способ управления положением солнечных батарей космического аппарата и система для его осуществления

Формула изобретения

1. Способ управления положением солнечных батарей космического аппарата, включающий разворот панелей солнечных батарей в рабочее положение, обеспечивающее снабжение космического аппарата электроэнергией, соответствующее совмещению нормали к ее освещенной рабочей поверхности с плоскостью, образуемой осью вращения панелей солнечных батарей и направлением на Солнце, определение момента времени начала негативного воздействия факторов внешней среды на рабочую поверхность солнечных батарей, разворот панелей солнечных батарей до момента времени начала воздействия указанных факторов и возвращение панелей солнечных батарей в рабочее положение после окончания указанного воздействия, отличающийся тем, что дополнительно измеряют плотность текущего потока солнечного электромагнитного излучения, по измеренным значениям определяют момент времени начала солнечной активности, определяют момент времени достижения частицами высоких энергий поверхности космического аппарата, в указанный момент времени измеряют плотность потоков частиц высоких энергий - протонов и электронов, производят сравнение измеренных значений с пороговыми значениями и в случае превышения измеренными значениями пороговых значений потоков протонов и электронов производят разворот панелей солнечных батарей на угол между нормалью к их освещенной рабочей поверхности и направлением на Солнце _{s min}, соответствующий минимальной площади воздействия потоков частиц высоких энергий на поверхности солнечных батарей, определяемый соотношением

_{s min}=arccos(I_H/I_m),

где I_H - ток нагрузки от потребителей космического аппарата;

I_m - максимальный ток, вырабатываемый при ориентации освещенной рабочей поверхности панелей солнечных батарей перпендикулярно солнечным лучам,

при этом за момент времени начала разворота панелей солнечных батарей принимают момент времени превышения измеренными значениями верхнего порогового значения плотности потоков указанных частиц высоких энергий, а за момент времени начала возвращения панелей солнечных батарей в рабочее положение принимают момент времени, при котором плотность потоков частиц высоких энергий становится ниже верхнего порогового значения.

2. Система для реализации способа по п.1, включающая солнечную батарею с установленными на ней четырьмя фотоэлектрическими батареями, устройство поворота солнечных батарей, усилительно-преобразующее устройство, блок управления ориентацией солнечных батарей по направлению на Солнце, блок разворота солнечных батарей в заданное положение, два регулятора тока, блок аккумуляторных батарей, зарядное устройство для аккумуляторных батарей, блок формирования команд на заряд аккумуляторных батарей, датчик тока нагрузки, блок управления системой электроснабжения, шину электроснабжения, при этом солнечная батарея через свой первый выход, объединяющий выходы двух фотоэлектрических батарей, соединена с первым входом устройства поворота солнечных батарей, и через второй выход, объединяющий выходы двух других фотоэлектрических батарей, соединена со вторым входом устройства поворота солнечных батарей, а выходы блоков управления ориентацией солнечных батарей по направлению на Солнце и разворота солнечных батарей в заданное положение соединены соответственно с первым и вторым входами усилительно-преобразующего устройства, выход которого, в свою очередь, соединен с третьим входом устройства поворота солнечных батарей, первый и второй выходы устройства поворота солнечных батарей соединены соответственно с входами первого и второго регуляторов тока, а выходы регуляторов тока соединены с шиной электроснабжения КА, блок аккумуляторных батарей своим входом через зарядное устройство для аккумуляторных батарей соединен с шиной электроснабжения, при этом зарядное устройство аккумуляторных батарей подключено своим первым входом к указанной шине, а ко второму входу зарядного устройства для аккумуляторных батарей подключен датчик тока нагрузки, который подключен, в свою очередь, к шине электроснабжения, блок аккумуляторных батарей своим выходом подключен к первому входу блока формирования команд на заряд аккумуляторной батареи, а ко второму входу указанного блока подключен первый выход блока управления системой электроснабжения, выход блока формирования команд на заряд аккумуляторной батареи подключен к третьему входу зарядного устройства аккумуляторной батареи, вторые и третьи выходы блока управления системой электроснабжения подключены соответственно к первым входам блоков управления ориентацией солнечных батарей по направлению на Солнце и разворота солнечных батарей в заданное положение, третий выход устройства поворота солнечных батарей соединен со вторыми входами блоков управления ориентацией солнечных батарей по направлению на Солнце и разворота солнечных батарей в заданное положение, отличающееся тем, что в нее дополнительно введены блок измерения плотности текущего потока солнечного электромагнитного излучения, блок определения солнечной активности, блок определения момента времени воздействия частиц на космический аппарат, блок измерения плотности потоков частиц высоких энергий, блок определения момента времени начала управления солнечными батареями по токам нагрузки, блок управления солнечными батареями по токам нагрузки, при этом выход блока измерения плотности текущего потока солнечного электромагнитного излучения соединен с входом блока определения солнечной активности, первый выход которого, в свою очередь, соединен с входом блока определения момента времени воздействия частиц на космический аппарат, выходы блоков определения момента времени воздействия частиц на космический аппарат и измерения плотности потоков частиц высоких энергий соединены соответственно с первым и вторым входами блока определения момента времени начала управления солнечными батареями по токам нагрузки, при этом вход блока измерения плотности потоков частиц высоких энергий соединен со вторым выходом блока определения солнечной активности, а выход блока определения момента времени начала управления солнечными батареями по токам нагрузки соединен с входом блока управления системой электроснабжения, четвертый выход которого, в свою очередь, соединен с первым входом блока управления солнечными батареями по токам нагрузки, ко второму входу блока управления солнечными батареями по токам нагрузки подключен соответственно второй выход датчика тока нагрузки, выход блока управления солнечными батареями по токам нагрузки подключен к третьему входу логически-преобразующего устройства, кроме этого, третий выход устройства поворота солнечных батарей соединен с четвертым входом блока управления солнечными батареями по токам нагрузки.

Описание изобретения к патенту

Изобретение относится к области космической техники, а именно к системам электроснабжения (СЭС) космических аппаратов (КА), и может быть использовано при управлении положением панелей их солнечных батарей (СБ).

Известен способ управления положением панелей СБ, принятый за аналог (см. [1], стр. 190-194). Сущность способа заключается в следующем. Панели СБ ориентируются таким образом, что угол между нормалью к их освещенной рабочей поверхности и направлением на Солнце составляет минимальную величину, что обеспечивает максимальный приход электроэнергии от СБ.

