Солнечные батареи в космическом пространстве. Как делают солнечные батареи для космоса. Пилотируемый космический корабль

Изобретение относится к системам электроснабжения космических аппаратов (КА), а именно к батареям солнечным (БС). В состав БС входят две панели, каждая из которых состоит из двух полупанелей, включающих шарнирно связанные между собой и последовательно собранные в пакет корневую (2), среднюю (3) и крайнюю (4) створки. Створки установлены на раме (5), подвижно закрепленной на четырех опорных узлах (6) корпуса (1) КА. Полупанели соединены между собой с одной стороны при помощи четырех подпружиненных прижимов (7), а с другой - четырьмя стяжками (8) в опорных узлах (6). Корневая створка связана со средней створкой осью (9), а средняя створка с крайней - осью (10). Подпружиненные прижимы связаны посредством тросовой тяги с пиросредством (не показано). На створках попарно установлено по два кронштейна. Кронштейны, установленные на крайней створке, снабжены осями, которые взаимодействуют в процессе раскрытия панелей с профилированными выступами, выполненными на кронштейнах. установленных на корневой створке. Этим обеспечивается раскрытие панелей «рулонным» способом, при котором происходит организованный отвод створок, исключающий возможность их соударения при раскрытии с аппаратурой КА. Количество пиросредств в элементах фиксации панелей уменьшается. Техническим результатом изобретения является повышение надежности КА с БС. 12 ил.

Рисунки к патенту РФ 2460676

Изобретение относится к космической технике, а именно к батареям солнечным (БС), и может быть использовано на космических аппаратах (КА) различного назначения для электроснабжения.

БС КА, как правило, представляют собой многозвенные раскрываемые конструкции, что обусловлено необходимостью компактного размещения КА под головным обтекателем ракеты носителя. Панели БС располагаются вдоль борта КА, и их раскрытие производится без отвода от борта КА после выведения его на орбиту.

Известна солнечная батарея космического аппарата патент RU № 2214949 - прототип, состоящая из рамы, жестко закрепленной на приводе верхних и нижних створок, попарно связанных между собой шарнирами, причем рама с помощью пиросредств закреплена на корпусе космического аппарата, при этом на внутренних торцах верхних створок установлены кронштейны, связанные со стяжными лентами, проходящими через пиросредства, жестко закрепленными па рамс солнечной батареи, а па внешних торцах верхних створок установлены крюки, поверхности которых взаимодействуют с осями подпружиненных стяжных элементов, шарнирно закрепленных на корпусе космического аппарата, причем оси стяжных элементов смещены наружу относительно осей шарниров, связывающих верхние и нижние створки, а на нижних створках жестко закреплены шаровые опоры, взаимодействующие с корпусом космического аппарата.

Известная солнечная батарея имеет ограниченные эксплуатационные возможности в случае увеличения энергопотребления изделия (космического аппарата, спутника), исходя из его задач и компоновки изделия, требующего увеличения площадей СБ за счет увеличения створок панелей.

При увеличении площадей в известной солнечной батарее путем увеличения створок зона раскрытия створок панелей ограничена компоновкой изделия, что может привести к соударению с внешними элементами конструкции изделия.

Задачей предложенного технического решения является расширение эксплуатационных возможностей солнечной батареи при увеличении энергопотребления изделия с обеспечением организованного раскрытия створок в заданной зоне без соударения с внешними элементами изделия (антенны, крышки и т.д.).

Поставленная задача решается тем, что БС, включающая в свой состав две панели, состоящие из подпружиненных шарнирно связанных между собой и собранных в пакет створок, устанавливаемых в сложенном положении на раме и закрепленных к борту КА через опорные узлы с пиросредством, и подпружиненных, шарнирно закрепленных на опорных узлах стяжек, отличается тем, что каждая из панелей выполнена из двух полупанелей, состоящих из корневой, средней и крайней створок, установленных на раме, подвижно закрепленной на опорных узлах, при этом полупанели каждой панели соединены между собой с помощью фиксирующих элементов, выполненных в виде подпружиненных прижимов, установленных на раме и связанных посредством тросовой тяги с пиросредством, причем на створках попарно установлены по два кронштейна, при этом кронштейны, установленные на крайней створке, снабжены осями, которые взаимодействуют в процессе раскрытия панелей с профилированными выступами, выполненными па кронштейнах, установленных на корневой створке, обеспечивая раскрытие панелей «рулонным» способом.

Заявляемая конструкция БС приведена на фигурах:

Фиг.1 Общий вид БС;

Фиг.2 Вид по стрелке A на фиг.1;

Фиг.3 Разрез Б-Б на фиг.2;

Фиг.4 Сечение В-В на фиг.3;

Фиг.5 - Фиг.9 Кинематическая схема раскрытия створок БС;

Фиг.10 Выносной элемент Г на фиг.5;

Фиг.11 Выносной элемент Д на фиг.6;

Фиг.12 Выносной элемент Е на фиг.7;

Батарея солнечная КА1 состоит из двух панелей, каждая из которых включает в свой состав две полупанели, состоящие из корневой 2, средней 3 и крайней 4 створок, установленных на раме 5, подвижно закрепленной на четырех опорных узлах 6, полупанели каждой панели с одной стороны соединены между собой с помощью четырех подпружиненных прижимов 7, установленных на раме 5 и связанных посредством тросовой тяги с основной и дублирующей пирочеками (на фигурах не показаны), а с другой - с помощью четырех подпружиненных, шарнирно закрепленных на опорных узлах 6 стяжек 8. Сборка створок в пакет осуществлена таким образом, что с одной стороны корневая створка 2 шарнирно связана со средней створкой 3 (ось 9), а с другой - средняя 3 с крайней 4 (ось 10). Вдоль длинных сторон створок, снаружи, на корневой 2 и крайней 4 створках попарно установлены по два кронштейна 11 и 12. Кронштейны 11 снабжены осями 13, а кронштейны 12 - профилированными выступами 14. Оси 13 и профилированные выступы 14 при сложенных створках установлены с зазором, а взаимодействуют между собой лишь в процессе раскрытия панелей, обеспечивая их безударное раскрытие «рулонным» способом.

Процесс раскрытия панели происходит следующим образом: после выведения КА на орбиту подается команда на срабатывание пирочек, обеспечивающих, в свою очередь, срабатывание прижимов 7. После срабатывания прижимов 7 под действием пружин обеспечивается возможность отвода средних 3 и крайних 4 створок и приведение панели в рабочее положение, при этом в конечном положении створки 3 и 4 фиксируются защелками.

Анализ кинематической схемы раскрытия створок (см. фиг.5 - фиг.9) показывает, что после срабатывания прижимов 7 и освобождения пакета створок от стяжек 8 начинается разворот створок, при этом оси 13 входят в контакт с профилированными выступами 14 и катятся по ним. Отсутствие контакта между осями 13 и выступами 14 в начальный момент движения исключает возможность заклинивания створок, обусловленного различными технологическими факторами. Профили выступов 14 выполнены таким образом, что крайняя створка 4 имеет возможность раскрываться только после того, как средняя створка 3 раскроется на угол ~90°, т.е. исключается возможность большого разброса траекторий движения створок и возможность соударения крайней створки 4 с рабочей поверхностью корневой створки 2.

Заявленная конструкция солнечной батареи космического аппарата позволит расширить ее эксплуатационные возможности при увеличении энергопотребления космическим аппаратом в зависимости от его задач и компоновки, а организованное раскрытие створок панелей СБ «рулонным» способом исключает возможность их соударения с аппаратурой КА и, следовательно, ее повреждения, что в итоге обеспечивает повышение надежности КА.

