Результат интеллектуальной деятельности: СПОСОБ ТЕРМОРЕГУЛИРОВАНИЯ КОСМИЧЕСКИХ АППАРАТОВ С СОЛНЕЧНЫМИ БАТАРЕЯМИ

Изобретение относится к космической технике и предназначено для применения на космических аппаратах (КА) в условиях космического пространства, где необходимо поддерживать заданный температурный режим как всего КА, так и его отдельных элементов.

Известны способы пассивного терморегулирования радиационных поверхностей [1], которые осуществляются за счет использования материалов с определенными тепловыми характеристиками (радиационными и теплоизоляционными), за счет выбора соответствующей геометрической формы аппарата и его ориентации относительно Солнца и за счет использования теплоты фазовых переходов.

Основными элементами систем терморегулирования (СТР), построенных с использованием указанных способов, являются терморегулирующие покрытия и высокоэффективная экранно-вакуумная тепловая изоляция.

Пассивное терморегулирование с использованием поверхностей с определенными радиационными характеристиками и высокоэффективной тепловой изоляцией позволяет снизить внешние тепловые потоки внутрь КА (или тепловые потери в космос) и уменьшить тепловую нагрузку на функционирующие системы. Главными критериями при выборе наружных терморегулирующих покрытий для практического использования их на КА являются коэффициент поглощения солнечного излучения As и степень черноты Е, а также стабильность этих характеристик после длительного пребывания в условиях космического пространства под воздействием УФ-излучения Солнца и компонентов космической радиации.

Наиболее эффективной термоизоляцией в условиях космического полета является многослойная изоляция, набранная из радиационных экранов и теплоизоляционных прокладок. В качестве радиационных экранов используются, например, металлизированные алюминием (реже золотом) майларовые (для температур не выше 160°С) или каптоновые (для температур до 430°С) пленки [2].

Типичный пример пассивного терморегулирования на КА блочно-модульного исполнения представлен в [3].

В процессе полета указанного КА ориентация относительно Солнца носит регулярный характер. При этом один из его блоков Н-образной конфигурации с радиационными панелями «Восток» и «Запад» подвергается попеременно периодическому ежесуточно повторяемому воздействию солнечной радиации.

За счет нанесения на радиационные сотопанели покрытия типа «оптический солнечный отражатель» (ОСО) с обеспечением в течение всего заданного срока активного существования (не менее 10 лет) A_S/E<0,43 предполагается обеспечить на радиационных панелях температуры не более предельно допустимого значения 45°С. Указанное верхнее допустимое значение температур выбрано с учетом температурных режимов работы приборов, установленных на панелях.

Кроме того, на радиационных сотопанелях блока Н-образной конфигурации установлены раскрывающиеся и компактно складывающиеся механическими приводами по краям или на средине панелей теплозащитные шторки. Шторки изготовлены из послойно-комбинированного семислойного мата экранно-вакуумной теплоизоляции. При помощи указанных шторок можно:

снижать внешние тепловые потоки внутрь аппарата путем закрытия ими панелей при полете КА на освещенном участке орбиты;

уменьшать тепловые потери в космос, держа панели закрытыми шторками при полете КА на неосвещенном участке орбиты;

осуществлять терморегулирование радиационных панелей путем измерения температур в разных зонах панелей, сравнения измеренных температур с верхними и нижними значениями их допустимых пределов и открытия-закрытия шторок для поддержания температур на радиационных поверхностях между верхними и нижними предельными значениями путем периодического подвода внешних тепловых потоков к сотопанелям.

Пассивные способы терморегулирования радиационных поверхностей КА имеют определенные преимущества перед активными. Системы и устройства, реализующие пассивные способы, более надежны в эксплуатации, конструкция их, как правило, имеет и меньшую массу.

Однако активные способы терморегулирования как внутренних отсеков КА, так и их поверхностей могут поддерживать необходимый тепловой режим при изменении внешних и внутренних тепловых нагрузок в широком диапазоне. Причем точность поддержания температуры значительно выше, чем у систем, реализующих пассивные способы терморегулирования [4].

