menentukan sudut α s_min_AB dengan ekspresi (3). Untuk menghitung sudut yang ditentukan, digunakan nilai arus yang diperlukan dari SB, yang diperoleh dari BOPTSB (25). Selain itu, dari remote control UPSB (6), blok yang ditentukan menerima informasi tentang nilai sudut rotasi SB saat ini. Setelah menentukan nilai sudut α s_min_AB, algoritma yang tertanam pada BUSBTNZ (23) membandingkannya dengan nilai sudut α saat ini dan menghitung ketidaksesuaian sudut antara α dan α s_min_AB serta jumlah pulsa kontrol yang diperlukan untuk mengaktifkan drive kontrol SB (1). Pulsa kontrol ditransmisikan ke unit kontrol (7). Setelah mengubah dan memperkuat pulsa yang ditunjukkan di UPU (7), pulsa tersebut tiba di input UPS (6) dan menggerakkan penggerak.

Ketika BOMVUSBTNZ (22) tidak mengeluarkan perintah ke input pertama BUSES (16), blok ini, tergantung pada program penerbangan pesawat ruang angkasa yang dijalankan, mentransfer kendali SB (1) ke salah satu blok BUOSBS (8) dan BRSBZP (9).

Fungsi BUSBS (8) dijelaskan di atas.

BRSBZP (9) mengontrol SB (1) sesuai dengan pengaturan program. Algoritme kontrol SB (1) menurut pengaturan perangkat lunak memungkinkan Anda memasang baterai di posisi tertentu α=α z . Dalam hal ini, untuk mengontrol sudut putaran di BRSBZP (9), digunakan informasi dari remote control UPSB (6).

Implementasi BOMVUSBTNZ (22) dan BOMVPNVCh (24) dimungkinkan baik berdasarkan perangkat keras dan perangkat lunak dari pusat kendali pesawat ruang angkasa dan di dalam pesawat ruang angkasa. Pada output BOMVUSBTNZ (22) dan BOMVPNVCH (24), perintah “mulai kendali sistem tenaga surya berdasarkan arus beban” dan “mulai kendali sistem tenaga surya dalam mode persiapan menghadapi dampak negatif partikel berenergi tinggi pada pesawat ruang angkasa” dibentuk, masing-masing, yang dikirim ke BUSES (16), ketika Dalam hal ini, perintah terakhir secara fungsional dianggap oleh BUSES (16) sebagai perintah untuk mengisi baterai ke tingkat pengisian maksimum.

Contoh penerapan BUSES (16) adalah sarana radio dari sistem onboard saluran kontrol layanan (SCU) pesawat ruang angkasa Yamal-100, yang terdiri dari stasiun bumi (ES) dan peralatan on-board (BA) (lihat deskripsi di). Secara khusus, SKU BA bersama dengan SKU GS memecahkan masalah penerbitan informasi digital (DI) ke sistem komputer digital on-board (OBDS) pesawat ruang angkasa dan pengakuan selanjutnya. BTsVS, pada gilirannya, mengontrol blok BUOSBS (8), BRSBZP (9), BUSBTNZ (23), BFKZ AB (14).

Dalam implementasi BUSES (16) ini, interaksi SKU BA dalam hal pertukaran data dilakukan melalui main exchange channel (MEC) sesuai dengan antarmuka MIL-STD-1553. Sebagai pelanggan BCWS digunakan perangkat – unit antarmuka (UB) dari BA SKU. Prosesor BCWS secara berkala melakukan polling terhadap status BS untuk menentukan ketersediaan paket data. Jika paket tersedia, prosesor memulai pertukaran data.

UPU (7) berperan sebagai antarmuka antara BUOSBS (8), BRSBZP (9), BUSBTNZ (23) dan UPSB (6) dan berfungsi untuk mengubah sinyal digital menjadi sinyal analog dan memperkuat sinyal analog.

BUSBTNZ (23) adalah unit di dalam pesawat ruang angkasa, yang perintahnya berasal dari BUSES (16). Implementasi BUSBTNZ (23), BOPTSB (25), BZDZUZSB (26) dapat dilakukan berdasarkan pesawat ruang angkasa BTsVS (lihat,).

Dengan demikian, contoh implementasi blok fundamental dari sistem dipertimbangkan.

Mari kita jelaskan dampak teknis dari penemuan yang diusulkan.

