УСТРОЙСТВО ДЛЯ ЗАСВЕТКИ ФОТОЭЛЕКТРИЧЕСКИХ ПРЕОБРАЗОВАТЕЛЕЙ СОЛНЕЧНОЙ БАТАРЕИ КОСМИЧЕСКОГО АППАРАТА
DEVICE TO ILLUMINATE PHOTOELECTRIC CONVERTERS OF SPACESHIP SOLAR BATTERY

Изобретение относится к наземному технологическому оборудованию изделий космической техники, а более конкретно к устройствам для засветки фотоэлектрических преобразователей солнечных батарей космического аппарата, и может быть использовано при проверке работоспособности фотоэлектрических преобразователей солнечных батарей и контроле целостности цепей съема электрической энергии с солнечных батарей при подготовке на космодроме космических аппаратов различного назначения.
Известно устройство для засветки фотоэлектрических преобразователей солнечных батарей космического аппарата, содержащее закрепленные на стационарных или подвижных рамах осветители большой суммарной мощности (порядка 30-40 кВт), установленные напротив находящихся в рабочем положении солнечных батарей космического аппарата. В качестве осветителей используются вольфрамовые лампы накаливания мощностью примерно 500 Вт каждая (см., например, Осветитель. Техническое описание и инструкция по эксплуатации. ЖЦИШ.676755.001.ТО, 1986 г., предприятие «Квант», стр.7, 8).
Недостатком данного устройства для засветки фотоэлектрических преобразователей солнечных батарей космического аппарата является то, что используемое оборудование является крупногабаритным и требует для его размещения отчуждения значительной площади помещения.
Кроме того, даже при продолжительности непрерывной работы вольфрамовых ламп накаливания такой мощности, составляющей всего несколько минут, происходит значительный нагрев фотоэлектрических преобразователей солнечных батарей и повышение температуры окружающего воздуха на рабочем месте, что может привести к выходу из строя фотоэлектрических преобразователей солнечных батарей и создает тяжелые условия для работы обслуживающего персонала.
Отрицательно на работоспособность обслуживающего персонала влияет и высокая освещенность на рабочем месте засветки, создаваемая при работе значительного количества вольфрамовых ламп накаливания большой мощности. На практике при нормативной освещенности рабочего места, составляющей примерно 400 лк, освещенность данного рабочего места при использовании вышеописанного устройства для засветки солнечных батарей космического аппарата достигает величины порядка 2000 лк.
Известно также устройство для засветки фотоэлектрических преобразователей солнечной батареи космического аппарата по патенту РФ №2375270 от 10.12.2009 г., содержащее кожух корытообразной формы, снабженный элементами крепления кожуха к каркасу солнечной батареи и закрывающий в плане солнечную батарею, оптические импульсные электрические излучатели, закрепленные внутри кожуха со стороны фотоэлектрических преобразователей солнечной батареи и размещенные в ячейках кожуха, образованных пересекающимися ребрами.
Использование данного устройства нецелесообразно для проведения засветки фотоэлектрических преобразователей секционных (раскрывающихся) солнечных батарей. Это связано с тем, что в раскрытом положении отдельные секции (раскрывающихся) солнечных батарей находятся в подвешенном (обезвешенном) на пружинах состоянии. Пружины крепятся к балкам стационарной или переносной системы обезвешивания. Навеска устройства для засветки фотоэлектрических преобразователей солнечных батарей на отдельную раскрытую секцию (панель) солнечной батареи приведет к появлению дополнительной (наседающей) нагрузки на подвешенную на пружине (пружинах) секцию (панель) солнечной батареи, а соответственно к ее проседанию и перекосу смежных, вывешенных на пружинах, секций (панелей) солнечных батарей. Это вызовет дополнительные деформации в шарнирных узлах сочленения смежных секций солнечных батарей и, как следствие, снижение надежности раскрытия секций солнечных батарей в условиях реального космического полета.
Кроме того, с целью исключения недопустимого нагрева фотоэлектрических преобразователей солнечной батареи и оптических импульсных электрических излучателей продолжительность воздействия оптического импульса на фотоэлектрические преобразователи солнечной батареи ограничивается, на практике, периодом времени не более 10-20 с. В ряде случаев столь короткого периода времени бывает недостаточно для снятия необходимых характеристик, и засветку фотоэлектрических преобразователей солнечной батареи приходится повторять после остывания элементов до требуемой температуры.
Задачей (целью) предлагаемого изобретения является расширение функциональных возможностей (обеспечение проверки работоспособности (засветки) фотоэлектрических преобразователей секционных (раскрывающихся) солнечных батарей и контроля целостности цепей съема электрической энергии с них при проведении контрольных включений бортовой аппаратуры космического аппарата на техническом комплексе космодрома) и улучшение эксплуатационных характеристик (снижение электропотребления и увеличение срока службы) устройства для засветки фотоэлектрических преобразователей солнечной батареи космического аппарата.