Для обеспечения высокой эффективности работы СБ, на большинстве КА устанавливают систему их автоматической ориентации на Солнце. В состав такой системы входят солнечные датчики, логически преобразующие устройства и электрические приводы, управляющие положением батарей.

Недостаток указанного способа и системы управления положением СБ КА заключается в том, что в их действиях не предусмотрена защита от негативного воздействия факторов внешней среды (ФВС) на рабочие поверхности панелей СБ, как, например защита от газов, выходящих из работающих реактивных двигателей (РД) КА, см. [2] (стр. 311-312).

Наиболее близким из аналогов, принятым за прототип, является способ управления положением СБ КА, описанный в [3]. Суть способа заключается в нижеследующем. Осуществляют разворот панелей СБ в рабочее положение, соответствующее совмещению нормали к их освещенной рабочей поверхности с плоскостью, образуемой осью вращения панелей и направлением на Солнце. Далее определяют момент времени начала негативного воздействия ФВС на рабочие поверхности панелей СБ. При этом в качестве ФВС берется влияние газов, истекающих из работающих РД при причаливании орбитального КА “Шаттл” к базовому блоку станции МКС перед операциями стыковки. А момент времени начала негативного воздействия ФВС определяют по началу режима “причаливания”. До указанного момента времени проводят защитные операции с панелями СБ, разворачивая их тыльной стороной к рабочему стыковочному узлу базового блока станции в плоскости, параллельной плоскости поперечного сечения. В данном случае струи газов реактивных двигателей воздействуют на тыльные стороны батарей, не повреждая их рабочие поверхности, до завершения стыковки (окончания негативного воздействия ФВС).

Так в “Правилах полета... ” см.[3] на стр. 2-26, из соображений указанной защиты СБ американского орбитального сегмента (АОС), не разрешается подход “Шаттла” к станции ближе чем на 400 футов (~120 м) до проведения защитных операций с батареями. Причаливание “космического челнока” к МКС разрешается только после того, “... когда СБ АОС развернуты вовне от сегмента фермы... ”. Аналогичные требования предъявляются для защиты СБ российского сегмента (см. стр. 2-27, [3]). После завершения стыковки указанные требования снимаются и СБ обоих сегментов возвращаются в исходное положение ориентации рабочих поверхностей на Солнце.

СБ в системе СЭС МКС являются основными источниками электроэнергии и обеспечивают работу ее бортовых потребителей, включая подзаряд аккумуляторных батарей (АБ), являющихся вторичными источниками электроэнергии на борту станции. Блок-схема системы управления ориентации одной из СБ (см.[4]) с элементами СЭС для реализации вышеописанного способа, принятого за прототип, представлена на фиг.1.

Система содержит:

СБ-1, на жесткой подложке корпуса которой расположены четыре фотоэлектрических батареи БФ₁ 2, БФ₂ 3, БФ₃ 4 и БФ₄ 5;

6 - устройство поворота СБ (УПСБ);

7 - усилительно-преобразующее устройство (УПУ);

8 - блок управления ориентацией СБ по направлению на Солнце (БУОСБС);

9 - блок разворота СБ в заданное (защитное) положение (БРСБЗП);

10, 11 - регуляторы тока РТ1 и РТ2 соответственно;

12 - блок АБ;

13 - зарядное устройство для АБ (ЗРУ АБ);

14 - блок формирования команд на заряд АБ (БФКЗ АБ);

15 - датчик тока нагрузки (ДТН);

16 - блок управления системой энергоснабжения (БУСЭС);

17 - шина электроснабжения (ШЭ).

При этом СБ1 через свой первый выход, объединяющий выходы БФ₁ 2 и БФ₄ 5, соединена с первым входом УПСБ 6 и через второй выход, объединяющий выходы БФ₂ 3 и БФ₄ 5, соединена со вторым входом УПСБ 6.

Выходы БУОСБС 8 и БРСБЗП 9 соединены соответственно с первым и вторым входами УПУ 7, выход которого, в свою очередь, соединен с третьим входом УПСБ 6. Первый и второй выходы УПСБ 6 соединены соответственно с входами PT₁ 11 и РТ ₂ 12. Выходы PT₁ 10 и РТ₂ 11 соединены с ШЭ17. БАБ 12 своим входом через ЗРУ АБ 13 соединен с ШЭ17. При этом ЗРУАБ 13 подключено своим первым входом к указанной шине, а ко второму входу ЗРУАБ 14 подключен датчик тока нагрузки ДТН 15, подключенный, в свою очередь, к ШЭ17. БАБ 12 своим выходом подключен к первому входу БФКЗ АБ 14, а ко второму входу указанного блока подключен первый выход БУ СЭС16. Выход БФКЗ АБ 14 подключен к третьему входу ЗРУ АБ 13. Вторые и третьи выходы БУ СЭС16 подключены соответственно к первым входам БУСБС 8 и БРСБЗП 9. Третий выход УПСБ 6, подключен ко вторым входам БУОСБС 8 и БРСБЗП 9.

Кроме этого на фиг.1 введены дополнительные обозначения:

_s, _z - углы для управления приводами УПСБ 6 “по Солнцу” и в заданное положение. Пунктиром показана также механическая связь УПСБ 6 с корпусом СБ1 через выходной вал привода батареи.

В режиме электроснабжения КА система работает следующим образом. Во время работы на солнечной орбите (без захода в тень Земли в течение суток) мощность нагрузки, как правило, ниже мощности СБ1. При этом УПСБ 6 служит для транзитной передачи электроэнергии от СБ1 до PT₁ 10 и РТ₂ 11. Стабилизация напряжения на шине электропитания СЭС осуществляется одним из РТ. В то же время другой РТ находится в состоянии с замкнутыми силовыми транзисторами. Генераторы СБ1 (БФ1... ₄) работают в этом случае в режиме короткого замыкания.

