Stromversorgung von Raumfahrzeugen. UStromquellen für Raumfahrzeuge

Die Erfindung betrifft das Gebiet der Weltraumenergie, insbesondere Bordstromversorgungssysteme für Raumfahrzeuge (SC). Erfindungsgemäß besteht das Stromversorgungssystem des Raumfahrzeugs aus einer Solarbatterie, einem Spannungsstabilisator, einem Akkumulator, einem Extremleistungsregler, und der Spannungsstabilisator der Solarbatterie und die Batterieentladevorrichtung sind in Form von Wechselrichter mit einem gemeinsamen Transformator zu überbrücken, während der Eingang des Ladegeräts mit der Ausgangswicklung des Transformators verbunden ist , an andere Ausgangswicklungen des Transformators sind Lastversorgungsgeräte mit eigenen AC- oder DC-Ausgangsspannungswerten und einer der Lasten angeschlossen Versorgungseinrichtungen ist mit einem Solarbatteriestabilisator und einer Batterieentladeeinrichtung verbunden. Das technische Ergebnis besteht darin, die Fähigkeiten des Stromversorgungssystems des Raumfahrzeugs zu erweitern, die Qualität der Ausgangsspannung zu verbessern, die Entwicklungs- und Herstellungskosten zu senken und die Entwicklungszeit des Systems zu verkürzen. 1 krank.

Zeichnungen für RF-Patent 2396666

Die vorgeschlagene Erfindung bezieht sich auf das Gebiet der Weltraumenergie, genauer gesagt auf Bordstromversorgungssysteme (EPS) von Raumfahrzeugen (SC).

Weithin bekannt sind die Stromversorgungssysteme des Raumfahrzeugs, bestehend aus einer Solarbatterie, einem Akkumulator sowie einer Reihe von elektronischen Geräten, die den gemeinsamen Betrieb dieser Quellen für die Raumfahrzeuglast, Spannungswandlung und Stabilisierung gewährleisten.

Die Leistungsmerkmale der EPS und für die Raumfahrttechnik die wichtigste davon ist die spezifische Leistung, d.h. Das Verhältnis der vom Stromversorgungssystem erzeugten Leistung zu seiner Masse (Pp = Psep / Msep) hängt in erster Linie von den spezifischen Masseneigenschaften der verwendeten Stromquellen ab, aber auch maßgeblich von dem angenommenen Strukturdiagramm des von der PES-Elektronik gebildeten PES Gerätekomplex, der die Betriebsarten der Quellen und die Effizienz der Nutzung ihrer potenziellen Fähigkeiten bestimmt.

Bekannte Stromversorgungssysteme für Raumfahrzeuge mit Strukturdiagrammen, die Folgendes bieten: Stabilisierung der konstanten Spannung an der Last (mit einer Genauigkeit von 0,5-1,0% des Nennwertes), Spannungsstabilisierung an der Solarbatterie, die die Energieentnahme aus dieser gewährleistet in der Nähe des optimalen Arbeitspunkts Strom-Spannungs-Kennlinie (VAC) sowie die optimalen Algorithmen zur Steuerung der Betriebsmodi von Speicherbatterien implementiert, die es ermöglichen, die maximal möglichen kapazitiven Parameter während des langfristigen Zyklens von Batterien im Orbit sicherzustellen. Als Beispiel für solche Stromversorgungssysteme führen wir im Artikel A POWER, FOR A TELECOMMUNICATION SATELLITE das BOT-Design für ein geostationär verbundenes Raumfahrzeug an. L. Croci, P. Galantini, C. Marana (Proceedings of the European Space Power Conference in Graz, Österreich, 23.-27. August 1993 (ESA WPP-054, August 1993). 5 kW 42 V PDS vorgeschlagen The Efficiency of use die Leistung der Solarbatterie beträgt 97%, die Effizienz der Nutzung der Kapazität der Speicherbatterie beträgt 80% (am Ende der 15-jährigen Lebensdauer des Raumfahrzeugs).

Das Blockschaltbild des PDS sieht die Aufteilung der Solarbatterie in 16 Abschnitte vor, von denen jeder durch einen eigenen Shunt-Spannungsstabilisator geregelt wird, und die Ausgänge der Abschnitte sind über Entkopplungsdioden mit einem gemeinsamen stabilisierten Bus verbunden, auf dem 42 V ± 1% wird beibehalten. Shunt-Stabilisatoren halten an den Solarbatterieabschnitten eine Spannung von 42 V aufrecht, und die Auslegung der Solarbatterie erfolgt so, dass nach 15 Jahren der optimale Arbeitspunkt der I - V-Kennlinie dieser Spannung entspricht.

Die überwiegende Mehrheit der Stromversorgungssysteme für ausländische und eine Reihe von inländischen Raumfahrzeugen, wie zum Beispiel HS-702, A-2100 (USA), Spacebus-3000, 4000 ( Westeuropa), Sesat, Express-AM, Jamal (Russland) usw.

In dem Artikel "Instrumentenkomplex von Stromversorgungssystemen für Satelliten mit extremer Regulierung der Solarbatterieleistung", Autoren V. S. Kudryashov, M. V. Nesterishin, A. V. Zhikharev, V. O. Elman, A. S. Polyakov (J. , Bd. 47, April 2004, Nr. 4 ) beschreibt das Blockschaltbild des SEP mit einem extremen Solarbatterieleistungsregler, zeigt die Wirkung einer solchen Regelung auf den geostationären Kommunikationssatelliten Express-A, die nach den Ergebnissen der Flugmessungen eine Steigerung von 5 % betrug in der Ausgangsbatterieleistung. Nach dem Schema mit einem extremen Solarbatterieregler werden die SEPs vieler inländischer Raumschiffe hergestellt, wie z.

Mit der erreichten hohen Taktik technische Eigenschaften ah SES moderner Raumfahrzeuge, sie haben einen gemeinsamen Nachteil - sie sind nicht universell, was ihren Einsatzbereich einschränkt.

Es ist bekannt, dass zum Betreiben verschiedener Geräte eines bestimmten Raumfahrzeugs mehrere Nennversorgungsspannungen von Einheiten bis zu mehreren zehn und Hunderten von Volt erforderlich sind, während in dem implementierten PDS ein einzelner Gleichspannungsversorgungsbus mit einer Nennspannung von beispielsweise 27 . gebildet wird V oder 40 V oder 70 B oder 100 B.

Beim Umschalten von einer Nennversorgungsspannung des Geräts auf eine andere ist es erforderlich, neues System Stromversorgung mit kardinaler Verarbeitung der Stromquellen - Solar- und Speicherbatterien und mit entsprechendem zeitlichen und finanziellen Aufwand.

Dieser Nachteil betrifft insbesondere die Schaffung neuer Modifikationen des Raumfahrzeugs basierend auf der Basisversion, die die Hauptrichtung im modernen Weltraumapparatebau ist.

Ein weiterer Nachteil der Systeme ist die geringe Störfestigkeit der Stromverbraucher an Bord des Raumfahrzeugs. Dies ist auf das Vorhandensein einer galvanischen Verbindung zwischen den Stromversorgungsbussen des Geräts und den Stromquellen zurückzuführen. Bei starken Lastschwankungen, beispielsweise beim Ein- oder Ausschalten einzelner Verbraucher, kommt es daher zu Spannungsschwankungen an der gemeinsamen Ausgangsschiene des Stromversorgungssystems, der sogenannten. transiente Prozesse durch Spannungsstöße am Innenwiderstand von Stromquellen.

Das vorgeschlagene Stromversorgungssystem mit einem neuen Aufbaudiagramm, das es ermöglicht, die oben genannten Nachteile der bekannten Stromversorgungssysteme für Raumfahrzeuge zu beseitigen.

Die dem vorgeschlagenen am nächsten kommende technische Lösung ist das autonome Stromversorgungssystem des Raumfahrzeugs gemäß dem Patent der Russischen Föderation 2297706, das als Prototyp ausgewählt wurde.

Der Prototyp hat die gleichen Nachteile wie die oben diskutierten Analoga.

Die Aufgabe der vorliegenden Erfindung besteht darin, die Fähigkeiten des Stromversorgungssystems des Weltraumfahrzeugs zu erweitern, die Qualität der Ausgangsspannung zu verbessern, die Entwicklungs- und Herstellungskosten zu reduzieren und die Entwicklungszeit des Systems zu reduzieren.

Das Wesen der beanspruchten Erfindung wird durch eine Zeichnung verdeutlicht.

Das Stromversorgungssystem besteht aus einer Solarbatterie 1, einem Akkumulator 2, einem Spannungsstabilisator einer Solarbatterie 3, einem Batterieentlader 4, einem Batterieladegerät 5, einem extremen Solarbatterie-Leistungsregler 6, der mit seinen Eingängen an eine Entladung angeschlossen ist 4 und 5 Ladegerät und einem Sensorstrom der Solarbatterie 7, und die Ausgabe erfolgt mit dem Spannungsstabilisator der Solarbatterie 3.

Stabilisator 3 und Entladeeinrichtung 4 sind als Brückenwechselrichter ausgeführt. Beschreibungen solcher Brückenwechselrichter finden sich beispielsweise in den Artikeln: "Hochfrequenzspannungswandler mit resonanter Umschaltung", Autor AV Lukin (POWER SUPPLY, wissenschaftlich-technische Sammlung Heft 1, herausgegeben von Yu.I. Konev. Association " Stromversorgung", M., 1993), The Series Connected Buck Boost Regulator For High Efficiency DC Voltage Regulation, von Arthur G. Birchenough (NASA Technical Memorandum 2003-212514, NASA Lewis Research Center, Cleveland, ON), sowie in der Artikel STRUKTURDIAGRAMM UND SCHEMATISCHE LÖSUNGEN VON KOMPLEXES DER AUTOMATISIERUNG UND STABILISIERUNG VON SEP VON UNHALTIC GEOSTATIONARY SC MIT GALVANISCHER ISOLIERUNG VON BORDGERÄTEN VON SOLAR- UND AKKUMULATORBATTERIEN, Autoren V.I.-Geräte: Sa. wissenschaftliche Arbeiten von SPC "Polyus". - Tomsk: MGP "RASKO" im Verlag "Radio und Kommunikation", 2001, 568 S.

Die Ausgangswicklungen 9, 10 des Stabilisators und der Entladevorrichtung sind jeweils als ihre Primärwicklungen an einen gemeinsamen Transformator 8 angeschlossen. Die Solarbatterie 1 ist über positive und negative Busse mit dem Stabilisator 3 verbunden, und der Stromsensor 7 ist in einem der Busse installiert.Der Akku 2 ist über positive und negative Busse mit der Entladevorrichtung verbunden. Das Ladegerät 5 ist mit seinem Eingang mit der Sekundärwicklung 11 des Transformators 8 verbunden und der Ausgang ist mit den positiven und negativen Bussen der Batterie 2 verbunden.

Mit den Sekundärwicklungen 12 des Transformators 8 sind Leistungsgeräte 13 Verbraucher 14 mit eigener Nennspannung der Ausgangsspannung Wechselstrom und mit den Sekundärwicklungen 15 des Transformators 8 sind Leistungsgeräte 16 Verbraucher 17 Gleichstrom mit eigener Spannung verbunden Nennleistungen wird eine der Leistungsvorrichtungen 18 Lasten 19 von Gleich- oder Wechselstrom, die mit der Sekundärwicklung 20 des Transformators 8 verbunden sind, als Hauptlast ausgewählt und wird verwendet, um die Spannung an der Sekundärwicklung 20 des Transformators 8 zu stabilisieren. Dazu ist die Vorrichtung 18 rückgekoppelt mit dem Stabilisator 3 und der Austragsvorrichtung 4 verbunden.

Die Bildung einer Wechselspannung an der Ausgangswicklung 9 des Stabilisators 3 erfolgt durch dessen Steuerschaltung 21, die nach einem bestimmten Gesetz die Transistoren 22, 23 bzw. 24, 25 paarweise öffnet.

In ähnlicher Weise wird an der Ausgangswicklung 10 der Entladevorrichtung 4 durch ihre Steuerschaltung 26 aus den Transistoren 27, 28 bzw. 29, 30 eine Wechselspannung erzeugt.

Der Extremleistungsregler 6 gibt unter Berücksichtigung der Messwerte des Stromsensors 7 und der Spannung an der Solarbatterie 1 ein Korrektursignal zur Änderung des Öffnungsgesetzes der Transistoren des Stabilisators 3 aus, so dass die Spannung am Solar Batterie gleich der optimalen Spannung der Strom-Spannungs-Kennlinie (VAC) der Solarbatterie gesetzt.

Das Stromversorgungssystem arbeitet in den folgenden Grundmodi.