Поставленная цель в предлагаемом устройстве достигается тем, что на кожухе устанавливается гофрированный чехол, выполненный из светонепроницаемого материала. На торце чехла закрепляется рамка, размещенная с возможностью ее взаимодействия с каркасом солнечной батареи по периметру каркаса. Кожух снабжается опорными регулируемыми по высоте стойками. С целью уменьшения потерь светового потока, связанных с его рассеиванием на внутреннюю поверхность кожуха наносится светоотражающее покрытие. Для исключения недопустимого нагрева фотоэлектрических преобразователей солнечной батареи и оптических импульсных электрических излучателей (светодиодов) внутри кожуха устанавливаются вентиляторы (кулеры-охладители).
Предлагаемое устройство поясняется на фиг.1-12.
На фиг.1 показан общий вид предлагаемого устройства в транспортном положении (на технологической подставке).
На фиг.2 представлен общий вид предлагаемого устройства в рабочем (при проведении засветки фотоэлектрических преобразователей раскрытой секции солнечной батареи) положении.
На фиг.3 изображен вид А согласно фиг.1.
На фиг.4 показан вид Б согласно фиг.2.
На фиг.5 представлен разрез В-В согласно фиг.4.
На фиг.6 изображен вид Г согласно фиг.5.
На фиг.7 показана объемная модель предлагаемого устройства в транспортном положении.
На фиг.8 представлена объемная модель предлагаемого устройства в рабочем (при проведении засветки фотоэлектрических преобразователей раскрытой секции солнечной батареи) положении.
На фиг.9 изображен выносной элемент Д согласно фиг.7.
На фиг.10 показан выносной элемент Е согласно фиг.8.
На фиг.11 представлен выносной элемент Ж согласно фиг.8.
На фиг.12 изображен выносной элемент И согласно фиг.4.
Предлагаемое устройство содержит кожух 1 (фиг.1, 3, 7) корытообразной формы с транспортировочными элементами крепления 2 (фиг.3, 9) кожуха 1 к каркасу 3 (фиг.9) секции 4 (фиг.1) солнечной батареи 5 (фиг.2, 8). Внутри кожуха 1 закреплены (элементы крепления на чертеже условно не показаны) оптические импульсные электрические излучатели 6 (фиг.5, 6), в качестве которых возможно использование либо галогенных ламп, либо светодиодов, размещенные в ячейках 7 (фиг.5, 6), образованных пересекающимися ребрами 8 (фиг.5). На кожухе 1 установлен гофрированный чехол 9 (фиг.4, 9, 10), выполненный из светонепроницаемого материала. На торце 10 (фиг.12) чехла 9 закреплена (элементы крепления на чертеже условно не показаны) рамка 11 (фиг.12), размещенная с возможностью ее взаимодействия с каркасом 3 солнечной батареи 5 по периметру каркаса 3. Кожух 1 снабжен опорными регулируемыми (по высоте) стойками 12 (фиг.2, 8). На внутреннюю поверхность 13 (фиг.6) кожуха 3 нанесено светоотражающее покрытие (не показано). Внутри кожуха 1 установлены вентиляторы (кулеры-охладители) 14 (фиг.5, 6).
Предлагаемое устройство функционирует следующим образом.
Перед отправкой космического аппарата 15 (фиг.1) с завода-изготовителя на космодром предлагаемое устройство переводится в транспортное положение. Для этого кожух 1 устанавливается (фиг.1, 7) на наружную (в сложенном «гармошкой» положении) секцию 4 солнечной батареи 5 космического аппарата 15 (фиг.1) со стороны фотоэлектрических преобразователей 16 (фиг.2, 8) и фиксируется к каркасу 3 солнечной батареи 5 посредством транспортировочных элементов крепления 2. При этом гофрированный чехол 9 будет находиться в сжатом состоянии (фиг.9). Опорные регулируемые (по высоте) стойки 12 складываются (фиг.3) и крепятся (элементы крепления на чертеже условно не показаны) снаружи кожуха 1.
При укладке секций 4 солнечной батареи 5 космического аппарата 15 в транспортном положении не «гармошкой», а, например, «коробочкой» предлагаемое устройство крепится к одной из секций 4 солнечной батареи 5. При этом фотоэлектрические преобразователи 16 других секций 4 защищаются от механических повреждений обычными технологическими крышками (не показаны).