Поэтому активные способы терморегулирования используются для обеспечения теплового режима жилых отсеков пилотируемых КА, а также для термостатирования приборных отсеков со сложной и точной электронной аппаратурой.

При использовании активных способов терморегулирования применяются системы с циркуляцией хладагента, с изменением теплового сопротивления (между внутренним объемом отсеков и их оболочкой), нагреватели и термостаты, биметаллические приводы для управления жалюзи, термостатические и другие устройства.

В СТР с принудительной циркуляцией жидкости (или газа) в замкнутых контурах тепло от охлаждаемых источников передается к жидкости, которая затем охлаждается на радиационных поверхностях, сбрасывающих тепло излучениям в космическое пространство. Наиболее часто для указанных целей в качестве радиационных поверхностей используются радиаторы-конденсаторы. Причем указанные радиаторы-конденсаторы могут быть выполнены как жидкостными, так и на основе тепловых труб (ТТ).

Системы с ТТ более эффективны в тепловом отношении, более надежны и имеют меньший вес по сравнению с аналогичными системами без тепловых труб, поскольку сами ТТ по сравнению с обычно применяемыми элементами СТР (теплообменниками, насосами и т.д.) имеют ряд существенных преимуществ:

не требуются затраты энергии на прокачку теплоносителя;

трубы более надежны и бесшумны в связи с отсутствием движущихся частей;

не требуются дополнительные регулирующие приборы, так как могут применяться саморегулирующие трубы;

радиаторная панель с использованием тепловых труб более надежна (меньше уязвимость радиатора при попадании метеора);

способны обеспечить высокую теплопроводность между источниками тепла и стоками, что дает возможность использовать меньше поверхности и, следовательно, снизить вес.

С использованием ТТ созданы различные устройства, определяющие радиационные поверхности КА, такие как радиационные панели с размещенными на них приборами (см., например, [3]), охлаждаемыми ТТ опорами с радиационными поверхностями в виде башмаков на челночных КА [5] и др.

Обычная ТТ переменной теплопроводности способна поддерживать собственную температуру на постоянном уровне, несмотря на то, что подводимая тепловая мощность и окружающие условия изменяются. Если тепловое сопротивление между ТТ и тепловым источником мало, то температура источника будет также примерно постоянной.

На практике это сопротивление нередко оказывается достаточно большим, вследствие чего температура источника будет изменяться в более широком диапазоне, чем температура ТТ.

Эти колебания температуры источника могут быть значительно уменьшены при регулировании по обратной связи. Наиболее часто применяемый способ регулирования по обратной связи - электрический. Системы регулирования с электрической обратной связью включают термистор, электронный блок управления и электронагреватель.

Таким образом, существует в космической технике широкий спектр конструкций радиационных поверхностей с использованием активных способов терморегулирования. Как правило, для указанного терморегулирования используется бортовая электрическая энергия аппаратов. Затраты электроэнергии связаны с подводом тепла к радиационным поверхностям для поддержания температурного режима работы приборов, установленных на радиационных панелях, для предотвращения замерзания жидкостного теплоносителя в контурах радиаторов-конденсаторов и других случаев.

В качестве прототипа изобретения предлагается избрать способ терморегулирования различных обогреваемых радиационных поверхностей и элементов конструкции КА, для реализации которого необходимо производить затраты бортовой электрической энергии КА, генерируемой солнечными батареями (СБ), см. [3]. По существующей классификации в СТР указанный способ относится к активным способам и системам терморегулирования КА.

Суть способа заключается в том, что в зонах терморегулирования КА производят измерение температур, далее производят сравнение измеренных температур с верхними и нижними значениями их допустимых пределов. При выходе температур на предельные нижние значения осуществляют подвод тепла к зонам терморегулирования КА путем превращения электрической энергии в тепловую. Подвод тепла прекращают при достижении измеренными температурами верхних предельных значений.

Недостаток способа-прототипа заключается в том, что в моменты времени расходования электрической энергии на подогрев КА не учитывается ориентация СБ на Солнце.

