Il y a plus de soixante ans, commençait l’ère de l’énergie solaire pratique. En 1954, trois scientifiques américains ont présenté au monde les premières cellules solaires à base de silicium. La perspective d'obtenir de l'électricité gratuite s'est concrétisée très rapidement et les principaux centres scientifiques du monde entier ont commencé à travailler à la création de centrales solaires. Le premier « consommateur » de panneaux solaires fut l’industrie spatiale. C’est ici, comme nulle part ailleurs, que les sources d’énergie renouvelables étaient nécessaires, car les batteries embarquées sur les satellites épuisaient rapidement leurs ressources.
Et seulement quatre ans plus tard, les panneaux solaires dans l’espace ont commencé leur service indéfini. En mars 1958, les États-Unis lancent un satellite équipé de panneaux solaires. Moins de deux mois plus tard, le 15 mai 1958, l’Union soviétique lançait Spoutnik 3 sur une orbite elliptique autour de la Terre avec des panneaux solaires à son bord.
La première centrale solaire domestique dans l'espace
Des panneaux solaires en silicium ont été installés au bas et au nez de Spoutnik 3. Cette disposition permettait de recevoir de l’électricité supplémentaire de manière quasi continue, quelle que soit la position du satellite en orbite par rapport au soleil.
Le troisième satellite artificiel. Le panneau solaire est bien visible
Les batteries embarquées ont épuisé leur durée de vie en 20 jours et le 3 juin 1958, la plupart des instruments installés sur le satellite ont été mis hors tension. Cependant, le dispositif d'étude du rayonnement solaire, l'émetteur radio qui envoyait les informations reçues au sol et la balise radio ont continué à fonctionner. Une fois les batteries embarquées épuisées, ces appareils ont été entièrement alimentés par des panneaux solaires. La balise radio a fonctionné presque jusqu’à ce que le satellite brûle dans l’atmosphère terrestre en 1960.
Développement de la photoénergie spatiale domestique
Les concepteurs ont pensé à l'alimentation électrique des engins spatiaux dès la phase de conception des tout premiers lanceurs. Après tout, les batteries ne peuvent pas être remplacées dans l’espace, ce qui signifie que la durée de vie active d’un vaisseau spatial est déterminée uniquement par la capacité des batteries embarquées. Les premier et deuxième satellites terrestres artificiels n'étaient équipés que de batteries embarquées, qui se sont épuisées après quelques semaines de fonctionnement. À partir du troisième satellite, tous les vaisseaux spatiaux suivants furent équipés de panneaux solaires.
Le principal développeur et fabricant de centrales solaires spatiales était l'entreprise de recherche et de production Kvant. Les panneaux solaires Kvant sont installés sur presque tous les vaisseaux spatiaux domestiques. Au début, il s’agissait de cellules solaires au silicium. Leur puissance était limitée à la fois par leurs dimensions et par leur poids. Mais ensuite, les scientifiques de Kvant ont développé et fabriqué les premières cellules solaires au monde basées sur un tout nouveau semi-conducteur : l'arséniure de gallium (GaAs).
En outre, de tout nouveaux panneaux à l'hélium ont été mis en production, sans équivalent dans le monde. Ce nouveau produit est constitué de panneaux d'hélium très efficaces sur un substrat avec une structure en maille ou en cordes.
Panneaux à l'hélium avec support en maille et cordes
Les panneaux silicium-hélium à sensibilité bidirectionnelle ont été conçus et fabriqués spécifiquement pour être installés sur des engins spatiaux en orbite basse. Par exemple, pour le segment russe de la station spatiale internationale (le vaisseau spatial Zvezda), des panneaux à base de silicium à sensibilité bidirectionnelle ont été fabriqués, et la superficie d'un panneau était de 72 m².
Batterie solaire du vaisseau spatial Zvezda
Des cellules solaires flexibles présentant d'excellentes caractéristiques de densité spécifique ont également été développées à base de silicium amorphe et mises en production : avec un poids de seulement 400 g/m², ces batteries généraient de l'électricité avec un indicateur de 220 W/kg.
Batterie au gel flexible à base de silicium amorphe
Pour améliorer l'efficacité des cellules solaires, des recherches et des tests approfondis au sol ont été menés pour révéler les effets négatifs du Big Space sur les panneaux d'hélium. Cela a permis de passer à la production de batteries solaires pour différents types d'engins spatiaux avec une durée de vie active allant jusqu'à 15 ans.
Vaisseau spatial de la mission Vénus
En novembre 1965, à quatre jours d'intervalle, deux vaisseaux spatiaux, Venera 2 et Venera 3, se sont lancés vers notre plus proche voisine, Vénus. Il s'agissait de deux sondes spatiales absolument identiques, dont la tâche principale était d'atterrir sur Vénus. Les deux engins spatiaux étaient équipés de panneaux solaires à base d'arséniure de gallium, qui avaient fait leurs preuves sur les précédents engins spatiaux proches de la Terre. Pendant le vol, tous les équipements des deux sondes ont fonctionné sans interruption. 26 sessions de communication ont été réalisées avec la station Venera-2 et 63 avec la station Venera-3. Ainsi, la plus grande fiabilité des batteries solaires de ce type a été confirmée.
En raison de pannes dans l'équipement de contrôle, la communication avec Venera 2 a été perdue, mais la station Venera 3 a continué son chemin. Fin décembre 1965, suite à un ordre de la Terre, la trajectoire est corrigée et le 1er mars 1966, la station atteint Vénus.
Les données obtenues grâce au vol de ces deux stations furent prises en compte dans la préparation de la nouvelle mission, et en juin 1967 une nouvelle station automatique, Venera-4, fut lancée vers Vénus. Tout comme ses deux prédécesseurs, il était équipé de panneaux solaires en arséniure de gallium d'une superficie totale de 2,4 m². Ces batteries prenaient en charge le fonctionnement de presque tous les équipements.
Station "Venera-4". Ci-dessous le module de descente
Le 18 octobre 1967, après que le module de descente s'est séparé et est entré dans l'atmosphère de Vénus, la station a poursuivi son travail en orbite, servant notamment de relais des signaux de l'émetteur radio du véhicule de descente vers la Terre.
Vaisseau spatial de la mission Luna
Les batteries solaires à base d'arséniure de gallium étaient Lunokhod-1 et Lunokhod-2. Les panneaux solaires des deux appareils ont été montés sur des couvercles à charnières et ont servi fidèlement pendant toute la durée de fonctionnement. De plus, sur Lunokhod-1, dont le programme et les ressources étaient conçus pour un mois de fonctionnement, les batteries ont duré trois mois, soit trois fois plus longtemps que prévu.
Lunokhod-2 a travaillé à la surface de la Lune pendant un peu plus de quatre mois, couvrant une distance de 37 kilomètres. Cela pourrait encore fonctionner si l'équipement n'avait pas surchauffé. L'appareil est tombé dans un nouveau cratère avec de la terre meuble. J'ai dérapé longtemps, mais j'ai finalement réussi à repartir en marche arrière. Lorsqu’il est sorti du trou, une petite quantité de terre est tombée sur la couverture recouverte de panneaux solaires. Pour maintenir un régime thermique donné, les panneaux solaires pliés ont été abaissés la nuit sur le couvercle supérieur du compartiment matériel. Après avoir quitté le cratère et fermé le couvercle, la terre est tombée sur le compartiment matériel, devenant une sorte d'isolant thermique. Pendant la journée, la température dépassait les cent degrés, l'équipement ne pouvait pas le supporter et tombait en panne.
Les panneaux solaires modernes, fabriqués à l'aide des dernières nanotechnologies, utilisant de nouveaux matériaux semi-conducteurs, ont permis d'atteindre un rendement allant jusqu'à 35 % avec une réduction significative du poids. Et ces nouveaux panneaux d'hélium servent fidèlement sur tous les appareils envoyés à la fois sur des orbites proches de la Terre et dans l'espace lointain.
Un moyen évident d’améliorer l’efficacité des centrales solaires consiste à y utiliser des systèmes de suivi solaire. Le développement de systèmes de suivi à maintenance simple améliorera considérablement les performances techniques et économiques des installations agricoles et créera des conditions de travail et de vie confortables pour les personnes tout en garantissant la sécurité écologique de l'environnement. Les systèmes de suivi peuvent être avec un ou deux axes de rotation des panneaux solaires.
Centrale solaire dotée d'un système de suivi, comprenant un capteur photoélectrique compact de position du soleil, constitué d'un cadre en forme de prisme triangulaire droit, sur deux faces latérales duquel se trouvent des photocellules pour le suivi du soleil, et sur la troisième face est une photocellule de commande pour faire pivoter les modules d'ouest en est. Pendant la journée, des photocellules de suivi situées sur les bords du capteur envoient des signaux de commande à l'unité de commande de l'entraînement en rotation azimutale du module solaire, qui tourne dans la direction du soleil à l'aide d'un arbre. L'inconvénient de l'installation est la précision insuffisante du suivi du soleil.
La centrale solaire contient une batterie solaire avec un système d'orientation biaxiale vers le soleil, sur laquelle sont installés des modules photoélectriques contenant des photodétecteurs linéaires situés au foyer de lentilles de Fresnel cylindriques en tant que capteurs de suivi solaire. Les signaux des photodétecteurs, à l'aide d'un microprocesseur, contrôlent les entraînements du système d'orientation azimutale et zénithale de la batterie solaire.
L'inconvénient de cette installation est la précision insuffisante du suivi du soleil, ainsi que le fait que les capteurs de suivi occupent une partie de la zone active de la batterie solaire.
L'objectif principal du développement est d'améliorer la précision du capteur de suivi solaire pour les systèmes d'orientation biaxiale des panneaux solaires à n'importe quelle position du soleil dans le ciel tout au long de l'année.
Le résultat technique ci-dessus est obtenu grâce au fait que le capteur de suivi solaire proposé contient un système d'orientation de batterie solaire biaxiale contenant un bloc de cellules réceptrices de faisceaux installées sur une plate-forme fixe, qui sont réalisées sous la forme de cônes inversés avec des parois opaques. et montés sur les extrémités étroites des cônes des cellules photovoltaïques. Dans ce cas, les cellules réceptrices de faisceaux sont installées étroitement sur la plate-forme avec formation d'un angle solide de 160° et encadrées par une sphère transparente montée sur la plate-forme, qui est installée avec une inclinaison par rapport à l'horizontale selon un angle égal à la latitude géographique de l'emplacement du capteur.
