Енергопостачання космічних апаратів. Uісточнікі електроенергії космічних аппаратовntitled document Перспективи розвитку системи енергопостачання космічних апаратів

Винахід відноситься до галузі космічної енергетики, зокрема до бортовим системам електроживлення космічних апаратів (КА). Згідно винаходу система електроживлення космічного апарату складається з сонячної батареї, стабілізатора напруги, акумуляторної батареї, екстремального регулятора потужності, причому стабілізатор напруги сонячної батареї і розрядний пристрій акумуляторної батареї виконані у вигляді мостових інверторів із загальним трансформатором, при цьому вхід зарядного пристрою з'єднаний з вихідною обмоткою трансформатора , до інших вихідних обмоток трансформатора підключені пристрої живлення навантажень зі своїми номіналами вихідної напруги змінного або постійного струму, причому один з пристроїв живлення навантаження пов'язаний із стабілізатором сонячної батареї і розрядних пристроєм акумуляторної батареї. Технічним результатом є розширення можливостей системи електроживлення КА, підвищення якості вихідної напруги, зниження витрат на розробку і виготовлення, скорочення термінів розробки системи. 1 мул.

Малюнки до патенту РФ 2396666

Пропонований винахід відноситься до області космічної енергетики, конкретніше до бортовим системам електроживлення (СЕП) космічних апаратів (КА).

Широко відомі системи електроживлення КА, що складаються з сонячної батареї, акумуляторної батареї, а також комплексу електронного обладнання, що забезпечує спільну роботу зазначених джерел на навантаження КА, перетворення і стабілізацію напруги.

Тактико-технічні характеристики СЕП, а для космічної техніки найважливіша з них - питома потужність, тобто відношення потужності, що виробляється системою електроживлення, до її масі (Руд = Рсеп / Мсеп), залежать перш за все від питомо-масових характеристик використовуваних джерел струму, але і в значній мірі від прийнятої структурної схеми СЕП, що формується комплексом електронного обладнання СЕП, який визначає режими експлуатації джерел і ефективність використання їх потенційних можливостей.

Відомі системи електроживлення КА зі структурними схемами, які забезпечують: стабілізацію постійної напруги на навантаженні (з точністю до 0,5-1,0% від номінального значення), стабілізацію напруги на сонячній батареї, при якому забезпечується з'їм потужності з неї поблизу оптимальної робочої точки вольт-амперної характеристики (ВАХ), а також реалізуються оптимальні алгоритми управління режимами експлуатації акумуляторних батарей, що дозволяють забезпечити максимально можливі ємнісні параметри в процесі тривалого циклирования батарей на орбіті. Як приклад таких систем електроживлення наведемо проект СЕП для геостационарного зв'язкового КА в статті A POWER, FOR A TELECOMMUNICATION SATELLITE. L.Croci, P.Galantini, C.Marana (Proceedings of the European Space Power Conference held in Graz, Austria, 23-27 August 1993 (ESA WPP-054, August 1993). Запропоновано СЕП потужністю 5 кВт, з напругою 42 В . ККД використання потужності сонячної батареї - 97%, ефективність використання ємності акумуляторної батареї - 80% (в кінці 15-річного терміну служби КА).

У структурній схемі СЕП передбачено розбиття сонячної батареї на 16 секцій, кожна з яких регулюється власним шунтовим стабілізатором напруги, а виходи секцій через розв'язуючи діоди підключені до загальної стабілізованою шині, на якій підтримується 42 B ± 1%. Шунтові стабілізатори підтримують на секціях сонячної батареї напруга 42 B, а проектування сонячної батареї ведеться таким чином, щоб в кінці 15 років оптимальна робоча точка ВАХ відповідала цьому напрузі.

За аналогічною структурній схемі виконане абсолютна більшість систем електроживлення зарубіжних і ряд вітчизняних КА, таких як, наприклад, HS-702, А-2100 (США), Spacebus-3000, 4000 ( Західна Європа), Sesat, «Експрес-АМ», «Ямал» (Росія) і т.п.

У статті «Приладовий комплекс систем електроживлення ШСЗ з екстремальним регулюванням потужності сонячної батареї», автори В.С.Кудряшов, М.В.Нестерішін, А.В.Жіхарев, В.О.Ельман, А.С.Поляков (ж. Приладобудування , том.47, квітень 2004 року, № 4) наводиться опис структурної схеми СЕП з екстремальним регулятором потужності сонячної батареї, показаний ефект від такого регулювання на геостаціонарних супутників зв'язку «Експрес-А», що склав за результатами льотних вимірювань до 5% збільшення вихідної потужності батареї. За схемою з екстремальним регулятором сонячної батареї виконані СЕП багатьох вітчизняних КА, таких як геостаціонарні КА «Галс», «Експрес», високоорбітальних «Глонасс-М», низькоорбітальні «Гонець» і ін.

При досягнутих високих тактико технічних характеристиках СЕП сучасних КА вони мають загальний недолік - вони не універсальні, що обмежує область їх використання.

Відомо, що для живлення різної апаратури конкретного КА потрібні кілька номіналів напруги живлення, від одиниць до десятків і сотень вольт, в той час як в реалізованих СЕП формується єдина шина живлення постійної напруги з одним номіналом, наприклад, 27 B, або 40 B, або 70 B, або 100 B.

При переході з одного номіналу напруги живлення апаратури на інший потрібна розробка нової системиелектроживлення з кардинальної переробкою джерел струму - сонячної та акумуляторної батарей і з відповідними тимчасовими і фінансовими витратами.

Особливо цей недолік позначається при створенні нових модифікацій КА на основі базового варіанту, що є магістральним напрямом в сучасному космічному апаратобудуванні.

Іншим недоліком систем є низька перешкодозахищеність споживачів електроенергії на борту космічного апарату. Це пояснюється наявністю гальванічного зв'язку між шинами харчування апаратури і джерелами струму. Тому при різких коливаннях навантаження, наприклад в моменти включення або відключення окремих споживачів, виникають коливання напруги на повною вихідною шині системи електроживлення, т.зв. перехідні процеси, викликані сплесками напруги на внутрішньому опорі джерел струму.

Пропонується система електроживлення з новою структурною схемою, яка дозволяє усунути зазначені вище недоліки відомих систем електроживлення космічних апаратів.

Найбільш близьким технічним рішенням до пропонованого є автономна система електроживлення КА за патентом РФ 2297706, обрана в якості прототипу.

Прототип має ті ж вади, що й розглянуті вище аналоги.

Завданням запропонованого винаходу є розширення можливостей системи електроживлення КА, підвищення якості вихідної напруги, зниження витрат на розробку і виготовлення, скорочення термінів розробки системи.

Суть винаходу пояснюється кресленням.

Система електроживлення складається з сонячної батареї 1, акумуляторної батареї 2, стабілізатора напруги сонячної батареї 3, розрядного пристрою акумуляторної батареї 4, зарядного пристрою акумуляторної батареї 5, екстремального регулятора потужності сонячної батареї 6, сполученого своїми входами з розрядним 4 і зарядним 5 пристроями і з датчиком струму сонячної батареї 7, а виходом - із стабілізатором напруги сонячної батареї 3.

