Система поворота солнечной панели. Система управления положением солнечных батарей космического аппарата. Часовой механизм поворота

Перспективы развития радиоастрономии, солнечной энергетики, космической связи, исследования поверхности Земли и других планет непосредственно связаны с возможностью вывода в космос крупногабаритных конструкций. В настоящее время в России и за рубежом ведутся исследования, направленные на создание в космосе конструкций различного класса, имеющих большие габариты: космические телескопы и антенны, энергетические и научные платформы, крупногабаритные солнечные батареи (СБ) и т. П.

Одним из важных и бурно развивающихся направлений в области создания крупногабаритных космических конструкций является разработка раскрывающихся панелей СБ, а также антенн, устанавливаемых на космических аппаратах (КА) различного назначения.

По мере увеличения размеров и сложности КА серьезным конструктивным ограничением становится требование к размещению КА под обтекателем ракет-носителей. Это обусловило создание КА, имеющих различные конфигурации при транспортировке и в рабочем состоянии на орбите. В состав КА входят трансформируемые конструкции различных антенн, откидных штанг с установленными на них приборами и датчиками, панелей СБ и другие, которые в космосе раскрываются и принимают форму, необходимую для функционирования на орбите. Таким образом, современные КА представляют собой совокупность тел, связанных между собой определенным образом. Как правило, КА имеет основной массивный блок, к которому крепятся трансформируемые конструкции (рис. В1).

1 - солнечная батарея; 2 - датчик ориентации на Солнце; 3 - всенаправленная антенна S-диапазона; 4 - антенна C-диапазона (диаметр 1,46 м); 5 - многоканальная антенна (излучатель фазированной антенной решетки); 6 - управляемая антенна (K-S-диапазон единичного доступа, K-диапазон для линии связи космос - космос) (диаметр 4,88 м); 7 - направление вектора орбитальной скорости; 8 - направление на Землю; 9 - 30-элементная фазированная антенная решетка S-диапазона (многоканальная линия связи); 10 - управляемая антенна K-диапазона (линия связи космос - Земля) (диаметр 1,98 м); 11 - антенна K-диапазона (диаметр 1,13 м)

Поэтому, для того чтобы современный КА поместился под обтекатель ракетоносителя, все трансформируемые конструкции должны быть определенным образом уложены в компактное транспортное положение. После вывода КА на определенную орбиту все трансформируемые конструкции раскрываются по заданной программе. В общем случае число этапов приведения трансформируемых конструкций в рабочее положение может быть довольно большим (рис. В2).

1 - начальная конфигурация элементов перед развертыванием; 2 - расчековка и развертывание панелей солнечных батарей; 3 - фиксация штанг солнечных батарей; 4 - развертывание антенны линии связи космос - Земля; 5 - развертывание антенны C-диапазона; 6 - отделение межорбитального буксира IDS; 7 - развертывание штанг антенн единичного доступа и вращение антенн; 8 - окончательная конфигурация после развертывания всех элементов

В процессе движения элементов трансформируемых конструкций происходит фиксация их в определенном положении, при этом движение осуществляется как с помощью электроприводов, так и за счет энергии деформации различного рода пружин.

Таким образом, проблема создания навесных систем специального функционального назначения с габаритами, превышающими габариты КА, сводится к разработке складных конструкций, удовлетворяющих таким противоречивым требованиям, как минимальные масса и объем в сложенном транспортном состоянии, высокая надежность раскрытия из транспортного состояния в рабочее положение и функционирования на орбите, максимальная площадь рабочей поверхности в раскрытом состоянии, стабильные эксплуатационные характеристики в условиях действия нагрузок. Работоспособность таких конструкций определяется главным образом тем, насколько велики возникающие в них силы при раскрытии, поэтому обеспечение их надежного раскрытия связано с решением сложных задач механики.

Несмотря на достигнутые значительные успехи в области проектирования таких конструкций, важной остается задача обеспечения плавного и надежного раскрытия крупногабаритных конструкций при гарантированном обеспечении их последующего функционирования.

Современные тенденции в развитии космической техники диктуют необходимость создания КА высокой энерговооруженности и повышенного срока эксплуатации - 15 лет и более. Рост энерговооруженности КА влечет за собой увеличение полезной площади крыла СБ (рис. В3).