Le capteur de suivi est installé sur une plate-forme fixe dont la normale 6 (Fig. 1) est dirigée vers le sud. L'angle d'inclinaison du site par rapport à la base horizontale correspond à la latitude géographique de la zone adjacente à la batterie solaire, placée sur un système mécanique d'orientation solaire contenant des entraînements de rotation zénithale et azimutale utilisant des motoréducteurs pas à pas. Les entraînements des batteries solaires sont contrôlés par un microprocesseur qui reçoit les impulsions électriques des éléments photoélectriques des cellules du capteur. Le microprocesseur contient des informations sur la latitude géographique de l'emplacement de la batterie solaire, une horloge électronique équipée d'un calendrier dont les signaux activent les motoréducteurs pour la rotation zénithale et azimutale de la batterie solaire conformément à l'équation du mouvement. du soleil dans le ciel. Dans ce cas, les valeurs des angles de rotation obtenus de la batterie solaire sur la base des signaux des éléments photoélectriques des cellules du capteur sont comparées aux valeurs obtenues à partir de l'équation du mouvement du soleil au courant temps.
L'essence de la conception du capteur est illustrée sur la Fig. 1, 2, 3 et 4. Sur la Fig. Les figures 1 et 3 montrent le schéma général du capteur. En figue. La figure 2 montre une vue de dessus d'une sphère transparente et de cellules réceptrices de faisceaux. En figue. La figure 4 montre un schéma d'une telle cellule.
Le capteur de suivi solaire pour un système d'orientation de panneau solaire biaxial contient une plate-forme 1 fixée à une base horizontale 5 selon un angle a égal à la latitude de la zone. Un hémisphère transparent 2 de rayon r est fixé à la plate-forme 1. Dans tout l'espace interne de la sphère 2, des cellules réceptrices de faisceau 3 sont étroitement fixées, ayant la forme d'un cône inversé à parois opaques 7, face à la paroi interne. de la sphère transparente 2 de diamètre φ, et de diamètre j 2 au site 1. La hauteur du cône 3 est égale à la distance h de la paroi interne de la sphère 2 à la surface de la plate-forme 1. Dans la partie inférieure du cône 3 à une distance de 5d 1 du bord supérieur du cône 3 se trouve un élément photoélectrique 4, dont le signal électrique est transmis au système à microprocesseur pour contrôler la rotation des axes de la batterie solaire (non représenté sur la Fig. 1). La distance 5d 1 est choisie de telle sorte que le rayon solaire 8 soit capté avec précision sur l'élément photoélectrique 4, limité par les parois opaques 7 du cône 3.
Le capteur de suivi solaire fonctionne comme suit. Les rayons du soleil 8 pénètrent à travers la sphère transparente 2, l'espace interne du cône 3 et tombent sur l'élément photovoltaïque 4, provoquant un courant électrique, qui est analysé par le microprocesseur et transmis aux moto-réducteurs pas à pas de la batterie solaire. système d'orientation (non représenté sur la figure). Au fur et à mesure que le soleil se déplace dans le ciel, ses rayons 8 allument progressivement les éléments photoélectriques 3 et contribuent à la régulation précise et fluide de la rotation de la batterie solaire selon les axes azimutal et zénithal.
Les tests en laboratoire de la disposition des cellules du capteur à l'aide d'un simulateur de rayonnement solaire ont montré des résultats acceptables de coupure du flux lumineux pour les valeurs acceptées. d 1 , d 2 et 5 d X.
Le capteur de suivi solaire d'un système d'orientation de batterie solaire biaxiale contient des cellules de réception de faisceau réalisées sous forme de cônes inversés, étroitement installées sur le site pour former un angle solide de 160° et encadrées par une sphère transparente, permettant une orientation plus précise de panneaux solaires et en recevant ainsi la plus grande quantité d’électricité.
Titulaires du brevet RU 2322373 :
L'invention concerne l'alimentation électrique d'un engin spatial (SC) à l'aide de panneaux solaires (SB). La méthode proposée consiste à faire pivoter les panneaux solaires dans une position de travail correspondant à l'alignement de la normale à leur surface éclairée avec le plan formé par l'axe de rotation des panneaux solaires et la direction vers le Soleil. Dans le même temps, les densités de flux du rayonnement électromagnétique solaire et des particules à haute énergie sont mesurées, déterminant les moments du début de l'activité solaire et l'arrivée de ces particules à la surface de l'engin spatial. De plus, les moments d'apparition de précurseurs de l'impact négatif des flux de ces particules sur l'engin spatial sont déterminés. À ces moments-là, les batteries embarquées à bord du vaisseau spatial sont chargées au niveau maximum. Lorsque les densités de flux de particules dépassent les valeurs seuils, les panneaux solaires sont déployés selon un angle compris entre la normale spécifiée et la direction du Soleil, correspondant à la zone d'influence minimale des flux de particules à la surface des panneaux solaires. Le manque d'électricité à bord du vaisseau spatial est comblé en déchargeant les batteries. Lorsque le niveau de charge minimum autorisé de ces batteries est atteint, elles sont déconnectées de la charge. Une fois l'impact des particules sur le vaisseau spatial terminé, les panneaux SB sont remis en position de travail. Le système de contrôle proposé comprend les blocs et les connexions nécessaires entre eux pour effectuer les opérations décrites ci-dessus. De plus, il comprend un bloc pour déterminer le courant requis du système solaire, un bloc pour déterminer les moments d'apparition des signes avant-coureurs de l'impact négatif des particules à haute énergie sur le vaisseau spatial et un bloc pour définir le niveau de charge admissible de les piles. Le résultat technique de l'invention est d'atténuer l'impact négatif des flux de particules de haute énergie sur la surface de travail du panneau solaire en maximisant l'angle de rotation « protectrice » du panneau solaire par rapport à la direction de ces flux provenant du Soleil. 2 n.p. f-ly, 1 malade.
L'invention concerne le domaine de la technologie spatiale, à savoir les systèmes d'alimentation électrique (SES) des engins spatiaux (SC), et peut être utilisée pour contrôler la position de leurs panneaux solaires (SB).
Il existe une méthode connue pour contrôler la position des panneaux SB, adoptée comme analogue (voir pp. 190-194). L'essence de la méthode est la suivante. Les panneaux SB sont orientés de telle manière que l'angle entre la normale à leur surface de travail éclairée et la direction vers le Soleil soit une valeur minimale, ce qui garantit le flux maximal d'électricité provenant du SB.
Pour assurer une haute efficacité du système solaire, la plupart des engins spatiaux sont équipés d'un système d'orientation automatique vers le Soleil. Un tel système comprend des capteurs solaires, des dispositifs de conversion logique et des entraînements électriques qui contrôlent la position du système solaire.
L'inconvénient de cette méthode et du système de contrôle de position SB de l'engin spatial est que leurs actions n'offrent pas de protection contre l'impact négatif des facteurs environnementaux (EFF) sur les surfaces de travail des panneaux SB, comme, par exemple, la protection contre les gaz s'échappant de moteurs à réaction (RE). ) engins spatiaux (voir, p. 311-312; , p. 2-27), et les flux de protons et d'électrons de hautes énergies de rayons cosmiques de rayonnement électromagnétique solaire (EMR) pendant les périodes de haute énergie solaire activité (voir, p. 323; , p. .31, 33).
L'analogue le plus proche, adopté comme prototype, est la méthode de contrôle de la position du satellite, décrite dans. L'essence de la méthode est la suivante.
Les panneaux SB tournent dans une position de travail qui garantit que le vaisseau spatial est alimenté en électricité, correspondant à l'alignement de la normale à sa surface de travail éclairée avec le plan formé par l'axe de rotation des panneaux SB et la direction vers le Soleil. Ensuite, le moment du début de l'impact négatif du FVS sur la surface de travail du SB est déterminé et les panneaux SB sont tournés jusqu'au moment où l'impact des facteurs spécifiés commence et les panneaux SB sont remis à leur place. position de travail après la fin de l'impact spécifié. Pour ce faire, la densité du flux actuel de rayonnement électromagnétique solaire est mesurée et, sur la base des valeurs mesurées, le moment du début de l'activité solaire est déterminé, ainsi que le moment où les particules atteignent des niveaux d'énergie élevés sur la surface. La surface du vaisseau spatial est déterminée. À un moment donné, la densité de flux des particules à haute énergie - protons et électrons - est mesurée et les valeurs mesurées sont comparées aux valeurs seuils. Si les valeurs mesurées dépassent les valeurs seuils des flux de protons et d'électrons, les panneaux solaires sont tournés selon l'angle entre la normale à leur surface de travail éclairée et la direction vers le Soleil α s_min, correspondant à la surface minimale de influence des flux de particules de haute énergie sur la surface du panneau solaire, déterminée par la relation :
α s min = arccos (I n /I m),
où je n - charger le courant des consommateurs du vaisseau spatial ;
I m - courant maximum généré lorsque la surface de travail éclairée des panneaux solaires est orientée perpendiculairement aux rayons du soleil,
dans ce cas, le moment où les valeurs mesurées dépassent la valeur seuil supérieure de la densité de flux des particules à haute énergie spécifiées est considéré comme le moment où les panneaux SB commencent à tourner, et le moment dans le temps lorsque la densité de flux des particules à haute énergie devient inférieure au seuil supérieur, on considère le moment où les panneaux SB commencent à revenir à leur valeur seuil de position de travail.
Les SB du système ISS SES sont les principales sources d'électricité et assurent le fonctionnement de ses consommateurs à bord, y compris les batteries de recharge (AB), qui sont des sources secondaires d'électricité à bord de l'ISS (voir). En tournant le SB, la zone de dommages aux surfaces de travail du SB par le flux FVS est réduite. Il n'est pas possible de déployer complètement les panneaux SB le long du flux FWS dommageable, car il est nécessaire d'alimenter le vaisseau spatial et ses batteries avec l'électricité produite par le système d'énergie solaire, - sur cette base, la zone affectée par les panneaux solaires par le flux de particules à haute énergie est réduite au minimum en tournant l'énergie solaire système selon un angle α s min, nécessaire et suffisant pour alimenter en énergie les consommateurs embarqués.