Solusi teknis yang diusulkan memberikan pengurangan dampak negatif aliran partikel berenergi tinggi pada permukaan kerja tata surya pada saat kerah “pelindung” panel surya dilakukan dari arah ke arah Matahari. Hal ini dicapai dengan mengurangi luas permukaan kerja SB, yang terkena dampak negatif oleh aliran partikel-partikel ini, dengan memaksimalkan sudut normal terhadap permukaan kerja SB dari arah ke arah Matahari, sedangkan memastikan bahwa persyaratan penyediaan listrik untuk pesawat ruang angkasa terpenuhi. Maksimalisasi sudut belok dicapai dengan fakta bahwa sistem tenaga surya pesawat ruang angkasa sebelumnya dibawa ke keadaan muatan baterai maksimum, yang memungkinkan untuk menerapkan sudut semaksimal mungkin dari perputaran “pelindung” matahari. sel dari arah menuju Matahari. Mempertimbangkan, misalnya, ketika mengendalikan SES pesawat ruang angkasa Yamal-100 setelah pengoperasian pengisian baterai ke tingkat maksimum, peningkatan kemungkinan arus pengosongan baterai adalah sekitar 30%, maka peningkatan sudut yang sesuai tutup “pelindung” baterai dan, sebagai konsekuensinya, penurunan dampak negatif aliran partikel berenergi tinggi pada permukaan kerja SB merupakan nilai yang signifikan.

LITERATUR

1. Eliseev A.S. Teknologi penerbangan luar angkasa. Moskow, "Teknik Mesin", 1983.

2. Rauschenbach G. Buku Pegangan untuk desain panel surya. Moskow, Energoatomizdat, 1983.

3. Aturan penerbangan selama operasi gabungan SHUTTLE dan ISS. Tom S. Direktorat Operasi Penerbangan. Pusat Luar Angkasa dinamai menurut namanya Lyndon B.Johnson. Houston, Texas, versi utama, 8/11/2001.

4. Sistem catu daya pesawat ruang angkasa. Deskripsi teknis. 300GK.20Yu. 0000-ATO. RSC Energia, 1998.

5. Tsenter B.I., Lyzlov N.Yu., Sistem elektrokimia logam-hidrogen. leningrad. "Kimia", cabang Leningrad, 1989.

6. Kontrol gerak pesawat ruang angkasa dan sistem navigasi. Deskripsi teknis. 300GK.12Yu. 0000-ATO. RSC Energia, 1998.

7. Galperin Yu.I., Dmitriev A.V., Zeleny L.M., Panasyuk L.M. Pengaruh cuaca antariksa terhadap keselamatan penerbangan dan penerbangan luar angkasa. "Penerbangan 2001", hal.27-87.

8. Buku referensi teknik teknologi antariksa. Penerbitan Kementerian Pertahanan SSR, M., 1969.

9. Grilikhes V.A., Orlov P.P., Popov L.B. Energi surya dan penerbangan luar angkasa. Moskow, "Ilmu Pengetahuan", 1984.

10. Stasiun bumi dari saluran kendali layanan pesawat ruang angkasa Yamal. petunjuk. ZSKUGK.0000-ORE. RSC Energia, 2001.

11. Peralatan di dalam saluran kendali layanan pesawat ruang angkasa Yamal. Deskripsi teknis. 300GK.15Yu. 0000A201-OTO. RSC Energia, 2002.

12. Kovtun V.S., Solovyov S.V., Zaikin S.V., Gorodetsky A.A. Suatu metode untuk mengontrol posisi panel surya pada pesawat ruang angkasa dan sistem penerapannya. Paten RF 2242408 sesuai permohonan 2003108114/11 tanggal 24 Maret 2003

