Бесконтактные датчики солнечных батарей космических аппаратов. Система поворота солнечной батареи
Римский философ Сенека сказал: "Если человек не знает, куда он плывет, то для него нет попутного ветра". В самом деле, какая нам польза от , если мы не знаем положения аппарата в пространстве? Этот рассказ о приборах, которые позволяют нам не заблудиться в космосе.
Технический прогресс сделал системы ориентации небольшими, дешевыми и доступными. Сейчас даже студенческий микроспутник может похвастаться системой ориентации, о которой пионеры космонавтики могли только мечтать. Ограниченность возможностей порождала остроумные решения.
Асимметричный ответ: никакой ориентации
Первые спутники и даже межпланетные станции летали неориентированными. Передача данных на Землю велась по радиоканалу, и несколько антенн, чтобы спутник был на связи при любом положении и любых кувырканиях, весили гораздо меньше, чем система ориентации. Даже первые межпланетные станции летали неориентированными:
Луна-2, первая станция, достигшая поверхности Луны. Четыре антенны по бокам обеспечивают связь при любом положении относительно Земли
Даже сегодня иногда бывает проще покрыть всю поверхность спутника солнечными батареями и поставить несколько антенн, нежели создавать систему ориентации. Тем более, что некоторые задачи нетребовательны к ориентации - например, фиксировать космические лучи можно в любом положении спутника.
Достоинства:
- Максимальная простота и надежность. Отсутствующая система ориентации не может сломаться.
- Годится сейчас, в основном, для микроспутников, решающих сравнительно простые задачи. "Серьезным" спутникам без системы ориентации уже не обойтись.
Солнечный датчик
Фотоэлементы к середине XX века стали вещью привычной и освоенной, поэтому нет ничего удивительного, что они отправились в космос. Очевидным маяком для таких датчиков стало Солнце. Его яркий свет попадал на фоточувствительный элемент и позволял определять направление:
Различные схемы работы современных солнечных датчиков, внизу находится фоточувствительная матрица
Еще один вариант конструкции, здесь матрица изогнута
Современные солнечные датчики
Достоинства:
- Простота.
- Дешевизна.
- Чем выше орбита, тем меньше участок тени, и тем дольше может работать датчик.
- Точность примерно одна угловая минута.
- Не работают в тени Земли или другого небесного тела.
- Могут быть подвержены помехам от Земли, Луны и т.п.
Космические корабли "Восток" остроумно использовали солнечный датчик - ось на Солнце использовалась при построении ориентации для торможения корабля. Также, солнечные датчики были крайне востребованы на межпланетных станциях, потому что многие другие типы датчиков не могут работать вне земной орбиты.
Благодаря простоте и дешевизне солнечные датчики сейчас очень распространены в космической технике.
Инфракрасная вертикаль
Аппараты, которые летают по орбите Земли, часто нуждаются в определении местной вертикали - направления на центр Земли. Фотоэлементы видимого диапазона для этого подходят не очень - на ночной стороне Земля гораздо хуже освещена. Но, к счастью, в инфракрасном диапазоне теплая Земля светит практически одинаково на дневном и ночном полушариях. На низких орбитах датчики определяют положение горизонта, на высоких - сканируют пространство в поисках теплого круга Земли.Конструктивно, как правило, инфракрасные построители вертикали содержат систему зеркал или сканирующее зеркало:
Инфракрасная вертикаль в сборке с маховиком. Блок предназначен для точной ориентации на Землю для геостационарных спутников. Хорошо видно сканирующее зеркало
Пример поля зрения инфракрасной вертикали. Черный круг - Земля
Отечественные инфракрасные вертикали производства ОАО "ВНИИЭМ"
Достоинства:
- Способны строить местную вертикаль на любом участке орбиты.
- Как правило, высокая надежность.
- Хорошая точность -
- Ориентация только по одной оси.
- Для низких орбит нужны одни конструкции, для высоких - другие.
- Сравнительно большие габариты и вес.
- Только для орбиты Земли.
Корабль "Союз". Дублированные датчики ИКВ показаны стрелками
Гироорбитант
Для того, чтобы выдать тормозной импульс, необходимо знать направление вектора орбитальной скорости. Солнечный датчик даст правильную ось примерно один раз в сутки. Для полетов космонавтов это нормально, в случае нештатной ситуации человек может вручную сориентировать корабль. Но корабли "Восток" имели "братьев-близнецов", разведывательные спутники "Зенит", которым тоже нужно было выдавать тормозной импульс, чтобы вернуть с орбиты отснятую пленку. Ограничения солнечного датчика были неприемлемы, поэтому пришлось придумывать что-то новое. Таким решением стал гироорбитант. Когда работает инфракрасная вертикаль, корабль вращается, потому что ось на Землю постоянно поворачивается. Направление орбитального движения известно, поэтому по тому, в какую сторону поворачивается корабль, можно определить его положение:
Например, если корабль постоянно кренится вправо, то мы летим правым боком вперед. А если корабль летит кормой вперед, то он будет постоянно поднимать нос вверх. С помощью гироскопа, который стремится сохранить свое положение, это вращение можно определить:
Чем сильнее отклонена стрелка, тем сильнее выражено вращение по этой оси. Три таких рамки позволяют замерить вращение по трем осям и развернуть корабль соответственно.