1. Stromversorgung von Verbrauchern aus einer Solarbatterie.

Wenn die Leistung der Solarbatterie die von den Verbrauchern verbrauchte Gesamtleistung überschreitet, hält der Brückenstabilisator 3 mit Hilfe der Rückkopplung der Vorrichtung 18 und des Stabilisators 3 an der Sekundärwicklung 20 des Transformators 8 eine stabile Spannung auf einem Niveau das gewährleistet die erforderliche Spannungsstabilität an der Last 19. Gleichzeitig wird auch an den Sekundärwicklungen 11, 12, 15 des Transformators eine stabile Wechselspannung unter Berücksichtigung der Übersetzungsverhältnisse der Wicklungen aufrechterhalten. Akku 2 ist vollständig geladen. Charger 5 und Discharge 4 sind ausgeschaltet, Extreme Regulator 6 ist ausgeschaltet.

2. Laden Sie den Akku auf.

Wenn es notwendig wird, die Batterie aufzuladen, erzeugt das Ladegerät 5 ein Signal zum Einschalten der Ladung und liefert es durch Umwandeln des Wechselstroms von der Sekundärwicklung 11 des Transformators 8 in einen Gleichstrom zum Laden der Batterie. Das Signal zum Einschalten des Ladegeräts 5 wird auch dem Eingang des Extremreglers 6 zugeführt, der den Stabilisator 3 in den Modus der Extremregelung der Solarbatterieleistung versetzt. Der Wert des Ladestroms des Akkumulators wird durch die Differenz zwischen der Leistung des Solarakkus im optimalen Arbeitspunkt seiner Strom-Spannungs-Kennlinie und der Gesamtleistung der Verbraucher bestimmt. Entladevorrichtung deaktiviert.

3. Stromversorgung der Last aus dem Akku.

Ein solches Regime wird gebildet, wenn das Raumfahrzeug in den Schatten der Erde, des Mondes, in möglichen anomalen Situationen mit Orientierungsverlust der Solarbatteriepaneele eintritt, wenn das Raumfahrzeug in die Umlaufbahn gebracht wird, wenn die Solarbatteriepaneele gefaltet sind. Die Solarenergie ist null und die Last wird durch Entladen der Batterie versorgt. In diesem Modus wird die Spannungsstabilisierung an der Sekundärwicklung 20 des Transformators 8 durch die Entladevorrichtung ähnlich wie im ersten Modus bereitgestellt, wobei die Rückkopplung der Vorrichtung 18 verwendet wird, wobei die Entladevorrichtung Stabilisator 3, Extremregler 6, Ladegerät 5 getrennt sind .

4. Stromversorgung des Verbrauchers gemeinsam aus Solarbatterie und Akku.

Der Modus wird gebildet, wenn die Leistung der Solarbatterie nicht ausreicht, um alle angeschlossenen Verbraucher zu versorgen, z die Umlaufbahn usw.

In diesem Modus wird der Stabilisator 3 durch den Extremregler 6 gemäß einem Signal von der Entladevorrichtung 4 auf den Modus der Extremregelung der Leistung der Solarbatterie 1 umgeschaltet, und die zur Versorgung der Verbraucher fehlende Leistung ist durch die Entladung der Batterie 2 hinzugefügt. Die Spannungsstabilisierung an der Sekundärwicklung 20 des Transformators 8 wird durch die Entladevorrichtung 4 unter Verwendung der Rückkopplung der Vorrichtung 18 mit der Entladevorrichtung 4 bereitgestellt.

Das Stromversorgungssystem ist vollautomatisch.

Das vorgeschlagene Stromversorgungssystem für Raumfahrzeuge hat gegenüber bekannten Systemen die folgenden Vorteile:

stellt am Ausgang die stabilen DC- oder AC-Spannungsnennwerte bereit, die zum Betreiben verschiedener Lasten des Raumfahrzeugs erforderlich sind, was seine Anwendungsmöglichkeiten bei Raumfahrzeugen verschiedener Klassen oder beim Aufrüsten vorhandener Geräte erweitert;

mehr hohe Qualität Versorgungsspannung von Verbrauchern durch Rauschunterdrückung, da die Sammelschienen der Lastversorgung sind galvanisch (über einen Transformator) von den Sammelschienen der Stromquellen getrennt;

bietet ein hohes Maß an Systemvereinheitlichung und die Möglichkeit der Anpassung an sich ändernde Einsatzbedingungen auf verschiedene Typen SC oder deren Modifikationen mit minimalen Modifikationen in Bezug auf die Laststromversorgungseinrichtungen, ohne die Grundeinheiten des Systems (Solar- und Speicherbatterien, Stabilisator, Ladegerät und Entlader) zu beeinträchtigen,

bietet die Möglichkeit der unabhängigen Auslegung und Optimierung von Stromquellen in Bezug auf Spannung, Auswahl von Standardbatteriegrößen, Einzelgeneratoren einer Solarbatterie usw.;

Zeit und Kosten für die Entwicklung und Herstellung des Stromversorgungssystems werden reduziert.

Derzeit in JSC "ISS" sie. MF Reshetnev" wird zusammen mit einer Reihe verwandter Unternehmen das vorgeschlagene Stromversorgungssystem entwickelt und einzelne Laboreinheiten des Geräts hergestellt. Bei den ersten Mustern des Brückenwechselrichters wurde ein Wirkungsgrad von 95-96,5% erhalten.

Von den dem Anmelder bekannten Patentinformationsmaterialien wurde ein dem Merkmalssatz des beanspruchten Gegenstands ähnliches Merkmalspaket nicht gefunden.

ANSPRUCH

Das Stromversorgungssystem des Raumfahrzeugs, bestehend aus einer Solarbatterie, die über ihre positiven und negativen Busse mit einem Spannungsstabilisator verbunden ist, einer Speicherbatterie, die über ihre positiven und negativen Busse mit dem Eingang der Entladung und dem Ausgang des Ladegeräts verbunden ist, ist ein Extrem Solarbatterie-Leistungsregler, der über seine Eingänge mit dem Stromsensor verbunden ist, der in einem der Busse zwischen der Solarbatterie und dem Spannungsstabilisator, der Batterieentladung und den Ladegeräten und dem Ausgang mit dem Soinstalliert ist, dadurch gekennzeichnet, dass die Solarbatterie Spannungsstabilisator und Batterieentladevorrichtung werden in Form von Brückenwechselrichtern mit einem gemeinsamen Transformator hergestellt, in diesem Fall ist der Eingang des Ladegeräts mit der Ausgangswicklung des Transformators verbunden, während die anderen Ausgangswicklungen des Transformators verbunden sind die Lastversorgungsgeräte mit ihren eigenen Nennwerten der Ausgangsspannung von Wechsel- oder Gleichstrom und einem und 3 Lastversorgungseinrichtungen sind mit einem Solarbatteriestabilisator und einer Batterieentladeeinrichtung verbunden.

Inhaber des Patents RU 2598862:

Verwendung: im Bereich der Elektrotechnik zur Energieversorgung von Raumfahrzeugen aus Primärquellen unterschiedlicher Leistung. Das technische Ergebnis ist eine Erhöhung der Zuverlässigkeit der Stromversorgung. Das Stromversorgungssystem des Raumfahrzeugs enthält: eine Gruppe von Sonnenkollektoren für direktes Sonnenlicht (1), eine Gruppe von Sonnenkollektoren für reflektiertes Sonnenlicht (7), eine Generatorschaltung (8), einen Spannungsstabilisator (2), ein Ladegerät ( 3), eine Entladevorrichtung (4), Batterie (5), Gleichrichter (9), Batterieladeregler (10) und Verbraucher (6). Die Wechselspannung aus der Generatorschaltung (8) wird in der Einheit (9) in eine Konstantspannung umgewandelt und dem ersten Eingang des Batterieladereglers (10) zugeführt. Dem zweiten Eingang des Batterieladereglers (10) wird Gleichspannung von Sonnenkollektoren des reflektierten Sonnenlichts (7) zugeführt. Die Gesamtspannung von der Generatorschaltung und den Sonnenkollektoren des reflektierten Sonnenlichts vom ersten Ausgang des Reglers (10) geht zum zweiten Eingang des Akkumulators (5). Vom zweiten Ausgang der Steuerung zum ersten Eingang des Akkumulators (5) werden Steuersignale für Schalter (15-21) mit Kontakten 1-3 und Schalter (22-25) mit Kontakten 1-2 empfangen. Die Anzahl der gesteuerten Schaltgeräte hängt von der Anzahl der Batterien in der Batterie ab. Um die ausgewählte Batterie (11-14) an den entsprechenden Schaltern aufzuladen, öffnen ihre ersten Kontakte mit dem dritten und schließen mit dem zweiten, an den entsprechenden Schaltern werden der erste und der zweite Kontakt geschlossen. Die so am zweiten Eingang der Batterie angeschlossene entsprechende Batterie wird mit dem Nennladestrom nachgeladen, bis der Befehl der Steuerung (10) zum Wechseln der nächsten Batterie eingeht. Der Verbraucher (6) wird von den restlichen Batterien unter Umgehung der abgeklemmten vom ersten Batterieausgang (5) mit Strom versorgt. 5 krank.

Die Erfindung betrifft die Raumfahrttechnik und kann in drehstabilisierten Raumfahrzeugen eingesetzt werden.

Bekanntes Stromversorgungssystem für ein Raumfahrzeug mit gemeinsamen Bussen (analog), das enthält Sonnenkollektoren(Primärenergieträger), Speicherbatterie, Verbraucher. Der Nachteil dieses Systems besteht darin, dass die Spannung in diesem System unstabilisiert ist. Dies führt zu Energieverlusten in Kabelnetze und in eingebauten individuellen Verbraucherstabilisatoren.

Ein bekanntes Stromversorgungssystem für ein Raumfahrzeug mit getrennten Bussen und mit Parallelschaltung eines Spannungsstabilisators (analog), der ein Ladegerät, eine Entladevorrichtung, einen Akkumulator enthält. Sein Nachteil ist die Unmöglichkeit, einen extremen Solarstromregler darin zu verwenden.

Dem vorgeschlagenen System technisch am nächsten kommt das Stromversorgungssystem des Raumfahrzeugs mit getrennten Bussen und mit Reihen-Parallel-Schaltung des Spannungsstabilisators 2 (Prototyp), das auch Solarbatterien mit direkter Sonneneinstrahlung 1, Ladegerät 3, Entladevorrichtung 4 enthält , Akku 5 (Fig. 1). Der Nachteil dieses Stromversorgungssystems ist die Unfähigkeit, elektrische Energie aus Quellen unterschiedlicher Leistung zu gewinnen, umzuwandeln und zu akkumulieren, wie beispielsweise die Energie des Erdmagnetfelds und die Energie des von der Erdoberfläche reflektierten Sonnenlichts.

Der Zweck der Erfindung besteht darin, die Fähigkeiten des Stromversorgungssystems für Raumfahrzeuge zu erweitern, um Elektrizität aus verschiedenen Primärquellen unterschiedlicher Leistung zu empfangen, umzuwandeln und zu akkumulieren, was es ermöglicht, die aktive Lebensdauer und das Leistungsgewicht von Raumfahrzeugen zu erhöhen .

FEIGE. 2 ein Stromversorgungssystem für ein drehstabilisiertes Raumfahrzeug darstellt; 3 - Akku mit Schaltgeräten, die von der Steuerung gesteuert werden; in Abb. 4 - Aussehen ein drehstabilisiertes Raumfahrzeug in FIG. Fig. 5 zeigt schematisch eine der Bewegungsvarianten eines durch Rotation stabilisierten Raumfahrzeugs im Orbit.

Das durch Rotation stabilisierte Stromversorgungssystem des Raumfahrzeugs enthält eine Gruppe von Solarbatterien 7, die dazu bestimmt sind, das von der Erde reflektierte Sonnenlicht in elektrische Energie umzuwandeln das Raumfahrzeug, in dem aufgrund der Drehung des Raumfahrzeugs um seine Achse im Erdmagnetfeld eine elektromotorische Kraft induziert wird, eine Gleichrichtereinrichtung 9, einen Batterieladeregler aus Stromquellen unterschiedlicher Leistung 10, einen Akkumulator 5 enthaltenden Regler -gesteuerte Schaltgeräte 15-25, die einzelne Batterien 11-14 mit der Steuerung 9 verbinden oder trennen, um sie mit geringem Strom aufzuladen (Fig. 2).

Das System arbeitet wie folgt. Beim Start des Raumfahrzeugs in die Umlaufbahn wird es so verdreht, dass die Rotationsachse des Raumfahrzeugs und der Sonnenkollektoren des direkten Sonnenlichts auf die Sonne ausgerichtet sind (Abb. 4). Während der Bewegung des rotierenden Raumfahrzeugs in der Umlaufbahn unterbricht der Generatorschaltkreis die Induktionslinien des Erdmagnetfelds mit der Rotationsgeschwindigkeit des Raumfahrzeugs um seine Achse. Als Ergebnis wird nach dem Gesetz der elektromagnetischen Induktion eine elektromotorische Kraft im Generatorkreis induziert

wobei µ o die magnetische Konstante ist, H die Stärke des Erdmagnetfeldes ist, S in der Bereich des Generatorkreises ist, N c die Anzahl der Windungen im Kreis ist, ω die Kreisfrequenz der Rotation ist.

