• File Pdf konverter PDF gratis dalam bahasa Inggris
• Program di Windows atau seluruh komputer dibekukan
• Cara membuat halaman dengan bingkai
• Membuat Halaman Web Menggunakan FrontPage Membuat Situs Web Menggunakan Template
• Daftar html bersarang. Daftar bernomor. Contoh: Penanda grafis
• Cara menggabungkan objek (primitif 2D) di AutoCAD
• Mengukur resistansi internal aki mobil (baterai)
• Penguat chip TDA7294: deskripsi, lembar data, dan contoh penggunaan
• Penguat chip TDA7294: deskripsi, lembar data, dan contoh penggunaan Deskripsi chip TDA7294
• Catu daya: apa yang bisa dilakukan dari lampu hemat energi?

Pemilik paten RU 2322373:

Penemuan ini berkaitan dengan catu daya pesawat ruang angkasa (SC) menggunakan panel surya (SB). Metode yang diusulkan termasuk memutar panel SB ke posisi kerja yang sesuai dengan penyelarasan normal ke permukaan yang diterangi dengan bidang yang dibentuk oleh sumbu rotasi panel SB dan arah ke Matahari. Pada saat yang sama, kerapatan fluks radiasi elektromagnetik matahari dan partikel berenergi tinggi diukur, menentukan momen awal aktivitas matahari dan pencapaian partikel tertentu di permukaan pesawat ruang angkasa. Selain itu, momen kemunculan prekursor dari dampak negatif aliran partikel ini pada pesawat ruang angkasa ditentukan. Pada saat-saat ini, baterai pesawat ruang angkasa terisi hingga level maksimum. Ketika kerapatan fluks partikel melebihi nilai ambang batas, panel SB diputar pada sudut antara normal yang ditentukan dan arah ke Matahari, sesuai dengan area minimum pengaruh fluks partikel pada permukaan SB. Kekurangan listrik di pesawat ruang angkasa ditutupi oleh pelepasan baterai. Ketika tingkat pengisian minimum yang diperbolehkan untuk baterai ini tercapai, mereka diputuskan dari beban. Pada akhir tumbukan partikel pada pesawat ruang angkasa, panel SB dikembalikan ke posisi kerjanya. Sistem kontrol yang diusulkan mencakup blok dan koneksi yang diperlukan di antara mereka untuk melakukan operasi yang dijelaskan di atas. Selain itu, ini termasuk blok untuk menentukan arus yang diperlukan dari SB, blok untuk menentukan momen munculnya prekursor dari dampak negatif partikel berenergi tinggi pada pesawat ruang angkasa, dan blok untuk mengatur tingkat pengisian baterai yang diizinkan . Hasil teknis dari penemuan ini adalah untuk mengurangi dampak negatif aliran partikel berenergi tinggi pada permukaan kerja SB dengan memaksimalkan sudut putaran "pelindung" SB dari arah aliran ini dari Matahari. 2 n.p. f-ly, 1 sakit.

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

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

Untuk memastikan efisiensi operasi SB yang tinggi, sebagian besar pesawat ruang angkasa dilengkapi dengan sistem orientasi otomatisnya ke Matahari. Komposisi sistem semacam itu termasuk sensor matahari, perangkat pengonversi logis, dan penggerak listrik yang mengontrol posisi SB.

Kerugian dari metode ini dan sistem kontrol posisi pesawat ruang angkasa SB adalah tindakan mereka tidak memberikan perlindungan dari dampak negatif faktor lingkungan (EF) pada permukaan kerja panel SB, seperti perlindungan dari gas yang keluar dari jet operasi. engine (RD ) SC (lihat , hlm. 311-312; , hlm. 2-27), dan aliran proton dan elektron berenergi tinggi dari sinar kosmik radiasi elektromagnetik matahari (EMR) selama periode aktivitas matahari tinggi (lihat , hlm. .323; , hlm. .31, 33).

Analog terdekat, diambil sebagai prototipe, adalah metode untuk mengontrol posisi pesawat ruang angkasa SV, yang dijelaskan dalam. Inti dari metode ini adalah sebagai berikut.

Panel SB diputar ke posisi operasi, yang memastikan pasokan pesawat ruang angkasa dengan listrik, sesuai dengan penyelarasan normal ke permukaan kerja yang diterangi dengan bidang yang dibentuk oleh sumbu rotasi panel SB dan arah ke Matahari. Selanjutnya, momen dimulainya dampak negatif FVS pada permukaan kerja SB ditentukan, dan panel SB diputar hingga waktu dimulainya dampak faktor-faktor ini dan kembalinya panel SB ke posisi kerja setelah akhir dampak yang ditentukan. Untuk melakukan ini, kerapatan fluks arus radiasi elektromagnetik matahari diukur dan nilai terukur menentukan waktu dimulainya aktivitas matahari, menentukan waktu ketika partikel mencapai energi tinggi di permukaan pesawat ruang angkasa. Pada titik waktu tertentu, kerapatan fluks partikel berenergi tinggi - proton dan elektron - diukur dan nilai yang diukur dibandingkan dengan nilai ambang batas. Jika nilai terukur melebihi nilai ambang fluks proton dan elektron, panel SB diputar pada sudut antara normal ke permukaan kerja yang diterangi dan arah ke Matahari α s_min , sesuai dengan area minimum dampak aliran partikel berenergi tinggi pada permukaan SB, ditentukan oleh rasio:

α s min \u003d arccos (I n / I m),

di mana I n adalah arus beban dari konsumen pesawat ruang angkasa;

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

pada saat yang sama, momen waktu ketika nilai kerapatan fluks yang diukur dari partikel berenergi tinggi yang ditunjukkan melebihi nilai ambang atas kerapatan fluks dari partikel berenergi tinggi yang ditunjukkan diambil sebagai titik waktu dari awal pergantian panel SB, dan momen waktu di mana kerapatan fluks partikel berenergi tinggi menjadi lebih rendah dari nilai ambang atas.

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

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

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

α - sudut arus antara normal ke permukaan kerja SB dan arah ke Matahari,

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

Sistem kontrol posisi SB untuk menerapkan metode ini, diambil sebagai prototipe, dijelaskan dalam dan berisi SB, pada substrat bodi kaku yang terdapat empat baterai fotovoltaik (BF 1 , BF 2 , BF 3 , BF 4), a memutar perangkat SB (UPSB); perangkat pengubah-penguat (UPD); Unit kontrol orientasi SB menuju Matahari (BUOSBS); Blok pembalikan SB ke posisi yang telah ditentukan (BRSBZP); dua regulator arus (PT 1, RT 2), blok AB (BAB); pengisi baterai (ZRU AB); blok untuk menghasilkan perintah untuk mengisi daya AB (BFKZ AB); memuat sensor arus (DTN); unit kontrol sistem catu daya (BUSES); bus catu daya (SHE); unit untuk mengukur kerapatan fluks arus EMP surya (BIPEMI); unit untuk menentukan aktivitas matahari (BOSA); blok untuk menentukan momen tumbukan partikel pada pesawat ruang angkasa (BOMVVCH); unit untuk mengukur kerapatan fluks partikel berenergi tinggi (BIPCHVE); blok untuk menentukan momen dimulainya kontrol SB oleh arus beban (BOMVUSBTNZ); Unit kontrol SB untuk arus beban (BUSBTNZ). Pada saat yang sama, SB melalui keluaran pertamanya, 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 , terhubung ke input kedua UPSB. Keluaran BUOSBS dan BRSBZP dihubungkan masing-masing ke masukan UPA pertama dan kedua, keluarannya, pada gilirannya, dihubungkan ke masukan ketiga UPSB. Keluaran pertama dan kedua dari UPSB masing-masing dihubungkan ke masukan PT 1 dan RT 2, dan keluaran PT 1 dan RT 2 dihubungkan ke SE. BAB dengan inputnya melalui ZRU AB terhubung ke SE. Dalam hal ini, ZRU AB dihubungkan dengan input pertama ke bus yang ditentukan, dan output kecelakaan dihubungkan ke input kedua ZRU AB, input yang terhubung, pada gilirannya, ke SE. BAB terhubung dengan outputnya ke input pertama BFKZ AB, dan output pertama BUSES terhubung ke input kedua dari blok yang ditentukan. Output BFKZ AB terhubung ke input ketiga ZRU AB. Keluaran kedua dan ketiga dari BUSES masing-masing terhubung ke masukan pertama BUOSBS dan BRSBZP. Keluaran ketiga UPSB dihubungkan ke masukan kedua BUOSBS dan BRSBZP. Output BIPEMI terhubung ke input BOSA, output pertama yang pada gilirannya terhubung ke input BOMVCH. Keluaran BOMVVCH dan BIPPCHVE masing-masing dihubungkan ke masukan pertama dan kedua dari blok BOMVUSBTNZ, dan masukan BIPPCHVE dihubungkan ke keluaran kedua dari BOS. Output dari BOMVUSBTNZ terhubung ke input BUSES. BUSES dengan keluaran keempat dihubungkan ke masukan pertama BUSBTNZ, dan keluaran kedua DTN dihubungkan ke masukan kedua BUSBTNZ. Output BUSBTNZ terhubung ke input ketiga UPA. Selain itu, keluaran ketiga dari UPSB dihubungkan ke masukan ketiga dari BUSBTNS.

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

UPSB berfungsi untuk transit transmisi tenaga listrik dari SB ke PT 1 dan PT 2. Stabilisasi tegangan pada bus listrik SES dilakukan oleh salah satu RT. Pada saat yang sama, RT lainnya dalam keadaan transistor daya tertutup. Generator SB bekerja dalam hal ini dalam mode hubung singkat. Ketika daya beban menjadi lebih besar dari daya penghubung generator SB, RT lain beralih ke mode stabilisasi tegangan, dan energi generator yang tidak digunakan disuplai ke bus daya SES. Dalam periode tertentu, ketika daya beban dapat melebihi daya SB, ZRU AB, akibat pelepasan unit AB, mengkompensasi kekurangan listrik di pesawat ruang angkasa. Untuk tujuan ini, ZRU AB berfungsi sebagai pengatur debit untuk AB.