Когда мощность нагрузки становится больше мощности подключенных генераторов СБ1, в режим стабилизации напряжения переходит другой РТ и энергия незадействовавшихся генераторов поступает на шину питания СЭС. В отдельные периоды, когда мощность нагрузки может превышать мощность СБ1, ЗРУ АБ 13, за счет разряда БАБ 12, компенсирует дефицит электроэнергии на борту КА. Для указанных целей в ЗРУ АБ 13 служит регулятор разряда АБ. Энергия БАБ 12 используется также при затенениях СБ (при входе КА в тень Земли, отворота батарей от направления на Солнце). Кроме указанного регулятора ЗРУ АБ 13 содержит и регулятор заряда АБ. Регулятор заряда осуществляет ограничение зарядного тока БАБ 12 на уровне (Iн±1)А, где Iн - номинальный ток заряда, при избытке мощности БФ и стабилизацию напряжения на шине СЭС за счет регулирования зарядного тока БАБ при мощности БФ, недостаточной для обеспечения питания аккумуляторных батарей током заряда (Iн±1)А. Для проведения указанных зарядно-разрядных циклов в ЗРУ АБ 13 используется информация от ДТН 15. При этом ДТН 15 подключен в СЭС таким образом, что измеряет ток нагрузки не только от бортовых потребителей, но и учитывает ток заряда АБ. Заряд БАБ 12 осуществляет ЗРУ АБ 13 через БФКЗ АБ 14. Для случая металлводородных АБ он описан в [5]. Суть заключается в том, что по датчикам давления, установленных внутри батарей, и температурах на корпусах батарей производится определение плотности водорода в корпусе АБ. В свою очередь плотность водорода определяет уровень заряженности АБ. При понижении плотности водорода в батарее ниже установленного уровня выдается команда на ее заряд, а при достижении максимального уровня плотности - на прекращение заряда. С помощью БУСЭС 16 можно регулировать указанные уровни заряда батареи через БФКЗ АБ 14.

Примером реализации БУСЭС 16 могут служить радиосредства служебного канала управления (СКУ) бортовыми системами КА "Ямал-100", состоящие из земной станции (ЗС) и бортовой аппаратуры (БА), см. [10, 11].

В частности, БА СКУ совместно с ЗС СКУ, решает задачу выдачи в бортовую цифровую вычислительную систему (БЦВС) КА цифровой информации (ЦИ) и последующего ее квитирования.

БЦВС, в свою очередь, осуществляет управление блоками БУСБС 8, БРСБЗП 9, БФКЗ АБ 14 (подробно, см. далее по тексту).

Взаимодействие БА СКУ в части обмена ЦИ осуществляется по магистральному каналу обмена (МКО) в соответствии с интерфейсом MIL-STD-1553. В качестве абонента БЦВС используется прибор - блок сопряжения (БС) из состава БА СКУ. Процессор БЦВС периодически делает опросы состояния БС для определения доступности пакета данных. Если пакет доступен, то процессор начинает обмен данными.

Передаваемая информация с Земли проходит сверку адреса в командном интерфейсе БС с адресом полукомплекта БС. При наличии совпадения, принятого и "своего" адресов, осуществляется дальнейшая обработка информации. Так, после приема информации от наземной аппаратуры и указанной сверки, БС передает в БЦВС ЦИ в виде групп слов данных. В группе может быть от одного до трех активных 16-ти разрядных слов. Активные слова и содержат необходимую информацию для управляющих алгоритмов БЦВС.

В свою очередь БЦВС со своими внешними абонентами, к которым относится и БКФЗ АБ 14, осуществляет обмен ЦИ по МКО.

Способ и система для его осуществления, принятые за прототип, имеют существенный недостаток - они не позволяют защитить рабочие поверхности БФ СБ от воздействия одного из самых сильных ФВС - протонов и электронов высоких энергий солнечных космических лучей (СКЛ). Особенно указанные ФВС опасны для БФ в периоды высокой активности Солнца (см.[2], стр. 323, см. [7], стр. 31, 33).

Задачей, стоящей перед предлагаемыми способом и системой для его осуществления, является уменьшение влияния воздействия протонов и электронов высоких энергий на рабочие поверхности БФ СБ за счет уменьшения количества воздействующих на их поверхность частиц. Для этого за счет управления СБ, предполагается уменьшить площадь поражения указанными частицами поверхностей БФ. Так, например (см. [7], стр. 29), поток проникающей радиации на ОС “Мир” (это в основном электроны с энергией более 5 МэВ и протоны с энергией более 60 МэВ) составляет порядка 10⁵ частиц на квадратный метр в секунду. Если отвернуть панели СБ от набегающего потока частиц, то это приведет к уменьшению площади поражения и, следовательно, меньшему количеству частиц активно воздействующих на поверхность БФ.

Поставленная задача решается тем, что в способе управления положением солнечных батарей космического аппарата, включающем разворот панелей солнечных батарей в рабочее положение, обеспечивающее снабжение КА электроэнергией, соответствующее совмещению нормали к ее освещенной рабочей поверхности с плоскостью, образуемой осью вращения панелей солнечных батарей и направлением на Солнце, определение момента времени начала негативного воздействия факторов внешней среды на рабочую поверхность солнечных батарей, разворот панелей солнечных батарей до момента времени начала воздействия указанных факторов и возвращение панелей солнечных батарей в рабочее положение после окончания указанного воздействия, дополнительно измеряют плотность текущего потока солнечного электромагнитного излучения, по измеренным значениям определяют момент времени начала солнечной активности, определяют момент времени достижения частицами высоких энергий поверхности космического аппарата, в указанный момент времени измеряют плотность потоков частиц высоких энергий, - протонов и электронов, производят сравнение измеренных значений с пороговыми значениями и, в случае превышения измеренными значениями пороговых значений потоков протонов и электронов, производят разворот панелей солнечных батарей на угол между нормалью к их освещенной рабочей поверхности и направлением на Солнце _{s min}, соответствующий минимальной площади воздействия потоков частиц высоких энергий на поверхности солнечных батарей, определяемый соотношением:

_{s min}=arccos(I_н/I_m),

где I_н - ток нагрузки от потребителей космического аппарата;

I_m - максимальный ток, вырабатываемый при ориентации освещенной рабочей поверхности панелей солнечных батарей перпендикулярно солнечным лучам, при этом за момент времени начала разворота панелей солнечных батарей принимают момент времени превышения измеренными значениями верхнего порогового значения плотности потоков указанных частиц высоких энергий, а за момент времени начала возвращения панелей солнечных батарей в рабочее положение принимают момент времени, при котором плотность потоков частиц высоких энергий становится ниже верхнего порогового значения.