Стабілізатор 3 і розрядний пристрій 4 виконані у вигляді мостових інверторів. Описи подібних мостових інверторів наведені, наприклад, в статтях: «Високочастотні перетворювачі напруги з резонансним перемиканням», автор А.В.Лукін (ж.ЕЛЕКТРОПІТАНІЕ, науково-технічний збірник випуск 1, під редакцією Ю.І.Конева. Асоціація «Електроживлення» , М., 1993), The Series Connected Buck Boost Regulator For High Efficiency DC Voltage Regulation, автор Arthur G. Birchenough (NASA Technical Memorandum 2003-212514, NASA Lewis Research Center, Cleveland, ОН), а також в статті СТРУКТУРНА СХЕМА І схемотехнік КОМПЛЕКСІВ АВТОМАТИКИ і СТАБІЛІЗАЦІЇ СЕП негерметичні геостаціонарних КА з гальванічною розв'язкою БОРТОВОЙ АПАРАТУРИ ВІД СОНЯЧНИХ і акумуляторних батарей авторів Поляков С.А., Чернишов О.І., Ельман В.О., Кудряшов BC, див. «Електронні та електромеханічні системи та пристрою: Зб. наукових праць НВЦ «Полюс». - Томськ: МГП «РАСКО» при видавництві «Радио и связь», 2001, 568 с.

Вихідні обмотки 9, 10 стабілізатора і розрядного пристрою відповідно з'єднані із загальним трансформатором 8 в якості його первинних обмоток. Сонячна батарея 1 з'єднана зі стабілізатором 3 плюсовій та негативний шинами, причому в одній з шин встановлений згаданий датчик струму 7. Акумуляторна батарея 2 з'єднана з розрядним пристроєм плюсовій та негативний шинами. Зарядний пристрій 5 своїм входом пов'язане з вторинною обмоткою 11 трансформатора 8, а виходом - з плюсовою і мінусовій шинами акумуляторної батареї 2.

З вторинними обмотками 12 трансформатора 8 з'єднані пристрої харчування 13 навантажень 14 зі своїми номіналами вихідної напруги змінного струму і з вторинними обмотками 15 трансформатора 8 з'єднані пристрої харчування 16 навантажень 17 постійного струму зі своїми номіналами напруги, один з пристроїв харчування 18 навантаження 19 постійного або змінного струму , сполученого з вторинною обмоткою 20 трансформатора 8, вибрано в якості основного, і по ньому здійснюють стабілізацію напруги на вторинній обмотці 20 трансформатора 8. з цією метою пристрій 18 з'єднане зворотними зв'язками зі стабілізатором 3 і розрядних пристроєм 4.

Формування змінної напруги на вихідний обмотці 9 стабілізатора 3 забезпечується його схемою управління 21, яка за певним законом відкриває попарно транзистори 22, 23 і 24, 25 відповідно.

Аналогічним чином формується змінна напруга на вихідний обмотці 10 розрядного пристрою 4 його схемою управління 26 транзисторами 27, 28 і 29, 30 відповідно.

Екстремальний регулятор потужності 6 з урахуванням показань датчика струму 7 і напруги на сонячній батареї 1 видає сигнал корекції на зміну закону відкриття транзисторів стабілізатора 3 таким чином, щоб на сонячній батареї встановлювалося напруга, рівне оптимальному напрузі вольт-амперної характеристики (ВАХ) сонячної батареї.

Система електроживлення працює в наступних основних режимах.

1. Харчування навантажень від сонячної батареї.

При перевищенні потужності сонячної батареї над сумарною потужністю, споживаної навантаженнями, мостовим стабілізатором 3 за допомогою зворотного зв'язку пристрою 18 і стабілізатора 3 на вторинній обмотці 20 трансформатора 8 підтримується стабільна напруга на рівні, при якому забезпечується необхідна стабільність напруги на навантаженні 19. При цьому на вторинних обмотках 11, 12, 15 трансформатора також підтримується стабільне змінну напругу з урахуванням коефіцієнтів трансформації обмоток. Акумуляторна батарея 2 повністю заряджена. Зарядний 5 і разрядное 4 пристрої вимкнені, екстремальний регулятор 6 відключений.

2. Заряд акумуляторної батареї.

При появі необхідності заряду акумуляторної батареї зарядний пристрій 5 формує сигнал на включення заряду і забезпечує його, перетворюючи змінний струм з вторинної обмотки 11 трансформатора 8 в постійний струм заряду батареї. Сигнал про включення зарядного пристрою 5 надходить також на вхід екстремального регулятора 6, який включає стабілізатор 3 в режим екстремального регулювання потужності сонячної батареї. Величина зарядного струму акумуляторної батареї визначається різницею між потужністю сонячної батареї в оптимальній робочій точці її вольт-амперної характеристики та сумарною потужністю навантажень. Розрядний пристрій відключено.

3. Харчування навантаження від акумуляторної батареї.

Такий режим формується при попаданні КА в тінь Землі, Місяця, при можливих аномальних ситуаціях з втратою орієнтації панелей сонячної батареї, при виведенні КА на орбіту, коли панелі сонячної батареї складені. Потужність сонячної батареї дорівнює нулю, і харчування навантаження забезпечується за рахунок розряду акумуляторної батареї. В цьому режимі стабілізація напруги на вторинній обмотці 20 трансформатора 8 забезпечується розрядних пристроєм аналогічно першому режиму, за допомогою зворотного зв'язку пристрою 18 з розрядним пристроєм Стабілізатор 3, екстремальний регулятор 6, зарядний пристрій 5 відключені.

4. Харчування навантаження спільно від сонячної батареї і акумуляторної батареї.

Режим формується при нестачі потужності сонячної батареї для живлення всіх підключених споживачів, наприклад при включенні пікових навантажень, при маневрах КА для корекції орбіти, при входах і виходах КА з тіньових ділянок орбіти і т.п.

В цьому режимі стабілізатор 3 екстремальним регулятором 6 по сигналу з розрядного пристрою 4 включається в режим екстремального регулювання потужності сонячної батареї 1, а недостатня для живлення навантажень потужність додається за рахунок розряду акумуляторної батареї 2. Стабілізація напруги на вторинній обмотці 20 трансформатора 8 забезпечується розрядних пристроєм 4 за допомогою зворотного зв'язку пристрою 18 з розрядним пристроєм 4.

Система електроживлення працює повністю в автоматичному режимі.