ФОРМУЛА ИЗОБРЕТЕНИЯ

Батарея солнечная космического аппарата, включающая в свой состав две панели, состоящие из подпружиненных шарнирно связанных между собой и собранных в пакет створок, устанавливаемых в сложенном положении на раме и закрепленных к борту космического аппарата через опорные узлы с пиросредством, и подпружиненных, шарнирно закрепленных на опорных узлах стяжек, отличающаяся тем, что каждая из панелей выполнена из двух полупанелей, состоящих из корневой, средней и крайней створок, установленных на раме, подвижно закрепленной на опорных узлах, при этом полупанели каждой панели соединены между собой с помощью фиксирующих элементов, выполненных в виде подпружиненных прижимов, установленных на раме и связанных посредством тросовой тяги с пиросредством, причем на створках попарно установлено по два кронштейна, при этом кронштейны, установленные на крайней створке, снабжены осями, которые взаимодействуют в процессе раскрытия панелей с профилированными выступами, выполненными на кронштейнах, установленных на корневой створке, обеспечивая раскрытие панелей «рулонным» способом.

Солнечный парус шириной 20 метров, разработанный в НАСА

Солнечный парус (также называемый световым парусом или фотонным парусом ) - приспособление, использующее давление солнечного света или лазера на зеркальную поверхность для приведения в движение .

Следует различать понятия «солнечный свет» (поток фотонов, именно он используется солнечным парусом) и (поток элементарных частиц и ионов, который используется для полётов на электрическом парусе - другой разновидности космического паруса).

Идея полетов в космосе с использованием солнечного паруса возникла в 1920-е годы в России и принадлежит одному из пионеров ракетостроения Фридриху Цандеру, исходившему из того, что частицы солнечного света - фотоны - имеют импульс и передают его любой освещаемой поверхности, создавая давление. Величину давления солнечного света впервые измерил русский физик Пётр Лебедев в 1900 году.

Давление солнечного света чрезвычайно мало (на Земной орбите - около 9·10 −6 Н/м 2) и уменьшается пропорционально квадрату расстояния от . Однако солнечный парус может действовать в течение почти неограниченного периода времени, и совсем не требует топлива, и поэтому в некоторых случаях его использование может быть привлекательно. Однако на сегодня ни один из космических аппаратов не использовал солнечный парус в качестве основного двигателя.

Солнечный парус в проектах звездолётов

«Гелиопаузная электростатическая быстрая транзитная система» HERTS E-Sail НАСА

Солнечный парус - самый перспективный и реалистичный на сегодняшний день вариант звездолёта.

Преимуществом солнечного парусника является отсутствие топлива на борту, что позволяет увеличить полезную нагрузку по сравнению с космическим кораблём на реактивном движении. Однако концепция солнечного паруса требует легкого по массе и одновременно большого по площади паруса.

Недостатком солнечного парусника является зависимость ускорения от расстояния до Солнца: чем дальше от Солнца, тем меньше давление солнечного света и тем самым меньше ускорение паруса, а за пределами давление солнечного света и соответственно эффективность солнечного паруса приблизится к нулю. Световое давление от Солнца довольно мало, поэтому для увеличения ускорения существуют проекты разгона солнечного парусника лазерными установками с генерирующих станций вне . Однако данные проекты сталкиваются с проблемой точного наведения лазеров на сверхдальних расстояниях и создания лазерных генераторов соответствующей мощности.

Джеффри Ландис предложил использовать для передачи энергии через лазер от базовой станции на межзвёздный зонд с ионным двигателем, что дает некоторое преимущество по сравнению с чисто космическим парусом (в настоящее время данный проект неосуществим из-за технических ограничений).

Космическая регата

В 1989 году юбилейной комиссией Конгресса США в честь 500-летия открытия Америки был объявлен конкурс. Его идея заключалась в выведении на орбиту нескольких солнечных парусных кораблей, разработанных в разных странах, и проведении гонки под парусами к . Весь путь планировалось пройти за 500 дней. Свои заявки на участие в конкурсе подали США, Канада, Великобритания, Италия, Китай, Япония и Советский Союз. Старт должен был состояться в 1992 году.

Претенденты на участие стали выбывать почти сразу, столкнувшись с рядом проблем технического и экономического плана. Распад Советского Союза, однако, не привёл к прекращению работы над отечественным проектом, который по мнению разработчиков, имел все шансы на победу. Но регата была отменена ввиду финансовых трудностей у юбилейной комиссии (а возможно, ввиду всей совокупности причин). Грандиозное шоу не состоялось. Однако, солнечный парус российского производства был создан (единственный из всех) совместно НПО «Энергия» и ДКБА, и получил первую премию конкурса.

Космические аппараты, использующие солнечный парус

Советскими учёными была изобретена схема радиационно-гравитационной стабилизации космического аппарата, основанная на применении солнечного паруса.

Первое развёртывание солнечного паруса в космосе было произведено на российском 24 февраля 1993 года в рамках проекта «Знамя-2».

21 мая 2010 года Японское космическое агентство (JAXA) запустило , на борту которой находились космический аппарат “IKAROS” с солнечным парусом и метеорологический аппарат для изучения . “IKAROS” оснащён тончайшей мембраной размером 14 на 14 метров. С его помощью предполагается исследовать особенности движения аппаратов при помощи солнечного света. На создание аппарата было потрачено 16 миллионов долларов, отмечает агентство. Раскрытие солнечного паруса началось 3 июня 2010 года, а 10 июня успешно завершилось. По кадрам, переданным с борта “IKAROS”, можно сделать вывод, что все 200 квадратных метров ультратонкого полотна расправились успешно, а тонкоплёночные солнечные батареи начали вырабатывать энергию.

Запуск аппарата, получившего название Solar Probe Plus, состоится летом 2018 года. Он выйдет на орбиту Солнца в 2021 году и совершит 24 полных оборота. Зонд будет двигаться по вытянутой орбите. Ближайшее расстояние между ним и звездой составит 6,2 млн км. Это абсолютный рекорд: самая близкая дистанция, на которую к Солнцу подходили искусственные аппараты, была больше в семь раз. Кроме того, это расстояние почти в 10 раз меньше, чем расстояние между Солнцем и ближайшей к нему планетой — Меркурием.

Предложение отправить аппарат к звезде впервые появилось в США в 1958 году. Спустя почти 50 лет — в 2005 году — NASA объявило изучение атмосферы Солнца флагманским проектом и пояснило, что миссия ждёт воплощения и «является важнейшим приоритетом (агентства. — RT ) при учёте ресурсов». С самого начала за создание необходимого оборудования взялась Лаборатория прикладной физики университета Джонса Хопкинса. На специалистов организации легли заботы о том, чтобы разработать научные приборы, которые позволят исследователям ответить на главные вопросы об атмосфере Солнца. В проекте примут участие и другие научно-исследовательские центры. Это несколько лабораторий NASA, Калифорнийский технологический институт, Калифорнийский университет в Лос-Анджелесе и другие.

Давние загадки

Учёных интересуют два основных вопроса, на которые так и не смогли однозначно ответить предыдущие исследования. Первый из них: почему солнечная корона горячее, чем его видимая поверхность? Температура поверхности Солнца составляет несколько тысяч градусов по Цельсию, температура короны же может достигать миллионов градусов. Второй вопрос: за счёт чего ускоряется солнечный ветер — поток частиц, которые вырываются из короны со скоростью 300-1200 километров в секунду? Ответы на них помогут разобраться во вполне земных явлениях. Дело в том, что солнечный ветер вызывает магнитные бури и участвует в формировании полярных сияний. Процессы, которые происходят в атмосфере Солнца, могут нарушать работу энергосистем, спутниковых систем и летательных аппаратов на Земле.

Сформулировать эти вопросы помогли наблюдения астрономов и работа астрофизиков. Однако ответить на них можно, только изучив эти явления с близкого, пусть и по космическим меркам, расстояния. Аппарат, для которого в 2014 году начался этап строительства, запустят к Солнцу летом 2018 года. Сейчас же к концу подходит его сборка.

«Solar Probe Plus подлетит к Солнцу ближе, чем любой другой аппарат, и почти в 10 раз ближе, чем Меркурий, что диктует множество технических сложностей, с которыми мы никогда ещё не сталкивались, — пояснял перед началом этапа сборки Эндрю Дрисман, управляющий проектом в Лаборатории прикладной физики. — И с точки зрения поиска способов сделать аппарат, который выдержит условия в такой близости от Солнца, и с точки зрения сбора данных идея постройки функционального зонда такого рода мучила инженеров и учёных десятки лет. Но наконец мы подошли ещё на шаг ближе к тому, чтобы воплотить её в реальность».

