Alimentation électrique des engins spatiaux. USources d'électricité des engins spatiaux

L'invention concerne le domaine de l'énergie spatiale, en particulier les systèmes d'alimentation embarqués pour engins spatiaux (SC). Selon l'invention, le système d'alimentation de l'engin spatial se compose d'une batterie solaire, d'un stabilisateur de tension, d'un accumulateur, d'un régulateur de puissance extrême, et le stabilisateur de tension de la batterie solaire et le dispositif de décharge de batterie sont réalisés sous la forme de onduleurs en pont avec un transformateur commun, tandis que l'entrée du chargeur est connectée à l'enroulement de sortie du transformateur, à d'autres enroulements de sortie du transformateur sont connectés des dispositifs d'alimentation de charge avec leurs propres valeurs nominales de tension de sortie CA ou CC, et l'une des charges dispositifs d'alimentation est relié à un stabilisateur de batterie solaire et à un dispositif de décharge de batterie. Le résultat technique est d'étendre les capacités du système d'alimentation de l'engin spatial, d'améliorer la qualité de la tension de sortie, de réduire les coûts de développement et de fabrication et de réduire le temps de développement du système. 1 malade

Dessins pour le brevet RF 2396666

L'invention proposée concerne le domaine de l'énergie spatiale, plus précisément les systèmes d'alimentation électrique (EPS) embarqués des engins spatiaux (SC).

Les systèmes d'alimentation des engins spatiaux sont largement connus, constitués d'une batterie solaire, d'un accumulateur, ainsi que d'un ensemble d'équipements électroniques qui assurent le fonctionnement conjoint de ces sources pour la charge de l'engin spatial, la conversion de tension et la stabilisation.

Les caractéristiques de performance de l'EPS, et pour la technologie spatiale, la plus importante d'entre elles est la puissance spécifique, c'est-à-dire la puissance spécifique. Le rapport de la puissance générée par le système d'alimentation à sa masse (Pp = Psep / Msep) dépend principalement des caractéristiques massiques spécifiques des sources de courant utilisées, mais aussi dans une large mesure du schéma de structure adopté du PES formé par le complexe d'équipements électroniques PES, qui détermine les modes de fonctionnement des sources et l'efficacité d'utilisation de leurs capacités potentielles.

Systèmes d'alimentation connus pour engins spatiaux avec des schémas structurels, qui assurent : une stabilisation de la tension constante à la charge (avec une précision de 0,5 à 1,0 % de la valeur nominale), une stabilisation de la tension sur la batterie solaire, ce qui assure la suppression de son alimentation proche du point de fonctionnement optimal caractéristique courant-tension (VAC), ainsi que les algorithmes optimaux de contrôle des modes de fonctionnement des accumulateurs sont mis en œuvre, qui permettent d'assurer le maximum de paramètres capacitifs possibles pendant le cycle long des batteries en orbite. A titre d'exemple de tels systèmes d'alimentation, citons la conception BOT d'un engin spatial géostationnaire connecté dans l'article UNE PUISSANCE, POUR UN SATELLITE DE TÉLÉCOMMUNICATION. L. Croci, P. Galantini, C. Marana (Actes de la Conférence européenne de l'énergie spatiale tenue à Graz, Autriche, 23-27 août 1993 (ESA WPP-054, août 1993). 5 kW 42 V PDS proposé L'efficacité d'utilisation la puissance de la batterie solaire est de 97%, l'efficacité d'utilisation de la capacité de la batterie de stockage est de 80% (à la fin de la durée de vie de 15 ans de l'engin spatial).

Le schéma fonctionnel du PDS prévoit la division de la batterie solaire en 16 sections, chacune étant régulée par son propre régulateur de tension shunt, et les sorties des sections sont connectées par des diodes de découplage à un bus stabilisé commun, sur lequel 42 V ± 1% est maintenu. Les stabilisateurs shunt maintiennent une tension de 42 V sur les sections de batterie solaire, et la conception de la batterie solaire est réalisée de manière à ce qu'au bout de 15 ans le point de fonctionnement optimal de la caractéristique I - V corresponde à cette tension.

La grande majorité des systèmes d'alimentation pour les engins spatiaux étrangers et nationaux, tels que, par exemple, HS-702, A-2100 (USA), Spacebus-3000, 4000 ( Europe de l'Ouest), Sesat, Express-AM, Yamal (Russie), etc.

Dans l'article "Instrumental complex of power supply systems for satellites with extreme regulation of solar battery power", auteurs V.S. Kudryashov, M.V. Nesterishin, A.V. Zhikharev, V.O. Elman, A.S. Polyakov (J. , vol. 47, avril 2004, n° 4 ) fournit une description du schéma fonctionnel du SEP avec un régulateur de puissance de batterie solaire extrême, montre l'effet d'une telle régulation sur le satellite de communication géostationnaire Express-A, qui, selon les résultats des mesures de vol, s'élève à une augmentation de 5% dans la puissance de la batterie de sortie. Selon le schéma avec un régulateur de batterie solaire extrême, les SEP de nombreux engins spatiaux domestiques sont fabriqués, tels que les engins spatiaux géostationnaires "Gals", "Express", en orbite haute "Glonass-M", en orbite basse "Gonets", etc.

Avec le haut niveau tactique atteint caractéristiques techniques ah SES des engins spatiaux modernes, ils ont un inconvénient commun - ils ne sont pas universels, ce qui limite leur domaine d'utilisation.

Il est connu que pour alimenter divers équipements d'un engin spatial particulier, plusieurs tensions d'alimentation nominales sont nécessaires, allant d'unités à des dizaines et des centaines de volts, tandis que dans le PDS mis en œuvre, un seul bus d'alimentation en tension continue est formé avec une tension nominale, par exemple, 27 V, ou 40 V, ou 70 B, ou 100 B.

Lors du passage d'une tension d'alimentation nominale de l'équipement à une autre, il est nécessaire de développer nouveau système alimentation électrique avec traitement cardinal des sources de courant - batteries solaires et de stockage et avec le temps et les coûts financiers correspondants.

En particulier, cet inconvénient affecte la création de nouvelles modifications de l'engin spatial basées sur la version de base, qui est la direction principale de la construction d'appareils spatiaux modernes.

Un autre inconvénient des systèmes est la faible immunité au bruit des consommateurs d'énergie à bord de l'engin spatial. Ceci est dû à la présence d'une liaison galvanique entre les bus d'alimentation de l'équipement et les sources de courant. Par conséquent, avec de fortes fluctuations de la charge, par exemple au moment de l'activation ou de la désactivation de consommateurs individuels, des fluctuations de tension se produisent sur le bus de sortie commun du système d'alimentation, ce qu'on appelle. processus transitoires causés par des surtensions sur la résistance interne des sources de courant.

Le système d'alimentation proposé avec un nouveau schéma structurel, qui élimine les inconvénients mentionnés ci-dessus des systèmes d'alimentation connus pour engins spatiaux.

La solution technique la plus proche de celle proposée est le système d'alimentation autonome de l'engin spatial selon le brevet de la Fédération de Russie 2297706, sélectionné comme prototype.

Le prototype présente les mêmes inconvénients que les analogues discutés ci-dessus.

L'objectif de la présente invention est d'étendre les capacités du système d'alimentation électrique de l'engin spatial, d'améliorer la qualité de la tension de sortie, de réduire les coûts de développement et de fabrication et de réduire le temps de développement du système.

L'essence de l'invention revendiquée est illustrée par un dessin.

Le système d'alimentation est constitué d'une batterie solaire 1, d'un accumulateur 2, d'un stabilisateur de tension d'une batterie solaire 3, d'un déchargeur de batterie 4, d'un chargeur de batterie 5, d'un régulateur de puissance de batterie solaire extrême 6, relié par ses entrées à un 4 et un chargeur 5, et à un capteur de courant de la batterie solaire 7, et la sortie est avec le stabilisateur de tension de la batterie solaire 3.

Le stabilisateur 3 et le dispositif de décharge 4 sont réalisés sous la forme d'onduleurs en pont. Des descriptions de ces onduleurs en pont sont données, par exemple, dans les articles: "Convertisseurs de tension haute fréquence avec commutation résonnante", auteur AV Lukin (zh. POWER SUPPLY, collection scientifique et technique numéro 1, édité par Yu.I. Konev. Association "Power supply", M., 1993), The Series Connected Buck Boost Regulator For High Efficiency DC Voltage Regulation, par Arthur G. Birchenough (NASA Technical Memorandum 2003-212514, NASA Lewis Research Center, Cleveland, ON), ainsi comme dans l'article SCHÉMA STRUCTUREL ET SOLUTIONS SCHÉMATIQUES DE COMPLEXES D'AUTOMATISATION ET DE STABILISATION DE SEP DE SC GEOSTATIONNAIRE NON SCELLÉ AVEC DÉGAGEMENT GALVANIQUE DE L'ÉQUIPEMENT EMBARQUÉ À PARTIR DE BATTERIES SOLAIRES ET D'ACCUMULATEUR, auteurs V.A. dispositifs : Sat. travaux scientifiques de la CPS "Polyus". - Tomsk : MGP "RASKO" à la maison d'édition "Radio et communication", 2001, 568 p.

Les enroulements de sortie 9, 10 du stabilisateur et du dispositif de décharge sont respectivement connectés à un transformateur commun 8 en tant que ses enroulements primaires. La batterie solaire 1 est connectée au stabilisateur 3 par des bus positifs et négatifs, et dans l'un des bus est installé ledit capteur de courant 7. La batterie d'accumulateurs 2 est connectée au dispositif de décharge par des bus positifs et négatifs. Le chargeur 5 par son entrée est relié à l'enroulement secondaire 11 du transformateur 8, et la sortie est reliée aux bus positif et négatif de la batterie 2.

Aux enroulements secondaires 12 du transformateur 8 sont connectés des dispositifs d'alimentation 13 des charges 14 avec leurs propres valeurs nominales de la tension de sortie du courant alternatif et aux enroulements secondaires 15 du transformateur 8 sont connectés des dispositifs d'alimentation 16 des charges 17 de courant continu courant avec leurs propres tensions nominales, l'un des dispositifs d'alimentation 18 de la charge 19 de courant continu ou alternatif connecté à l'enroulement secondaire 20 du transformateur 8 est sélectionné comme principal, et la tension est stabilisée sur l'enroulement secondaire 20 de traverse celui-ci par le transformateur 8. A cet effet, le dispositif 18 est relié par rétroaction au stabilisateur 3 et au dispositif de décharge 4.

La formation d'une tension alternative sur l'enroulement de sortie 9 du stabilisateur 3 est assurée par son circuit de commande 21, qui, selon une certaine loi, ouvre respectivement par paires les transistors 22, 23 et 24, 25.

De même, une tension alternative est générée au niveau de l'enroulement de sortie 10 du dispositif de décharge 4 par son circuit de commande 26 des transistors 27, 28 et 29, 30, respectivement.

Le régulateur de puissance extrême 6, tenant compte des lectures du capteur de courant 7 et de la tension sur la batterie solaire 1, délivre un signal de correction pour changer la loi d'ouverture des transistors du stabilisateur 3 de telle sorte que la tension sur la batterie solaire est réglée égale à la tension optimale de la caractéristique courant-tension (VAC) de la batterie solaire.