При этом их необходимо разместить в зоне полезного груза существующих средств выведения КА на орбиту. В этих условиях очевиден только один выход - строить крыло СБ, увеличивая число панелей, которые на этапе выведения КА на орбиту складываются в рациональный пакет. При наземных экспериментах не удается в достаточной мере воспроизвести реальные условия процесса раскрытия СБ и тем самым полностью подтвердить надежность и работоспособность системы раскрытия. Отказ или нештатное функционирование системы раскрытия СБ практически всегда ведет к возникновению аварийных ситуаций. Применение методов математического моделирования существенным образом определяет качество, сокращает сроки и стоимость разработки раскрывающихся многозвенных СБ. Это обеспечивает возможность детального информационного сопровождения всего периода разработки, изготовления, экспериментальной отработки и эксплуатации СБ, включая анализ надежности, прогноз отказов и аварийных ситуаций.

Система поворота солнечной батареи содержит корпус, полый вал с фланцем для стыковки солнечной батареи, привод для ее вращения, силовое и телеметрическое токосъемные устройства. Выходной вал функционально разделен на силовой фланец и вал с силовым токосъемным устройством. Телеметрическое токосъемное устройство установлено на своем валу и связано с выходным валом. Фланец выходного вала установлен в корпусе системы поворота солнечной батареи на опорном подшипнике с предварительным натягом или его поджатием через опорный подшипник к корпусу системы поворота солнечной батареи пружинами. Повышается надежность и снижаютса массы и габариты устройства. 1 з.п. ф-лы, 1 ил.

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано при проектировании системы поворота солнечной батареи (СПСБ).

Настоящее изобретение предназначено для вращения солнечной батареи (СБ) и передачи электроэнергий с солнечной батарей на космический аппарат.

Известна система поворота солнечной батарей (СПБС), патент US №4076191, состоящая из корпуса, вала с двумя фланцами для стыковки двух крыльев солнечной батарей, привода, токосъемных устройств. Силовые, передающие электрическую энергию, и телеметрические, передающие команды и телеметрическую информацию, токосъемные устройства расположены на валу, при этом привод поворачивает оба крыла СБ. Данное изобретение взято в качестве прототипа.

Недостатком этого устройства является наличие одного нерезервированного привода и, как следствие, пониженная живучесть аппарата. Вторым недостатком является массивная конструкция вала, обусловленная выполнением требования по необходимой изгибной жесткости вала. Кроме того, большой диаметр вала приводит к повышенному трению и износу токосъемных устройств.

Технической задачей изобретения является повышение надежности системы, снижение массы конструкции и повышение функциональных возможностей.

Поставленная задача достигается тем, что у СПБС, имеющего корпус, привод и вал, выходной вал устройства выполняется полым с силовым фланцем на конце. При этом силовое токосъемное устройство расположено на выходном валу снаружи, а телеметрическое установлено на своем валу. Телеметрическое токосъемное устройство соединено с выходным валом СПБС. Фланец выходного вала установлен на опорный подшипник с плоскими кольцами или поджат к корпусу пружинами. Участок выходного вала с установленным силовым токосъемным устройством исключен из жесткостной схемы конструкции и имеет размеры, оптимальные для обеспечения минимальной массы и необходимого ресурса токосъемного устройства.

Суть изобретения поясняется чертежом, где на фиг.1 изображен общий вид заявленного устройства с разрезом.

Система поворота солнечной батареи состоит из корпуса 1, привода 2, выходного вала 3, установленного на опорном подшипнике 4, силового токосъемного устройства 6, расположенного на выходном валу 3, и телеметрического токосъемного устройства 7, установленного на своем валу. Телеметрическое токосъемное устройство 7 может быть установлено во внутренней полости выходного вала 3 или снаружи и с ним связано. Повышенная жесткость конструкций достигается постоянным поджатием вала 3 к корпусу 1 за счет предварительного натяга опорного подшипника или поджатия тарельчатыми пружинами 8. Повышенная точность положения оси вращения выходного вала 3 достигается опорным подшипником с плоскими опорными кольцами 9. Зубчатое колесо 10 установлено на валу 5 привода 2. Зубчатое колесо 11 установлено на выходном валу 3.

При работе СПСБ привод 2 передает вращение на выходной вал 3. Вращение от привода на выходной вал 3 передается зубчатой передачей с зубчатыми колесами 10, 11.