Кроме того, поставленная задача решается тем, что в систему управления положением солнечных батарей космического аппарата, включающей солнечную батарею с установленными на ней четырьмя фотоэлектрическими батареями, устройство поворота солнечных батарей, усилительно-преобразующее устройство, блок управления ориентацией солнечных батарей по направлению на Солнце, блок разворота солнечных батарей в заданное положение, два регулятора тока, блок аккумуляторных батарей, зарядное устройство для аккумуляторных батарей, блок формирования команд на заряд аккумуляторных батарей, датчик тока нагрузки, блок управления системой электроснабжения, шину электроснабжения, при этом солнечная батарея через свой первый выход, объединяющий выходы двух фотоэлектрических батарей, соединена с первым входом устройства поворота солнечных батарей, и через второй выход, объединяющий выходы двух других фотоэлектрических батарей, соединена со вторым входом устройства поворота солнечных батарей, а выходы блоков управления ориентацией солнечных батарей по направлению на Солнце и разворота солнечных батарей в заданное положение соединены соответственно с первым и вторым входами усилительно-преобразующего устройства, выход которого, в свою очередь, соединен с третьим входом устройства поворота солнечных батарей, первый и второй выходы устройства поворота солнечных батарей, соединены соответственно с входами первого и второго регуляторов тока, а выходы регуляторов тока соединены с шиной электроснабжения КА, блок аккумуляторных батарей своим входом через зарядное устройство для аккумуляторных батарей соединен с шиной электроснабжения питания, при этом зарядное устройство аккумуляторных батарей подключено своим первым входом к указанной шине, а ко второму входу зарядного устройства для аккумуляторных батарей подключен датчик тока нагрузки, который подключен, в свою очередь, к шине электроснабжения КА, блок аккумуляторных батарей своим выходом подключен к первому входу блока формирования команд на заряд аккумуляторной батареи, а ко второму входу указанного блока подключен первый выход блока управления системой электроснабжения, выход блока формирования команд на заряд аккумуляторной батареи подключен к третьему входу зарядного устройства аккумуляторной батареи, вторые и третьи выходы блока управления системой электроснабжения подключены соответственно к первым входам блоков управления ориентации солнечных батарей по направлению на Солнце и разворота солнечных батарей в заданное положение, третий выход устройства поворота солнечных батарей, соединен со вторыми входами блоков управления ориентацией солнечных батарей по направлению на Солнце и разворота солнечных батарей в заданное положение дополнительно введены блок измерения плотности текущего потока солнечного электромагнитного излучения, блок определения солнечной активности, блок определения момента времени воздействия частиц на космический аппарат, блок измерения плотности потоков частиц высоких энергий, блок определения момента времени начала управления солнечными батареями по токам нагрузки, блок управления солнечными батареями по токам нагрузки, при этом выход блока измерения плотности текущего потока солнечного электромагнитного излучения соединен с входом блока определения солнечной активности, первый выход которого, в свою очередь, соединен с входом блока определения момента времени воздействия частиц на космический аппарат, выходы блоков определения момента времени воздействия частиц на космический аппарат и измерения плотности потоков частиц высоких энергий соединены соответственно с первым и вторым входами блока определения момента времени начала управления солнечными батареями по токам нагрузки, при этом вход блока измерения плотности потоков частиц высоких энергий соединен со вторым выходом блока определения солнечной активности, а выход блока определения момента времени начала управления солнечными батареями по токам нагрузки соединен с входом блока управления системой электроснабжения, четвертый выход которого, в свою очередь, соединен с первым входом блока управления солнечными батареями по токам нагрузки, ко второму входу блока управления солнечными батареями по токам нагрузки подключен соответственно второй выход датчика тока нагрузки, выход блока управления солнечными батареями по токам нагрузки подключен к третьему входу усилительно-преобразующего устройства, кроме этого, третий выход устройства поворота солнечных батарей соединен с четвертым входом блока управления солнечными батареями по токам нагрузки.

Суть предлагаемых изобретений поясняется на фиг.1-7, таблицами 1-2. При этом приведены: на фиг.1 - блок-схема системы прототипа; на фиг.2 - расчетный график времени полета протонов высоких энергий от Солнца до Земли; на фиг.3 - расчетный график времени полета электронов высоких энергий от Солнца до Земли; на фиг.4 - апроксимированные суточные значения токов фотоэлектрических батарей КА “Ямал-100” в июле 2000 года; на фиг.5 - блок-схема разработанной системы; на фиг.6 - графики потока радиоизлучения 10,7 см и относительно числа солнечных пятен в III квартале 2001 года; на фиг.7 - график измерения протонных событий, полученный по данным патрульных спутников GOES-8, GOES-10 (организация-владелец - NOAA, см. далее по тексту); в таблице 1 - критерии оценки повышенной радиационной опасности; в таблице 2 - критерии умеренной и слабой радиационной опасности.

Осуществлять защиту СБ от деградирующего влияния потоков протонов и электронов высоких энергий предлагается во время повышенной солнечной активности, при которой значения потоков частиц высоких энергий повышаются на несколько порядков по сравнению с потоками при обычном состоянии Солнца.

Однако не при всех вспышках на Солнце СКЛ достигают Земли, поскольку важную роль здесь играют относительное положение вспышки на диске Солнца и условия распространения СКЛ в межпланетной среде (см.[7], стр. 33). Поэтому предлагается проводить защитные мероприятия для СБ только после того, как будет однозначно установлена для конкретного КА опасность от потока частиц высоких энергий - протонов и электронов. Для этого производится первоначально оценка активности Солнца. Рассмотрим этот вопрос более подробно.

Повышение интенсивности потоков протонов и электронов высоких энергий во время солнечной активности неразрывно связано с повышением электромагнитного излучения (ЭМИ) Солнца, в особенности в ультрафиолетовом (УФ) и рентгеновском интервалах спектра. Известно, что Солнце излучает электромагнитные волны в широком диапазоне частот. Однако далеко не весь спектр ЭМИ доступен для прямых исследований на Земле из-за практически полной непрозрачной земной атмосферы для целого ряда интервалов длин волн (рентгеновского и гамма-излучения, отдельного радиоизлучения с длинами волн более 30 м), а также существенных искажений вследствие рассеяния и поглощения в атмосфере (УФ, инфракрасный, субмиллиметровый диапазоны). Появление измерительных космических средств позволило выносить исследовательскую аппаратуру на земную орбиту. Так, например, в составе космического аппарата “Ямал-100” имеется датчиковая аппаратура радиационного контроля потоков частиц высоких энергий, имеющая дозовые характеристики.