Гироорбитанты широко использовались в 60-80-х годах, но сейчас вымерли. Простые датчики угловых скоростей позволили эффективно измерять вращение аппарата, а бортовая ЭВМ без труда определит положение корабля по этим данным.
Ионный датчик
Красивой была идея дополнить инфракрасную вертикаль ионным датчиком. На низких земных орбитах попадаются молекулы атмосферы, которые могут быть ионами - нести электрический заряд. Поставив датчики, фиксирующие поток ионов, можно определить, какой стороной корабль летит вперед по орбите - там поток будет максимальным:
Научная аппаратура для измерения концентрации положительных ионов
Ионный датчик работал быстрее - на построение ориентации с гироорбитантом уходил почти целый виток, а ионный датчик был способен построить ориентацию за ~10 минут. К сожалению, в районе Южной Америки находится так называемая "ионная яма", которая делает работу ионного датчика нестабильной. По закону подлости именно в районе Южной Америки нашим кораблям надо строить ориентацию на торможение для посадки в районе Байконура. Ионные датчики стояли на первых "Союзах", но достаточно скоро от них отказались, и сейчас они нигде не используются.
Звездный датчик
Одной оси на Солнце часто бывает мало. Для навигации может быть нужен еще один яркий объект, направление на который вместе с осью на Солнце даст нужную ориентацию. Таким объектом стала звезда Канопус - она вторая по яркости в небе и находится далеко от Солнца. Первым аппаратом, который использовал звезду для ориентации, стал "Маринер-4", стартовавший к Марсу в 1964 году. Идея оказалась удачной, хотя звездный датчик выпил много крови ЦУПа - при построении ориентации он наводился не на те звезды, и приходилось "прыгать" по звездам несколько дней. После того, как датчик наконец навелся на Канопус, он стал постоянно его терять - летевший рядом с зондом мусор иногда ярко вспыхивал и перезапускал алгоритм поиска звезды.Первые звездные датчики представляли собой фотоэлементы с небольшим полем зрения, которые умели наводиться только на одну яркую звезду. Несмотря на ограниченность возможностей, они активно использовались на межпланетных станциях. Сейчас технический прогресс, фактически, создал новый класс устройств. Современные звездные датчики используют матрицу фотоэлементов, работают в паре с компьютером с каталогом звезд и определяют ориентацию аппарата по тем звездам, которые видны в поле их зрения. Такие датчики не нуждаются в предварительном построении грубой ориентации другими приборами и способны определить положение аппарата вне зависимости от участка неба, в которое их направят.
Типичные звездные датчики
Чем больше поле зрения, тем проще ориентироваться
Иллюстрация работы датчика - по взаимному положению звезд по данным каталога рассчитывается направление взгляда
Достоинства:
- Максимальная точность, может быть меньше угловой секунды.
- Не нуждается в других приборах, может определить точное положение самостоятельно.
- Работают на любых орбитах.
- Высокая цена.
- Не работают при быстром вращении аппарата.
- Чувствительны к засветке и помехам.
Магнитометр
Сравнительно новым направлением является построение ориентации по магнитному полю Земли. Магнитометры для измерения магнитного поля часто ставились на межпланетные станции, но не использовались для построения ориентации.
Магнитное поле Земли позволяет строить ориентацию по всем трем осям
"Научный" магнитометр зондов "Пионер-10" и -11
Первый цифровой магнитометр. Эта модель появилась на станции "Мир" в 1998 г. и использовалась в посадочном модуле "Филы" зонда "Розетта"
Достоинства:
- Простота, дешевизна, надежность, компактность.
- Средняя точность, от угловых минут до нескольких угловых секунд.
- Можно строить ориентацию по всем трем осям.
- Подвержен помехам в т.ч. и от оборудования космического аппарата.
- Не работает выше 10 000 км от Земли.
Гиростабилизированная платформа
Исторически, космические аппараты часто летали неориентированными или в режиме солнечной закрутки. Только в районе цели миссии они включали активные системы, строили ориентацию по трем осям и выполняли свою задачу. Но что, если нам необходимо поддерживать произвольную ориентацию длительное время? В этом случае нам надо "помнить" текущее положение и фиксировать свои повороты и маневры. А для этого человечество не придумало ничего лучше гироскопов (измеряют углы поворота) и акселерометров (измеряют линейные ускорения).Гироскопы
Широко известно свойство гироскопа стремиться сохранить свое положение в пространстве:
Изначально гироскопы были только механическими. Но технический прогресс привел к появлению множества других типов.
Оптические гироскопы
. Очень высокой точностью и отсутствием движущихся деталей отличаются оптические гироскопы - лазерные и оптоволоконные. В этом случае используется эффект Саньяка - фазовый сдвиг волн во вращающемся кольцевом интерферометре.
Лазерный гироскоп
Твердотельные волновые гироскопы . В этом случае измеряется прецессия стоячей волны резонирующего твердого тела. Не содержат движущихся частей и отличаются очень высокой точностью.
Вибрационные гироскопы . Используют для работы эффект Кориолиса - колебания одной части гироскопа при повороте отклоняют чувствительную часть:
Вибрационные гироскопы производятся в MEMS-исполнении, отличаются дешевизной и очень маленькими размерами при сравнительно неплохой точности. Именно эти гироскопы стоят в телефонах, квадрокоптерах и тому подобной технике. MEMS-гироскоп может работать и в космосе, и их ставят на микроспутники.