1. Suatu metode untuk mengontrol posisi panel surya pesawat ruang angkasa, termasuk mengubah panel surya ke posisi kerja yang menjamin pasokan listrik ke pesawat ruang angkasa dan sesuai dengan keselarasan permukaan kerja normal dengan permukaan kerja yang diterangi dengan pesawat dibentuk oleh sumbu rotasi panel surya dan arahnya ke Matahari, mengukur kerapatan fluks arus radiasi elektromagnetik matahari, menentukan momen dimulainya aktivitas matahari, menentukan momen saat partikel berenergi tinggi mencapai permukaan pesawat ruang angkasa, mengukur kerapatan fluks partikel berenergi tinggi, membandingkan nilai terukur kerapatan fluks partikel berenergi tinggi dengan nilai ambang batas, memutar panel surya pada sudut antara normal ke permukaan kerja yang diterangi dan arah ke Matahari, sesuai dengan area minimum pengaruh fluks partikel berenergi tinggi pada permukaan panel surya sekaligus menyediakan listrik bagi pesawat ruang angkasa, pada saat nilai terukur dari partikel berenergi tinggi kerapatan fluks melebihi nilai ambang batas dan panel surya kembali ke posisi pengoperasiannya pada titik waktu di mana kerapatan fluks partikel berenergi tinggi menjadi di bawah nilai ambang batas, ditandai dengan bahwa panel surya juga menentukan momen waktu ketika prekursor dari dampak negatif fluks partikel berenergi tinggi pada pesawat ruang angkasa muncul dan pada waktu yang ditentukan baterai sistem catu daya pesawat ruang angkasa diisi ke tingkat muatan maksimum, jika nilai kerapatan fluks partikel berenergi tinggi yang diukur melebihi nilai ambang batas dibandingkan dengan mereka, panel surya diputar sampai sudut antara normal ke permukaan kerja yang diterangi dan arah ke Matahari α s_min_AB tercapai, sesuai dengan area minimum pengaruh fluks tinggi -partikel energi di permukaan panel surya, sekaligus menyediakan listrik bagi pesawat ruang angkasa dari tenaga surya dan baterai yang dapat diisi ulang dari sistem catu daya, dan ditentukan oleh rasio

α s_min_AB =arccos (maks(0, I n -I AB )/I m),

dimana I n adalah arus beban konsumen pesawat ruang angkasa;

I m - arus maksimum yang dihasilkan ketika permukaan kerja panel surya yang diterangi diorientasikan tegak lurus terhadap sinar matahari;

I AB - arus pelepasan baterai yang diizinkan saat ini, dan kekurangan listrik yang diakibatkannya di pesawat ruang angkasa dikompensasi dengan pemakaian baterai yang dapat diisi ulang, sambil memantau tingkat pengisian baterai yang dapat diisi ulang dan, setelah mencapai nilai minimum yang diizinkan dari baterai tersebut. level, nilai arus pelepasan yang diizinkan dari baterai isi ulang diatur ulang dan melepaskan baterai dari beban eksternal.

2. Sistem pengontrol posisi panel surya pesawat ruang angkasa, yaitu empat panel surya fotovoltaik yang dipasang pada panel, termasuk alat untuk memutar panel surya tersebut, alat pengubah penguat, unit kendali orientasi pesawat ruang angkasa. panel surya menghadap matahari, unit untuk memutar panel surya ke posisi tertentu, dua pengatur arus, satu unit baterai, satu pengisi daya baterai, satu unit pembangkit perintah untuk mengisi baterai, satu sensor arus beban, satu unit kendali sistem catu daya, bus catu daya, satuan pengukuran kerapatan fluks arus radiasi elektromagnetik matahari, satuan pendeteksi aktivitas matahari, satuan penentuan momen waktu tumbukan partikel berenergi tinggi pada pesawat ruang angkasa, satuan pengukuran kerapatan fluks partikel berenergi tinggi, satuan penentuan momen waktu mulainya kendali baterai surya berdasarkan arus beban, satuan kendali baterai surya berdasarkan arus beban, sedangkan baterai surya melalui keluaran pertamanya, menggabungkan keluaran dari dua baterai fotovoltaik, dihubungkan ke masukan pertama dari perangkat rotasi panel surya, dan melalui keluaran kedua, yang menggabungkan keluaran dari dua baterai fotovoltaik lainnya, dihubungkan ke masukan kedua dari perangkat rotasi panel surya, dan keluaran dari unit kontrol untuk orientasi panel surya ke arah Matahari dan rotasi panel surya ke posisi tertentu masing-masing dihubungkan ke input pertama dan kedua dari perangkat pengubah amplifikasi, yang outputnya, pada gilirannya, terhubung ke masukan ketiga alat pemutar panel surya, keluaran pertama dan kedua alat pemutar panel surya dihubungkan masing-masing ke masukan pengatur arus pertama dan kedua, dan keluaran pengatur arus dihubungkan ke daya bus suplai pesawat ruang angkasa, unit baterai dihubungkan dengan inputnya, melalui pengisi daya baterai, ke bus catu daya, sedangkan pengisi daya baterai dihubungkan dengan input pertamanya ke bus yang ditentukan, dan ke input kedua pengisi daya baterai baterai, sensor arus beban dihubungkan, yang pada gilirannya dihubungkan ke bus catu daya, blok baterai dihubungkan dengan outputnya ke input pertama dari blok untuk menghasilkan perintah untuk pengisian baterai, dan output pertama dari unit kontrol sistem catu daya terhubung ke input kedua dari blok yang ditentukan, output dari blok yang menghasilkan perintah untuk mengisi daya baterai terhubung ke input ketiga pengisi daya baterai, output kedua dan ketiga dari unit kontrol sistem catu daya terhubung ke input pertama dari unit kontrol untuk orientasi panel surya ke arah Matahari dan rotasi panel surya ke posisi tertentu, output ketiga dari perangkat rotasi panel surya terhubung ke input kedua dari unit kontrol untuk orientasi panel surya ke arah Matahari dan perputaran panel surya ke posisi tertentu, keluaran blok untuk mengukur rapat fluks arus radiasi elektromagnetik matahari dihubungkan ke masukan blok untuk menentukan aktivitas matahari, keluaran pertama yang, pada gilirannya, dihubungkan ke masukan blok yang menentukan momen waktu tumbukan partikel pada pesawat ruang angkasa, keluaran blok untuk menentukan momen waktu tumbukan partikel pada pesawat ruang angkasa dan blok untuk mengukur kerapatan fluks partikel berenergi tinggi masing-masing dihubungkan ke input pertama dan kedua dari blok untuk menentukan waktu dimulainya pengendalian panel surya berdasarkan arus beban, dan blok input untuk mengukur kerapatan fluks partikel berenergi tinggi dihubungkan ke keluaran kedua blok untuk menentukan aktivitas matahari, keluaran blok untuk menentukan momen waktu ketika panel surya mulai dikendalikan oleh arus beban dihubungkan ke masukan dari blok kendali sistem catu daya, keluaran keempatnya, pada gilirannya, dihubungkan ke masukan pertama dari blok kendali panel surya sesuai dengan arus beban, masukan dan keluaran ketiga masing-masing dihubungkan ke keluaran ketiga dari perangkat rotasi panel surya dan input ketiga dari perangkat pengubah penguat, ditandai dengan tambahan blok untuk menentukan arus yang diperlukan dari panel surya, blok untuk menentukan momen terjadinya pertanda dampak negatif energi tinggi partikel pada pesawat ruang angkasa dan unit untuk mengatur nilai tingkat pengisian baterai yang diizinkan, sedangkan input dan output pertama dan kedua dari unit untuk menentukan arus yang diperlukan dari panel surya masing-masing dihubungkan ke output kedua dari beban sensor arus, keluaran kedua dari baterai pengisi daya baterai dan masukan kedua dari unit kontrol panel surya untuk arus beban, keluaran dari unit untuk mengukur kerapatan fluks partikel energi tinggi dan satuan untuk mengukur kerapatan fluks arus radiasi elektromagnetik matahari terhubung