Selain regulator yang ditentukan ZRU AB juga berisi regulator muatan AB. Pengatur muatan membatasi arus pengisian BAB pada level (I z ± 1) A, di mana I z adalah arus muatan pengenal, dengan kelebihan daya BF dan menstabilkan tegangan pada bus SES dengan mengatur arus arus pengisian BAB ketika daya BF tidak mencukupi untuk memberikan daya ke arus pengisian baterai (I nz ± 1) A. Untuk menjalankan siklus pengisian daya yang ditunjukkan di ZRU AB, informasi dari DTN digunakan. Pada saat yang sama, DTN terhubung ke SES sedemikian rupa sehingga mengukur arus beban tidak hanya dari konsumen terpasang, tetapi juga memperhitungkan arus muatan AB. Pengisian BAB dilakukan oleh ZRU AB melalui BFKZ AB.

Bersamaan dengan pengoperasian dalam mode catu daya pesawat ruang angkasa, sistem menyelesaikan masalah dalam mengontrol posisi bidang panel SB.

Atas perintah BUSES, unit BUOSBS mengontrol orientasi SB ke Matahari. BUOSBS dapat diimplementasikan berdasarkan sistem kontrol gerak dan navigasi (SUDN) dari pesawat ruang angkasa (lihat). Dalam hal ini, informasi input untuk algoritme kontrol SB adalah: posisi vektor arah satuan ke Matahari relatif terhadap sumbu koordinat yang terkait dengan pesawat ruang angkasa, ditentukan oleh algoritme kontur kinematik VMS; Posisi SB relatif terhadap badan pesawat ruang angkasa, diperoleh dalam bentuk nilai terukur arus sudut α dari sensor sudut (OS) yang dipasang pada UPSB. Dalam hal ini, nilai α selalu dihitung 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. DU UPSB mengeluarkan sinyal diskrit tentang posisi SB. Nilai diskrit menentukan keakuratan orientasi SB.

Dalam mode orientasi pesawat ruang angkasa normal, ketika arah gerak Matahari relatif terhadap sumbu terkait pesawat ruang angkasa tidak berubah, SB diatur relatif terhadap arah Matahari di depan arah gerak Matahari dengan sudut yang sesuai dengan beberapa PS diskrit. Selanjutnya, baterai tetap dalam posisi ini hingga Matahari, karena pergerakan pesawat ruang angkasa di orbit, "bergerak maju" relatif terhadap SB dengan sudut yang sesuai. Setelah itu, siklus rotasi dilanjutkan.

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

UPU memainkan peran antarmuka antara BUOSBS, BRSBZP, BUSBTNZ dan UPSB.

BIPEMI terus mengukur fluks radiasi elektromagnetik matahari (EMR) saat ini menurut indeks aktivitas matahari F10.7 dan mentransmisikannya ke BOSA. Di BOSA, dengan membandingkan nilai arus dengan nilai ambang yang diberikan, awal aktivitas matahari ditentukan. Menurut perintah yang datang dari output pertama BOSA ke input BOMVCH, di blok terakhir yang ditunjukkan, titik waktu kemungkinan awal dampak partikel berenergi tinggi pada pesawat ruang angkasa ditentukan. Perintah dikeluarkan dari output kedua BOS melalui input BIPCE untuk mulai mengukur kerapatan fluks partikel berenergi tinggi. Informasi tentang titik waktu kemungkinan awal tumbukan partikel pada pesawat ruang angkasa ditransmisikan dari keluaran BOMVVCH ke BOMVUSBTNZ melalui masukan pertamanya. Nilai terukur kerapatan fluks partikel berenergi tinggi dari BIPPLE ditransmisikan ke input kedua BOMVUSBTNZ.

Dalam BOMVUSBTNZ, penilaian sebenarnya dari dampak negatif FVS dilakukan dengan membandingkan nilai terukur saat ini dari karakteristik dampak dengan nilai ambang batas, dimulai dari titik waktu yang ditentukan oleh BOMVVCH. Kondisi yang diperlukan untuk menerima perintah pada keluaran BOMVUSBTNZ adalah adanya dua sinyal - dari keluaran BOMVVCH dan BIPPCHVE. Pada keluaran BOMVUSBTNZ, perintah "mulai kontrol SB oleh arus beban" dibentuk, yang masuk ke BUSES.

Saat BOMVUSBTNZ mengeluarkan perintah ke BUSES, perintah yang diterima dari BOMVUSBTNZ memiliki prioritas lebih tinggi daripada perintah untuk mengaktifkan BOOSBS dan BRSBZP. Oleh karena itu, setelah menerima perintah yang ditentukan, BUSES memutus blok dengan prioritas lebih rendah dari kontrol UPSB dan menghubungkan BUSBTNS.

Setelah mengatur ulang perintah dari BOMVUSBTNZ pada input BUSES, yang terakhir membangun kembali logika kerjanya. Tergantung pada program penerbangan SC yang dilakukan, prioritas untuk kendali SS diberikan kepada salah satu unit BUOSBS atau BRSBZP.

BUSBTNZ menentukan sudut α s_min dengan ekspresi (2). Untuk menghitung sudut yang ditentukan, nilai terukur I n yang diperoleh dari DTN digunakan. Selain itu, informasi tentang nilai sudut rotasi SB α saat ini disuplai ke blok yang ditentukan dari unit kontrol UPSB. Setelah menentukan nilai sudut α s_min , algoritme yang tertanam di BUSBTNZ membandingkannya dengan nilai sudut α saat ini, menghitung sudut ketidakcocokan antara α dan α s_min dan jumlah pulsa kontrol yang diperlukan untuk mengaktifkan drive kontrol SB . Pulsa kontrol ditransmisikan ke UPA. Setelah konversi dan penguatan pulsa yang ditunjukkan di UPA, mereka memasuki input UPSB dan menggerakkan drive.

Metode dan sistem implementasinya, diadopsi sebagai prototipe, memiliki kelemahan yang signifikan - mereka tidak memberikan perlindungan lengkap pada permukaan SB dari efek negatif aliran partikel berenergi tinggi dan pada saat yang sama tidak memungkinkan penggunaan peluang tambahan untuk mengurangi dampak negatif ini dengan melakukan operasi khusus untuk persiapan SES SC untuk bekerja dalam kondisi dampak negatif aliran partikel berenergi tinggi pada SC.

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

Hasil teknis dicapai dengan fakta bahwa dalam metode untuk mengontrol posisi panel surya pesawat ruang angkasa, yang mencakup memutar panel surya ke posisi operasi yang memastikan pasokan listrik ke pesawat ruang angkasa, sesuai dengan penyelarasan pesawat ruang angkasa. normal ke permukaan kerja yang diterangi dengan bidang yang dibentuk oleh sumbu rotasi panel surya dan arah ke Matahari, pengukuran kerapatan fluks arus radiasi elektromagnetik matahari, penentuan waktu dimulainya aktivitas matahari, penentuan momen waktu ketika partikel berenergi tinggi mencapai permukaan pesawat ruang angkasa, pengukuran kerapatan fluks partikel berenergi tinggi, perbandingan nilai kerapatan fluks partikel berenergi tinggi yang terukur dengan nilai ambang batas, memutar baterai panel surya dengan sudut antara normal ke permukaan kerja yang diterangi dan arah ke Matahari, sesuai dengan area minimum dampak fluks partikel berenergi tinggi pada permukaan baterai surya sambil secara bersamaan menyediakan listrik untuk pesawat ruang angkasa, pada saat waktu ketika nilai terukur dari kerapatan fluks partikel berenergi tinggi melebihi nilai ambang batas dan kembalinya panel surya ke posisi operasi pada saat kerapatan fluks partikel berenergi tinggi menjadi di bawah nilai ambang batas, tentukan juga titik waktu munculnya prekursor dari dampak negatif fluks partikel berenergi tinggi pada pesawat ruang angkasa, pada saat munculnya prekursor dari dampak negatif fluks partikel berenergi tinggi pada pesawat ruang angkasa peralatan mengisi baterai akumulator dari sistem catu daya pesawat ruang angkasa ke tingkat pengisian maksimum, jika nilai kerapatan fluks partikel berenergi tinggi yang terukur melebihi nilai ambang dibandingkan dengannya, panel surya diputar hingga sudut antara normal ke permukaan kerja yang diterangi dan arah ke Matahari α dicapai s_min_AB, sesuai dengan area minimum dampak aliran partikel berenergi tinggi pada permukaan panel surya sekaligus menyediakan listrik untuk pesawat ruang angkasa dari baterai surya dan penyimpanan dari sistem catu daya, ditentukan oleh rasio:

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

di mana saya n - memuat arus dari konsumen pesawat ruang angkasa,

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

I AB - arus pelepasan baterai yang diijinkan,

dan kekurangan listrik yang dihasilkan di pesawat ruang angkasa dikompensasi dengan mengosongkan baterai, sementara tingkat pengisian baterai dikontrol dan, setelah mencapai nilai minimum yang diizinkan dari tingkat pengisian baterai, nilai pelepasan yang diizinkan saat ini arus baterai disetel ulang dan baterai dilepas dari beban eksternal.

