CC BY
30УДК 629.78.064
АНАЛИЗ ДИНАМИКИ ЭЛЕКТРИЧЕСКИХ ПРОЦЕССОВ СИСТЕМЫ ЭЛЕКТРОПИТАНИЯ НИЗКООРБИТАЛЬНЫХ СПУТНИКОВ
С. Б. Габбасова
ОАО «Научно-производственный центр «Полюс» Российская Федерация, 634050, г. Томск, пр. Кирова, 56в. E-mail: polus@online.tomsk.net
Проведен анализ экспериментальных данных о работе низкоорбитальных спутников. Обоснована необходимость повышения быстродействия экстремальных регуляторов мощности солнечных батарей с целью обеспечения быстрого заряда аккумуляторных батарей.
Ключевые слова: солнечная батарея, экстремальный регулятор мощности, космический аппарат.
ANALYSING DYNAMICS OF ELECTRICAL PROCESSES OF LEO-SATELLITE POWER SYSTEM
S. B. Gabbasova
Joint-stock company "Research and production center "Polyus" 56v, Kirov pr, Tomsk, 634050, Russian Federation. E-mail: polus@online.tomsk.net
The analysis of experimental data of the work of LEO-satellites in orbit is presented. The necessity to improve the performance of maximal power point tracking of solar panels in order to provide fast charge batteries is proved.
Keywords: solar panels, maximal power point tracking, spacecraft.
Период обращения низкоорбитального космического аппарата составляет (110±5) мин, из которых в среднем 30 % он находится на теневой стороне Земли, вследствие чего аккумуляторные батареи (АБ) испытывают приблизительно 5000 циклов заряда/ разряда в год, что обусловливает срок активного существования аппарата, как правило, не более 5-8 лет. В конце этого срока необходимо производить отбор максимально возможной мощности батареи солнечной (БС) с целью обеспечения нагрузки и заряда АБ при совокупном воздействии следующих факторов:
- взаимное расположение Солнца, плоскости орбиты и осей аппарата;
- различие температурных условий работы фотопреобразователей из-за их неравномерной освещенности;
- нелинейность статических характеристик БС;
- деградация фотоэлементов.
В наблюдаемом интервале работы на теневом участке (рис. 1) 32 мин генерация мощности БС отсутствует, что обусловливает обеспечение бортовой аппаратуры энергией посредством разряда АБ. Расход емкости АБ составил 6,5 Ач. При работе на освещенном участке продолжительностью 1 ч 49 с он равен 6,85 Ач.
В аварийных ситуациях, например при аномальной ориентации аппарата относительно Солнца, существует возможность его потери из-за недостаточной освещенности БС и, как следствие, глубокого разряда АБ, поскольку зарядная мощность за виток меньше разрядной. Энергия, генерируемая БС в пер-
вый момент выхода аппарата из тени, может обеспечить быстрый заряд АБ максимально возможной мощностью. Таким образом, повышение быстродействия экстремального регулятора мощности приобретает наибольшую актуальность.
При выходе аппарата из теневого участка (рис. 2) охлажденные БС генерируют максимальную энергию, которая за 5-7 мин уменьшается на 50-80 % и затем изменяется в соответствии с изменением температуры фотопреобразователей.
Время выхода аппарата из тени составляет 4050 с, генерируемая БС мощность увеличивается до 1280 Вт. При выходе из теневого участка потери аппаратуры регулирования увеличиваются на 14 % вследствие высокого уровня напряжения охлажденной БС. Установление электротеплового режима БС происходит за 7 мин 40 с. При увеличении мощности БС и выполнении условия ТБС>5 А, НБС>38 В регулятор начинает режим поиска экстремума мощности, тем самым ограничивает напряжение БС.
Экстремальный регулятор мощности (рис. 3) воздействует на систему управления зарядного устройства и стабилизатора напряжения так, чтобы вывести мощность БС в оптимальную точку. Таким образом, он обеспечивает оптимальный режим заряда/ разряда АБ в процессе многократного циклиро-вания [1].
Анализ данных показал необходимость углубленного изучения динамических процессов с целью увеличения быстродействия экстремальных регуляторов мощности низкоорбитальных аппаратов.
Космическое электронное приборостроение
Рис. 1. Временные диаграммы работы системы электропитания аппарата на теневом участке орбиты: НБС - напряжение солнечной батареи; РБС - мощность солнечной батареи; Рн - мощность нагрузки; НАБ - напряжение аккумуляторной батареи; ТЗБ - ток заряда аккумуляторной батареи; ТРБ - ток разряда
аккумуляторной батареи; ТН - ток нагрузки
Время. ч:мин:с
Рис. 2. Временные диаграммы работы системы электропитания аппарата на выходе из теневого участка орбиты
Рис. 3. Структурная схема системы электропитания с экстремальным регулятором мощности: БС - солнечная батарея; ШР - шаговый регулятор; ЭРМ - экстремальный регулятор мощности; ЗУ - зарядное устройство; РУ - разрядное устройство; АБ - аккумуляторная батарея; СН - стабилизатор напряжения
Библиографическая ссылка
1. Бортовые системы электропитания искусственного спутника Земли с экстремальным регулированием мощности солнечной батареи / М. В. Нестеришин, А. В. Жихарев, В. О. Эльман, С. А. Поляков // Космические вехи: сб. науч. статей, посвященных 50-летию создания ОАО «ИСС» им. акад. Решетнева». Красноярск, 2009. С. 175-184.
Reference
1. On-board power supply system of an artificial satellite of the Earth with maximal power point tracking of solar panel / M. V. Nesterishin, A. V. Zhiharev, V. O. Elman, A. S. Polyakov // Space milestones: collection of scientific articles commemorating the 50th anniversary of the JSC "ISS "named after academician M. F. Reshetnev". Krasnoyarsk, 2009. P. 175-184.
© Габбасова С. Б., 2014
УДК 662.629.05
ПРОБЛЕМЫ И МЕТОДЫ ИСПЫТАНИЙ БОРТОВЫХ КОМПЛЕКСОВ УПРАВЛЕНИЯ
С СЕТЕВОЙ АРХИТЕКТУРОЙ
Е. Н. Голубев, А. С. Тимофеев
ОАО «Информационные спутниковые системы» имени академика М. Ф. Решетнева» Российская Федерация, 662972, г. Железногорск Красноярского края, ул. Ленина, 52
E-mail: gen@iss-reshetnev.ru.
Системы управления перспективных космических аппаратов ОАО «ИСС» проектируются с использованием сетевой архитектуры на базе стандартизированных интерфейсов МКО и SpaceWire. Внедрение указанных интерфейсов в бортовую аппаратуру КА порождает ряд вопросов и проблем в части верификации электрических характеристик цифровых каналов обмена, отработки информационно-логического взаимодействия элементов сети бортовых приборов и разработки и отладки соответствующего программного обеспечения. В настоящем докладе указанные вопросы рассматриваются на примере БКУ космических аппаратов, имеющих в основе бортовой цифровой вычислительный комплекс «Салют-32М1» с каналами МКО и SpaceWire. Рассматриваемые принципы и методы являются основой проведения наземной экспериментальной отработки БКУ нового поколения.
Ключевые слова: система управления, верификация алгоритмов управления, отработка систем управления, методики испытаний, наземные испытания.