Размер и точность гироскопов наглядно:
Акселерометры
Конструктивно, акселерометры представляют собой весы - фиксированный груз меняет свой вес под воздействием ускорений, и датчик переводит этот вес в величину ускорения. Сейчас акселерометры кроме больших и дорогих версий обзавелись MEMS-аналогами:
Пример "большого" акселерометра
Микрофотография MEMS-акселерометра
Комбинация трех акселерометров и трех гироскопов позволяет фиксировать поворот и ускорение по всем трем осям. Такое устройство называется гиростабилизированной платформой. На заре космонавтики они были возможны только на карданном подвесе, были очень сложными и дорогими.
Гиростабилизированная платформа кораблей Apollo. Синий цилиндр на переднем плане - гироскоп. Видео испытаний платформы
Вершиной механических систем были бескарданные системы, когда платформа висела неподвижно в потоках газа. Это был хайтек, результат работы больших коллективов, очень дорогие и секретные устройства.
Сфера в центре - гиростабилизированная платформа. Система наведения МБР Peacekeeper
Ну а сейчас развитие электроники привело к тому, что платформа с пригодной для простых спутников точностью умещается на ладони, ее разрабатывают студенты, и даже публикуют исходный код.
Интересным нововведением стали MARG-платформы. В них данные с гироскопов и акселерометров дополняются магнитными датчиками, что позволяет исправлять накапливающуюся ошибку гироскопов. MARG-датчик, наверное, самый подходящий вариант для микроспутников - он маленький, простой, дешевый, не имеет движущихся частей, потребляет мало энергии, обеспечивает ориентацию по трем осям с коррекцией ошибок.
В "серьезных" системах для исправления ошибок ориентации гиростабилизированной платформы обычно используют звездные датчики.
Перспективы развития радиоастрономии, солнечной энергетики, космической связи, исследования поверхности Земли и других планет непосредственно связаны с возможностью вывода в космос крупногабаритных конструкций. В настоящее время в России и за рубежом ведутся исследования, направленные на создание в космосе конструкций различного класса, имеющих большие габариты: космические телескопы и антенны, энергетические и научные платформы, крупногабаритные солнечные батареи (СБ) и т. П.
Одним из важных и бурно развивающихся направлений в области создания крупногабаритных космических конструкций является разработка раскрывающихся панелей СБ, а также антенн, устанавливаемых на космических аппаратах (КА) различного назначения.
По мере увеличения размеров и сложности КА серьезным конструктивным ограничением становится требование к размещению КА под обтекателем ракет-носителей. Это обусловило создание КА, имеющих различные конфигурации при транспортировке и в рабочем состоянии на орбите. В состав КА входят трансформируемые конструкции различных антенн, откидных штанг с установленными на них приборами и датчиками, панелей СБ и другие, которые в космосе раскрываются и принимают форму, необходимую для функционирования на орбите. Таким образом, современные КА представляют собой совокупность тел, связанных между собой определенным образом. Как правило, КА имеет основной массивный блок, к которому крепятся трансформируемые конструкции (рис. В1).
1 - солнечная батарея; 2 - датчик ориентации на Солнце; 3 - всенаправленная антенна S-диапазона; 4 - антенна C-диапазона (диаметр 1,46 м); 5 - многоканальная антенна (излучатель фазированной антенной решетки); 6 - управляемая антенна (K-S-диапазон единичного доступа, K-диапазон для линии связи космос - космос) (диаметр 4,88 м); 7 - направление вектора орбитальной скорости; 8 - направление на Землю; 9 - 30-элементная фазированная антенная решетка S-диапазона (многоканальная линия связи); 10 - управляемая антенна K-диапазона (линия связи космос - Земля) (диаметр 1,98 м); 11 - антенна K-диапазона (диаметр 1,13 м)
Поэтому, для того чтобы современный КА поместился под обтекатель ракетоносителя, все трансформируемые конструкции должны быть определенным образом уложены в компактное транспортное положение. После вывода КА на определенную орбиту все трансформируемые конструкции раскрываются по заданной программе. В общем случае число этапов приведения трансформируемых конструкций в рабочее положение может быть довольно большим (рис. В2).
1 - начальная конфигурация элементов перед развертыванием; 2 - расчековка и развертывание панелей солнечных батарей; 3 - фиксация штанг солнечных батарей; 4 - развертывание антенны линии связи космос - Земля; 5 - развертывание антенны C-диапазона; 6 - отделение межорбитального буксира IDS; 7 - развертывание штанг антенн единичного доступа и вращение антенн; 8 - окончательная конфигурация после развертывания всех элементов
В процессе движения элементов трансформируемых конструкций происходит фиксация их в определенном положении, при этом движение осуществляется как с помощью электроприводов, так и за счет энергии деформации различного рода пружин.