Selain itu, masalah diselesaikan dengan fakta bahwa sistem kontrol untuk posisi panel surya pesawat ruang angkasa, yang mencakup baterai surya dengan empat baterai fotovoltaik terpasang di atasnya, perangkat untuk memutar panel surya, pengubah amplifikasi perangkat, unit kontrol untuk orientasi panel surya ke Matahari, blok yang memutar panel surya ke posisi yang telah ditentukan, dua pengatur arus, paket baterai, pengisi daya baterai, blok untuk menghasilkan perintah untuk mengisi baterai, arus beban sensor, unit kontrol sistem catu daya, bus catu daya, unit untuk mengukur kerapatan fluks arus radiasi elektromagnetik matahari, unit untuk menentukan aktivitas matahari, unit untuk menentukan momen waktu tumbukan partikel pada pesawat ruang angkasa, unit untuk mengukur kerapatan fluks partikel berenergi tinggi, unit untuk menentukan titik waktu mulai kontrol panel surya dengan arus beban, unit untuk mengontrol panel surya dengan arus beban, sedangkan baterai surya melalui output pertama yang menggabungkan output dari dua array fotovoltaik terhubung ke input pertama dari perangkat rotasi array surya, dan melalui output kedua yang menggabungkan output dari dua array fotovoltaik lainnya, itu terhubung ke input kedua dari perangkat rotasi array surya, dan output dari unit kontrol orientasi panel surya ke arah Matahari dan panel surya yang beralih ke posisi yang telah ditentukan masing-masing dihubungkan ke input pertama dan kedua dari perangkat pengubah penguat, yang outputnya, pada gilirannya, dihubungkan ke input ketiga dari perangkat pemutar panel surya, output pertama dan kedua dari perangkat pemutar panel surya dihubungkan masing-masing ke input arus regulator pertama dan kedua, dan output dari regulator arus dihubungkan ke bus catu daya pesawat ruang angkasa, unit baterai terhubung dengan inputnya, melalui pengisi daya baterai, ke bus catu daya, sedangkan pengisi daya baterai dihubungkan dengan input pertama ke bus yang ditentukan, dan ke input kedua pengisi daya baterai. perangkat baterai, sensor arus beban terhubung, yang, pada gilirannya, terhubung ke bus catu daya, paket baterai dihubungkan dengan outputnya ke input pertama blok untuk menghasilkan perintah untuk mengisi baterai, dan output pertama dari daya unit kontrol sistem pasokan terhubung ke input kedua dari blok ini , output dari blok untuk menghasilkan perintah untuk mengisi baterai terhubung ke input ketiga dari pengisi daya baterai, output kedua dan ketiga dari unit kontrol untuk catu daya sistem terhubung ke input pertama dari blok untuk mengontrol orientasi panel surya ke Matahari dan memutar panel surya ke posisi yang telah ditentukan, output ketiga dari rotasi susunan surya perangkat terhubung ke input kedua dari susunan surya unit kontrol orientasi terhadap Matahari dan rotasi susunan surya ke posisi yang telah ditentukan, keluaran unit untuk mengukur kerapatan fluks arus radiasi elektromagnetik matahari dihubungkan ke masukan unit untuk menentukan aktivitas matahari, keluaran pertama di antaranya, dalam gilirannya, terhubung dengan input blok untuk menentukan momen waktu tumbukan partikel pada pesawat ruang angkasa, output blok untuk menentukan momen waktu tumbukan partikel pada pesawat ruang angkasa dan blok untuk mengukur kerapatan fluks partikel berenergi tinggi dihubungkan ke input pertama dan kedua dari blok untuk menentukan momen mulai mengendalikan panel surya dengan arus beban, masing-masing, dan input unit untuk mengukur kerapatan fluks energi tinggi partikel dihubungkan ke keluaran kedua unit untuk menentukan aktivitas matahari, keluaran unit untuk menentukan momen dimulainya kontrol panel surya oleh arus beban dihubungkan ke masukan unit kontrol sistem catu daya, keluaran keempat yang, pada gilirannya, terhubung ke input pertama dari unit kontrol panel surya dengan arus beban, input dan output ketiga yang terhubung ke output ketiga perangkat untuk memutar panel surya dan input ketiga dari penguat -perangkat konversi, masing-masing, blok untuk menentukan arus yang diperlukan dari panel surya, blok untuk menentukan titik waktu prekursor dari dampak negatif partikel berenergi tinggi pada pesawat ruang angkasa dan unit untuk mengatur nilai yang diizinkan dari tingkat pengisian baterai, sedangkan input dan output unit pertama dan kedua untuk menentukan arus yang diperlukan dari panel surya dihubungkan ke output kedua dari sensor arus beban, output kedua dari pengisi daya baterai dan input kedua dari unit kontrol panel surya, masing-masing arus beban, output unit untuk mengukur kerapatan fluks partikel berenergi tinggi dan unit untuk mengukur kerapatan fluks arus radiasi elektromagnetik matahari juga terhubung.

Inti dari metode yang diusulkan adalah sebagai berikut.

Kerah pelindung langsung SB dari arah dampak negatif aliran partikel berenergi tinggi dilakukan ketika kepadatan aliran partikel berenergi tinggi melebihi beberapa nilai ambang yang ditentukan. Pada saat yang sama, sebagai langkah awal yang dilakukan sebelum penerapan segera tindakan perlindungan, pemantauan berkelanjutan terhadap keadaan ruang dekat Bumi saat ini dan aktivitas matahari saat ini dilakukan, serta pemenuhan dan tidak terpenuhinya kriteria untuk a situasi radiasi berbahaya, khususnya, kriteria pemantauan aktivitas matahari yang dikembangkan oleh National Oceanic and Atmospheric Administration (NOAA) dianalisis. ) (cm. ). Pada saat yang sama, situasi di mana kriteria bahaya tanpa syarat belum terpenuhi, tetapi ambang batas tingkat bahaya sebelumnya telah tercapai, harus dianggap sebagai situasi - "pertanda" dari dampak negatif yang dianggap.

Dengan munculnya prekursor dari dampak negatif aliran partikel berenergi tinggi pada pesawat ruang angkasa, muatan maksimum AB SES pesawat ruang angkasa dilakukan. Hal ini memungkinkan di masa depan, ketika nilai terukur kerapatan fluks partikel berenergi tinggi melebihi nilai ambang batas dibandingkan dengannya, untuk mengubah permukaan kerja panel SB menjauh dari arah aliran partikel ini ke arah sudut maksimum yang mungkin, asalkan kekurangan listrik yang dihasilkan di pesawat ruang angkasa dikompensasi karena pelepasan baterai. Dalam hal ini, nilai α s_min_AB dari sudut kerah pelindung SB ditentukan oleh rasio:

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

Saya SB - arus yang dibutuhkan dari SB.

Pada saat yang sama, 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 dari pesawat ruang angkasa ( yaitu, ketika mengkompensasi kekurangan listrik yang muncul di pesawat ruang angkasa karena pelepasan AB SES), berdasarkan rasio:

di mana I n adalah arus beban dari konsumen pesawat ruang angkasa,

I AB - arus pelepasan maksimum yang diijinkan dari AB SES KA.

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

1 - SB, pada substrat bodi kaku yang terdapat empat baterai fotovoltaik;

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 - BOMVVCH;

21 - BIPCHVE;

22 - BOMVUSBTNZ;

23 - BUSBTNZ;

24 - blok untuk menentukan momen waktu prekursor dari 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 yang diizinkan dari tingkat pengisian baterai (BZDZUZSB).

Pada saat yang sama, SB (1) melalui keluaran pertamanya, yang menggabungkan keluaran BF 1 (2) dan BF 4 (5), dihubungkan ke masukan pertama UPSB (6), dan melalui keluaran kedua , yang menggabungkan keluaran BF 2 (3) dan BF 3 ( 5) dihubungkan ke masukan kedua UPSB (6). Keluaran BUOSBS (8) dan BRSBZP (9) dihubungkan masing-masing ke masukan pertama dan kedua dari UPA (7), keluarannya, pada gilirannya, dihubungkan ke masukan ketiga dari UPSB (6). Keluaran pertama dan kedua dari UPSB (6) dihubungkan masing-masing ke masukan PT 1 (10) dan RT 2 (11), dan keluaran PT 1 (10) dan RT 2 (11) dihubungkan ke SE (17 ). BAB (12) dengan inputnya melalui ZRU AB (13) terhubung ke SE (17). Dalam hal ini, ZRU AB (13) dihubungkan dengan input pertama ke bus yang ditentukan, dan output kecelakaan (15) dihubungkan ke input kedua ZRU AB (13), input yang terhubung, di putar, ke SE (17). BAB (12) dihubungkan dengan keluarannya ke masukan pertama BFKZ AB (14), dan keluaran pertama BUSES (16) dihubungkan ke masukan kedua dari blok yang ditentukan. Keluaran BFKZ AB (14) dihubungkan ke masukan ketiga ZRU AB (13). Output kedua dan ketiga dari BUSES (16) masing-masing terhubung ke input pertama BUOSBS (8) dan BRSBZP (9). Output ketiga UPSB (6) dihubungkan ke input kedua BUOSBS (8) dan BRSBZP (9). Keluaran BIPM (18) dihubungkan ke masukan BOSA (19). Output pertama dari BOS (19) dihubungkan ke input dari BOMVCH (20). Keluaran BOMVVCH (20) dan BIPCHVE (21) masing-masing dihubungkan ke masukan pertama dan kedua dari blok BOMVUSBTNZ (22). Masukan BIPCHVE (21) dihubungkan ke keluaran BOSA kedua (19). Keluaran BOMVUSBTNZ (22) dihubungkan ke masukan pertama BUSES (16). BUSES (16) dihubungkan dengan output keempatnya ke input pertama BUSTS (23). Keluaran ketiga UPSB (6) dihubungkan ke masukan ketiga BUSBTNS (23). Keluaran BUSBTNZ (23) dihubungkan ke masukan ketiga UPA (7). Input pertama BOPTSB (25) dihubungkan ke output kedua DTN (15). Input kedua BOPTSB (25) terhubung ke output kedua ZRU AB (13). Keluaran BOPTSB (25) dihubungkan ke masukan kedua BUSBTNS (23). Output dari BIPCHVE (21) dihubungkan ke input pertama dari BOMVPNVCH (24). Output dari BIPEMI (18) dihubungkan ke input kedua dari BOMVPNVCH (24). Output dari BOMVPNVCH (24) dihubungkan ke input kedua dari BUSES (16). Output pertama dan kedua dari BZDZUZSB (26) dihubungkan ke input ketiga dari BFKZ AB (14) dan input keempat dari ZRU AB (13).