Le système d'alimentation fonctionne dans les modes de base suivants.

1. Alimentation des charges à partir d'une batterie solaire.

Lorsque la puissance de la batterie solaire dépasse la puissance totale consommée par les charges, le stabilisateur de pont 3 à l'aide de la rétroaction du dispositif 18 et du stabilisateur 3 sur l'enroulement secondaire 20 du transformateur 8 maintient une tension stable à un niveau qui assure la stabilité de tension requise sur la charge 19. Parallèlement, sur les enroulements secondaires 11, 12, 15 du transformateur, maintiennent également une tension alternative stable, compte tenu des rapports de transformation des enroulements. La batterie 2 est complètement chargée. Le chargeur 5 et la décharge 4 sont éteints, le régulateur extrême 6 est éteint.

2. Chargez la batterie de stockage.

Lorsqu'il devient nécessaire de charger la batterie, le chargeur 5 génère un signal pour allumer la charge et le fournit en convertissant le courant alternatif de l'enroulement secondaire 11 du transformateur 8 en un courant continu pour charger la batterie. Le signal d'allumage du chargeur 5 est également transmis à l'entrée du régulateur extrême 6, qui fait passer le stabilisateur 3 en mode de régulation extrême de la puissance de la batterie solaire. La valeur du courant de charge de la batterie d'accumulateurs est déterminée par la différence entre la puissance de la batterie solaire au point de fonctionnement optimal de sa caractéristique courant-tension et la puissance totale des charges. Dispositif de décharge désactivé.

3. Alimentation de la charge à partir de la batterie d'accumulateurs.

Un tel régime se forme lorsque l'engin spatial pénètre dans l'ombre de la Terre, la Lune, dans d'éventuelles situations anormales avec perte d'orientation des panneaux de batteries solaires, lorsque l'engin spatial est injecté en orbite lorsque les panneaux de batteries solaires sont repliés. L'énergie solaire est nulle et la charge est alimentée en déchargeant la batterie. Dans ce mode, la stabilisation de la tension sur l'enroulement secondaire 20 du transformateur 8 est assurée par le dispositif de décharge similaire au premier mode, en utilisant la rétroaction du dispositif 18 avec le dispositif de décharge Stabilisateur 3, régulateur extrême 6, chargeur 5 sont déconnectés .

4. Alimentation électrique de la charge conjointement par la batterie solaire et la batterie d'accumulateurs.

Le mode est formé lorsque la puissance de la batterie solaire est insuffisante pour alimenter tous les consommateurs connectés, par exemple, lorsque les charges de pointe sont allumées, lorsque l'engin spatial manœuvre pour corriger l'orbite, lorsque l'engin spatial entre et sort des parties d'ombre de l'orbite, etc.

Dans ce mode, le stabilisateur 3 par le régulateur extrême 6, en fonction d'un signal du dispositif de décharge 4, est commuté sur le mode de régulation extrême de la puissance de la batterie solaire 1, et la puissance manquante pour alimenter les charges est ajoutée en raison de la décharge de la batterie 2. La stabilisation de la tension sur l'enroulement secondaire 20 du transformateur 8 est assurée par le dispositif de décharge 4 en utilisant la rétroaction du dispositif 18 avec le dispositif de décharge 4.

Le système d'alimentation est entièrement automatique.

Le système d'alimentation de l'engin spatial proposé présente les avantages suivants par rapport aux systèmes connus :

fournit à la sortie les tensions nominales stables CC ou CA nécessaires à l'alimentation de diverses charges de l'engin spatial, ce qui étend ses possibilités d'application sur les engins spatiaux de différentes classes ou lors de la mise à niveau des dispositifs existants ;

Suite haute qualité tension d'alimentation des charges en raison de la réduction du bruit, car les jeux de barres d'alimentation des charges sont isolés galvaniquement (par un transformateur) des jeux de barres des sources de courant ;

offre un degré élevé d'unification du système et la possibilité de son adaptation aux conditions d'utilisation changeantes sur différents types SC ou leurs modifications avec une modification minimale en termes de dispositifs d'alimentation de la charge, sans affecter les unités de base du système (batteries solaires et accumulateurs, stabilisateur, chargeur et déchargeur),

offre la possibilité de concevoir et d'optimiser indépendamment les sources de courant en termes de tension, de sélection de tailles standard de batteries, de générateurs uniques d'une batterie solaire, etc.

le temps et les coûts de développement et de fabrication du système d'alimentation sont réduits.

Actuellement dans JSC "ISS" eux. MF Reshetnev ", en collaboration avec un certain nombre d'entreprises liées, le système d'alimentation électrique proposé est en cours de développement et des unités de laboratoire individuelles de l'appareil sont en cours de fabrication. Sur les premiers échantillons de l'onduleur pont, un rendement égal à 95-96,5 % a été obtenu.

Parmi les documents d'information sur les brevets connus du demandeur, un ensemble de caractéristiques similaires à l'ensemble de caractéristiques de l'objet revendiqué n'a pas été trouvé.

RÉCLAMER

Le système d'alimentation de l'engin spatial, constitué d'une batterie solaire reliée par ses bus positifs et négatifs à un stabilisateur de tension, d'un accumulateur relié par ses bus positifs et négatifs à l'entrée de la décharge et à la sortie du chargeur, un extrême régulateur de puissance de batterie solaire connecté par ses entrées au capteur de courant, installé dans l'un des bus entre la batterie solaire et le stabilisateur de tension, la décharge de batterie et les chargeurs, et la sortie avec le stabilisateur de tension de batterie solaire, caractérisé en ce que la batterie solaire le stabilisateur de tension et le dispositif de décharge de la batterie sont réalisés sous la forme d'onduleurs en pont avec un transformateur commun, dans ce cas, l'entrée du chargeur est connectée à l'enroulement de sortie du transformateur, tandis que les autres enroulements de sortie du transformateur sont connectés à les dispositifs d'alimentation de charge avec leurs propres valeurs nominales de la tension de sortie du courant alternatif ou continu, et un et 3 dispositifs d'alimentation de charge sont reliés à un stabilisateur de batterie solaire et un dispositif de décharge de batterie.

Titulaires du brevet RU 2598862 :

Utilisation : dans le domaine de l'électrotechnique pour l'alimentation d'engins spatiaux à partir de sources primaires de différentes puissances. Le résultat technique est une augmentation de la fiabilité de l'alimentation électrique. Le système d'alimentation électrique de l'engin spatial contient : un groupe de panneaux solaires de lumière solaire directe (1), un groupe de panneaux solaires de lumière solaire réfléchie (7), un circuit générateur (8), un stabilisateur de tension (2), un chargeur ( 3), un dispositif de décharge (4), une batterie (5), un redresseur (9), un contrôleur de charge de batterie (10) et des consommateurs (6). La tension alternative du circuit de génération (8) est convertie en tension constante dans l'unité (9) et fournie à la première entrée du contrôleur de charge de batterie (10). La tension continue des panneaux solaires de la lumière solaire réfléchie (7) est fournie à la seconde entrée du contrôleur de charge de batterie (10). La tension totale du circuit de génération et des panneaux solaires de la lumière solaire réfléchie de la première sortie du contrôleur (10) va à la seconde entrée de la batterie de stockage (5). De la seconde sortie du contrôleur à la première entrée de la batterie d'accumulateurs (5), des signaux de commande sont reçus pour les commutateurs (15-21) avec les contacts 1-3, et les commutateurs (22-25) avec les contacts 1-2. Le nombre de dispositifs de commutation commandés dépend du nombre de batteries dans la batterie. Pour recharger la batterie sélectionnée (11-14) sur les interrupteurs correspondants, leurs premiers contacts s'ouvrent avec le troisième et se ferment avec le second, sur les interrupteurs correspondants les premier et deuxième contacts sont fermés. La batterie correspondante connectée de cette manière à la deuxième entrée de la batterie est rechargée avec le courant de charge nominal jusqu'à ce que la commande du contrôleur (10) soit reçue pour changer la batterie suivante. Le consommateur (6) est alimenté par les batteries restantes, en contournant celle déconnectée, à partir de la première sortie de batterie (5). 5 malades

L'invention concerne la technologie spatiale et peut être utilisée dans des engins spatiaux stabilisés par rotation.

Système d'alimentation connu pour un engin spatial avec des bus communs (analogiques), qui contient panneaux solaires(source d'énergie primaire), batterie d'accumulateurs, consommateurs. L'inconvénient de ce système est que la tension dans ce système n'est pas stabilisée. Cela entraîne des pertes d'énergie dans réseaux câblés et dans les stabilisateurs de consommation individuels intégrés.

Un système d'alimentation connu pour un engin spatial avec des bus séparés et avec connexion en parallèle d'un stabilisateur de tension (analogique), qui contient un chargeur, un dispositif de décharge, une batterie d'accumulateurs. Son inconvénient est l'impossibilité d'y utiliser un régulateur d'énergie solaire extrême.

Le plus proche du point de vue technique du système proposé est le système d'alimentation de l'engin spatial avec des bus séparés et avec une connexion série-parallèle du stabilisateur de tension 2 (prototype), qui contient également des batteries solaires de la lumière directe du soleil 1, chargeur 3, dispositif de décharge 4 , batterie rechargeable 5 (Fig. 1). L'inconvénient de ce système d'alimentation est l'incapacité d'obtenir, de convertir et d'accumuler de l'énergie électrique à partir de sources de puissance différentes, telles que l'énergie du champ magnétique terrestre et l'énergie de la lumière solaire réfléchie par la surface de la Terre.

Le but de l'invention est d'étendre les capacités du système d'alimentation de l'engin spatial à recevoir, convertir et accumuler de l'électricité à partir de diverses sources primaires de puissances différentes, ce qui permet d'augmenter la durée de vie active et le rapport puissance/poids des engins spatiaux.

FIGUE. la figure 2 représente un système d'alimentation électrique pour un engin spatial stabilisé en rotation ; 3 - batterie d'accumulateurs contenant des dispositifs de commutation commandés par le contrôleur ; En figue. 4 - apparence un engin spatial stabilisé en rotation sur la Fig. 5 représente schématiquement une des variantes du mouvement de l'engin spatial, stabilisé par rotation, en orbite.

Le système d'alimentation de l'engin spatial, stabilisé par rotation, contient un groupe de cellules solaires 7 destinées à convertir la lumière solaire réfléchie par la Terre en énergie électrique, générant le circuit 8, qui est un ensemble de conducteurs (enroulement) situé le long du corps de l'engin spatial, dans lequel une force électromotrice est induite en raison de la rotation de l'engin spatial autour de son axe dans le champ magnétique terrestre, un dispositif redresseur 9, un contrôleur de charge de batterie à partir de sources d'alimentation de puissance différente 10, un accumulateur 5 contenant un contrôleur -des dispositifs de commutation commandés 15-25 qui connectent ou déconnectent des batteries individuelles 11-14 au contrôleur 9 pour les recharger en courant faible (Fig. 2).