Таким образом, проблема создания навесных систем специального функционального назначения с габаритами, превышающими габариты КА, сводится к разработке складных конструкций, удовлетворяющих таким противоречивым требованиям, как минимальные масса и объем в сложенном транспортном состоянии, высокая надежность раскрытия из транспортного состояния в рабочее положение и функционирования на орбите, максимальная площадь рабочей поверхности в раскрытом состоянии, стабильные эксплуатационные характеристики в условиях действия нагрузок. Работоспособность таких конструкций определяется главным образом тем, насколько велики возникающие в них силы при раскрытии, поэтому обеспечение их надежного раскрытия связано с решением сложных задач механики.
Несмотря на достигнутые значительные успехи в области проектирования таких конструкций, важной остается задача обеспечения плавного и надежного раскрытия крупногабаритных конструкций при гарантированном обеспечении их последующего функционирования.
Современные тенденции в развитии космической техники диктуют необходимость создания КА высокой энерговооруженности и повышенного срока эксплуатации - 15 лет и более. Рост энерговооруженности КА влечет за собой увеличение полезной площади крыла СБ (рис. В3).
При этом их необходимо разместить в зоне полезного груза существующих средств выведения КА на орбиту. В этих условиях очевиден только один выход - строить крыло СБ, увеличивая число панелей, которые на этапе выведения КА на орбиту складываются в рациональный пакет. При наземных экспериментах не удается в достаточной мере воспроизвести реальные условия процесса раскрытия СБ и тем самым полностью подтвердить надежность и работоспособность системы раскрытия. Отказ или нештатное функционирование системы раскрытия СБ практически всегда ведет к возникновению аварийных ситуаций. Применение методов математического моделирования существенным образом определяет качество, сокращает сроки и стоимость разработки раскрывающихся многозвенных СБ. Это обеспечивает возможность детального информационного сопровождения всего периода разработки, изготовления, экспериментальной отработки и эксплуатации СБ, включая анализ надежности, прогноз отказов и аварийных ситуаций.
Изобретение относится к космической технике и может быть использовано на космических аппаратах (КА) различного назначения. Предлагаемая солнечная батарея состоит из рамы, балки и верхних и нижних створок. Створки закреплены на раме, балке и корпусе КА с помощью пирозамков с собачками и связаны между собой фиксаторами. При этом в корпусе каждого пирозамка дополнительно установлен пироэлемент, автономно взаимодействующий с собачкой, в которой выполнено второе отверстие под дополнительную ось. На нижней створке шарнирно закреплена защелка, одним концом взаимодействующая с кронштейном, жестко закрепленным на верхней створке, а другим концом с торцом соответствующего фиксатора. В предлагаемой конструкции пиросредство используется одновременно для крепления пакета створок к раме и балке, а также рамы и балки к корпусу КА. В результате изобретение позволяет повысить надежность раскрытия створок солнечной батареи примерно в 100 раз. 11 ил.
Изобретение относится к космической технике и может быть использовано на космических аппаратах (КА) различного назначения. Известна солнечная батарея (СБ) КА разработки ЦСКБ г. Самара, чертежи 11ф624 8700-0, общий вид которой изображен на фиг. 1 прототипа. На фиг. 2 изображен поперечный разрез батареи (сечение А-А). На фиг. 3 изображено пиросредство в разрезе (Б-Б). На фиг. 4 изображен элемент фиксации створок, а на фиг. 5 прототипа изображена солнечная батарея в рабочем (раскрытом положении). На корпусе КА 1 (фиг. 1) жестко закреплен привод 2, к выходному валу которого прикреплена силовая рама 3. На корпусе КА установлена аппаратура 4 (фиг. 2), которая совместно с зоной под обтекателем определила конфигурацию батареи в уложенном положении. На раме 3 и балке 5 (фиг. 1) с помощью шарнирного параллелограмма 6 (фиг. 2) установлены нижние створки 7 и верхние створки 8, зачекованные с одной стороны фиксатором 9 (фиг. 4 прототипа), а с другой стороны связаны шарниром 10, Рама 3 и балка 5 пиросредствами 11 фиг. 1 фиксируются на корпусе КА. Пиросредство 11 представляет собой корпус 12, собачку 13, пружину кручения 14, пироэлемент 15 (например, пироболт), который прижимает собачкой 13 раму 3 и балку 5 (фиг. 1) к корпусу КА 1. В корпусе пиросредства 12 (фиг. 3) и собачке 13 выполнено отверстие 16 под основную ось 17. Пиросредствами 11 (фиг. 2) аналогичной конструкции с использованием тех же пироэлементов 15 (фиг. 3) прикреплены нижние створки 7 (фиг. 2) к раме 3 и балке 5 (фиг. 1) в шести силовых точках. На одном из шарниров параллелограмма 6 (фиг. 2) жестко установлен кулачок 18 (фиг. 4), который упирается в подпружиненный фиксатор 9, удерживающий створки 7 и 8 в зачекованном положении. По периметру каждой створки 7 и 8 натянуто сетеполотно, на котором закреплены фотоэлектрические преобразователи 