Gambar juga menunjukkan sambungan mekanis UPSB (6) dengan badan 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 listrik 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 hal ini dalam mode hubung singkat. Ketika daya beban menjadi lebih besar dari daya penghubung generator SB (1), RT lain beralih ke mode stabilisasi tegangan, dan energi generator yang tidak digunakan disuplai ke bus daya SES. Dalam periode tertentu, ketika daya beban dapat melebihi daya SB (1), ZRU AB (13), akibat pelepasan unit AB (12), mengkompensasi kekurangan listrik di pesawat ruang angkasa. Untuk tujuan ini, AB ZRU (13) dilengkapi dengan pengatur pelepasan AB, yang, khususnya, memantau tingkat muatan AB dan, setelah mencapai nilai minimum yang diizinkan dari tingkat muatan AB, yang nilainya masuk ke AB ZRU (13) dari BZDZUZSB (26), matikan BAB (12) dari beban eksternal. Pada saat yang sama, ZRU AB (13), berdasarkan tingkat muatan AB saat ini, menentukan dan memasok ke output keduanya nilai arus yang diizinkan dari pelepasan AB (dalam mode pemutusan BAB (12) dari beban eksternal, nilai ini nol).

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

Bersamaan dengan pengoperasian dalam mode catu daya pesawat ruang angkasa, sistem menyelesaikan masalah dalam mengontrol posisi bidang panel SB (1).

Atas perintah BUSES (16), unit BUOSBS (8) mengontrol orientasi SB (1) ke Matahari. BUOSBS (8) dapat diimplementasikan berdasarkan SUDN SC (lihat ). Dalam hal ini, informasi input untuk algoritme kontrol SB adalah: posisi vektor arah satuan ke Matahari relatif terhadap sumbu koordinat yang terkait dengan pesawat ruang angkasa, ditentukan oleh algoritme kontur kinematik VMS; posisi SA relatif terhadap badan pesawat ruang angkasa, diperoleh dalam bentuk nilai terukur arus dari sudut α dengan unit kontrol UPSB (6). Informasi keluaran dari algoritma kontrol adalah perintah untuk memutar SB relatif terhadap sumbu poros keluaran UPSB (6), perintah untuk menghentikan putaran. DU UPSB (6) mengeluarkan sinyal diskrit tentang posisi SB (1).

BIPEM (18) mengukur fluks EMP surya saat ini dan mentransmisikannya ke BOSA (19). Dalam BOSA (19), dengan membandingkan nilai arus dengan nilai ambang yang diberikan, awal aktivitas matahari ditentukan. Menurut perintah yang datang dari output pertama BOSA (19) ke input BOMVVCH (20), di blok terakhir yang ditunjukkan, titik waktu kemungkinan awal dampak partikel berenergi tinggi pada pesawat ruang angkasa adalah bertekad. Dari output kedua BOSA (19) melalui input BIPPHE (21), sebuah perintah dikeluarkan untuk mulai mengukur kerapatan fluks partikel berenergi tinggi.

Dari output BIPCHVE (21), nilai kerapatan fluks partikel berenergi tinggi yang terukur ditransmisikan ke input pertama BOMVPNVCH (24) dan ke input kedua BOMVUSBTNZ (22). Nilai terukur dari fluks EMP surya saat ini diumpankan ke input kedua BOMVPNVCH (24) dari output BIPEMI (18).

Dalam BOMVPNVCh (24), dinamika perubahan kerapatan fluks partikel berenergi tinggi dinilai dan situasi diidentifikasi yang dapat dianggap sebagai prekursor dampak negatif partikel pada pesawat ruang angkasa. Situasi seperti itu adalah kelebihan kerapatan fluks yang diukur dari partikel berenergi tinggi dari nilai kritis yang ditentukan dengan adanya kecenderungan peningkatan lebih lanjut. Saat mengidentifikasi dan mengidentifikasi situasi seperti itu, data fluks EMP surya yang diperoleh dari BIPEM (18) juga digunakan. Saat mendaftar di BOMVPNVCH (24) pertanda situasi seperti itu, sinyal dihasilkan pada keluaran blok ini, yang diumpankan 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 ZRU AB (13), mengisi daya BAB (12) ke muatan maksimum tingkat. Pada saat yang sama, untuk casing baterai logam-hidrogen (lihat), sensor tekanan yang dipasang di dalam baterai dan suhu pada casing baterai menentukan kerapatan hidrogen di dalam casing baterai, yang menentukan tingkat pengisian baterai. Ketika tingkat kepadatan maksimum tercapai, perintah dikeluarkan untuk menghentikan muatan.

Input BOPTSB (25) dari output kedua DTN (15) dan ZRU AB (13) menerima nilai arus beban saat ini dari konsumen KA I n dan arus pelepasan AB yang diizinkan saya AB. Dengan menggunakan nilai-nilai BOPTSB (25) ini, menurut hubungan (4), (5) menentukan nilai I SB - nilai arus minimum yang diijinkan dari arus yang diperlukan dari SB (dengan mempertimbangkan kemungkinan penggunaan energi dari BAB (12) oleh konsumen), dan mengeluarkannya ke input kedua BUSBTNZ (23).

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

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

BUSBTNZ (23) menentukan sudut α s_min_AB menurut ekspresi (3). Untuk menghitung sudut yang ditentukan, nilai arus yang dibutuhkan dari SB, diperoleh dari BOPTSB (25), digunakan. Selain itu, dari unit kontrol UPSB (6), blok yang ditentukan menerima informasi tentang nilai sudut rotasi SB α saat ini. Setelah menentukan nilai sudut α s_min_AB, algoritma yang tertanam dalam BUSBTNZ (23) membandingkannya dengan nilai sudut α saat ini dan menghitung sudut ketidakcocokan antara α dan α s_min_AB dan jumlah pulsa kontrol yang diperlukan untuk mengaktifkan kontrol drive SB (1). Pulsa kontrol ditransmisikan ke UPA (7). Setelah mengonversi dan memperkuat pulsa yang ditentukan di UPA (7), mereka memasukkan input UPSB (6) dan menggerakkan drive.

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

Pengoperasian BUOSBS (8) dijelaskan di atas.

BRSBZP (9) mengontrol SB (1) sesuai dengan pengaturan program. Algoritma kontrol SB (1) sesuai dengan pengaturan program memungkinkan Anda memasang baterai di posisi tertentu α=α z . Dalam hal ini, untuk mengontrol sudut belokan di BRSBZP (9), informasi dari unit kontrol UPSB (6) digunakan.

Implementasi BOMVUSBTNZ (22) dan BOMVPNVCH (24) dimungkinkan baik berdasarkan perangkat keras dan perangkat lunak SC MCC dan di papan SC. Pada keluaran BOMVUSBTNZ (22) dan BOMVPNVCH (24), masing-masing, perintah "mulai kendali SB dengan arus beban" dan "mulai kendali SES dalam mode persiapan untuk dampak negatif energi tinggi partikel pada pesawat ruang angkasa" terbentuk, yang dikirim ke BUSES (16), di Dalam hal ini, perintah terakhir secara fungsional dirasakan oleh BUSES (16) sebagai perintah untuk mengisi baterai ke tingkat pengisian maksimum.

Contoh implementasi BUSES (16) dapat berupa fasilitas radio dari sistem onboard saluran kontrol layanan (SCC) dari pesawat ruang angkasa Yamal-100, yang terdiri dari stasiun bumi (ES) dan peralatan onboard (BA) (lihat deskripsi di ). Secara khusus, SKU BA bersama dengan SKU AP memecahkan masalah penerbitan informasi digital (CI) ke sistem komputer digital onboard (OCVS) SC dan pengakuan selanjutnya. BTsVS, pada gilirannya, mengelola blok BUOSBS (8), BRSBZP (9), BUSBTNZ (23), BFKZ AB (14).

Dalam implementasi BUSES (16) ini, interaksi SKU BA dalam hal pertukaran CI dilakukan melalui saluran pertukaran utama (MCC) sesuai dengan antarmuka MIL-STD-1553. Sebagai pelanggan BTsVS, perangkat digunakan - unit antarmuka (BS) dari SKU BA. Prosesor BCVS secara berkala memeriksa status BS untuk menentukan ketersediaan paket data. Jika paket tersedia, maka prosesor memulai pertukaran data.

UPA (7) memainkan peran antarmuka antara BUOSBS (8), BRSBZP (9), BUSBTNZ (23) dan UPSB (6) dan berfungsi untuk mengubah sinyal digital menjadi analog dan memperkuat yang terakhir.

BUSBTNZ (23) adalah unit onboard dari pesawat ruang angkasa, yang perintahnya berasal dari BUSES (16). Implementasi BUSBTNZ (23), BOPTSB (25), BZDZUZSB (26) dapat dilakukan atas dasar BTsVS KA (lihat , ).

Dengan demikian, contoh penerapan blok dasar sistem dipertimbangkan.

Mari kita jelaskan efek teknis dari penemuan yang diusulkan.

Solusi teknis yang diusulkan memberikan pengurangan dampak negatif aliran partikel berenergi tinggi pada permukaan kerja SB pada saat-saat "pelindung" pergantian SB dari arah ke Matahari. Ini dicapai dengan mengurangi luas permukaan kerja SB, yang dipengaruhi secara negatif oleh aliran partikel-partikel ini, dengan memaksimalkan sudut putaran normal ke permukaan kerja SB dari arah ke Matahari. , dengan jaminan pemenuhan persyaratan untuk menyediakan listrik bagi pesawat ruang angkasa. Maksimalisasi sudut kerah dicapai dengan fakta bahwa SES pesawat ruang angkasa dibawa ke keadaan muatan AB maksimum terlebih dahulu, yang memungkinkan untuk mewujudkan sudut maksimum kerah "pelindung" SB dari arah ke Matahari. Mempertimbangkan, misalnya, ketika mengontrol SES pesawat ruang angkasa Yamal-100 setelah pengoperasian pengisian baterai ke level maksimum, peningkatan kemungkinan arus pelepasan baterai adalah sekitar 30%, maka peningkatan yang sesuai di sudut kerah "pelindung" SB dan, sebagai akibatnya, penurunan dampak negatif aliran partikel energi tinggi pada permukaan kerja SB adalah nilai yang signifikan.

LITERATUR

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

2. Raushenbakh G. Buku referensi tentang desain baterai surya. Moskow, Energoatomizdat, 1983.

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

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

5. B. I. Center dan N. Yu. Lyzlov, Sistem Elektrokimia Hidrogen Logam. 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 luar angkasa terhadap keselamatan penerbangan dan penerbangan luar angkasa. "Penerbangan 2001", hlm. 27-87.