Sur la base de la suffisance nécessaire, pour le fonctionnement des systèmes embarqués de l'engin spatial, la charge des consommateurs I n ne doit pas dépasser le courant actuel I. Puisque le courant actuel I du SB est déterminé par l'expression (voir p. 109)
où I m est le courant maximum généré lorsque la surface de travail éclairée des panneaux solaires est orientée perpendiculairement aux rayons du soleil ;
α est l'angle actuel entre la normale à la surface de travail du système solaire et la direction vers le Soleil,
alors l'angle actuel α ne doit pas dépasser la valeur α s min, calculée par la formule :
Le système de contrôle de position SB pour la mise en œuvre de ce procédé, adopté comme prototype, est décrit dans et contient un SB, sur le substrat rigide duquel se trouvent quatre batteries photovoltaïques (BF 1, BF 2, BF 3, BF 4), un SB dispositif de rotation (UPSB); dispositif de conversion d'amplification (ACD); unité de contrôle pour l'orientation SB vers le Soleil (BUOSBS) ; bloc pour faire tourner le SB dans une position donnée (BRSBZP) ; deux régulateurs de courant (PT 1, PT 2), unité AB (BAB) ; chargeur de batterie (ZRU AB); unité de génération de commandes pour la charge de la batterie (BFKZ AB) ; capteur de courant de charge (LCS) ; unité de contrôle du système d'alimentation électrique (BUS) ; bus d'alimentation (SE); unité de mesure de la densité du flux solaire EMR actuel (BIPEMI) ; unité de détection d'activité solaire (BOSA) ; bloc pour déterminer le moment d'impact des particules sur l'engin spatial (BOMVVCH) ; unité de mesure de la densité des flux de particules à haute énergie (HIPPCHVE) ; bloc pour déterminer le moment de démarrage du contrôle SB en fonction des courants de charge (BOMVUSBTNZ) ; Unité de contrôle SB pour courants de charge (BUSBTNZ). Dans ce cas, le SB, via sa première sortie, combinant les sorties de BF 1 et BF 4, est connecté à la première entrée de l'UPSB, et via la deuxième sortie, combinant les sorties de BF 2 et BF 3, est connecté à la deuxième entrée de l’UPSB. Les sorties du BUOSBS et du BRSBZP sont connectées respectivement aux première et deuxième entrées de l'UPU, dont la sortie, à son tour, est connectée à la troisième entrée de l'UPU. Les première et deuxième sorties de l'UPSB sont connectées respectivement aux entrées PT 1 et PT 2, et les sorties PT 1 et PT 2 sont connectées au SE. Le BAB est connecté au ShE par son entrée via l'appareillage fermé AB. Dans ce cas, l'appareillage AB est connecté avec sa première entrée au bus spécifié, et la sortie accident est connectée à la deuxième entrée de l'appareillage AB, dont l'entrée est connectée, à son tour, au ShE. Le BAB avec sa sortie est connecté à la première entrée du BFKZ AB, et la première sortie des BUS est connectée à la deuxième entrée du bloc spécifié. La sortie du BFKZ AB est connectée à la troisième entrée du ZRU AB. Les deuxième et troisième sorties des BUS sont connectées respectivement aux premières entrées du BUOSBS et du BRSBZP. La troisième sortie de l'UPSB est connectée aux deuxièmes entrées du BUOSBS et du BRSBZP. La sortie BIPEMI est connectée à l'entrée BOSA, dont la première sortie, à son tour, est connectée à l'entrée BOMVVCH. Les sorties de BOMVVCH et BIPPChVE sont connectées respectivement aux première et deuxième entrées du bloc BOMVUSBTNZ, et l'entrée de BIPPCHVE est connectée à la deuxième sortie de BOSA. La sortie du BOMVUSBTNZ est connectée à l'entrée des BUS. BUS avec sa quatrième sortie est connecté à la première entrée de BUSBTNZ, et la deuxième sortie de DTN est connectée à la deuxième entrée de BUSBTNZ. La sortie de BUSBTNZ est connectée à la troisième entrée de l'UPU. De plus, la troisième sortie de l'UPSB est connectée à la troisième entrée du BUSBTNZ.
En mode d'alimentation électrique de l'engin spatial, le système fonctionne comme suit.
UPSB sert au transport en transit de l'électricité de SB vers PT 1 et PT 2. La stabilisation de la tension sur le bus d'alimentation SES est réalisée par l'un des RT. Dans le même temps, l'autre RT est dans un état avec des transistors de puissance fermés. Dans ce cas, les générateurs SB fonctionnent en mode court-circuit. Lorsque la puissance de charge devient supérieure à la puissance de connexion des générateurs solaires, un autre RT passe en mode de stabilisation de tension et l'énergie des générateurs inutilisés est fournie au bus d'alimentation de la centrale solaire. Dans certaines périodes, lorsque la puissance de la charge peut dépasser la puissance de la batterie, l'appareillage de batterie, en raison de la décharge de l'unité de batterie, compense le manque d'électricité à bord de l'engin spatial. A ces fins, le régulateur de décharge de batterie sert de régulateur de décharge de batterie.
En plus du régulateur spécifié, le chargeur de batterie contient également un régulateur de charge de batterie. Le régulateur de charge limite le courant de charge de la batterie au niveau de (I cl ±1)A, où I cl est le courant de charge nominal, en cas de puissance excessive de la batterie et stabilise la tension sur le bus SES en régulant le courant de charge de la batterie lorsque la puissance de la batterie est insuffisante pour alimenter le courant de charge de la batterie (I nc ±1)A. Pour effectuer les cycles de charge-décharge spécifiés dans l'appareillage de batterie, les informations du DTN sont utilisées. Dans le même temps, le DVT est connecté au SES de telle manière qu'il mesure non seulement le courant de charge des consommateurs embarqués, mais prend également en compte le courant de charge de la batterie. La charge du BAB est assurée par la ZRU AB par l'intermédiaire de la BFKZ AB.
Simultanément au fonctionnement en mode d'alimentation électrique de l'engin spatial, le système résout le problème du contrôle de la position des plans des panneaux solaires.
Sur commande des BUS, le bloc BUSBS contrôle l'orientation du système solaire vers le Soleil. BUOSBS peut être mis en œuvre sur la base du système de contrôle de mouvement et de navigation (VCS) du vaisseau spatial (voir). Dans ce cas, les informations d'entrée pour l'algorithme de contrôle du satellite sont : la position du vecteur de direction unitaire par rapport au Soleil par rapport aux axes de coordonnées associés à l'engin spatial, déterminée par les algorithmes du contour cinématique du vaisseau ; la position du SB par rapport au corps de l'engin spatial, obtenue sous la forme de valeurs mesurées actuelles de l'angle α à partir de capteurs d'angle (AS) installés sur l'UPSB. Dans ce cas, la valeur de α est toujours mesurée à partir de la normale actuelle à la surface de travail du SB (c'est-à-dire que lorsque le SB est orienté vers le Soleil, α est minime). Les informations de sortie de l'algorithme de contrôle sont des commandes pour faire tourner le SB par rapport à l'axe de l'arbre de sortie de l'UPSB et des commandes pour arrêter la rotation. Les télécommandes UPSB fournissent des signaux discrets sur la position du système de sécurité. La taille discrète détermine la précision de l'orientation du satellite.
Dans le mode normal d'orientation du vaisseau spatial, lorsque la direction du mouvement du Soleil par rapport aux axes connectés du vaisseau spatial est inchangée, le SB est réglé par rapport à la direction du Soleil avec une avance dans la direction du mouvement du Soleil d'un angle correspondant à plusieurs discrets de la télécommande. Ensuite, la batterie reste dans cette position jusqu'à ce que le Soleil, en raison du mouvement du vaisseau spatial en orbite, « avance » par rapport au SB selon l'angle approprié. Après cela, le cycle de rotation reprend.
BRSBZP contrôle le SB à l'aide de BUS en fonction des paramètres du programme. L'algorithme de contrôle SB basé sur les paramètres logiciels vous permet d'installer la batterie dans n'importe quelle position spécifiée. Pour ce faire, un signal est initialement émis au BUOSBS concernant le réglage du SB dans sa position d'origine. Ensuite, à l'aide du BUSBZP, le virage requis selon l'angle α z est effectué. Parallèlement, pour contrôler l'angle de rotation du BRSBZP, les informations de la télécommande UPSB sont également utilisées.
L'UPU joue le rôle d'interface entre BUOSBS, BRSBZP, BUSBTNZ et UPSB.
Le BIPEMI mesure en permanence les flux actuels de rayonnement électromagnétique solaire (EMR) selon l'indice d'activité solaire F10.7 et les transmet au BOSA. Dans BOSA, en comparant les valeurs actuelles avec des valeurs seuils spécifiées, le début de l'activité solaire est déterminé. Selon la commande provenant de la première sortie du BOSA à l'entrée du BOMVHF, dans le dernier bloc indiqué, le moment du début possible de l'impact des particules à haute énergie sur l'engin spatial est déterminé. De la deuxième sortie du BOSA à l’entrée du BIPPCHVE, une commande est émise pour commencer à mesurer la densité de flux des particules à haute énergie. Les informations sur le moment du début possible de l'impact des particules sur l'engin spatial sont transmises de la sortie du BOMVVCH au BOMVUSBTNZ via sa première entrée. La valeur mesurée de la densité de flux des particules à haute énergie du BIPPCHVE est transmise à la deuxième entrée du BOMVUSBTNZ.
Dans BOMVUSBTNZ, l'évaluation réelle de l'impact négatif du FVS est effectuée en comparant la valeur mesurée actuelle de la caractéristique d'impact avec des valeurs seuils, à partir du moment déterminé par BOMVUSBTNZ. Une condition nécessaire pour recevoir une commande à la sortie BOMVUSBTNZ est la présence de deux signaux - provenant des sorties BOMVVCH et BIPPCHVE. A la sortie de BOMVUSBTNZ, la commande « contrôle de démarrage de l'alimentation en fonction des courants de charge » est générée, qui est envoyée aux BUS.
Lorsque BOMVUSBTNZ envoie une commande aux BUS, la commande reçue de BOMVUSBTNZ a une priorité plus élevée que les commandes d'activation de BUOSBS et BRSBZP. Par conséquent, après avoir reçu la commande spécifiée, BUS déconnecte les blocs de priorité inférieure du contrôle UPSB et connecte BUSBTNZ.
Après remise à zéro de la commande de BOMVUSBTNZ à l'entrée BUSES, cette dernière reconstruit la logique de son fonctionnement. Selon le programme de vol de l'engin spatial en cours d'exécution, la priorité pour le contrôle SB est donnée à l'un des blocs BUOSBS ou BRSBZP.