Наиболее доступным из наземных способов регистрации солнечной активности является регистрация ЭМИ низкочастотной части шкалы, соответствующей “радиоокнам прозрачности” в интервале от 1-10 МГц до 100 ГГц (длины волн, соответственно, от 300 м до 3 см). Несмотря на то, что радиоизлучение Солнца является наименее мощным по сравнению с другими видами ЭМИ, его большая физическая информативность обусловлена высокой чувствительностью к различным процессам на Солнце, происходящим в наиболее протяженных по высоте слоях солнечной атмосферы (хромосфера, переходный слой, корона и даже межпланетное пространство). Кроме того, радиоизлучение Солнца тесно связано со свойствами магнитных полей, определяющих условия движения порождающих радиоизлучение возмущений. Мощные солнечные вспышки, сопровождаемые значительными всплесками радиоизлучений, вызывают мощные увеличения излучаемых потоков протонов и электронов высоких энергий.

Из всех видов радиоизлучений Солнца наиболее чувствительным к изменению солнечной активности является монохроматическое излучение с длиной волны 10,7 см, определяемое по индексу солнечной активности F10,7.

По индексу F10,7, а также по числу складываемых отдельных пятен на Солнце и удесятеренного числа пятен, наблюдаемых на его диске (числу Вольфа), определяется момент времени начала солнечной активности.

После фиксирования момента времени начала солнечной активности, необходимо определить интервалы фиксированного времени, за которое разные частицы высоких энергий достигают КА (например, околоземной или геостационарной орбиты). При этом из времени полета частиц необходимо вычесть время распространения светового сигнала от Солнца, составляющее, в среднем,

₀=L/c=500 секунд,

где L=1,5· 10⁸ км - среднее расстояние от Земли до Солнца;

с - скорость света (3· 10⁵· км/с);

₀ - среднее время распространения света от Солнца до Земли.

Скорость полета частицы (протона или электрона) рассчитывается исходя из полной энергии данной частицы (с учетом релятивистского эффекта):

где E₀ - энергия массы покоя частицы;

v - скорость движения частицы.

При изучении энергетического спектра частиц рассматривается их кинетические энергии ([8]):

Если относительная скорость частицы мала ( <<1), то, разлагая в ряд (по формуле бинома Ньютона) выражение (1- ²)^-1/2 и пренебрегая членами высших порядков малости (со второго и выше), получаем после несложных преобразований классическую формулу кинетической энергии частицы:

Если релятивистским эффектом пренебречь нельзя, то скорость движения частицы определяется по общей формуле:

Время запаздывания движения частицы от Солнца до Земли (по сравнению с приходом светового сигнала от солнечной вспышки) составляет:

Энергия покоя частиц по расчету составляет

для электрона Е_0е=m_0е с²=0,51 МэВ,

для протона: Е_0р=m_0р с²=936 МэВ.

На графиках (фиг.2, 3) представлены результаты (на основе (1)-(5)) расчета времени полета протонов и электронов от Солнца до Земли. Как видно из графиков, минимальное время полета от Солнца до Земли релятивистских электронов высоких энергий (1 МэВ и выше) лежит в пределах 530-500 секунд, что соответствует времени запаздывания не более 30 сек. Для протонов максимальной энергии в 1000 МэВ минимальное время полета составляет 571 сек, т.е. соответствует времени запаздывания 71 сек, за которое можно успеть развернуть панели СБ в безопасное для воздействия радиации положение. Учитывая, что выше указанных энергетических порогов плотности потоков электронов и протонов составляют минимальные величины, более чем на 3 порядка меньше максимальных [7] и составляют пренебрежимо малые дозы радиации (за время воздействия не более 1-2 мин), можно не опасаться негативных воздействий внешних факторов на СБ в течение времени разворота панелей СБ в защитное положение.

Следует отметить, что для данной упрощенной постановки задачи время запаздывания прихода частиц высоких энергий от Солнца к Земле, рассчитываемое по формуле (5), составляет минимальную величину, поскольку рассматривается движение частиц по кратчайшему (прямолинейному) направлению, вдоль солнечного луча.

В действительности по такому прямолинейному пути могут распространяться не все испускаемые Солнцем протоны и электроны, а только какая-то часть из них. Другая же часть частиц может либо отклоняться под действием светового давления (солнечного ветра), либо перемещаться по искривленным магнитным силовым линиям в зонах действия солнечного и земного магнитных полей. Тем не менее, поскольку значительная часть потоков протонов и электронов будет распространяться по направлению солнечных лучей, начальный момент радиационной опасности следует ожидать через минимальный интервал времени запаздывания (после начала солнечной вспышки), рассчитываемый по формуле (5). Выше приведенные расчеты также показывают, что после обнаружения солнечной вспышки у наблюдателя есть время для проведения защитных мероприятий, - для уменьшения воздействия протонов и электронов высоких энергий.

Таким образом, за момент времени достижения частицами высоких энергий поверхности КА, будем отсчитывать от начала солнечной вспышки через минимальный интервал времени “запаздывания” полета частиц высоких энергий от Солнца до Земли.

В указанный момент времени произведем измерения плотности потока частиц высоких энергий - протонов и электронов. И далее проведем сравнение измеренных значений с пороговыми, принятыми для СБ.

В настоящее время рядом организаций (в частности, Space Environment Center - SEC, подразделение National Oceanic and Atmospheric Administration - NOAA, Boulder, Colorado) осуществляется контроль солнечной активности. В результате измерений на патрульных спутниках (GOES-8, GOES-10) выдается набор данных, характеризующих текущее состояние околоземного космического пространства.

Для практической оценки опасности солнечных протонных событий в части радиационного воздействия на КА предлагается использовать таблицы 1 и 2, разработанные специалистами NOAA по критериям опасности радиационной обстановки (см. таблицу 1 и 2).

Из приведенных таблиц видно, что опасным для СБ с точки зрения деградации БФ, принято считать пороговый поток частиц(ионов) 10³ МэВ (1/с· стер· см²). При этом, как отмечено в [7], степень деградации БФ зависит от площади поражения поверхности СБ набегающим потоком частиц высоких энергий. Подтверждением этому может также служить наблюдение влияния потоков частиц высоких энергий на работу БФ геостационарного спутника “Ямал-100” (89,8° в.д.) в период мощного протонного события на Солнце 15-16 июля 2000 года.

Известно, что геостационарная орбита лежит в периферийной области внешнего радиационного пояса Земли (см. [2], [8]). Поэтому можно предположить, что направление потоков частиц высоких энергий совпадает с направлением на Солнце в точке стояния спутника.