Токосъемные устройства 6 и 7 передают электрическую энергию, команды и сигналы с вращающейся солнечной батареи на космический аппарат как при вращении, так и в остановленном состоянии. Постоянное поджатие выходного вала 3 к корпусу 1 через опорный подшипник 4 обеспечивается тарельчатыми пружинами 8 как при вращении, так и при остановке выходного вала.

Повышенная живучесть космического аппарата обеспечивается применением по одной СПСБ на каждое крыло СБ. Даже при отказе СПСБ одного крыла аппарат будет получать электрическую энергию с другого крыла и обеспечивать работу главных потребителей.

Снижение веса конструкции обеспечивается тем, что выходной вал 3 функционально разделен на силовой фланец до опорного подшипника 4 и вал силового токосъемного устройства. Силовой фланец может располагаться как внутри корпуса СПСБ, так и снаружи, как показано на фиг 1. Вал имеет меньшие габариты, меньшую массу и увеличенную изгибную жесткость за счет замыкания силовой схемы конструкции с фланца выходного вала непосредственно на корпус через опорный подшипник.

Усилие поджатия опорного подшипника (или предварительный натяг опорного четырехточечного подшипника) выбрано из следующего условия нераскрытия стыка при эксплуатационных нагрузках:

P>2·K·M/D, где

Р - усилие поджатия опорного подшипника, Н·м;

M - приведенный изгибающий момент при работе в штатном режиме, Н;

Уменьшение массы токосъемных устройств и повышение их ресурса работы достигается за счет того, что участок вала с установленным силовым токосъемным устройством исключен из жесткостной схемы конструкции и имеет размеры, оптимальные для токосъемного устройства. Телеметрическое токосъемное устройство капсульного типа установлено на своем валу, например, внутри выходного вала или стыкуется снаружи и имеет минимальную массу. Повышенный ресурс токосъемных устройств достигается возможностью реализации их с минимальным диаметром скользящих колец и, соответственно, пониженным трением.

Меньшие потери на трение токосъемных устройств позволяют уменьшить мощность привода, что приводит к снижению массы приводной части СПСБ.

В настоящее время на предприятии выпущена конструкторская документация на СПСБ заявленной конструкции и проведена наземная экспериментальная отработка системы. Испытания показали существенное уменьшение массы системы, увеличение ресурса работы, повышение жесткостных характеристик и надежности системы.

1. Система поворота солнечной батареи, имеющая корпус, полый вал с фланцем для стыковки солнечной батареи, привод для ее вращения, силовое и телеметрическое токосъемные устройства, отличающаяся тем, что выходной вал функционально разделен на силовой фланец и вал с силовым токосъемным устройством, а телеметрическое токосъемное устройство установлено на своем валу и связано с выходным валом, при этом фланец выходного вала установлен в корпусе системы поворота солнечной батареи на опорном подшипнике с предварительным натягом или его поджатием через опорный подшипник к корпусу системы поворота солнечной батареи пружинами.

2. Устройство по п.1, отличающееся тем, что усилие предварительного натяга или поджатия опорного подшипника выбрано из следующего условия нераскрытия стыка при эксплуатационных нагрузках:
P>2·K·M/D,
где Р - усилие предварительного натяга или поджатия опорного подшипника, Н·м;
K - коэффициент запаса по внешним нагрузкам;
М - приведенный изгибающий момент при работе в штатном режиме, Н;
D - рабочий диаметр опорного подшипника (по шарикам), м.

Похожие патенты:

Изобретение относится к оборудованию космических аппаратов (КА) и, в частности, к подвижным элементам конструкции КА, имеющим электрическую связь с системой управления КА, например батареям солнечным (БС), антеннам, подвижным крышкам и др.

Изобретение относится к управлению ориентацией космического аппарата (КА) с неподвижными относительно корпуса КА панелями солнечных батарей (СБ). .

Изобретение относится к области космической техники и может быть использовано для определения и контроля интегральных параметров лучистого теплообмена планеты, вокруг которой обращается космический аппарат (КА).

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано при проектировании выносных конструкций космических аппаратов, преимущественно антенн и солнечных батарей. Подкос солнечной батареи содержит двухзвенный механизм, на общей двум звеньям оси которого установлена пружина кручения с устройствами взведения. Одно звено установлено на раме солнечной батареи, а другое на корпусе космического аппарата. Перпендикулярно оси на одном из звеньев расположен подпружиненный шток для фиксации в конечном положении. На конце подпружиненного штока с возможностью поворота установлено коромысло, на обоих концах которого жестко закреплены подшипники качения, взаимодействующие с конусными пазами копиров, жестко установленных на противоположном подпружиненному штоку звене. В звеньях двухзвенного механизма выполнены отверстия под устройство фиксации начального положения звеньев, закрепленное посредством резьбового соединения. Достигается повышение надежности в работе подкоса и упрощение процесса установки солнечной батареи на корпус космического аппарата. 13 ил.