BUSBTNZ détermine l'angle α s_min à l'aide de l'expression (2). Pour calculer l'angle spécifié, les valeurs mesurées de I n obtenues à partir du DTN sont utilisées. De plus, depuis la télécommande UPSB, le bloc spécifié reçoit des informations sur la valeur actuelle de l'angle de rotation SB. Après avoir déterminé la valeur de l'angle α s_min, l'algorithme intégré dans BUSBTNZ la compare à la valeur actuelle de l'angle α, calcule l'angle de désadaptation entre α et α s_min et le nombre requis d'impulsions de commande pour activer le lecteur de commande SB. Les impulsions de commande sont transmises à l'unité de commande. Après avoir converti et amplifié les impulsions indiquées dans l'UPU, elles entrent dans l'entrée de l'UPU et mettent le variateur en mouvement.
Le procédé et le système pour sa mise en œuvre, adoptés comme prototype, présentent un inconvénient important : ils n'assurent pas une protection complète de la surface du panneau solaire contre les effets négatifs des flux de particules à haute énergie et, en même temps, ne permettent pas le utilisation d'opportunités supplémentaires pour réduire cet impact négatif en effectuant des opérations spéciales pour la préparation de panneaux solaires L'engin spatial fonctionnera dans des conditions d'impact négatif des flux de particules à haute énergie sur l'engin spatial.
Le défi auquel est confronté le procédé et le système proposés pour sa mise en œuvre est de réduire l'impact négatif des flux de particules à haute énergie sur la surface du SB. Pour ce faire, en effectuant des opérations préparatoires spéciales dans le vaisseau spatial SES et en contrôlant le SB, il est prévu de réduire la surface du SB, qui est affectée négativement par le flux de ces particules.
Le résultat technique est obtenu par le fait que dans le procédé de contrôle de la position des panneaux solaires d'un engin spatial, comprenant la mise des panneaux solaires en position de travail, assurer l'alimentation de l'engin spatial en électricité correspondant à l'alignement de la normale à sa surface de travail éclairée avec le plan formé par l'axe de rotation des panneaux solaires et la direction vers le soleil, mesurant la densité du flux actuel de rayonnement électromagnétique solaire, déterminant le moment dans le temps où commence l'activité solaire, déterminant le moment dans moment où les particules de haute énergie atteignent la surface du vaisseau spatial, mesurer la densité de flux des particules de haute énergie, comparer les valeurs mesurées de la densité de flux des particules de haute énergie avec des valeurs seuils, faire tourner les batteries de panneaux solaires selon l'angle entre la normale à leur surface de travail éclairée et la direction vers le Soleil, correspondant à la zone minimale d'influence des flux de particules de haute énergie à la surface des panneaux solaires tout en alimentant simultanément l'engin spatial en électricité, au moment où les valeurs mesurées de la densité de flux de particules de haute énergie dépasse les valeurs seuils et le retour des panneaux solaires en position de fonctionnement au moment où la densité des flux de particules de haute énergie devient inférieure aux valeurs seuils, déterminer en outre les temps de apparition des précurseurs de l'impact négatif des flux de particules de haute énergie sur l'engin spatial, au moment de l'apparition des précurseurs de l'impact négatif des flux de particules de haute énergie sur l'engin spatial Le dispositif charge les batteries de l'alimentation électrique de l'engin spatial système au niveau de charge maximum ; si les valeurs mesurées de la densité de flux des particules à haute énergie dépassent les valeurs seuils par rapport à celles-ci, les panneaux solaires sont tournés jusqu'à ce que l'angle entre la normale à leur surface de travail éclairée et le la direction vers le Soleil est atteinte α s_min_AB, correspondant à la zone d'influence minimale des flux de particules à haute énergie à la surface des panneaux solaires tout en fournissant simultanément à l'engin spatial de l'électricité provenant des batteries solaires et rechargeables du système d'alimentation, déterminée par la relation:
α s_min_AB =arccos(max(0,I n -I AB )/I m),
où I n est le courant de charge des consommateurs du vaisseau spatial,
I m - courant maximum généré lorsque la surface de travail éclairée des panneaux solaires est orientée perpendiculairement aux rayons du soleil,
I AB - courant de décharge admissible actuel des batteries,
et le manque d'électricité qui en résulte à bord de l'engin spatial est compensé en déchargeant les batteries, tout en surveillant le niveau de charge des batteries et, une fois la valeur minimale admissible du niveau de charge des batteries atteinte, la valeur actuelle du courant de décharge admissible de les batteries sont réinitialisées et les batteries sont déconnectées de la charge externe.
De plus, le problème est résolu par le fait que dans le système de contrôle de la position des panneaux solaires de l'engin spatial, qui comprend une batterie solaire sur laquelle sont installées quatre batteries photovoltaïques, un dispositif de rotation des panneaux solaires, un amplificateur- dispositif de conversion, une unité de commande pour l'orientation des panneaux solaires vers le Soleil, un bloc faisant tourner les panneaux solaires dans une position donnée, deux régulateurs de courant, un bloc de batteries, un chargeur de batterie, une unité de génération de commandes pour charger les batteries, un courant de charge capteur, une unité de commande du système d'alimentation, un bus d'alimentation, une unité pour mesurer la densité du flux actuel de rayonnement électromagnétique solaire, un bloc pour déterminer l'activité solaire, un bloc pour déterminer le moment de l'impact des particules sur un vaisseau spatial, un bloc pour mesurer la densité de flux de particules à haute énergie, un bloc pour déterminer le moment du début du contrôle des batteries solaires par les courants de charge, un bloc de contrôle des batteries solaires par les courants de charge, tandis que le solaire batterie par sa première sortie qui combine les sorties de deux batteries photovoltaïques est connectée à la première entrée du dispositif de rotation du panneau solaire, et par la deuxième sortie qui combine les sorties de deux autres batteries photovoltaïques, elle est connectée à la deuxième entrée de le dispositif de rotation de panneau solaire, et les sorties des unités de commande d'orientation de panneau solaire vers le Soleil et faisant tourner les panneaux solaires vers une position donnée sont connectées, respectivement, aux première et seconde entrées du dispositif de conversion d'amplification, dont la sortie , à son tour, est connecté à la troisième entrée du dispositif de rotation de panneau solaire, les première et deuxième sorties du dispositif de rotation de panneau solaire sont connectées, respectivement, aux entrées des premier et deuxième régulateurs de courant, et aux sorties du courant les régulateurs sont connectés au bus d'alimentation de l'engin spatial, l'unité de batterie, avec son entrée, via le chargeur de batterie, est connectée au bus d'alimentation, tandis que le chargeur de batterie est connecté avec sa première entrée au bus spécifié, et à à la deuxième entrée du dispositif chargeur pour batteries, un capteur de courant de charge est connecté, qui est connecté, à son tour, au bus d'alimentation, l'unité de batterie est connectée avec sa sortie à la première entrée de l'unité pour générer des commandes de charge batteries, et la première sortie de l'unité de commande du système d'alimentation est connectée à la deuxième entrée de l'unité spécifiée, la sortie de l'unité de génération de commandes pour charger les batteries est connectée à la troisième entrée du chargeur de batterie, la deuxième et la troisième les sorties de l'unité de contrôle du système d'alimentation sont connectées aux premières entrées des unités de contrôle pour l'orientation des panneaux solaires vers le Soleil et la rotation des panneaux solaires vers une position donnée, la troisième sortie du dispositif de rotation des panneaux solaires est connectée aux deuxièmes entrées des unités de contrôle pour l'orientation des panneaux solaires vers le Soleil et la rotation des panneaux solaires vers une position donnée, la sortie du bloc de mesure de la densité du flux actuel de rayonnement électromagnétique solaire est connectée à l'entrée du bloc de détermination de l'activité solaire, dont la première sortie, à son tour, est connectée à l'entrée du bloc de détermination de l'instant de l'impact des particules sur l'engin spatial, les sorties du bloc de détermination de l'instant de l'impact des particules sur le vaisseau spatial et le bloc de mesure de la densité de flux de particules à haute énergie sont connectés respectivement aux première et deuxième entrées du bloc pour déterminer l'instant du début du contrôle des panneaux solaires par charge courants, et l'entrée du bloc pour mesurer la densité de flux des particules à haute énergie est connectée à la deuxième sortie du bloc pour déterminer l'activité solaire, la sortie du bloc pour déterminer le moment où les panneaux solaires commencent à être contrôlés par courants de charge est connecté à l'entrée du bloc de commande du système d'alimentation, dont la quatrième sortie, à son tour, est connectée à la première entrée du bloc de commande des panneaux solaires par courants de charge, dont la troisième entrée et sortie sont connecté à la troisième sortie du dispositif de rotation des panneaux solaires et à la troisième entrée du dispositif d'amplification-conversion, respectivement, un bloc pour déterminer le courant requis des panneaux solaires, un bloc pour déterminer les moments de temps précurseurs de l'impact négatif de haute -des particules d'énergie sur un vaisseau spatial et une unité pour définir les valeurs admissibles du niveau de charge de la batterie, tandis que les première et deuxième entrées et sorties de l'unité pour déterminer le courant requis des panneaux solaires sont connectées, respectivement, à la deuxième sortie de le capteur de courant de charge, la deuxième sortie du chargeur de batterie et la deuxième entrée de l'unité de commande de batterie solaire par courants de charge, les sorties de l'unité de mesure de la densité de flux de particules à haute énergie et de l'unité de mesure de la densité du Le flux actuel du rayonnement électromagnétique solaire est également connecté au correspondant
L'essence de la méthode proposée est la suivante.
Le virage protecteur direct du Conseil de sécurité contre l’impact négatif des flux de particules de haute énergie s’effectue lorsque la densité des flux de particules de haute énergie dépasse certaines valeurs seuils spécifiées. Parallèlement, comme premières étapes avant la mise en œuvre directe des mesures de protection, une surveillance continue de l'état actuel de l'espace proche de la Terre et de l'activité solaire actuelle est effectuée ainsi que le respect et le non-respect des critères de rayonnement dangereux. La situation, en particulier les critères de surveillance de l'activité solaire développés par la National Oceanic and Atmospheric Administration (NOAA), est analysée ) (cm. ). Dans ce cas, les situations dans lesquelles les critères de danger inconditionnel ne sont pas encore remplis, mais le seuil du niveau de danger précédent a déjà été atteint, doivent être considérées comme des situations « précurseurs » de l'impact négatif considéré.