19 (фиг. 5). Раскрытие СБ происходит в следующей последовательности. После сброса головного обтекателя подается команда на срабатывание пироэлементов 15 (фиг. 3) пиросредства 11. По плоскости разделения пироэлемент 15 разрывается. Собачка 13 пружиной кручения 14 поворачивается в отверстии 16 относительно основной оси 17. Связь между рамой 3, балкой 5 (фиг. 3) и корпусом КА 1 (фиг. 1) разрывается. Привод 2 отводит панель СБ от корпуса КА 1 и останавливается. Подается команда на срабатывание пироэлемента 15 (фиг. 3) пиросредства 11 (фиг. 2). Связь между нижней створкой 7, рамой 3 и балкой 5 (фиг. 1) разрывается. Под действием пружин кручения, установленных в осях Г (фиг. 2) шарнирного параллелограмма 6, створки 7 и 8 начинают плоскопараллельное перемещение в осях шарнирного параллелограмма 6. Жестко закрепленный на шарнире кулачок 18 (фиг. 4) на определенном угле поворота створок 7 и 8 освобождает подпружиненный фиксатор 9, который, перемещаясь в осевом направлении, расчековывает створку 8 относительно створки 7. Створка 8 поворачивается относительно шарнира 10, а створка 7 продолжает плоскопараллельное движение до ее фиксации на раме 3 (фиг. 1) и балке 5. Створка 8 (фиг. 4) фиксируется в шарнире 10 со створкой 7. Таким образом, все четыре створки раскрываются и фиксируются, образуя единую плоскую панель. Привод 2 (фиг. 1) поворачивает панель в оптимальное положение относительно Солнца. Недостатком описанной конструкции является низкая надежность раскрытия створок. Наличие большого количества пироэлементов снижает вероятность безотказного срабатывания системы раскрытия. Для раскрытия одной панели СБ необходимо срабатывание 12-ти пироэлементов (пироболтов).В соответствии с техническими условиями на них P болта = 0,99996, а для 12-и P системы = 0,99996 12 = 0,99952 Это значит, примерно, 1 отказ на 1000 изделий. Кроме того, осевое перемещение фиксатора при смещении базовых отверстий в разных створках при их температурных деформациях склонно к "закусыванию", что приводит к нераскрытию створок. Задачей настоящего изобретения является повышение надежности раскрытия створок СБ путем введения элементов дублирования. Поставленная задача решается тем, что в корпусе каждого пиросредства (замка) дополнительно установлен пироэлемент, взаимодействующий с собачкой, причем на нижней створке шарнирно закреплена качающаяся защелка, одним концом упирающаяся в кронштейн, жестко закрепленный на верхней створке, а другим взаимодействует с торцем фиксатора. На фиг. 6 изображен общий вид CБ; на фиг. 7 - поперечный разрез СБ; на фиг. 8 - элемент фиксации верхних и нижних створок; на фиг. 9 изображено пиросредство (замок), закрепляющее нижнюю створку СБ с рамой и балкой на корпусе КА; на фиг. 10 изображено положение рабочего звена после срабатывания основного пироэлемента (пиропатрона); на фиг. 11 - положение рабочего звена после срабатывания дополнительного пироэлемента (пиропатрона). Солнечная батарея установлена на корпусе 20 (фиг. 6) космического аппарата. К приводу 21 жестко прикреплена силовая рама 22. Аппаратура, например, антенна 23 размещается между рамой 22 и балкой 24. На раме 22 и балке 24 с помощью шарнирного параллелограмма 25 (фиг. 7) установлены нижние 26 и верхние 27 створки. Нижняя створка 26, связанная со створкой 27 подпружиненным шарниром 28, прижимается к корпусу 20 (фиг. 6) пиросредством 29 (фиг. 9). Таким образом, пиросредством 29 прижимаются к корпусу КА 20 (фиг. 6) створки 26 (фиг. 7), рама 22 (фиг. 6) и балка 24. В корпусе 30 (фиг. 9) каждого пиросредства 29 выполнено отверстие 31 под основную ось 32 и установлен пироэлемент 33 (пиропатрон), который взаимодействуя с осью 32, фиксирует рычаг 34 относительно корпуса 30. Дополнительный пироэлемент 35 (фиг. 11) установлен в корпусе 30, взаимодействует с дополнительной осью 36 (фиг. 10) и фиксирует рычаг 34 с корпусом 30 (фиг. 9) и собачкой 37. Собственная ось 38 фиксирует рычаг 34 относительно собачки 37 и обеспечивает их совместный поворот относительно дополнительной оси 36 (фиг. 10) в корпусе 30 (фиг. 9), в котором выполнен фигурный паз 39. В рычаг 34 упирается пружинный толкатель 40, а собачка 37 взаимодействует со взведенной пружиной кручения 41. На створке 26 (фиг. 8) установлена подпружиненная в оси 42 защелка 43, один конец которой упирается в торец 44 подпружиненного фиксатора 45, удерживаемого в рабочем положении кулачком 46. Другой конец защелки 43 удерживает створку 27 от раскрытия. Работа КА осуществляется в следующей последовательности. После сброса головного обтекателя, исходя из функциональных задач КА, антенна 23 (фиг. 7) своим приводом отводится от корпуса КА 20 (фиг. 6) из зоны раскрытия СБ и фиксируется в рабочем положении. Таким образом, антенна 23 (фиг. 7) освобождает зону для раскрытия створок 26 и 27 на борту космического аппарата. Появилась возможность использовать пиросредство для: - крепления пакета створок к раме и балке и для их последующего раскрытия; - крепление рамы и балки к корпусу КА и их последующее