8. Buku referensi teknik teknologi ruang angkasa. Rumah Penerbit Kementerian Pertahanan SSR, M., 1969.

9. Grilikhes V.A., Orlov P.P., Popov L.B. Energi matahari dan penerbangan luar angkasa. Moskow, "Nauka", 1984.

10. Stasiun bumi saluran kontrol layanan pesawat ruang angkasa Yamal. Manual. ZSKUGK.0000-ORE. RSC Energia, 2001.

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

12. Kovtun B.C., Soloviev S.V., Zaikin S.V., Gorodetsky A.A. Metode untuk mengontrol posisi baterai surya pesawat ruang angkasa dan sistem implementasinya. Paten RF 2242408 menurut permohonan 2003108114/11 tanggal 24 Maret 2003

1. Suatu metode untuk mengontrol posisi panel surya pesawat ruang angkasa, yang meliputi memutar panel surya ke posisi operasi yang menyediakan listrik untuk pesawat ruang angkasa dan penyelarasan normal ke permukaan kerja yang diterangi dengan bidang yang dibentuk oleh sumbu rotasi panel surya dan arah ke Matahari, mengukur kerapatan fluks arus radiasi elektromagnetik matahari, penentuan momen dimulainya aktivitas matahari, penentuan momen saat partikel berenergi tinggi mencapai permukaan panel surya pesawat ruang angkasa, pengukuran kerapatan fluks partikel berenergi tinggi, perbandingan nilai kerapatan fluks partikel berenergi tinggi yang diukur dengan nilai ambang batas, rotasi panel surya pada sudut antara normal ke permukaan dan arah kerja yang diterangi ke Matahari, sesuai dengan area minimum dampak fluks partikel berenergi tinggi pada permukaan panel surya sambil secara bersamaan menyediakan listrik bagi pesawat ruang angkasa, pada saat nilai yang diukur dari kepadatan tinggi fluks partikel energi melebihi nilai ambang batas dan mengembalikan panel surya ke posisi kerja pada saat kepadatan fluks partikel berenergi tinggi menjadi di bawah nilai ambang batas, ditandai dengan titik waktu munculnya prekursor dampak negatif dari fluks partikel berenergi tinggi pada pesawat ruang angkasa juga ditentukan dan pada titik waktu yang ditentukan, baterai akumulator dari sistem catu daya pesawat ruang angkasa dibebankan ke tingkat muatan maksimum, jika nilai kerapatan fluks diukur partikel berenergi tinggi melebihi nilai ambang dibandingkan dengan mereka, panel surya diputar hingga nilai sudut antara normal ke permukaan kerja yang diterangi dan arah ke Matahari α s_min_AB, sesuai dengan luas minimum ​pengaruh fluks partikel berenergi tinggi pada permukaan panel surya, sekaligus menyediakan pesawat ruang angkasa dengan listrik dari surya dan baterai penyimpanan dari sistem catu daya, dan ditentukan oleh rasio

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

di mana saya 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 adalah arus pelepasan baterai yang diizinkan, dan kekurangan listrik yang dihasilkan di pesawat ruang angkasa dikompensasi dengan mengosongkan baterai, sambil mengontrol tingkat pengisian baterai dan, setelah mencapai nilai minimum yang diizinkan dari level ini, setel ulang nilai arus dari arus pelepasan baterai yang diijinkan dan menghasilkan pemutusan baterai dari beban eksternal.

2. Sistem untuk mengontrol posisi panel surya pesawat ruang angkasa, yang merupakan empat panel surya fotovoltaik yang dipasang pada panel, termasuk perangkat untuk memutar panel surya yang ditunjukkan, perangkat pengubah penguatan, unit kontrol untuk orientasi panel surya ke Matahari, unit untuk memutar panel surya ke posisi tertentu, dua pengatur arus, paket baterai, pengisi daya baterai, blok untuk menghasilkan perintah untuk mengisi baterai, sensor arus beban, unit kontrol sistem catu daya , bus catu daya, unit untuk mengukur kerapatan fluks arus radiasi elektromagnetik matahari, unit untuk menentukan aktivitas matahari, unit untuk menentukan momen waktu tumbukan partikel berenergi tinggi pada pesawat ruang angkasa, blok untuk mengukur fluks kerapatan partikel berenergi tinggi, blok untuk menentukan momen dimulainya kontrol panel surya dengan arus beban, blok untuk mengontrol panel surya dengan arus beban, sedangkan baterai surya melalui output pertamanya, menggabungkan output dari dua fotovoltaik baterai dihubungkan ke input pertama perangkat untuk memutar panel surya, dan melalui output kedua, yang menggabungkan output dari dua baterai fotovoltaik lainnya, dihubungkan ke input kedua perangkat untuk memutar panel surya, dan output dari unit kontrol untuk mengarahkan panel surya ke Matahari dan memutar panel surya ke posisi yang ditentukan masing-masing terhubung ke input pertama dan kedua dari perangkat pengubah penguatan, yang outputnya, pada gilirannya, dihubungkan ke input ketiga input dari perangkat rotasi panel surya, output pertama dan kedua dari perangkat rotasi panel surya masing-masing terhubung ke input dari regulator arus pertama dan kedua, dan output dari regulator arus dihubungkan ke bus catu daya dari pesawat ruang angkasa, paket 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 untuk baterai baterai, sensor arus beban terhubung, yang, pada gilirannya, terhubung ke bus catu daya, paket baterai dihubungkan dengan outputnya ke input pertama blok untuk menghasilkan perintah untuk mengisi baterai, dan output pertama dari daya unit kontrol sistem pasokan terhubung ke input kedua dari blok ini, output dari blok menghasilkan perintah untuk mengisi baterai yang terhubung ke input ketiga dari pengisi daya baterai, output kedua dan ketiga dari unit kontrol untuk sistem catu daya adalah terhubung ke input pertama dari unit kontrol untuk mengarahkan panel surya ke Matahari dan memutar panel surya ke posisi yang telah ditentukan, output ketiga dari perangkat pemutar panel surya terhubung ke input kedua dari blok untuk mengontrol orientasi surya panel ke arah Matahari dan memutar panel surya ke posisi tertentu, keluaran blok untuk mengukur kerapatan fluks arus radiasi elektromagnetik matahari dihubungkan ke masukan blok untuk menentukan aktivitas matahari, keluaran pertama di antaranya, pada gilirannya, terhubung ke input blok yang menentukan momen waktu tumbukan partikel pada pesawat ruang angkasa, output blok untuk menentukan momen waktu tumbukan partikel pada pesawat ruang angkasa dan blok untuk mengukur kerapatan fluks partikel berenergi tinggi dihubungkan ke input pertama dan kedua dari blok untuk menentukan titik waktu mulai kontrol panel surya oleh arus beban, masing-masing, dan input unit untuk mengukur kerapatan fluks partikel berenergi tinggi adalah terhubung ke output kedua unit untuk menentukan aktivitas matahari, output unit untuk menentukan momen dimulainya kontrol panel surya oleh arus beban dihubungkan ke input unit kontrol sistem catu daya, output keempatnya , pada gilirannya, terhubung ke input pertama dari panel surya unit kontrol sesuai dengan arus beban, input dan output ketiga yang masing-masing terhubung ke output ketiga perangkat untuk memutar panel surya dan input ketiga dari perangkat pengubah amplifikasi, yang dicirikan dengan tambahan unit untuk menentukan arus yang diperlukan dari panel surya, unit untuk menentukan momen kemunculan prekursor dari dampak negatif partikel berenergi tinggi pada pesawat ruang angkasa dan blok untuk pengaturan yang diizinkan nilai tingkat pengisian baterai, sedangkan input dan output pertama dan kedua dari blok untuk menentukan arus yang diperlukan dari panel surya masing-masing terhubung ke output kedua dari sensor arus beban, output kedua dari pengisi daya baterai baterai dan input kedua unit kontrol panel surya untuk arus beban, output unit untuk mengukur kerapatan fluks partikel berenergi tinggi dan unit untuk mengukur kerapatan fluks arus radiasi elektromagnetik matahari dihubungkan

SUBSTANSI: penemuan berkaitan dengan astronotika dan dapat digunakan dalam kegiatan luar angkasa - eksplorasi luar angkasa, planet tata surya, pengamatan Bumi dari luar angkasa, dll., di mana diperlukan untuk menentukan koordinat spasial pesawat ruang angkasa (SC) dan komponen vektor kecepatannya.

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

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

Salah satu cara yang jelas 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 seseorang sambil memastikan keamanan lingkungan dari lingkungan. Sistem pelacakan bisa dengan satu atau dua sumbu rotasi panel surya.

Pembangkit listrik tenaga surya dengan sistem pelacakan, termasuk sensor fotolistrik kompak dari posisi matahari, terdiri dari bingkai dalam bentuk prisma trihedral lurus, pada dua sisi sisi yang ditempatkan fotosel pelacakan surya, dan pada sisi ketiga ada photocell perintah untuk memutar modul dari barat ke timur. Pada siang hari, fotosel pelacak di bagian muka sensor mengeluarkan sinyal perintah ke unit kontrol untuk menggerakkan rotasi azimuth modul surya, yang dalam hal ini berbelok ke arah matahari dengan bantuan poros. Kerugian dari pemasangan adalah akurasi pelacakan matahari yang tidak memadai.

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

Kerugian dari pemasangan ini adalah akurasi pelacakan matahari yang tidak memadai, serta fakta bahwa sensor pelacakan menempati sebagian area aktif baterai surya.

Tugas utama pengembangan ini adalah meningkatkan akurasi sensor penjejak matahari untuk sistem orientasi susunan surya biaksial pada setiap posisi matahari di langit sepanjang tahun.

Hasil teknis di atas dicapai dengan fakta bahwa dalam sensor pelacakan matahari yang diusulkan dari 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 fotovoltaik. Pada saat yang sama, sel penerima balok dipasang dengan rapat di lokasi dengan pembentukan sudut padat 160° dan dibingkai oleh bola transparan, dipasang di lokasi, yang dipasang dengan kemiringan ke horizontal pada suatu sudut sama dengan garis lintang geografis lokasi sensor.