Wenn der Erzeugerstromkreis zur Last geschlossen ist, fließt ein Strom im Verbraucherstromkreis. Die Leistung des Generatorkreises hängt vom Drehmoment des Raumfahrzeugs um seine Achse ab

wobei J KA das Trägheitsmoment des Raumfahrzeugs ist.

Somit ist der Generatorkreis eine zusätzliche Stromquelle an Bord des Raumfahrzeugs.

Die Wechselspannung von der Generatorschaltung 8 wird im Block 9 gleichgerichtet und dem ersten Eingang des Batterieladereglers 10 zugeführt. Gleichspannung von den Sonnenkollektoren des reflektierten Sonnenlichts 7 wird dem zweiten Eingang des Batterieladereglers 10 zugeführt Gesamtspannung vom ersten Ausgang des Controllers 10 geht zum zweiten Eingang des Akkumulators 5. Vom zweiten Ausgang des Controllers werden die Steuersignale der Schalter 15-21 mit den Kontakten 1-3 und der Schalter 22-25 mit Kontakte 1-2 werden dem ersten Eingang des Akkus 5 zugeführt. Die Anzahl der gesteuerten Schaltgeräte hängt von der Anzahl der Batterien in der Batterie ab. Um die ausgewählte Batterie (11-14) an den entsprechenden Schaltern aufzuladen, öffnen deren erste Kontakte mit dem dritten und schließen mit dem zweiten, an den entsprechenden Schaltern werden der erste und der zweite Kontakt geschlossen. Die so an den zweiten Eingang der Batterie angeschlossene entsprechende Batterie wird mit geringem Strom nachgeladen, bis der Befehl von der Steuerung 10 zum Wechseln der nächsten Batterie eingeht. Der Verbraucher erhält Strom von den verbleibenden Batterien unter Umgehung der vom ersten Ausgang getrennten Batterie 5 .

Wenn sich das Raumfahrzeug in Position 1 im Orbit befindet (Abb. 4, 5), sind die Sonnenkollektoren des reflektierten Sonnenlichts zur Erde ausgerichtet. In diesem Moment empfängt das im Stromversorgungssystem des Raumfahrzeugs enthaltene Ladegerät 3 Elektrizität von Sonnenkollektoren mit direktem Sonnenlicht 1 und die Batterieladesteuerung 10 empfängt Elektrizität von Sonnenkollektoren mit reflektiertem Sonnenlicht 7 und einer Erzeugungsschaltung 8. In der Position des Raumfahrzeugs 2 bleiben Sonnenkollektoren mit direktem Sonnenlichtlicht 1 auf die Sonne gerichtet, während Sonnenkollektoren mit reflektiertem Sonnenlicht teilweise verdeckt werden. In diesem Moment empfängt das Ladegerät 3 des Stromversorgungssystems des Raumfahrzeugs weiterhin Strom von Sonnenkollektoren mit direktem Sonnenlicht, und die Steuerung 10 verliert einen Teil der Energie von Einheit 7, empfängt jedoch weiterhin Energie von Einheit 8 über den Gleichrichter 9. In der Position des Raumfahrzeugs 3 sind alle Gruppen von Sonnenkollektoren abgeschattet, das Ladegerät 3 erhält keinen Strom von den Solarbatterien 1 und die Bordverbraucher des Raumfahrzeugs erhalten Strom von der Speicherbatterie. Der Batterieladeregler empfängt weiterhin Energie von der Erzeugungsschaltung 8, um die nächste Batterie aufzuladen. An der Position des Raumfahrzeugs 4 werden Sonnenkollektoren mit direktem Sonnenlicht 1 wieder von der Sonne beleuchtet, während Sonnenkollektoren mit reflektiertem Sonnenlicht teilweise verdeckt werden. In diesem Moment empfängt das Ladegerät 3 des Stromversorgungssystems des Raumfahrzeugs weiterhin Strom von Sonnenkollektoren mit direktem Sonnenlicht, und der Controller 10 verliert einen Teil der Energie von Einheit 7, empfängt jedoch weiterhin Energie von Einheit 8 über den Gleichrichter 9' .

Somit ist das durch Rotation stabilisierte Stromversorgungssystem des Raumfahrzeugs in der Lage, zu empfangen, umzuwandeln und zu akkumulieren: a) die Energie von direktem und reflektiertem Sonnenlicht; b) die kinetische Rotationsenergie des Raumfahrzeugs im Magnetfeld der Erde. Der Rest der Funktionsweise des vorgeschlagenen Systems ist dem bekannten ähnlich.

Das technische Ergebnis - eine Erhöhung der aktiven Lebensdauer und des Leistungsgewichts des Raumfahrzeugs, wird durch die Verwendung eines Mikrocontroller-Ladegeräts als Teil des Stromversorgungssystems des Raumfahrzeugs erreicht, das das Laden der Batterie aus elektrischen Quellen ermöglicht Energie unterschiedlicher Stärke (reflektiertes Sonnenlicht und die Energie des Erdmagnetfeldes).

Die praktische Implementierung der Funktionseinheiten der vorgeschlagenen Erfindung kann wie folgt durchgeführt werden.

Als Generatorschaltung kann eine dreiphasige zweilagige Wicklung mit einem isolierten Kupferdraht verwendet werden, wodurch die Form der elektromotorischen Kraftkurve einer Sinuskurve angenähert wird. Als Gleichrichter kann eine dreiphasige Gleichrichterbrückenschaltung mit leistungsarmen D2- und D9-Dioden verwendet werden, die die Welligkeit der gleichgerichteten Spannung reduzieren. Der Mikrocontroller MAX 17710 kann als Batterieladeregler verwendet werden und kann mit instabilen Quellen mit einem Ausgangsleistungsbereich von 1 μW bis 100 mW arbeiten. Das Gerät verfügt über einen eingebauten Aufwärtswandler zum Laden von Batterien aus Quellen mit einer typischen Ausgangsspannung von 0,75 V und einen eingebauten Regler zum Schutz der Batterien vor Überladung. Als Akkumulator mit von der Steuerung gesteuerten Schaltgeräten können Lithium-Ionen-Akkus mit einem Batteriespannungsausgleichs-Subsystem (Balancing-System) verwendet werden. Sie kann auf Basis des Controllers MSP430F1232 durchgeführt werden.

Somit tragen die charakteristischen Merkmale der vorgeschlagenen Vorrichtung zur Erreichung dieses Ziels bei.

Informationsquellen

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2. Grilikhes V.A. Solarenergie und Raumfahrt / V.A. Griliches, P. P. Orlov, L. B. Popov - Moskau: Nauka, 1984 .-- 211 p.

3. Kargu D.L. Stromversorgungssysteme für Raumfahrzeuge / D.L. Kargu, G. B. Steganov [und andere] - SPb.: VKA im. A. F. Mozhaisky, 2013 .-- 116 S.

4. Katsman M. M. Elektrische Maschinen / M.M. Katzmann. - lernen. Handbuch für Studenten speziell. technischen Schulen. - 2. Aufl., Rev. und hinzufügen. - M.: Höher. Schule., 1990 .-- 463 S.

5. Pryanishnikov V.A. Elektronik. Lehrveranstaltung / V.A. Pryanishnikov - SPb.: OOO "Krona print", 1998. - 400 S.

6. Rykovanov A. N. Stromversorgungssysteme für Li-Ionen-Akkus / A.N. Rykovanov // Leistungselektronik. - 2009. - Nr. 1.

7. Chilin Yu.N. Modellierung und Optimierung in Energiesystemen von Raumfahrzeugen / Yu.N. Chili. - SPb.: VIKA, 1995.-- 277 S.

Das Stromversorgungssystem des Raumfahrzeugs, bestehend aus einer Gruppe von Sonnenkollektoren mit direkter Sonneneinstrahlung, einem Ladegerät, das Strom von Sonnenkollektoren mit direkter Sonneneinstrahlung erhält, einer Entladevorrichtung, die Verbraucher aus einer Batterie versorgt, einem Spannungsstabilisator, der Verbraucher aus einer Solarzelle versorgt Panel für direktes Sonnenlicht, dadurch gekennzeichnet, dass es zusätzlich eine Gruppe von Solarzellen enthält, die dazu bestimmt sind, von der Erde reflektiertes Sonnenlicht in elektrische Energie umzuwandeln und einen Stromkreis zu erzeugen, der ein Satz von Leitern (Wicklungen) ist, die sich am Körper des Raumfahrzeugs befinden, in dem ein elektromotorische Kraft wird durch die Drehung des Raumfahrzeugs um seine Achse in einem Magnetfeld der Erde induziert, eine Gleichrichtervorrichtung und enthält auch eine Steuerung zum Laden einer Batterie aus Stromquellen unterschiedlicher Leistung, eine Batterie, die zusätzlich eine Kommutierungssteuerung enthält vom Controller Diese Geräte, die einzelne Batterien an den Controller anschließen oder trennen, um sie aufzuladen.

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SUBSTANZ: Erfindung betrifft Rotationssysteme einer Solarbatterie (SPSB) eines Raumfahrzeugs (SC). Die Erfindung soll die Elemente der SPS für die Rotation einer Solarbatterie hoher Leistung und die Übertragung von Elektrizität von der Solarbatterie zum Raumfahrzeug unterbringen.

Die Erfindung bezieht sich auf das Gebiet der Transformation Solarenergie und ihre Übertragung an terrestrische Verbraucher. Das Weltraumkraftwerk enthält einen Sonnenkollektor (1) vom Blütenblatttyp, einen Stationskörper (2) und ein Bündel (3) von Mikrowellenantennen. Der Kollektor (1) besteht aus Platten (Paneelen) von Photovoltaik-Konvertern - sowohl Haupt- als auch Hilfsenergie. Die Platten sind rechteckig und dreieckig. Ihre Verbindungen werden in Form von automatischen Haken und Schlaufen hergestellt, die beim Ausfahren des Kollektors durch einen Multi-Lobe-Mechanismus verbunden werden. Der Verteiler (1) ist im gefalteten Zustand würfelförmig. Die Strahlantennen (3) fokussieren die Mikrowellenenergie auf einen Verstärker, der diese Energie an Bodenkraftwerke überträgt. Das technische Ergebnis der Erfindung zielt darauf ab, die Effizienz der Umwandlung und Übertragung von Energie zu Verbrauchern in weiten Gebieten der Erde zu verbessern. 16 krank.

Verwendung: im Bereich der Elektrotechnik zur Energieversorgung von Raumfahrzeugen aus Primärquellen unterschiedlicher Leistung. Das technische Ergebnis ist eine Erhöhung der Zuverlässigkeit der Stromversorgung. Das Stromversorgungssystem des Raumfahrzeugs enthält: eine Gruppe von Sonnenkollektoren für direktes Sonnenlicht, eine Gruppe von Sonnenkollektoren für reflektiertes Sonnenlicht, eine Generatorschaltung, einen Spannungsstabilisator, ein Ladegerät, eine Entladevorrichtung, einen Akkumulator, einen Gleichrichter, a Batterieladeregler und Verbraucher. Die Wechselspannung aus dem Generatorkreis wird im Gerät in eine Konstantspannung umgewandelt und dem ersten Eingang des Batterieladereglers zugeführt. Gleichspannung von Sonnenkollektoren des reflektierten Sonnenlichts wird an den zweiten Eingang des Batterieladereglers geliefert. Die Gesamtspannung des Generatorkreises und der Sonnenkollektoren des reflektierten Sonnenlichts vom ersten Ausgang des Reglers geht zum zweiten Eingang des Akkumulators. Vom zweiten Ausgang des Controllers werden Steuersignale für Schalter mit den Kontakten 1-3 und Schalter mit den Kontakten 1-2 an den ersten Eingang des Akkumulators gesendet. Die Anzahl der gesteuerten Schaltgeräte hängt von der Anzahl der Batterien in der Batterie ab. Um die ausgewählte Batterie an den entsprechenden Schaltern aufzuladen, öffnen deren erste Kontakte mit dem dritten und schließen mit dem zweiten; an den entsprechenden Schaltern werden der erste und der zweite Kontakt geschlossen. Die so am zweiten Eingang der Batterie angeschlossene entsprechende Batterie wird mit dem Nennladestrom nachgeladen, bis die Steuerung einen Befehl zum Wechseln der nächsten Batterie erhält. Der Verbraucher wird von den verbleibenden Batterien unter Umgehung der abgeklemmten an der ersten Batteriesteckdose mit Strom versorgt. 5 krank.

Die Entwicklung einer wettbewerbsfähigen Weltraumtechnologie erfordert einen Übergang zu neuen Batterietypen, die die Anforderungen von Stromversorgungssystemen für fortschrittliche Raumfahrzeuge erfüllen.