Потрогать Солнце и не обжечься

Благодаря материалам и щиту из углепластика аппарат сможет выдерживать температуры почти до 1400 градусов по Цельсию. Приборы на борту смогут измерять электромагнитное поле Солнца, скорость, плотность и температуру ветра, а также его структуру. Установленный на зонде телескоп сможет передавать снимки явлений, происходящих в солнечной короне. Кроме процесса нагрева короны и движения частиц в ней, исследователи надеются изучить взаимодействие между слоями атмосферы звезды.

Стоит отметить, что звёздные ветры — истечение плазмы из светил — пронизывают значительную часть космического пространства. По этой причине изучение Солнца поможет учёным продвинуться и в исследовании атмосферы других звёзд. Однако любопытно уже и то, что миссия, по словам Лики Гахатакурты из NASA, впервые позволит жителям Земли «потрогать, попробовать на вкус и понюхать Солнце».

Изобретение относится к космической энергетике и, в частности, к гибким солнечным батареям, преимущественно на основе аморфного кремния, формируемым центробежными силами. Такие солнечные батареи предназначены, главным образом, для тяжелых спутников связи на геостационарной орбите, а также для космических платформ дистанционного зондирования Земли. Согласно изобретению солнечная батарея содержит гибкое основание и установленные на нем модули фотоэлектрических преобразователей, между которыми предусмотрены перегибы основания для укладки батареи в транспортное положение. Барабан для намотки сложенной солнечной батареи снабжен средствами вращения. При этом гибкое основание выполнено в виде отдельных секторов, образующих в развернутом положении круговую плоскую поверхность, перпендикулярную оси вращения барабана солнечной батареи. Указанные перегибы пленки производятся по ребрам, параллельным центральной радиальной образующей каждого сектора. Укладка секторов происходит по схеме "гармошка" с последующими их равномерным закреплением и намоткой на барабан. Барабан может быть установлен непосредственно на космическом аппарате или на выносной конструкции, связанной с аппаратом. Изобретение направлено на повышение эксплуатационных качеств, в том числе надежности перевода солнечной батареи из ее транспортного положения в рабочее. 5 з.п.ф-лы, 8 ил.