Изобретение относится к системам электроснабжения космических аппаратов (КА) с использованием солнечных батарей (СБ). Способ заключается в том, что определяют заданный угол СБ, измеряют ее текущий угол и вычисляют расчетный угол по угловой скорости СБ и времени ее вращения. Определяют углы разгона (αРАЗГ) и торможения (αТОРМ) СБ. Вращают СБ до достижения порога отпускания (αОТП ≈ αТОРМ), когда прекращается рассогласование между заданным и расчетным углами СБ. Перед началом управления запоминают заданный угол и принимают начальное значение расчетного угла за достоверное значение текущего угла. Задают порог рассогласования (αПР) этих углов исходя из углов αРАЗГ и αТОРМ, а также минимально допустимого и максимально возможного токов СБ. Разбивают круг датчика угла на равные дискретные сектора (ДС) величиной σ при условии: αРАЗГ + αТОРМ < σ < αПР. Биссектрисы ДС принимают за измеряемые значения. Задают период определения достоверного значения текущего угла на порядок и более превышающим максимальную длительность сбоя информации датчика и менее минимального интервала следования сбоев. Разбивают данный период на четыре равных интервала, и из анализа измеренных и запомненных значений на этих интервалах сбрасывают или формируют сигнал достоверности. В последнем случае вращают СБ до достижения рассогласованием между расчетным и заданным углами значения αОТП и тогда запоминают новое значение заданного угла. Техническим результатом изобретения является повышение живучести и эффективности системы управления ориентацией СБ при кратковременных сбоях информации, поступающей от датчика угла СБ. 4 ил.

Изобретение относится к системам электроснабжения космического аппарата (КА) с помощью солнечных батарей (СБ). Способ включает определение заданного и текущего углов ориентации СБ и угловой скорости (ωСБ) СБ. Вычисляют также расчетный угол и перед началом управления СБ присваивают ему значение измеренного угла, который запоминают. Вращают СБ в направлении уменьшения рассогласования между заданным и расчетным углами. Определяют времена и углы разгона (tРАЗГ, αРАЗГ) и торможения (tТОРМ, αТОРМ) СБ, а также максимально допустимый угол (αMAX) отклонения СБ, исходя из минимально допустимого и максимально возможного токов СБ. По этим углам задают порог срабатывания (αCP), при превышении которого формируют указанное рассогласование. Последнее не учитывают ниже порога отпускания (αОТП), по достижении которого вращение СБ прекращают. Расчетный угол СБ корректируют в пределах одного дискретного сектора (ДС) круга вращения СБ. Величина ДС зависит от углов αРАЗГ, αТОРМ и αCР. В зависимости от αCP и ωСБ задают пороговую величину времени контроля непрерывности изменения информации об угловом положении СБ. Отсчет этого времени контроля проводят, если текущий измеренный угол отличается от запомненного более, чем на один ДС, и прекращают в противном случае. Задают пороговую величину времени контроля направления вращения СБ в зависимости от tРАЗГ, tТОРМ, αMAX, ωСБ и величины ДС. Это время отсчитывают при нулевом времени контроля непрерывности, если знак рассогласования между измеренным и запомненным углами СБ не отвечает заданному направлению вращения СБ. В противном случае отсчет прекращают и обнуляют время контроля направления вращения. При этом в момент изменения текущего измеренного угла на один ДС задают расчетному углу значение границы между ДС и присваивают запомненному углу новое значение измеренного угла. Если время контроля непрерывности или время контроля направления вращения превышает свою пороговую величину, то формируют сигнал отказа и прекращают управление СБ. Техническим результатом изобретения является повышение живучести и эффективности системы управления ориентацией СБ. 3 ил.