Sensor pelacakan dipasang di lokasi tetap, yang 6 normalnya (Gbr. 1) diarahkan ke selatan. Sudut kemiringan situs ke dasar horizontal sesuai dengan garis lintang geografis area di dekat baterai surya, ditempatkan pada sistem orientasi matahari mekanis yang berisi penggerak rotasi zenithal dan azimuth 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 menghidupkan motor peredam rotasi zenithal dan azimut baterai surya sesuai dengan persamaan pergerakan matahari di langit. Dalam hal ini, nilai sudut rotasi baterai surya yang dicapai menurut sinyal sel fotolistrik sel sensor dibandingkan dengan nilai yang diperoleh dari persamaan gerak matahari saat ini.

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

Sensor pelacakan matahari untuk sistem orientasi larik surya biaksial berisi platform 1 yang dipasang pada alas horizontal 5 pada sudut yang sama dengan garis lintang geografis area tersebut. Belahan transparan 2 dengan jari-jari r dipasang ke platform 1. Di seluruh ruang internal bola 2, sel penerima sinar 3 dipasang erat, berbentuk kerucut terbalik dengan dinding buram 7, menghadap ke dinding bagian dalam dari bola transparan 2 dengan diameter φ, dan dengan diameter d2 ke situs 1. Tinggi kerucut 3 sama dengan jaraknya H dari dinding bagian dalam bola 2 ke permukaan situs 1. Di bagian bawah kerucut 3 pada jarak 5d 1 dari tepi atas kerucut 3 terdapat sel fotolistrik 4, sinyal listrik dari mana ditransmisikan ke sistem kontrol mikroprosesor untuk rotasi sumbu baterai surya (tidak ditunjukkan pada Gambar 1). Jarak 5d 1 dipilih sehingga sinar matahari 8 secara akurat ditetapkan pada sel fotovoltaik 4, dibatasi oleh dinding buram 7 kerucut 3.

Sensor pelacak matahari berfungsi sebagai berikut. Sinar matahari 8 menembus bola transparan 2, ruang dalam kerucut 3 dan jatuh pada sel fotovoltaik 4, menyebabkan arus listrik, yang dianalisis oleh mikroprosesor dan ditransmisikan ke peredam motor stepper dari penggerak sistem orientasi baterai surya (tidak ditunjukkan pada gambar). Saat matahari bergerak melintasi langit, sinarnya 8 secara bertahap menyalakan sel fotovoltaik 3 dan berkontribusi pada kontrol rotasi baterai surya yang tepat dan mulus di sepanjang sumbu azimut dan zenithal.

Pengujian laboratorium mock-up sel sensor menggunakan simulator surya menunjukkan hasil batas yang dapat diterima 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 dengan kuat di lokasi dengan sudut padat 160° dan dibingkai oleh bola transparan, memungkinkan Anda untuk lebih akurat mengarahkan panel surya dan dengan demikian menerima listrik paling banyak dari mereka.

Sistem rotasi baterai surya berisi rumahan, poros berongga dengan flensa untuk memasang baterai surya, penggerak untuk rotasinya, pengumpul arus daya dan 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 di rumahan sistem rotasi susunan surya pada bantalan penopang dengan beban awal atau pramuatnya melalui bantalan penopang ke rumahan sistem rotasi susunan surya oleh pegas. Peningkatan keandalan dan pengurangan bobot dan dimensi perangkat. 1 z.p. f-ly, 1 sakit.

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

Penemuan ini dimaksudkan untuk rotasi susunan surya (SB) dan transfer listrik dari susunan surya ke pesawat ruang angkasa.

Sistem rotasi panel surya (SPBS) yang dikenal, paten AS No. 4076191, terdiri dari rumahan, poros dengan dua flensa untuk merapat dua sayap panel surya, penggerak, perangkat pengumpul arus. Daya, mentransmisikan energi listrik, dan telemetrik, mentransmisikan perintah dan informasi telemetrik, pengumpul arus terletak di poros, sedangkan penggerak memutar kedua sayap SB. Penemuan ini diambil sebagai prototipe.

Kerugian dari perangkat ini adalah adanya satu drive non-redundan dan, akibatnya, daya tahan perangkat berkurang. Kerugian kedua adalah desain poros yang masif, karena pemenuhan persyaratan untuk kekakuan lentur poros yang diperlukan. Selain itu, diameter poros yang besar menyebabkan peningkatan gesekan dan keausan pengumpul arus.

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

Tugas ini dicapai dengan fakta bahwa SPBS memiliki rumahan, penggerak dan poros, poros keluaran perangkat berlubang dengan flensa daya di ujungnya. Dalam hal ini, pengumpul arus daya terletak di poros keluaran dari luar, dan yang telemetrik dipasang di porosnya. Kolektor arus telemetri dihubungkan ke poros keluaran SPBS. Flensa poros keluaran dipasang pada bantalan pendukung dengan cincin datar atau ditekan ke rumahan dengan pegas. Bagian poros keluaran dengan pengumpul arus daya terpasang dikecualikan dari skema kekakuan desain dan memiliki dimensi optimal untuk memastikan massa minimum dan masa pakai pengumpul arus yang diperlukan.

Inti dari penemuan ini diilustrasikan dengan gambar, dimana Gambar 1 menunjukkan gambaran umum dari perangkat yang diklaim dengan sebuah bagian.

Sistem rotasi baterai surya terdiri dari rumahan 1, penggerak 2, poros keluaran 3 yang dipasang pada bantalan pendukung 4, pengumpul arus daya 6 yang terletak di poros keluaran 3, dan pengumpul arus telemetrik 7 yang dipasang pada porosnya. Perangkat pengumpul telemetri 7 dapat dipasang di rongga bagian dalam poros keluaran 3 atau di luar dan dihubungkan dengannya. Kekakuan struktur yang meningkat dicapai dengan terus-menerus menekan poros 3 ke rumahan 1 karena beban awal bantalan pendukung atau beban awal dengan pegas Belleville 8. Peningkatan akurasi posisi sumbu rotasi poros keluaran 3 adalah dicapai oleh bantalan penyangga dengan cincin penyangga datar 9. Roda gigi 10 dipasang pada poros 5 penggerak 2. Roda gigi 11 dipasang pada poros keluaran 3.

Selama pengoperasian SPSB, drive 2 mentransmisikan putaran ke poros keluaran 3. Rotasi dari drive ke poros keluaran 3 ditransmisikan oleh rangkaian roda gigi dengan roda gigi 10, 11.

Pengumpul arus 6 dan 7 mentransmisikan energi listrik, perintah, dan sinyal dari susunan surya yang berputar ke pesawat ruang angkasa baik selama rotasi maupun dalam keadaan berhenti. Preload konstan dari poros keluaran 3 ke bodi 1 melalui bantalan pendukung 4 disediakan oleh pegas Belleville 8 selama rotasi dan ketika poros keluaran berhenti.

Peningkatan kemampuan bertahan pesawat ruang angkasa dipastikan dengan penggunaan satu SPSB untuk setiap sayap SB. Sekalipun SPSB satu sayap gagal, perangkat akan menerima energi listrik dari sayap lainnya dan memastikan 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 rumahan SPSB maupun di luar, seperti yang ditunjukkan pada Gambar. 1. Poros memiliki dimensi yang lebih kecil, bobot yang lebih ringan, dan peningkatan kekakuan lentur karena penutupan rangkaian daya desain dari flensa poros keluaran secara langsung ke perumahan melalui bantalan dukungan.

Gaya beban awal bantalan pendukung (atau beban awal bantalan empat titik penyangga) dipilih dari kondisi tidak terbukanya sambungan berikut di bawah beban operasional:

P>2 K M/D, dimana

P - gaya preload bantalan dorong, Nm;

M - pengurangan momen lentur selama operasi normal, N;

Pengurangan massa pengumpul arus dan peningkatan masa pakainya dicapai karena fakta bahwa penampang poros dengan pengumpul arus daya terpasang dikecualikan dari kekakuan desain dan memiliki dimensi optimal untuk pengumpul arus. Pengumpul arus telemetri jenis kapsul dipasang pada porosnya, misalnya di dalam poros keluaran atau disambung di luar dan memiliki massa minimum. Peningkatan sumber daya perangkat pengumpul arus dicapai dengan kemungkinan menerapkannya dengan diameter cincin geser minimum dan, karenanya, mengurangi gesekan.

Kerugian gesekan pengumpul arus yang lebih kecil memungkinkan untuk mengurangi daya penggerak, yang mengarah pada pengurangan bobot bagian penggerak SPSB.

Saat ini, perusahaan telah mengeluarkan dokumentasi desain untuk SPSB dari desain yang dinyatakan dan melakukan pengujian eksperimental sistem di lapangan. Pengujian menunjukkan penurunan yang signifikan dalam massa sistem, peningkatan masa pakai, peningkatan karakteristik kekakuan dan keandalan sistem.

1. Sistem untuk memutar baterai surya, memiliki rumah, poros berongga dengan flensa untuk merapat baterai surya, penggerak untuk putarannya, pengumpul arus daya dan telemetrik, dicirikan bahwa poros keluaran secara fungsional dibagi menjadi flensa daya dan poros dengan pengumpul arus daya, dan telemetri pengumpul arus dipasang pada porosnya dan dihubungkan ke poros keluaran, sedangkan flensa poros keluaran dipasang di rumah sistem rotasi panel surya pada bantalan pendukung dengan preload atau kompresinya melalui bantalan penyangga ke rumah sistem rotasi baterai surya dengan pegas.

2. Perangkat menurut klaim 1, dicirikan bahwa gaya preload atau preload dari bantalan pendukung dipilih dari kondisi berikut untuk tidak membuka sambungan di bawah beban operasional:
P>2 K M/D,
di mana P adalah gaya beban awal atau beban awal bantalan dorong, N m;
K - faktor keamanan untuk beban eksternal;
M - pengurangan momen lentur selama operasi normal, N;
D - diameter kerja bantalan pendukung (dengan bola), m.