Lorsque des précurseurs de l'impact négatif des flux de particules à haute énergie sur l'engin spatial apparaissent, la charge maximale de l'AB SES de l'engin spatial est effectuée. Cela permet à l'avenir, lorsque les valeurs mesurées de la densité de flux des particules à haute énergie dépassent les valeurs seuils par rapport à celles-ci, d'éloigner les surfaces de travail des panneaux SB de la direction des flux de ces particules à l'angle maximum possible, à condition que le manque d'électricité qui en résulte à bord de l'engin spatial soit compensé par la décharge de la batterie. Dans ce cas, cette valeur α s_min_AB de l'angle du volet de protection SB est déterminée par la relation :
où I m est le courant maximum généré lorsque la surface de travail éclairée des panneaux solaires est orientée perpendiculairement aux rayons du soleil,
I SB - courant requis de SB.
Dans ce cas, le courant requis du SB I SB est défini comme le courant minimum requis qui doit être généré par le SB pour alimenter les consommateurs de l'engin spatial, en tenant compte des possibilités d'utilisation de l'énergie du BAB SES de l'engin spatial ( c'est-à-dire pour compenser la pénurie émergente d'électricité à bord du vaisseau spatial en raison de la décharge d'AB SES), sur la base des ratios :
où I n est le courant de charge des consommateurs du vaisseau spatial,
I batterie - le courant de décharge maximum autorisé actuel de la batterie du vaisseau spatial SES.
Pour mettre en œuvre le procédé, il est proposé un système représenté sur le dessin et contenant les blocs suivants :
1 - SB, sur le substrat rigide du corps duquel se trouvent quatre batteries photovoltaïques ;
2, 3, 4, 5 - BF 1, BF 2, BF 3, BF 4 ;
8 - BUOSBS;
9 - BRSBZP;
10, 11 - RT 1 et RT 2 ;
13 - ZRU AB ;
14 - BFKZ AB;
16 - AUTOBUS ;
18 - BIPÉMI ;
20 - BOMVHF ;
21 - BIPPCHVE ;
22 - BOMVUSBTNZ ;
23 - BUSBTNZ ;
24 - bloc pour déterminer les instants des signes avant-coureurs de l'impact négatif des particules à haute énergie sur le vaisseau spatial (BOMVPNVCH),
25 - bloc pour déterminer le courant requis des panneaux solaires (BOPTSB),
26 - bloc de réglage des valeurs admissibles du niveau de charge de la batterie (BZDZUZSB).
Dans ce cas, le SB (1) est connecté via sa première sortie, combinant les sorties de BF 1 (2) et BF 4 (5), à la première entrée de l'UPSB (6), et via la deuxième sortie, combinant les sorties de BF 2 (3) et BF 3 (5), reliées à la deuxième entrée de l'UPSB (6). Les sorties du BUOSBS (8) et du BRSBZP (9) sont connectées respectivement aux première et deuxième entrées de l'UPU (7), dont la sortie, à son tour, est connectée à la troisième entrée de l'UPU (6) . Les première et deuxième sorties de l'UPSB (6) sont connectées respectivement aux entrées PT 1 (10) et PT 2 (11), et les sorties PT 1 (10) et PT 2 (11) sont connectées au SE. (17). Le BAB (12) est relié au SE (17) par son entrée via l'appareillage fermé AB (13). Dans ce cas, l'appareillage AB (13) est connecté par sa première entrée au bus spécifié, et la sortie accident (15) est connectée à la deuxième entrée de l'appareillage AB (13), dont l'entrée est connectée, en tournez-vous vers le ShE (17). Le BAB (12) avec sa sortie est connecté à la première entrée du BFKZ AB (14), et la première sortie des BUS (16) est connectée à la deuxième entrée du bloc spécifié. La sortie du BFKZ AB (14) est connectée à la troisième entrée du ZRU AB (13). Les deuxième et troisième sorties des BUS (16) sont connectées respectivement aux premières entrées des BUSBS (8) et BRSBZP (9). La troisième sortie de UPSB (6) est connectée aux deuxièmes entrées de BUOSBS (8) et BRSBZP (9). La sortie BIPEMI (18) est connectée à l'entrée BOSA (19). La première sortie du BOSA (19) est connectée à l'entrée du BOMVVCH (20). Les sorties de BOMVVCH (20) et BIPPChVE (21) sont connectées respectivement aux première et deuxième entrées du bloc BOMVUSBTNZ (22). L'entrée du BIPPCHVE (21) est reliée à la deuxième sortie du BOSA (19). La sortie de BOMVUSBTNZ (22) est connectée à la première entrée de BUS (16). BUSES (16) avec sa quatrième sortie est connecté à la première entrée de BUSBTNZ (23). La troisième sortie de l'UPSB (6) est connectée à la troisième entrée du BUSBTNZ (23). La sortie du BUSBTNZ (23) est connectée à la troisième entrée de l'UPU (7). La première entrée du BOPTSB (25) est connectée à la deuxième sortie du DVT (15). La deuxième entrée du BOPTSB (25) est connectée à la deuxième sortie de l'AB (13). La sortie du BOPTSB (25) est reliée à la deuxième entrée du BUSBTNZ (23). La sortie du BIPPCHVE (21) est connectée à la première entrée du BOMVPNVCH (24). La sortie du BIPEMI (18) est reliée à la deuxième entrée du BOMVPNVCH (24). La sortie du BOMVPNVCH (24) est reliée à la deuxième entrée des BUS (16). Les première et deuxième sorties du BZDZUZSB (26) sont connectées respectivement à la troisième entrée du BFKZ AB (14) et à la quatrième entrée du ZRU AB (13).
Le dessin montre également avec une ligne pointillée la connexion mécanique de l'UPSB (6) avec le boîtier SB (1) via l'arbre de sortie du variateur de batterie.
En mode d'alimentation électrique de l'engin spatial, le système fonctionne comme suit. UPSB (6) sert au transport en transit de l'électricité de SB (1) vers PT 1 (10) et RT 2 (11). La stabilisation de la tension sur le bus d'alimentation SES est réalisée par l'un des RT. Dans le même temps, l'autre RT est dans un état avec des transistors de puissance fermés. Les générateurs SB (1) (BF 1 - BF 4) fonctionnent dans ce cas en mode court-circuit. Lorsque la puissance de charge devient supérieure à la puissance de connexion des générateurs d'énergie solaire (1), un autre RT passe en mode de stabilisation de tension, et l'énergie des générateurs inutilisés est fournie au bus d'alimentation électrique de la centrale solaire. Dans certaines périodes, lorsque la puissance de charge peut dépasser la puissance du SB (1), le commutateur de commande de batterie (13), en raison de la décharge de l'unité de batterie (12), compense le manque d'électricité à bord du vaisseau spatial. A ces fins, le régulateur de décharge de batterie (13) sert de régulateur de décharge de batterie, qui surveille en particulier le niveau de charge de la batterie et, lorsque la valeur minimale admissible du niveau de charge de la batterie est atteinte, dont la valeur est fournie au disjoncteur de batterie (13) depuis le BZDZUZSB (26), coupe le BAB (12) de la charge externe. Dans ce cas, le commutateur de commande de batterie (13), sur la base du niveau de charge actuel de la batterie, détermine et fournit à sa deuxième sortie la valeur actuelle du courant de décharge admissible de la batterie (dans le mode de déconnexion de la batterie (12) de la charge externe, cette valeur est nulle).
En plus du régulateur spécifié, le chargeur de batterie (13) contient également un régulateur de charge de batterie. Pour effectuer des cycles de charge-décharge dans l'AB (13), les informations du DTN (15) sont utilisées. La charge du BAB (12) est réalisée par le ZRU AB (13) à travers le BFKZ AB (14). Pour le cas des batteries métal-hydrogène, il est décrit dans. L’essentiel est que la densité de l’hydrogène dans le boîtier de la batterie est déterminée à l’aide de capteurs de pression installés à l’intérieur des batteries et de températures sur les boîtiers de batterie. La densité de l’hydrogène détermine à son tour le niveau de charge de la batterie. Lorsque la densité de l'hydrogène dans la batterie descend en dessous d'un niveau défini, une commande est émise pour la charger, et lorsque le niveau de densité maximale est atteint, une commande est émise pour arrêter la charge. Les niveaux de charge de batterie indiqués sont régulés par les commandes du BFKZ AB (14), tandis que les valeurs du niveau de charge maximum autorisé de la batterie sont fournies au BFKZ AB (14) avec le BZDZUZSB (26). Le maintien des batteries dans un état de charge maximale affecte négativement leur état et les batteries sont maintenues dans le mode d'autodécharge actuel, dans lequel l'opération de charge des batteries n'est effectuée que périodiquement (par exemple, lors du contrôle du SES du Yamal- 100 vaisseaux spatiaux - une fois tous les quelques jours, lorsque le niveau de charge diminue (BAB à 30 % du niveau maximum).
Simultanément au fonctionnement en mode d'alimentation électrique d'un engin spatial, le système résout le problème de commande de la position des plans des panneaux solaires (1).
Sur commande des BUS (16), le bloc BUSBS (8) contrôle l'orientation du SB (1) vers le Soleil. BUOSBS (8) peut être mis en œuvre sur la base d'un vaisseau spatial VESSEL (voir). Dans ce cas, les informations d'entrée pour l'algorithme de contrôle du satellite sont : la position du vecteur de direction unitaire par rapport au Soleil par rapport aux axes de coordonnées associés à l'engin spatial, déterminée par les algorithmes du contour cinématique du vaisseau ; la position du SB par rapport au corps de l'engin spatial, obtenue sous la forme des valeurs mesurées actuelles de l'angle α avec la télécommande UPSB (6). Les informations de sortie de l'algorithme de commande sont des commandes pour faire tourner le SB par rapport à l'axe de l'arbre de sortie de l'UPSB (6), des commandes pour arrêter la rotation. La télécommande UPSB (6) produit des signaux discrets sur la position du SB (1).
BIPEMI (18) mesure les flux actuels de l'EMR solaire et les transmet à BOSA (19). Dans BOSA (19), en comparant les valeurs actuelles avec des valeurs seuils données, le début de l'activité solaire est déterminé. Selon la commande provenant de la première sortie du BOSA (19) à l'entrée du BOMVVCH (20), dans le dernier bloc indiqué, le moment du début possible de l'impact des particules de haute énergie sur l'engin spatial est déterminé. De la deuxième sortie du BOSA (19) à l'entrée du BIPPCHVE (21), une commande est émise pour commencer à mesurer la densité de flux des particules à haute énergie.
À partir de la sortie de BIPPChVE (21), la valeur mesurée de la densité de flux de particules à haute énergie est transmise à la première entrée de BOMVPNVP (24) et à la deuxième entrée de BOMVUSBTNZ (22). Les valeurs mesurées des flux EMR solaires actuels sont fournies à la deuxième entrée du BOMVPNVCH (24) à partir de la sortie du BIPEMI (18).