Heutzutage werden Raumfahrzeuge verwendet, um Kommunikationssysteme, Navigation, Fernsehen, das Studium der Wetterbedingungen und der natürlichen Ressourcen der Erde, die Erforschung und das Studium des Weltraums zu organisieren.

Eine der Hauptbedingungen für solche Geräte ist die genaue Orientierung im Raum und die Korrektur von Bewegungsparametern. Dies erhöht die Anforderungen an das Stromversorgungssystem der Vorrichtung erheblich. Die Probleme des Leistungsgewichts von Raumfahrzeugen und vor allem die Erschließung neuer Stromquellen sind weltweit von größter Bedeutung.

Derzeit sind die Hauptstromquellen für Raumfahrzeuge Solar- und Speicherbatterien.

Solarmodule sind in ihren Eigenschaften an eine physikalische Grenze gestoßen. Ihre weitere Verbesserung ist durch den Einsatz neuer Materialien, insbesondere Galliumarsenid, möglich. Dies erhöht die Kapazität der Solarbatterie oder verringert ihre Größe um das 2-3-fache.

Nickel-Wasserstoff-Batterien werden heute häufig unter Speicherbatterien für Raumfahrzeuge verwendet. Allerdings haben die Energie- und Masseneigenschaften dieser Batterien ihr Maximum erreicht (70-80 W*h/kg). Ihre weitere Verbesserung ist sehr begrenzt und erfordert zudem einen hohen finanziellen Aufwand.

In diesem Zusammenhang findet derzeit die aktive Einführung von Lithium-Ionen-Batterien (LIB) im Weltraumtechnologie-Markt statt.

Spezifikationen Lithium-Ionen-Batterien deutlich höher im Vergleich zu anderen Batterietypen bei gleicher Lebensdauer und Anzahl von Lade-Entlade-Zyklen. Die spezifische Energie von Lithium-Ionen-Batterien kann 130 und mehr W * h / kg erreichen, und die Energieeffizienz beträgt 95%.

Eine wichtige Tatsache ist, dass LIBs gleicher Standardgröße in Gruppen parallel geschaltet sicher arbeiten können, so dass es nicht schwierig ist, Lithium-Ionen-Akkus unterschiedlicher Kapazität zu bilden.

Einer der Hauptunterschiede zwischen LIB- und Nickel-Wasserstoff-Batterien ist das Vorhandensein elektronischer Automatisierungseinheiten, die den Lade-Entlade-Prozess steuern und verwalten. Sie sind auch dafür verantwortlich, das Spannungsungleichgewicht einzelner LIBs auszugleichen und bieten die Sammlung und Aufbereitung von Telemetrieinformationen über die Hauptparameter der Batterie.

Als Hauptvorteil von Lithium-Ionen-Batterien wird jedoch die Gewichtsreduzierung gegenüber herkömmlichen Batterien angesehen. Durch den Einsatz von Lithium-Ionen-Batterien in Telekommunikationssatelliten mit einer Leistung von 15-20 kW wird das Gewicht der Batterien nach Expertenmeinung um 300 kg reduziert. Wenn man bedenkt, dass die Kosten für den Start von 1 kg Nutzmasse in die Umlaufbahn etwa 30 Tausend Dollar betragen, werden die finanziellen Kosten erheblich gesenkt.

Einer der führenden russischen Entwickler solcher Speicherbatterien für Raumfahrzeuge ist Aviation Electronics and Communication Systems OJSC (AVEX), die zu KRET gehört. Der technologische Prozess der Herstellung von Lithium-Ionen-Batterien im Unternehmen ermöglicht eine hohe Zuverlässigkeit und Kostensenkung.

Einführung

Stromversorgung Solarbatterie Platz

Derzeit ist eine der Prioritäten der strategischen Entwicklung des wissenschaftlichen und technischen Potenzials der Republik die Schaffung der Raumfahrtindustrie. Dazu wurde 2007 in Kasachstan die Nationale Raumfahrtbehörde ("Kazkosmos") gegründet, deren Aktivitäten in erster Linie auf die Entwicklung und Umsetzung von Target Weltraumtechnologien und die Entwicklung der Weltraumwissenschaft für die sozioökonomische Entwicklung des Landes.

Die wissenschaftliche Weltraumforschung in Kazkosmos wird hauptsächlich im National Center for Space Research and Technology JSC (NCSCIT JSC) durchgeführt, das vier Forschungsinstitute umfasst: Astrophysikalisches Institut, benannt nach V. G. Fesenkova, Institut für Ionosphäre, Institut für Weltraumforschung, Institut für Raumfahrttechnik und -technologie. JSC "NTsKIT" verfügt über eine große experimentelle Basis: einen Park mit modernen Messgeräten, Testgeländen, Observatorien, wissenschaftlichen Zentren für grundlegende und angewandte wissenschaftliche Forschung im Bereich der Weltraumaktivitäten gemäß den genehmigten Prioritäten.

Aktiengesellschaft"Nationales Zentrum für Weltraumforschung und -technologien" JSC "NTsKIT" wurde durch die Reorganisation des republikanischen Staatsunternehmens auf der Grundlage des Rechts der wirtschaftlichen Führung "Zentrum für Astrophysikalische Forschung" und seiner Tochtergesellschaften auf der Grundlage des Beschlusses der Regierung organisiert der Republik Kasachstan Nr. 38 vom 22. Januar 2008.

Die Haupttätigkeit des JSC ist die Durchführung von Forschung, Entwicklung und Produktion sowie wirtschaftlichen Aktivitäten im Bereich der Weltraumforschung und -technologie.

Eins der wichtigsten Bordsysteme eines jeden Raumfahrzeugs, das in erster Linie seine taktischen und technischen Eigenschaften, Zuverlässigkeit, Lebensdauer und Wirtschaftlichkeit bestimmt, ist das Stromversorgungssystem. Daher sind die Probleme der Entwicklung, Erforschung und Schaffung von Stromversorgungssystemen für Raumfahrzeuge von größter Bedeutung.

Die Automatisierung von Flugsteuerungsprozessen für jedes Raumfahrzeug (SC) ist ohne elektrische Energie undenkbar. Elektrische Energie wird verwendet, um alle Elemente von Geräten und Ausrüstungen von Raumfahrzeugen zu aktivieren (Antriebsgruppe, Steuerungen, Kommunikationssysteme, Instrumentierungskomplex, Heizung usw.).

Im Allgemeinen erzeugt das Stromversorgungssystem Energie, wandelt sie um und regelt sie, speichert sie für Spitzenverbrauchszeiten oder schattige Arbeiten und verteilt sie im Raumfahrzeug. Das Leistungsteilsystem kann auch Spannungen umwandeln und regeln oder eine Reihe von Spannungspegeln bereitstellen. Es schaltet Geräte häufig ein und aus und schützt zur Erhöhung der Zuverlässigkeit vor Kurzschlüssen und isoliert Fehler. Das Design von Subsystemen beruht auf der kosmischen Strahlung, um Solarzellen zu zersetzen. Die Lebensdauer einer chemischen Batterie begrenzt oft die Lebensdauer eines Raumfahrzeugs.

Die Untersuchung der Besonderheiten der Funktionsweise von Stromquellen ist ein dringendes Problem. Raumfahrtanwendungen... Die Erforschung und Erforschung des Weltraums erfordert die Entwicklung und Herstellung von Raumfahrzeugen für verschiedene Zwecke. Aktuell das Größte praktischer Nutzen erhalten automatische unbemannte Raumschiffe, um sich zu bilden globales System Kommunikation, Fernsehen, Navigation und Geodäsie, Informationsübertragung, Erforschung von Wetterbedingungen und natürlichen Ressourcen der Erde sowie Erforschung des Weltraums. Um sie zu schaffen, müssen sehr strenge Anforderungen an die Genauigkeit der Ausrichtung des Raumfahrzeugs im Weltraum und die Korrektur der Bahnparameter gestellt werden, und dies erfordert eine Erhöhung des Leistungsgewichts des Raumfahrzeugs.

1. Allgemeine Informationüber JSC "NCKIT"

Durchführung von Forschungs- und Entwicklungsarbeiten zur Erstellung von Geräten und Software für Differentialkorrektursysteme und Consumer-Navigationsgeräte.

Objektorientierte Modellierung und Entwicklung von Soft- und Hardware für ein groß angelegtes 3D-Modellierungssystem mittels Satellit Navigationstechnologien und Laserentfernung.

Entwicklung von technischen Modellen für einen Komplex wissenschaftlicher Ausrüstung für Messungen an Bord und Akkumulation von Zielen wissenschaftliche Informationen und Software für deren Betrieb.

Erstellung von wissenschaftlicher, methodischer und Software zur Lösung komplexer Analyseprobleme und zur Vorhersage der Entwicklung der Weltraumtechnologie in der Republik Kasachstan.

Erstellung von Software und mathematischen Unterstützungs- und Simulationsmodellen von Raumfahrzeugen und Subsystemen.

Entwicklung experimenteller Muster von Geräten, Ausrüstung, Knoten und Subsystemen von Mikrosatelliten.

Schaffung wissenschaftlicher und methodischer Unterstützung und normativer und technischer Grundlagen zur Lösung von Problemen der technischen Regulierung.

Regulierung von Anforderungen an die Entwicklung, Konstruktion, Erstellung, den Betrieb von Weltraumtechnik, Gewährleistung ihrer Sicherheit, Bewertung und Bestätigung der Einhaltung.

Gemäß dem Regierungsdekret Nr. 38 vom 22. Januar 2008 "Über die Reorganisation des republikanischen Staatsunternehmens" Zentrum für Astrophysikalische Forschung "der Nationalen Raumfahrtbehörde der Republik Kasachstan und seiner untergeordneten Staatsunternehmen", RSE "Zentrum für Astrophysik" Forschung" und ihre Tochtergesellschaften "Institut für Ionosphäre", "Astrophysikalisches Institut benannt nach V. G. Fesenkov “,“ Weltraumforschungsinstitut “wurden durch Fusion und Umwandlung in die Aktiengesellschaft „Nationales Zentrum für Weltraumforschung und -technologien“ mit hundertprozentiger Beteiligung des Staates am genehmigten Kapital reorganisiert.

Bescheinigung über die staatliche Registrierung der JSC "NCKIT" - Nr. 93168-1910-AO, Identifikationsnummer 080740009161, vom 16. Juli 2008, registriert beim Justizministerium von Almaty des Justizministeriums der Republik Kasachstan

.2 allgemeine Eigenschaften die Organisation

Die Aktiengesellschaft "Nationales Zentrum für Weltraumforschung und -technologie" wurde am 16. Juli 2008 registriert.

In der Zeit von 2004 bis 15.07.2008 war JSC NCKIT rechtlich das republikanische Staatsunternehmen "Zentrum für Astrophysikalische Forschung" (auf der Grundlage des Rechts der Wirtschaftsführung), das gemäß dem Dekret der Regierung der Republik Kasachstan vom 5. März 2004 Nr. 280 „Fragen einiger republikanischer Staatsunternehmen des Ministeriums für Bildung und Wissenschaft der Republik Kasachstan“. Das RSE entstand auf der Grundlage der Reorganisation und Fusion der republikanischen Staatsunternehmen „Institut für Weltraumforschung“, „Institut für Ionosphäre“ und „Astrophysikalisches Institut benannt nach V.G. Fesenkov “, dem der Rechtsstatus von staatseigenen Tochterunternehmen verliehen wurde.

Durch das Dekret der Regierung der Republik Kasachstan vom 29. Mai 2007 wurde die Nr. 438 "Probleme der Nationalen Weltraumorganisation" RSE "Zentrum für Astrophysikalische Forschung" (über das Recht der wirtschaftlichen Verwaltung) in die Zuständigkeit der National Raumfahrtbehörde der Republik Kasachstan.

Das Weltraumforschungsinstitut der Akademie der Wissenschaften der Kasachischen SSR wurde gemäß dem Dekret des Ministerkabinetts der Kasachischen SSR Nr. 470 vom 12. August 1991 gegründet. Der Gründer und erste Direktor des Instituts ist der Staatspreisträger der UdSSR, Träger des Leninordens, des Roten Banners der Arbeit, "Parasat", Akademiker der Nationalen Akademie der Wissenschaften der Republik Kasachstan Sultangazin Umirzak Makhmutovich (1936 - 2005 ). Im Januar 2011 wurde das Institut nach dem Akademiemitglied U.M. Sultangazin.

Gegenstand der Institutstätigkeit war die Durchführung von Grundlagen- und angewandter Forschung im Rahmen von staatlichen, wirtschaftlichen, internationalen Programmen und Projekten sowie die Bearbeitung von Stipendien in- und ausländischer Stiftungen im Bereich der Fernerkundung Erde (ERS), Weltraumüberwachung, Geoinformationsmodellierung, Weltraummaterialwissenschaft.