Penemuan ini berkaitan dengan astronotika dan dapat digunakan dalam kegiatan luar angkasa - penelitian luar angkasa, planet-planet tata surya, pengamatan Bumi dari luar angkasa, dll., yang memerlukan penentuan koordinat spasial pesawat ruang angkasa (SV) dan komponen vektor kecepatannya.

Penemuan ini berkaitan dengan teknologi roket dan luar angkasa dan dapat digunakan dalam pembuatan kendaraan peluncuran (LV), termasuk kendaraan konversi, untuk meluncurkan pesawat ruang angkasa ke orbit rendah Bumi.

Penemuan tersebut berkaitan dengan bidang teknologi luar angkasa, yaitu sistem catu daya untuk pesawat ruang angkasa, dan dapat digunakan untuk mengontrol posisi panel suryanya.

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 telah 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 biaya 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 arah Bumi. ICR juga digunakan dalam astronotika berawak, misalnya, pada modifikasi modern pesawat ruang angkasa Soyuz, orientasi pengereman hanya dilakukan sesuai dengan 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.

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.

Dalam pembangunan rumah pedesaan, rumah di pondok musim panas, rumah kaca, dan berbagai bangunan luar, sistem pasokan listrik otonom semakin banyak digunakan. Panel surya memberikan kemandirian dari jaringan listrik umum. Dan di kota-kota swasta, Anda sering dapat melihat panel surya pembangkit listrik rumah tangga di atap rumah.

Panel ini dapat dibuat dengan struktur silikon mono dan polikristalin, dapat dibuat berdasarkan baterai yang dibuat menggunakan teknologi amorf atau mikromorfik, dan bahkan dapat menggunakan sel surya yang dibuat menggunakan teknologi “Moth Eye”. Apalagi, setiap bangunan dibangun sedemikian rupa sehingga panel surya dipasang di tempat yang mendapat sinar matahari maksimal.