Пропонована система електроживлення КА має наступні переваги перед відомими системами:

забезпечує на виході необхідні для харчування різноманітних навантажень КА стабільні номінали напруги постійного або змінного струму, що розширює її можливості застосування на КА різних класів або при модернізації існуючих апаратів;

більше висока якістьнапруги живлення навантажень за рахунок зниження перешкод, тому що шини живлення навантажень гальванически (через трансформатор) розв'язані від шин джерел струму;

забезпечується висока ступінь уніфікації системи і можливість її адаптації до постійно змінюваних умов застосування на різних типахКА або їх модифікаціях з мінімальною доопрацюванням в частині пристроїв живлення навантажень, не зачіпаючи базові вузли системи (сонячну і акумуляторну батареї, стабілізатор, зарядний і розрядний пристрою),

забезпечується можливість незалежного проектування і оптимізації джерел струму по напрузі, вибору типорозмірів акумуляторів, одиничних генераторів сонячної батареї і т.п .;

скорочується час і знижуються витрати на розробку і виготовлення системи електроживлення.

В даний час в ВАТ «ІСС» ім. М. Ф. Решетньова »спільно з рядом суміжних підприємств ведеться розробка пропонованої системи електроживлення, йде виготовлення окремих лабораторних вузлів пристрою. На перших зразках мостового інвертора отриманий ккд, рівний 95-96,5%.

З відомих заявнику патентно-інформаційних матеріалів не знайдено сукупність ознак, схожих з сукупністю ознак об'єкта, що заявляється.

ФОРМУЛА ВИНАХОДУ

Система електроживлення космічного апарату, що складається з сонячної батареї, підключеної своїми плюсовій та негативний шинами до стабілізатора напруги, акумуляторної батареї, підключеної своїми плюсовій та негативний шинами до входу розрядного і виходу зарядного пристроїв, екстремального регулятора потужності сонячної батареї, з'єднаного своїми входами з датчиком струму, встановленим в одній з шин між сонячною батареєю і стабілізатором напруги, розрядних і зарядним пристроями акумуляторної батареї, а виходом - із стабілізатором напруги сонячної батареї, що відрізняється тим, що стабілізатор напруги сонячної батареї і розрядний пристрій акумуляторної батареї виконані у вигляді мостових інверторів із загальним трансформатором, при цьому вхід зарядного пристрою з'єднаний з вихідною обмоткою трансформатора, до інших же вихідним обмоткам трансформатора підключені пристрої живлення навантажень зі своїми номіналами вихідної напруги змінного або постійного струму, причому одне і з пристроїв живлення навантаження пов'язаний із стабілізатором сонячної батареї і розрядних пристроєм акумуляторної батареї.

Власники патенту RU 2598862:

Використання: в області електротехніки для електропостачання космічних апаратів від первинних джерел різної потужності. Технічний результат - підвищення надійності електропостачання. Система електропостачання космічного апарата містить: групу сонячних батарей прямого сонячного світла (1), групу сонячних батарей відбитого сонячного світла (7), що генерує контур (8), стабілізатор напруги (2), зарядний пристрій (3), розрядний пристрій (4), акумуляторну батарею (5), випрямний пристрій (9), контролер заряду акумуляторної батареї (10) і споживачів (6). Змінна напруга з генеруючого контуру (8) перетворюється в постійне в блоці (9) і надходить на перший вхід контролера заряду акумуляторної батареї (10). Постійна напруга від сонячних батарей відбитого сонячного світла (7) надходить на другий вхід контролера заряду акумуляторної батареї (10). Сумарна напруга від генеруючого контуру і сонячних батарей відбитого сонячного світла з першого виходу контролера (10) потрапляє на другий вхід акумуляторної батареї (5). З другого виходу контролера на перший вхід акумуляторної батареї (5) надходять сигнали управління перемикачами (15-21), що мають контакти 1-3, і вимикачами (22-25), що мають контакти 1-2. Кількість керованих комутаційних апаратів залежить від числа акумуляторів в батареї. Для підзарядки обраного акумулятора (11-14) на відповідних перемикачах їх перші контакти розмикаються з третім і замикаються з другим, на відповідних вимикачах перший і другий контакти замикаються. Підключений таким чином до другого входу батареї відповідний акумулятор заряджається номінальним зарядним струмом до надходження команди від контролера (10) на зміну чергового акумулятора. Споживач (6) отримує харчування від решти акумуляторів, в обхід відключеного, з першого виходу батареї (5). 5 мул.

Винахід відноситься до космічної техніки і може бути використано в складі космічних апаратів, стабілізованих обертанням.

Відома система електропостачання космічного апарата з загальними шинами (аналог), яка містить сонячні батареї(Первинне джерело енергії), акумуляторну батарею, споживачів. Недоліком даної системи є те, що напруга в даній системі є нестабілізованою. Це веде до втрат енергії в кабельних мережахі у вбудованих індивідуальних стабілізаторах споживачів.

Відома система електропостачання космічного апарата з розділеними шинами і з паралельним включенням стабілізатора напруги (аналог), яка містить зарядний пристрій, розрядний пристрій, акумуляторну батарею. Недоліком її є неможливість використання в ній екстремального регулятора потужності сонячних батарей.

Найбільш близьким за технічною сутністю до пропонованого системі є система електропостачання космічного апарата з розділеними шинами і з послідовно-паралельним включенням стабілізатора напруги 2 (прототип), яка також містить сонячні батареї прямого сонячного світла 1, зарядний пристрій 3, розрядний пристрій 4, акумуляторну батарею 5 (фіг. 1). Недоліком цієї системи електропостачання є відсутність можливості отримання, перетворення і накопичення електричної енергії від джерел різної потужності, таких як енергія магнітного поля Землі і енергія відбитого сонячного світла від поверхні Землі.

Метою винаходу є розширення можливостей системи електропостачання космічних апаратів з отримання, перетворення і накопичення електроенергії від різних первинних джерел різної потужності, що дозволяє збільшити термін активного існування і енергоозброєність космічних апаратів.

На фіг. 2 зображена система електропостачання космічного апарату, стабілізованого обертанням, на фіг. 3 - акумуляторна батарея, яка містить керовані контролером комутаційні апарати; на фіг. 4 - зовнішній виглядкосмічного апарату, стабілізованого обертанням, на фіг. 5 схематично показаний один з варіантів руху космічного апарату, стабілізованого обертанням, по орбіті.

Система електропостачання космічного апарату, стабілізованого обертанням, містить групу сонячних батарей 7, призначених для перетворення відбитого від Землі сонячного світла в електричну енергію, що генерує контур 8, що представляє собою сукупність провідників (обмотку), розташованих уздовж корпусу космічного апарату, в яких наводиться електрорушійна сила за рахунок обертання космічного апарату в навколо своєї осі в магнітному полі Землі, випрямним пристроєм 9, контролер заряду акумуляторної батареї від джерел електроенергії різної потужності 10, акумуляторну батарею 5, що містить керовані контролером комутаційні апарати 15-25, здійснюють підключення або відключення окремих акумуляторів 11-14 до контролера 9 для їх підзарядки малим струмом (фіг. 2).