BOMVPNVCh (24) évalue la dynamique des changements dans la densité de flux des particules à haute énergie et identifie des situations qui peuvent être considérées comme des signes avant-coureurs de l'impact négatif des particules sur l'engin spatial. De telles situations se produisent lorsque la densité de flux mesurée de particules à haute énergie dépasse les valeurs critiques spécifiées et qu'il existe une tendance à son augmentation supplémentaire. Lors de l'identification et de l'identification de telles situations, les données de flux solaire EMR obtenues du BIPEMI sont également utilisées (18). Lors de l'enregistrement de telles situations précurseurs dans le BOMVPNVCh (24), un signal est généré à la sortie de ce bloc et envoyé à la deuxième entrée des BUS (16).
Sur commande à la deuxième entrée des BUS (16), cette unité envoie une commande au BFKZ AB (14), selon laquelle cette unité, à travers l'appareillage fermé AB (13), charge le BAB (12) au maximum niveau de charge. Parallèlement, dans le cas des batteries métal-hydrogène (voir), à l'aide de capteurs de pression installés à l'intérieur des batteries et de températures sur les boîtiers de batteries, la densité de l'hydrogène dans le boîtier de la batterie est déterminée, à partir de laquelle le niveau de charge de la batterie est déterminé. Lorsque le niveau de densité maximale est atteint, une commande est émise pour arrêter la charge.
Les entrées du BOPTSB (25) des deuxièmes sorties du DTN (15) et de la batterie d'appareillage fermée (13) reçoivent les valeurs actuelles du courant de charge des consommateurs de l'engin spatial I n et le courant de décharge admissible de la batterie I AB. En utilisant ces valeurs de BOPTSB (25), en utilisant les relations (4), (5) détermine la valeur de I SB - la valeur minimale admissible actuelle du courant requis du SB (en tenant compte de la possibilité pour les consommateurs d'utiliser l'énergie de le BAB (12)), et le transmet à la deuxième entrée BUSBTNZ (23).
Les informations sur l'heure du début possible de l'impact des particules sur l'engin spatial sont transmises de la sortie du BOMVVCH (20) au BOMVUSBTNZ (22) via sa première entrée. Dans BOMVUSBTNZ (22), l'évaluation réelle de l'impact négatif du FVS est réalisée en comparant la valeur actuellement mesurée de la caractéristique d'impact avec des valeurs seuils, à partir du moment déterminé par BOMVUSBTNZ (20). Une condition nécessaire pour recevoir une commande à la sortie de BOMVUSBTNZ (22) est la présence de deux signaux - provenant des sorties de BOMVVCH (20) et BIPPCHVE (21).
Lorsque BOMVUSBTNZ (22) émet une commande sur la première entrée de BUSES (16), ce bloc génère une commande sur sa quatrième sortie, qui se connecte au contrôle de SB BUSBTNZ (23).
BUSBTNZ (23) détermine l'angle α s_min_AB par l'expression (3). Pour calculer l'angle spécifié, la valeur actuelle du courant requis du SB, obtenue du BOPTSB (25), est utilisée. De plus, de la télécommande UPSB (6), le bloc spécifié reçoit des informations sur la valeur actuelle de l'angle de rotation SB α. Après avoir déterminé la valeur de l'angle α s_min_AB, l'algorithme intégré dans BUSBTNZ (23) la compare avec la valeur actuelle de l'angle α et calcule l'angle de désadaptation entre α et α s_min_AB et le nombre requis d'impulsions de commande pour activer l'entraînement de commande. SB (1). Des impulsions de commande sont transmises à l'unité de commande (7). Après avoir converti et amplifié les impulsions indiquées dans l'UPU (7), elles arrivent à l'entrée de l'UPU (6) et mettent le variateur en mouvement.
Lorsque BOMVUSBTNZ (22) n'émet pas de commande sur la première entrée de BUSES (16), ce bloc, en fonction du programme de vol de l'engin spatial en cours d'exécution, transfère le contrôle du SB (1) à l'un des blocs BUOSBS (8) et BRSBZP (9).
Le fonctionnement des BUSBS (8) est décrit ci-dessus.
BRSBZP (9) contrôle SB (1) en fonction des paramètres du programme. L'algorithme de contrôle SB (1) selon les paramètres du logiciel vous permet d'installer la batterie dans n'importe quelle position spécifiée α=α z . Dans ce cas, pour contrôler l'angle de rotation dans le BRSBZP (9), les informations de la télécommande UPSB (6) sont utilisées.
La mise en œuvre de BOMVUSBTNZ (22) et de BOMVPNVCh (24) est possible à la fois sur la base du matériel et des logiciels du centre de contrôle du vaisseau spatial et à bord du vaisseau spatial. Aux sorties de BOMVUSBTNZ (22) et BOMVPNVCH (24), les commandes « démarrer le contrôle de l'alimentation électrique en fonction des courants de charge » et « démarrer le contrôle du système d'énergie solaire en mode préparation à l'impact négatif des particules à haute énergie sur l'engin spatial" sont formés, respectivement, qui sont envoyés aux BUS (16), lorsque. Dans ce cas, la dernière commande est fonctionnellement perçue par les BUS (16) comme une commande pour charger la batterie au niveau de charge maximum.
Un exemple de mise en œuvre de BUS (16) peut être les moyens radio du canal de contrôle de service (SCU) des systèmes embarqués du vaisseau spatial Yamal-100, constitués d'une station terrienne (ES) et d'un équipement embarqué (BA) (voir description dans). En particulier, le BA SKU et le GS SKU résolvent le problème de la transmission d'informations numériques (DI) au système informatique numérique embarqué (OBDS) du vaisseau spatial et de son accusé de réception ultérieur. BTsVS, à son tour, contrôle les blocs BUOSBS (8), BRSBZP (9), BUSBTNZ (23), BFKZ AB (14).
Dans cette implémentation de BUS (16), l'interaction du SKU BA en termes d'échange de données s'effectue via le canal d'échange principal (MEC) conformément à l'interface MIL-STD-1553. En tant qu'abonné du BCWS, un appareil est utilisé - une unité d'interface (UB) du BA SKU. Le processeur BCWS interroge périodiquement l'état de la BS pour déterminer la disponibilité d'un paquet de données. Si le paquet est disponible, le processeur commence l'échange de données.
L'UPU (7) joue le rôle d'interface entre BUOSBS (8), BRSBZP (9), BUSBTNZ (23) et UPSB (6) et sert à convertir les signaux numériques en signaux analogiques et à amplifier ces derniers.
BUSBTNZ (23) est l'unité embarquée du vaisseau spatial, dont les commandes proviennent des BUS (16). La mise en œuvre de BUSBTNZ (23), BOPTSB (25), BZDZUZSB (26) peut être réalisée sur la base du vaisseau spatial BTsVS (voir,).
Ainsi, un exemple de mise en œuvre des blocs fondamentaux du système est considéré.
Décrivons l'effet technique des inventions proposées.
Les solutions techniques proposées permettent de réduire l'impact négatif des flux de particules à haute énergie sur la surface de travail du système solaire aux moments où le revers « protecteur » du panneau solaire est effectué depuis la direction vers le Soleil. Ceci est obtenu en réduisant la surface de travail du SB, qui est affectée négativement par les flux de ces particules, en maximisant l'angle de la normale à la surface de travail du SB depuis la direction vers le Soleil, tandis que s'assurer que l'exigence d'alimenter l'engin spatial en électricité est satisfaite. La maximisation de l'angle de braquage est obtenue grâce au fait que le système d'énergie solaire du vaisseau spatial est préalablement amené dans un état de charge maximale de la batterie, ce qui permet de mettre en œuvre l'angle maximum possible de rotation « protectrice » du solaire. cellule de la direction vers le Soleil. Considérant, par exemple, que lors du contrôle du SES du vaisseau spatial Yamal-100 après l'opération de charge de la batterie au niveau maximum, l'augmentation du courant de décharge possible de la batterie est d'environ 30 %, puis une augmentation correspondante de l'angle du volet « de protection » de la batterie et, par conséquent, une diminution de l'impact négatif des flux de particules de hautes énergies sur la surface de travail du SB est une valeur significative.
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1. Procédé de contrôle de la position des panneaux solaires d'un engin spatial, comprenant la mise des panneaux solaires dans une position de travail qui assure l'alimentation électrique de l'engin spatial et correspondant à l'alignement de la normale à leur surface de travail éclairée avec l'avion. formé par l'axe de rotation des panneaux solaires et la direction vers le Soleil, mesurant la densité du flux actuel de rayonnement électromagnétique solaire, déterminant le moment où l'activité solaire commence, déterminant le moment où les particules de haute énergie atteignent la surface du vaisseau spatial, mesurant la densité de flux des particules à haute énergie, comparant les valeurs mesurées de la densité de flux des particules à haute énergie avec des valeurs seuils, faisant tourner les panneaux solaires selon un angle entre la normale à leur surface de travail éclairée et direction vers le Soleil, correspondant à la zone minimale d'influence des flux de particules de haute énergie à la surface des panneaux solaires tout en fournissant simultanément de l'électricité à l'engin spatial, au moment où les valeurs mesurées du flux de particules de haute énergie la densité dépasse les valeurs seuils et les panneaux solaires reviennent à leur position de fonctionnement au moment où la densité des flux de particules de haute énergie devient inférieure aux valeurs seuils, caractérisé en ce qu'ils déterminent en outre les moments dans le temps où les précurseurs du l'impact négatif des flux de particules à haute énergie sur l'engin spatial apparaît et aux heures spécifiées, les batteries du système d'alimentation de l'engin spatial sont chargées au niveau de charge maximum, si les valeurs mesurées de la densité de flux des particules à haute énergie dépassent le par rapport à celles-ci, les panneaux solaires sont tournés jusqu'à ce que l'angle entre la normale à leur surface de travail éclairée et la direction vers le Soleil α s_min_AB soit atteint, correspondant à la zone d'influence minimale des flux de haute- particules d'énergie à la surface des panneaux solaires, tout en fournissant simultanément au vaisseau spatial de l'électricité provenant des batteries solaires et rechargeables du système d'alimentation électrique, et déterminé par le rapport
α s_min_AB =arccos (max(0, I n -I AB )/I m),
où I n est le courant de charge des consommateurs du vaisseau spatial ;
Je m - courant maximum généré lorsque la surface de travail éclairée des panneaux solaires est orientée perpendiculairement aux rayons du soleil ;
I AB - le courant de décharge actuellement admissible des batteries rechargeables et le manque d'électricité qui en résulte à bord du vaisseau spatial sont compensés en déchargeant les batteries rechargeables, tout en surveillant le niveau de charge des batteries rechargeables et, après avoir atteint la valeur minimale autorisée de ce niveau, la valeur actuelle du courant de décharge admissible des batteries rechargeables est réinitialisée et les batteries sont déconnectées de la charge externe.