Efisiensi sistem helium modern rata-rata tidak melebihi 18% - 20%. Sampel terbaik dapat mencapai efisiensi 25%. Pada tahun 2014, para ilmuwan di Pusat Fotovoltaik Tingkat Lanjut Australia UNSW melaporkan bahwa mereka telah mencapai efisiensi sel surya sebesar 40%.

Perlu dipahami bahwa nilai efisiensi diukur ketika panel helium disinari matahari pada sudut siku-siku. Jika baterai surya dipasang secara permanen, maka pada siang hari, saat matahari bergerak melintasi langit, periode penyinaran langsung baterai tersebut oleh matahari akan relatif singkat. Oleh karena itu, efisiensi panel surya tercanggih sekalipun akan menurun.

Untuk meminimalkan penurunan efisiensi sistem helium, panel surya harus dipasang pada modul berputar, yang memungkinkan baterai berorientasi ke arah matahari sepanjang hari. Perangkat berputar seperti itu, di mana struktur pendukung dengan satu atau lebih panel surya dipasang, disebut pelacak.

Ini dirancang untuk memantau matahari dan, tergantung pada posisinya, mengarahkan panel surya ke arahnya. Perangkat ini, tergantung versinya, dilengkapi satu atau dua sensor pelacak matahari, serta mekanisme berputar. Pelacak harus dipasang di tempat yang cukup terang di tanah, di tempat yang tidak bergerak, atau di tiang yang akan menaikkan pelacak sedemikian tinggi sehingga baterai surya selalu diterangi oleh matahari.

Pelacak dengan empat panel surya di tiang

Bahkan perangkat berputar paling sederhana dengan sistem pelacakan matahari memungkinkan Anda mendapatkan efisiensi maksimal dari baterai gel. Penelitian telah menunjukkan bahwa jika panel surya tidak diarahkan dengan benar ke matahari, hingga 35% daya akan hilang. Oleh karena itu, untuk mencapai daya yang direncanakan dalam kasus pemasangan fotosel tetap, perlu memasang lebih banyak panel.

Prinsip membangun sistem kendali putaran panel surya

Industri ini memproduksi beberapa jenis sistem kendali putaran panel surya. Ini adalah perangkat yang cukup mahal (hingga 100.000 rubel) yang dapat mengontrol posisi beberapa panel helium sekaligus.

Karena matahari bergerak tidak hanya secara horizontal tetapi juga vertikal pada siang hari, sistem kontrol ini memantau perubahan posisi dan, sesuai dengan informasi yang diterima, mengeluarkan perintah untuk memutar panel di sekitar sumbu horizontal atau vertikal. Secara umum, sistem kendali tersebut terdiri dari sensor surya, konverter sinyal (P) dari sensor ini, penguat sinyal (U), mikrokontroler (MC), perangkat kendali mesin (ECD), mesin itu sendiri dan , terakhir, bingkai tempat panel helium dipasang.

Sirkuit kontrol pelacak

Merupakan karakteristik bahwa rangkaian yang sama digunakan untuk mengontrol putaran pada kedua sumbu. Hanya sensor posisi matahari dan motornya saja yang berbeda. Sensor posisi matahari yang paling sederhana terdiri dari dua fotodioda yang dipisahkan oleh sekat buram.

Tergantung pada gerakan apa yang dipantau sensor ini, partisi dipasang secara horizontal atau vertikal, tetapi harus diarahkan secara ketat ke arah matahari. Selama kedua fotodioda mendapat penerangan yang sama, sinyal yang datang dari keduanya adalah sama. Segera setelah matahari bergerak sedemikian rupa sehingga salah satu fotodioda berada dalam bayangan partisi, terjadi ketidakseimbangan sinyal dan sistem kontrol menghasilkan perintah yang sesuai untuk memutar panel surya.

Rangkaian sensor posisi matahari

Biasanya, motor stepper atau motor katup keengganan digunakan sebagai motor untuk meja putar. Dalam sistem kontrol seperti itu, sensor pelacakan dipasang pada platform yang sama dan berputar bersamanya, sehingga memastikan orientasi panel helium yang tepat ke matahari. Untuk pengoperasian sensor yang andal, sensor harus dilindungi dari kontaminasi, akumulasi salju, dan bayangan optik oleh objek acak.

Ada sistem kontrol di mana sensor pelacakan dilepas dari platform berputar pendukung dan ditempatkan di tempat yang terlindung dari pengaruh tersebut. Dalam hal ini, sinyal dari sensor dikirim ke pemancar sinkronisasi. Dengan mengarahkan sensor pelacak ke arah matahari, pemancar sinkronisasi mentransmisikan aksi kontrol ke penerima sinkronisasi, yang memutar platform pendukung, mengarahkannya tepat ke matahari.

