Результат интеллектуальной деятельности: СПОСОБ УПРАВЛЕНИЯ АВТОНОМНОЙ СИСТЕМОЙ ЭЛЕКТРОПИТАНИЯ КОСМИЧЕСКОГО АППАРАТА

Предлагаемое изобретение относится к электротехнике, а именно к автономным системам электропитания (СЭП) космических аппаратов (КА), использующим в качестве первичных источников энергии батареи фотоэлектрические (БФ), а в качестве накопителей энергии - аккумуляторные батареи (АБ).

В СЭП осуществляют непрерывное управление стабилизатором напряжения, зарядными и разрядными устройствами в зависимости от входного (напряжение БФ) и выходного напряжений СЭП. При этом зарядные устройства (ЗУ) обеспечивают заряд АБ, а стабилизатор напряжения (СН) и разрядные устройства (РУ) обеспечивают питание бортовой аппаратуры (БА). В зависимости от степени заряженности АБ производят запрет или разрешение работы ЗУ и РУ.

Ориентацию БФ на Солнце осуществляют, как правило, двумя способами, а именно:

1) путем изменения углового положения КА вокруг центра масс, обеспечивая при этом условие cosα=1=const, где α - угол между перпендикуляром к поверхности БФ и направлением на Солнце;

2) путем обеспечения ориентации и движения КА в орбитальной системе координат (продольная ось КА постоянно направлена к центру Земли) и выполнения перекладок панелей солнечных батарей (ПСБ) по заданной программе.

В последнем случае КА оснащают приводами, используемыми для выполнения перекладок ПСБ (изменения положения ПСБ относительно координатных осей КА) или только по крену, или по крену и тангажу. В данном случае углы крена и тангажа соответствуют схеме полета, когда ПСБ расположены вдоль вектора движения КА.

В силу различных причин, в том числе из-за прецессии угла β между плоскостью орбиты и направлением на Солнце, генерируемая БФ средняя электрическая мощность (за сутки или за один виток орбиты КА) постоянно изменяется. При этом увеличивается (уменьшается) длительность светового участка орбиты и амплитуда тока БФ, а зависимость освещенности (тока) БФ от времени на световом участке орбиты описывается по закону, близкому к синусоидальному. Выбирая оптимальное положение БФ в зависимости от угла β, можно обеспечить условие, когда вырабатываемая средняя мощность БФ будет наивысшей по сравнению с мощностями для других возможных положений БФ. Параметры БФ, а именно площадь ПСБ, масса, срок эксплуатации и т.д. выбираются для расчетного случая, β=0, как наиболее тяжелого режима функционирования СЭП с точки зрения соблюдения энергобаланса.

Вольт-амперная характеристика (ВАХ) БФ, представляющая собой зависимость между напряжением и током БФ, определяется в качестве эталонной в лабораторных условиях в процессе проведения наземных испытаний БФ. Однако эталонная ВАХ БФ, как правило, отличается от фактической ВАХ БФ, получаемой при штатной эксплуатации КА. Причиной этого является влияние температуры БФ на характеристики фотоэлектрических преобразователей (ФЭП). Кроме того, происходит постепенная деградация электрических характеристик ФЭП, что также приводит к изменению ВАХ БФ. Своевременный и правильный учет указанных изменений позволяет эксплуатировать СЭП без нарушения энергобаланса и оптимально планировать работу целевой аппаратуры.

Известен способ управления СЭП КА (Кирилин А.Н., Ахметов Р.Н., Сторож А.Д., Аншаков Г.П. Космическое аппаратостроение. Государственный научно-производственный ракетно-космический центр «ЦСКБ-Прогресс», г. Самара, 2011 г., аналог), заключающийся в управлении стабилизатором напряжения, зарядными и разрядными устройствами в зависимости от входного и выходного напряжений системы электропитания; задании напряжения рабочей точки вольт-амперной характеристики батареи фотоэлектрической, контроле степени заряженности аккумуляторных батарей; запрете на работу соответствующего зарядного устройства при достижении максимального уровня заряженности данной аккумуляторной батареи и снятии этого запрета при снижении уровня заряженности; запрете на работу соответствующего разрядного устройства при достижении установленного минимального уровня заряженности (или напряжения) данной аккумуляторной батареи и снятии этого запрета при повышении уровня заряженности (напряжения) данной аккумуляторной батареи.