Paten serupa:

Penemuan ini berkaitan dengan peralatan pesawat ruang angkasa (SC) dan, khususnya, elemen bergerak dari struktur SC yang terhubung secara elektrik ke sistem kontrol SC, misalnya, baterai surya (BS), antena, penutup bergerak, dll.

SUBSTANSI: invensi berkaitan dengan kontrol sikap dari pesawat ruang angkasa (SC) dengan panel surya (SB) tetap relatif terhadap tubuh SC. .

Penemuan ini berkaitan dengan bidang teknologi ruang angkasa dan dapat digunakan untuk menentukan dan mengontrol parameter integral dari pertukaran panas radiasi planet di mana pesawat ruang angkasa (SC) berputar.

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 tempat pegas torsi dengan perangkat cocking dipasang. Satu tautan dipasang di rangka baterai surya, dan yang lainnya di badan pesawat ruang angkasa. Batang pegas ditempatkan tegak lurus terhadap sumbu di salah satu tautan untuk dipasang di posisi akhir. Di ujung batang pegas dengan kemungkinan rotasi, lengan ayun dipasang, di kedua ujungnya bantalan gelinding dipasang dengan kaku, berinteraksi dengan alur tirus mesin fotokopi yang dipasang secara kaku pada tautan yang berlawanan dengan pegas- batang bermuatan. Pada tautan mekanisme dua tautan, lubang dibuat untuk perangkat untuk memperbaiki posisi awal tautan, diperbaiki melalui sambungan berulir. EFEK: peningkatan kehandalan dalam pengoperasian penyangga dan penyederhanaan proses pemasangan baterai surya pada badan pesawat ruang angkasa. 13 sakit.

Penemuan ini berkaitan dengan sistem catu daya untuk pesawat ruang angkasa (SC) menggunakan panel surya (SB). Metode tersebut terdiri dari menentukan sudut SB yang telah ditentukan sebelumnya, mengukur sudut arusnya dan menghitung sudut yang dihitung dari kecepatan sudut SB dan waktu rotasinya. Akselerasi (αRAS) dan deselerasi (αTORM) SB ditentukan. SB diputar hingga ambang pelepasan tercapai (αOTP ≈ αTORM), ketika ketidakcocokan antara sudut SB yang diberikan dan dihitung berhenti. Sebelum memulai kontrol, sudut yang ditentukan disimpan dan nilai awal dari sudut yang dihitung diambil sebagai nilai yang dapat diandalkan dari sudut saat ini. Ambang batas ketidakcocokan (αPR) dari sudut ini diatur berdasarkan sudut αRAS dan αTORM, serta arus SB minimum dan maksimum yang mungkin. Lingkaran sensor sudut dibagi menjadi sektor diskrit (DS) yang sama dengan nilai σ, dengan ketentuan: αRAD + αTORM< 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 pesawat ruang angkasa (SC) menggunakan panel surya (SB). Metode tersebut meliputi penentuan sudut orientasi arus dan arus SB dan kecepatan sudut (ωSB) SB. Sudut yang dihitung juga dihitung, dan sebelum memulai kontrol SB, itu diberi nilai sudut yang diukur, yang dihafal. SB diputar ke arah penurunan ketidakcocokan antara sudut yang diberikan dan dihitung. Waktu dan sudut akselerasi (tACP, αACP) dan deselerasi (tBR, αBR) SB ditentukan, serta sudut maksimum yang diijinkan (αMAX) dari deviasi SB, berdasarkan arus minimum dan maksimum yang mungkin dari SB. Sudut-sudut ini mengatur ambang respons (αCP), di atasnya ketidakcocokan yang ditentukan terbentuk. Yang terakhir tidak diperhitungkan di bawah ambang pelepasan (αOTP), setelah mencapai rotasi SB dihentikan. Sudut SB yang dihitung dikoreksi dalam satu sektor diskrit (DS) dari lingkaran rotasi SB. Nilai DC tergantung pada sudut αRAS, αTORM, dan αCR. Bergantung pada αCP dan ωSB, nilai ambang batas waktu kontrol untuk kontinuitas perubahan informasi tentang posisi sudut SB ditetapkan. Penghitungan waktu kontrol ini dilakukan jika sudut yang diukur saat ini berbeda dari yang disimpan oleh lebih dari satu DS, dan dihentikan sebaliknya. Nilai ambang waktu untuk mengontrol arah rotasi SB diatur tergantung pada tREMOTE, tTORM, αMAX, ωSB dan besarnya DS. Waktu ini dihitung pada waktu kontrol kontinuitas nol, jika tanda ketidakcocokan antara sudut SB yang diukur dan disimpan tidak sesuai dengan arah rotasi SB yang ditentukan. Jika tidak, hitungan mundur dihentikan dan waktu kontrol arah putaran disetel ke nol. Pada saat yang sama, pada saat mengubah sudut yang diukur saat ini dengan satu DS, nilai batas antara DS diatur ke sudut yang dihitung dan nilai baru dari sudut yang diukur ditetapkan ke sudut yang disimpan. Jika waktu kontrol kontinuitas atau waktu kontrol arah rotasi melebihi nilai ambangnya, maka sinyal kegagalan dihasilkan dan kontrol SB diakhiri. Hasil teknis dari penemuan ini adalah untuk meningkatkan kemampuan bertahan dan efisiensi sistem kontrol sikap SB. 3 sakit.

Penemuan ini berkaitan dengan sistem catu daya pesawat ruang angkasa (SC) menggunakan panel surya (SB). Metode tersebut mencakup penentuan sudut orientasi SB yang telah ditentukan sebelumnya ke Matahari dari posisi sudut normal yang diukur ke permukaan kerja SB dan menghitung sudut yang dihitung relatif terhadap posisi normal yang ditentukan. SB diputar ke arah penurunan ketidakcocokan antara sudut yang diberikan dan dihitung. Akselerasi (αRAS) dan deselerasi (αTORM) SB ditentukan. Sudut yang dihitung dikoreksi pada saat nilai sensor sudut berubah dengan nilai sektor diskrit (DS) dari rotasi SB. Ambang batas aktuasi (αSR) dan pelepasan (αOTP) ditetapkan, menghentikan rotasi SB jika ketidaksesuaian antara sudut yang diberikan dan arus mulai meningkat, tetapi tidak lebih dari αSR. Kecepatan sudut rotasi SB diatur oleh urutan besarnya dan lebih tinggi dari kecepatan sudut maksimum pesawat ruang angkasa di sekitar Bumi, dan nilai DS kurang dari αSR. Atur sudut kerja (αRAB) SB dari kondisi: αСР< 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 kelistrikan, khususnya alat untuk menghasilkan energi listrik dengan mengubah radiasi cahaya menjadi energi listrik, dan dapat digunakan dalam desain dan pembuatan pesawat ruang angkasa kecil dengan panel surya (SB). Hasil teknis dari penemuan ini adalah: meningkatkan ketahanan SB terhadap guncangan termal, terhadap efek beban mekanis dan termomekanis, meningkatkan kemampuan pembuatan desain, meningkatkan masa aktif SB pesawat ruang angkasa, meningkatkan fungsionalitas dengan memperluas suhu jangkauan operasi dan mengoptimalkan desain SB, menyederhanakan sistem switching, yang dicapai dengan meningkatkan kekuatan sambungan dioda shunt dan sel surya, meningkatkan reproduktifitas proses pembuatan pesawat ruang angkasa SB dengan mengoptimalkan teknologi pembuatan shunt dioda dan SB SB, serta bus switching yang menghubungkan sel surya dan dioda shunt, yang terbuat dari multilayer. Baterai surya untuk kendaraan luar angkasa berukuran kecil berisi: panel dengan modul dengan sel surya (SC) yang direkatkan padanya, dioda shunt; switching bus yang menghubungkan sisi depan dan belakang dioda shunt dengan SC, sedangkan dioda shunt dipasang di guntingan di sudut SC, sedangkan bus switching dibuat berlapis-lapis, terdiri dari molibdenum foil, di kedua sisinya lapisan vanadium atau titanium, masing-masing lapisan nikel dan lapisan perak. 2 n. dan 5 z.p. f-ly, 4 sakit., 3 tab.

Penemuan ini berkaitan dengan kontrol pergerakan pesawat ruang angkasa (SC) menggunakan gaya tekanan radiasi matahari, yang didistribusikan di area kerja pesawat ruang angkasa. Yang terakhir ini terbentuk dalam bentuk aliran drop-stream datar paralel yang transparan secara optik. Jarak antara tetes jari-jari R di setiap aliran sepanjang itu (Sx) dan dalam arah frontal-transversal (Sy) adalah kelipatan. Jumlah benang adalah. Dengan menggeser aliran relatif satu sama lain ke arah pergerakannya di kejauhan, aliran lembaran tetesan dibentuk oleh angka. Masing-masing aliran ini dipindahkan relatif terhadap aliran sebelumnya dalam arah frontal-transversal dengan jarak tertentu. Ini menciptakan opacity pada arah frontal-transversal dan transparansi pada arah bidang yang tegak lurus terhadap aliran. Satuan gaya terdistribusi tekanan cahaya diatur dengan mengubah radius dan jumlah tetes yang datang ke titik penerapannya per satuan waktu. Besarnya dampak total diatur dengan mengubah jumlah jet drop. Hasil teknis dari penemuan ini ditujukan untuk meningkatkan efisiensi penggunaan kekuatan eksternal terdistribusi dari tekanan ringan dengan mengurangi efek gangguannya pada gerakan relatif pesawat ruang angkasa. 3 sakit., 1 tab.