Система функціонує в такий спосіб. У процесі виведення космічного апарату на орбіту він закручується таким чином, щоб вісь обертання апарату і сонячні батареї прямого сонячного світла були орієнтовані на Сонце (фіг. 4). Під час руху обертового космічного апарату по орбіті генерує контур присікає лінії індукції магнітного поля Землі зі швидкістю обертання космічного апарату навколо своєї осі. В результаті за законом електромагнітної індукції в генерує контурі наводиться електрорушійна сила

де μ o - магнітна постійна, Н - напруженість магнітного поля Землі, S в - площа генеруючого контуру, N c - кількість витків в контурі, ω - кутова частота обертання.

При замиканні генеруючого контуру на навантаження в ланцюзі споживач-генерує контур протікає струм. Потужність генеруючого контуру залежить від крутного моменту космічного апарату навколо своєї осі

де J KA - момент інерції космічного апарату.

Таким чином, генерує контур є додатковим джерелом електроенергії на борту космічного апарату.

Змінна напруга з генеруючого контуру 8 випрямляється на блоці 9 і надходить на перший вхід контролера заряду акумуляторної батареї 10. Постійна напруга від сонячних батарей відбитого сонячного світла 7 надходить на другий вхід контролера заряду акумуляторної батареї 10. Сумарна напруга з першого виходу контролера 10 потрапляє на другий вхід акумуляторної батареї 5. З другого виходу контролера на перший вхід акумуляторної батареї 5 надходять сигнали управління перемикачами 15-21, мають контакти 1-3, і вимикачами 22-25, мають контакти 1-2. Кількість керованих комутаційних апаратів залежить від числа акумуляторів в батареї. Для підзарядки обраного акумулятора (11-14) на відповідних перемикачах їх перші контакти розмикаються з третім і замикаються з другими, на відповідних вимикачах перший і другий контакти замикаються. Підключений таким чином до другого входу батареї відповідний акумулятор заряджається малим струмом до надходження команди від контролера 10 на зміну чергового акумулятора. Споживач отримує харчування від решти акумуляторів в обхід відключеного з першого виходу батареї 5.

При знаходженні космічного апарату на орбіті в положенні 1 (фіг. 4, 5) сонячні батареї відбитого сонячного світла орієнтовані на Землю. У цей момент входить в систему електропостачання космічного апарату зарядний пристрій 3 отримує електроенергію від сонячних батарей прямого сонячного світла 1, а контролер заряду акумулятора 10 отримує електроенергію від сонячних батарей відбитого сонячного світла 7 і генеруючого контуру 8. У положенні космічного апарату 2 сонячні батареї прямого сонячного світла 1 залишаються спрямованими на Сонце, в той час як сонячні батареї відбитого сонячного світла частково затеняются. У цей момент зарядний пристрій 3 системи електропостачання космічного апарату продовжує отримувати електроенергію від сонячних батарей прямого сонячного світла, а контролер 10 втрачає частину енергії від блоку 7, але продовжує отримувати енергію від блоку 8 через випрямляч 9. У положенні космічного апарату 3 всі групи сонячних батарей затінені, зарядний пристрій 3 не отримує електроенергію від сонячних батарей 1, а бортові споживачі космічного апарату отримують електроенергію від акумуляторної батареї. Контролер заряду акумуляторної батареї продовжує отримувати енергію від генеруючого контуру 8, заряджаючи черговий акумулятор. У положення космічного апарату 4 сонячні батареї прямого сонячного світла 1 знову висвітлюються Сонцем, в той час як сонячні батареї відбитого сонячного світла частково затеняются. У цей момент зарядний пристрій 3 системи електропостачання космічного апарату продовжує отримувати електроенергію від сонячних батарей прямого сонячного світла, а контролер 10 втрачає частину енергії від блоку 7, але продовжує отримувати енергію від блоку 8 через випрямляч 9.

Таким чином, система електропостачання космічного апарату, стабілізованого обертанням, здатна отримувати, перетворювати і накопичувати: а) енергію прямого і відбитого від сонячного світла; б) кінетичну енергію обертання космічного апарату в магнітному полі Землі. В іншому функціонування пропонованої системи аналогічно відомою.

Технічний результат - збільшення терміну активного існування і енергоозброєності космічного апарату, досягається за рахунок використання в складі системи електропостачання космічного апарату мікроконтролерного зарядного пристрою, що дозволяє здійснити зарядку акумуляторної батареї від джерел електричної енергії різної потужності (відбитого сонячного світла і енергії магнітного поля Землі).

Практична реалізація функціональних вузлів пропонованого винаходу може бути виконана таким чином.

Як генеруючого контуру може бути використана трифазна двошаровий обмотка з ізольованим мідним дротом, що дозволить наблизити форму кривої електрорушійної сили до синусоїді. Як випрямляча може бути використана бруківка схема трифазного випрямляча з малопотужними діодами типу Д2 і Д9, що дозволить знизити пульсацію випрямленої напруги. В якості контролера заряду акумуляторної батареї може бути використаний мікроконтролер МАХ 17710. Він може працювати з нестабільними джерелами, що мають діапазон вихідних потужностей від 1 мкВт до 100 мВт. Пристрій має вбудований підвищує перетворювач для заряду елементів живлення від джерел з типовим значенням вихідної напруги 0.75 В і вбудований регулятор для захисту батарей від перезарядження. Як акумуляторної батареї, що містить керовані контролером комутаційні апарати, можуть бути використані літій-іонні акумуляторні батареї з підсистемою вирівнювання напруги акумуляторів (системи балансування). Вона може бути виконана на основі контролера MSP430F1232.

Таким чином, відмінні ознаки пропонованого пристрою сприяють досягненню поставленої мети.

Джерела інформації

1. Аналоговий світ Maxim. Нові мікросхеми / Група компаній Сімметрон // Випуск №2, 2013. - 68 с.

2. Гріліхес В.А. Сонячна енергія та космічні польоти / В.А. Гріліхес, П.П. Орлов, Л.Б. Попов - М .: Наука, 1984. - 211 с.

3. Карго Д.Л. Системи електропостачання космічних апаратів / Д.Л. Каргу, Г.Б. Стеганов [и др.] - СПб .: ВКА ім. А.Ф. Можайського, 2013. - 116 с.

4. Кацман М.М. Електричні машини / М.М. Кацман. - навч. посібник для учнів спец. технікумів. - 2-е изд., Перераб. і доп. - М .: Вища. Шк., 1990. - 463 с.

5. Прянишников В.А. Електроніка. Курс лекцій / В.А. Прянишников - СПб .: ТОВ «Крона принт», 1998. - 400 с.

6. Рикованов А.Н. Системи живлення Li-ion акумуляторних батарей / О.М. Рикованов // Силова Електроніка. - 2009. - №1.

7. Чілін Ю.Н. Моделювання та оптимізація в енергетичних системах КА / Ю.М. Чілін. - СПб .: ВІКА, 1995. - 277 с.