Sistem kendali putaran panel surya berdasarkan mekanisme jam

Instalasi industri - pembangkit listrik helium lengkap dengan modul putar biaksial - cukup mahal. Misalnya, pelacak industri UST-AADAT berharga sekitar satu setengah juta rubel. Keinginan alami dari semua pemilik pembangkit listrik tenaga surya adalah untuk meningkatkan keluaran listrik sekaligus mengurangi biaya. Hasilnya, muncul perangkat buatan sendiri, desain aslinya, menggunakan bahan bekas. Dan perangkat ini cukup berhasil mengontrol orientasi panel ke matahari.

Salah satu opsi untuk perangkat tersebut adalah sistem untuk mengontrol orientasi panel helium, yang dibangun berdasarkan mekanisme jam. Untuk melacak matahari, sama sekali tidak perlu menggunakan alat penerima cahaya. Untuk melakukan ini, ambil saja jam dinding mekanis biasa. Bahkan pejalan kaki tua pun bisa melakukannya. Diketahui bahwa dalam satu jam matahari melintasi langit dari timur ke barat sepanjang lintasan yang sesuai dengan perpindahan sudut 15°. Karena perpindahan sudut seperti itu tidak terlalu penting untuk panel helium, cukup menyalakan mekanisme putaran satu kali dalam satu jam.

Melacak pergerakan matahari berdasarkan jam

Perangkat untuk memutar panel helium pada sumbu vertikal mungkin terlihat seperti ini. Kontak tetap dibuat pada pelat jam pada jarak sepanjang jarum menit dari pusat, di tempat yang sesuai dengan jam 12. Kontak bergerak berada di ujung jarum menit.

Jadi, setiap 60 menit kontak akan menutup dan motor akan menyala, memutar panel surya. Mesin dapat dimatikan dengan berbagai cara, misalnya menggunakan limit switch atau time relay. Jika Anda memasang kontak tetap lainnya pada dial di tempat yang sesuai dengan jam 6, maka posisi panel akan diperbaiki setiap setengah jam.

Dalam hal ini, perangkat pematian mesin harus diatur untuk memutar platform penahan beban pada sudut 7,5°.

Selain itu, jika diinginkan, di sini, pada mekanisme ini, dengan bantuan grup kontak lain, tetapi searah jarum jam, Anda dapat memasang sirkuit untuk mengembalikan panel surya secara otomatis ke posisi semula. Berdasarkan arah jarum jam yang sama, Anda dapat merakit sistem kontrol untuk rotasi panel dan mengelilingi sumbu horizontal. Saat jarum penunjuk jam bergerak ke angka 12, rangka penyangganya terbit seiring dengan matahari. Setelah 12 jam, motor sumbu horizontal dibalik dan panel surya mulai berputar ke arah yang berlawanan.

Prinsip jam air dalam sistem kendali putaran panel surya

Sistem ini ditemukan oleh siswa berusia sembilan belas tahun Eden Full dari Kanada. Ini dirancang untuk mengontrol pelacak sumbu tunggal. Prinsip operasinya adalah sebagai berikut. Rotasi dilakukan pada sumbu horizontal. Panel surya dipasang pada posisi awal sehingga sinar matahari tegak lurus terhadap bidang panel.

Sebuah wadah berisi air digantung pada salah satu sisi panel, dan sebuah beban digantung pada sisi yang berlawanan, yang berada dalam kesetimbangan dengan wadah berisi air. Pada bagian bawah wadah dibuat lubang kecil agar air mengalir keluar setetes demi setetes dari wadah tersebut. Ukuran lubang ini dipilih secara eksperimental. Saat air mengalir keluar, bejana menjadi lebih ringan, dan penyeimbang perlahan memutar bingkai dengan panel.

Pelacak jam air

Mempersiapkan pelacak untuk pengoperasiannya terdiri dari menuangkan air ke dalam wadah kosong dan menempatkan panel surya pada posisi semula.

Kedua contoh ini tidak menghilangkan kemungkinan opsi untuk membuat modul putar. Dengan sedikit imajinasi, Anda bisa mendapatkan perangkat sederhana namun sangat efektif yang dijamin dapat meningkatkan efisiensi pembangkit listrik helium di rumah Anda.

Pelacak surya adalah sistem yang dirancang untuk mengarahkan permukaan kerja sistem pembangkit listrik atau sistem yang memusatkan (menghasilkan) energi panas yang dipasang pada pelacak ke Matahari.