В аналоге для максимального отбора мощности БФ с целью исключения нарушения энергобаланса применяют экстремальный регулятор мощности (ЭРМ) БФ, который работает в автоматическом режиме. При включении ЭРМ происходит пошаговое определение величины фактической максимальной мощности БФ (оптимальной точки ВАХ), зависящей от ее текущей освещенности и температуры, а затем поддержание этого режима работы СЭП. Однако функционирование ЭРМ возможно только тогда, когда напряжение БФ соответствует оптимальному значению, при этом мощность БФ должна полностью использоваться для питания нагрузки. В противном случае ЭРМ, в силу своего принципа действия, не может функционировать, а работа СЭП происходит на спадающей части ВАХ БФ, где напряжение БФ превышает оптимальное напряжение, а потребляемый ток зависит от потребляемой нагрузкой мощности.

Недостатком аналога является то, что в процессе эксплуатации КА не учитываются изменения параметров БФ во времени, поэтому оптимальное планирование работы целевой аппаратуры может быть затруднено, а в отдельных случаях возможно нарушение энергобаланса СЭП, если среднесуточная мощность потребления превышает номинальное значение. Кроме того, включение ЭРМ БФ в штатную работу осуществляется по разовой команде с наземного комплекса управления, и при отсутствии сеансов связи с КА становится невозможным восстановление энергобаланса путем отбора максимальной мощности БФ с помощью ЭРМ.

Известен способ управления автономной системой электропитания космического аппарата (патент РФ на изобретение №2467449, кл. H02J 7/36, опубл. 20.11.2012, бюл. №32, прототип), содержащей солнечную батарею и n аккумуляторных батарей, стабилизатор напряжения, включенный между солнечной батареей и нагрузкой, и по n зарядных и разрядных устройств, заключающийся в том, что управляют стабилизатором напряжения, зарядными и разрядными устройствами в зависимости от входного и выходного напряжений системы электропитания; контролируют степень заряженности аккумуляторных батарей; вводят запрет на работу соответствующего зарядного устройства при достижении максимального уровня заряженности данной аккумуляторной батареи и снимают этот запрет при снижении уровня заряженности; вводят запрет на работу соответствующего разрядного устройства при достижении установленного минимального уровня заряженности данной аккумуляторной батареи и снимают этот запрет при повышении уровня заряженности данной аккумуляторной батареи; контролируют выходное напряжение системы электропитания с помощью порогового датчика; при аварийном разряде нескольких m (m≤n) аккумуляторных батарей до минимального уровня заряженности формируют управляющий сигнал в бортовой комплекс управления космического аппарата для отключения части бортовой аппаратуры и запоминают его; при аварийном разряде всех n работающих аккумуляторных батарей до минимального уровня заряженности снимают запрет на работу всех разрядных устройств; в случае если после запоминания управляющего сигнала выходное напряжение системы снижается до заданного порогового значения, запрещают работу всех разрядных устройств и прекращают управление разрядными устройствами по сигналам об уровне заряженности; после восстановления ориентации батареи фотоэлектрической на Солнце производят питание оставшейся включенной части бортовой нагрузки от батареи фотоэлектрической через стабилизатор напряжения; сброс запоминания управляющего сигнала производят после заряда всех аккумуляторных батарей или по внешней разовой команде.

Недостатком прототипа является то, что в силу отсутствия информации о состоянии БФ имеется вероятность неправильного планирования работы целевой аппаратуры и, как следствие, нарушение энергобаланса СЭП с последующим возникновением аварийной ситуации.

Задачей предлагаемого изобретения является создание способа управления автономной системой электропитания КА, позволяющего существенно уменьшить вероятность возникновения аварийной ситуации из-за нарушения энергобаланса СЭП.