Система електропостачання космічного апарату, що містить групу сонячних батарей під прямими сонячними променями зарядний пристрій, що одержує електроенергію від сонячних батарей під прямими сонячними променями розрядний пристрій, що живить споживачів від акумуляторної батареї, стабілізатор напруги, що живить споживачів від сонячної батареї прямого сонячного світла, що відрізняється тим, що додатково містить групу сонячних батарей, призначених для перетворення відбитого від Землі сонячного світла в електричну енергію, що генерує контур, що представляє собою сукупність провідників (обмотку), розташованих на корпусі космічного апарату, в яких наводиться електрорушійна сила за рахунок обертання космічного апарату навколо своєї осі в магнітному поле Землі, випрямний пристрій, а також містить контролер заряду акумуляторної батареї від джерел електроенергії різної потужності, акумуляторну батарею, додатково містить керовані контролером комутації ські апарати, що здійснюють підключення або відключення окремих акумуляторів до контролера для їх підзарядки.

Схожі патенти:

Винахід відноситься до космічної техніки і може бути використано для забезпечення електроживлення космічних апаратів (КА) і станцій. Технічний результат - використання системи терморегулювання для отримання додаткової енергії.

Винахід відноситься до області електротехніки. Автономна система електроживлення містить сонячну батарею, накопичувач електроенергії, зарядно-розрядний пристрій і навантаження, що складається з одного або декількох стабілізаторів напруги з підключеними до їх виходів кінцевими споживачами електроенергії.

Винахід відноситься до електротехнічної промисловості і може бути використано при проектуванні автономних систем електроживлення штучних супутниківЗемлі (ШСЗ). Технічний результат - підвищення питомих енергетичних характеристик і надійності автономної системи електроживлення ШСЗ. Пропонується спосіб харчування навантаження постійним струмом в автономній системі електроживлення штучного супутника Землі від сонячної батареї і комплекти з вторинних джерел електроенергії - акумуляторних батарей, що містять Nакк акумуляторів, з'єднаних послідовно, що полягає в стабілізації напруги на навантаженні, проведенні заряду і розряду акумуляторних батарей через індивідуальні зарядні і розрядні перетворювачі, при цьому розрядні перетворювачі виконані без Вольтододаткові вузлів, для чого число акумуляторів Nакк в кожній акумуляторній батареї вибирають із співвідношення: Nакк≥ (Uн + 1) /Uакк.мін, де Nакк - число акумуляторів у послідовному ланцюзі кожної акумуляторної батареї; Uн - напруга на виході автономної системи електроживлення, В; Uакк.мін - мінімальне розрядна напруга одного акумулятора, В, зарядні перетворювачі виконані без Вольтододаткові вузлів, для чого напруга в робочій точці сонячної батареї вибирають із співвідношення: Uрт> Uакк.макс · Nакк + 1, де Uрт - напруга в робочій точці сонячної батареї в кінці гарантованого ресурсу її роботи, в; Uакк.макс - максимальне зарядна напруга одного акумулятора, В, при цьому розраховане число акумуляторів Nакк додатково збільшують виходячи зі співвідношення: Nакк≥ (Uн + 1) /Uакк.мін+Nотказ, де Nотказ - число допустимого відмови акумуляторів, а стабілізацію напруги на навантаженні і заряд акумуляторних батарей проводять з використанням екстремального регулювання напруги сонячної батареї.

Винахід відноситься до області електротехніки. Технічний результат полягає в розширенні експлуатаційних можливостей системи, збільшенні його навантажувальної потужності і забезпеченні максимальної безперебійності роботи при підтримці оптимальних параметрів роботи акумуляторної батареї при харчуванні споживачів постійним струмом.

Винахід відноситься до області сонячної енергетики, зокрема до безперервно стежить за Сонцем сонячним установкам як з концентраторами сонячного випромінювання, так і з плоскими кремнієвими модулями, призначеним для харчування споживачів, наприклад, в районах ненадійного і децентралізованого електропостачання.

Винахід відноситься до електротехнічної промисловості і може бути використано при проектуванні автономних систем електроживлення штучних супутників Землі (ШСЗ).

Винахід відноситься до систем повороту сонячної батареї (спсб) космічного апарату (КА). Винахід призначений для розміщення елементів спсб для обертання сонячної батареї великої потужності і передачі електроенергії з сонячної батареї на КА.

Винахід відноситься до області перетворення сонячної енергіїі її передачі наземним споживачам. Космічна електростанція містить сонячний колектор (1) пелюсткової типу, корпус станції (2) і пучок (3) НВЧ-антен. Колектор (1) виконаний з пластин (панелей) фотоелектричних перетворювачів - як основних, так і допоміжних. Пластини мають прямокутну і трикутну форму. Їх з'єднання виконані у вигляді автоматичних гачків і петель, які при розгортанні колектора з'єднуються за допомогою багатопелюсткового механізму. У складеному вигляді колектор (1) має форму куба. Антени пучка (3) фокусують СВЧ-енергію на підсилювач, що передає цю енергію на наземні електростанції. Технічний результат винаходу направлений на підвищення ефективності перетворення і передачі енергії споживачам на великих територіях Землі. 16 мул.

Використання: в області електротехніки для електропостачання космічних апаратів від первинних джерел різної потужності. Технічний результат - підвищення надійності електропостачання. Система електропостачання космічного апарата містить: групу сонячних батарей під прямими сонячними променями групу сонячних батарей відбитого сонячного світла, що генерує контур, стабілізатор напруги, зарядний пристрій, розрядний пристрій, акумуляторну батарею, випрямний пристрій, контролер заряду акумуляторної батареї і споживачів. Змінна напруга з генеруючого контуру перетворюється в постійне в блоці і надходить на перший вхід контролера заряду акумуляторної батареї. Постійна напруга від сонячних батарей відбитого сонячного світла надходить на другий вхід контролера заряду акумуляторної батареї. Сумарна напруга від генеруючого контуру і сонячних батарей відбитого сонячного світла з першого виходу контролера потрапляє на другий вхід акумуляторної батареї. З другого виходу контролера на перший вхід акумуляторної батареї надходять сигнали управління перемикачами, що мають контакти 1-3, і вимикачами, що мають контакти 1-2. Кількість керованих комутаційних апаратів залежить від числа акумуляторів в батареї. Для підзарядки обраного акумулятора на відповідних перемикачах їх перші контакти розмикаються з третім і замикаються з другим, на відповідних вимикачах перший і другий контакти замикаються. Підключений таким чином до другого входу батареї відповідний акумулятор заряджається номінальним зарядним струмом до надходження команди від контролера на зміну чергового акумулятора. Споживач отримує харчування від решти акумуляторів, в обхід відключеного, з першого виходу батареї. 5 мул.

Розробка конкурентоспроможної космічної техніки вимагає переходу на нові типи акумуляторів, що відповідають вимогам систем електропостачання перспективних космічних апаратів.

В наші дні космічні апарати використовуються для організації систем зв'язку, навігації, телебачення, вивчення погодних умов і природних ресурсів Землі, освоєння і вивчення далекого космосу.