Permukaan kerja dalam hal ini adalah:

— baterai yang terdiri dari modul fotovoltaik surya (panel);
— cermin reflektor parabola yang memfokuskan energi matahari pada mesin Stirling yang menghasilkan listrik (Foto 2);
- cermin reflektor yang memfokuskan energi matahari ke penerima energi matahari lainnya, yang dapat berupa perangkat atau pendingin, tergantung pada jenis sistemnya (Foto 3).
— perangkat optik, dll.

Orientasi yang tepat dari permukaan kerja sistem ke Matahari diperlukan untuk mencapai kinerja maksimalnya. Dalam hal ini, tugas pelacak adalah mengurangi sudut datang matahari pada permukaan kerja panel surya (modul PV, modul fotovoltaik terkonsentrasi CPV, sistem CSP, sistem HCPV, reflektor parabola, dll.).

Komposisi pelacak surya

Pelacak surya lengkap terdiri dari:

1. Suatu struktur pendukung yang terdiri dari bagian yang tetap dan bagian yang bergerak, bagian yang bergerak tersebut mempunyai satu atau dua sumbu putaran (Gbr. 1);
2. Sistem orientasi (pemosisian) untuk bagian pelacak yang bergerak, terdiri dari aktuator, dan perangkat kendalinya;
3. Sistem keamanan, meliputi:
- proteksi petir,
- perlindungan kelebihan beban,
— stasiun cuaca yang dirancang untuk memperingatkan sistem tentang badai, hujan es, salju, es, dan kondisi cuaca buruk. Dengan menganalisis data stasiun cuaca, sistem mengarahkan ulang pelacak ke posisi di mana faktor-faktor buruk akan diminimalkan selama periode aksinya, dan permukaan kerja akan terlindungi dari kehancuran atau kerusakan.
— stabilisator;
4. Sistem kendali dan antarmuka yang dirancang untuk pengaturan, pemantauan dan pemeliharaan sistem tenaga listrik;
5. Sistem akses jarak jauh - untuk pemantauan jarak jauh dan manajemen sistem;
6. Sistem navigasi - untuk menentukan posisi geografis sistem, ketinggian di atas permukaan laut (untuk pelacak di pangkalan seluler). Pada pelacak stasioner, navigasi tidak diperlukan. Pengaturan garis lintang, garis bujur, dan ketinggian di atas permukaan laut di lokasi pemasangan pelacak dimasukkan oleh pemasok selama pemasangan sistem.

7. Inverter - mengubah tegangan langsung yang berasal dari muatan pelacak (modul PV, dll.) menjadi tegangan bolak-balik 220V (110V) dan mentransmisikannya ke konsumen atau ke stasiun penerima, sekaligus memberi daya pada pelacak. Jumlah inverter pada pelacak bisa dari satu hingga tiga. Inverter diproduksi dalam versi terlindung (versi lapangan) atau di rumah yang dipasang di dalam ruangan. Diagram koneksi inverter dalam sistem mungkin berbeda.

Kebutuhan untuk mengemas pelacak secara lengkap tidak selalu layak secara ekonomi; hal ini bergantung pada jenis pelacak, tujuan, dan faktor lainnya, sehingga dalam praktiknya, banyak komponen pelacak di atas sering kali hilang.

Jenis pelacak surya

Sistem orientasi susunan surya

Bagian pelacak yang bergerak dapat diubah posisinya menggunakan penggerak manual, atau menggunakan 1-2 aktuator – aktuator yang dibuat dengan motor listrik.

Tugas pelacak adalah mengatur sudut kemiringan permukaan kerja beban, mengarahkannya secara ketat ke arah matahari. Sederhananya, sinar matahari harus jatuh tegak lurus terhadap bidang panel surya.

Beras. 1

Orientasi ini dapat dicapai dengan beberapa cara:

Dalam kasus pertama, perangkat kontrol aktuator, menggunakan beberapa fotodetektor, menganalisis iluminasi pada berbagai posisi pelacak dan mengirimkan sinyal kontrol ke aktuator hingga fluks cahaya pada semua fotosel sama. Ketidakseimbangan sistem akibat pergerakan matahari akan memberikan dorongan untuk mengaktifkan gerakan baru, menuju matahari. Diagram sirkuit perangkat tersebut sederhana dan murah. Tapi mereka punya satu kelemahan signifikan. Dalam cuaca mendung, curah hujan, dan kontaminasi fotodetektor, sistem tidak dapat beroperasi.

