Электрореактивная двигательная установка на базе ПИД для коррекции орбиты космического аппарата, страница 3

,                                              (1.1)

 м/c, где  км-радиус Земли;

 км-высота орбиты ИСЗ.

Время полного оборота спутника со скоростью движения на круговой орбите определяется выражением:

,                                         (1.2)

с.

1.1.1  Расчет времени светового и теневого участков орбиты

Космический летательный аппарат, двигаясь по круговой орбите, периодически будет попадать в тень Земли. Время пребывания в тени зависит от наклона орбиты относительно плоскости эклиптики. Наибольшее затенение происходит в том случае, когда орбита лежит в плоскости эклиптики.

Рассчитанный ранее период обращения по круговой орбите входит в исходные данные для расчета энергоприхода батареи фотоэлектрической, ее потребной мощности и площади. Для определения количества выработанной энергии находим время нахождения КА в тени Земли.

Максимальное время нахождения космического аппарата в тени Земли можно определить по формуле:

,                             (1.3)

.

Время нахождения космического аппарата на освещенном участке орбиты находится по энергоопределяющему витку (витку с минимальным количеством выработанной энергии) из соотношения:

.                       (1.4).

1.2 Описание основных параметров СЭС

1.2.1 Описание структурной схемы СЭС

График электропотребления бортовой аппаратуры КА приведен в таблице1.1.

Таблица 1.1 – Электропотребление бортовой аппаратуры КА

,c	0	770	800	1700	1730	2670	2730	4940	5100	5400 до конца оборота
Nэл. Bт	100	1300	100	1300	100	1300	100	220	50	100

В соответствии с требованиями задания по напряжению СЭС и расчетными данными солнечной батареи строится структурная схема СЭС.

В состав БА входят такие научно-исследовательские комплекс: комплекс радиотелеметрической системы для точных измерений и передачи научной информации, магнитометры, телескоп, радиотехническая аппаратура.

Многолетний опыт эксплуатации различных типов ЭРД показывает, что их КПД не превышает 60%. Приняв КПД электроракетного движителя η=0,55, вычисляем мощность, потребляемую им в процессе работы:

Солнечная энергия преобразуется в электрическую в БФ. Регулятор избыточной мощности (РИМ) выполняет функцию ограничителя мощности на заряде БХ. Зарядное устройство заряжает аккумуляторы, когда спутник находится в области света. Блок поэлементного контроля (БПК) отвечает за равномерное распределение электроэнергии в элементах  химической батареи. Счетчик ампер-часов (САЧ) вычисляет степень разряженности БХ. Все вышеперечисленные блоки и устройства управляются и контролируются системой управления.

1.2.2 Составление уравнения энергобаланса

По результатам расчета и исходным данным строим график электропотребления (циклограмму нагрузки). Для чего к заданным значениям мощности на всех интервалах орбиты прибавляем мощность, потребляемую ЭРД, и строим зависимость  Чертеж (                         ).

На основании уравнения энергобаланса «СЭС – нагрузка» определяем мощность батареи фотоэлектрической. Энергобаланс системы электроснабжения в первом приближении может быть определен следующим образом:

.                         (1.5)

В данном выражении показано равенство энергии, вырабатываемой в батарее фотоэлектрической на световом участке орбиты, энергии, затраченной на работу нагрузки и энергии, накопленной в химическом аккумуляторе на дежурных режимах (режимах работы СЭС, когда мощность потребления меньше мощности батареи фотоэлектрической) светового участка орбиты, которая равна энергии отданной аккумулятором на сеансных (пиковых) режимах и теневом участке орбиты, что записано двумя равенствами.