Указанная задача решается тем, что в способе управления автономной системой электропитания космического аппарата (КА), содержащей фотоэлектрическую батарею (БФ) и n аккумуляторных батарей (АБ), стабилизатор напряжения, включенный между БФ и нагрузкой, и по n зарядных и разрядных устройств, заключающемся в управлении стабилизатором напряжения, зарядными и разрядными устройствами, в зависимости от освещенности БФ, степени заряженности всех АБ, входного и выходного напряжения системы электропитания (СЭП); введении запрета на работу соответствующего разрядного устройства при достижении установленного минимального уровня заряженности данной АБ и снятии этого запрета при повышении уровня заряженности данной АБ; формировании управляющего сигнала в бортовой комплекс управления КА для отключения части бортовой аппаратуры (БА) при аварийном разряде нескольких m (m≤n) АБ до минимального уровня заряженности, запрете работы всех разрядных устройств, если выходное напряжение СЭП снижается до заданного порогового значения; произведении сброса запоминания управляющего сигнала по запрету всех разрядных устройств после заряда всех АБ до заданного уровня заряженности; выборе величины номинального входного напряжения, соответствующего напряжению в рабочей точке вольт-амперной характеристики (ВАХ) БФ, исходя из величины ее номинальной мощности, необходимой для обеспечения в штатном режиме функционирования СЭП электроэнергией для питания БА и заряда всех АБ; установлении и поддержании при необходимости входного напряжения в иной рабочей точке ВАХ БФ с помощью экстремального регулятора мощности БФ при превышении мощности потребления БА номинальной величины; осуществлении изменения напряжения в рабочей точке ВАХ БФ автоматически или дискретно по заранее заданным пороговым значениям входного напряжения, о влиянии температуры и деградации параметров фотоэлектрических преобразователей (ФЭП) на электрические характеристики БФ судят по величине уменьшения ее максимальной мощности, для чего составляют фактическую ВАХ БФ при заданной температуре ФЭП, аппроксимируя координаты ее характерных точек, получаемые путем измерения фактических значений напряжения и соответствующего ему тока БФ; при этом в качестве координат первой характерной точки принимают координаты ВАХ БФ, соответствующие режиму короткого замыкания БФ, при котором входное напряжение равно нулю, причем измерение параметров БФ осуществляют в лабораторных условиях, в качестве координат второй характерной точки выбирают координаты, соответствующие номинальному режиму функционирования БФ на световом участке орбиты КА; координаты характерной точки, соответствующие режиму максимального отбора мощности БФ, устанавливают, включая в штатную работу экстремальный регулятор мощности БФ, входящий в состав стабилизатора напряжения; координаты других характерных точек ВАХ БФ определяют путем изменения тока нагрузки СЭП; при этом в качестве переменной нагрузки используют АБ, находящиеся в режиме заряда; сравнивают между собой ВАХ БФ, полученную в лабораторных условиях при нормальной температуре окружающей среды, и фактическую ВАХ БФ, соответствующую режиму штатного функционирования КА при максимальной освещенности панелей БФ; при этом фактическую ВАХ БФ составляют расчетно-экспериментальным путем; результаты сравнения данных ВАХ БФ используют для прогнозирования энергобаланса СЭП и планирования программы работы целевой аппаратуры; аналогичную последовательность операций повторяют периодически, например, в каждые 90 суток штатной эксплуатации КА.

Пример функциональной схемы СЭП, в которой реализуется предлагаемый способ, приведен на фиг. 1, где обозначено:

1 - батарея фотоэлектрическая;

2 - стабилизатор напряжения (СН) с ЭРМ БФ;

3₁…3_n - зарядные устройства (ЗУ);

4₁…4_n - разрядные устройства (РУ);

5₁…5_n - аккумуляторные батареи;

6₁…6_n - устройства контроля степени заряженности АБ (УКЗАБ);

ОС - вход обратной связи;

3 - вход запрета работы;

7 - нагрузка СЭП (бортовая аппаратура);

8 - датчик пороговый минимального напряжения;

9 - логический элемент m из n;

10 - логический элемент И;

11, 12₁…12_n, 13₁…13_n, 14₁…14_n - R-S триггеры;

15 - логический элемент И;

16₁…16_n, 17₁…17_n - логические элементы ИЛИ.

Экстремальный регулятор мощности БФ входит в состав стабилизатора напряжения и отдельно на фиг. 1 не показан. В силу своего принципа действия ЭРМ по разовой команде может дискретно задавать пороговое входное напряжение, отличное от номинального входного напряжения, и стабильно поддерживать это напряжение при изменении потребления БА 7 за счет соответствующего изменения величины тока заряда АБ 5, сохраняя при этом значение тока БФ постоянным. При недостаточном потреблении нагрузкой 7 вырабатываемой БФ 1 мощности ЭРМ автоматически перестает функционировать. Следует отметить, что включая в работу ЭРМ БФ можно определить координаты нескольких характерных точек ВАХ БФ. В случае применения в составе СЭП КА экстремального регулятора мощности БФ, функционирующего автоматически, в силу принципа его действия можно определить координаты только одной характерной точки ВАХ БФ.