Изобретение относится к космической энергетике и, в частности, к гибким солнечным батареям (СБ), преимущественно на основе аморфного кремния, формируемым центробежными силами и предназначенным, главным образом, для тяжелых спутников связи (ТСС) на высокой (геостационарной) орбите, а также платформ дистанционного зондирования Земли (ПДЗЗ). Повышение эффективности ТСС и ПДЗЗ связано с ростом их энерговооруженности до 120-140 кВт в перспективе использования в 2010-2020 гг. Возможности носителей при выведении на геостационарную орбиту КА с энергоустановками мощностью 120 кВт и более требуют высокой удельной мощности этих установок и компактности в транспортном положении. В настоящее время на спутниках связи используются планарные СБ с кремниевыми фотоэлектрическими преобразователями (ФЭП), имеющие КПД 12-14%. Современные конструкции облегченных сотопанелей с кристаллическим кремнием позволяют иметь удельную мощность до 40 Вт/кг, что практически приближается к предельно возможным характеристикам кремниевых СБ. Возможным направлением в совершенствовании СБ является переход на 2-3-х каскадные ФЭП из арсенида галлия с КПД 25-28%, что в 2 раза больше, чем у кремниевых ФЭП. При этом достигается удельная мощность 80 Вт/кг. Этим путем идут многие зарубежные фирмы, создающие связные КА. Однако такие ФЭП на порядок дороже кремниевых ФЭП. Поэтому для экономии затрат, связанных с применением ФЭП на основе GaAs, рассматриваются схемы с использованием концентраторов солнечной энергии, однако их удельные характеристики относительно низки, а стоимость высока. Широкий комплекс, в том числе и финансовых, требований к энергоснабжению ТСС и ПДЗЗ может быть успешно удовлетворен пленочными СБ с ФЭП на базе аморфного кремния. Известно применение таких СБ на борту ТСС и платформ (см., например, патент US 5527001 А). Однако используемый при этом стержневой трансформируемый каркас не обеспечивает в реальных космических условиях надежного натяжения пленочной поверхности СБ и сохранения ее плоской формы. В то же время имеется целый ряд отечественных и зарубежных разработок крупногабаритных динамических (в частности, центробежных) конструкций, способных обеспечить надежные развертывание и формостабилизацию гибких (пленочных) поверхностей в условиях космоса (см. SU 1815925 A1; SU 1758988 A1; RU 1713221 С; RU 2053940 С1; RU 2104231 С1 и др.). Такие СБ представляют собой бескаркасные, формируемые центробежными силами крупногабаритные космические конструкции, обладающие высокой надежностью автономной работы на ресурс 15 лет, прогнозируемой деградацией в 20% на конец ресурса в 15 лет, в несколько раз меньшей стоимостью по сравнению с СБ из кристаллического кремния на каркасе из сотовых панелей. Масса СБ на мощность 120 кВт с агрегатом ее раскрытия и токоподводами, по оценкам, составляет величину порядка 400 кг, а удельная мощность не менее 300 Вт/кг. СБ имеют относительно простую конструкцию с возможностью быстрого изготовления, а также наземной и орбитальной отработки. При этом имеется возможность использовать вращающуюся СБ в качестве силового гироскопа и передать ей частично функции системы управления. Наиболее близким аналогом является СБ, содержащая пленочное основание и установленные на нем модули ФЭП, между которыми предусмотрены перегибы основания для укладки батареи в транспортное положение, барабан для намотки сложенной батареи, снабженный средствами вращения вокруг его продольной оси для развертывания батареи в рабочее положение и фиксаторами батареи в транспортном положении (заявка FR 2152364). В рабочем положении СБ имеет параболическую форму и может использоваться одновременно как направленная радиоантенна. Перегибы основания образуют многослойные гофры единой пленочной поверхности. Недостатком известной СБ является ее относительная конструктивная сложность и невысокая надежность развертывания (роспуска) в рабочее положение и обеспечения требуемой формы поверхности. Кроме того, очевидны потери лучистого энергосбора вследствие кривизны поверхности СБ. Задачей предлагаемого изобретения является повышение эксплуатационных качеств, в том числе надежности перевода СБ из транспортного в рабочее положение. Данная задача решается тем, что в известной солнечной батарее космического аппарата (КА), содержащей гибкое основание и установленные на нем модули фотоэлектрических преобразователей (ФЭП), между которыми предусмотрены перегибы основания для укладки батареи в транспортное положение, барабан для намотки сложенной батареи, снабженный средствами вращения вокруг его продольной оси для развертывания батареи в рабочее положение и фиксаторами батареи в транспортном положении, указанное гибкое основание выполнено в виде отдельных секторов, образующих в развернутом положении круговую плоскую поверхность, перпендикулярную указанной продольной оси (оси вращения), а перегибы пленочного основания осуществляются с образованием ребер, параллельных центральной радиальной образующей каждого сектора, обеспечивая укладку батареи по схеме "гармошка" и намотку сложенных секторов на барабан. При этом в предлагаемой СБ соседние секторы могут быть снабжены элементами связи друг с другом в нескольких точках вдоль их внешних кромок. Кроме того, в предлагаемой СБ указанные секторы могут закрепляться равномерно в окружном направлении на поверхности указанного барабана в районе внутренних концов своих центральных радиальных образующих. Модули ФЭП могут выполняться в виде прямоугольных пластинок с тонкой подложкой из нержавеющей стали, покрытых аморфным кремнием. Барабан СБ может быть установлен непосредственно на КА или на выносной конструкции, связанной с КА. Модули ФЭП могут коммутироваться так, что каждый сектор обеспечивает требуемое напряжение для соответствующей ему бортовой аппаратуры КА и снабжен средствами передачи этого напряжения данной аппаратуре. Сущность предлагаемого изобретения поясняется чертежами. На фиг.1 представлена конструкция СБ. На фиг.2 представлен единичный сектор СБ. На фиг. 3 представлены линии перегибов и элементы связей с соседними секторами и барабаном. На фиг.4 показаны особенности укладки СБ в транспортное положение. На фиг.5 представлена укладка секторов на барабан. На фиг.6 изображен барабан с уложенной на нем СБ. На фиг.7 представлен вариант компоновки СБ на ТСС. На фиг. 8 представлен вариант компоновки СБ в развернутом (рабочем) состоянии на КА. Предложенная СБ содержит гибкое основание, выполненное в виде отдельных секторов 1, с закрепленными на его поверхности модулями ФЭП 5, при этом сектора 1 в исходном транспортном положении уложены по линиям перегиба 6 по схеме "гармошка" и намотаны на барабан 2. Сектора связаны между собой по их внешним кромкам с помощью элементов связи 3 в нескольких точках. Все сектора 1 закреплены с помощью связей 4 равномерно в окружном направлении на поверхности барабана 2 в районе внутренних концов своих центральных радиальных образующих. Барабан снабжен средствами вращения 8 вокруг его продольной оси для развертывания СБ в рабочее положение и фиксаторами 9 СБ в транспортном положении. Каждый сектор снабжен средствами передачи электрического напряжения 10 со своих модулей ФЭП 5 на соответствующую бортовую аппаратуру КА. В транспортном состоянии сектора с ФЭП укладываются по варианту укладки типа "гармошка" с перегибами по гибкому основанию и образованием ребер 7, параллельных центральной радиальной образующей каждого сектора (Фиг.4, 5). Сложенные секторы наматываются на один барабан 2 (Фиг.6). После укладки на барабан 2 соседние секторы связываются в нескольких точках между собой посредством элементов связи 3, а с барабаном - посредством связей 4 (Фиг.5). Конструктивно барабан 2 с узлом вращения 8 СБ может быть выполнен, как показано на Фиг.8. Устройство содержит фиксаторы 9 СБ на барабане в уложенном состоянии и средства передачи электрического напряжения 10 с модулей ФЭП 5 на соответствующую бортовую аппаратуру КА. Работа предлагаемой СБ осуществляется следующим образом. После раскрутки вокруг продольной оси средствами вращения 8 барабана 2 с уложенными на него секторами 1 происходит расчековка фиксаторов 9 положения СБ в транспортном состоянии. После этого сектора 1 разворачиваются из укладки типа "гармошка" под действием центробежных сил в промежуточном положении в гофрированную по линиям перегиба 6 поверхность, образуя ребра 7, параллельные центральной радиальной образующей каждого сектора, и в конечном рабочем положении - в плоскую круговую поверхность из отдельных секторов 1, связанных между собой элементами связи 3 в нескольких точках, а с барабаном - посредством связей 4. После раскрытия СБ ее вращение сохраняется, поддерживая плоскую форму СБ. После ориентации СБ на Солнце электроэнергия от вращающейся СБ передается через средства передачи электрического напряжения 10 с модулей ФЭП 5 на соответствующую бортовую аппаратуру КА. Возможны два варианта компоновки СБ. В одном из них две одинаковые круговые батареи, вращающиеся в разные стороны для компенсации кинетического момента, располагаются по разные стороны от ТСС на жестких, например углепластиковых, штангах (см. Фиг. 7). ТСС обычно снабжен также большими трансформируемыми радиоантеннами. Эта компоновочная схема является традиционной и используется на большинстве КА. Во втором варианте компоновки СБ имеется одна круговая батарея с маховиком, например в виде круговой тросовой системы, вращающимся в сторону, противоположную вращению СБ, для компенсации кинетического момента. В предпочтительном примере исполнения дисковая батарея выполнена из отдельных 8- и или 12-ти секторов 1, связанных по внешним углам (Фиг.1), а также в нескольких (2-х или 3-х) точках по боковым радиальным образующим соседних секторов. Сектора набираются из ФЭП 5, состоящих из подложки из нержавеющей стали толщиной 12 микрон с покрытием из аморфного кремния толщиной 3 микрона. Ширина единичного ФЭП 50 мм, длина 350 мм. Единичные ФЭП наклеиваются параллельно центральной радиальной образующей сектора на стеклошелк толщиной 20 микрон и коммутируются между собой для набора напряжения 120 В (Фиг.2). Один ФЭП 5 имеет напряжение 1,3 В. Для набора принятого уровня напряжения 120 В осуществляется коммутация единичных ФЭП по схеме с возможно минимальной длиной коммутирующих связей между единичными элементами и суммирующего токоподвода к потребителю электроэнергии КА, а также исключением возможного магнитного момента цепей. На Фиг.2 представлен вариант диагонально-шахматной коммутации, когда соединяются разноименные полюса единичных элементов и общая цепь приводится в основание сектора. В транспортном состоянии сектора с ФЭП укладываются по варианту укладки типа "гармошка" с перегибами по гибкому основанию и образованием ребер 7, параллельных центральной радиальной образующей каждого сектора (Фиг.4, 5). Затем сложенные секторы наматываются на один барабан 2 (Фиг.6). Диаметр барабана (700 мм) определяется минимально допустимым радиусом перегиба пленки аморфного кремния, при котором не происходит ее растрескивания. При уровне энерговыделения 100 Вт/м 2 для суммарной мощности 120 кВт в варианте двух СБ требуются два диска диаметром по 30 м. В варианте одной СБ требуется один диск диаметром 40 м. Вариант однопозиционной установки и развертывания СБ на КА (ТКА "Прогресс") показан на Фиг.8. Здесь барабан 2 с уложенной на него СБ выводится из КА через люк стыковочного агрегата. Барабан 2 с средствами вращения 8 выдвигается с помощью штанги и производится раскрутка и регулируемый роспуск СБ в рабочее положение. При развертывании в рабочее положение СБ закручивается в оптимальном режиме регулирования угловой скорости с помощью средств вращения 8. Выбор угловой скорости вращения СБ определяется прочностными характеристиками материалов и элементов крепления СБ, наличием энергопитания электроприводов при начальном раскрытии СБ, допустимой амплитудой бегущей по круговой поверхности СБ волны от сил Кориолиса, возникающей при переориентации КА и накладывающей ограничения на угловую скорость переориентации СБ, а также технологическими ограничениями, связанными с эффектом "слипания" элементов СБ в укладке типа "гармошка" в период хранения. Последний эффект может оказаться значительным, определяется только экспериментально на конечной стадии создания и отработки изделия и требует запаса по мощности электропривода. На основании предшествующего эксперимента по КЭ "Знамя" принимается угловая скорость вращения СБ ω= 0,1 рад/с. При этом элементы крепления и конструкции СБ будут иметь запас прочности, составляющий несколько порядков. При выбранной геометрии и вышеприведенной конструкции СБ из нержавеющей стали толщиной 12 микрон, наклеенной на стеклошелк толщиной 20 микрон (ρ=2,2 кг/м 3), и угловой скорости вращения СБ имеет:
Момент инерции J=M R к 2 /2 - 10 4 кг м 2
Кинетическая энергия E = Jω 2 /2 - 50 Дж
Кинетический момент К=Jω - 10 3 кг м 2 /с
При толщине стали 20 микрон характеристики в 1,5 раза выше. При этом может быть использован электропривод постоянного тока мощностью порядка 10 Вт с запасом по мощности на эффект "слипания". Время раскрытия при этом составит τ ≅ 100. Как видно, вращающаяся СБ имеет значительный вращательный кинетический момент. Если СБ установлена непосредственно на КА, то этот кинетический момент СБ компенсируется маховиком противовращения. Последний может быть выполнен, в типичном варианте СБ, в виде двух симметрично расположенных грузов массой 1,8 кг на нитях из стали длиной 10 м, поперечным сечением 3 мм 2 , вращающихся с угловой скоростью 10 рад/с, что компенсирует кинетический момент СБ К=3,6 кг м 2 /с. Следует учесть, что при ориентации СБ на Солнце при суточном движении СБ по геостационарной орбите за счет солнечного давления происходит деформация круговой орбиты, рост апогея и уменьшение перигея. Необходима коррекция орбиты. Оценка показывает, что известные плазменные двигатели способны осуществить такую коррекцию с затратой нескольких сотен килограммов рабочего тела на всю программу. Жесткость вращающейся СБ определяет амплитуду ее колебаний, возникающих при необходимости переориентации СБ на геостационарной орбите для ориентации на Солнце при годовом движении Земли вокруг Солнца. В суточном движении СБ вокруг Земли переориентации СБ не требуется. Годовая орбитальная угловая скорость Ω=2 10 -7 рад/с. В общем случае необходимо численное решение задачи нахождения форм и частот колебаний гибкого вращающегося диска в сложном движении. Для проектного анализа в случае требования малой амплитуды бегущей по вращающейся поверхности волны достаточно оценить угол отклонения α амплитуды волны от плоского состояния. Оценки дают значения α=4 10 -5 рад =1,4 10 -1 минут. Амплитуда отклонения края СБ от плоскости составит α R к = 9 10 -2 мм. Столь малая величина амплитуды отклонения указывает на большой запас по жесткости конструкции при выбранных параметрах и указывает на возможность осуществления более быстрых маневров. Период бегущей по поверхности СБ волны T = α/Ω = 200 c. Таким образом имеется возможность подбора динамических параметров, при которых вращающаяся СБ с точки зрения управления КА аналогична жесткой статической конструкции, поскольку угол амплитуды отклонения α=4 10 -5 рад =1,4 10 -1 мин на порядок меньше требуемой точности управления КА. Наличие на борту ТСС двух противовращающихся СБ с компенсированным кинетическим моментом позволяет управлять положением СБ в пространстве и поддерживать их ориентацию на Солнце. Для этого необходимо осуществить "излом" оси между вращающимися СБ и управлять углом "излома", организуя возникающую при этом прецессию системы двух вращающихся СБ по требуемому для ориентации на Солнце закону. Для прецессии с вышеприведенной годовой орбитальной угловой скоростью Ω и принятой угловой скоростью вращения СБ ω угол "излома" γ, имеющий порядок величины γ = Ω/ω, составляет γ=10 -6 рад. Гироскопический момент, который необходимо при этом преодолевать, будет иметь величину порядка M = JΩω = 2 10 -4 H м.
Технологическая готовность предлагаемой СБ соответствует современному уровню производства в космической технике. Источники информации
1. FR 2152364 (SCHEEL H. W.); 27.04.1973 (прототип). 2. US 5527001 A (TELEDESIC CORP.); 18.06.1996. 3. 1815925 A1 (Долгопрудненское КБ Автоматики); 30.04.1995. 4. SU 1758988 A1 (НПО "Энергия"); 20.06.1995. 5. RU 1713221 С (Долгопрудненское КБ Автоматики); 27.01.1995. 6. 2053940 С1 (НПО "Энергия"); 10.02.1996. 7. RU 2104231 С1 (МТУСИ); 10.02.1998.