Le système fonctionne comme suit. Lors du lancement de l'engin spatial en orbite, il est tordu de telle sorte que l'axe de rotation de l'engin spatial et les panneaux solaires de la lumière directe du soleil soient orientés vers le Soleil (Fig. 4). Lors du déplacement de l'engin spatial en rotation en orbite, le circuit générateur interrompt les lignes d'induction du champ magnétique terrestre avec la vitesse de rotation de l'engin spatial autour de son axe. En conséquence, selon la loi de l'induction électromagnétique, une force électromotrice est induite dans le circuit générateur

où µ o est la constante magnétique, H est la force du champ magnétique terrestre, S in est la surface du circuit générateur, N c est le nombre de tours dans le circuit, est la fréquence angulaire de rotation.

Lorsque le circuit générateur est fermé à la charge, un courant circule dans le circuit générateur du consommateur. La puissance du circuit générateur dépend du couple de l'engin spatial autour de son axe

où J KA est le moment d'inertie de l'engin spatial.

Ainsi, le circuit générateur est une source d'électricité supplémentaire à bord de l'engin spatial.

La tension alternative du circuit de génération 8 est redressée au bloc 9 et fournie à la première entrée du contrôleur de charge de batterie 10. La tension continue des panneaux solaires de la lumière solaire réfléchie 7 est fournie à la deuxième entrée du contrôleur de charge de batterie 10. Le la tension totale de la première sortie du contrôleur 10 passe à la seconde l'entrée de la batterie de stockage 5. De la seconde sortie du contrôleur, les signaux de commande des commutateurs 15-21 ayant les contacts 1-3 et des commutateurs 22-25 ayant les contacts 1-2 sont fournis à la première entrée de l'accumulateur 5. Le nombre de dispositifs de commutation commandés dépend du nombre de batteries dans la batterie. Pour recharger la batterie sélectionnée (11-14) sur les interrupteurs correspondants, leurs premiers contacts s'ouvrent avec le troisième et se ferment avec le second, sur les interrupteurs correspondants les premier et deuxième contacts sont fermés. La batterie correspondante ainsi connectée à la deuxième entrée de la batterie est rechargée avec un courant faible jusqu'à ce que l'ordre du contrôleur 10 soit reçu de changer la batterie suivante. Le consommateur est alimenté par les batteries restantes en contournant la batterie 5 déconnectée de la première sortie.

Lorsque l'engin spatial est en orbite en position 1 (Figs. 4, 5), les panneaux solaires de la lumière solaire réfléchie sont orientés vers la Terre. A ce moment, le chargeur 3 inclus dans le système d'alimentation de l'engin spatial reçoit de l'électricité à partir de panneaux solaires de lumière directe du soleil 1, et le contrôleur de charge de batterie 10 reçoit de l'électricité à partir de panneaux solaires de lumière solaire réfléchie 7 et d'un circuit générateur 8. Dans la position du vaisseau spatial 2, les panneaux solaires des lumières solaires directes 1 restent dirigés vers le soleil, tandis que les panneaux solaires des lumières solaires réfléchies sont partiellement obscurcis. A ce moment, le chargeur 3 du système d'alimentation de l'engin spatial continue de recevoir de l'électricité à partir des panneaux solaires de la lumière directe du soleil, et le contrôleur 10 perd une partie de l'énergie de l'unité 7, mais continue à recevoir de l'énergie de l'unité 8 à travers le redresseur 9. Dans la position de l'engin spatial 3, tous les groupes de panneaux solaires sont ombragés, le chargeur 3 ne reçoit pas d'électricité des batteries solaires 1, et les consommateurs embarqués de l'engin spatial reçoivent de l'électricité de la batterie de stockage. Le contrôleur de charge de batterie continue à recevoir de l'énergie du circuit générateur 8, rechargeant la batterie suivante. A la position de l'engin spatial 4, les panneaux solaires de la lumière solaire directe 1 sont à nouveau illuminés par le Soleil, tandis que les panneaux solaires de la lumière solaire réfléchie sont partiellement obscurcis. A ce moment, le chargeur 3 du système d'alimentation de l'engin spatial continue de recevoir de l'électricité à partir des panneaux solaires de la lumière directe du soleil, et le contrôleur 10 perd une partie de l'énergie de l'unité 7, mais continue à recevoir de l'énergie de l'unité 8 à travers le redresseur 9 .

Ainsi, le système d'alimentation électrique de l'engin spatial, stabilisé par rotation, est capable de recevoir, de convertir et d'accumuler : a) l'énergie directe et réfléchie de la lumière solaire ; b) l'énergie cinétique de rotation de l'engin spatial dans le champ magnétique de la Terre. Le reste du fonctionnement du système proposé est similaire à celui connu.

Le résultat technique - une augmentation de la durée de vie active et du rapport puissance-poids de l'engin spatial, est obtenu grâce à l'utilisation d'un chargeur de microcontrôleur dans le cadre du système d'alimentation de l'engin spatial, qui permet de charger la batterie à partir de sources d'électricité énergie de puissance différente (soleil réfléchi et énergie du champ magnétique terrestre).

La mise en oeuvre pratique des unités fonctionnelles de l'invention proposée peut être réalisée comme suit.

Un enroulement triphasé à deux couches avec un fil de cuivre isolé peut être utilisé comme circuit de génération, ce qui rapprochera la forme de la courbe de la force électromotrice d'une sinusoïde. En tant que redresseur, un circuit en pont redresseur triphasé avec des diodes D2 et D9 de faible puissance peut être utilisé, ce qui réduira l'ondulation de la tension redressée. Le microcontrôleur MAX 17710 peut être utilisé comme contrôleur de charge de batterie.Il peut fonctionner avec des sources instables avec une plage de puissance de sortie de 1 W à 100 mW. L'appareil dispose d'un convertisseur élévateur intégré pour charger les batteries à partir de sources avec une tension de sortie typique de 0,75 V et d'un régulateur intégré pour protéger les batteries contre la surcharge. En tant qu'accumulateur contenant des dispositifs de commutation contrôlés par le contrôleur, des accumulateurs lithium-ion avec un sous-système d'égalisation de tension de batterie (système d'équilibrage) peuvent être utilisés. Il peut être effectué sur la base du contrôleur MSP430F1232.

Ainsi, les particularités du dispositif proposé contribuent à l'atteinte de cet objectif.

Sources d'information

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2. Grilikhes V.A. Energie solaire et vols spatiaux / V.A. Griliches, P.P. Orlov, L.B. Popov - Moscou : Nauka, 1984 .-- 211 p.

3. Kargu D.L. Systèmes d'alimentation pour engins spatiaux / D.L. Kargu, G.B. Steganov [et autres] - SPb.: VKA im. UN F. Mozhaisky, 2013 .-- 116 p.

4. Katsman M.M. Machines électriques / M.M. Katzman. - étudier. manuel pour les étudiants spécial. écoles techniques. - 2e éd., Rév. et ajouter. - M. : Supérieur. École., 1990 .-- 463 p.

5. Pryanishnikov V.A. Électronique. Cours magistral / V.A. Pryanishnikov - SPb. : OOO Krona print, 1998. - 400 p.

6. Rykovanov A.N. Systèmes d'alimentation pour batteries rechargeables Li-ion / A.N. Rykovanov // Electronique de puissance. - 2009. - N°1.

7. Chilin Yu.N. Modélisation et optimisation dans les systèmes d'alimentation des engins spatiaux / Yu.N. Chilin. - SPb. : VIKA, 1995 .-- 277 p.

Le système d'alimentation électrique de l'engin spatial, contenant un groupe de panneaux solaires à rayonnement solaire direct, un chargeur qui reçoit de l'électricité à partir de panneaux solaires à rayonnement solaire direct, un dispositif de décharge qui alimente les consommateurs à partir d'une batterie d'accumulateurs, un stabilisateur de tension qui alimente les consommateurs à partir d'un système solaire panneau de lumière solaire directe, caractérisé en ce qu'il contient en outre un groupe de cellules solaires conçues pour convertir la lumière solaire réfléchie par la Terre en énergie électrique, générant un circuit qui est un ensemble de conducteurs (enroulement) situé sur le corps de l'engin spatial, dans lequel un la force électromotrice est induite en raison de la rotation de l'engin spatial autour de son axe dans un champ magnétique de la Terre, un dispositif redresseur, et contient également un contrôleur pour charger une batterie à partir de sources d'électricité de puissance différente, une batterie, contenant en outre une commutation commandée par le contrôleur Ces appareils qui connectent ou déconnectent des batteries individuelles au contrôleur pour les recharger.

Brevets similaires :

L'invention concerne la technologie spatiale et peut être utilisée pour alimenter en énergie des engins spatiaux (SC) et des stations. Le résultat technique est l'utilisation d'un système de contrôle thermique pour obtenir de l'énergie supplémentaire.

L'invention se rapporte au domaine de l'électrotechnique. Le système d'alimentation autonome contient une batterie solaire, un dispositif de stockage d'énergie électrique, un dispositif de chargeur-décharge et une charge constituée d'un ou plusieurs stabilisateurs de tension avec des consommateurs finaux d'électricité connectés à leurs sorties.

L'invention concerne l'industrie électrique et peut être utilisée dans la conception de systèmes d'alimentation autonomes satellites artificiels Terre (AES). Le résultat technique est une augmentation des caractéristiques énergétiques spécifiques et de la fiabilité du système d'alimentation autonome du satellite. Procédé d'alimentation d'une charge en courant constant dans un système d'alimentation autonome d'un satellite terrestre artificiel à partir d'une batterie solaire et d'un ensemble de sources secondaires d'électricité - accumulateurs contenant des batteries Nbc connectées en série, qui consiste à stabiliser la tension aux bornes la charge, la charge et la décharge des batteries par l'intermédiaire de convertisseurs de charge et de décharge individuels, tandis que les convertisseurs de décharge sont réalisés sans nœuds booster, pour lesquels le nombre d'accumulateurs Nacc dans chaque batterie d'accumulateurs est choisi dans le rapport : Nacc≥ (Un + 1) /Uacc .min, où Nacc est le nombre de batteries dans le circuit série de chaque batterie ; Uн - tension à la sortie du système d'alimentation autonome, V; Uacc.min - la tension de décharge minimale d'une batterie, V, les convertisseurs de charge sont fabriqués sans nœuds de suralimentation, pour lesquels la tension au point de fonctionnement de la batterie solaire est choisie dans le rapport: Uрт> Uacc.max · Nкк + 1 , où Uрт est la tension au point de fonctionnement de la batterie solaire à la fin de la ressource garantie de son travail, B; Uacc.max est la tension de charge maximale d'une batterie, V, tandis que le nombre calculé d'accumulateurs Nacc est en outre augmenté en fonction du rapport : la charge et la charge de la batterie sont effectuées en utilisant une régulation de tension extrême de la batterie solaire.

L'invention se rapporte au domaine de l'électrotechnique. Le résultat technique consiste à étendre les capacités opérationnelles du système, augmenter sa capacité de charge et assurer un fonctionnement ininterrompu maximal tout en maintenant les paramètres de fonctionnement optimaux de l'accumulateur lors de l'alimentation des consommateurs en courant continu.

L'invention concerne le domaine de l'énergie solaire, en particulier les installations solaires surveillant en permanence le Soleil aussi bien avec des concentrateurs de rayonnement solaire qu'avec des modules plats en silicium destinés à alimenter des consommateurs, par exemple, dans des zones d'alimentation électrique peu fiable et décentralisée.

L'invention concerne l'industrie électrique et peut être utilisée dans la conception de systèmes d'alimentation autonomes pour satellites terrestres artificiels (AES).