2. Un système de contrôle de la position des panneaux solaires de l'engin spatial, qui sont quatre panneaux solaires photovoltaïques montés sur des panneaux, comprenant un dispositif de rotation desdits panneaux solaires, un dispositif amplificateur-convertisseur, une unité de contrôle de l'orientation du des panneaux solaires vers le Soleil, une unité pour orienter les panneaux solaires dans une position donnée, deux régulateurs de courant, un bloc de batteries, un chargeur de batterie, une unité de génération de commandes pour charger les batteries, un capteur de courant de charge, une unité de contrôle du système d'alimentation, un bus d'alimentation électrique, une unité de mesure de la densité du flux actuel de rayonnement électromagnétique solaire, une unité de détection d'activité solaire, une unité de détermination du moment d'impact de particules à haute énergie sur l'engin spatial, une unité de mesure de la densité de flux de particules de haute énergie, une unité pour déterminer l'instant du début du contrôle des batteries solaires par courants de charge, une unité de contrôle des batteries solaires par courants de charge, tandis que la batterie solaire à travers sa première sortie, combinant les sorties de deux batteries photovoltaïques, est connectée à la première entrée du dispositif de rotation de panneau solaire, et via la deuxième sortie, qui combine les sorties de deux autres batteries photovoltaïques, est connectée à la deuxième entrée du dispositif de rotation de panneau solaire, et les sorties de les unités de commande pour l'orientation des panneaux solaires vers le Soleil et la rotation des panneaux solaires vers une position donnée sont connectées respectivement aux première et deuxième entrées du dispositif de conversion d'amplification, dont la sortie, à son tour, est connectée à la troisième entrée du dispositif de rotation de panneau solaire, les première et deuxième sorties du dispositif de rotation de panneau solaire sont connectées, respectivement, aux entrées des premier et deuxième régulateurs de courant, et les sorties des régulateurs de courant sont connectées à l'alimentation bus d'alimentation de l'engin spatial, l'unité de batterie est connectée par son entrée, via le chargeur de batterie, au bus d'alimentation, tandis que le chargeur de batterie est connecté par sa première entrée au bus spécifié, et à la deuxième entrée du chargeur de batterie batteries, un capteur de courant de charge est connecté, qui est connecté, à son tour, au bus d'alimentation, le bloc batterie est connecté avec sa sortie à la première entrée du bloc pour générer des commandes de charge des batteries, et la première sortie du l'unité de commande du système d'alimentation est connectée à la deuxième entrée du bloc spécifié, la sortie du bloc générant des commandes pour charger les batteries est connectée à la troisième entrée du chargeur de batterie, les deuxième et troisième sorties de l'unité de commande du système d'alimentation sont connectées aux premières entrées des unités de contrôle pour l'orientation des panneaux solaires vers le Soleil et la rotation des panneaux solaires vers une position donnée, la troisième sortie du dispositif de rotation des panneaux solaires est connectée aux deuxièmes entrées des unités de contrôle pour l'orientation des panneaux solaires vers le Soleil et la rotation des panneaux solaires vers une position donnée, la sortie du bloc de mesure de la densité du flux actuel de rayonnement électromagnétique solaire est reliée à l'entrée du bloc de détermination de l'activité solaire, dont la première sortie, à son tour, est connectée à l'entrée du bloc déterminant l'instant de l'impact des particules sur l'engin spatial, les sorties du bloc permettant de déterminer l'instant de l'impact des particules sur l'engin spatial et le bloc de mesure de la densité de flux de particules à haute énergie sont connectés respectivement aux première et deuxième entrées du bloc pour déterminer l'instant du début de la commande des panneaux solaires par des courants de charge, et à l'entrée du bloc pour mesurant la densité de flux de particules à haute énergie est connectée à la deuxième sortie du bloc pour déterminer l'activité solaire, la sortie du bloc pour déterminer le moment où les panneaux solaires commencent à être contrôlés par les courants de charge est connectée à l'entrée de le bloc de commande du système d'alimentation électrique, dont la quatrième sortie, à son tour, est connectée à la première entrée du bloc de commande des panneaux solaires en fonction des courants de charge, dont la troisième entrée et la troisième sortie sont connectées, respectivement, à la troisième sortie de le dispositif de rotation des panneaux solaires et la troisième entrée du dispositif amplificateur-convertisseur, caractérisé en ce qu'il comprend en outre un bloc pour déterminer le courant requis des panneaux solaires, un bloc pour déterminer les moments d'apparition des signes avant-coureurs de l'impact négatif des hautes énergies particules sur le vaisseau spatial et l'unité permettant de définir les valeurs admissibles du niveau de charge de la batterie, tandis que les première et deuxième entrées et sorties de l'unité permettant de déterminer le courant requis des panneaux solaires sont connectées, respectivement, à la deuxième sortie de la charge capteur de courant, la deuxième sortie des batteries du chargeur de batterie et la deuxième entrée de l'unité de commande du panneau solaire pour les courants de charge, les sorties de l'unité de mesure de la densité de flux des particules à haute énergie et de l'unité de mesure de la densité du courant les flux de rayonnement électromagnétique solaire sont connectés
L'invention concerne l'astronautique et peut être utilisée dans des activités spatiales - recherche de l'espace extra-atmosphérique, des planètes du système solaire, observations de la Terre depuis l'espace, etc., dans lesquelles il est nécessaire de déterminer les coordonnées spatiales d'un engin spatial (SV) et les composantes de son vecteur vitesse.
L'invention concerne la technologie des fusées et de l'espace et peut être utilisée dans la création de véhicules de lancement (LV), y compris de véhicules de conversion, pour lancer des engins spatiaux sur des orbites terrestres basses.
L'invention concerne le domaine de la technologie spatiale, à savoir les systèmes d'alimentation électrique des engins spatiaux, et peut être utilisée pour contrôler la position de leurs panneaux solaires.
Le philosophe romain Sénèque a dit : « Si une personne ne sait pas où elle navigue, alors il n’y a pas de vent favorable pour elle. » En fait, à quoi cela nous sert-il si nous ne connaissons pas la position de l’appareil dans l’espace ? Cette histoire parle d'appareils qui nous permettent de ne pas nous perdre dans l'espace.
Les progrès technologiques ont rendu les systèmes de contrôle d’attitude petits, bon marché et accessibles. Désormais, même un microsatellite étudiant peut se targuer d'un système d'orientation dont les pionniers de l'astronautique ne pouvaient que rêver. Des opportunités limitées ont donné lieu à des solutions ingénieuses.
Réponse asymétrique : pas d’orientation
Les premiers satellites et même les stations interplanétaires volaient sans orientation. La transmission des données vers la Terre s'effectuait via un canal radio, et plusieurs antennes, afin que le satellite puisse être en contact dans n'importe quelle position et dans n'importe quelle chute, pesaient beaucoup moins que le système de contrôle d'attitude. Même les premières stations interplanétaires ont volé sans orientation :
Luna 2, la première station à atteindre la surface lunaire. Quatre antennes sur les côtés assurent la communication dans n'importe quelle position par rapport à la Terre
Aujourd’hui encore, il est parfois plus facile de couvrir toute la surface d’un satellite avec des panneaux solaires et d’installer plusieurs antennes que de créer un système de contrôle d’attitude. De plus, certaines tâches ne nécessitent pas d'orientation : par exemple, les rayons cosmiques peuvent être détectés dans n'importe quelle position du satellite.
Avantages :
- Simplicité et fiabilité maximales. Un système d’orientation manquant ne peut pas échouer.
- Actuellement adapté principalement aux microsatellites qui résolvent des problèmes relativement simples. Les satellites « sérieux » ne peuvent plus se passer d’un système de contrôle d’attitude.
Capteur solaire
Au milieu du XXe siècle, les photocellules étaient devenues une chose familière et maîtrisée, il n'est donc pas surprenant qu'elles soient allées dans l'espace. Le Soleil est devenu un phare évident pour de tels capteurs. Sa lumière vive tombait sur l'élément photosensible et permettait de déterminer la direction :
Différents schémas de fonctionnement des capteurs solaires modernes, en bas se trouve une matrice photosensible
Autre option de conception, ici la matrice est courbe
Capteurs solaires modernes
Avantages :
- Simplicité.
- Bas prix.
- Plus l’orbite est haute, plus la zone d’ombre est petite et plus le capteur peut fonctionner longtemps.
- La précision est d'environ une minute d'arc.
- Ne travaillez pas à l’ombre de la Terre ou d’un autre corps céleste.
- Peut être soumis à des interférences provenant de la Terre, de la Lune, etc.
Le vaisseau spatial Vostok a intelligemment utilisé un capteur solaire : l'axe du Soleil a été utilisé lors de la construction de l'orientation pour décélérer le vaisseau. En outre, les capteurs solaires étaient très demandés sur les stations interplanétaires, car de nombreux autres types de capteurs ne peuvent pas fonctionner en dehors de l'orbite terrestre.
En raison de leur simplicité et de leur faible coût, les capteurs solaires sont désormais très courants dans la technologie spatiale.
Infrarouge vertical
Les véhicules qui volent en orbite terrestre doivent souvent déterminer la verticale locale, c'est-à-dire la direction vers le centre de la Terre. Les photocellules visibles ne sont pas très adaptées à cela - du côté nuit, la Terre est beaucoup moins éclairée. Mais heureusement, dans le domaine infrarouge, la Terre chaude brille presque de la même manière dans les hémisphères diurnes et nocturnes. Sur les orbites basses, les capteurs déterminent la position de l'horizon ; sur les orbites hautes, ils scrutent l'espace à la recherche du cercle chaud de la Terre.Structurellement, en règle générale, les constructeurs verticaux infrarouges contiennent un système de miroirs ou un miroir à balayage :
Ensemble vertical infrarouge avec volant d'inertie. L'unité est conçue pour une orientation précise vers la Terre pour les satellites géostationnaires. Le miroir de numérisation est clairement visible
Un exemple du champ de vision de la verticale infrarouge. Cercle noir - Terre
Verticales infrarouges domestiques produites par JSC "VNIIEM"
Avantages :
- Capable de construire une verticale locale dans n’importe quelle partie de l’orbite.