Формула изобретения

1. Солнечная батарея космического аппарата, содержащая гибкое основание и установленные на нем модули фотоэлектрических преобразователей, между которыми предусмотрены перегибы основания для укладки батареи в транспортное положение, барабан для намотки сложенной батареи, снабженный средствами вращения вокруг его продольной оси для развертывания батареи в рабочее положение и фиксаторами батареи в транспортном положении, отличающаяся тем, что указанное гибкое основание выполнено в виде отдельных секторов, образующих в развернутом положении круговую плоскую поверхность, перпендикулярную указанной продольной оси, указанные перегибы основания осуществляются с образованием ребер, параллельных центральной радиальной образующей каждого сектора, обеспечивая укладку секторов по схеме "гармошка" и намотку сложенных секторов на барабан. 2. Солнечная батарея по п. 1, отличающаяся тем, что соседние указанные секторы снабжены элементами связи друг с другом в нескольких точках вдоль их внешних кромок. 3. Солнечная батарея по п. 1 или 2, отличающаяся тем, что указанные секторы закреплены равномерно в окружном направлении на поверхности указанного барабана в районе внутренних концов своих центральных радиальных образующих. 4. Солнечная батарея по любому из пп. 1-3, отличающаяся тем, что модули фотоэлектрических преобразователей выполнены в виде прямоугольных пластинок с тонкой подложкой из нержавеющей стали, покрытых аморфным кремнием. 5. Солнечная батарея по любому из пп. 1-4, отличающаяся тем, что указанный барабан установлен непосредственно на космическом аппарате или на выносной конструкции, связанной с космическим аппаратом. 6. Солнечная батарея по любому из пп. 1-5, отличающаяся тем, что модули фотоэлектрических преобразователей коммутируются так, что каждый сектор обеспечивает требуемое напряжение для соответствующей ему бортовой аппаратуры космического аппарата и снабжен средствами передачи этого напряжения данной аппаратуре.

MM4A Досрочное прекращение действия патента Российской Федерации на изобретение из-за неуплаты в установленный срок пошлины за поддержание патента в силе

НАЗНАЧЕНИЕ КА

Космические аппараты серии «Прогноз» (маш. №501/510, №2512, №2513) - специализированные спутники Земли, позволяющие установку на каждом из них комплекса научных приборов, отличающегося от предыдущих, обладающие возможностью проводить длительную непрерывную передачу данных в реальном времени и предназначенные для проведения астрофизических исследований, изучения солнечной активности и природного механизма солнечно-земных связей.

Серия состоит из 12 автоматических космических аппаратов (КА «Прогноз-1» - «Прогноз-12»), запущенных в разные календарные сроки, начиная с 1972 по 1996 г.г. Аппараты дважды модернизировались.

Базовый аппарат именуется СО («солнечный объект»). Он предназначен для контроля радиационной активности Солнца и прогнозирования радиационной безопасности полетов космонавтов. Изготовлены три спутника этого типа (КА «Прогноз-1/3») . Разработка проектов, утверждение технических заданий и руководство летными испытаниями осуществлено ОКБ НПО им. С.А. Лавочкина. Изготовление – на машиностроительном заводе «Вымпел».

После внесения ряда доработок в бортовые системы аппарат получил, начиная с 1975 года, наименование СО-М. В процессе полетов КА «Прогноз-4, -5, -6, -7 , -8» проведены уникальные исследования структуры ударных волн солнечного ветра возле Земли. В ходе эксперимента, осуществляемого в рамках международного проекта «Реликт» (1983 г., СССР, Чехословакия и Франция), на борту КА «Прогноз-9» измерялась анизотропия реликтового радиоизлучения по небесной сфере. В рамках советско-чехословацкого проекта «Интершок» (1985 г) произведен запуск КА «Прогноз-10» . Его цель – исследование структуры и характеристик ударной волны и магнитопаузы, возникающих при взаимодействии солнечного ветра с магнитосферой Земли. Кроме того, в ходе полета получена важная информация о радиационной обстановке в околоземном пространстве.

В рамках международного проекта «Интербол» (1995 г.) созданы аппараты нового поколения, получившие обозначение СО-М2 («Прогноз-М2»)

Для каждого из аппаратов серии «Прогноз» предусмотрена своя научная программа , в основе которой заложено решение следующих фундаментальных научных проблем:

• Изучение физических характеристик солнечной плазмы, частиц солнечных космических лучей, межпланетного магнитного поля, не возмущённых земной магнитосферой, а также длительная регистрация электромагнитного излучения Солнца.
• Изучения процессов, происходящих внутри магнитосферы и на её границе.

СРЕДСТВА ВЫВЕДЕНИЯ

Для выведения КА серии «Прогноз» использована ракета-носитель «Молния» в комплектации с разгонным блоком «Л» .

Запуск КА «Прогноз-1-10» осуществлен с космодрома Байконур, КА «Прогноз-11,-12» – с космодрома Плесецк.

Для обеспечения подготовки, запуска и управления спутниками проведены следующие доработки в ракетно–космическом комплексе:

• в разгонном блоке «Л» доработаны баки для окислителя и система управления и стабилизации;
• вновь разработано и изготовлено контрольно–проверочное испытательное электрооборудование, оборудование пневмоиспытаний и проверки системы терморегулирования для технической позиции, модернизированы монтажно-стыковочные приспособления.