Изобретение относится к системам электроснабжения космического аппарата (КА) с помощью солнечных батарей (СБ). Способ включает определение заданного угла ориентации СБ на Солнце по измеренному угловому положению нормали к рабочей поверхности СБ и вычисление расчетного угла относительно указанного положения нормали. Вращают СБ в направлении уменьшения рассогласования между заданным и расчетным углами. Определяют углы разгона (αРАЗГ) и торможения (αТОРМ) СБ. Корректируют расчетный угол в моменты изменения значений датчика угла на величину дискретного сектора (ДС) поворота СБ. Задают пороги срабатывания (αСР) и отпускания (αОТП), прекращая вращение СБ, если рассогласование между заданным и текущим углами начинает увеличиваться, но не более αСР. Задают угловую скорость вращения СБ на порядок и выше максимальной угловой скорости обращения КА вокруг Земли, а величину ДС - менее αСР. Задают рабочий угол (αРАБ) СБ из условия: αСР< αРАБ < (αГОР - 2·(αРАЗГ + αТОРМ)). Присваивают заданному углу значение углового положения ближайшего к нему луча угла αРАБ, если направление на Солнце в проекции на плоскость вращения указанной нормали находится вне αРАБ. Если угловое положение данной нормали находится вне αРАБ, изменяясь в направлении увеличения угла относительно ближайшего к нему луча угла αРАБ, то формируют сигнал отказа и прекращают управление СБ. Техническим результатом изобретения является исключение заклинивания и поломки панели СБ или бортового оборудования КА, при обеспечении максимально возможного тока в условиях ограничений на углы поворота СБ (напр., от 90° до 180°). 3 ил.

Изобретение относится к электротехнике, в частности к устройствам для генерирования электрической энергии путем преобразования светового излучения в электрическую энергию, и может быть использовано при создании и производстве малоразмерных космических аппаратов с солнечными батареями (СБ). Техническим результатом изобретения является: повышение стойкости СБ к термоударам, к воздействию механических и термомеханических нагрузок, повышение технологичности конструкции, увеличение срока активного существования СБ космических аппаратов, повышение функциональных возможностей за счет расширения температурного диапазона функционирования и оптимизации конструкции СБ, упрощение коммутационной системы, что достигается путем повышения прочности соединения шунтирующих диодов и СЭ, повышение воспроизводимости процесса изготовления СБ космических аппаратов за счет оптимизации технологии изготовления шунтирующих диодов и СЭ СБ, а также коммутирующих шин, соединяющих СЭ и шунтирующие диоды, которые выполнены многослойными. Солнечная батарея для малоразмерных космических аппаратов содержит: панели с приклеенными на них модулями с солнечными элементами (СЭ), шунтирующий диод; коммутирующие шины, соединяющие лицевую и обратную стороны шунтирующего диода с СЭ, при этом шунтирующий диод установлен в вырезе в углу СЭ, при этом коммутирующие шины выполнены многослойными, состоящими из молибденовой фольги, с двух сторон которой последовательно нанесены слой ванадия или титана, слой никеля и слой серебра соответственно. 2 н. и 5 з.п. ф-лы, 4 ил., 3 табл.

Изобретение относится к управлению движением космических аппаратов (КА) с использованием сил давления солнечного излучения, распределенных по рабочим зонам КА. Последние формируют в виде плоских параллельных оптически прозрачных капельных потоков. Расстояние между каплями радиусом R в каждом потоке вдоль него (Sx) и в его фронтально-поперечном направлении (Sy) кратно. Число потоков составляет. Смещением потоков относительно друг друга по направлению их движения на расстояние формируют потоки капельной пелены числом. Каждый из указанных потоков смещен относительно предыдущего во фронтально-поперечном направлении на расстояние. Этим создают непрозрачность во фронтально-поперечном направлении и прозрачность в направлении плоскости, перпендикулярной потоку. Единичную распределенную силу светового давления регулируют изменением радиуса и количества капель, приходящих в точку ее приложения в единицу времени. Величину суммарного воздействия регулируют изменением числа капельных струй. Технический результат изобретения направлен на повышение эффективности использования распределенных внешних сил светового давления путем уменьшения их возмущающего действия на относительное движение КА. 3 ил., 1 табл.