Когда генерируемая на борту электроэнергия превышает потребляемую, в том числе расходуемую и на указанный подогрев, ситуация не является критической. Срок активного существования КА на орбите определяется номинальным временем эксплуатации (годами).

В случае бортового потребления от вторичных источников питания (аккумуляторов) срок активного существования КА на орбите определяется «резервным» временем - интервалом от момента времени, определяющего текущий запас электроэнергии в аккумуляторах (АК) до момента времени полного расходования на бортовое электропотребление.

Если срок активного существования КА на орбите определяется годами, то указанное «резервное» время определяется часами.

Учитывая то, что на работу СТР КА расходуется примерно 1/4 от общего бортового потребления электроэнергии, актуальной становится задача по увеличению «резервного» времени КА за счет исключения или уменьшения нагрузки на бортовую систему электроснабжения (СЭС) в критических ситуациях - при переходе СЭС на работу от вторичных источников электроэнергии - за счет исключения или уменьшения нагрева радиационных поверхностей и элементов конструкции КА. При этом текущие значения температур аппарата должны находиться в допустимых номинальных пределах.

Кроме того, подключение вторичных источников питания к бортовой нагрузке приводит к необходимости дополнительного проведения зарядно-разрядных циклов. Указанные циклы относятся к числу основных ресурсных параметров и по мере их выработки, как правило, уменьшается величина разрядной энергии АК.

Предлагаемое изобретение направлено на исключение возможных подключений АК электроэнергии под нагрузку при изменениях в ориентации СБ на Солнце, приводящих к превышению потребляемой электроэнергией над генерируемой СБ КА.

Указанный технический результат достигается тем, что в способе терморегулирования КА с СБ, включающем измерение температур в зонах терморегулирования КА, сравнение измеренных температур с верхними и нижними значениями их допустимых пределов и подвод тепла к указанным зонам путем превращения электрической энергии в тепловую при достижении измеренными температурами предельных нижних значений и до момента достижения указанными температурами верхних предельных значений, в процессе текущего полета КА измеряют потребление электроэнергии на различных типовых интервалах полетного времени, далее перед выполнением КА программы полета заданной продолжительности разбивают ее на указанные типовые интервалы полетного времени, для которых по измеренным ранее значениям прогнозируют потребление электроэнергии, прогнозируют для этих же интервалов полетного времени ориентацию СБ на Солнце, по результатам прогноза ориентаций СБ на Солнце и измеренным ранее значениям генерируемой электроэнергии для различных указанных ориентаций определяют значения генерируемой электроэнергии на типовых интервалах, сравнивают прогнозируемые значения потребляемой электроэнергии с определенными по прогнозу значениями генерируемой электроэнергии на одних и тех же типовых интервалах полетного времени, по результатам сравнения разделяют полетное время КА заданной продолжительности на участки с интервалами, для которых генерируемая электроэнергия превысила потребляемую, равна потребляемой и меньше потребляемой электроэнергии, далее для участков с генерируемой электроэнергией, меньшей чем потребляемая, определяют зоны терморегулирования КА, в которых производят регулирование температур за счет превращения электроэнергии в тепловую энергию, и для указанных зон во время полета КА на предшествующих участках, где генерируемая электроэнергия больше потребляемой, поддерживают температуры на верхних уровнях вплоть до достижения верхних предельных значений путем подвода тепловой энергии за счет преобразования разности указанных энергий в тепловую энергию, далее в процессе полета КА на спрогнозированных участках, по мере уменьшения генерируемой электрической энергии при изменении текущей ориентации СБ на Солнце, производят коррекцию температур путем их понижения в указанных зонах вплоть до нижних предельных значений и достижения при этом равенства генерируемой и потребляемой электроэнергии, далее по мере увеличения генерируемой электроэнергии в процессе изменения ориентации СБ на Солнце и превышения ею потребляемой электроэнергии, производят коррекцию температур в зонах терморегулирования, начиная с наиболее низких величин, путем их повышения вплоть до достижения верхних предельных значений и достижения при этом равенства генерируемой и потребляемой электроэнергий и по мере изменения величин генерируемой электроэнергии повторяют циклы коррекции температур в зонах терморегулирования КА вышеуказанным образом, а после завершения текущей программы полета заданной продолжительности и до начала следующей программы полета производят очередную разбивку на определенные вышеуказанным образом участки, при этом используют для прогноза измеренные значения потребляемой и генерируемой электроэнергии на типовых выполненных интервалах программы полета и далее повторяют цикл терморегулирования КА вышеуказанным образом.