отделение. Использование одного пиросредства для решения двух задач позволяет уменьшить их количество, что повышает надежность работы системы. Подается команда на срабатывание основного пироэлемента 33 (фиг. 9) пиросредства 29. Основная ось 32, перемещаясь в осевом направлении, "утопает" в корпусе 30. Рычаг 34 под действием усилия сжатой пружины толкателя 40 совместно с собачкой 37 (фиг. 10) и собственной осью 38 поворачивается относительно дополнительной оси 36. При этом ось 38 перемещается в полости фигурного паза 39. Без анализа срабатывания пиросредства от основного пироэлемента 33 через 0,5-2 с подается команда на дублирующий пироэлемент 35 (фиг. 11). Под действием его пороховых газов "утопает" дополнительная ось 36 (фиг. 10), собачка 37 поворачивается относительно основной оси 32 пружиной кручения 41. Створки 26 и 27 (фиг. 7), рама 22 (фиг. 6) и балка 24 освобождаются от корпуса КА 20, раскрываются под действием пружин кручения, установленных в осях шарнирного параллелограмма 25 (фиг. 7). Панель отводится приводом 21 в рабочее положение. Собачка 37 (фиг. 10) не выступает за плоскость "щ" и не препятствует отводу элементов СБ от корпуса КА. Жестко закрепленный на шарнире кулачок 46 (фиг. 8) на определенном угле поворота освобождает фиксатор 45, который, перемещаясь в осевом направлении, освобождает хвостовик защелки 43. Поворачиваясь пружиной кручения, защелка 43 освобождает створку 57, которая раскрывается и фиксируется. При взаимных перемещениях створок от перегрузок и температурных перепадах торец 44 фиксатора 45 имеет возможность перемещаться по пл. "Я", что исключает нераскрытие створок. В связи с тем, что в корпусе пиросредства 30 (фиг. 9) установлены два независимых механизма, срабатывающих от пироэлементов (пиропатронов) 33 и 35 (фиг. 11), надежность срабатывания пиросредства увеличивается и составляет
P o = 0,999999
А так как удалось решить задачу крепления и раскрытия створок 6-ю пиросредствами (вместо 12), надежность раскрытия створок составляет
P системы = 0,999999 6 = 0,99999
Это, примерно, 1 отказ на 100000 изделий. Введение шарнирно закрепленной на створке защелки исключает заклинивание фиксатора (даже при температурных перемещениях створок относительно друг друга). Предлагаемое техническое решение позволяет повысить надежность системы раскрытия створок СБ примерно в 100 раз.
Формула изобретения
Солнечная батарея космического аппарата, состоящая из рамы, балки, верхних и нижних створок, попарно связанных между собой фиксаторами и установленных на раме и балке, которые закреплены на корпусе космического аппарата с помощью пиросредства с собачкой, поворачивающейся относительно оси в отверстии, выполненном в корпусе пиросредства, отличающаяся тем, что в корпусе пиросредства дополнительно установлен пироэлемент, взаимодействующий с собачкой, причем на нижней створке шарнирно закреплена подпружиненная защелка, одним концом упирающаяся в кронштейн, жестко закрепленный на верхней створке, а другим взаимодействующая с торцом фиксатора.
Солнечная батарея на МКС
Солнечная батарея - несколько объединённых фотоэлектрических преобразователей (фотоэлементов) - полупроводниковых устройств, прямо преобразующих солнечную энергию в постоянный электрический ток, в отличие от солнечных коллекторов, производящих нагрев материала-теплоносителя.
Различные устройства, позволяющие преобразовывать солнечное излучение в тепловую и электрическую энергию, являются объектом исследования гелиоэнергетики (от гелиос греч. Ήλιος , Helios - ). Производство фотоэлектрических элементов и солнечных коллекторов развивается в разных направлениях. Солнечные батареи бывают различного размера: от встраиваемых в микрокалькуляторы до занимающих крыши автомобилей и зданий.
История
Первые прототипы солнечных батарей были созданы итальянским фотохимиком армянского происхождения Джакомо Луиджи Чамичаном.
25 апреля 1954 года, специалисты компании Bell Laboratories заявили о создании первых солнечных батарей на основе кремния для получения электрического тока. Это открытие было произведено тремя сотрудниками компании - Кельвином Соулзером Фуллером (Calvin Souther Fuller), Дэрилом Чапин (Daryl Chapin) и Геральдом Пирсоном (Gerald Pearson). Уже через 4 года, 17 марта 1958 году, в США был запущен первый с солнечными батареями - Vanguard 1. Спустя всего пару месяцев, 15 мая 1958 года в СССР был запущен Спутник-3, также с использованием солнечных батарей.
Использование в космосе
Солнечные батареи - один из основных способов получения электрической энергии на : они работают долгое время без расхода каких-либо материалов, и в то же время являются экологически безопасными, в отличие от ядерных и .
Однако при полётах на большом удалении от Солнца (за орбитой ) их использование становится проблематичным, так как поток солнечной энергии обратно пропорционален квадрату расстояния от Солнца. При полётах же к и , напротив, мощность солнечных батарей значительно возрастает (в районе Венеры в 2 раза, в районе Меркурия в 6 раз).