Изобретение относится к управлению движением космического аппарата (КА), на котором размещены теплоизлучающий радиатор и солнечная батарея (СБ). Способ включает выполнение полета КА по орбите вокруг планеты с разворотом СБ в положение, соответствующее совмещению нормали к рабочей поверхности СБ с направлением на Солнце. Строят орбитальную ориентацию КА, при которой плоскость вращения СБ параллельна плоскости орбиты КА и СБ расположена относительно плоскости орбиты со стороны Солнца. Определяют высоту орбиты КА и угол между направлением на Солнце и плоскостью орбиты КА. Определяют значение (β*) данного угла, при котором длительность теневой части витка равна необходимому времени сброса тепла радиатором на витке. Определяют витки орбиты, на которых текущее значение данного угла больше β*. На этих витках выполняют повороты СБ вокруг поперечной и продольной осей вращения до достижения условий затенения радиатора СБ. При этом обеспечивают минимальное отклонение ориентации рабочей поверхности СБ на Солнце. Орбитальный полет КА выполняют по околокруговой орбите высотой не более некоторого расчетного значения. Технический результат изобретения состоит в повышении эффективности функционирования радиатора путем создания условий его естественного охлаждения при затенении СБ в любом положении КА на витке орбиты. 3 ил.

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано при проектировании системы поворота солнечной батареи

Одним из очевидных способов повышения эффективности солнечных энергоустановок является использование в них систем слежения за солнцем. Разработка следящих систем с простым обслуживанием позволит в значительной степени повысить технико-экономические показатели сельскохозяйственных объектов и создать комфортные условия труда и быта человека при одновременном обеспечении экологической безопасности окружающей среды. Системы слежения могут быть с одной или двумя осями вращения солнечных панелей.

Солнечная энергоустановка с системой слежения, включающей компактный фотоэлектрический датчик положения солнца, состоящий из каркаса в форме прямой трёхгранной призмы, на двух боковых гранях которой размещены фотоэлементы слежения за солнцем, а на третьей грани установлен командный фотоэлемент разворота модулей с запада на восток. В течение светового дня фотоэлементы слежения на гранях датчика выдают командные сигналы для блока управления приводом азимутального поворота солнечного модуля, который при этом разворачивается в направлении солнца с помощью вала. Недостатком установки является недостаточная точность слежения за солнцем.

Солнечная энергетическая установка содержит солнечную батарею с системой двухосной ориентацией на солнце, на которой в качестве датчиков слежения за солнцем установлены фотоэлектрические модули, содержащие линейные фотоприёмники, находящиеся в фокусах цилиндрических линз Френеля. Сигналы от фотоприёмников с помощью микропроцессора осуществляют управление приводами системы азимутальной и зенитальной ориентации солнечной батареи.

Недостатком этой установки является недостаточная точность слежения за солнцем, а также то, что датчики слежения занимают часть активной площади солнечной батареи.

Основной задачей разработки является повышение точности работы датчика слежения за солнцем для двухосных систем ориентации солнечных батарей при любом положении солнца на небосводе в течение года.

Вышеуказанный технический результат достигается тем, что в предлагаемом датчике слежения за солнцем двухосной системы ориентации солнечной батареи, содержащем блок лучевоспринимающих ячеек, установленных на неподвижной площадке, которые выполнены в виде обратных конусов с непрозрачными стенками и укреплены на узких торцах конусов фотоэлектрических элементов. При этом лучевоспринимающие ячейки плотно установлены на площадке с образованием телесного угла в 160° и обрамлены прозрачной сферой, укреплённой на площадке, которая установлена с наклоном к горизонтали под углом, равным географической широте местоположения датчика.

Датчик слежения устанавливается на неподвижной площадке, нормаль 6 которой (рис. 1) направляется на юг. Угол наклона площадки к горизонтальному основанию соответствует географической широте местности рядом с солнечной батареей, размещённой на механической системе ориентации на солнце, содержащей приводы зенитального и азимутального вращения, использующие шаговые мотор-редукторы. Управление приводами солнечной батареи осуществляется микропроцессором, получающим электрические импульсы от фотоэлектрических элементов ячеек датчика. Микропроцессор содержит информацию о географической широте местонахождения солнечной батареи, электронные часы, снабжённые календарём, по сигналам которых включаются мотор-редукторы зенитального и азимутального вращения солнечной батареи в соответствии с уравнением движения солнца на небосводе. При этом величины достигнутых углов поворота солнечной батареи по сигналам фотоэлектрических элементов ячеек датчика сравниваются со значениями, полученными их уравнения движения солнца на текущий момент времени.

Сущность конструкции датчика поясняется рис. 1, 2, 3 и 4. На рис. 1 и 3 представлена общая схема датчика. На рис. 2 показан вид сверху прозрачной сферы и лучевоспринимающих ячеек. На рис. 4 показана схема такой ячейки.