Для объяснения сущности предлагаемого изобретения представлены фиг.1-фиг.7.

На фиг.1 условно изображена схема одной из радиационных панелей КА.

На фиг.2 показан график суточных значений тока нагрузки КА (I_н) до аккумулирования тепловой энергии в зонах терморегулирования КА.

На фиг.3 показан суточный график углов ориентации СБ на Солнце.

На фиг.4 показан график значений тока (I_СБ), генерируемого СБ КА в течение суток в соответствии с суточным графиком углов ориентации СБ на Солнце.

На фиг.5 показан график температур в i-x зонах панели (Т_зi) в процессе аккумулирования тепловой энергии.

На фиг.6 показан график суточных значений тока нагрузки КА при аккумулировании тепловой энергии в зонах терморегулирования КА.

На фиг.7 показан график температур в зонах кронштейнов установки стационарных плазменных двигателей (СПД).

На фиг.1 представлены:

1 - радиационная панель, с i-ми зонами, где i=1...8;

2_i - приборы, установленные на панели в i-x зонах;

3_i - ТТ, установленные на панели в i-x зонах;

4_i - электронагреватели (ЭН) установленные на ТТ в i-x зонах;

5_i - температурные датчики (ТД), установленные на панели в i-x зонах;

6 - поперечные ТТ.

Для описания сущности изобретения возьмем один из наиболее типичных случаев терморегулирования КА - терморегулирование радиационных панелей. Указанные панели нашли широкое применение на КА с солнечно-земной ориентацией на круговых и высокоэллиптических орбитах.

Радиационные поверхности выполнены в виде сотопанелей и являются одновременно радиаторами «южной» и «северной» сторон КА (см., например, [3]).Рассмотрим терморегулирование одной из радиационных сотопанелей геостационарного спутника, см. фиг.1.

Как видно из фиг.1, температурный режим каждой i-й зоны обеспечивается двумя ТТ_i, 3_i, контроль температуры в зоне осуществляется тремя ТД_i, 5_i, на каждой ТТ_i установлено по одному ЭН, 4_i. Выравнивание температуры между зонами осуществляется при помощи поперечных ТТ 6. Контроль теплового режима в i-x зонах панели заключается в сравнении фактически полученных значений показаний ТД_i, 3_i, с заданным температурным диапазоном для каждого из них.

Для управления работой ЭН от бортового контура управления КА (см., например, [7]) предусмотрены команды по включению и выключению групп ЭН от бортовой цифровой вычислительной системы (БЦВС) по показаниям ТД_i, 5_i, установленных в i-x, i=1...8 зонах панели. Управление ЭН зоны осуществляется БЦВС по среднему температурному параметру показаний датчиков температуры зоны.

Алгоритм СТР автоматики управляет работой ЭН зоны электрообогрева в соответствии со следующей логикой:

- в исходных массивах температур на каждом такте опроса выявляются неработоспособные и заблокированные датчики температур, которые исключаются из анализа для формирования команд на управление ЭН;

- для работы алгоритма по каждой зоне электрообогрева задаются параметры канала управления ЭН - номинальные значения температур для включения ЭН, а также нижние и верхние их предельные значения для терморегулирования.

Основные ЭН включаются при достижении измеренным значением температуры заданного для нее номинального значения. Далее происходит разогрев зоны до верхнего предельного значения температуры (максимального значения) и отключение ЭН. Повторные включения основных ЭН производятся при понижении температуры в зоне до номинального значения. При этом в случае, когда основные ЭН не обеспечивают достижения верхних предельных значений температур и температуры понижаются в зонах до нижних предельных (минимальных) значений, дополнительно включают резервные ЭН. Выключение основных и резервных ЭН производится при достижении в зонах верхних предельных значений температур.