На фиг. 2 показана типовая вольт-амперная характеристика (зависимость входного напряжения (U_БФ) от тока (I_БФ) БФ) батареи фотоэлектрической, используемой в СЭП КА. На ВАХ БФ показаны следующие характерные точки: режим короткого замыкания БФ, когда напряжение БФ равно нулю (точка а), напряжение БФ, равное выходному напряжению СЭП (точка б), рабочее напряжение БФ, соответствующее минимальной отбираемой КАС мощности БФ (точка в), номинальное напряжение в рабочей точке БФ (точка г), оптимальное (экстремальное) напряжение БФ, соответствующее ее максимальной мощности (точка д), напряжение БФ на спадающей части ВАХ, соответствующее мощности БФ, равной номинальной мощности в рабочей точке ВАХ БФ (точка е), напряжение БФ на спадающей части ВАХ, соответствующее минимальной мощности потребления нагрузки (точка ж), режим холостого хода БФ или напряжение БФ при нулевом значении тока БФ (точка и). Заштрихованные участки ВАХ соответствуют рабочим участкам, где происходит функционирование БФ без применения экстремального регулятора мощности.

На фиг. 3 приведены типовые зависимости мощности БФ от входного напряжения для двух значений температуры ФЭП, а именно при температуре примерно 20°С (график 1) и 75°С (график 2). Первый график, как правило, получают при наземных испытаниях БФ, а второй график - при штатной эксплуатации КА на световых участках орбиты КА при ориентации панелей БФ перпендикулярно на Солнце. Данные зависимости имеют нулевое значение мощности БФ в режимах короткого замыкания (точка а) и холостого хода (точка и), а также максимальное значение мощности БФ (точка д). Заштрихованный участок графика 2 соответствует участку, где происходит фактическое функционирование БФ со включенным экстремальным регулятором мощности БФ.

Из фиг. 3 видно, что при повышении температуры уменьшается максимальное значение мощности и происходит смещение ВАХ БФ в сторону меньших напряжений. Аналогичную закономерность можно наблюдать при отрицательных температурах ФЭП или деградации параметров ФЭП во времени. Таким образом, при температуре, равной приблизительно 20°С, БФ генерирует наибольшую, при прочих равных условиях, мощность. Следовательно, возникает необходимость уточнения параметров ФЭП в условиях их эксплуатации в космосе.

Управление автономной системой электропитания космического аппарата осуществляют следующим образом (фиг. 1). СЭП производится непрерывное управление стабилизатором напряжения, зарядными и разрядными устройствами, а также панелями солнечных батарей в зависимости от освещенности БФ, входного (напряжение БФ) и выходного напряжений СЭП. При этом зарядные устройства обеспечивают заряд АБ 5₁…5_n, а СН и РУ обеспечивают питание БА 7. Цепи непрерывного управления (обратной связи - ОС) ЗУ подключены к шине БФ 1, а цепи непрерывного управления (ОС) СН и РУ подключены к выходной шине СЭП (на вход БА 7).

В зависимости от степени заряженности АБ производится запрет или разрешение работы ЗУ и РУ. При достижении максимальной степени заряженности конкретной АБ сигнал с выхода "Запрет ЗУ" ее устройства контроля степени заряженности АБ (6₁…6_n на фиг. 1), с помощью R-S триггера (12₁…12_n) запрещает работу ее ЗУ. После разряда АБ до некоторого заданного уровня этот запрет снимают сигналом с выхода "Разрешение ЗУ" УКЗАБ.

При достижении минимального уровня заряженности конкретной АБ сигнал с выхода "Запрет РУ" ее УКЗАБ (6₁…6_n на чертеже), проходя через R-S триггер (14₁…14_n) и логический элемент ИЛИ (17₁…17_n), поступает на вход запрета работы соответствующего РУ. Эта АБ переводится в режим хранения. После заряда данной АБ до некоторого заданного уровня этот запрет снимают сигналом с выхода "Разрешение РУ" УКЗАБ (логические элементы ИЛИ 16₁…16_n, R-S триггеры 14₁…14_n, логические элементы ИЛИ 17₁…17_n).

В случае нештатной ориентации солнечных батарей КА на Солнце происходит нарушение энергобаланса в СЭП. Сигналы с выходов "Запрет РУ" всех УКЗБ поступают на входы логических элементов 9 (m из n) и 10 (логический элемент И).