Эффективность фотоэлементов и модулей
Мощность потока солнечного излучения на входе в атмосферу (AM0), составляет около 1366 ватт на квадратный метр (см. также AM1, AM1.5, AM1.5G, AM1.5D). В то же время, удельная мощность солнечного излучения в Европе в очень облачную погоду даже днём может быть менее 100 Вт/м². С помощью распространённых промышленно производимых солнечных батарей можно преобразовать эту энергию в электричество с эффективностью 9-24 %. При этом цена батареи составит около 1-3 долларов США за Ватт номинальной мощности. При промышленной генерации электричества с помощью фотоэлементов цена за кВт·ч составит 0,25 долл. По мнению Европейской Ассоциации Фотовольтаики (EPIA), к 2020 году стоимость электроэнергии, вырабатываемой «солнечными» системами, снизится до уровня менее 0,10 € за кВт·ч для промышленных установок и менее 0,15 € за кВт·ч для установок в жилых зданиях.
В 2009 году компания Spectrolab (дочерняя фирма Boeing) продемонстрировала солнечный элемент с эффективностью 41,6 %. В январе 2011 года ожидалось поступление на рынок солнечных элементов этой фирмы с эффективностью 39 %. В 2011 году калифорнийская компания Solar Junction добилась КПД фотоэлемента размером 5,5×5,5 мм в 43,5 %, что на 1,2 % превысило предыдущий рекорд.
В 2012 году компания Morgan Solar создала систему Sun Simba из полиметилметакрилата (оргстекла), германия и арсенида галлия, объединив концентратор с панелью, на которой установлен фотоэлемент. КПД системы при неподвижном положении панели составил 26-30 % (в зависимости от времени года и угла, под которым находится Солнце), в два раза превысив практический КПД фотоэлементов на основе кристаллического кремния.
В 2013 году компания Sharp создала трёхслойный фотоэлемент размером 4х4 мм на индиево-галлий-арсенидной основе с КПД 44,4 %, а группа специалистов из Института систем солнечной энергии общества Фраунгофера, компаний Soitec, CEA-Leti и Берлинского центра имени Гельмгольца создали фотоэлемент, использующий линзы Френеля с КПД 44,7 %, превзойдя своё собственное достижение в 43,6 %. В 2014 году Институт солнечных энергосистем Фраунгофер создали солнечные батареи, в которых благодаря фокусировке линзой света на очень маленьком фотоэлементе КПД составил 46%.
В 2014 году испанские учёные разработали фотоэлектрический элемент из кремния, способный преобразовывать в электричество инфракрасное излучение Солнца.
Перспективным направлением является создание фотоэлементов на основе наноантенн, работающих на непосредственном выпрямлении токов, наводимых в антенне малых размеров (порядка 200-300 нм) светом (т. е. электромагнитным излучением частоты порядка 500 ТГц). Наноантенны не требуют дорогого сырья для производства и имеют потенциальный КПД до 85%.
| Тип | Коэффициент фотоэлектрического преобразования, % |
|---|---|
| Кремниевые | |
| Si (кристаллический) | 24,7 |
| Si (поликристаллический) | 20,3 |
| Si (тонкопленочная передача) | 16,6 |
| Si (тонкопленочный субмодуль) | 10,4 |
| III-V | |
| GaAs (кристаллический) | 25,1 |
| GaAs (тонкопленочный) | 24,5 |
| GaAs (поликристаллический) | 18,2 |
| InP (кристаллический) | 21,9 |
| Тонкие пленки халькогенидов | |
| CIGS (фотоэлемент) | 19,9 |
| CIGS (субмодуль) | 16,6 |
| CdTe (фотоэлемент) | 16,5 |
| Аморфный/Нанокристаллический кремний | |
| Si (аморфный) | 9,5 |
| Si (нанокристаллический) | 10,1 |
| Фотохимические | |
| На базе органических красителей | 10,4 |
| На базе органических красителей (субмодуль) | 7,9 |
| Органические | |
| Органический полимер | 5,15 |
| Многослойные | |
| GaInP/GaAs/Ge | 32,0 |
| GaInP/GaAs | 30,3 |
| GaAs/CIS (тонкопленочный) | 25,8 |
| a-Si/mc-Si (тонкий субмодуль) | 11,7 |
Факторы, влияющие на эффективность фотоэлементов
Особенности строения фотоэлементов вызывают снижение производительности панелей с ростом температуры.
Из рабочей характеристики фотоэлектрической панели видно, что для достижения наибольшей эффективности требуется правильный подбор сопротивления нагрузки. Для этого фотоэлектрические панели не подключают напрямую к нагрузке, а используют контроллер управления фотоэлектрическими системами, обеспечивающий оптимальный режим работы панелей.
Производство
Очень часто одиночные фотоэлементы не вырабатывают достаточной мощности. Поэтому определенное количество фотоэлементов соединяется в так называемые фотоэлектрические солнечные модули и между стеклянными пластинами монтируется укрепление. Эта сборка может быть полностью автоматизирована.
Одним из очевидных способов повышения эффективности солнечных энергоустановок является использование в них систем слежения за солнцем. Разработка следящих систем с простым обслуживанием позволит в значительной степени повысить технико-экономические показатели сельскохозяйственных объектов и создать комфортные условия труда и быта человека при одновременном обеспечении экологической безопасности окружающей среды. Системы слежения могут быть с одной или двумя осями вращения солнечных панелей.