В указанный выше период БФ ₁ - БФ4, установленные на двух разных панелях СБ, по разному ориентировались на Солнце. БФ₃, БФ₄ были сориентированы практически в положение до совмещения нормали к их освещенной рабочей поверхности с направлением на Солнце. Другая пара БФ₁, БФ₂ находилась в этот же период в разных положениях ориентации для решения при помощи СБ задачи управления спутником (в частности решалась задача по использованию момента от сил светового давления для управления движения вокруг центра масс спутника). При этом углы отклонения нормали от направления на Солнце находились в диапазоне 10° ... 28° .

Измеренные и аппроксимированные суточные значения токов БФ₁ - БФ₄ КА “Ямал-100” (см. фиг.4) показали разную степень деградации батарей в период протонной вспышки 15-16 июля 2000 года. Так БФ₃ и БФ₄ потеряли каждая по ~ 0,5 А, в то же время каждая из БФ₁ и БФ₂ - только ~ 0,1 А. Причем детальный анализ показал: с увеличением угла отклонения нормали к рабочей поверхности батарей от направления на Солнце степень деградации БФ уменьшалась.

Из приведенного примера можно сделать вывод о том, что минимальной деградации наиболее вероятно будут подвергнуты БФ, сориентированные в положение вдоль направления потока частиц высоких энергий (положение “флюгер”). В конкретном случае - сориентированы своей плоскостью параллельно вектору, определяющему направления на Солнце. При указанной ориентации СБ уменьшается до минимума площадь поражения рабочих поверхностей батареи. Однако осуществить разворот СБ в положение “флюгер” не предоставляется возможным, так как необходимо обеспечивать КА вырабатываемой ими электроэнергией. Аккумуляторные батареи предназначены для обеспечения необходимого уровня аварийного запаса электроэнергии на борту и должны использоваться для снабжения потребителей в указанных ситуациях (например, при потере заданной ориентации КА, нерасчетной закрутке аппарата и т.д.).

С другой стороны, можно уменьшить площадь поражения батарей потоком частиц, развернув их на некоторый угол _{s min}, необходимый и достаточный для обеспечения бортовых потребителей электроэнергией.

Известно (см [9], стр. 109), что с достаточной степенью точности текущий ток I от СБ можно определить выражением:

где I_m - максимальный ток, вырабатываемый при ориентации освещенной рабочей поверхности СБ перпендикулярно солнечным лучам;

- текущий угол между нормалью к рабочей поверхности и направлением на Солнце.

Исходя из необходимой достаточности, для работы бортовых систем КА текущий ток должен быть равен току нагрузки от потребителей (I_H):

Приравняв выражения (6) и (7), определим текущий угол _{s min}, соответствующий минимальной площади воздействия потоков частиц высоких энергий на поверхности СБ при одновременном обеспечении КА электроэнергией:

Как отмечалось ранее, по шкале NOAA опасным для СБ считается солнечное радиационное воздействие с пороговым потоком частиц 10³ МэВ. Очевидно, что к этому времени СБ должны быть развернуты в указанное положение. Поскольку конструкция батарей может быть различной, а следовательно и инерционность их приводов, обеспечивающих номинальную скорость их вращения, разная, то процесс разворота надо начинать несколько раньше. Для расчета момента времени начала разворота необходимо также исходить из учета максимально возможного градиента роста потока частиц.

Например, для геостационарного спутника “Ямал-100” разворот СБ на ~24° занимает ~4 мин. Проанализировав данные NOAA в плане роста потока частиц, за пороговое значение (с гарантированным результатом) было принято ~9,2· 10² МэВ.

Таким образом, за момент времени начала разворота панелей СБ на угол _{s min} принимаем момент времени превышения измеренными значениями верхнего порогового значения плотности потоков частиц высоких энергий ~9,2· 10² МэВ.

Далее осуществляем текущее управление угловым положением СБ в соответствии с выражением (8). А за момент времени начала возвращения панелей СБ в рабочее положение принимаем момент времени, при котором плотность потоков частиц высоких энергий снижается ниже верхнего порогового значения.

Для реализации способа предлагается система, приведенная на фиг.5, включает блоки и связи, идентичные приведенным на фиг.1, а также дополнительно следующие блоки:

18 - блок измерения плотности текущего потока солнечного ЭМИ (БИПЭМИ);

19 - блок определения солнечной активности (БОСА);

20 - блок определения момента времени воздействия частиц на КА (БОМВВЧ);

21 - блок измерения плотности потоков частиц высоких энергий (БИППЧВЭ);

22 - блок определения момента времени начала управления СБ по токам нагрузки АБ (БОМВУСБТНЗ);

23 - блок управления СБ по токам нагрузки АБ (БУСБТНЗ).

При этом выход БИПЭМИ 18 соединен с входом БОСА 19, первый выход которого, в свою очередь, соединен с входом БОМВВЧ 20. Выходы блоков БОМВВЧ 20 и БИППЧВЭ 21 соединены соответственно с первым и вторым входами БОМВУСБТНЗ 22. При этом вход БИППЧВЭ 21 соединен со вторым выходом БОСА 19. Выход БОМВУСБТНЗ 22 соединен с входом БУСЭС 16. БУСЭС 16 своим четвертым выходом соединен с первым входом БУСБТНЗ 23. А ко второму и третьему входу БУСБТНЗ 23 подключен соответственно второй выход ДТН 15. Выход БУСБТНЗ 23 подключен к третьему входу УПУ 7. Кроме этого, третий выход УПСБ 6 соединен с четвертым входом БУСБТНЗ 23.

Кроме этого, на фиг.5 введено дополнительное обозначение значений угла _{s min}. Приведены также номинальные характеристики ШЭ по напряжению U=(28,5±0,5)B и диапазоне тока нагрузки I=(0... 100)А.

Работает система следующим образом.

Одновременно с работой в режиме электроснабжения КА, система решает задачи управления положением рабочих поверхностей СБ1. По команде с БУСЭС 16 блок БУОСБС 8 осуществляет управление ориентацией СБ1 на Солнце. БУОСБС 8 может быть реализован на базе системы управления движением и навигации (СУДН) КА (см. [6]). При этом входной информацией для алгоритма управления СБ являются: положение единичного вектора направления на Солнце относительно связанных с КА осей координат, определяемое алгоритмами кинематического контура СУДН; положение СБ1 относительно корпуса КА, получаемое в виде текущих измеренных значений угла с датчиков угла (ДУ), установленных на УПСБ 6. При этом значение всегда отсчитывается от текущей нормали к рабочей поверхности СБ (при ориентации СБ на Солнце 0). Выходной информацией алгоритма управления являются команды на вращение СБ по или против часовой стрелки (углы _s) относительно оси выходного вала УПСБ 6, команды на прекращение движения. ДУ УПСБ 6 выдают дискретные сигналы о положении СБ1. Величина дискреты определяет точность ориентации СБ относительно направления на Солнце.