Anda dapat mengubah orientasi sistem secara manual, atau dengan mengontrol aktuator dengan memberikan sinyal kontrol menggunakan sakelar. Tetapi metode ini dapat diterima terutama untuk orientasi musiman pelacak, ketika sudut kemiringan yang sesuai diatur untuk jangka waktu tertentu (dalam gambar, sudut ini ditetapkan sebagai Zenith (sudut puncak matahari (Gbr. 1.)). Keakuratan orientasinya rendah, operator tidak selalu dapat ditempatkan di dekat pelacak, sehingga metode ini tidak tersebar luas, tetapi cukup cocok untuk orientasi musiman sistem anggaran rendah.

Kontrol pergerakan pelacak sepanjang sudut Azimuth dan Zenith dimungkinkan dengan perangkat kontrol yang dilengkapi pengatur waktu. Dalam hal ini, aktuator memulai pekerjaannya sesuai dengan program pengatur waktu harian (jika perlu, dan sesuai dengan program tahunan). Keakuratan orientasinya tidak terlalu bagus, karena matahari terus-menerus mengubah waktu, tempat terbit dan terbenamnya, serta sudut puncaknya sepanjang tahun.
Misalnya, di musim panas di garis lintang kita, sudut puncaknya kecil, dan di musim dingin matahari melintasi cakrawala dan sudut puncaknya besar. Metode ini dapat diterima untuk sistem yang murah.

Metode yang paling efektif adalah pengendalian aktuator menggunakan program yang menghitung lokasi matahari pada interval waktu tertentu. Berdasarkan jam internal perangkat, program ke unit kontrol akan memberikan informasi tentang nilai sudut Azimuth dan Zenith (Gbr. 1), dengan mempertimbangkan lokasi pelacak (lintang, bujur, ketinggian di atas permukaan laut). ), setelah itu aktuator melakukan reorientasi pelacak yang sesuai ke posisi terhitung. Program penghitungan letak matahari ini disebut SPA (Solar Position Algorithm).

Perangkat kendali pelacak dapat dibuat pada komputer yang aman, PLC - Pengontrol Logika yang Dapat Diprogram, atau dalam bentuk perangkat lengkap terpisah yang diprogram oleh pemasok saat pelacak dikirimkan, dengan mengacu pada lokasi produknya. Sekelompok pelacak dapat dikendalikan oleh satu komputer, sehingga mengurangi biaya pembangkit listrik.

Fitur desain

Desain pelacak harus memastikan kemampuan menahan beban angin yang kuat saat beroperasi sebagai bagian dari sistem tenaga. Dengan bertambahnya ukuran permukaan kerja muatan, kecepatan angin kompleks meningkat. Berat muatan juga penting. Oleh karena itu, perancang sering kali harus mendistribusikan kembali beban pada pelacak dalam keputusan mereka, sehingga meningkatkan dimensi sistem (Foto 4;5). Keandalan adalah faktor penentu di sini.

UST — Yuri Studenov

Anda dapat membeli pelacak surya. Pilih dari pelacak produksi sumbu tunggal dan sumbu ganda.

• Apa yang harus dilakukan jika komputer Anda sering lag
• Panggilan Cepat: penanda visual terbaik untuk browser Google Chrome
• Cara menonaktifkan add-on browser yang memblokir skrip agar tidak berjalan
• Teknologi baru dari Google “Aplikasi Instan” – apa itu dan bagaimana cara menginstal pembaruan Aplikasi Instan
• Login "Halaman Saya" Facebook
• Daftar di Facebook dan masuk ke halaman Anda
• Memecahkan masalah berbagi printer
• Memecahkan masalah berbagi printer
• Apa yang perlu Anda ketahui tentang pembatasan Facebook
• Dasar-dasar Linux untuk Pemula

• Lewati batasan TeamViewer
• Pembuat kata sandi acak Pembuat kata sandi telepon dengan frasa sandi
• Bagaimana cara membuat blok dalam satu baris menggunakan css?
• Menginstal Joomla di komputer lokal Anda
• Hal menarik apa yang bisa kamu temukan di Internet?
• Ulasan Sony Ericsson Xperia Neo: memenuhi harapan
• Smartphone Samsung GT I8160 Galaxy Ace II: review dan spesifikasi
• Analogi Bla Bla Car di Rusia: alternatif apa yang dimiliki layanan ini, apa bedanya?
• NewPipe adalah analog YouTube gratis dengan opsi untuk mengunduh musik dan video di Android
• Cara memeriksa kecepatan hosting dan memuat halaman sumber daya web Dua cara untuk mengetahui kebenarannya