Для дальнейших пояснений выберем типовые сутки полета КА геостационарного спутника связи (ГСС).

Измеренные значения тока нагрузки I_н ГСС в течение суток представлены на фиг.2. При этом в состав тока входят составляющие от потребления полезной нагрузки (ПН), бортовой аппаратуры (БА) и ЭН. Составляющая, характеризующая работу ПН, практически близка к постоянной величине (например, за счет непрерывного включения стволов бортового ретрансляционного комплекса). Переменные значения I_н содержит за счет включения БА и ЭН.

Бортовое потребление электроэнергии компенсируется током, генерируемым СБ (I_СБ), который, в свою очередь, является функцией углов между нормалью к рабочей поверхности батарей и направлением на Солнце. Для двух поворотных СБ (см.[3]) КА, находящегося постоянно в орбитальной ориентации, указанный ток является функцией углов поворота α₁ и α₂ первой и второй батарей соответственно, I_СБ=f(α₁, α₂). При избытке генерируемой электроэнергии на борту КА над потребляемой, что всегда характерно для начала полета КА, СБ могут выполнять и другие функции на борту. Например, могут играть роль движителя для ГСС или исполнительного органа, создающего разгрузочные моменты для системы установленных на борту КА силовых гироскопов (см. [8, 9]). В первом случае используются силы светового давления на поверхность СБ для коррекции орбиты («солнечный парус»), а во втором, те же силы, дополненные другими (например, силами от взаимодействия собственного магнитного момента СБ с магнитным полем Земли), создают управляющий момент КА.

В каждом из указанных случаев эффект достигается за счет отворота СБ от направления на Солнце. Для примера рассмотрим случай формирования на КА при помощи СБ и управляющих сил и моментов, что позволяет не только обеспечить заданное изменение характеристической скорости, но и управление кинетическим моментом [8].

В соответствии с логикой, заложенной в [8], производится расчетный прогноз ориентации СБ на Солнце на предстоящие сутки полета.

Результаты указанного прогноза показаны на фиг.3, где углы α₁ и α₂ представлены числом поворотных зон каждой из СБ (одна дискрета составляет угол поворота ˜2,8°). Для указанного режима необходима также «перекладка СБ» по углам α₁ и α₂ (развороты с исходного положения на углы ˜90°).

По результатам прогноза положения СБ определяем значения генерируемого ими тока I_СБ на интервале предстоящих суток (см.фиг.4). Определение можно производить как расчетным путем (см. [10], стр.109), так и на основе прогноза по измеренным значениям указанного тока, полученным, например, в предыдущие сутки полета ГСС.

Сравним по току при постоянном значении напряжения в сети ˜28В измеренные значения потребляемой энергии с прогнозируемыми ее значениями, генерируемыми СБ.

Как видно из фиг.2 и фиг.4 на участках полетного времени ˜16:00 до ˜16:30 и с ˜18:30 до ˜19:30 текущих суток приход электроэнергии может оказаться меньше расхода, что, в свою очередь, приведет к «нарушению энергобаланса» и потребует за этим включения АК. Кроме того, при проведении указанной сравнительной оценки необходимо иметь в виду дополнительный запас электроэнергии на «различного рода неопределенности». Под указанными «...неопределенностями» понимаются дополнительные непрогнозируемые включения БА, а также возможные пиковые колебания тока нагрузки. Например, включение резервной БА при нештатных ситуациях в служебных системах и в ПН могут привести к повышению I_н. Оценки, проведенные для указанного КА, потребуют указанного «запаса по току», равного не менее 4 А.

С учетом указанного запаса под предельные по току попадают участки полетного времени с ˜10:45 до ˜11:30 и с ˜13:45 до ˜14:30.

В указанных сутках можно определить также участки примерного равенства (с учетом запаса) по потреблению БА, ПН, ЭН электроэнергии и ее генерированию при помощи СБ (с ˜16:30 до ˜18:30), а также участки с превышением генерируемой электроэнергии над потребляемой (все неупомянутые ранее участки на указанном интервале полетного времени). На всех указанных участках производится периодическое включение ЭН в i-x зонах панели (см. фиг.1).