Датчик слежения за солнцем для двухосной системы ориентации солнечных батарей содержит площадку 1, укреплённую к горизонтальному основанию 5 под углом а, равным географической широте местности. К площадке 1 прикреплена прозрачная полусфера 2 радиусом г. Во всём внутреннем пространстве сферы 2 вплотную укреплены лучевоспринимающие ячейки 3, имеющие форму обратного конуса с непрозрачными стенками 7, обращённого диаметром ф к внутренней стенке прозрачной сферы 2, а диаметром d 2 к площадке 1. Высота конуса 3 равна расстоянию h от внутренней стенки сферы 2 до поверхности площадки 1. В нижней части конуса 3 на расстоянии 5d 1 от верхней кромки конуса 3 расположен фотоэлектрический элемент 4, электрический сигнал от которого передаётся в микропроцессорную систему управления поворотами осей солнечной батареи (на рис. 1 не показана). Расстояние 5d 1 выбирается таким образом, чтобы солнечный луч 8 точно фиксировался на фотоэлектрическом элементе 4, ограниченного непрозрачными стенками 7 конуса 3.

Датчик слежения за солнцем работает следующим образом. Солнечные лучи 8 проникают через прозрачную сферу 2, внутреннее пространство конуса 3 и попадают на фотоэлектрический элемент 4, вызывая электрический ток, который анализируется микропроцессором и передаётся на шаговые мотор-редукторы приводов системы ориентации солнечной батареи (на рисунке не показана). При перемещении солнца по небосводу, его лучи 8 постепенно включают фотоэлектрические элементы 3 и способствуют точному и плавному регулированию поворотов солнечной батареи по азимутальной и зенитальной осям.

Лабораторные испытания макета ячейки датчика с использованием имитатора солнечного излучения показали приемлемые результаты отсекания светового потока для принятых значений d 1 , d 2 и 5d x .

Датчик слежения за солнцем двухосной системы ориентации солнечной батареи содержит лучевоспринимающие ячейки, выполненные в виде обратных конусов, плотно установленных на площадке с образованием телесного угла в 160° и обрамленных прозрачной сферой, позволяет более точно ориентировать солнечные батареи и тем самым получать наибольшее количество электроэнергии от них.

В настоящее время множество людей переходит на солнечные фонарики для сада, к примеру, или на зарядное устройство для телефона. Как всем известно, и понятно, работает такая зарядка от полученной днем солнечной энергии. Однако светило не стоит на месте целый день, а потому, создав поворотное устройство для солнечной батареи своими руками, можно повысить эффективность зарядка примерно в половину, передвигая батарею по направлению к солнцу на протяжении всего дня.

Трекер для солнечных панелей своими руками обладает несколькими очень весомыми преимуществами, которые стоят того, чтобы потратить время на его изготовление и установку.

Первое и наиболее важное преимущество – это то, что поворот солнечного элемента в течение всего дня может повысить КПД батареи примерно в половину. Достигается это за счет того, что максимально эффективная работа солнечных батарей достигается в период, когда лучи от светила падают перпендикулярно на фотоэлемент.
Второе преимущество устройства создается под влиянием первого. Из-за того, что батарея повышает свою эффективность и производит вполовину больше энергии, отпадает необходимость установки дополнительных стационарных батарей. К тому же сама поворотная батарея может обладать меньшим фотоэлементом, чем при стационарном способе. Все это экономит большие материальные средства.

Составные элементы трекера

Создание поворотного устройства для солнечных панелей своими руками включает в себя те же комплектующие, что и заводские товары.

Список обязательных деталей для создания такого устройства:

Основа или каркас – состоит из несущих деталей, которые подразделяются на две категории – это подвижные и неподвижные. В некоторых случаях каркас имеет подвижную часть лишь с одной осью – горизонтальной. Однако есть модели и с двумя осями. В таких случаях нужны актуаторы, которые управляют вертикальной осью.
Описанный ранее актуатор также должен входить в конструкцию и обладать устройствами не только поворота, но и устройствами контроля за этими действиями.
Необходимы детали, которые будут защищать устройство от капризов погоды – гроза, сильный ветер, дождь.
Возможность удаленного управления и доступа к поворотному устройству.
Элемент, преобразующий энергию.

Но стоит отметить, что сбор такого устройства иногда дороже, чем покупка уже готового, а потому в некоторых случаях упрощается до несущих деталей, актуатора, управление актуатором.