Одним з головних умов до подібних апаратів є точна орієнтація в космосі і корекція параметрів руху. Це значно підвищує вимоги до системи електропостачання апарату. Проблеми енергоозброєності космічних апаратів, і, в першу чергу, розробки щодо визначення нових джерел електроенергії, мають першорядне значення на світовому рівні.

В даний час основними джерелами електроенергії для космічних апаратів є сонячні та акумуляторні батареї.

Сонячні батареї за своїми характеристиками досягли фізичної межі. Подальше їх удосконалення можливо при використанні нових матеріалів, зокрема, арсеніду галію. Це дозволить в 2-3 рази збільшити потужність сонячної батареї або зменшити її розмір.

Серед акумуляторних батарей для космічних апаратів сьогодні широко використовуються нікель-водневі акумулятори. Однак енергомассового характеристики цих акумуляторів досягли свого максимуму (70-80 Вт * ч / кг). Подальше їх поліпшення дуже обмежена і, крім того, вимагає великих фінансових витрат.

У зв'язку з цим, в даний час на ринку космічної техніки відбувається активне впровадження літій-іонних акумуляторів (ЛІА).

Характеристики літій-іонних батарейнабагато вище в порівнянні з акумуляторами інших типів при аналогічному терміні служби і кількості циклів заряд-розряд. Питома енергія літій-іонних акумуляторів може досягати 130 і більше Вт * ч / кг, а коефіцієнт корисної дії по енергії - 95%.

Важливим фактом є і те, що ЛІА одного типорозміру здатні безпечно працювати при їх паралельному з'єднанні в групи, таким чином, нескладно формувати літій-іонні акумуляторні батареї різної ємності.

Одним з головних відмінностей ЛІА від нікель-водневих батарей є наявність електронних блоків автоматики, які контролюють і керують процесом заряду-розряду. Вони також відповідають за нівелювання разбаланса напруг одиничних ЛІА, і забезпечують збір і підготовку телеметричної інформації про основні параметри батареї.

Але все ж основною перевагою літій-іонних акумуляторів вважається зниження маси в порівнянні з традиційними батареями. За оцінками фахівців, застосування літій-іонних акумуляторів на телекомунікаційних супутники потужністю 15-20 кВт дозволить знизити масу батарей на 300 кг. З огляду на те, що вартість виведення на орбіту 1 кг корисного маси становить близько 30 тисяч доларів, це дозволить значно знизити фінансові витрати.

Одним з провідних російських розробників подібних акумуляторних батарей для космічних апаратів є ВАТ «Авіаційна електроніка та комунікаційні системи» (АВЕКС), що входить в КРЕТ. Технологічний процес виготовлення літій-іонних акумуляторів на підприємстві дозволяє забезпечити високу надійність і зниження собівартості.

Вступ

енергопостачання сонячний батарея космічний

В даний час одним з пріоритетів стратегічного розвитку науково-технічного потенціалу республіки є створення космічної галузі. Для цього в Казахстані в 2007 році створено Національне космічне агентство ( «Казкосмос»), діяльність якого, в першу чергу, спрямована на розробку і впровадження цільових космічних технологійі розвиток космічної науки в інтересах соціально-економічного розвитку країни.

Наукові космічні дослідження в Казкосмос проводяться, в основному, в АТ «Національний центр космічних досліджень і технологій» (АТ «НЦКІТ»), до складу якого входять чотири науково-дослідні інститути: Астрофізичний інститут ім. В.Г. Фесенкова, Інститут іоносфери, Інститут космічних досліджень, Інститут космічної техніки і технологій. АТ «НЦКІТ» має велику експериментальну базу: парк сучасної вимірювальної апаратури, полігони, обсерваторії, наукові центри для проведення фундаментальних і прикладних наукових досліджень в галузі космічної діяльності за затвердженими пріоритетам.

Акціонерне товариство«Національний центр космічних досліджень і технологій» АТ «НЦКІТ» організовано шляхом реорганізації Республіканського державного підприємства на праві господарського відання «Центр астрофізичних досліджень» та його дочірніх підприємств на підставі постанови Уряду Республіки Казахстан №38 від 22.01.2008 р

Основним предметом діяльності АТ є здійснення науково-дослідної, дослідно-конструкторської та виробничо-господарської діяльності в галузі космічних досліджень і технологій.

Однією з найважливіших бортових систембудь-якого космічного апарату, яка в першу чергу визначає його тактико-технічні характеристики, надійність, термін служби і економічну ефективність, є система електропостачання. Тому проблеми розробки, дослідження і створення систем електропостачання космічних апаратів мають першорядне значення.

Автоматизація процесів управління польотом будь-яких космічних апаратів (КА) немислима без електричної енергії. Електрична енергія використовується для приведення в дію всіх елементів пристроїв і устаткування КА (рухова група, органів управління, систем зв'язку, приладового комплексу, Опалення і т.д.).

В цілому, система електропостачання генерує енергію, перетворює і регулює її, запасає її для періодів пікового споживання або роботи в тіні, а також розподілять її по космічному апарату. Підсистема електропостачання може також перетворювати і регулювати напругу або забезпечувати ряд рівнів напруг. Вона часто вмикає і вимикає апаратуру і, для підвищення надійності, захищає від короткого замикання і ізолює несправності. Конструкція підсистеми залежить від космічної радіації, яка викликає деградацію сонячних батарей. Термін служби хімічної батареї часто обмежує термін служби космічного апарату.

Актуальними проблемами є вивчення особливостей функціонування джерел електроенергії космічного призначення. Вивчення і освоєння космічного простору вимагають розробки і створення космічних апаратів різного призначення. В даний час найбільшого практичне застосуванняотримують автоматичні непілотовані космічні апарати для формування глобальної системизв'язку, телебачення, навігації і геодезії, передачі інформації, вивчення погодних умов і природних ресурсів Землі, а також дослідження далекого космосу. Для їх створення необхідно забезпечити дуже жорсткі вимоги по точності орієнтації апарату в космосі і корекції параметрів орбіти, а це вимагає підвищення енергоозброєності космічних апаратів.

1. Загальні відомостіпро АТ «НЦКІТ»

Проведення науково-дослідних і дослідно-конструкторських робіт зі створення апаратури і програмного забезпеченнядля систем диференціальної корекції і навігаційної апаратури споживачів.

Об'єктно-орієнтоване моделювання і розробка програмно-технічного забезпечення системи великомасштабного 3D-моделювання з використанням супутникових навігаційних технологійі лазерної дальнометріі.

Розробка інженерних моделей комплексу наукового обладнання для проведення бортових вимірювань і накопичення цільової наукової інформаціїі програмне забезпечення для їх фунционирования.

Створення науково-методичного та програмного забезпечення вирішення завдань комплексного аналізу та прогнозування розвитку космічної техніки в РК.

Створення програмно-математичного забезпечення і імітаційних моделей космічних апаратів і підсистем.

Розробка експериментальних зразків приладів, апаратури, вузлів і підсистем мікросупутників.

Створення науково-методичного забезпечення та нормативно-технічної бази вирішення завдань технічного регулювання.