Солнечная энергоустановка с системой слежения, включающей компактный фотоэлектрический датчик положения солнца, состоящий из каркаса в форме прямой трёхгранной призмы, на двух боковых гранях которой размещены фотоэлементы слежения за солнцем, а на третьей грани установлен командный фотоэлемент разворота модулей с запада на восток. В течение светового дня фотоэлементы слежения на гранях датчика выдают командные сигналы для блока управления приводом азимутального поворота солнечного модуля, который при этом разворачивается в направлении солнца с помощью вала. Недостатком установки является недостаточная точность слежения за солнцем.
Солнечная энергетическая установка содержит солнечную батарею с системой двухосной ориентацией на солнце, на которой в качестве датчиков слежения за солнцем установлены фотоэлектрические модули, содержащие линейные фотоприёмники, находящиеся в фокусах цилиндрических линз Френеля. Сигналы от фотоприёмников с помощью микропроцессора осуществляют управление приводами системы азимутальной и зенитальной ориентации солнечной батареи.
Недостатком этой установки является недостаточная точность слежения за солнцем, а также то, что датчики слежения занимают часть активной площади солнечной батареи.
Основной задачей разработки является повышение точности работы датчика слежения за солнцем для двухосных систем ориентации солнечных батарей при любом положении солнца на небосводе в течение года.
Вышеуказанный технический результат достигается тем, что в предлагаемом датчике слежения за солнцем двухосной системы ориентации солнечной батареи, содержащем блок лучевоспринимающих ячеек, установленных на неподвижной площадке, которые выполнены в виде обратных конусов с непрозрачными стенками и укреплены на узких торцах конусов фотоэлектрических элементов. При этом лучевоспринимающие ячейки плотно установлены на площадке с образованием телесного угла в 160° и обрамлены прозрачной сферой, укреплённой на площадке, которая установлена с наклоном к горизонтали под углом, равным географической широте местоположения датчика.
Датчик слежения устанавливается на неподвижной площадке, нормаль 6 которой (рис. 1) направляется на юг. Угол наклона площадки к горизонтальному основанию соответствует географической широте местности рядом с солнечной батареей, размещённой на механической системе ориентации на солнце, содержащей приводы зенитального и азимутального вращения, использующие шаговые мотор-редукторы. Управление приводами солнечной батареи осуществляется микропроцессором, получающим электрические импульсы от фотоэлектрических элементов ячеек датчика. Микропроцессор содержит информацию о географической широте местонахождения солнечной батареи, электронные часы, снабжённые календарём, по сигналам которых включаются мотор-редукторы зенитального и азимутального вращения солнечной батареи в соответствии с уравнением движения солнца на небосводе. При этом величины достигнутых углов поворота солнечной батареи по сигналам фотоэлектрических элементов ячеек датчика сравниваются со значениями, полученными их уравнения движения солнца на текущий момент времени.
Сущность конструкции датчика поясняется рис. 1, 2, 3 и 4. На рис. 1 и 3 представлена общая схема датчика. На рис. 2 показан вид сверху прозрачной сферы и лучевоспринимающих ячеек. На рис. 4 показана схема такой ячейки.
Датчик слежения за солнцем для двухосной системы ориентации солнечных батарей содержит площадку 1, укреплённую к горизонтальному основанию 5 под углом а, равным географической широте местности. К площадке 1 прикреплена прозрачная полусфера 2 радиусом г. Во всём внутреннем пространстве сферы 2 вплотную укреплены лучевоспринимающие ячейки 3, имеющие форму обратного конуса с непрозрачными стенками 7, обращённого диаметром ф к внутренней стенке прозрачной сферы 2, а диаметром d 2 к площадке 1. Высота конуса 3 равна расстоянию h от внутренней стенки сферы 2 до поверхности площадки 1. В нижней части конуса 3 на расстоянии 5d 1 от верхней кромки конуса 3 расположен фотоэлектрический элемент 4, электрический сигнал от которого передаётся в микропроцессорную систему управления поворотами осей солнечной батареи (на рис. 1 не показана). Расстояние 5d 1 выбирается таким образом, чтобы солнечный луч 8 точно фиксировался на фотоэлектрическом элементе 4, ограниченного непрозрачными стенками 7 конуса 3.
Датчик слежения за солнцем работает следующим образом. Солнечные лучи 8 проникают через прозрачную сферу 2, внутреннее пространство конуса 3 и попадают на фотоэлектрический элемент 4, вызывая электрический ток, который анализируется микропроцессором и передаётся на шаговые мотор-редукторы приводов системы ориентации солнечной батареи (на рисунке не показана). При перемещении солнца по небосводу, его лучи 8 постепенно включают фотоэлектрические элементы 3 и способствуют точному и плавному регулированию поворотов солнечной батареи по азимутальной и зенитальной осям.
Лабораторные испытания макета ячейки датчика с использованием имитатора солнечного излучения показали приемлемые результаты отсекания светового потока для принятых значений d 1 , d 2 и 5d x .
Датчик слежения за солнцем двухосной системы ориентации солнечной батареи содержит лучевоспринимающие ячейки, выполненные в виде обратных конусов, плотно установленных на площадке с образованием телесного угла в 160° и обрамленных прозрачной сферой, позволяет более точно ориентировать солнечные батареи и тем самым получать наибольшее количество электроэнергии от них.