Das Weltraumforschungsinstitut als Mutterorganisation koordinierte die Forschung der Institute der Nationalen Akademie der Wissenschaften der Republik Kasachstan und anderer Abteilungsorganisationen bei der Entwicklung und Durchführung aller vier kasachischen Programme für wissenschaftliche Forschung und Experimente an Bord der Mir Orbitalkomplex unter Beteiligung des Kosmonauten TO Aubakirov. (1991) und unter Beteiligung des Kosmonauten T. A. Musabaev. - (1994, 1998), an Bord der International Raumstation- unter Beteiligung des Kosmonauten Musabaev T.A. (2001).

Weltraumforschungsinstitut benannt nach dem Akademiker U.M. Sultangazina war ein Teil von JSC "NTsKIT" als separates juristische Person im Status einer Tochtergesellschaft mit beschränkter Haftung.

Seit 2014Das Institut und der Verwaltungsapparat der JSC "NCKIT" wurden unter Beibehaltung des Personals und der Forschungsbereiche zu einer einzigen Struktur zusammengeführt.

1.3 Tätigkeitsarten der JSC "NCKIT"

Koordination, Unterstützung und Durchführung von Forschungsaktivitäten. Grundlagen- und angewandte Weltraumforschung

Ausarbeitung der Hauptrichtungen und Pläne der wissenschaftlichen Forschung, Einreichung der abgeschlossenen wissenschaftlichen Forschung bei der Nationalen Raumfahrtbehörde der Republik Kasachstan;

Vorlage von Schlussfolgerungen und Empfehlungen an die Nationale Raumfahrtbehörde der Republik Kasachstan auf der Grundlage von Jahresberichten wissenschaftlicher Organisationen über wissenschaftliche und wissenschaftliche und technische Aktivitäten;

Pflege und Durchführung von Versuchsplanung und Produktion und wirtschaftlichen Aktivitäten

Erstellung von Geoinformationssystemen basierend auf Luft- und Raumfahrtvermessungsmethoden;

Empfang, Verarbeitung, Verteilung, gleichwertiger Austausch und Verkauf von Erdfernerkundungsdaten aus dem Weltraum;

Entwicklung und Betrieb von Weltraumfahrzeugen für verschiedene Zwecke, Weltraumkommunikationssystemen, Navigation und Fernerkundung;

Erbringung von Engineering- und Beratungsleistungen

Marktforschung

Umsetzung innovativer Aktivitäten

Informieren über die Aktivitäten der Nationalen Raumfahrtbehörde - der Republik Kasachstan und Förderung der Errungenschaften der Wissenschaft

Umsetzung der Förderung der Errungenschaften der Wissenschaft und Weltraumtechnologien, Organisation. Durchführung internationaler und republikanischer Kongresse, Sitzungen, Konferenzen, Seminare, Tagungen, Ausstellungen; Auflage wissenschaftliche Zeitschriften, arbeitet und informiert über die Aktivitäten der Nationalen Raumfahrtbehörde der Republik Kasachstan

Ausbildung von hochqualifiziertem wissenschaftlichem Personal. Schutz geistigen Eigentums

Entwicklung regulatorischer Dokumente

Personalzusammensetzung

Insgesamt - 450 qualifizierte Spezialisten und Wissenschaftler.

Unter ihnen - 27 Doktoren der Wissenschaften, 73 Kandidaten der Wissenschaften, 2 Akademiker, 2 korrespondierende Mitglieder und 3 Doktoren der PHD.

Zentrumsstruktur

Abteilung Erdfernerkundung

Die Forschungsschwerpunkte:

Entwicklung von Technologien zum Empfangen, Archivieren, Verarbeiten und Anzeigen von Fernerkundungsdaten. Durchführung grundlegender und angewandter wissenschaftlicher Forschung auf dem Gebiet der Untersuchung der spektralen Eigenschaften von Objekten auf der Erdoberfläche, Weltraumüberwachung von landwirtschaftlichen Flächen und der Umwelt, Notfälle (Überschwemmungen, Überschwemmungen, Brände), thematische Interpretation von Satellitendaten verschiedener spektraler, räumlicher und zeitliche Auflösungen basierend auf der Analyse von Langzeitdatenreihen ERS und dem Zustand der Erdoberfläche.

Forschung unter Satelliten. Schaffung von sektoralen und regionalen Lagezentren für die Weltraumüberwachung von Notfällen.

Abteilung für Geoinformationsmodellierung

Entwicklung numerischer Modelle zur Übertragung von kurzwelliger und thermischer Strahlung in die Atmosphäre zur Korrektur von Weltraumbildern und Berechnung der physikalischen Parameter der Atmosphäre anhand von Satellitendaten.

Erstellung von Geoinformationsmodellen „Risikoanalyse“ zur Ermittlung des Einflussgrades natürlicher und vom Menschen verursachter Faktoren auf die Entwicklung von Notfallsituationen an Hauptleitungen.

Erstellung automatisierter Methoden und Technologien für die digitale Photogrammetrie, Methoden und Rechenalgorithmen zur interferometrischen Analyse von Fernerkundungsdaten.

Department of Space Materials Science and Instrumentation

Entwicklung von Technologien zur Herstellung von Struktur- und Funktionsmaterialien für die Luft- und Raumfahrt sowie von Produkten daraus.

Entwicklung qualitativer, analytischer und numerischer Methoden zur Untersuchung instationärer Probleme der Dynamik künstlicher und natürlicher Himmelskörper.

Entwicklung neuer Mathematische Modelle und Verfahren zur Software-Antriebsunterstützung für Raumfahrzeuge.

Abteilung für Information und Bildungsförderung (Astana)

Organisation der Weiterbildung und Umschulung von Fachkräften für die Raumfahrtindustrie Kasachstans.

Zentrum für den Empfang von Weltrauminformationen (Almaty) und Wissenschafts- und Bildungszentrum für die Überwachung der kollektiven Nutzung des Weltraums (Astana)

Regelmäßiger Empfang, Archivierung und Verarbeitung von Satellitenbilddaten der Raumsonde Aqua / MODIS, Terra / MODIS, SuomiNPP (USA).

Es gibt eine internationale Zertifizierung.

Tochtergesellschaft LLP "II" (Institut für Ionosphäre)

Das Thema AktivitätDie Tochtergesellschaft LLP "Institute of the Ionosphere" soll grundlegende, explorative und angewandte Forschung auf dem Gebiet der solar-terrestrischen Physik und Geodynamik betreiben: Ionosphäre und Erdmagnetfeld, Weltraumwetter, Strahlungsmonitoring des erdnahen Weltraums, Bodenraumgeodynamik und Geophysik Überwachung der Erdkruste in Kasachstan, Erstellung eines Vorhersagesystems für Mineralvorkommen, Geodäsie und Kartographie.

Tochtergesellschaft LLP "AFIF" (Astrophysikalisches Institut benannt nach Fesenkov)

Tochtergesellschaft LLP "ICTT" (Institut für Raumfahrttechnik und Technologie)

Tochtergesellschaft Kommanditgesellschaft "Institute of Space Engineering and Technology"(im Folgenden als Tochtergesellschaft mit beschränkter Haftung "Institute of Space Technology and Technology" bezeichnet) wurde im Auftrag der Nationalen Raumfahrtbehörde der Republik Kasachstan Nr. 65 / OD vom 17.08.2009 gegründet.

Die Tochtergesellschaft LLP "Institute of Space Engineering and Technology" wurde am 23. Dezember 2009 registriert. Der einzige Gründer der Tochtergesellschaft mit beschränkter Haftung „Institute of Space Technology and Technology“ ist die Aktiengesellschaft „National Center for Space Research and Technology“.

2. Allgemeine Informationen zur Stromversorgung von Raumfahrzeugen

Die Geometrie, das Design, das Gewicht und die aktive Lebensdauer des Raumfahrzeugs werden weitgehend durch das Stromversorgungssystem des Raumfahrzeugs bestimmt. Das Stromversorgungssystem oder auch als Stromversorgungssystem (EPS) von Raumfahrzeugen bezeichnet - das Raumfahrzeugsystem, das andere Systeme mit Strom versorgt, ist eines der wichtigsten Systeme. Ein Ausfall des Stromversorgungssystems führt zum Ausfall des gesamten Gerätes.

Die Struktur des Stromversorgungssystems umfasst normalerweise: eine primäre und sekundäre Stromquelle, Umwandlung, Ladegerät und Automatisierung steuern.

Primärenergieträger

Als Primärquellen kommen verschiedene Energieerzeuger zum Einsatz:

Sonnenkollektoren;

chemische Stromquellen:

Akkumulatoren;

galvanische Zellen;

Brennstoffzellen;

Radioisotopen-Energiequellen;

Kernreaktoren.

Die primäre Quelle umfasst nicht nur den Stromerzeuger selbst, sondern auch die ihm bedienenden Systeme, beispielsweise das Ausrichtungssystem der Solaranlage.

Häufig werden Energiequellen kombiniert, beispielsweise eine Solarbatterie mit einer chemischen Batterie.

Brennstoffzellen

Brennstoffzellen weisen im Vergleich zu einem Solarzellenpaar und einem chemischen Akkumulator eine hohe Leistungsfähigkeit in Bezug auf Gewicht und Größe sowie Leistungsdichte auf, sind überlastfest, spannungsstabil und geräuschlos. Sie benötigen jedoch eine Kraftstoffversorgung, daher werden sie in Fahrzeugen mit einer Aufenthaltsdauer im Weltraum von mehreren Tagen bis zu 1-2 Monaten verwendet.

Meist werden Wasserstoff-Sauerstoff-Brennstoffzellen verwendet, da Wasserstoff den höchsten Brennwert liefert und zudem das entstehende Wasser auf bemannten Raumfahrzeugen verwendet werden kann. Um den normalen Betrieb von Brennstoffzellen zu gewährleisten, muss die Abfuhr des entstehenden Reaktionswassers und der Wärme sichergestellt werden. Ein weiterer limitierender Faktor sind die relativ hohen Kosten von flüssigem Wasserstoff und Sauerstoff und die Komplexität ihrer Speicherung.

Radioisotopen-Energiequellen

Radioisotopen-Energiequellen werden hauptsächlich in folgenden Fällen verwendet:

lange Flugdauer;

Missionen in die äußeren Regionen des Sonnensystems, wo die Sonnenstrahlung gering ist;

Aufklärungssatelliten mit seitlich gerichtetem Radar können aufgrund niedriger Umlaufbahnen keine Sonnenkollektoren verwenden, haben aber einen hohen Energiebedarf.

Automatisierung von Stromversorgungssystemen

Es umfasst Geräte zur Steuerung des Kraftwerksbetriebs sowie zur Überwachung seiner Parameter. Typische Aufgaben sind: Aufrechterhaltung der Systemparameter in den angegebenen Bereichen: Spannung, Temperatur, Druck, Umschalten der Betriebsarten, z. B. Umschalten auf eine Notstromquelle; Erkennung von Ausfällen, Notschutz von Stromversorgungen insbesondere Überstrom; Übermittlung von Informationen über den Zustand des Systems für die Telemetrie und an die Konsole der Astronauten. In einigen Fällen ist es möglich, entweder von der Astronautenkonsole oder durch Befehle vom Bodenkontrollzentrum aus von automatischer auf manuelle Steuerung umzuschalten.

.1 Funktionsprinzip und Aufbau von Solarzellen

Herzstück des Solarbatteriegerätes sind Spannungsgeneratoren aus FEP - Geräte zur direkten Umwandlung von solarer Lichtenergie in elektrische Energie. Die Funktionsweise des FEP basiert auf einem internen photoelektrischen Effekt, d.h. über das Auftreten von EMF unter dem Einfluss von Sonnenlicht.

Ein Halbleiter-Photovoltaikwandler (PEC) ist ein Gerät, das Sonnenstrahlungsenergie direkt in elektrische Energie umwandelt. Das Funktionsprinzip von PVC basiert auf der Wechselwirkung von Sonnenlicht mit einem Halbleiterkristall, bei der Photonen Elektronen im Kristall freisetzen - Träger elektrische Ladung... Bereiche mit einem starken elektrischen Feld, die speziell unter Einwirkung des sogenannten p-n-Übergangs erzeugt werden, fangen die freigesetzten Elektronen ein und trennen sie so, dass im Lastkreis ein Strom und damit eine elektrische Leistung auftritt.

Betrachten wir nun diesen Vorgang etwas genauer, wenn auch mit erheblichen Vereinfachungen. Betrachten wir zunächst die Lichtabsorption in Metallen und reinen Halbleitern. Wenn der Photonenfluss auf die Metalloberfläche trifft, wird ein Teil der Photonen reflektiert und der Rest wird vom Metall absorbiert. Die Energie des zweiten Teils der Photonen erhöht die Amplitude der Gitterschwingungen und die Geschwindigkeit der chaotischen Bewegung freier Elektronen. Wenn die Photonenenergie groß genug ist, kann es ausreichen, ein Elektron aus dem Metall herauszuschlagen und ihm eine Energie gleich oder größer als die Austrittsarbeit des gegebenen Metalls zu verleihen. Dies ist ein externer Fotoeffekt. Bei einer geringeren Photonenenergie fließt seine Energie letztendlich vollständig in die Erwärmung des Metalls.