CONTENU : l'invention concerne les systèmes de rotation d'une batterie solaire (SPSB) d'un engin spatial (SC). L'invention est destinée à accueillir les éléments du SPS pour la rotation d'une batterie solaire de forte puissance et la transmission d'électricité de la batterie solaire à l'engin spatial.

L'invention concerne le domaine de la transformation énergie solaire et son transfert aux consommateurs terrestres. La centrale spatiale contient un capteur solaire (1) de type pétale, un corps de station (2) et un faisceau (3) d'antennes micro-ondes. Le collecteur (1) est constitué de plaques (panneaux) de convertisseurs photoélectriques - à la fois principaux et auxiliaires. Les plaques sont rectangulaires et triangulaires. Leurs connexions se font sous forme de crochets et boucles automatiques, qui sont reliés par un mécanisme multilobe lorsque le collecteur est déployé. Une fois plié, le collecteur (1) est en forme de cube. Des antennes à faisceau (3) focalisent l'énergie micro-ondes sur un amplificateur, qui transmet cette énergie aux centrales électriques au sol. Le résultat technique de l'invention vise à améliorer l'efficacité de conversion et de transmission d'énergie aux consommateurs dans de vastes zones de la Terre. 16 malades

Utilisation : dans le domaine de l'électrotechnique pour l'alimentation d'engins spatiaux à partir de sources primaires de différentes puissances. Le résultat technique est une augmentation de la fiabilité de l'alimentation électrique. Le système d'alimentation de l'engin spatial contient : un groupe de panneaux solaires de lumière solaire directe, un groupe de panneaux solaires de lumière solaire réfléchie, un circuit générateur, un stabilisateur de tension, un chargeur, un dispositif de décharge, une batterie d'accumulateurs, un redresseur, un contrôleur de charge de batterie et consommateurs. La tension alternative du circuit de génération est convertie en tension constante dans l'unité et transmise à la première entrée du contrôleur de charge de batterie. La tension continue des panneaux solaires de la lumière solaire réfléchie est fournie à la deuxième entrée du contrôleur de charge de la batterie. La tension totale du circuit de génération et des panneaux solaires de la lumière solaire réfléchie de la première sortie du contrôleur va à la deuxième entrée de la batterie de stockage. A partir de la deuxième sortie du contrôleur, des signaux de commande pour les commutateurs ayant des contacts 1-3 et des commutateurs ayant des contacts 1-2 sont envoyés à la première entrée de la batterie d'accumulateurs. Le nombre de dispositifs de commutation commandés dépend du nombre de batteries dans la batterie. Pour recharger la batterie sélectionnée sur les interrupteurs correspondants, leurs premiers contacts s'ouvrent avec le troisième et se ferment avec le second ; sur les interrupteurs correspondants, les premier et deuxième contacts sont fermés. La batterie correspondante ainsi connectée à la deuxième entrée de la batterie est rechargée avec un courant de charge nominal jusqu'à ce que le contrôleur reçoive une commande pour changer la batterie suivante. Le consommateur est alimenté par les batteries restantes, en contournant celle déconnectée, à partir de la première sortie de batterie. 5 malades

Le développement d'une technologie spatiale compétitive nécessite une transition vers de nouveaux types de batteries qui répondent aux exigences des systèmes d'alimentation électrique des engins spatiaux avancés.

De nos jours, les engins spatiaux sont utilisés pour organiser les systèmes de communication, la navigation, la télévision, l'étude des conditions météorologiques et des ressources naturelles de la Terre, l'exploration et l'étude de l'espace lointain.

L'une des conditions principales pour de tels dispositifs est l'orientation précise dans l'espace et la correction des paramètres de mouvement. Cela augmente considérablement les exigences pour le système d'alimentation de l'appareil. Les problèmes du rapport poids/puissance des véhicules spatiaux, et, en premier lieu, le développement de nouvelles sources d'électricité, sont d'une importance primordiale au niveau mondial.

Actuellement, les principales sources d'électricité pour les engins spatiaux sont le solaire et les batteries de stockage.

Les panneaux solaires ont atteint une limite physique en termes de caractéristiques. Leur amélioration supplémentaire est possible grâce à l'utilisation de nouveaux matériaux, en particulier l'arséniure de gallium. Cela augmentera la capacité de la batterie solaire ou réduira sa taille de 2 à 3 fois.

Les batteries nickel-hydrogène sont aujourd'hui largement utilisées parmi les batteries de stockage pour engins spatiaux. Cependant, les caractéristiques énergétiques et massiques de ces batteries ont atteint leur maximum (70-80 W*h/kg). Leur amélioration ultérieure est très limitée et, de plus, nécessite des coûts financiers importants.

À cet égard, à l'heure actuelle, l'introduction active des batteries lithium-ion (LIB) est en cours sur le marché de la technologie spatiale.

Caractéristiques batteries lithium-ion beaucoup plus élevé par rapport à d'autres types de batteries avec la même durée de vie et le même nombre de cycles de charge-décharge. L'énergie spécifique des batteries lithium-ion peut atteindre 130 et plus W * h / kg, et l'efficacité énergétique est de 95%.

Un fait important est que les LIB d'une taille standard sont capables de fonctionner en toute sécurité lorsqu'elles sont connectées en parallèle en groupes, il n'est donc pas difficile de former des batteries de stockage lithium-ion de différentes capacités.

L'une des principales différences entre les batteries LIB et nickel-hydrogène est la présence d'unités d'automatisation électroniques qui contrôlent et gèrent le processus de charge-décharge. Ils sont également responsables du nivellement du déséquilibre de tension des LIB uniques et fournissent la collecte et la préparation des informations de télémétrie sur les principaux paramètres de la batterie.

Pourtant, le principal avantage des batteries lithium-ion est considéré comme la réduction de poids par rapport aux batteries traditionnelles. Selon les experts, l'utilisation de batteries lithium-ion dans les satellites de télécommunications d'une capacité de 15 à 20 kW réduira le poids des batteries de 300 kg. Considérant que le coût de lancement de 1 kg de masse utile en orbite est d'environ 30 000 dollars, cela réduira considérablement les coûts financiers.

L'un des principaux développeurs russes de telles batteries de stockage pour les engins spatiaux est Aviation Electronics and Communication Systems OJSC (AVEX), qui fait partie de KRET. Le processus technologique de fabrication des batteries lithium-ion en entreprise permet une grande fiabilité et une réduction des coûts.

introduction

alimentation batterie solaire espace

Actuellement, l'une des priorités du développement stratégique du potentiel scientifique et technique de la république est la création de l'industrie spatiale. Pour cela, en 2007, l'Agence spatiale nationale (Kazkosmos) a été créée au Kazakhstan, dont les activités visent tout d'abord le développement et la mise en œuvre de cibles technologies spatiales et le développement des sciences spatiales dans l'intérêt du développement socio-économique du pays.

La recherche spatiale scientifique à Kazkosmos est réalisée principalement dans le JSC « Centre national de recherche et de technologies spatiales » (JSC « NTsKIT »), qui comprend quatre instituts de recherche : Institut d'astrophysique. V.G. Fesenkova, Institut de l'ionosphère, Institut de recherche spatiale, Institut d'ingénierie et de technologie spatiales. JSC "NCKIT" dispose d'une large base expérimentale : un parc d'équipements de mesure modernes, des sites d'essais, des observatoires, des centres scientifiques de recherche scientifique fondamentale et appliquée dans le domaine des activités spatiales conformément aux priorités approuvées.

Société par actions"Centre national de recherche et de technologies spatiales" JSC "NTsKIT" a été organisé par la réorganisation de l'entreprise d'État républicaine sur la base du droit de gestion économique "Centre de recherche astrophysique" et de ses filiales sur la base de la résolution du gouvernement de la République du Kazakhstan n° 38 du 22 janvier 2008.

L'activité principale du JSC est la mise en œuvre d'activités de recherche, de développement et de production et économiques dans le domaine de la recherche et de la technologie spatiales.

L'un des plus importants systèmes embarqués de tout engin spatial, qui détermine principalement ses caractéristiques tactiques et techniques, sa fiabilité, sa durée de vie et son efficacité économique, est le système d'alimentation électrique. Par conséquent, les problèmes de développement, de recherche et de création de systèmes d'alimentation électrique pour les engins spatiaux sont d'une importance primordiale.

L'automatisation des processus de commande de vol pour tout engin spatial (SC) est impensable sans énergie électrique. L'énergie électrique est utilisée pour activer tous les éléments des dispositifs et équipements des engins spatiaux (groupe de propulsion, commandes, systèmes de communication, complexe d'instrumentation, chauffage...).

En général, le système d'alimentation génère de l'énergie, la convertit et la régule, la stocke pour les périodes de pointe de consommation ou de travail à l'ombre, et la distribue dans tout l'engin spatial. Le sous-système d'alimentation peut également convertir et réguler la tension ou fournir une gamme de niveaux de tension. Il allume et éteint souvent l'équipement et, pour augmenter la fiabilité, protège contre les courts-circuits et isole les défauts. La conception du sous-système repose sur le rayonnement cosmique pour dégrader les cellules solaires. La durée de vie d'une batterie chimique limite souvent la durée de vie d'un engin spatial.

L'étude des particularités du fonctionnement des sources d'énergie est un problème urgent. applications spatiales... L'étude et l'exploration de l'espace extra-atmosphérique nécessitent le développement et la création d'engins spatiaux à des fins diverses. Actuellement le plus grand utilisation pratique recevoir un vaisseau spatial automatique sans pilote pour former système mondial les communications, la télévision, la navigation et la géodésie, la transmission d'informations, l'étude des conditions météorologiques et des ressources naturelles de la Terre, ainsi que l'exploration de l'espace lointain. Pour les créer, il est nécessaire de prévoir des exigences très strictes pour la précision de l'orientation de l'engin spatial dans l'espace et la correction des paramètres d'orbite, ce qui nécessite une augmentation du rapport puissance/poids des engins spatiaux.

1. informations généralesà propos de JSC "NCKIT"

Réaliser des travaux de recherche et développement sur la création d'équipements et Logiciel pour les systèmes de correction différentielle et les équipements de navigation grand public.

Modélisation orientée objet et développement de logiciels et de matériel pour un système de modélisation 3D à grande échelle par satellite technologies de navigation et télémétrie laser.

Développement de modèles d'ingénierie pour un complexe d'équipements scientifiques pour les mesures embarquées et l'accumulation de cible informations scientifiques et des logiciels pour leur fonctionnement.

Création d'un support scientifique, méthodologique et logiciel pour résoudre des problèmes d'analyse complexe et prévoir le développement de la technologie spatiale dans la République du Kazakhstan.

Création de supports logiciels et mathématiques et de modèles de simulation d'engins spatiaux et de sous-systèmes.

Développement d'échantillons expérimentaux d'appareils, d'équipements, de nœuds et de sous-systèmes de microsatellites.

Création d'un support scientifique et méthodologique et d'une base normative et technique pour résoudre les problèmes de réglementation technique.

Réglementation des exigences pour le développement, la conception, la création, l'exploitation de la technologie spatiale, garantissant sa sécurité, l'évaluation et la confirmation de la conformité.