ОРБИТЫ СПУТНИКОВ И СХЕМА ПОЛЁТА

При выборе параметров орбит спутников «Прогноз» принимались во внимание следующие основные требования:

• Обеспечение возможности выполнения научной программы.
• Обеспечение возможности продолжительной связи наземных измерительных пунктов со спутником для управления бортовыми системами, получения траекторной, научной и оперативной информации, а также для продолжительных сеансов радиосвязи при регистрации данных научных приборов в реальном времени.
• Обеспечение длительного времени существования орбиты без проведения коррекции её параметров.
• Использование для выведения спутников на орбиты находящихся в эксплуатации ракетоносителей и отработанных трасс их полёта.

Выведение искусственных спутников Земли на высокоапогейные орбиты является сложной задачей и требует анализа различных типов орбит, обеспечивающих выполнения научных задач. Спутники такого класса движутся в сложном силовом поле, так как испытывают возмущающее влияние Луны. Выбор даты и времени старта при пуске спутников «Прогноз» проводился по разработанной в НПО им.С.А. Лавочкина методике ускоренного расчёта эволюций орбит с повитковым интегрированием.

Следует отметить, что обеспечение устойчивости существования орбиты путём соответствующего выбора даты и времени запуска позволило отказаться от разработки и установки на спутнике сложной и имеющей большой вес системы автономной коррекции.

КА «Прогноз» выводится ракетой-носителем «Молния» вначале на промежуточную орбиту, а затем разгонным ракетным блоком Л на начальную расчетную орбиту с параметрами:

апогей–500 км

перигей – 235 км

наклонение орбиты – 65 град.

С течением времени параметры орбиты претерпевают некоторые изменения под влиянием поля тяготения Луны и Солнца.

КОСМИЧЕСКИЙ АППАРАТ

Конструктивно спутник «Прогноз» выполнен в виде герметичного контейнера цилиндрической формы диаметром 1500 мм и высотой 1200 мм, закрытого с обеих сторон сферическими днищами.

Снаружи на крышке размещена рама, на которой крепятся датчики научной аппаратуры, оптический прибор солнечной ориентации, антенны радиокомплекса. На цилиндрической части корпуса расположены четыре панели солнечных батарей и рамы с установленными на них научными приборами, тепловой демпфер, микродвигатели системы ориентации, баллоны с рабочим газом для этих двигателей. На концах панелей солнечных батарей установлены: штанга магнитометра, антенны и другие выносные приборы. Внутри контейнера размещены рамы с установленными на них приборами радиотехнического комплекса, электронными приборами системы солнечной ориентации, научная аппаратура, приборы системы терморегулирования и буферная батарея энергопитания. Тепловой режим станции обеспечивается активной системой терморегулирования (СТР) приборного отсека в сочетании с пассивными средствами терморегулирования.

Тепловой режим блоков научной аппаратуры и служебной аппаратуры, установленных снаружи приборного отсека, обеспечивается пассивными средствами терморегулирования. Стабилизация спутника в пространстве осуществляется путем вращения его относительно продольной оси, направленной на Солнце. В связи с этим одной из технических проблем было обеспечение заданных моментов инерции аппарата. Поэтому каждый спутник проходил балансировку на специальном стенде.

Основные данные спутника и его систем:

• масса 850/1370 кг;
• радиокомплекс дециметрового диапазона волн – два бортовых передатчика мощностью 10 вт, число команд управления 120-256;
• информативность радиолинии КА- Земля до 250 Кбод;
• информативность телеметрической системы 800 и 3200 бод, память запоминающих устройств 108 часов и 80 Мбайт
• в составе КНА;
• антенно-фидерная система состоит из двух широко направленных антенн, антенного переключателя и блока электроники;
• система ориентации на Солнце – одноосная, точность ориентации 1/1,5град, скорость вращения спутника вокруг продольной оси 3 град/сек;
• система исполнительных органов системы ориентации состоит из газовых сопел, пневмоклапанов, редукторов и баллонов высокого давления с азотом;
• система терморегулирования – газовая, замкнутого типа с частичной экранно-вакуумной теплоизоляцией, диапазон поддержания температуры внутри приборного контейнера от 0 С до +40 С;
• система электропитания: солнечные батареи с площадью фотопреобразователей 7 кв.м и буферная аккумуляторная батарея ёмкостью 100 ампер-часов.

При разработке и создании конструкции спутника и его систем была решена поставленная перед НПО им. С.А. Лавочкина задача, в результате которой был создан универсальный спутник, позволяющий устанавливать на нём научную аппаратуру в различной комплектации без проведения повторных наземных испытаний (статических, вибрационных, тепловых и других). Это значительно сократило финансовые и материальные затраты.

Благодаря своей универсальности КА «Прогноз» широко использовались для проведения научных исследований по программе «Интеркосмос» . Особенно плодотворными были совместные эксперименты с научными учреждениями ЧССР, Венгрии, Франции и Швеции, что позволило освоить и использовать новую научную методику, улучшить технологию изготовления научных приборов, использовать научную аппаратуру, изготовленную другими странами.

УПРАВЛЕНИЕ ПОЛЕТОМ

Для обеспечения работы со спутниками «Прогноз» в полёте были разработаны программы полёта с типовыми сеансами связи с наземными измерительными пунктами, которыми проводились:

• проверка функционирования служебных систем и управления их работой;
• проверка работоспособности научной аппаратуры и управление её работой (включение, выключение, калибровка и т.п.);
• запись научных измерений и состояние бортовых систем на запоминающие устройства;
• списывание научной и служебной информации с запоминающих устройств;
• непосредственная передача информации с научных приборов;
• более точная ориентация на Солнце по радиокомандам;
• точная привязка бортового времени к московскому;
• траекторные измерения элементов орбиты.

Продолжительность сеансов связи составляла от 30 мин до 2,0 часов. На каждом витке орбиты проводилось от 2-х до 5-ти сеансов связи со спутником.
В период с апреля 1972 года по октябрь 2000 года было проведено двенадцать безотказных запусков; все спутники полностью выполнили предусмотренные программы и превысили гарантированный срок работы.

РЕАЛИЗАЦИЯ ПРОЕКТА

КА «Прогноз-1» Запущен 14.04.72 года с космодрома Байконур. Параметры рабочей орбиты: высота в перигее – 956 км, высота в апогее – 201000 км, наклонение – 65 град, период обращения – 97 час.
Задачи научных исследований:

• получение данных о радиационной активности Солнца с целью обеспечения необходимой информацией службы радиационной безопасности;
• изучение физики солнечных вспышек и солнечных космических лучей;
• изучение свойств межпланетной среды и взаимодействия солнечного ветра с магнитосферой Земли.

КА «Прогноз-2» Запущен 29.06.1972 года с космодрома Байконур. Параметры рабочей орбиты: высота в перигее – 551,4 км, высота в апогее – 201000 км, наклонение – 65 град, период обращения – 97 час.
Масса космического аппарата – 845 кг.
Задачи научных исследований: те же, что для КА «Прогноз-1». Дополнительно установлены приборы французского производства для проведения экспериментов по изучению характеристик солнечного ветра внешних областей магнитосферы - прибор «Калипсо», а также исследованию гамма-излучения Солнца и поиску нейтронов солнечного происхождения - прибор «СНЕГ-1».

КА «Прогноз-3» Запущен 15.02.73 года с космодрома Байконур. Параметры рабочей орбиты: высота в перигее – 590 км, высота в апогее – 200270 км, наклонение – 64,98 град, период обращения – 96 час.
Масса космического аппарата – 836 кг.
Задачи научных исследований : те же, что для КА «Прогноз-1».

КА «Прогноз-4» Запущен 22.12.74 года с космодрома Байконур. Параметры рабочей орбиты: высота в перигее – 634 км, высота в апогее – 199000км, наклонение – 65 град, период обращения – 95,66 час.
Масса космического аппарата – 893 кг.
Задачи научных исследований : те же, что для КА «Прогноз-1». Существенно увеличено количество научных приборов и расширены научные исследования.