- Fiabilité généralement élevée.
- Bonne précision -
- Orientation sur un seul axe.
- Pour les orbites basses, certaines conceptions sont nécessaires, pour les orbites hautes, d'autres.
- Dimensions et poids relativement importants.
- Uniquement pour l'orbite terrestre.
Le vaisseau Soyouz. Les capteurs SCI en double sont indiqués par des flèches
Gyroorbitant
Pour émettre une impulsion de freinage, il est nécessaire de connaître la direction du vecteur vitesse orbital. Le capteur solaire donnera l'axe correct environ une fois par jour. Ceci est normal pour les vols d'astronautes : en cas d'urgence, une personne peut orienter manuellement le navire. Mais les navires Vostok avaient des «frères jumeaux», les satellites de reconnaissance Zenit, qui devaient également émettre une impulsion de freinage pour renvoyer le film capturé de l'orbite. Les limites du capteur solaire étaient inacceptables, il a donc fallu inventer quelque chose de nouveau. Cette solution était le gyroorbitant. Lorsque la verticale infrarouge fonctionne, le vaisseau tourne car l'axe vers la Terre tourne constamment. La direction du mouvement orbital est connue, donc par la direction dans laquelle le navire tourne, sa position peut être déterminée :
Par exemple, si le navire roule constamment vers la droite, alors nous volons du côté droit vers l’avant. Et si le navire vole vers l'avant, il lèvera constamment le nez. A l'aide d'un gyroscope, qui tend à maintenir sa position, cette rotation peut être déterminée :
Plus la flèche est déviée, plus la rotation selon cet axe est prononcée. Trois de ces cadres vous permettent de mesurer la rotation le long de trois axes et de faire tourner le navire en conséquence.
Les gyroorbitants étaient largement utilisés dans les années 60 et 80, mais ils ont aujourd’hui disparu. De simples capteurs de vitesse angulaire permettaient de mesurer efficacement la rotation du véhicule, et l'ordinateur de bord pouvait facilement déterminer la position du navire à partir de ces données.
Capteur d'ions
C'était une bonne idée de compléter la verticale infrarouge avec un capteur d'ions. Sur les orbites terrestres basses, il existe des molécules atmosphériques qui peuvent être des ions, transportant une charge électrique. En installant des capteurs qui enregistrent le flux d'ions, vous pouvez déterminer de quel côté le navire avance en orbite - là, le flux sera maximum :
Équipement scientifique pour mesurer la concentration d'ions positifs
Le capteur d'ions a fonctionné plus rapidement - il a fallu presque une orbite entière pour construire une orientation avec un gyroorbitant, et le capteur d'ions a été capable de construire une orientation en environ 10 minutes. Malheureusement, dans la région de l'Amérique du Sud, il existe ce qu'on appelle un «puits d'ions», ce qui rend le fonctionnement du capteur d'ions instable. Selon la loi de la méchanceté, c'est dans la région de l'Amérique du Sud que nos navires doivent se concentrer sur le freinage pour atterrir dans la région de Baïkonour. Des capteurs ioniques ont été installés sur le premier Soyouz, mais ils ont été abandonnés assez tôt et ne sont désormais utilisés nulle part.
Capteur d'étoile
Un seul axe sur le Soleil ne suffit souvent pas. Pour la navigation, vous aurez peut-être besoin d'un autre objet brillant dont la direction, associée à l'axe vers le Soleil, donnera l'orientation souhaitée. L'étoile Canopus est devenue un tel objet - elle est la deuxième plus brillante du ciel et est située loin du Soleil. Le premier vaisseau spatial à utiliser une étoile pour s'orienter fut Mariner 4, lancé sur Mars en 1964. L'idée s'est avérée fructueuse, même si le capteur d'étoiles a bu beaucoup de sang du MCC - lors de la construction de l'orientation, il visait les mauvaises étoiles et il a fallu « sauter » par-dessus les étoiles pendant plusieurs jours. Après que le capteur ait finalement visé Canopus, il a commencé à le perdre constamment - les débris volant à côté de la sonde clignotaient parfois vivement et redémarraient l'algorithme de recherche d'étoiles.Les premiers capteurs d’étoiles étaient des photocellules dotées d’un petit champ de vision qui ne pouvaient viser qu’une seule étoile brillante. Malgré leurs capacités limitées, ils étaient activement utilisés sur les stations interplanétaires. Aujourd’hui, le progrès technologique a en fait créé une nouvelle classe d’appareils. Les capteurs d'étoiles modernes utilisent une matrice de photocellules, fonctionnent en tandem avec un ordinateur doté d'un catalogue d'étoiles et déterminent l'orientation de l'appareil en fonction des étoiles visibles dans leur champ de vision. De tels capteurs ne nécessitent pas de construction préalable d'une orientation approximative par d'autres appareils et sont capables de déterminer la position de l'appareil quelle que soit la zone du ciel vers laquelle ils sont envoyés.
Traqueurs d'étoiles typiques
Plus le champ de vision est grand, plus il est facile de naviguer
Illustration du fonctionnement du capteur - la direction de vue est calculée en fonction des positions relatives des étoiles selon les données du catalogue
Avantages :
- La précision maximale peut être inférieure à une seconde d'arc.
- N'a pas besoin d'autres appareils, peut déterminer la position exacte indépendamment.
- Travaillez sur toutes les orbites.
- Prix élevé.
- Ils ne fonctionnent pas lorsque l'appareil tourne rapidement.
- Sensible à la lumière et aux interférences.
Magnétomètre
Une direction relativement nouvelle est la construction de l'orientation en fonction du champ magnétique terrestre. Des magnétomètres permettant de mesurer le champ magnétique étaient souvent installés sur les stations interplanétaires, mais n'étaient pas utilisés pour tracer l'orientation.
Le champ magnétique terrestre vous permet de vous orienter le long des trois axes
Magnétomètre "scientifique" des sondes Pioneer-10 et -11
Le premier magnétomètre numérique. Ce modèle est apparu sur la station Mir en 1998 et a été utilisé dans l'atterrisseur Philae de la sonde Rosetta.
Avantages :
- Simplicité, bon marché, fiabilité, compacité.
- Précision moyenne, de quelques minutes d'arc à plusieurs secondes d'arc.
- Vous pouvez créer une orientation le long des trois axes.
- Sous réserve d'interférences, y compris et de l'équipement du vaisseau spatial.
- Ne fonctionne pas à plus de 10 000 km de la Terre.
Plateforme gyrostabilisée
Historiquement, les vaisseaux spatiaux volaient souvent sans orientation ou en mode rotation solaire. Ce n'est que dans la zone cible de la mission qu'ils ont activé les systèmes actifs, établi leur orientation selon trois axes et accompli leur tâche. Mais que se passe-t-il si nous devons maintenir une orientation volontaire pendant une longue période ? Dans ce cas, nous devons « nous souvenir » de la position actuelle et enregistrer nos virages et nos manœuvres. Et pour cela, l'humanité n'a rien trouvé de mieux que des gyroscopes (mesurant les angles de rotation) et des accéléromètres (mesurant les accélérations linéaires).Gyroscopes
La propriété d'un gyroscope de s'efforcer de maintenir sa position dans l'espace est bien connue :
Au départ, les gyroscopes étaient uniquement mécaniques. Mais les progrès technologiques ont conduit à l’émergence de bien d’autres types.
Gyroscopes optiques. Les gyroscopes optiques - laser et fibre optique - se distinguent par une très grande précision et l'absence de pièces mobiles. Dans ce cas, l'effet Sagnac est utilisé - un déphasage des ondes dans un interféromètre à anneau rotatif.
Gyroscope laser
Gyroscopes à ondes à semi-conducteurs. Dans ce cas, la précession d'une onde stationnaire d'un solide résonant est mesurée. Ils ne contiennent aucune pièce mobile et sont très précis.
Gyroscopes vibrants. Ils utilisent l'effet Coriolis pour le fonctionnement - les vibrations d'une partie du gyroscope lors de la rotation dévient la partie sensible :
Les gyroscopes vibrants sont produits en version MEMS, ils sont peu coûteux et de très petite taille avec une précision relativement bonne. Ce sont ces gyroscopes que l’on retrouve dans les téléphones, quadricoptères et équipements similaires. Un gyroscope MEMS peut également fonctionner dans l’espace et est installé sur des microsatellites.
La taille et la précision des gyroscopes sont claires :
Accéléromètres
Structurellement, les accéléromètres sont des balances - une charge fixe modifie son poids sous l'influence des accélérations et le capteur convertit ce poids en valeur d'accélération. Désormais, les accéléromètres, en plus des versions volumineuses et coûteuses, ont acquis des analogues MEMS :
Un exemple de "grand" accéléromètre
Micrographie d'un accéléromètre MEMS
La combinaison de trois accéléromètres et de trois gyroscopes vous permet d'enregistrer la rotation et l'accélération dans les trois axes. Un tel dispositif est appelé plate-forme gyrostabilisée. À l’aube de l’astronautique, elles n’étaient possibles que sur un cardan et étaient très complexes et coûteuses.
Plateforme gyrostabilisée Apollo. Le cylindre bleu au premier plan est un gyroscope. Vidéo de test de la plateforme
Le summum des systèmes mécaniques étaient les systèmes sans carte, lorsque la plate-forme restait immobile dans les flux de gaz. C'était de la haute technologie, le résultat du travail de grandes équipes, des appareils très coûteux et secrets.
La sphère au centre est une plateforme gyrostabilisée. Système de guidage ICBM Peacekeeper
Eh bien, maintenant, le développement de l'électronique a conduit au fait qu'une plate-forme précise adaptée aux satellites simples tient dans la paume de la main, elle est développée par des étudiants et même le code source est publié.
Les plateformes MARG sont devenues une innovation intéressante. Dans ceux-ci, les données des gyroscopes et des accéléromètres sont complétées par des capteurs magnétiques, ce qui permet de corriger l'erreur accumulée des gyroscopes. Le capteur MARG est probablement l'option la plus adaptée aux microsatellites : il est petit, simple, bon marché, ne comporte aucune pièce mobile, consomme peu d'énergie et fournit une orientation sur trois axes avec correction d'erreur.
Dans les systèmes « sérieux », les capteurs d'étoiles sont généralement utilisés pour corriger les erreurs d'orientation d'une plateforme gyrostabilisée.