Selon le décret gouvernemental n° 38 du 22 janvier 2008 "sur la réorganisation de l'entreprise d'État républicaine" Centre de recherche en astrophysique "de l'Agence spatiale nationale de la République du Kazakhstan et de ses filiales d'entreprises d'État", RSE "Centre d'astrophysique Recherche" et ses filiales "Institut de l'ionosphère", "Institut d'Astrophysique du nom V.G. Fesenkov ”,“ Space Research Institute ”ont été réorganisés par fusion et transformation en société par actions“ Centre national de recherche et de technologies spatiales ”avec une participation à cent pour cent de l'État dans le capital autorisé.

Certificat d'enregistrement d'État de JSC "NCKIT" - n° 93168-1910-AO, n° d'identification 080740009161, daté du 16 juillet 2008, enregistré auprès du département de la justice d'Almaty du ministère de la justice de la République du Kazakhstan

.2 caractéristiques générales organisation

La société par actions "Centre national de recherche et de technologie spatiales" a été enregistrée le 16 juillet 2008.

Au cours de la période allant de 2004 au 15.07.2008, JSC NCKIT était légalement l'entreprise d'État républicaine "Centre de recherche astrophysique" (sur la base du droit de gestion économique), qui a été créée conformément au décret du gouvernement de la République de Kazakhstan en date du 5 mars 2004 n° 280 « Interroge certaines entreprises d'État républicaines du ministère de l'Éducation et des Sciences de la République du Kazakhstan ». Le RSE a été créé sur la base de la réorganisation et de la fusion des entreprises d'État républicaines "Institut de recherche spatiale", "Institut d'ionosphère" et "Institut d'astrophysique nommé d'après V.G. Fesenkov », qui a reçu le statut juridique de filiales d'entreprises publiques.

Par le décret du gouvernement de la République du Kazakhstan du 29 mai 2007 n° 438 « Questions de l'Agence spatiale nationale » RSE « Centre de recherche astrophysique » (sur le droit de gestion économique) a été transféré à la juridiction de l'Agence nationale Agence spatiale de la République du Kazakhstan.

L'Institut de recherche spatiale de l'Académie des sciences de la RSS du Kazakhstan a été organisé conformément au décret du Cabinet des ministres de la RSS du Kazakhstan n° 470 du 12 août 1991. Le fondateur et premier directeur de l'Institut est le lauréat du Prix d'État de l'URSS, titulaire des Ordres de Lénine, du Drapeau rouge du travail, "Parasat", académicien de l'Académie nationale des sciences de la République du Kazakhstan Sultangazin Umirzak Makhmutovich (1936 - 2005). En janvier 2011, l'Institut a été nommé d'après l'académicien U.M. Sultangazine.

L'objet des activités de l'Institut était de mener des recherches fondamentales et appliquées dans le cadre de programmes et de projets étatiques, industriels, internationaux, ainsi que de travailler sur des subventions de fondations nationales et étrangères dans le domaine de la télédétection Terre (ERS), surveillance spatiale, modélisation de la géoinformation, science des matériaux spatiaux.

L'Institut de recherche spatiale, en tant qu'organisation mère, a coordonné la recherche des instituts de l'Académie nationale des sciences de la République du Kazakhstan et d'autres organisations départementales dans le développement et la mise en œuvre des quatre programmes kazakhs de recherche scientifique et d'expériences à bord du Mir complexe orbital avec la participation du cosmonaute TO Aubakirov. (1991) et avec la participation du cosmonaute Musabaev T.A. - (1994, 1998), à bord de l'International station spatiale- avec la participation du cosmonaute Musabaev T.A. (2001).

Institut de recherche spatiale du nom de l'académicien U.M. Sultangazina faisait partie de JSC "NTsKIT" en tant que entité légale sous le statut de société filiale à responsabilité limitée.

Depuis 2014L'institut et l'appareil administratif de JSC "NCKIT" ont été fusionnés en une seule structure avec la préservation du personnel et des domaines de recherche.

1.3 Types d'activités de JSC "NCKIT"

Coordination, soutien et mise en œuvre des activités de recherche. Recherche spatiale fondamentale et appliquée

Formation des principales directions et plans de la recherche scientifique, soumission des recherches scientifiques terminées à l'Agence spatiale nationale de la République du Kazakhstan ;

Présentation de conclusions et de recommandations à l'Agence spatiale nationale de la République du Kazakhstan sur la base des rapports annuels des organisations scientifiques sur les activités scientifiques et scientifiques et techniques ;

Maintien et mise en œuvre de la conception expérimentale et de la production et des activités économiques

Création de systèmes d'information géographique basés sur des méthodes d'enquête aérospatiale;

Réception, traitement, distribution, échange équivalent et vente de données de télédétection de la Terre depuis l'espace ;

Développement et exploitation de véhicules spatiaux à diverses fins, de systèmes de communication spatiale, de navigation et de télédétection ;

Prestation de services d'ingénierie et de conseil

Recherche en marketing

Mise en place d'activités innovantes

Informer sur les activités de l'Agence spatiale nationale - la République du Kazakhstan et promouvoir les réalisations de la science

Mise en œuvre de la promotion des acquis de la science et des technologies spatiales, organisation. Tenue de congrès, sessions, conférences, séminaires, réunions, expositions internationaux et républicains ; édition revues scientifiques, travaille et informant sur les activités de l'Agence spatiale nationale de la République du Kazakhstan

Formation de personnel scientifique hautement qualifié. Protection de la propriété intellectuelle

Élaboration de documents réglementaires

Composition du personnel

Au total - 450 spécialistes et scientifiques qualifiés.

Parmi eux - 27 docteurs en sciences, 73 candidats en sciences, 2 académiciens, 2 membres correspondants et 3 docteurs en doctorat.

Structure centrale

Département de Télédétection de la Terre

Les principaux domaines de recherche :

Développement de technologies de réception, d'archivage, de traitement et d'affichage des données de télédétection. Mener des recherches scientifiques fondamentales et appliquées dans le domaine de l'étude des caractéristiques spectrales des objets à la surface de la terre, de la surveillance spatiale des terres agricoles et de l'environnement, des situations d'urgence (inondations, inondations, incendies), de l'interprétation thématique de données satellitaires de divers aspects spectrales, spatiales et des résolutions temporelles basées sur l'analyse de séries de données à long terme ERS et l'état de la surface de la terre.

Recherche sous-satellite. Création de centres de situation sectoriels et régionaux pour la surveillance spatiale des urgences.

Département de modélisation de la géoinformation

Développement de modèles numériques de transfert de rayonnements à ondes courtes et thermiques dans l'atmosphère pour la correction d'images spatiales et le calcul des paramètres physiques de l'atmosphère à partir de données satellitaires.

Création de modèles de géoinformation "analyse de risque" pour déterminer le degré d'influence des facteurs naturels et anthropiques sur le développement de situations d'urgence sur les canalisations principales.

Création de méthodes et de technologies automatisées pour la photogrammétrie numérique, de méthodes et d'algorithmes de calcul pour l'analyse interférométrique des données de télédétection.

Département de science des matériaux spatiaux et instrumentation

Création de technologies pour la production de matériaux structurels et fonctionnels à des fins aérospatiales, ainsi que de leurs produits.

Développement de méthodes qualitatives, analytiques et numériques pour l'étude des problèmes non stationnaires de la dynamique des corps célestes artificiels et naturels.

Développement de nouveaux modèles mathématiques et les méthodes d'assistance logicielle à la propulsion des engins spatiaux.

Département de l'information et du soutien pédagogique (Astana)

Organisation de formations avancées et de recyclage de spécialistes pour l'industrie spatiale du Kazakhstan.

Centre de réception d'informations spatiales (Almaty) et Centre scientifique et pédagogique de surveillance spatiale à usage collectif (Astana)

Réception, archivage et traitement réguliers des données d'imagerie satellitaire de la sonde Aqua/MODIS, Terra/MODIS, SuomiNPP (USA).

Il existe une certification internationale.

Filiale LLP "II" (Institut de l'ionosphère)

Le sujet de l'activitéLa filiale LLP "Institut de l'ionosphère" doit mener des recherches fondamentales, exploratoires et appliquées dans le domaine de la physique et de la géodynamique solaire-terrestre: ionosphère et champ géomagnétique, météo spatiale, surveillance du rayonnement de l'espace proche de la Terre, géodynamique et géophysique de l'espace sol. surveillance de la croûte terrestre au Kazakhstan, création d'un système de prévision des gisements minéraux, géodésie et cartographie.

DLLO "AFIF" (Institut d'Astrophysique Fesenkov)

Filiale LLP "ICTT" (Institute of Space Engineering and Technology)

Filiale Société à Responsabilité Limitée "Institute of Space Engineering and Technology"(ci-après dénommée la filiale à responsabilité limitée "Institut de technologie et de technologie spatiales") a été créée par arrêté de l'Agence spatiale nationale de la République du Kazakhstan n° 65 / OD du 17.08.2009.

La filiale LLP "Institute of Space Engineering and Technology" a été enregistrée le 23 décembre 2009. Le seul fondateur de la filiale à responsabilité limitée « Institut de technologie et de technologie spatiales » est la société par actions « Centre national de recherche et de technologie spatiales ».

2. Informations générales sur l'alimentation électrique des engins spatiaux

La géométrie, la conception, le poids et la durée de vie active de l'engin spatial sont en grande partie déterminés par le système d'alimentation électrique de l'engin spatial. Le système d'alimentation électrique ou autrement appelé système d'alimentation électrique (EPS) de l'engin spatial - le système de l'engin spatial qui alimente d'autres systèmes est l'un des systèmes les plus importants. La défaillance du système d'alimentation entraîne la défaillance de l'ensemble de l'appareil.

La structure du système d'alimentation comprend généralement : une source d'électricité primaire et secondaire, la conversion, dispositif de charge et l'automatisation du contrôle.

Sources d'énergie primaire

Divers générateurs d'énergie sont utilisés comme sources primaires :

panneaux solaires;

sources de courant chimique :

accumulateurs;

cellules galvaniques;

réservoirs de carburant;

sources d'énergie radio-isotopiques;

réacteurs nucléaires.

La source primaire comprend non seulement le générateur d'électricité lui-même, mais également les systèmes qui le desservent, par exemple le système d'orientation des panneaux solaires.

Les sources d'énergie sont souvent combinées, par exemple, une batterie solaire avec une batterie chimique.

Réservoirs de carburant

Les piles à combustible ont des performances élevées en termes de caractéristiques de poids et de taille et de densité de puissance par rapport à une paire de cellules solaires et un accumulateur chimique, sont résistantes aux surcharges, ont une tension stable et sont silencieuses. Cependant, ils nécessitent un approvisionnement en carburant, ils sont donc utilisés sur des véhicules avec une période de séjour dans l'espace de plusieurs jours à 1-2 mois.

La plupart du temps, des piles à combustible hydrogène-oxygène sont utilisées, car l'hydrogène fournit la valeur calorifique la plus élevée et, en outre, l'eau résultante peut être utilisée sur des engins spatiaux habités. Pour assurer le fonctionnement normal des piles à combustible, il est nécessaire d'assurer l'évacuation de l'eau de réaction et de la chaleur résultantes. Un autre facteur limitant est le coût relativement élevé de l'hydrogène et de l'oxygène liquides et la complexité de leur stockage.