Регламентація вимог до розробки, проектування, створення, експлуатації космічної техніки, забезпечення її безпеки, оцінки та підтвердження відповідності.

Згідно з постановою Уряду №38 від 22 січня 2008 року «Про реорганізацію Республіканського державного підприємства« Центр астрофізичних досліджень »Національного космічного агентства Республіки Казахстан і його дочірніх державних підприємств», РГП «Центр астрофізичних досліджень» і його дочірні підприємства «Інститут іоносфери», «Астрофізичний інститут ім. В.Г. Фесенкова »,« Інститут космічних досліджень »реорганізовано шляхом злиття і перетворення в акціонерне товариство« Національний центр космічних досліджень і технологій »зі стовідсотковим участю держави в статутному капіталі.

Свідоцтво про державну реєстрацію АТ «НЦКІТ» - №93168-1910-АТ, ідентифікаційний №080740009161, від 16.07.2008 р, зареєстровано в Департаменті юстиції м.Алмати Міністерства юстиції Республіки Казахстан

.2 Загальна характеристикаорганізації

Товариство з обмеженою відповідальністю «Національний центр космічних досліджень і технологій» зареєстровано 16.07.2008 р

У період з 2004 р по 15.07.2008 р АТ НЦКІТ юридично був Республіканським державним підприємством «Центр астрофізичних досліджень» (на праві господарського відання), яке було створено відповідно до постанови Уряду Республіки Казахстан від 5 березня 2004 року №280 «Питання деяких республіканських державних підприємств Міністерства освіти і науки Республіки Казахстан ». РГП було створено на основі реорганізації і злиття республіканських державних казенних підприємств «Інститут космічних досліджень», «Інститут іоносфери» і «Астрофізичний інститут імені В.Г. Фесенкова », яким було надано юридичний статус дочірніх державнихпідприємств.

Постановою Уряду Республіки Казахстан від 29 травня 2007 року №438 «Питання Національного космічного агентства» РГП «Центр астрофізичних досліджень» (на праві господарського відання) було передано у відання Національного космічного агентства Республіки Казахстан.

Інститут космічних досліджень Академії наук Казахської РСР організований відповідно до Постанови Кабінету Міністрів Казахської РСР №470 від 12 серпня 1991 року. Засновник і перший директор Інституту - Лауреат Державної премії СРСР, кавалер Орденів Леніна, Трудового Червоного Прапора, «Парасат», академік НАН РК СултангазінУмірзакМахмутовіч (1936 г. - 2005 року). У січні 2011 року Інституту було присвоєно ім'я академіка У.М. Султангазіна.

Предметом діяльності Інституту було проведення фундаментальних і прикладних досліджень в рамках державних, галузевих, міжнародних програм і проектів, а також виконання робіт за грантами вітчизняних і зарубіжних фондів в області дистанційного зондуванняЗемлі (ДЗЗ), космічного моніторингу, геоінформаційного моделювання, космічного матеріалознавства.

Інститут космічних досліджень, як головна організація, координував дослідження інститутів НАН РК і інших відомчих організацій при розробці та реалізації всіх чотирьох казахстанських програм наукових досліджень і експериментів на борту орбітального комплексу «Мир» за участю космонавта Аубакирова Т.О. (1991) і за участю космонавта Мусабаєвим Т.А. - (1994, 1998 рр.), На борту Міжнародної космічної станції- за участю космонавта Мусабаєвим Т.А. (2001 г.).

Інститут космічних досліджень імені академіка У.М. Султангазіна входив до складу АТ «НЦКІТ» в якості окремого юридичного лицяв статусі дочірнього товариства з обмеженою відповідальністю.

З 2014 рокуІнститут і адміністративний апарат АТ «НЦКІТ» були об'єднані в єдину структуру із збереженням кадрового складу і напрямів досліджень.

1.3 Види діяльності АТ «НЦКІТ»

Координація, супровід і здійснення науково-дослідницької діяльності. Фундаментальні та прикладні космічні дослідження

Формування основних напрямків і планів наукових досліджень, уявлення закінчених наукових досліджень в Національне космічне агентство Республіки Казахстан;

Подання до Національного космічного агентства Республіки Казахстан висновків і рекомендацій, заснованих на щорічних звітах наукових організацій про наукову і науково-технічну діяльність;

Супровід і Здійснення дослідно-конструкторської та виробничо-господарської діяльності

Створення географічних інформаційних систем на основі методів аерокосмічної зйомки;

Прийом, обробка, поширення, еквівалентний обмін і продаж даних дистанційного зондування землі з космосу;

Розробка і експлуатація космічних засобів різного призначення, космічних систем зв'язку, навігації та дистанційного зондування;

Надання інжинірингових і консалтингових послуг

Проведення маркетингових досліджень

Здійснення інноваційної діяльності

Інформування про діяльність Національного космічного агентства - Республіки Казахстан і пропаганда досягнень науки

Здійснення пропаганди досягнень науки і космічних технологій, організація. Проведення міжнародних та республіканських з'їздів, сесій, конференцій, семінарів, нарад, виставок; видання наукових журналів, Праць і інформування про діяльність Національного космічного агентства Республіки Казахстан

Підготовка висококваліфікованих наукових кадрів. Захист інтелектуальної власності

Розробка нормативно-правової документації

Кадровий склад

Всього - 450 кваліфікованих фахівців і вчених.

У їх числі - 27 доктора наук, 73 кандидатів наук, 2 академіки, 2 члена-кореспондента і 3 доктори PHD.

структура центру

Департамент дистанційного зондування Землі

Основні напрямки досліджень:

Розвиток технологій прийому, архівації, обробки і відображення даних ДЗЗ. Проведення фундаментальних і прикладних наукових досліджень в галузі вивчення спектральних характеристик об'єктів земної поверхні, космічного моніторингу сільськогосподарських угідь і навколишнього середовища, надзвичайних ситуацій (паводків, повеней, пожеж), тематичного дешифрування супутникових даних різного спектрального, просторового і тимчасового дозволу на основі аналізу багаторічних рядів даних ДЗЗ і стану земної поверхні.

Проведення підсупутникових досліджень. Створення галузевих і регіональних ситуаційних центрів космічного моніторингу надзвичайних ситуацій.

Департамент геоінформаційного моделювання

Розробка чисельних моделей перенесення короткохвильових і теплових випромінювань в атмосфері для корекції космічних зображень і розрахунків фізичних параметрів атмосфери за даними супутникової інформації.

Створення геоінформаційних моделей «ризик-аналізу» для визначення ступеня впливу природних і техногенних факторів на розвиток аварійних ситуацій на магістральних трубопроводах.

Створення автоматизованих методів і технологій цифрової фотограмметрії, методів і обчислювальних алгоритмів інтерферометричної аналізу даних дистанційного зондування.

Департамент космічного матеріалознавства і приладобудування

Створення технологій виробництва конструкційних і функціональних матеріалів аерокосмічного призначення, а також виробів з них.