В штатном режиме ориентации КА, когда направление движения Солнца относительно связанных осей КА неизменно, СБ1 устанавливается относительно направления на Солнце с опережением по ходу движения Солнца на угол, соответствующий нескольким дискретам ДУ (~6° ). Далее батарея остается в этом положении до тех пор, пока Солнце, за счет движения КА по орбите, не “переместится вперед” относительно СБ1 на соответствующий угол. После этого цикл вращения возобновляется.

УПУ 7 играет роль интерфейса между БУОСБС 8, БРСБЗП 9 и УПСБ 6. В рассмотренном случае УПУ 7 служит для преобразования цифровых сигналов в аналоговые и усиление последних.

БРСБЗП 9 управляет СБ 1 при помощи БУСЭС 16 по программным уставкам. Алгоритм управления СБ1 по программным уставкам позволяет устанавливать батарею в любое положение, задаваемое (например) с Земли. Для этого выдается первоначально сигнал в БУОСБС 8 об установке СБ в исходное положение. Далее при помощи БУСБЗП 9 осуществляется требуемый, в том числе и “защитный” разворот на угол _z. При этом для контроля угла разворота в БРСБЗП 9 используется также информация с ДУ УПСБ 6.

БИПЭМИ 18 производит постоянное измерение текущих потоков солнечного ЭМИ по индексу солнечной активности F10,7 и передает их в БОСА 19. В блоке БОСА 19 путем сравнения текущих значений с заданными (пороговыми) определяется начало активности Солнца. По команде, приходящей с первого выхода БОСА 19 на вход БОМВВЧ 20, в указанном последнем блоке производится определение в соответствии с выражениями (1)-(5) момента времени возможного начала воздействия частиц высоких энергий на КА. А со второго выхода БОСА 19 через вход БИППЧВЭ 21 выдается команда на начало измерения плотности потока частиц высоких энергий. Информация о моменте времени возможного начала воздействия частиц на КА передается с выхода БОМВВЧ 20 в БОМВУССБТНЗ 22 через его первый вход. На второй вход указанного блока передается измеренное значение плотности потоков частиц высоких энергий с БИППЧВЭ 21.

Как указывалось ранее, не при каждой солнечной вспышке происходит воздействие частиц высоких энергий на КА. Поэтому в БОМВУСБТНЗ 22 производится фактическая оценка указанного измеренного потока путем сравнения с пороговыми значениями, начиная с момента времени, определенного БОМВВЧ 20. Причем указанная оценка производится постоянно по приходу с БИППЧВЭ 21 текущих измеренных значений плотности потока частиц высоких энергий. В свою очередь для измерения указанных значений постоянно приходит (“висит”) сообщение-команда об “активном Солнце” с БОСА 19 в БИППЧВЭ 21. Если активность Солнца прекращается, БОСА 19 прекращает выдачу указанной команды в блок БИППЧВЭ 21 и измерения плотности потоков прекращаются. Одновременно БОСА 19 приводит в исходное (обнуляет) работу БОМВВЧ 20.

Необходимым условием получения команды на выходе БОМВУСБТНЗ 22 является наличие двух сигналов - с выходов БОМВВЧ 20 и БИППЧВЭ 21. Поэтому по команде с БОСА 19 фактически обнуляется и команда БОМВУСБТНЗ 22 в БУСЭС 16. При этом команда, полученная с БОМВУСБТНЗ 22, является по приоритету более высокой, чем команды на задействование БУОСБС 8 и БРСБЗП 9. Поэтому, получив указанную команду, БУСЭС 16 отключает от управления УПСБ 6 блоки более низкого приоритета и подключает БУСБТНЗ 23.

После обнуления команды с БОМВУСБТНЗ 22 на входе БУ СЭС 16, последний из блоков перестраивает логику своей работы. В зависимости от выполняемой программы полета КА приоритет на управление СБ отдается одному из блоков БУОСБС 8 или БРСБЗП 9.

БУСБТНЗ 23 определяет угол _{s min} по выражению (8). Для расчета указанного угла используются измеренные значения I_H, получаемые соответственно с ДТН 15. Кроме того в указанный блок поступает информация о текущем значении угла поворота СБ (с ДУ УПСБ 6).

Определив по выражению (8) значение угла _{s min}, алгоритм, заложенный в указанном блоке, сравнивает его с текущим значением угла и получает тем самым угол рассогласования

Далее на выходе блока формируется n управляющих импульсов, являющихся функцией выражения

где - величина дискреты управляющего привода, определяющая точность поворота СБ.

БУСБТНЗ 23 является бортовым блоком КА, команды на который приходят от БУСЭС 16. Реализация указанного блока может быть произведена на базе БЦВС.

При этом по радиолинии "Земля-борт" по каналу связи БА СКУ - ЗС СКУ, в БЦВС приходит команда на начало работы алгоритма, заложенного в БУСБТНЗ 23. Далее БЦВС по каналу МКО запрашивает измеренную информацию с ДУ УПСБ 6 и ДТН 15. Рассчитав необходимое число импульсов n, в соответствии с выражениями (9, 10), БЦВС по мультиплексному каналу обмена направляет их в УПУ 7. После преобразования и усиления указанных импульсов в УПУ 7, они поступают на вход УПСБ 6 и приводят привод в движение.

В процессе движения привода информация о текущем положении угла поступает через МКО в БЦВС. По алгоритму, реализуемому в БУСБТНЗ 23, формируется в соответствии с выражениями (9, 10) для текущих значений угла очередная серия управляющих импульсов на очередной поворот СБ.

Формирование управляющих импульсов прекращается при выполнении равенства

При этом необходимо отметить, что управление СБ по результатам расчета угла _{s min} может строиться только для выбранного случая I_н=const.