Sources d'énergie radio-isotopique

Les sources d'énergie radio-isotopiques sont principalement utilisées dans les cas suivants :

longue durée de vol;

missions dans les régions extérieures du système solaire, où le flux de rayonnement solaire est faible;

Les satellites de reconnaissance avec radar à visée latérale, en raison des orbites basses, ne peuvent pas utiliser de panneaux solaires, mais ils ont une forte demande en énergie.

Automatisation du système d'alimentation

Il comprend des dispositifs de contrôle du fonctionnement de la centrale, ainsi que la surveillance de ses paramètres. Les tâches typiques sont : maintenir les paramètres du système dans les plages spécifiées : tension, température, pression, commutation des modes de fonctionnement, par exemple, commutation vers une source d'alimentation de secours ; reconnaissance des pannes, protection d'urgence des alimentations en particulier contre les surintensités ; livraison d'informations sur l'état du système de télémétrie et à la console des astronautes. Dans certains cas, il est possible de passer du contrôle automatique au contrôle manuel soit depuis la console des astronautes, soit par des commandes depuis le centre de contrôle au sol.

.1 Principe de fonctionnement et conception des cellules solaires

Au cœur du dispositif de batterie solaire se trouvent des générateurs de tension composés de FEP - des dispositifs pour la conversion directe de l'énergie lumineuse solaire en énergie électrique. Le fonctionnement du FEP est basé sur un effet photoélectrique interne, c'est-à-dire sur l'apparition des champs électromagnétiques sous l'influence de la lumière du soleil.

Un convertisseur photovoltaïque à semi-conducteur (PEC) est un appareil qui convertit directement l'énergie solaire en énergie électrique. Le principe de fonctionnement du PVC est basé sur l'interaction de la lumière du soleil avec un cristal semi-conducteur, au cours de laquelle les photons libèrent des électrons dans le cristal - porteurs charge électrique... Les régions à fort champ électrique, spécialement créées sous l'action de la jonction dite p-n, capturent les électrons libérés et les séparent de manière à ce qu'un courant et, par conséquent, de l'énergie électrique apparaissent dans le circuit de charge.

Examinons maintenant ce processus un peu plus en détail, mais avec des simplifications importantes. Commençons par examiner l'absorption de la lumière dans les métaux et les semi-conducteurs purs. Lorsque le flux de photons atteint la surface du métal, certains photons sont réfléchis et le reste est absorbé par le métal. L'énergie de la deuxième partie des photons augmente l'amplitude des vibrations du réseau et la vitesse de mouvement chaotique des électrons libres. Si l'énergie du photon est suffisamment grande, elle peut alors suffire à éliminer un électron du métal, lui conférant une énergie égale ou supérieure au travail d'extraction du métal donné. Il s'agit d'un effet photo externe. Avec une énergie photonique plus faible, son énergie est finalement entièrement consacrée au chauffage du métal.

Une image différente est observée lorsqu'un flux de photons agit sur les semi-conducteurs. Contrairement aux métaux, les semi-conducteurs cristallins sous leur forme pure (sans impuretés), s'ils ne sont affectés par aucun facteur extérieur (température, champ électrique, émission lumineuse, etc.), n'ont pas d'électrons libres arrachés aux atomes du réseau cristallin de le semi-conducteur

Riz. 2.1 - Absorption de la lumière dans les métaux et semi-conducteurs : 1 - bande remplie (valence), 2 - zone interdite, 3 - bande de conduction, 4 - électron

Cependant, comme un matériau semi-conducteur est toujours sous l'influence de n'importe quelle température (le plus souvent la température ambiante), une petite partie des électrons peut acquérir de l'énergie due aux vibrations thermiques, suffisante pour les détacher de leurs atomes. De tels électrons deviennent libres et peuvent participer au transfert d'électricité.

Un atome semi-conducteur qui a perdu un électron acquiert une charge positive égale à la charge électronique. Cependant, la place d'un atome non occupé par un électron peut être occupée par un électron d'un atome voisin. Dans ce cas, le premier atome devient neutre et le voisin devient chargé positivement. La place vacante dans l'atome due à la formation d'un électron libre équivaut à une particule chargée positivement appelée trou.

L'énergie possédée par un électron dans un état lié à un atome se situe dans la bande occupée (valence). L'énergie d'un électron libre est relativement élevée et se situe dans une bande d'énergie plus élevée - la bande de conduction. La zone interdite se trouve entre eux, c'est-à-dire une zone d'énergies telles que les électrons d'un matériau semi-conducteur donné ne peuvent avoir ni à l'état lié ni à l'état libre. La bande interdite pour la plupart des semi-conducteurs est comprise entre 0,1 et 1,5 eV. À des valeurs de bande interdite supérieures à 2,0 eV, nous avons affaire à des diélectriques.

Si l'énergie du photon est égale ou supérieure à la bande interdite, alors l'un des électrons est détaché de son atome et transféré de la bande de valence à la bande de conduction.

Une augmentation de la concentration d'électrons et de trous entraîne une augmentation de la conductivité du semi-conducteur. La conductivité de courant apparaissant sous l'influence de facteurs externes dans un semi-conducteur monocristallin pur est appelée conductivité intrinsèque. Avec la disparition des influences extérieures, les paires électron-trou libres se recombinent et la conductivité intrinsèque du semi-conducteur tend vers zéro. Il n'existe pas de semi-conducteurs idéalement purs qui n'aient que leur propre conductivité. En règle générale, un semi-conducteur a une conductivité électronique (type n) ou à trous (type p).

Le type de conductivité est déterminé par la valence des atomes semi-conducteurs et la valence des atomes d'impuretés actifs noyés dans son réseau cristallin. Par exemple, pour le silicium (groupe IV du tableau périodique de Mendeleev) les impuretés actives sont le bore, l'aluminium, le gallium, l'indium, le thallium (groupe III) ou le phosphore, l'arsenic, l'antimoine, le bismuth (groupe V). Le réseau cristallin du silicium a une forme dans laquelle chaque atome de silicium situé dans un site du réseau est lié à quatre autres atomes de silicium les plus proches par les liaisons dites covalentes ou paires d'électrons.

Les éléments du groupe V (donneurs) noyés dans les sites du réseau cristallin du silicium ont des liaisons covalentes de leurs quatre électrons avec quatre électrons des atomes de silicium voisins, et le cinquième électron peut être facilement libéré. Les éléments du groupe III (accepteurs), incorporés dans les sites du réseau cristallin de silicium, attirent un électron de l'un des atomes de silicium voisins pour former quatre liaisons covalentes, formant ainsi un trou. Cet atome, à son tour, peut attirer un électron de l'un des atomes de silicium voisins, etc.

Le PVC est une cellule photoélectrique à semi-conducteur avec une couche d'arrêt (valve) dont le fonctionnement est basé sur l'effet photoélectrique que nous venons de considérer. Ainsi, le mécanisme de fonctionnement du FEP est le suivant (Figure 2.2).

Un cristal PEC se compose de régions p et n avec des conductivités de trous et d'électrons, respectivement. Une jonction pn (couche barrière) est formée entre ces zones. Son épaisseur est de 10-4 - 10-6 cm.

Comme il y a plus d'électrons d'un côté de la jonction p-n et de trous de l'autre, chacun de ces porteurs de courant libre aura tendance à diffuser dans la partie du PVC où il n'y en a pas assez. En conséquence, un équilibre dynamique des charges est établi à la jonction p-n dans l'obscurité et deux couches de charges d'espace sont formées, des charges négatives étant formées du côté de la région p et des charges positives du côté de la région n.

La barrière de potentiel établie (ou différence de potentiel de contact) empêchera une autodiffusion supplémentaire des électrons et des trous à travers la jonction pn. La différence de potentiel de contact Uc est dirigée de la région n vers la région p. La transition des électrons de la région n à la région p nécessite la dépense de travail Uc · e, qui est convertie en énergie potentielle des électrons.

Pour cette raison, tous les niveaux d'énergie de la région p sont augmentés par rapport aux niveaux d'énergie de la région n de la valeur de la barrière de potentiel Uc · e. Dans la figure, le mouvement ascendant le long de l'ordonnée correspond à une augmentation de l'énergie des électrons et une diminution de l'énergie des trous.

Riz. 2.2 - Principe de fonctionnement du PVC (les points indiquent les électrons, les ronds - les trous)

Ainsi, la barrière potentielle est un obstacle pour les porteurs majoritaires (en sens avant), et pour les porteurs minoritaires (en sens inverse) ne représente aucune résistance.

Sous l'influence de la lumière du soleil (photons d'une certaine énergie), les atomes semi-conducteurs seront excités et des paires électron-trou supplémentaires (en excès) apparaîtront dans le cristal, à la fois dans les régions p et n (Figure 2.2, b) . La présence d'une barrière de potentiel dans la jonction pn provoque la séparation de porteurs minoritaires supplémentaires (charges) de sorte que les électrons en excès s'accumulent dans la région n, et les trous en excès dans la région p, qui n'ont pas eu le temps de se recombiner avant d'être approcher de la jonction pn. Dans ce cas, il y aura une compensation partielle de la charge d'espace à la jonction p - n et une augmentation du champ électrique créé par celles-ci, dirigé contre la différence de potentiel de contact, ce qui, pris ensemble, conduit à une diminution du potentiel barrière.

Par conséquent, une différence de potentiel U F , qui est essentiellement une photo-CEM. Si une charge électrique externe est incluse dans le circuit FEP, un courant électrique y circulera - le flux d'électrons de la région n à la région p, où ils se recombinent avec des trous. Les caractéristiques volt-ampère et volt-puissance du PV sont illustrées à la figure 2.3, d'où il est évident que pour retirer le maximum de puissance électrique du PV, il est nécessaire d'assurer son fonctionnement dans une plage de puissance assez étroite. tensions (0,35 - 0,45 V).

Poids 1m 2SB 6 ... 10 kg, dont 40% tombent sur la masse du FEP. A partir de photocellules dont la taille moyenne ne dépasse pas 20 mm, les générateurs de tension sont recrutés par leur connexion séquentielle à la valeur de tension requise, par exemple à une valeur nominale de 27 V.

Riz. 2.3 - Dépendance de la tension et de la densité de puissance sur la densité de courant PV

Des générateurs de tension d'un encombrement d'environ 100 x 150 mm sont montés sur des panneaux SB et connectés en série pour obtenir la puissance requise à la sortie du BOT.

Outre les cellules photovoltaïques au silicium, qui sont encore utilisées dans la plupart des CEI solaires, les cellules photovoltaïques à base d'arséniure de gallium et de sulfure de cadmium présentent le plus grand intérêt. Ils ont une température de fonctionnement plus élevée que les PVC au silicium (de plus, les PV à base d'arséniure de gallium ont un rendement théorique et atteint en pratique plus élevé). Il convient de noter qu'au fur et à mesure que la bande interdite des semi-conducteurs augmente, la tension en circuit ouvert et le rendement théorique du PVC sur sa base augmentent. Cependant, à une bande interdite de plus de 1,5 eV, l'efficacité du PEC commence à diminuer, car un nombre croissant de photons ne peut pas former une paire électron-trou. Ainsi, il existe une bande interdite optimale (1,4 - 1,5 eV), à laquelle l'efficacité PEC atteint la valeur maximale possible.