Ein anderes Bild ergibt sich, wenn ein Photonenfluss auf Halbleiter einwirkt. Im Gegensatz zu Metallen haben kristalline Halbleiter in ihrer reinen Form (ohne Verunreinigungen) keine freien Elektronen, die von den Atomen des Kristallgitters von der Halbleiter

Reis. 2.1 - Absorption von Licht in Metallen und Halbleitern: 1 - gefülltes (Valenz-)Band, 2 - verbotene Zone, 3 - Leitungsband, 4 - Elektron

Da das Halbleitermaterial jedoch immer unter dem Einfluss einer beliebigen Temperatur (meist Raumtemperatur) steht, kann ein kleiner Teil der Elektronen durch thermische Schwingungen Energie aufnehmen, die ausreicht, um sie von ihren Atomen zu lösen. Diese Elektronen werden frei und können an der Übertragung von Elektrizität teilnehmen.

Ein Halbleiteratom, das ein Elektron verloren hat, nimmt eine positive Ladung an, die der Elektronenladung entspricht. Allerdings kann der Platz eines Atoms, das nicht von einem Elektron besetzt ist, von einem Elektron eines Nachbaratoms besetzt werden. In diesem Fall wird das erste Atom neutral und das benachbarte wird positiv geladen. Der freie Platz im Atom durch die Bildung eines freien Elektrons entspricht einem positiv geladenen Teilchen, einem Loch.

Die Energie, die ein Elektron in einem an ein Atom gebundenen Zustand besitzt, liegt im besetzten (Valenz-)Band. Die Energie eines freien Elektrons ist relativ hoch und liegt in einem höheren Energieband - dem Leitungsband. Dazwischen liegt die verbotene Zone, d.h. eine Zone mit solchen Energien, die die Elektronen eines bestimmten Halbleitermaterials weder im gebundenen noch im freien Zustand haben können. Die Bandlücke für die meisten Halbleiter liegt im Bereich von 0,1 - 1,5 eV. Bei größeren Werten des verbotenen Bandes als 2,0 eV handelt es sich um Dielektrika.

Wenn die Photonenenergie gleich oder größer der Bandlücke ist, wird eines der Elektronen von seinem Atom gelöst und vom Valenzband in das Leitungsband überführt.

Eine Erhöhung der Konzentration von Elektronen und Löchern führt zu einer Erhöhung der Leitfähigkeit des Halbleiters. Die unter dem Einfluss äußerer Faktoren in einem rein monokristallinen Halbleiter entstehende Stromleitfähigkeit wird als intrinsische Leitfähigkeit bezeichnet. Mit dem Verschwinden äußerer Einflüsse rekombinieren freie Elektron-Loch-Paare miteinander und die intrinsische Leitfähigkeit des Halbleiters geht gegen Null. Es gibt keine ideal reinen Halbleiter mit nur eigener Leitfähigkeit. Typischerweise weist ein Halbleiter eine elektronische (n-Typ) oder Lochleitfähigkeit (p-Typ) auf.

Die Art der Leitfähigkeit wird durch die Wertigkeit der Halbleiteratome und die Wertigkeit der in ihr Kristallgitter eingebetteten aktiven Fremdatome bestimmt. Beispielsweise sind für Silizium (IV-Gruppe des Periodensystems von Mendelejew) aktive Verunreinigungen Bor, Aluminium, Gallium, Indium, Thallium (III-Gruppe) oder Phosphor, Arsen, Antimon, Wismut (V-Gruppe). Das Kristallgitter von Silizium hat eine Form, bei der jedes Siliziumatom, das sich in einem Gitterplatz befindet, an vier andere nächste Siliziumatome durch die sogenannten kovalenten oder Paar-Elektronen-Bindungen gebunden ist.

Elemente der Gruppe V (Donoren), die in die Stellen des Kristallgitters von Silizium eingebettet sind, haben kovalente Bindungen ihrer vier Elektronen mit vier Elektronen benachbarter Siliziumatome, und das fünfte Elektron kann leicht freigesetzt werden. Elemente der Gruppe III (Akzeptoren), die in die Stellen des Siliziumkristallgitters eingebaut sind, ziehen ein Elektron von einem der benachbarten Siliziumatome an, um vier kovalente Bindungen zu bilden, wodurch ein Loch gebildet wird. Dieses Atom wiederum kann ein Elektron von einem der benachbarten Siliziumatome anziehen usw.

PVC ist eine Halbleiter-Fotozelle mit einer Absperr-(Ventil-)Schicht, deren Funktion auf dem eben betrachteten fotoelektrischen Effekt beruht. Der FEP-Betriebsmechanismus ist also wie folgt (Abbildung 2.2).

Ein PEC-Kristall besteht aus p- und n-Bereichen mit Loch- bzw. Elektronenleitfähigkeit. Zwischen diesen Bereichen wird ein pn-Übergang (Barriereschicht) gebildet. Seine Dicke beträgt 10-4 - 10-6 cm.

Da auf einer Seite des p-n-Übergangs mehr Elektronen und auf der anderen Löcher vorhanden sind, neigt jeder dieser freien Stromträger dazu, in den Teil des PVC zu diffundieren, wo nicht genug davon vorhanden sind. Dadurch stellt sich im Dunkeln ein dynamischer Ladungsausgleich am p-n-Übergang ein und es werden zwei Raumladungsschichten gebildet, wobei negative Ladungen von der p-Gebietsseite und positive Ladungen von der n-Gebietsseite gebildet werden.

Die etablierte Potentialbarriere (oder Kontaktpotentialdifferenz) verhindert eine weitere Selbstdiffusion von Elektronen und Löchern durch den pn-Übergang. Die Kontaktpotentialdifferenz Uc ist vom n-Gebiet zum p-Gebiet gerichtet. Der Übergang von Elektronen vom n-Gebiet in das p-Gebiet erfordert den Aufwand an Arbeit Uc · e, die in die potentielle Energie der Elektronen umgewandelt wird.

Aus diesem Grund sind alle Energieniveaus im p-Gebiet gegenüber den Energieniveaus des n-Gebiets um den Wert der Potentialbarriere Uc · e angehoben, in der Abbildung entspricht die Aufwärtsbewegung entlang der Ordinate einer Erhöhung von die Energie von Elektronen und eine Abnahme der Energie von Löchern.

Reis. 2.2 - Funktionsprinzip des PVC (Punkte zeigen Elektronen, Kreise - Löcher an)

Somit ist die Potentialbarriere ein Hindernis für die Majoritätsträger (in Vorwärtsrichtung) und stellt für Minoritätsträger (in entgegengesetzter Richtung) keinen Widerstand dar.

Unter dem Einfluss von Sonnenlicht (Photonen einer bestimmten Energie) werden die Halbleiteratome angeregt und im Kristall erscheinen zusätzliche (überschüssige) Elektron-Loch-Paare, sowohl im p- als auch im n-Bereich (Abbildung 2.2, b) . Das Vorhandensein einer Potentialbarriere im pn-Übergang bewirkt die Trennung zusätzlicher Minoritätsträger (Ladungen), so dass sich überschüssige Elektronen im n-Bereich und überschüssige Löcher im p-Bereich ansammeln, die keine Zeit hatten, sich zu rekombinieren, bevor sie nähern Sie sich dem pn-Übergang. In diesem Fall kommt es zu einer teilweisen Kompensation der Raumladung am p - n-Übergang und einer Zunahme des von ihnen erzeugten elektrischen Feldes, gerichtet gegen die Kontaktpotentialdifferenz, was zusammengenommen zu einer Abnahme des . führt potentielle Barriere.

Dadurch ergibt sich eine Potentialdifferenz U F , die im Wesentlichen eine Photo-EMF ist. Wenn eine externe elektrische Last in der FEP-Schaltung enthalten ist, fließt darin ein elektrischer Strom - der Elektronenfluss vom n-Bereich zum p-Bereich, wo sie mit Löchern rekombinieren. Die Volt-Ampere- und Volt-Leistungs-Kennlinien der PV sind in Abbildung 2.3 dargestellt, aus der ersichtlich ist, dass der Betrieb in einem ziemlich engen Leistungsbereich sichergestellt werden muss, um die maximale elektrische Leistung aus der PV zu entfernen Spannungen (0,35 - 0,45 V).

Gewicht 1m 2SB 6 ... 10 kg, davon entfallen 40% auf die Masse des FEP. Aus Lichtschranken, deren durchschnittliche Größe nicht mehr als 20 mm beträgt, werden Spannungsgeneratoren durch ihre sequentielle Zuschaltung auf den erforderlichen Spannungswert beispielsweise bei einem Nennwert von 27 V rekrutiert.

Reis. 2.3 - Abhängigkeit von Spannung und Leistungsdichte von der PV-Stromdichte

Auf SB-Paneelen werden Spannungsgeneratoren mit Gesamtabmessungen von ca. 100 x 150 mm montiert und in Reihe geschaltet, um die erforderliche Leistung am BOT-Ausgang zu erhalten.

Neben Silizium-PV-Zellen, die noch immer in den meisten Solar-CEIs verwendet werden, sind PV-Zellen auf Basis von Galliumarsenid und Cadmiumsulfid von größtem Interesse. Sie haben eine höhere Betriebstemperatur als Silikon-PVCs (zudem haben PVs auf Basis von Galliumarsenid einen höheren theoretischen und praktisch erreichten Wirkungsgrad). Es sollte beachtet werden, dass mit zunehmender Halbleiterbandlücke die Leerlaufspannung und der theoretische Wirkungsgrad der PVC auf ihrer Basis zunehmen. Bei einer Bandlücke von mehr als 1,5 eV beginnt jedoch die PEC-Effizienz zu sinken, da immer mehr Photonen kein Elektron-Loch-Paar bilden können. Somit gibt es eine optimale Bandlücke (1,4 - 1,5 eV), bei der die PEC-Effizienz den maximal möglichen Wert erreicht.

3. Elektrochemische Weltraumkraftwerke

Eine elektrochemische Stromquelle (ECPS) ist die Grundlage jeder elektrochemischen CEU. Es umfasst Elektroden, die normalerweise aktive Substanzen sind, einen Elektrolyten, einen Separator und eine äußere Struktur (Gefäß). Als Elektrolyt für die in Raumfahrzeugen verwendete ECT wird üblicherweise eine wässrige Lösung von Alkali-KOH verwendet.

Betrachten Sie ein vereinfachtes Diagramm und Design eines Silber-Zink-ECT (Abbildung 3.1). Die positive Elektrode ist ein Drahtgeflecht-Stromkollektor, auf den pulverförmiges metallisches Silber gepresst und dann in einem Ofen bei einer Temperatur von ca. 400°C gesintert wird, was der Elektrode die nötige Festigkeit und Porosität verleiht. Die negative Elektrode ist eine auf das Ableitungsgitter gepresste Masse, bestehend aus Zinkoxid (70 - 75 %) und Zinkstaub (25 - 30 %).

An der negativen Elektrode (Zn) reagiert das Oxidationsmittel des Wirkstoffs zu Zinkhydroxid Zn (OH) 2, und positiv (AgO) - die Reaktion der Reduktion des Wirkstoffs zu reinem Silber. Strom wird in Form eines Elektronenstroms an den äußeren Kreislauf zurückgegeben. Im Elektrolyten wird der Stromkreis durch den Fluss von OHˉ-Ionen von der positiven zur negativen Elektrode geschlossen. Der Separator ist in erster Linie notwendig, um einen Kontakt (und damit einen Kurzschluss) der Elektroden zu verhindern. Darüber hinaus reduziert es die Selbstentladung von ECIT und ist erforderlich, um seinen reversiblen Betrieb über viele Lade-Entlade-Zyklen sicherzustellen.

Reis. 3.1 Das Funktionsprinzip des Silber-Zink-ECT:

Positive Elektrode (AgO), 2 - elektrische Last,

Negative Elektrode (Zn), 4 - Gefäß, 5 - Separator

Letzteres ist darauf zurückzuführen, dass bei ungenügender Trennung kolloidale Lösungen von Silberoxiden, die die negative Elektrode erreichen, in Form von feinsten Silberfäden, die zur positiven Elektrode gerichtet sind, kathodisch reduziert werden und auch Zinkionen in Form von Fäden reduziert werden zur Anode hin wachsend. All dies kann in den allerersten Betriebszyklen zu einem Kurzschluss der Elektroden führen.