При аварийном разряде нескольких m (m≤n) аккумуляторных батарей до минимального уровня заряженности на выходе логического элемента 9 формируется управляющий сигнал аварийной нагрузки («АН»), который выдается в бортовой комплекс управления для отключения части БА. Этот сигнал запоминается на R-S триггере 11. Запоминание снимается по внешней разовой команде (РК). При отключении БКУ части БА снижается скорость расходования энергии АБ. Остается подключенной часть БА - приборы систем терморегулирования, телеметрии и других необходимых систем. Эти приборы обеспечивают температурные режимы и контроль параметров БА 7. Появляется возможность более длительное время питать нагрузку и продолжать работы по выводу КА из нештатной ситуации. Таким образом, обеспечивается возможность использования средств бортового комплекса управления для адаптивного изменения схемы питания БА 7 в зависимости от текущего состояния энергетических возможностей СЭП.

При аварийном разряде всех n работающих АБ 5₁…5_n до минимального уровня заряженности на выходе логического элемента 10 появляется сигнал, который, проходя через логические элементы ИЛИ 16₁…16_n, R-S триггеры 14₁…14_n, логические элементы ИЛИ 17₁…17_n, снимает запрет на работу всех разрядных устройств. Далее, если аварийная ситуация продолжается, происходит синхронный разряд на оставшуюся часть нагрузки всех АБ 5₁…5_n. Имеющаяся емкость АБ используется полностью.

При дальнейшем аварийном разряде выходное напряжение системы снижается до заданного порогового значения, срабатывает датчик пороговый минимального напряжения 8, а поскольку этому предшествовало запоминание управляющего сигнала «АН» на R-S триггере 11, то его сигнал, пройдя через логический элемент И 15 и R-S триггеры (13₁…13_n) и логические элементы ИЛИ (17₁…17_n), запрещает работу всех разрядных устройств и логическим уровнем на входах элементов ИЛИ (17₁…17_n) блокирует прохождение управляющих сигналов, разрешающих работу разрядным устройствам по сигналам об уровне заряженности от УКЗАБ 6₁…6_n. Запоминание управляющего сигнала «АН» обеспечивает защиту от обесточивания БА 7 при ложном срабатывании датчика порогового минимального напряжения 8 или при его срабатывании в случае перегрузки по выходным шинам СЭП, не связанной с нарушением ориентации БФ 1 и аварийным разрядом АБ.

После восстановления ориентации БФ 1 на Солнце производят питание оставшейся включенной части БА 7 от БФ 1 через стабилизатор напряжения. Напряжение на выходе СЭП, обеспечиваемое СН, определяется соотношением мощности нагрузки 7, подключенной к выходным шинам СЭП, и мощности, генерируемой БФ 1 и определяемой степенью ее освещенности. Напряжение БФ 1 и, следовательно, напряжение БА 7 может произвольно меняться в течение неопределенного времени, до полного восстановления ориентации, в пределах от 0 до номинального значения. Включенные приборы, естественно, при этом должны сохранять свою работоспособность. Избыток мощности БФ 1 идет на заряд АБ 5₁…5_n.

Поскольку цепи непрерывного управления (обратной связи - ОС) ЗУ подключены к шине БФ, а цепи непрерывного управления (ОС) СН подключены к выходной шине СЭП, в первую очередь будет обеспечиваться питание БА 7, то есть включенные приборы системы терморегулирования, систем телеметрии, и других необходимых систем, которые обеспечат необходимые температурные режимы зарядных устройств и аккумуляторных батарей, а также контроль параметров. При нарушении ориентации БФ 1 на Солнце или уходе КА в тень питание всей БА 7 и заряд АБ 5₁…5_n прекращается. Разряд АБ 5₁…5_n не производится, так как сигнал «Запрет разряда» не снят.

При заряде какой-либо из аккумуляторных батарей 5₁…5_n до некоторого значения емкости сигнал с выхода УКЗАБ «АБ заряжена», пройдя через R-S триггер (13₁…13_n) и логический элемент ИЛИ (17₁…17_n), снимает запрет на работу своего разрядного устройства и блокировку прохождения управляющих сигналов, разрешающих работу разрядным устройствам по сигналам об уровне заряженности от УКЗАБ 6₁…6_n. СЭП переходит в штатный режим работы после заряда всех АБ 5₁…5_n или по РК.