3. Centrales électrochimiques spatiales

Une source de courant électrochimique (ECPS) est la base de toute CEU électrochimique. Il comprend des électrodes, qui sont généralement des substances actives, un électrolyte, un séparateur et une structure externe (récipient). Une solution aqueuse de KOH alcalin est généralement utilisée comme électrolyte pour l'ECT ​​utilisé dans les engins spatiaux.

Considérons un schéma et une conception simplifiés d'un ECT argent-zinc (Figure 3.1). L'électrode positive est un collecteur de courant en treillis métallique, sur lequel de l'argent métallique en poudre est pressé, puis fritté dans un four à une température d'environ 400 ° C, ce qui confère à l'électrode la résistance et la porosité nécessaires. L'électrode négative est une masse pressée sur la grille conductrice descendante, constituée d'oxyde de zinc (70 - 75 %) et de poussière de zinc (25 - 30 %).

A l'électrode négative (Zn), l'oxydant de la substance active réagit à l'hydroxyde de zinc Zn (OH) 2, et sur positif (AgO) - la réaction de réduction de la substance active en argent pur. L'électricité est renvoyée au circuit externe sous la forme d'un flux d'électrons. Dans l'électrolyte, le circuit électrique est fermé par le flux d'ions OHˉ de l'électrode positive à la négative. Le séparateur est nécessaire principalement pour empêcher le contact (et donc le court-circuit) des électrodes. De plus, il réduit l'autodécharge de l'ECPS et est nécessaire pour assurer son fonctionnement réversible sur de nombreux cycles de charge-décharge.

Riz. 3.1 Le principe de fonctionnement de l'ECT ​​argent-zinc :

Électrode positive (AgO), 2 - charge électrique,

Électrode négative (Zn), 4 - récipient, 5 - séparateur

Ce dernier est dû au fait qu'avec une séparation insuffisante, les solutions colloïdales d'oxydes d'argent atteignant l'électrode négative sont réduites cathodiquement sous forme de filaments d'argent les plus fins dirigés vers l'électrode positive, et les ions zinc sont également réduits sous forme de filaments. croissant vers l'anode. Tout cela peut conduire à un court-circuit des électrodes dans les tout premiers cycles de fonctionnement.

Le séparateur (séparateur) le plus approprié pour l'ECT ​​argent-zinc est un film de cellulose hydratée (cellophane), qui, en gonflant dans l'électrolyte, scelle l'ensemble, ce qui empêche les électrodes de zinc de flotter, ainsi que la croissance de cristaux en aiguilles de argent et zinc (dendrites). Le récipient d'un ECHIT argent-zinc est généralement en plastique (résine polyamide ou polystyrène) et a une forme rectangulaire. Pour d'autres types d'ECT, les récipients peuvent être réalisés, par exemple, en fer nickelé. Lorsque l'ECT ​​a été chargé, les oxydes de zinc et d'argent ont été réduits sur les électrodes.

Ainsi, la décharge d'ECH est le processus consistant à émettre de l'électricité vers un circuit externe, et la charge d'ECH est le processus consistant à lui transmettre de l'électricité de l'extérieur afin de restituer les substances d'origine des produits de réaction. De par la nature du travail, les ECPS sont divisés en cellules galvaniques (sources primaires de courant), qui ne permettent qu'une seule utilisation de substances actives, et batteries électriques (sources secondaires de courant), qui permettent une utilisation multiple des substances actives en raison de la possibilité de leur récupération par recharge à partir d'une source d'électricité externe.

Dans KEU basé sur ECT, des batteries électriques avec des modes de décharge jetables ou réutilisables sont utilisées, ainsi que des piles à combustible hydrogène-oxygène.

3.1 Sources d'énergie chimique

La force électromotrice (FEM) des sources chimiques est la différence entre ses potentiels d'électrode lorsque le circuit externe est ouvert :

où et - respectivement, les potentiels des électrodes positive et négative.

La résistance interne totale R d'une source chimique (résistance à une intensité de courant constante) est constituée d'une résistance ohmique et résistance de polarisation :

où - CEM de polarisation ; - l'intensité du courant de décharge.

Résistance de polarisation en raison d'un changement dans les potentiels des électrodes et lorsque le courant circule et dépend du degré de charge, de l'intensité du courant de décharge, de la composition des électrodes et de la pureté de l'électrolyte.

;

,

où et et

.

La capacité de décharge Q (Ah) d'une source chimique est la quantité d'électricité émise par la source pendant la décharge à une certaine température d'électrolyte, pression ambiante, courant de décharge et tension de décharge finale :

,

et dans le cas général à courant constant pendant la décharge

où - valeur actuelle du courant de décharge, A ; - temps de décharge, h.

,

où et

.

Les accumulateurs argent-zinc, cadmium-nickel et nickel-hydrogène sont considérés comme des sources de courant chimique.

3.2 Piles argent-zinc

Les batteries argent-zinc, en raison de leur masse et de leur volume inférieurs à capacité égale et à résistance interne inférieure à une tension donnée, se sont généralisées dans les équipements électriques spatiaux. La substance active de l'électrode positive de la batterie est de l'oxyde d'argent AgO et la plaque négative est du zinc métallique. Une solution aqueuse de KOH alcalin de densité 1,46 g/cm3 est utilisée comme électrolyte. 3.

La batterie est chargée et déchargée en deux étapes. Lors de la décharge aux deux étages, la réaction d'oxydation du zinc se produit sur l'électrode négative

2OH décharge → ZnO + H 2O + 2e.

La réaction de réduction de l'argent se déroule sur l'électrode positive en deux étapes. Au premier stade, l'oxyde d'argent divalent est réduit en monovalent :

2AgO + 2e + H 2O décharge → Ag 2O + 2OH .

Dans ce cas, la FEM de la batterie est égale à 1,82 .. 1,86 V. Au deuxième étage, lorsque la batterie est déchargée d'environ 30%, l'oxyde d'argent monovalent est réduit en argent métallique :

2O + 2e + H 2O décharge → 2Ag + 2OH .

La FEM de la batterie au moment du passage du premier étage de la décharge à la seconde diminue à 1,52 .. 1,56 V. En conséquence, la courbe 2 de l'évolution de la FEM pendant la décharge avec le courant nominal (Figure 3.2) a un saut caractéristique. Avec une décharge supplémentaire, la FEM de la batterie reste constante jusqu'à ce que la batterie soit complètement déchargée. Une fois chargée, la réaction se déroule en deux étapes. Un saut de tension et une CEM se produisent lorsque la batterie est chargée d'environ 30% (courbe 1).Dans cet état, la surface de l'électrode est recouverte d'oxyde d'argent divalent.

Riz. 3.2 - EMF de la batterie pendant la charge (1) et la décharge (2)

En fin de charge, lorsque l'oxydation de l'argent du monovalent au bivalent s'arrête sur toute l'épaisseur de l'électrode, le dégagement d'oxygène commence selon l'équation

OH décharge → 2H 2O + 4e + O 2

Dans ce cas, la force électromotrice de la batterie augmente de 0,2 ... 0,3 V (voir Figure 5.1, section en pointillés sur la courbe 1). L'oxygène libéré lors de la recharge accélère la destruction des paramètres cellophane de la batterie et l'apparition de courts-circuits internes.

Pendant le processus de charge, tout l'oxyde de zinc peut être réduit en zinc métallique. En cas de surcharge, l'oxyde de zinc de l'électrolyte est restauré, qui se trouve dans les pores de l'électrode, puis dans les séparateurs de plaques négatives, dont le rôle est joué par plusieurs couches de film de cellophane. Le zinc est libéré sous forme de cristaux qui se développent vers l'électrode positive, formant une dendrite de zinc. De tels cristaux sont capables de percer les films de cellophane et de provoquer des courts-circuitsélectrodes. Les dendrites de zinc ne subissent pas de réactions inverses. Par conséquent, même les recharges à court terme sont dangereuses.

3.3 Piles au nickel-cadmium

La substance active de l'électrode négative dans une batterie nickel-cadmium est le cadmium métallique. L'électrolyte dans la batterie est une solution aqueuse de potassium caustique KOH avec une densité de 1,18 ... 1,40 g / cm 3.

La batterie nickel-cadmium utilise une réaction redox entre le cadmium et l'oxyde de nickel hydraté :

2Ni (OH) 3→ Cd (OH) 2+ 2Ni (OH) 2

Simplifiée, la réaction chimique sur les électrodes peut s'écrire comme suit. L'oxydation du cadmium se produit sur l'électrode négative lors de la décharge :

2e → Cd ++

Les ions cadmium se lient aux ions hydroxyles alcalins pour former de l'hydrate de cadmium :

2e + 2OH décharge → Cd (OH) 2.

Sur l'électrode positive, le nickel est réduit de trivalent à bivalent lors de la décharge :

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

La simplification est que la composition de l'hydroxyde ne correspond pas exactement à leurs formules. Les sels de cadmium et de nickel sont légèrement solubles dans l'eau, donc la concentration en ions Cd ++, Ni ++, Ni +++est déterminé par la concentration de KOH, dont dépend indirectement la valeur EMF de la batterie dans l'électrolyte.

La force électromotrice d'une batterie fraîchement chargée est de 1,45 V. Quelques jours après la fin de la charge, la CEM diminue à 1,36 V.

3.4 Batteries nickel-hydrogène

Les batteries de stockage nickel-hydrogène (NVAB), possédant une fiabilité élevée, une longue durée de vie et une énergie spécifique, d'excellentes caractéristiques opérationnelles, trouveront une large application dans les engins spatiaux à la place des batteries nickel-cadmium.

Pour le fonctionnement du NVAB en orbite terrestre basse (LEO), une ressource d'environ 30 000 cycles est nécessaire sur cinq ans. L'utilisation de AB sur LEO avec une faible profondeur de décharge (GD) conduit à une diminution correspondante de l'énergie spécifique garantie (30 000 cycles peuvent être atteints à GD de 40%). Un cycle continu de trois ans en mode LEO à GH = 30% de douze NAB standard (RNH-30-1) d'une capacité de 30 Ah a montré que tous les NBA fonctionnaient de manière stable 14 600 cycles.

Le niveau d'énergie spécifique atteint pour le NVAB est de 40 Wh / kg en orbite proche de la Terre à une profondeur de décharge de 100%, la ressource à 30% HR est de 30 000 cycles.

4/ Choix des paramètres des panneaux solaires et accumulateurs tampons

Donnée initiale:

Masse maximale de l'engin spatial - Mn = jusqu'à 15 kg ;

Altitude de l'orbite circulaire - h = 450 km;

Poids du système cible - pas plus de 0,5 kg;

Fréquence de transmission - 24 GHz;

Tension de consommation - 3,3 - 3,6 V;

La consommation électrique minimale de l'émetteur-récepteur est de 300 mW ;

Consommation électrique du moteur plasma-ion - 155 W;

La période d'existence active est de 2-3 ans.

4.1 Calcul des paramètres du ballon tampon

Le calcul des paramètres du stockage tampon (BN) des batteries rechargeables et la détermination de leur composition est basé sur les limitations imposées aux batteries en termes de courants de charge et de décharge, capacité de décharge intégrale, profondeurs de décharge uniques, fiabilité , les conditions de fonctionnement en température, etc.

