SPACECRAFT POWER SUPPLY SYSTEM

FIELD: electrical engineering.SUBSTANCE: invention relates to on-board power systems (SEP), primarily of low-orbit spacecraft (SC) with three-axis orientation. SEP comprises a solar panels with device for changing orientation, which are arranged on outer side of lateral honeycomb panels of device container. In lateral, top and bottom honeycomb panels of container are built heat pipes. SEP also has four identical power supply subsystems: two working and two backup. Each subsystem is installed on one of internal lateral surfaces of honeycomb panels and comprises an accumulator battery with charging and discharge device. A single module of two such devices of adjacent subsystems is installed on one lateral honeycomb panel. Part of outer lateral surface of honeycomb panels has a temperature-control coating with A≤ 0.2 and ε ≥ 0.8, and remaining portion is coated with heat insulation. All honeycomb panels are connected with collector heat pipes with electric heaters.EFFECT: technical result is optimisation of layout of SEP on spacecraft, reduced weight and improvement of thermal stabilisation of SEP main units.1 cl, 3 dwg Изобретение относится к бортовым системам электропитания (СЭП), преимущественно низкоорбитальных космических аппаратов (КА) с трехосной ориентацией. СЭП содержит панели солнечной батареи с устройством изменения их ориентации, размещенные с внешней стороны боковых сотопанелей приборного контейнера. В боковые, верхнюю и нижнюю сотопанели контейнера встроены тепловые трубы. СЭП также содержит четыре одинаковых подсистемы электропитания: две рабочих и две резервных. Каждая подсистема установлена на одной из внутренних поверхностей боковых сотопанелей и включает в себя аккумуляторную батарею с зарядным и разрядным устройством. Единый модуль двух таких устройств соседних подсистем установлен на одну боковую сотопанель. Часть внешней поверхности боковых сотопанелей имеет терморегулирующее покрытие си, а на остальную часть нанесена теплоизоляция. Все сотопанели соединены коллекторными тепловыми трубами с электронагревателями. Технический результат изобретения заключается в оптимизации компоновки СЭП на КА, снижении массы и улучшении термостабилизации основных узлов СЭП. 3 ил.