Пусть, например, для первых двух участков (с ˜10:45 до ˜11:30 и с ˜13:45 до ˜14:30) происходит включение ЭН в зонах 1-5 (см. фиг.1). Допустимый диапазон терморегулирования по предельным значениям составляет от 0°С до 35°С. Предлагается исключить работу указанных ЭН на интервале полетного времени с ˜10:45 до ˜14:30, тем самым уменьшить нагрузку в среднем на ˜4 А.

С этой целью до момента времени начала указанного интервала производим настройку работы указанных ЭН в первой-пятой зонах, например, на номинальные значения 20°С и на ширину зоны для работы ±5°С. Таким образом, нагреватели будут работать при значениях температур в диапазоне 15°С...25°С. Далее, с учетом градиента роста температур в указанных зонах выбираем время их включения за ˜4 часа до входа в заданный полетный интервал. Включаем их в установленное время (˜05:00 на рассматриваемом интервале) и производим аккумулирование тепла в указанных зонах. В ˜09:15 производим перенастройку работы тех же ЭН на номинальное значение 5°С и на ширину зоны для работы ±5°С. Поскольку новая настройка в 5°С ниже 20°С предыдущей настройки, все ЭН выключаются и будут находиться в таком положении до достижения номинальной температуры нижней настройки в 5°С (включение ЭН производится по номиналу настройки).

Экспериментальные графики изменения температур Т_зi в указанных зонах и тока нагрузки I_н показаны соответственно на фиг.5, и фиг.6. Как видно из фиг.5, в процессе разогрева произошло увеличение температур в зонах с ˜4°С...˜10°С до ˜17°С...˜22°С. Увеличению температур соответствует и увеличение тока нагрузки I_н, см. фиг.6. Как видно из графиков на фиг.5, включение ЭН произойдет гораздо позже времени 19:30, т.е. за интервалом «энергонапряженного» участка.

Для уменьшения тока нагрузки на интервале с 16:00 и до 16:30, в 14:30 включались два ЭН, установленных в зонах кронштейнов СПД. Допустимый диапазон термостатирования для указанных элементов конструкции от 0°С до 35°С. Аналогичным образом производится аккумулирование тепла для прохождения последующего «энергонапряженного» участка.

Разогрев КА в зонах терморегулирования, в указанных примерах, приводился с необходимой достаточностью для решения поставленной задачи по разблокированию «энергонапряженных» участков и недопущению включения АК.

В случае разных условий ориентации поворотных СБ на Солнце, настройку СТР КА необходимо производить по иному. Для других случаев установки СБ (увеличения их количества, изменение условий эксплуатации, отсутствие систем ориентации СБ и т.д.) на КА, а также исходя из других условий полета КА (наличие «теневых» участков орбиты, различных ориентаций и т.д.) необходимо учитывать все факторы, влияющие как на приход электроэнергии от СБ, так и на работу ЭН СТР КА.

В общем случае необходимо имеющийся положительный баланс электрической энергии, генерируемой СБ, превращать в тепловую энергию с целью дальнейшего уменьшения востребованности электроэнергии на терморегулирование КА. Далее необходимо обеспечивать равенство между генерируемой и потребляемой электроэнергией путем отвода тепловой энергии за счет поддержания температур в зонах терморегулирования на нижних предельных значениях.

По мере получения положительного баланса между генерируемой и потребляемой электроэнергией повторно превращаем электроэнергию в тепловую форму энергии. При этом необходимо, в первую очередь, поднимать температуру в зонах с наиболее низкими величинами температур.

Такая стратегия позволяет более равномерно обеспечивать термостатирование КА в целом, не допуская чрезмерного «захолаживания» его отдельных зон и элементов конструкции. В свою очередь это позволяет обеспечивать более равномерную работу СТР в целом, а также «выровнять» ток нагрузки КА. Суммарная мощность нагревателей СТР (для рассматриваемого примера) более чем в два раза может быть выше мощности СБ. Поэтому необходимо, по возможности, распределять работу ЭН в течение суток, не создавая локальных перегрузок СЭС от их работы. Указанная стратегия управления позволяет это делать.