Penemuan ini berkaitan dengan kontrol gerak pesawat ruang angkasa (SC) di mana radiator pemancar panas dan baterai surya (SB) ditempatkan. Metodenya termasuk melakukan penerbangan pesawat ruang angkasa di orbit mengelilingi planet dengan SB berputar ke posisi yang sesuai dengan keselarasan normal ke permukaan kerja SB dengan arah ke Matahari. Bangun orientasi orbit pesawat ruang angkasa, 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. Nilai (β*) dari sudut ini ditentukan, di mana durasi bagian bayangan koil sama dengan waktu yang diperlukan untuk pembuangan panas oleh radiator pada koil. Putaran orbit ditentukan, di mana nilai arus sudut ini lebih besar dari β*. Pada belokan ini, SB memutar sumbu rotasi transversal dan longitudinal hingga kondisi naungan radiator SB tercapai. Pada saat yang sama, penyimpangan minimum dari orientasi permukaan kerja SB ke Matahari disediakan. Penerbangan orbit pesawat ruang angkasa dilakukan dalam orbit hampir melingkar dengan ketinggian tidak melebihi nilai perhitungan tertentu. Hasil teknis dari penemuan ini adalah untuk meningkatkan efisiensi radiator dengan menciptakan kondisi pendinginan alami saat menaungi SB di posisi mana pun dari pesawat ruang angkasa di orbit. 3 sakit.

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

Saat ini, banyak orang beralih ke lampu taman tenaga surya, misalnya, atau charger telepon. Seperti yang diketahui dan dipahami semua orang, pengisian daya seperti itu bekerja dari energi matahari yang diterima pada siang hari. Namun, termasyhur tidak diam sepanjang hari, dan oleh karena itu, dengan membuat perangkat putar do-it-yourself untuk baterai surya, Anda dapat meningkatkan efisiensi pengisian daya sekitar setengahnya dengan menggerakkan baterai ke arah matahari sepanjang hari.

Pelacak surya do-it-yourself memiliki beberapa keunggulan yang sangat signifikan yang sepadan dengan waktu pembuatan dan pemasangannya.

1. Manfaat pertama dan terpenting adalah memutar sel surya sepanjang hari dapat meningkatkan efisiensi baterai sekitar setengahnya. Hal ini dicapai karena pengoperasian panel surya yang paling efisien dicapai selama periode ketika sinar dari benda termasyhur jatuh tegak lurus ke fotosel.
2. Keuntungan kedua dari perangkat ini dibuat di bawah pengaruh yang pertama. Karena fakta bahwa baterai meningkatkan efisiensinya dan menghasilkan energi setengahnya, tidak perlu memasang baterai stasioner tambahan. Selain itu, baterai putar itu sendiri mungkin memiliki fotosel yang lebih kecil dibandingkan dengan metode stasioner. Semua ini menghemat banyak uang.

Komponen pelacak

Membuat perangkat putar panel surya do-it-yourself mencakup komponen yang sama dengan produk pabrik.

Daftar bagian yang diperlukan untuk membuat perangkat seperti itu:

1. Basis atau bingkai - terdiri dari bagian penahan beban, yang dibagi menjadi dua kategori - dapat digerakkan dan diperbaiki. Dalam beberapa kasus, bingkai memiliki bagian yang dapat digerakkan dengan hanya satu sumbu - horizontal. Namun, ada model dengan dua sumbu. Dalam kasus seperti itu, diperlukan aktuator yang mengontrol sumbu vertikal.
2. Aktuator yang dijelaskan sebelumnya juga harus disertakan dalam desain dan memiliki perangkat tidak hanya untuk rotasi, tetapi juga perangkat untuk mengontrol tindakan ini.
3. Diperlukan detail yang akan melindungi perangkat dari keanehan cuaca - badai petir, angin kencang, hujan.
4. Kemungkinan kendali jarak jauh dan akses ke perangkat putar.
5. Unsur yang mengubah energi.

Tetapi perlu dicatat bahwa perakitan perangkat semacam itu terkadang lebih mahal daripada membeli yang sudah jadi, dan oleh karena itu, dalam beberapa kasus, disederhanakan menjadi bagian bantalan, aktuator, dan kontrol aktuator.

Sistem belok elektronik

Prinsip operasi

Prinsip pengoperasian alat putar sangat sederhana dan bertumpu pada dua bagian, yang satu mekanis dan yang lainnya elektronik. Bagian mekanis dari perangkat putar masing-masing bertanggung jawab atas rotasi dan kemiringan baterai. Dan bagian elektronik mengatur momen waktu dan sudut kemiringan, yang dengannya bagian mekanis beroperasi.

Peralatan listrik yang digunakan bersama dengan panel surya diisi dari baterai itu sendiri, yang dalam beberapa hal juga menghemat uang untuk memberi makan elektronik.

Sisi positif

Jika kita berbicara tentang keunggulan peralatan elektronik untuk perangkat putar, maka perlu diperhatikan kenyamanannya. Kenyamanannya terletak pada kenyataan bahwa bagian elektronik perangkat akan secara otomatis mengontrol proses pergantian baterai.

Keuntungan ini bukan satu-satunya, tetapi hanya satu lagi dari daftar yang telah disebutkan sebelumnya. Artinya, selain menghemat uang dan meningkatkan efisiensi, elektronik membebaskan seseorang dari kebutuhan untuk memutar secara manual.

Bagaimana DIY

Tidak sulit membuat pelacak untuk panel surya dengan tangan Anda sendiri, karena skema pembuatannya sederhana. Untuk membuat sirkuit pelacak yang bisa diterapkan dengan tangan Anda sendiri, Anda harus memiliki dua fotoresistor. Selain komponen tersebut, Anda juga perlu membeli perangkat motor yang akan memutar baterainya.

Koneksi perangkat ini dilakukan menggunakan H-bridge. Metode koneksi ini memungkinkan Anda mengubah arus hingga 500 mA dengan tegangan 6 hingga 15 V. Diagram perakitan memungkinkan Anda tidak hanya memahami cara kerja pelacak surya, tetapi juga membuatnya sendiri.

Untuk mengonfigurasi skema, Anda harus melakukan langkah-langkah berikut:

1. Pastikan ada daya ke sirkuit.
2. Hubungkan motor DC.
3. Anda perlu memasang fotosel berdampingan untuk mendapatkan jumlah sinar matahari yang sama.
4. Anda perlu melepaskan kedua resistor penyetelan. Anda perlu melakukan ini berlawanan arah jarum jam.
5. Aliran arus ke sirkuit dimulai. Mesin harus dihidupkan.
6. Kami mengencangkan salah satu pemangkas sampai terpasang. Mari kita tandai posisi ini.
7. Lanjutkan memasang elemen hingga motor mulai berputar ke arah yang berlawanan. Kami juga mencatat posisi ini.
8. Kami membagi ruang yang dihasilkan menjadi bagian yang sama dan memasang pemangkas di tengah.
9. Kami memasang pemangkas lain sampai mesin mulai bergerak sedikit.
10. Kami mengembalikan pemangkas sedikit ke belakang dan membiarkannya di posisi ini.
11. Untuk memeriksa pengoperasian yang benar, Anda dapat menutup bagian baterai surya dan mengamati reaksi sirkuit.

mekanisme jam berputar

Perangkat mekanisme rotasi jam pada dasarnya cukup sederhana. Untuk membuat prinsip operasi seperti itu, Anda perlu mengambil jam tangan mekanis apa pun dan menghubungkannya ke mesin baterai surya.

Untuk membuat mesin bekerja, satu kontak bergerak harus dipasang di jarum jam mekanis yang panjang. Yang kedua tidak bergerak diperbaiki pada jam dua belas. Jadi, setiap jam, saat jarum panjang melewati dua belas jam, kontak akan menutup dan motor akan memutar panel.

Interval waktu satu jam dipilih berdasarkan fakta bahwa selama ini benda surya melewati langit sekitar 15 derajat. Anda dapat memasang kontak tetap lainnya selama enam jam. Dengan demikian, pergantian akan dilakukan setiap setengah jam.

jam air

Metode pengontrolan perangkat putar ini ditemukan oleh seorang siswa Kanada yang giat dan bertanggung jawab untuk memutar hanya satu sumbu, sumbu horizontal.

Prinsip operasinya juga sederhana dan adalah sebagai berikut:

1. Baterai surya dipasang pada posisi semula ketika sinar matahari mengenai fotosel secara tegak lurus.
2. Setelah itu, wadah berisi air dipasang di salah satu sisinya, dan beberapa benda dengan berat yang sama dengan wadah berisi air dipasang di sisi lainnya. Bagian bawah wadah harus memiliki lubang kecil.
3. Melaluinya, air secara bertahap akan mengalir keluar dari tangki, sehingga bobotnya akan berkurang, dan panel perlahan akan miring ke arah penyeimbang. Dimensi lubang untuk wadah perlu ditentukan secara eksperimental.

Metode ini adalah yang paling sederhana. Selain itu, ini menghemat sumber daya material yang akan dihabiskan untuk pembelian mesin, seperti halnya jarum jam. Selain itu, Anda dapat memasang sendiri mekanisme putar berupa jam air, bahkan tanpa memiliki pengetahuan khusus.

Video

Cara membuat pelacak baterai surya dengan tangan Anda sendiri, Anda akan belajar dari video kami.

• Pengebirian baterai Sanyo dan Panasonic yang dilindungi dan program pendidikan kecil tentang baterai Li-ion Li-ion 18650 1 pc
• "AdBlock": cara menonaktifkan, deskripsi aplikasi
• Membersihkan komputer Anda dari sampah
• Perbedaan antara antivirus berbayar dan gratis untuk Windows
• Pembersihan lengkap komputer dari puing-puing: instruksi terperinci
• Cara menghapus instalan aplikasi di smartphone Lenovo
• Emulator Android terbaik untuk PC
• Haruskah saya meningkatkan ke iOS 11?
• Sniffer penganalisa lalu lintas jaringan
• FRP: Pemrograman Reaktif Fungsional apa adanya

• Panduan lengkap unduhan GTA 5 simpan
• Memasang mod di GTA San Andreas Cara mengunduh mod untuk GTA San Andreas
• Windows tidak akan menginstal Cara kerja skrip wufuc dari Zeffy ini
• Hotel apa di Rabac yang punya pemandangan indah?
• Soket dan voltase apa yang digunakan di berbagai negara di dunia
• Bagaimana zona demiliterisasi antara Korea Utara dan Selatan telah berubah Mengubah pengaturan privasi
• Bandara Athena: Cara menuju pusat, ke pelabuhan: Kesulitan dan solusi
• Penanda zaragoza, spanyol Taksi
• resolusi mms. Semua tentang mms dari mts. Pesan pengaturan MTS otomatis
• Teknologi seluler dan kecepatan data