Таким образом, в транспортном положении предлагаемое устройство выполняет функцию защитной технологической крышки и при этом, учитывая, что при транспортировке космического аппарата секции 4 солнечной батареи 5 крепятся к космическому аппарату 15 механическими замками (не показаны), исключается недопустимое механическое воздействие (от массы предлагаемого устройства) на шарниры 17 (фиг.2) взаимного соединения смежных секций 4 солнечной батареи 5.
После прибытия на технический комплекс космодрома космический аппарат 15 выгружается из транспортировочного контейнера (не показан) и устанавливается на технологическую подставку 18 (фиг.2, 8).
Опорные регулируемые (по высоте) стойки 12 открепляются (элементы крепления на чертеже условно не показаны) от кожуха 1 и переводятся в рабочее положение (до опирания роликов 19 (фиг.2, 4, 11) о пол помещения) и фиксируются в данном положении (элементы фиксации на чертеже условно не показаны).
Затем демонтируются транспортировочные элементы крепления 2 кожуха 1 к каркасу 3 секции 4 солнечной батареи 5 космического аппарата 15. Кожух 1 откатывается (на роликах 19) от космического аппарата 15.
Устанавливается система обезвешивания 20 (фиг.2, 8), и производится раскрытие (обезвешенных) секций 4 солнечной батареи 5.
Кожух 1 подкатывается (на роликах 19) к одной из секций 4 солнечной батареи 5 и устанавливается напротив секции 4 на определенном расстоянии (порядка 20-30 см). Ролики 19 фиксируются (фиксаторы на чертеже условно не показаны) от самопроизвольного вращения.
Рамка 11 подводится к каркасу 3 секции 4 солнечной батареи 5 и крепится к каркасу 3 технологическими элементами крепления 21 типа прижимов-«прищепок» (фиг.10, 12). При подведении рамки 11 к каркасу 3 происходит растяжение гофрированного чехла 9, выполненного из светонепроницаемого материала.
Следует отметить, что после крепления рамки 11 к каркасу 3 передача дополнительного усилия на секцию 4 будет практически отсутствовать ввиду того, что связь рамки 11 с каркасом 3 обеспечивается (нежестким) гофрированным чехлом 9, находящемся в частично растянутом положении.
После этого проводится собственно процесс засветки фотоэлектрических преобразователей 16 секции 4 солнечной батареи 5. Для этого подключается источник электропитания (не показан).
При работе оптических импульсных электрических излучателей 6 отвод тепла от них (с целью исключения выхода из строя ввиду недопустимого нагрева) обеспечивается за счет включения вентиляторов 14.
После проведения засветки демонтируются технологические элементы крепления 21 рамки 11 к каркасу 3 секции 4 солнечной батареи 5. Гофрированный чехол 9 сжимается (при этом рамка 11 отходит от каркаса 3 секции 4 солнечной батареи 5). Ролики 19 расфиксируются (фиксаторы на чертеже условно не показаны) и кожух 1 отводится от секции 4 солнечной батареи 5 космического аппарата 15.
Возврат кожуха 1 на завод-изготовитель проводится в порожнем транспортировочном контейнере (не показан) космического аппарата. При этом опорные регулируемые стойки 12 расфиксируются (элементы фиксации на чертеже условно не показаны), складываются и крепятся (элементы крепления на чертеже условно не показаны) к кожуху 1 по его периметру.
Предлагаемое устройство позволяет обеспечить проверку работоспособности (засветку) фотоэлектрических преобразователей секционных (раскрывающихся) солнечных батарей и контроль целостности цепей съема электрической энергии с них при проведении контрольных включений бортовой аппаратуры космического аппарата на техническом комплексе космодрома после транспортировки космического аппарата с завода-изготовителя.
Проведенные конструктивные проработки и предварительные эксперименты показали высокую технико-экономическую эффективность предлагаемого устройства для засветки фотоэлектрических преобразователей солнечной батареи космического аппарата.
Так, например, при засветке фотоэлектрических преобразователей секции солнечной батареи размерами 1000 мм ×1000 мм предлагаемое устройство будет иметь следующие основные характеристики:
- масса устройства - 20 кг;
- суммарная мощность оптических импульсных электрических излучателей - 1,2 кВт;
- суммарный световой поток - 89640 лм.
Использование же в предлагаемом устройстве системы охлаждения, исполнительными органами которой являются вентиляторы (кулеры-охладители), обеспечивает существенное снижение рабочей температуры оптических импульсных электрических излучателей (светодиодов), что исключает их недопустимый перегрев и существенно увеличивает их срок службы (ресурс).
Таким образом, предлагаемое устройство имеет существенные отличия от ранее известных устройств для засветки фотоэлектрических преобразователей солнечных батарей космических аппаратов и позволяет расширить их функциональные возможности и эксплуатационные характеристики.