Der am besten geeignete Separator (Separator) für Silber-Zink-ECT ist ein Film aus hydratisierter Cellulose (Cellophan), der im Elektrolyten aufquellend die Baugruppe abdichtet, wodurch das Aufschwimmen der Zinkelektroden sowie das Wachstum von Nadelkristallen von Silber und Zink (Dendriten). Das Gefäß eines Silber-Zink-ECHIT besteht in der Regel aus Kunststoff (Polyamidharz oder Polystyrol) und hat eine rechteckige Form. Für andere Arten von ECT können die Gefäße beispielsweise aus vernickeltem Eisen hergestellt werden. Beim Aufladen des ECT wurden Zink- und Silberoxid an den Elektroden reduziert.

Die Entladung von ECH ist also der Vorgang der Abgabe von Elektrizität an einen externen Kreislauf, und die Ladung von ECH ist der Vorgang, diesem von außen Elektrizität zuzuführen, um die ursprünglichen Substanzen aus den Reaktionsprodukten wiederherzustellen. Die ECPS unterteilen sich naturgemäß in galvanische Zellen (primäre Stromquellen), die nur eine einmalige Verwendung von Wirkstoffen ermöglichen, und elektrische Batterien (sekundäre Stromquellen), die aufgrund der Mehrfachverwendung von Wirkstoffen Möglichkeit ihrer Rückgewinnung durch Aufladen aus einer externen Stromquelle.

In KEU auf Basis von ECT kommen Elektrobatterien mit Einweg- oder Mehrweg-Entlademodus sowie Wasserstoff-Sauerstoff-Brennstoffzellen zum Einsatz.

3.1 Chemische Energiequellen

Die elektromotorische Kraft (EMF) chemischer Quellen ist die Differenz zwischen ihren Elektrodenpotentialen, wenn der externe Stromkreis geöffnet ist:

wo und - bzw. die Potentiale der positiven und negativen Elektroden.

Der Gesamtinnenwiderstand R einer chemischen Quelle (Widerstand gegen konstante Stromstärke) besteht aus einem ohmschen Widerstand und Polarisationswiderstand :

wo - EMF der Polarisation; - Entladestromstärke.

Polarisationsbeständigkeit aufgrund einer Änderung der Elektrodenpotentiale und bei Stromfluss und ist abhängig vom Ladungsgrad, der Stärke des Entladestroms, der Zusammensetzung der Elektroden und der Reinheit des Elektrolyten.

;

,

wo und und

.

Die Entladekapazität Q (Ah) einer chemischen Quelle ist die Strommenge, die von der Quelle während der Entladung bei einer bestimmten Elektrolyttemperatur, Umgebungsdruck, Entladestrom und Entladeschlussspannung abgegeben wird:

,

und im allgemeinen Fall bei konstantem Strom während der Entladung

wo - aktueller Wert des Entladestroms, A; - Entladezeit, h.

,

wo und

.

Als chemische Stromquellen kommen Silber-Zink-, Cadmium-Nickel- und Nickel-Wasserstoff-Akkus in Frage.

3.2 Silber-Zink-Batterien

Aufgrund ihrer geringeren Masse und ihres geringeren Volumens bei gleicher Kapazität und geringerem Innenwiderstand bei gegebener Spannung haben sich Silber-Zink-Batterien in der Raumfahrttechnik durchgesetzt. Die aktive Substanz der positiven Elektrode der Batterie ist Silberoxid AgO und die negative Platte ist metallisches Zink. Als Elektrolyt wird eine wässrige Lösung von Alkali-KOH mit einer Dichte von 1,46 g/cm3 verwendet. 3.

Der Akku wird in zwei Stufen geladen und entladen. Während der Entladung in beiden Stufen findet die Zinkoxidationsreaktion an der negativen Elektrode statt

2OH entladen → ZnO + H 2O + 2e.

Die Silberreduktionsreaktion läuft an der positiven Elektrode in zwei Stufen ab. In der ersten Stufe wird zweiwertiges Silberoxid zu einwertig reduziert:

2AgO + 2e + H 2Ö entladen → Ag 2O + 2OH .

Die EMF der Batterie beträgt in diesem Fall 1,82 .. 1,86 V. In der zweiten Stufe, wenn die Batterie um etwa 30% entladen ist, erfolgt die Reduktion von einwertigem Silberoxid zu metallischem Silber:

2O + 2e + H 2Ö entladen → 2Ag + 2OH .

Die EMK der Batterie im Moment des Übergangs von der ersten Entladungsstufe in die zweite sinkt auf 1,52 .. 1,56 V. Dadurch wird die Kurve 2 der Änderung der EMK während der Entladung mit dem Nennstrom (Abbildung 3.2) hat einen charakteristischen Sprung. Bei einer weiteren Entladung bleibt die EMF der Batterie konstant, bis die Batterie vollständig entladen ist. Wenn sie geladen ist, läuft die Reaktion in zwei Stufen ab. Bei einer Batterieladung von ca. 30% (Kurve 1) tritt ein Spannungssprung und EMF auf, in diesem Zustand ist die Elektrodenoberfläche mit zweiwertigem Silberoxid bedeckt.

Reis. 3.2 - EMF des Akkus beim Laden (1) und Entladen (2)

Am Ende der Ladung, wenn die Oxidation von einwertigem zu zweiwertigem Silber über die gesamte Elektrodendicke aufhört, beginnt die Sauerstoffentwicklung gemäß der Gleichung

OH entladen → 2H 2O + 4e + O 2

In diesem Fall erhöht sich die Batterie-EMK um 0,2 ... 0,3 V (siehe Abbildung 5.1, gestrichelter Ausschnitt auf Kurve 1). Der beim Aufladen freigesetzte Sauerstoff beschleunigt die Zerstörung der Zellophanparameter der Batterie und das Auftreten von internen Kurzschlüssen.

Während des Ladevorgangs kann alles Zinkoxid zu metallischem Zink reduziert werden. Beim Überladen wird das Zinkoxid des Elektrolyten wiederhergestellt, das sich in den Poren der Elektrode und dann in den Separatoren der negativen Platten befindet, deren Rolle mehrere Zellophanschichten spielen. Zink wird in Form von Kristallen freigesetzt, die in Richtung der positiven Elektrode wachsen und einen Zinkdendriten bilden. Solche Kristalle können Zellophanfilme durchdringen und verursachen Kurzschlüsse Elektroden. Zinkdendriten gehen keine Rückreaktionen ein. Daher sind auch kurzfristige Aufladungen gefährlich.

3.3 Nickel-Cadmium-Batterien

Der Wirkstoff der negativen Elektrode in einer Nickel-Cadmium-Batterie ist metallisches Cadmium. Der Elektrolyt in der Batterie ist eine wässrige Lösung von Alkalilauge KOH mit einer Dichte von 1,18 ... 1,40 g / cm 3.

Die Nickel-Cadmium-Batterie nutzt eine Redoxreaktion zwischen Cadmium und Nickeloxidhydrat:

2Ni (OH) 3→ Cd(OH) 2+ 2Ni (OH) 2

Vereinfacht lässt sich die chemische Reaktion an den Elektroden wie folgt schreiben. Während der Entladung tritt an der negativen Elektrode eine Cadmiumoxidation auf:

2e → Cd ++

Cadmiumionen binden mit Alkalihydroxylionen zu Cadmiumhydrat:

2e + 2OH entladen → Cd(OH) 2.

An der positiven Elektrode wird Nickel während der Entladung von dreiwertig auf zweiwertig reduziert:

2Ni (OH) 3+ 2e entladen → 2Ni (OH) 2 + 2OH .

Die Vereinfachung besteht darin, dass die Zusammensetzung des Hydroxids nicht genau deren Formeln entspricht. Cadmium- und Nickelsalze sind in Wasser schwer löslich, daher die Konzentration von Cd-Ionen ++, Ni ++, Ni +++wird durch die Konzentration von KOH bestimmt, von der indirekt der EMF-Wert der Batterie im Elektrolyten abhängt.

Die elektromotorische Kraft einer neu geladenen Batterie beträgt 1,45 V. Innerhalb weniger Tage nach Ladeende sinkt die EMF auf 1,36 V.

3.4 Nickel-Wasserstoff-Batterien

Nickel-Wasserstoff-Speicherbatterien (NVAB) mit hoher Zuverlässigkeit, langer Lebensdauer und spezifischer Energie sowie hervorragenden Betriebseigenschaften werden in Raumfahrzeugen anstelle von Nickel-Cadmium-Batterien breite Anwendung finden.

Für den Betrieb des NVAB im niedrigen Erdorbit (LEO) wird eine Ressource von etwa 30 Tausend Zyklen über fünf Jahre benötigt. Die Verwendung von AB auf LEO mit geringer Entladungstiefe (GD) führt zu einer entsprechenden Verringerung der garantierten spezifischen Energie (30.000 Zyklen können bei GD von 40% erreicht werden). Dreijährige kontinuierliche Zyklen im LEO-Modus bei GH = 30% von zwölf Standard-NVAB (RNH-30-1) mit einer Kapazität von 30 Ah zeigten, dass alle NVAB 14 600 Zyklen stabil arbeiteten.

Das erreichte Niveau der spezifischen Energie für das NVAB beträgt 40 Wh / kg im erdnahen Orbit bei einer Entladungstiefe von 100%, die Ressource bei einer 30% HR beträgt 30 Tausend Zyklen.

4 / Wahl der Parameter von Sonnenkollektoren und Pufferspeichern

Ausgangsdaten:

Maximale Raumfahrzeugmasse - Mn = bis zu 15 kg;

Umlaufbahnhöhe - h = 450 km;

Zielsystemgewicht - nicht mehr als 0,5 kg;

Sendefrequenz - 24 GHz;

Verbrauchsspannung - 3,3 - 3,6 V;

Die minimale Leistungsaufnahme des Transceivers beträgt 300 mW;

Leistungsaufnahme des Plasma-Ionen-Motors - 155 W;

Die Dauer der aktiven Existenz beträgt 2-3 Jahre.

4.1 Berechnung der Pufferspeicherparameter

Die Berechnung der Parameter des Pufferspeichers (BN) aus wiederaufladbaren Batterien und die Bestimmung ihrer Zusammensetzung erfolgt anhand der den Batterien auferlegten Begrenzungen hinsichtlich Lade- und Entladestrom, integraler Entladekapazität, einmaliger Entladetiefen, Zuverlässigkeit, Temperatur-Betriebsbedingungen usw.

Bei der Berechnung der Parameter von Nickel-Wasserstoff-Batterien verwenden wir die folgenden Eigenschaften und Formeln [Autoren "Design of Automatic Spacecraft": D.I. Kozlov, G. N. Anshakov, V. F. Agarkov, Yu.G. Antonov § 7.5], sowie die technischen Eigenschaften von AB HB-50 NIAI bis 1,36 V.

· Ladestromstärke bis 30 A;

· Entladestromstärke 12 - 50A im Dauerzustand und bis 120 A im Pulsbetrieb bis 1 Minute;

· maximale Entladungstiefe bis 54Ah;

· Beim Betrieb von Batterien (insbesondere in Zyklen mit hohen Lade- und Entladeströmen) ist es erforderlich, einen thermischen Betriebsmodus von Akkus im Bereich von 10 ... 30 ° C bereitzustellen. Zu diesem Zweck ist es erforderlich, die Installation von Batterien in einem abgeschlossenen Raum des Raumfahrzeugs vorzusehen und für jede Einheit einen Kühlmodus mit Luft bereitzustellen.

Formeln zur Berechnung der Parameter von Nickel-Cadmium-Batterien:

Die Spannung chemischer Stromquellen unterscheidet sich von der EMF um den Wert des Spannungsabfalls im internen Stromkreis, der durch den Gesamtinnenwiderstand und den fließenden Strom bestimmt wird:

, (1)

, (2)

wo und - Entlade- bzw. Ladespannungen an der Quelle; und - die Stärke der Entlade- bzw. Ladeströme.

Bei elektrochemischen Einwegzellen wird die Spannung als Entladespannung definiert .

Die Entladekapazität Q (Ah) einer chemischen Quelle ist die Strommenge, die von der Quelle bei der Entladung bei einer bestimmten Elektrolyttemperatur, Umgebungsdruck, Entladestrom und Entladeschlussspannung abgegeben wird:

, (3)

Die Nennkapazität einer chemischen Stromquelle ist die Kapazität, die die Quelle unter den durch die technischen Bedingungen festgelegten Betriebsbedingungen erbringen muss. Bei KA-Batterien werden Nenn- und Entladestrom meistens als Stromstärke von ein bis zwei oder 10 Stunden Entladung angenommen.

Selbstentladung ist der nutzlose Kapazitätsverlust durch eine chemische Quelle, wenn der externe Kreislauf geöffnet ist. Üblicherweise wird die Selbstentladung in % pro Lagertag angegeben:

(4)

wo und - Behälter der chemischen Quelle vor und nach der Lagerung; T - Lagerzeit, Tage.