Так, в рассмотренном примере, как видно из фиг.7, в ˜16:30 произошло включение ЭН на одном из кронштейнов ГД. Провести указанное действие «позволил» ток I_СБ, который к этому времени увеличился более чем на 5А (см. фиг.4). В принципе диапазон термостатирования на указанном элементе конструкции позволял понижать температуру до предельно низкого уровня (до 0°С). Последующий полетный интервал не требовал дальнейшего аккумулирования тепла для достижения указанных выше целей, поэтому до верхних предельных значений температур повторный разогрев производить в данном случае было нецелесообразно. Необходимо отметить, что при соблюдении принципа необходимой достаточности экономится ресурс самих ЭН - по числу включений и по продолжительности их работы.

Циклы подвода-отвода тепловой энергии в зонах терморегулирования повторяются вышеуказанным образом. При этом каждый раз производится их уточнение по прогнозу для угловой ориентации СБ на Солнце. Градиенты роста температур в зонах и на элементах конструкции КА с достаточной степенью точности прогнозируются по результатам летной эксплуатации аппарата. Для этого используется, например, анализ телеметрической информации КА, полученной от ТД.

Номинальная мощность ЭН для прогноза электропотребления от их включения также заранее известна.

Положительный основной эффект предлагаемого способа заключается прежде всего в экономии ресурса электрохимических АК по числу возможных зарядно-разрядных циклов. Известно, что динамика деградации указанных аккумуляторов во многом определяется числом указанных циклов, прописанных в технических условиях на эксплуатацию.

Как видно из рассмотренного примера, применяя предложенное техническое решение, удастся избежать как минимум двух непродолжительных зарядно-разрядных циклов в сутки. В год указанная цифра может иметь запредельную величину, которая не позволит использовать СБ для управления движением КА. В результате для выполнения динамических операций потребуется дополнительный расход рабочего тела.

Кроме того, указанный режим эксплуатации СЭС, с отворотом СБ от направления на Солнце, в целом для системы более благоприятный. Аппаратуре регулирования и контроля СЭС приходится в меньших количествах превращать в тепловую невостребованную генерируемую электроэнергию, что, в свою очередь, приводит к меньшим тепловым нагрузкам на приборный состав СЭС и другим преимуществам в работе системы.

Таким образом, в общей стратегии управления КА использование предлагаемого способа позволяет производить гибкое перераспределение располагаемых ресурсов внутри КА, а также производить их рациональное использование, что, в конечном счете, увеличивает срок эксплуатации КА в целом.

Литература

1. Космические аппараты, под редакцией К.П.Феоктистова. М.: Воениздат, 1983, с.200.

2. Двухмерная теплопроводность многослойной тепловой изоляции. Обзор ГОНТИ-4. 1972.

3. Е.А.Ашурков и др. Космический аппарат блочно-модульного исполнения. Патент РФ 2092398, по классу B 64 G 1/10.

4. А.С.Елисеев. Техника космических полетов. М.: Машиностроение, 1983.

5. Heat Pipe Application for the space Shuttle, AIAA Paper, 1972, № 272.

6. К.А.Коптелов и др. Система терморегулирования. Патент РФ 2168690, по классу F 28 D 15/02, от 25.08.1999.

7. Система обеспечения теплового режима КА. 300ГК. 50Ю 0000 А202-0 ТО. РКК "Энергия" им. С.П.Королева, 2002.

8. А.В.Богачев и др. Способ формирования управляющих воздействий на космический аппарат с силовыми гироскопами и поворотными солнечными батареями. Патент РФ 2207969, от 08.05.2001.

9. А.В.Богачев и др. Способ формирования управляющих моментов на космический аппарат с силовыми гироскопами и поворотными солнечными батареями и система для его осуществления. Патент РФ 2196710, от 28.02.2001.

10. В.А.Грилихес, П.П.Орлов, Л.Б.Попов. Солнечная энергия и космические полеты. М.: Наука, 1984.