Применение предлагаемого способа управления системой электропитания КА позволяет максимально использовать запасенную емкость АБ и обеспечить питание бортового комплекса управления для прекращения или сдерживания процесса развития аварийной ситуации, а также не допустить необратимого разряда АБ 5₁…5_n в случае нарушения энергобаланса. Кроме того, достигают уменьшения вероятности возникновения аварийной ситуации из-за нарушения энергобаланса при повышении потребления нагрузки 7 путем использования ЭРМ БФ, функционирующего автоматически, или оригинальной конструкции, позволяющей управлять режимом функционирования БФ, устанавливая различные пороговые значения входного напряжения в рабочей точке БФ. При повышении потребления БА 7 поддержание заданного напряжения в другой рабочей точке БФ осуществляют за счет принудительного уменьшения тока заряда всех АБ 5₁…5_n, таким образом, чтобы ток БФ оставался неизменным. В случае неизменного потребления БА 7 поддержание заданного напряжения в другой рабочей точке БФ осуществляют за счет соответствующего принудительного увеличения тока заряда всех АБ 5₁…5_n.

Построение фактической ВАХ БФ в процессе штатной эксплуатации КА осуществляется следующим образом. Координаты точки а выбираются одинаковыми для обеих зависимостей. Численные значения этих координат определяют в лабораторных условиях. Координаты точки б при штатной эксплуатации КА не могут быть определены, поэтому они не используются при построении ВАХ БФ. Координаты точек в, г легко определяются, поскольку эти режимы функционирования СЭП имеют место на каждом витке орбиты КА, а напряжение и ток БФ при этом регистрируются бортовой системой телеметрической информации (БСТИ). На фиг. 1 БСТИ не показана. В случае если панели не ориентированы на световом участке орбиты КА перпендикулярно на Солнце, например при движении КА в орбитальной системе координат, то построение ВАХ БФ осуществляют расчетно-экспериментальным путем, т.е. по известным значениям cosα и фактического тока БФ выполняют пересчет величины тока БФ путем деления последнего на cosα, поскольку зависимость cosα от времени прогнозируется с высокой точностью для каждого витка орбиты КА.

Координаты точки (точек) д определяют в режиме включения в работу ЭРМ БФ. В зависимости от типа ЭРМ БФ можно получить координаты одной или нескольких точек.

Координаты точек в диапазоне от е и ж определяют из телеметрической информации. При этом координаты характерных точек ВАХ БФ задают путем изменения тока нагрузки СЭП; причем в качестве переменной нагрузки используют АБ, находящиеся в режиме заряда, т.е. используют режимы отключения от заряда одной АБ, затем двух АБ, окончательно n АБ. Именно на этом участке ВАХ функционирует БФ при отключении от заряда одной или нескольких АБ. Координаты точки u также нельзя определить из-за отсутствия такого режима СЭП, их находят путем продолжения ВАХ до пересечения с осью абсцисс, каковой является входное напряжение.

После аппроксимации найденных координат характерных точек плавной линией завершается построение фактической ВАХ БФ. Полученные данные достаточны для точного изображения графика зависимости напряжения от тока БФ. Далее на этом же графике или на графике зависимости мощности БФ от входного напряжения в том же масштабе изображают эталонный соответствующий график (фиг. 3), полученный в лабораторных условиях. О степени влияния температуры БФ и деградации параметров ФЭП судят, сравнивая два графика между собой, причем в качестве количественного параметра выбирают величину уменьшения максимальной мощности БФ. При этом деградацию параметров ФЭП определяют по изменению во времени фактической ВАХ БФ, для чего повторяют последовательность этих операций периодически, например в каждые 90 суток штатной эксплуатации КА. При этом принимают допущение, что уменьшение максимальной мощности БФ из-за влияния температуры в ходе эксплуатации КА остается неизменным, а дальнейшее уменьшение мощности БФ со временем относят к деградации параметров ФЭП.

Полученные расчетно-экспериментальные данные (ВАХ БФ), а именно уменьшение максимальной мощности БФ, используют для планирования работы целевой аппаратуры и принятия решения о необходимости включения (отключения) ЭРМ БФ для повышения (снижения) мощности БФ, а также вычисления степени влияния температуры БФ и деградации параметров ФЭП на ВАХ БФ. Своевременный и правильный учет указанных изменений позволяет эксплуатировать СЭП надежно и оптимально планировать работу целевой аппаратуры без риска нарушения энергобаланса.

Таким образом, применение предлагаемого способа управления автономной системой электропитания КА позволяет существенно уменьшить вероятность возникновения аварийной ситуации из-за нарушения энергобаланса, что достигается путем периодического определения фактической ВАХ БФ и использования полученных данных для постоянного уточнения параметров ФЭП, а также принятия решения об использовании (не использования) ЭРМ БФ для повышения (понижения) мощности БФ, правильного прогнозирования энергобаланса СЭП и оптимального планирования работы целевой аппаратуры.