Die spezifische Energie einer chemischen Stromquelle ist das Verhältnis der abgegebenen Energie zu ihrer Masse:

(5)

Der spezifische Energiewert hängt nicht nur von der Art der Quelle ab, sondern auch von der Stärke des Entladestroms, d.h. aus der abgenommenen Leistung. Daher ist eine chemische Elektrizitätsquelle stärker durch die Abhängigkeit der spezifischen Energie von der spezifischen Leistung gekennzeichnet.

Berechnung der Parameter:

Lassen Sie uns die maximale und minimale Entladezeit aus der Formel bestimmen:

Daher beträgt die maximale Entladezeit:

;

Mindestentladezeit:

.

Daraus folgt, dass die Entladezeit es dem projizierten Satelliten ermöglicht, im Durchschnitt 167 Minuten oder 2,8 Stunden Strom zu verbrauchen, da unsere Zielinstallation 89 mA verbraucht, wird die Entladezeit nicht signifikant sein, was sich positiv auf die Versorgung mit elektrischer Strom zu anderen lebenswichtigen Systemen Satellit.

Bestimmen Sie die Entladespannung und den Gesamtinnenwiderstand der Batterie aus der Formel:

; (1)

(2)

.

Daraus ist ersichtlich, dass die Ladespannung durch den Einsatz von Solarpanels auch auf kleiner Fläche ausreichend bereitgestellt werden kann.

Sie können die Selbstentladung auch nach der Formel bestimmen:

(4)

Nehmen Sie für die Akkulaufzeit T = 0,923 h, Q 1= 50 (Ah) und Q 2 = 6 (Ah) für dreißig Minuten Arbeit:

,

d.h. bei einer minimalen Stromaufnahme von 12 A wird die Batterie in 30 Minuten bei offenem Stromkreis um 95 % entladen.

Lassen Sie uns die spezifische Energie einer chemischen Quelle nach der Formel finden:

,

das heißt, 1 kg chemische Quelle kann 61,2 Watt für eine Stunde liefern, was auch für unsere Zielinstallation geeignet ist, die mit einer maximalen Leistung von 370 mW arbeitet.

4.2 Berechnung der Parameter von Solarmodulen

Um die Hauptparameter des SB zu berechnen, die das Design des Raumfahrzeugs und seine technischen Eigenschaften beeinflussen, verwenden wir die folgenden Formeln [Autoren "Design of Automatic Spacecraft": D.I. Kozlov, G. N. Anshakov, V. F. Agarkov, Yu.G. Antonow § 7.5]:

Die Berechnung der SB-Parameter reduziert sich auf die Bestimmung ihrer Fläche und Masse.

Die Berechnung der Leistung des SB erfolgt nach der Formel:

(6)

wo - SB-Leistung; R n - durchschnittliche tägliche Lastleistung (ohne BOT-Eigenbedarf); - Zeit der SB-Orientierung zur Sonne pro Umdrehung; T T - die Zeit, während der das SB nicht leuchtet; - Der Wirkungsgrad des Überschussleistungsreglers SB beträgt 0,85; - Wirkungsgrad des BN-Entladereglers gleich 0,85; R .3- Wirkungsgrad des BN-Ladereglers gleich 0,9; - Wirkungsgrad von BN-Akkus gleich 0,8.

Die Fläche der Solarzelle berechnet sich nach der Formel:

(7)

wo - spezifische Leistung von SB, genommen:

W/m 2bei = 60°С und 85 W/m 2bei = 110 ° С für FEP KSP-Material;

W/m 2bei = 60 ° und 100 W / m 2bei = 110 ° С für FEP-Material;

W/m 2bei = 60 ° und 160 W / m 2bei = 110 ° С für PVC-Material Ga - As; - der Sicherheitsfaktor unter Berücksichtigung der strahlungsbedingten Degradation der Solarzelle gleich 1,2 für eine Betriebsdauer von zwei bis drei Jahren und 1,4 für eine Betriebsdauer von fünf Jahren;

Füllfaktor berechnet nach der Formel 1,12; - SB-Wirkungsgrad = 0,97.

Die Masse des SB wird anhand der spezifischen Parameter bestimmt. Bei den derzeit erhältlichen SB-Ausführungen beträgt das spezifische Gewicht = 2,77 kg / m² 2für Silizium und = 4,5 kg / m² 2für Galliumarsenid-PV-Zellen.

Die SB-Masse wird nach der Formel berechnet:

(8)

Um mit der Berechnung des BOT zu beginnen, müssen Sie die Sonnenkollektoren auswählen. Bei der Betrachtung verschiedener SATs fiel die Wahl auf folgende: Solarbatterien der Organisation JSC "Saturn" auf Basis von GaAs-Photokonvertern mit folgenden Eigenschaften.

Die wichtigsten Parameter des SB

Parameter von SBSB basierend auf GaAs PPS Aktive Lebensdauer, Jahre 15 Wirkungsgrad bei 28 ° C,% 28 Spezifische Leistung, W / m 2170Maximale Leistung, W / m 2381 Spezifisches Gewicht, kg / m 21.6 Dicke von PVC, μm 150 ± 20

Für die Berechnung müssen Sie auch die Umlaufzeit des Satelliten in einer niedrigen Erdumlaufbahn kennen, die Informationen stammen von der Website:

· im Bereich von 160 km beträgt die Umlaufzeit etwa 88 Minuten;

· bis 2000 km beträgt die Dauer ca. 127 Minuten.

Für die Berechnung nehmen wir den Durchschnittswert - etwa 100 Minuten. In diesem Fall ist die Beleuchtungszeit der Sonnenkollektoren des Raumfahrzeugs im Orbit länger (ca. 60 min) als die im Schatten verbrachte Zeit von ca. 40 min.

Lastleistung ist gleich der Summe der erforderlichen Leistung des Antriebssystems, der Zielausrüstung, der Ladeleistung und beträgt 220 W (der Wert wird mit einem Überschuss von 25 W genommen).

Setzen wir alle bekannten Werte in die Formel ein, erhalten wir:

,

.

Um die Fläche der SB-Platte zu bestimmen, nehmen wir das Ga-As-PVC-Material bei der Betriebstemperatur = 60 ° С, der Satellit funktioniert seit 2-3 Jahren und wir verwenden die Formel:

,

Ersetzen der Anfangsdaten erhalten wir:

nach Berechnungen erhalten wir

,

aber unter Berücksichtigung des seltenen Ladens der Batterie, der Verwendung moderner Technologien bei der Entwicklung anderer Systeme und unter Berücksichtigung der Tatsache, dass die Lastleistung mit einem Spielraum von etwa 25 W berücksichtigt wurde, ist es möglich, die SB-Fläche bis 3,6 m2

M. A. PETROWICHEV, A.S. GURTOV-SYSTEM ENERGIEVERSORGUNG AM BORD DES KOMPLEXES RAUMFAHRZEUGE Von der Universitätsredaktion als Lehrbuch anerkannt SAMARA Verlag SSAU 2007 UDC 629.78.05 BBK 39.62 Geoinformationstechnologien ”PR I Gutachter: Doktor der Technischen Wissenschaften A.<...>Koptew, Stellvertreter. Leiter der Abteilung BSP RCC "TsSKB - Fortschritt" S. I. Minenko P306 Petrowitschew M. A.<...>System Energieversorgung in der Luft Komplex Raumschiff: Lehrbuch. Zulage / M.A. Petrowitschew, WIE. Gurtov.<...> Lernprogramm bestimmt für Studenten der Fachrichtung 160802 " Platz Gerät und Boosterblöcke ”.<...>UDC 629.78.05 BBK 39.62 ISBN 978-5-7883-0608-7 2 © Petrovichev M. A., Gurtov AS, 2007 © Samara State Aerospace University, 2007 System Energieversorgung Bord-Raumfahrzeug-Komplex Von allen Energiearten ist die Elektroenergie die vielseitigste.<...>... System Energieversorgung(SES) CA ist eines der wichtigsten Systeme, das die Leistung sicherstellt CA. <...>Die Zuverlässigkeit von SES wird maßgeblich durch 3 Redundanz aller Arten von Quellen, Konvertern, Kommutierung Gerät und Netzwerke.<...>Struktur Systeme Energieversorgung CA Basic System Energieversorgung CA ist ein System Gleichstrom.<...>Um Lastspitzen abzufangen, verwenden Sie Puffer eine Quelle. <...>Zum ersten Mal auf wiederverwendbar CA Das Shuttle verwendet ein pufferloses Stromversorgungssystem.<...> 4 System Verteilung Konverter Konverter Netzwerk Verbraucher Primär eine Quelle Puffer eine Quelle Reis.<...>Die Struktur des Geräts des Weltraumstromversorgungssystems Puffer eine Quelle dadurch gekennzeichnet, dass die erzeugte Gesamtenergie null ist.<...>Um die Eigenschaften der Batterie mit der Primärquelle und dem Netz abzugleichen, verwenden Sie<...>

Power_Supply_System_Onboard_Space_Complex.pdf

BUNDESAGENTUR FÜR BILDUNG STAATLICHE BILDUNGSEINRICHTUNG FÜR HOCHSCHULBILDUNG "SAMARA STATE AEROSPACE UNIVERSITY benannt nach dem Akademiker S.P. KÖNIGIN "MA PETROVICHEV, ALS GURTOV STROMVERSORGUNGSSYSTEM DES BORDKOMPLEX VON RAUMFAHRZEUGEN Vom Redaktions- und Verlagsrat der Universität als Lehrbuch genehmigt S A M A R A Verlag SSAU 2007

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UDC 629.78.05 BBK 39.62 P306 Innovatives Bildungsprogramm "Aufbau eines Kompetenzzentrums und Ausbildung von Weltklasse-Spezialisten im Bereich Luft- und Raumfahrt und Geoinformationstechnologien" Gutachter: Doktor der Technischen Wissenschaften A.N. - Fortschritt "SI Minenko Petrovichev MA P306 Stromversorgungssystem des Bordkomplexes von Raumfahrzeugen: Lehrbuch / MA Petrovichev, AS Gurtov - Samara: Verlag der Samar State Aerospace University, 2007. - 88 S.: Abb. ISBN 978-5-7883-0608-7 Die Rolle und Bedeutung von dem Stromversorgungssystem für das Raumfahrzeug, den Bestandteilen dieses Systems, wird besonderes Augenmerk auf die Berücksichtigung der Funktionsprinzipien und Geräte von Stromversorgungen, der Besonderheiten ihrer Verwendung für die Raumfahrttechnik gelegt. aber für Studenten der Fachrichtung 160802 "Raumfahrzeuge und Oberstufen". Es kann auch für junge Spezialisten in der Raketen- und Raumfahrtindustrie nützlich sein. Vorbereitet in der Abteilung für Flugzeuge. UDC 629.78.05 BBK 39.62 ISBN 978-5-7883-0608-7 2 © Petrovichev M. A., Gurtov AS, 2007 © Samara State Aerospace University, 2007 PRIORIT TK E T O N S N A C I O A N L N S E P R E S

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Das Stromversorgungssystem des Bordkomplexes von Raumfahrzeugen Von allen Energiearten ist die elektrische die universellste. Im Vergleich zu anderen Energiearten hat sie eine Reihe von Vorteilen: Elektrische Energie lässt sich leicht in andere Energiearten umwandeln, der Wirkungsgrad von Elektroinstallationen ist viel höher als der Wirkungsgrad von Anlagen, die mit anderen Energiearten betrieben werden, elektrische Energie wird leicht übertragen über Leitungen zum Verbraucher wird die elektrische Energie einfach zwischen den Verbrauchern verteilt. Die Automatisierung von Flugsteuerungsprozessen für jedes Raumfahrzeug (SC) ist ohne elektrische Energie undenkbar. Elektrische Energie wird verwendet, um alle Elemente von Geräten und Ausrüstungen von Raumfahrzeugen zu aktivieren (Antriebsgruppe, Steuerungen, Kommunikationssysteme, Instrumentierung, Heizung usw.). Das Stromversorgungssystem (SES) des Raumfahrzeugs ist eines der wichtigsten Systeme, das die Leistung des Raumfahrzeugs gewährleistet. Die wichtigsten Anforderungen an den SES: die notwendige Energiereserve für den gesamten Flug, zuverlässiger Betrieb unter Schwerelosigkeitsbedingungen, die notwendige Zuverlässigkeit durch Redundanz (in Bezug auf die Leistung) der Hauptquelle und des Puffers, die Abwesenheit von Emissionen und der Verbrauch von Gasen , die Fähigkeit, in jeder Position im Raum zu arbeiten, minimales Gewicht, minimale Kosten. Die gesamte elektrische Energie, die zur Durchführung des Flugprogramms (für den normalen Modus sowie für einige anormale) erforderlich ist, muss an Bord des Raumfahrzeugs sein, da sie nur für bemannte Stationen aufgefüllt werden kann. Die Zuverlässigkeit von SPP wird maßgeblich durch 3 . bestimmt