КА «Прогноз-5» Запущен 25.11.76 года с космодрома Байконур. Параметры рабочей орбиты: высота в перигее – 498 км, высота в апогее – 195120 км, наклонение – 65 град, период обращения – 95,2 час.
Масса космического аппарата – 896 кг.
Задачи научных исследований : те же, что для КА «Прогноз-1». Установлена модернизированная более точная научная аппаратура, позволившая проводить более тонкие измерения, в том числе: изучение свойств межпланетной среды и взаимодействие солнечного ветра с магнитосферой Земли; концентрации, температуры, направления и скорости протонов; положение ударной волны, а также исследование холодной плазмы в магнитосфере Земли, электростатического ВЧ-поля в межпланетной плазме; нейтрального и ионизированного гелия в межпланетной среде. Продолжены измерения параметров и состава солнечного ветра с помощью французского прибора «Калипсо-2».

КА «Прогноз-6» Запущен 22.09.77 года с космодрома Байконур. Параметры рабочей орбиты: высота в перигее – 495,5 км, высота в апогее – 197885 км, наклонение – 65,4 град, период обращения – 94,8 час.
Масса космического аппарата – 894 кг.
Задачи научных исследований те же, что для КА «Прогноз-1».Широко проводилась спектрометрия: рентгеновских лучей, протонов и ядер в релятивистской области, УФ-излучения, электронов в области высоких энергий с помощью французских приборов «Жемо-С2» и «СНЕГ-2МП»- гамма-спектрометров.

КА «Прогноз-7» Запущен 30.10.78 года с космодрома Байконур. Параметры рабочей орбиты: высота в перигее – 467 км, высота в апогее – 199300 км, наклонение – 65 град, период обращения – 95,74 час.
Масса космического аппарата – 940 кг.
Задачи научных исследований те же, что для КА «Прогноз-1»: продолжение исследований радиационной активности Солнца, солнечной плазмы и межпланетной среды, проведение совместных экспериментов СССР по программе «Интеркосмос» с ЧССР - приборы «Плазмаг», РФ-2П; ВНР - прибор «Плазмаг»; Францией - приборы «СНЕГ-2МП», «Жемо-С2», «Галактика»; Швецией - прибор «Промикс». Увеличение состава научных приборов.

КА «Прогноз-8» Запущен 25.12.80 года с космодрома Байконур. Параметры рабочей орбиты: высота в перигее – 556,5 км, высота в апогее – 198770 км, наклонение – 65 град, период обращения – 95,39 час.
Масса космического аппарата – 934 кг.
Основной научной задачей комплекса экспериментов являлось исследование тонкой структуры ударной волны и магнитопаузы, а также некоторые вопросы физики магнитосферы и солнечной активности. Для решения этих задач сочетались тонкие измерения характеристик околоземной плазмы с низкочастотными измерениями в диапазоне частот менее 10 герц. Использовался режим «непосредственной передачи» в момент пересечения магнитопаузы. Для решения задач на «Прогнозе-8» установлена научная аппаратура, изготовленная в СССР, ЧССР, ПНР, Швеции.

КА «Прогноз-9» Запущен 1.07.83 года с космодрома Байконур. Параметры рабочей орбиты: высота в перигее – 361 км, высота в апогее – 727620 км, наклонение – 65,3 град, период обращения – 25,46 сут.
Научная программа в рамках международного проекта «Реликт» проводилась в следующем объеме:
картографирование небесной сферы в диапазоне волн 8 мм;
регистрация всплесков космического гамма-излучения в диапазоне энергий 20 кэВ - 1 МэВ;
измерение рентгеновского излучения Солнца в диапазоне энергий 2 - 160 кэВ;
измерение магнитных полей с напряженностью 0,2 - 60 гамм;
исследование ультрафиолетового излучения;
регистрация временных и спектральных характеристик солнечных рентгеновских всплесков и другие исследования.

КА «Прогноз-10» Запущен 26.04.1985 года с космодрома Байконур. Параметры рабочей орбиты: высота в перигее – 400 км, высота в апогее – 200000 км, наклонение – 65 град, период обращения – 4 сут.
Масса космического аппарата – 933 кг.
Научная программа выполнялась в рамках международного проекта «Интершок» . Основная цель – исследование структуры и характеристик ударной волны и магнитопаузы, возникающих при взаимодействии солнечного ветра с магнитосферой Земли. В ходе полета была получена важная информация о радиационной обстановке в околоземном пространстве.

Еще два аппарата серии «Прогноз» - КА «Прогноз-11»(Интербол-1) и КА «Прогноз-12» (Интербол-2), созданные на базе СО-М2 стали основой для реализации уникального международного проекта «Интербол», описание которого приводится ниже. КА «Прогноз-11» («Интербол-1») запущен с космодрома Плесецк 3 августа 1995 года. КА «Прогноз-12» («Интербол-2») запущен с космодрома Плесецк 29 августа 1996 года.

МИССИЯ «ИНТЕРБОЛ»

Реализация миссии «Интербол» (КА «Интербол –1» и «Интербол-2») явилась по признанию мировой научной общественности выдающимся вкладом в исследование физики околоземного пространства и солнечно-земных связей. Главной ее целью явилось изучение физических механизмов, которые ответственны за передачу энергии солнечного ветра в магнитосферу, ее накопление там и последующую диссипацию в хвосте и авроральных областях магнитосферы, в ионосфере и верхней атмосфере во время магнитосферных суббурь.
Уникальность проекта связана с тем, что, наряду с изучением глобальных, крупномасштабных явлений в околоземном космическом пространстве, исследуется тонкая, мелкомасштабная структура явлений, что возможно на основе сопоставления данных, полученных от основных аппаратов и их субспутников. Для реализации проекта «Интербол» предусмотрена организация одновременной работы четырех ИСЗ. Одна пара в составе основного КА «Интербол» и субспутника «Магион» , запускаемого вместе с основным, затем отделяемого от него, работает на высокоэллиптической орбите, апогей которой проходит через хвостовую область магнитосферы на расстоянии более 100 000 км от Земли, другая пара - на орбите с высотой апогея 20 000 км, пересекающей авроральную область магнитосферы Земли над овалом полярных сияний.
Основные спутники проекта «Интербол» – ИСЗ «Прогноз-М2» , на них установлены комплекты научной аппаратуры, выполняющей главные замеры параметров в соответствии с исследовательской программой.
Для разделения пространственных и временных вариаций физических параметров и исследований тонких процессов в околоземном космическом пространстве те же параметры, но с меньшей детальностью, измеряются на субспутниках, которые находятся от основных на расстояниях, сравнимых с масштабами пространственных вариаций исследуемых явлений. В качестве субспутников использованы КА серии «Магион» , произведенные в Чехии.

КОСМИЧЕСКИЕ АППАРАТЫ

Космические аппараты «Интербол-1» и «Интербол-2» по конструкции идентичны, отличаются только установленными на их борту комплексами научной и вспомогательной аппаратуры.
Основным конструктивно силовым агрегатом КА является герметичный приборный контейнер цилиндрической формы. Внутри него устанавливаются на двух рамах служебная аппаратура и электронные блоки ряда научных приборов. Снаружи крепятся 4 солнечные батареи, датчики Солнца, шар-баллоны с рабочим телом системы ориентации, кронштейны с газовыми двигателями, антенны для связи с Землей, а также верхняя рама, боковые рамы и проставка для установки научных приборов снаружи КА.
В состав бортовых систем и служебной аппаратуры входят: магистральный радиокомплекс (2 комплекта), система телеизмерений, программно-временная система, антенно-фидерная система (2 комплекта), система автономного управления, система управления ориентацией (2 комплекта), система электропитания, система терморегулирования, система исполнительных органов ориентации.
С целью существенного снижения электростатических и электромагнитных помех на КА применяются электромагнитно-чистые солнечные батареи (их фотопреобразователи покрыты с обеих сторон токопроводящим покрытием, электрически соединенным с корпусом КА) и металлизированная ЭВТИ, также электрически соединенная с корпусом.