Lors du calcul des paramètres des batteries nickel-hydrogène, nous utiliserons les caractéristiques et formules suivantes [auteurs "Design of automatic spacecraft": D.I. Kozlov, G.N. Anchakov, V.F. Agarkov, Yu.G. Antonov § 7.5], ainsi que les caractéristiques techniques du AB HB-50 NIAI jusqu'à 1,36 V.

· intensité du courant de charge jusqu'à 30 A;

· intensité du courant de décharge 12 - 50A en régime permanent et jusqu'à 120 A en mode pulsé jusqu'à 1 minute;

· profondeur de décharge maximale jusqu'à 54Ah;

· lorsque les batteries fonctionnent (en particulier dans les modes de cyclage avec des courants de charge et de décharge élevés), il est nécessaire de prévoir un mode de fonctionnement thermique des batteries de stockage dans la plage de 10 ... 30 ° . A cet effet, il est nécessaire de prévoir l'installation de batteries dans un compartiment étanche de l'engin spatial et de prévoir un mode de refroidissement pour chaque unité à l'air.

Formules utilisées pour calculer les paramètres des batteries nickel-cadmium :

La tension des sources chimiques d'électricité diffère de la CEM par la valeur de la chute de tension dans le circuit interne, qui est déterminée par la résistance interne totale et le courant circulant :

, (1)

, (2)

où et - les tensions de décharge et de charge à la source, respectivement ; et - la force des courants de décharge et de charge, respectivement.

Pour les cellules électrochimiques à usage unique, la tension est définie comme la tension de décharge .

La capacité de décharge Q (Ah) d'une source chimique est la quantité d'électricité émise par la source pendant la décharge à une certaine température d'électrolyte, pression ambiante, courant de décharge et tension de décharge finale :

, (3)

La capacité nominale d'une source de courant chimique est la capacité que la source doit donner dans les conditions de fonctionnement spécifiées par les conditions techniques. Pour les batteries KA, le courant nominal et de décharge sont le plus souvent pris comme l'ampérage d'une à deux ou 10 heures de décharge.

L'autodécharge est la perte inutile de capacité par une source chimique lorsque le circuit externe est ouvert. Généralement, l'autodécharge est exprimée en % par jour de stockage :

(4)

où et - conteneurs de la source chimique avant et après stockage ; T - temps de stockage, jours.

L'énergie spécifique d'une source de courant chimique est le rapport de l'énergie délivrée à sa masse :

(5)

La valeur énergétique spécifique dépend non seulement du type de source, mais aussi de l'intensité du courant de décharge, c'est-à-dire de la puissance prélevée. Par conséquent, une source chimique d'électricité est plus complètement caractérisée par la dépendance de l'énergie spécifique à la puissance spécifique.

Calcul des paramètres :

Déterminons les temps de décharge maximum et minimum à partir de la formule :

Le temps de décharge maximum est donc :

;

temps de décharge minimum :

.

Il s'ensuit que le temps de décharge permet au satellite projeté d'utiliser un courant électrique pendant une moyenne de 167 minutes ou 2,8 heures, puisque notre installation cible utilise 89 mA, le temps de décharge ne sera pas significatif, ce qui a un effet positif sur la fourniture de courant électrique vers d'autres systèmes vitaux.

Déterminez la tension de décharge et la résistance interne totale de la batterie à partir de la formule :

; (1)

(2)

.

De là, on peut voir que la tension de charge peut être suffisamment fournie en utilisant des panneaux solaires, même une petite surface.

Vous pouvez également déterminer l'autodécharge par la formule :

(4)

Prendre pour la durée de vie de la batterie T = 0.923 h, Q 1= 50 (Ah) et Q 2 = 6 (Ah) pour trente minutes de travail :

,

c'est-à-dire qu'avec une consommation de courant minimale de 12 A, en 30 minutes la batterie sera déchargée à 95% lorsque le circuit est ouvert.

Trouvons l'énergie spécifique d'une source chimique par la formule :

,

c'est-à-dire que 1 kg de source chimique peut fournir 61,2 watts pendant une heure, ce qui convient également à notre installation cible, qui fonctionne à une puissance maximale de 370 mW.

4.2 Calcul des paramètres des panneaux solaires

Pour calculer les principaux paramètres du SB influençant la conception de l'engin spatial, ses caractéristiques techniques, nous utiliserons les formules suivantes [auteurs « Conception d'engins spatiaux automatiques » : D.I. Kozlov, G.N. Anchakov, V.F. Agarkov, Yu.G. Antonov § 7.5] :

Le calcul des paramètres du SB se réduit à la détermination de sa surface et de sa masse.

Le calcul de la puissance du SB se fait selon la formule :

(6)

où - Puissance SB ; R m - puissance de charge journalière moyenne (hors besoins propres au BOT) ; - temps d'orientation de SB vers le Soleil par tour ; t T - le temps pendant lequel le SB n'est pas allumé ; - Le rendement du régulateur de surpuissance SB, égal à 0,85 ; - rendement du régulateur de décharge BN égal à 0,85 ; R .3- rendement du régulateur de charge BN égal à 0,9 ; - rendement des accumulateurs BN égal à 0,8.

La surface de la cellule solaire est calculée par la formule :

(7)

où - puissance spécifique de SB, prise :

W / m 2à = 60°С et 85 W/m 2à = 110 ° С pour le matériau FEP KSP ;

W / m 2à = 60°С et 100 W/m 2à = 110° С pour le matériau FEP ;

W / m 2à = 60°С et 160 W/m 2à = 110 ° pour le matériau PVC Ga - As; - le coefficient de sécurité, tenant compte de la dégradation de la cellule solaire due au rayonnement, égal à 1,2 pour une durée de fonctionnement de deux à trois ans et à 1,4 pour une durée de fonctionnement de cinq ans ;

Facteur de remplissage calculé par la formule 1,12; - Rendement SB = 0,97.

La masse du SB est déterminée en fonction des paramètres spécifiques. Dans les conceptions SB actuellement disponibles, la densité est = 2,77 kg/m 2pour le silicium et = 4,5 kg/m 2pour les cellules PV à l'arséniure de gallium.

La masse du SB est calculée par la formule :

(8)

Pour commencer à calculer le BOT, vous devez sélectionner des panneaux solaires. Lors de l'examen de divers SAT, le choix s'est porté sur les éléments suivants: les batteries solaires de l'organisation de JSC "Saturne" basées sur des photoconvertisseurs GaAs avec les caractéristiques suivantes.

Les principaux paramètres du SB

Paramètre de SBSB basé sur GaAs PPS Durée de vie active, années 15 Rendement à 28°C,% 28 Puissance spécifique, W/m 2170Puissance maximale, W/m 2381 Poids spécifique, kg/m 21.6 Épaisseur du PVC, m 150 ± 20

Aussi, pour le calcul, il faut connaître la période orbitale du satellite en orbite terrestre basse, les informations sont tirées du site :

· dans la gamme de 160 km, la période orbitale est d'environ 88 minutes;

· jusqu'à 2000 km, la période est d'environ 127 minutes.

Pour le calcul, nous prendrons la valeur moyenne - environ 100 minutes. Dans ce cas, le temps d'illumination des panneaux solaires de l'engin spatial en orbite est plus long (environ 60 min) que le temps passé à l'ombre d'environ 40 min.

Puissance de charge est égal à la somme de la puissance requise du système de propulsion, de l'équipement cible, de la puissance de charge et est égal à 220 W (la valeur est prise avec un excès de 25 W).

En substituant toutes les valeurs connues dans la formule, on obtient :

,

.

Pour déterminer la surface du panneau SB, nous prenons le matériau PVC Ga-As à la température de fonctionnement = 60°С, le satellite fonctionne depuis 2-3 ans et on utilisera la formule :

,

en remplaçant les données initiales, on obtient :

après calculs, on obtient

,

mais compte tenu de la charge peu fréquente de la batterie, de l'utilisation de technologies modernes dans le développement d'autres systèmes, et compte tenu également du fait que la puissance de charge a été prise avec une marge d'environ 25 W, il est possible de réduire la Surface SB à 3,6 m2

M.A. PETROVICHEV, SYSTÈME A.S. GURTOV RÉSERVE D'ÉNERGIE À BORD DU COMPLEXE VÉHICULES Spatiaux Approuvé par le Conseil éditorial et éditorial de l'Université en tant que manuel Maison d'édition SAMARA SSAU 2007 UDC 629.78.05 BBK 39.62 technologies de géoinformation ”PR I Réviseurs: Docteur en sciences techniques A.<...>Koptev, député. Chef du Département du PNB RCC "TsSKB - Progrès" S. I. Minenko P306 Petrovitchev M.A.<...>Système réserve d'énergie aéroporté complexe vaisseau spatial : manuel. allocation / M.A. Petrovitchev, COMME. Gourtov.<...> Didacticiel destiné aux étudiants de la spécialité 160802" Espacer appareil et des blocs d'appoint ».<...>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 Système source de courant complexe d'engins spatiaux embarqués De tous les types d'énergie, l'électrique est la plus polyvalente.<...>... Système source de courant(SSE) Californie est l'un des systèmes les plus importants qui assurent la performance Californie. <...>La fiabilité de SES est largement déterminée par 3 la redondance de tous types de sources, convertisseurs, commutation appareil et réseaux.<...>Structure systèmes source de courant Californie De base système source de courant Californie est un système courant continu.<...>Pour parer les pics de charge, utilisez amortir une source. <...>Pour la première fois sur réutilisable Californie La navette utilise un système d'alimentation sans tampon.<...> 4 Système Distribution Convertisseur Convertisseur Réseau Consommateur Primaire une source Amortir une source Riz.<...>La structure de l'appareil du système d'alimentation spatiale Amortir une source caractérisé par le fait que l'énergie totale qu'il produit est nulle.<...>Pour faire correspondre les caractéristiques de la batterie avec la source primaire et le réseau, utilisez<...>

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Le système d'alimentation du complexe embarqué de l'engin spatial De tous les types d'énergie, l'électrique est la plus universelle. Par rapport à d'autres types d'énergie, elle présente un certain nombre d'avantages : l'énergie électrique est facilement convertie en d'autres types d'énergie, le rendement des installations électriques est bien supérieur à celui des installations fonctionnant avec d'autres types d'énergie, l'énergie électrique est facilement transmise par des fils au consommateur, l'énergie électrique est facilement distribuée parmi les consommateurs. L'automatisation des processus de commande de vol pour tout engin spatial (SC) est impensable sans énergie électrique. L'énergie électrique est utilisée pour activer tous les éléments des dispositifs et équipements des engins spatiaux (groupe de propulsion, commandes, systèmes de communication, instrumentation, chauffage, etc.). Le système d'alimentation électrique (SES) de l'engin spatial est l'un des systèmes les plus importants qui assurent les performances de l'engin spatial. Les principales exigences du SPP : la réserve d'énergie nécessaire pour tout le vol, un fonctionnement fiable en apesanteur, la fiabilité nécessaire apportée par la redondance (en termes de puissance) de la source principale et du tampon, l'absence d'émissions et de consommation de gaz, la capacité de travailler dans n'importe quelle position dans l'espace, poids minimal, coût minimal. Toute l'énergie électrique nécessaire à l'exécution du programme de vol (pour le mode normal, ainsi que pour certains modes anormaux) doit être à bord de l'engin spatial, car elle ne peut être reconstituée que pour les stations habitées. La fiabilité du SPP est largement déterminée par 3