Электронные системы поворота

Принцип работы

Принцип работы поворотного устройства очень прост и держится на двух деталях, одна из которых механическая, а другая электронная. Механическая часть поворотного устройства соответственно отвечает за поворот и наклон батареи. А электронная часть регулирует моменты времени и углы наклона, по которым действует механическая часть.

Электрооборудование, используемое вместе с солнечными батареями, заряжается от самих же батарей, что в некотором роде также экономит средства на подпитку электроники.

Положительные стороны

Если говорить о достоинствах электронного оборудования для поворотного устройства, то стоит отметить удобство. Удобство заключается в том, что электронная часть устройства будет в автоматическом режиме управлять процессом поворота батареи.

Данное преимущество не единственное, а является лишь еще одним в списке тех, что были перечислены ранее. То есть помимо экономии средств и повышения КПД, электроника освобождает человека от надобности вручную осуществлять поворот.

Как сделать своими руками

Создать трекер для солнечных батарей своими руками несложно, так как схема его создания проста. Для того чтобы создать работоспособную схему трекера своими руками необходимо иметь в наличии два фоторезистора. Кроме этих составляющих, нужно также приобрести моторное устройство, которое будет поворачивать батареи.

Подключение этого устройства осуществляется при помощи Н – моста. Этот метод подключения позволит преобразовывать ток силой до 500 мА с напряжением от 6 до 15 В. Схема сборки позволить не только понять, как работает трекер для солнечных батарей, но и создать его самому.

Чтобы настроить работу схемы, необходимо провести следующие действия:

Удостовериться в наличия питания на схему.
Провести подключение двигателя с постоянным током.
Установить фотоэлементы нужно рядом, чтобы добиться одинакового количества солнечных лучей на них.
Необходимо выкрутить два подстроечных резистора. Сделать это нужно против часовой стрелки.
Запускается подача тока на схему. Должен включиться двигатель.
Вкручиваем один из подстроечников до тех пор, пока он не упрется. Помечаем это положение.
Продолжить вкручивание элемента до тех пор, пока двигатель не начнет крутиться в противоположную сторону. Помечаем и это положение.
Делим полученное пространство на равные отделы и посередине устанавливаем подстроечник.
Вкручиваем другой подстроечник до тех пор, пока двигатель не начнет немного дергаться.
Возвращаем подстроечник немного назад и оставляем в таком положении.
Для проверки правильности работы можно закрывать участки солнечной батареи и смотреть за реакцией схемы.

Часовой механизм поворота

Устройство часового механизма поворота в основе своей довольное простое. Для того чтобы создать такой принцип работы, нужно взять любые механические часы и соединить их с двигателем солнечной батареи.

Для того чтобы заставить работать двигатель, необходимо установить один подвижный контакт на длинную стрелку механических часов. Второй неподвижный закрепляется на двенадцати часах. Таким образом, каждый час, когда длинная стрелка будет проходить через двенадцать часов, контакты будут замыкаться, и двигатель будет поворачивать панель.

Временной промежуток в один час, выбран исходя из того, что за это время солнечное светило проходит по небу около 15 градусов. Установить еще один неподвижный контакт можно на шесть часов. Таким образом, поворот будет проходить каждые полчаса.

Водяные часы

Данный способ управления поворотным устройством был изобретен одной предприимчивой канадской студенткой лет и отвечает за поворот лишь одной оси, горизонтальной.

Принцип работы также прост и заключается в следующем:

Солнечная батарея устанавливается в изначальное положение, когда солнечные лучи попадают на фотоэлемент перпендикулярно.
После этого к одной из сторон цепляют емкость с водой, а к другой стороне цепляют какой-нибудь предмет такого же веса, что и емкость с водой. Дно емкости должно обладать небольшим отверстием.
Через него вода будет понемногу вытекать из емкости, из-за чего будет уменьшаться вес, а панель будет потихоньку наклоняться в сторону противовеса. Определить размеры отверстия для емкости придется экспериментально.

Данный способ является наиболее простым. К тому же он экономит материальные средства, которые ушли бы на покупку двигателя, как в случае с часовым механизмом. К тому же, провести монтаж поворотного механизма в виде водяных часов можно самостоятельно, даже не обладая какими-либо специальными знаниями.

Видео

Как сделать трекер для солнечной батареи своими руками, вы узнаете из нашего видео.