УПРАВЛЕНИЕ ПОЛЕТОМ

В состав наземного комплекса управления (НКУ) входят Центр управления полетом ЦДКС (Евпатория, Украина), Центр обработки информации Научно-испытательного центра имени Г.Н.Бабакина (Химки), ЦУП КА научного и народнохозяйственного назначения «Рокот» (Москва), Главный баллистический центр ЦНИИМаш (Королев), Баллистический центр Института прикладной математики РАН. На участке выведения в составе комплекса управления работают Отдельные командно-измерительные комплексы ОКИК-10, -12. -04, -09, -13.
Во время орбитального полета с КА «Интербол-1» работают:
Комплекс «Квант-Д» ЦУП ЦДКС (Евпатория) с антеннами АДУ-1000 (K1, передающая), АДУ-1000 (К2 и К3 - приемные), П-2.500 (резервная передающая), П-400П (резервная передающая).
Комплекс «Квант-Д» совместно с комплексом «Сатурн-МСД» ОКИК-15 (Уссурийск/Галёнки) с антеннами П-200П (передающая), П-400 (приемная), П-2500 (приемно-передающая, резервная).
Комплекс «Квант-П» (2-й ствол) ОКИК-14 (Щелково) с антеннами П-200П (передающая) и КТНА-200 (приемная).
Наземный научный комплекс включает в себя центр обработки научной информации АКОНИ-Ц в ИКИ РАН, терминальную станцию ИКИ-РАН на ОКИК-16 (Евпатория), пункты приема информации в районе Тарусы и Медвежьих озер.
Управление аппаратами Магион осуществляется с чешского пункта управления в Панска-Вес, прием научной информации - там же и на российских пунктах в Медвежьих Озерах, Тарусе и Апатитах.
Общее руководство запуском и управлением КА «Интербол» осуществляет Государственная комиссия. Решением Государственной Комиссии создана Главная Оперативная Группа Управления (ГОГУ).

РЕАЛИЗАЦИЯ ПРОЕКТА

Первый КА проекта – «Интербол–1» (CO-M2 №512, Хвостовой зонд) с его субспутником Магион-4 запущен с пусковой установки 17П32-3 (317/3) космодрома Плесецк 3 августа 1995 года на орбиту с апогеем 193000 км и наклонением 62,8 градусов.
Второй КА – «Интербол-2» (CO-M2 №513, Авроральный зонд) с субспутником Магион-5 запущен с пусковой установки 17П32-3 (317/3) космодрома Плесецк 29 августа 1996 года на орбиту с апогеем 20000 км и наклонением 62,8 градусов.
Выведение КА «Интербол–1,-2» на рабочие орбиты осуществлено с помощью ракет-носителей «Молния». Стартовая масса РН с КА ~ 305500 кг. Сухой вес блока 2БЛ - 1200 кг, заправленного –7,0 тонн
Отделение субспутников производилось через 4 суток после старта.
Научные исследования проводились как в сеансах связи в режиме непосредственной передачи информации (НП), так и в автономном режиме. Научная аппаратура работала на всём витке орбиты, за исключением зоны радиационных поясов, в которых выключались приборы плазменного комплекса.

РЕЗУЛЬТАТЫ ЛКИ КОСМИЧЕСКИХ АППАРАТОВ СЕРИИ «ПРОГНОЗ»

Космические аппараты серии «Прогноз» вместе с установленными на них комплексами научной аппаратуры, совершенствующимися от спутника к спутнику, явились уникальной системой для исследования солнечной активности и ее влияния на околоземную среду, астрофизических исследований по изучению реликтового излучения в миллиметровом диапазоне, использованию в службах гелиогеофизической и радиационной безопасности экипажей пилотируемых космических комплексов и выполнения международных научных программ.
Особо следует отметить, что высокоапогейные спутники «Прогноз» дали обширный материал для службы радиационной безопасности пилотируемых космических комплексов: от­работана аппаратура для измерения радиационных характеристик галактических и солнечных космических лучей, разработан и изготовлен аппаратурный комплекс «Сосна», обеспе­чивающий информацией указанную службу. Спутник «Прогноз» осуществлял функцию патрульного аппарата, обеспечивающего информацией, необходимой для оперативной оценки радиационной обстановки для экипажей станций «Салют».
В период с апреля 1972 года по август 1996 года было проведено двенадцать безотказных запусков; все спутники полностью выполнили предусмотренные программы и превысили гарантированный срок работы:

ТЕХНИЧЕСКАЯ И ТЕХНОЛОГИЧЕСКАЯ НОВИЗНА

Первые эксперименты в области изучения процессов солнечной активности, осуществлённые в 60-е годы, показали необходимость создания специализированных спутников Земли с высокоапогейными орбитами, ориентацией на Солнце, длительным временем существования, обладающих возможностями проводить длительную непрерывную передачу данных в реальном времени. Создание универсальных спутников подобного типа представляло сложную научно- техническую задачу. Специальные требования, диктуемые необ­ходимостью постановки экспериментальных исследований солнечной активности и межпланетной среды, а также сменностью вновь создаваемой научной аппаратуры предопределили технические решения конструкции и систем спутника. Потребовалось создание принципиально новой конструкции спутников, их бортовой служебной аппаратуры, нового комплекса научных приборов, образующих в совокупности новую исследовательскую космическую систему. Эта система, разработанная, изготовленная и реализованная в течение 1969-2000 гг. получила название «Прогноз». Основной вклад в разработку и изготовление спутников «Прогноз» внесли коллектив специалистов НПО им. С.А.Лавочкина и завода «Вымпел».
В процессе работ по созданию космических аппаратов серии «Прогноз», особенно в 90-годах прошлого столетия, активно внедрялись новые технологии при наземной отработке и подготовке изделия к штатной работе. НПО им.С.А.Лавочкина первым в России начало доставлять на полигон аппараты в состоянии практически полной готовности к пуску. Так, спутники «Интербол-1,-2» и субспутники Магион-4,-5 прошли т.н. квазиполигонные испытания на предприятии, за счет чего удалось свести к минимуму проверки КА на космодроме.
Программа полета КА миссии «Интербол» была успешно выполнена с существенным превышением объема поставленных задач. Срок эксплуатации КА «Интербол-1,-2» превысил заданный по ТЗ соответственно в 5 и 2,5 раза. Это стало возможным благодаря надежной работе бортовых систем, четкой организации работы ГОГУ, а также заложенным в бортовое программное обеспечение возможностям адаптации к изменяющимся, и в том числе непредвиденным, условиям функционирования КА.
По мнению виднейших ученых за всю историю исследований солнечно-земных связей в Советском Союзе и России многоспутниковый проект «ИНТЕРБОЛ» стал одной из самых успешных миссий по изучению физических процессов в околоземном космическом пространстве.
В результате выполнения этого проекта собран уникальный по своему значению, объему и качеству экспериментальный материал, что стало возможным, в первую очередь, благодаря значительному, во много раз по сравнению с предыдущими исследованиями на спутниках серии «Прогноз», увеличению объема передаваемой с борта космических аппаратов научной информации и осуществлению одновременных многоспутниковых наблюдений как на близких расстояниях, так и в разнесенных областях магнитосферы Земли. Это предопределило и высокий уровень научных итогов проекта. По результатам выполненных исследований уже опубликовано более 500 работ, разнообразных по тематике и подходам к анализу данных измерений. Архив сосредоточенных в ИКИ РАН данных измерений проекта ИНТЕРБОЛ составляет в общей сложности около 300 Гбайт. Он открыт для мирового научного сообщества, и сегодня достаточно многие российские и зарубежные исследователи физики околоземного космического пространства используют в своих работах данные из этого архива.

Этот проект не только расширил наши знания о магнитосфере и об обтекающем ее солнечном ветре, но и выявил «слабые места» миссии и тем самым стимулировал дальнейшую разработку многоспутниковых методов. Так, например, с помощью «Интербола» было невозможно следить за развитием космических процессов в трехмерном пространстве. Из-за того, что измерения производились только в двух точках пространства, представление о структуре объекта и его движении можно было получить лишь для одного направления. Этот недостаток устранялся в миссии «Cluster» (European SpaceAgency, ESA) имеющей задачу производить измерения уже в четырех точках пространства четырьмя идентичными спутниками, образующими в пространстве правильный тетраэдр.