В другом случае, когда наблюдаются колебания тока нагрузки, целесообразно строить управление, учитывая максимально возможный ток нагрузки I_нmax на заданном интервале полетного времени. Тогда для _{s min} необходимо задавать значение

Это связано с тем, что управляющий привод СБ не может практически мгновенно отслеживать текущие изменения тока нагрузки, приводящие к необходимым изменениям текущего угла .

Очевидно, что в случае превышений током нагрузки тока от БФ в соответствии с логикой работы СЭС будут происходить подключения к ШЭ17 аккумуляторных батарей. Подключения могут носить непродолжительный дискретный характер, пока привод УПСБ 6 не развернет СБ1 в расчетное положение в соответствии с (9). Указанный режим подключений БАБ 12 допускается, но может быть нежелателен для аккумуляторных батарей.

Реализация БИПЭМИ 18 и БИППИВЭ 21 для осуществления предлагаемого способа производится путем использования наземных и бортовых средств измерений индекса солнечной активности и спектров потоков протонов и электронов высоких энергий, излучаемых Солнцем. Индексом солнечной активности является физическая величина, соответствующая потоку монохроматического солнечного радиоизлучения длиной волны 10,7 см. Эта величина хорошо коррелирует с числом Вольфа, отражающим общее влияние потока ЭМИ Солнца, ответственного за нагрев земной атмосферы [8]. В периоды повышенной солнечной активности данная величина может увеличиваться во много раз, и даже на несколько порядков, по отношению к нормальному солнечному состоянию. Текущие значения потоков F10,7 могут измеряться обычными радиотехническими средствами измерений, как, например, большими антеннами “Ратан-600”, американскими антеннами “VLA” и др. [8]. Информация по текущим значениям F10,7 может быть представлена Институтом Земли, магнитосферы и ионосферы (ИЗМИ РАН, г.Москва), располагающим указанными средствами измерений, а также с борта американских спутников системы NOAA, летающих на геостационарной орбите.

В качестве примера на фиг.6 представлена информация от ИЗМИ РАН о потоке радиоизлучения 10,7 см (единицы измерения: s.f.u. - солнечные единицы потока) и об относительном числе солнечных пятен в третьем квартале 2001 года.

БОСА 19 настроен (см. фиг.6), например, на определение солнечной активности, начиная с 200 ед. потока.

На фиг.7 детально представлено развитие наибольшего протонного события на тот же период по данным NOAA. На фигуре представлены графики протонных потоков с энергией > 1,10 и 100 МэВ (единицы измерения: p.f.u. - солнечные единицы потока частиц - пр/см²· с· стер).

Настройка БОМВУСБТНЗ 22 на ~9,2· 10² МэВ (как указывалось ранее) позволила бы определить момент времени начала проведения защитных операций для СБ в конце 24 сентября 2001 года.

Таким образом, рассмотрен пример реализации основополагающих блоков системы, по результатам работы которых принимается решение о начале проведения защитных операций для СБ.

Объединить блоки 18-22 в единую систему можно на базе аппаратно-программных средств центра управления полетом (ЦУП) КА.

Например, в ЦУП КА “Ямал-100” такое объединение можно произвести на автоматизированном рабочем месте (АРМ) планирования полета (ПП), имеющем доступ в Интернет.

На выходе АРМ ПП формируется соответствующая команда “Начало управления СБ по токам нагрузки” (выход БОМВУСБТНЗ 22). Команда выдается в БУСЭС 16.

БУСЭС 16 представляет собой интерфейс служебного канала управления КА по линии “земля - борт” (см. пример описания в [10, 11]).

Положительный эффект от предлагаемых изобретений заключен в уменьшении степени негативного воздействия электронов и протонов высоких энергий СКЛ на рабочие поверхности СБ КА в периоды высокой активности Солнца.

Степень уменьшения указанного негативного воздействия зависит от того, насколько удастся уменьшить площадь поражения рабочих поверхностей СБ электронами и протонами высоких энергий. В свою очередь, площадь поражения зависит от ориентации указанных поверхностей по направлению к потоку частиц. При этом в конечном счете необходимо стремиться к тому, чтобы электроны и протоны пронизывали минимальную площадь батарей.

Опыт управления КА “Ямал-100” неоднократно подтверждал правильность выбранного подхода.

Из приведенного ранее примера (см. фиг.4) видно, что степень негативного воздействия для солнечных батарей КА “Ямал-100” за счет их отворота примерно на 20° от ориентации на Солнце в период солнечной вспышки, удалось уменьшить примерно в пять раз. Аналогичная картина наблюдалась и в других случаях высокой активности Солнца. При этом каждый раз при указанном отвороте СБ достигался в той или иной степени положительный эффект. Отмечались также некоторые особенности указанного процесса.

Так, например, в большей степени подвержены воздействию протонов и электронов высоких энергий “свежие” БФ, выработавшие незначительно на орбите свой ресурс. Эффект от их защиты в начале полета был выше.

ЛИТЕРАТУРА

1. Елисеев А.С. Техника космических полетов. Москва, “Машиностроение”, 1983.

2. Раушенбах Г. Справочник по проектированию солнечных батарей. Москва, Энергоатомиздат, 1983.

3. Правила полета при выполнении совместных операций ШАТТЛА и МКС. Том С. Управление полетных операций. Космический центр им. Линдона Б.Джонсона. Хьюстон, Техас, основной вариант, 8.11.2001.

4. Система электроснабжения КА. Техническое описание. 300ГК.20Ю. 0000-АТО. РКК “Энергия”, 1998.

5. Центер Б.И., Лызлов Н.Ю. Металлводородные электрохимические системы. Ленинград, “Химия”, Ленинградское отделение, 1989.

6. Система управления движением и навигации КА. Техническое описание. 300 ГК.12Ю.0000-АТО. РКК “Энергия”, 1998.

7. Гальперин Ю.И., Дмитриев А.В., Зеленый Л.М., Панасюк Л.М. Влияние космической погоды на безопасность авиационных и космических полетов. “Полет 2001”, стр. 27-87.

8. Модель космоса, том 1. НИИЯФ, МГУ, 1983.

9. Грилихес В.А., Орлов П.П., Попов Л.Б. Солнечная энергия и космические полеты. Москва, “Наука”, 1984.

10. Земная станция служебного канала управления КА “Ямал”. Руководство по эксплуатации. ЗСКУГК.0000-0РЭ. РКК “Энергия”, 2001.

11. Бортовая аппаратура служебного канала управления КА “Ямал”. Техническое описание. 300ГК.15Ю.0000А201-0ТО. РКК “Энергия”, 2002.