Розробка якісних, аналітичних і чисельних методів дослідження нестаціонарних задач динаміки штучних і природних небесних тіл.

Розробка нових математичних моделейі методів забезпечення програмного руху космічних апаратів.

Відділ інформаційно-освітнього забезпечення (м.Астана)

Організація підвищення кваліфікації та перепідготовки фахівців для космічної галузі Казахстану.

Центр прийому космічної інформації (м.Алмати) і Науково-освітній центр космічного моніторингу колективного користування (м.Астана)

Регулярний прийом, архівація і обробка даних космічної зйомки з космічних апаратів Aqua / MODIS, Terra / MODIS, SuomiNPP (США).

Є міжнародна сертифікація.

ДТОГ «ІІ» (Інститут іоносфери)

предметом діяльностіДТОГ «Інститут іоносфери» є проведення фундаментальних, пошукових і прикладних досліджень в області сонячно-земної фізики і геодинаміки: іоносфери і геомагнітного поля, космічної погоди, радіаційного моніторингу навколоземного космічного простору, наземно-космічного геодинамічного та геофізичного моніторингу земної кори Казахстану, створення системи прогнозування родовищ корисних копалин, геодезії та картографії.

ДТОГ «Афіф» (Астрофізичний інститут ім. Фесенкова)

ДТОГ «ІКТТ» (Інститут космічної техніки і технологій)

Дочірнє товариство з обмеженою відповідальністю «Інститут космічної техніки і технологій»(Далі - ДТОГ «Інститут космічної техніки і технологій») створено за наказом Національного космічного агентства Республіки Казахстан №65 / ОД від 17.08.2009 року.

ДТОГ «Інститут космічної техніки і технологій» було зареєстровано 23 грудня 2009 року. Єдиним Засновником ДТОГ «Інститут космічної техніки і технологій» є Товариство з обмеженою відповідальністю «Національний центр космічних досліджень і технологій».

2. Загальні відомості про енергопостачання космічних апаратів

Геометрію космічних апаратів, конструкцію, масу, термін активного існування багато в чому визначає система енергопостачання космічних апаратів. Система енергопостачання чи інакше іменована як система енергоживлення (СЕП) космічних апаратів - система космічного апарату, що забезпечує електроживлення інших систем, є однією з найважливіших систем. Вихід з ладу системи енергопостачання веде до відмови всього апарату.

До складу системи енергоживлення зазвичай входять: первинний і вторинний джерело електроенергії, що перетворюють, зарядні пристроїі автоматика управління.

Первинні джерела енергії

В якості первинних джерел використовуються різні генератори енергії:

сонячні батареї;

хімічні джерела струму:

акумулятори;

гальванічні елементи;

паливні елементи;

радіоізотопні джерела енергії;

ядерні реактори.

До складу первинного джерела входить не тільки власне генератор електроенергії, а й обслуговують його системи, наприклад система орієнтації сонячних батарей.

Часто джерела енергії комбінують, наприклад, сонячну батарею з хімічним акумулятором.

паливні елементи

Паливні елементи мають високі показники по масогабаритні характеристики і питомої потужності в порівнянні з парою сонячні батареї і хімічний акумулятор, стійкі до перевантажень, мають стабільну напругу, безшумні. Однак вони вимагають запасу палива, тому застосовуються на апаратах з терміном перебування в космосі від декількох днів до 1-2 місяців.

Використовуються в основному водень-кисневі паливні елементи, так як водень забезпечує найвищу калорійність, і, крім того, що утворилася в результаті реакції вода може бути використана на пілотованих космічних апаратах. Для забезпечення нормальної роботи паливних елементів необхідно забезпечити відведення утворюються в результаті реакції води і тепла. Ще одним стримуючим фактором є відносно висока вартість рідкого водню і кисню, складність їх зберігання.

Радіоізотопні джерела енергії

Радіоізотопні джерела енергії використовують в основному в наступних випадках:

висока тривалість польоту;

місії в зовнішні області Сонячної системи, де потік сонячного випромінювання малий;

розвідувальні супутники з радаром бокового огляду через низькі орбіт не можуть використовувати сонячні батареї, але відчувають високу потребу в енергії.

Автоматика системи енергоживлення

У неї входять пристрої управління роботою енергоустановки, а також контролю її параметрів. Типовими завданнями є: підтримання в заданих діапазонах параметрів системи: напруги, температури, тиску, перемикання режимів роботи, наприклад, перехід на резервне джерело живлення; розпізнавання відмов, аварійний захист джерел живлення зокрема по току; видача інформації про стан системи для телеметрії і на пульт космонавтів. У деяких випадках можливий перехід з автоматичного на ручне управління або з пульта космонавтів, або за командами з наземного центру управління.

.1 Сонячні батареї принцип дії і пристрій

В основі пристрою сонячної батареї лежать генератори напруги, складені з ФЕП - пристроїв для безпосереднього перетворення сонячної світлової енергії в електричну. Дія ФЕП засновано на внутрішньому фотоефекті, тобто на появу ЕРС під дією сонячного світла.

Напівпровідниковий фотоелектричний перетворювач (ФЕП) - це пристрій, в якому здійснюється пряме перетворення енергії сонячного випромінювання в електричну енергію. Принцип роботи ФЕП заснований на взаємодії сонячного світла з кристалом напівпровідника, в процесі якого фотони звільняють в кристалі електрони - носії електричного заряду. Спеціально створені під дією так званого p-n-переходу області з сильним електричним полем вловлюють звільнені електрони і поділяють їх таким чином, що в ланцюзі навантаження виникає струм і відповідно електрична потужність.

Тепер розглянемо трохи докладніше, хоча й зі значними спрощеннями, цей процес. Почнемо з розгляду поглинання світла в металах і чистих напівпровідниках. При попаданні потоку фотонів на поверхню металу частина фотонів відбивається, а решта поглинається металом. Енергія другій частині фотонів збільшує амплітуду коливань решітки і швидкість хаотичного руху вільних електронів. Якщо енергія фотона досить велика, то її може виявитися досить, щоб вибити з металу електрон, повідомивши йому енергію, рівну або більшу, чемработа виходу даного металу. Це зовнішній фотоефект. При меншій енергії фотона його енергія в кінцевому рахунку цілком йде на нагрів металу.

Інша картина спостерігається при впливі потоку фотонів на напівпровідники. На відміну від металів кристалічні напівпровідники в чистому вигляді (без домішок), якщо на них не впливають жодні зовнішні чинники (температура, електричне поле, випромінювання світла і т.д.), не мають вільних електронів, відірваних від атомів кристалічної решітки напівпровідника

Мал. 2.1 - Поглинання світла в металах і напівпровідниках: 1 - заповнена (валентна) зона, 2 - заборонена зона, 3 - зона провідності, 4 - електрон

Однак, оскільки напівпровідниковий матеріал завжди знаходиться під впливом будь-якої температури (найчастіше кімнатної), невелика частина електронів може за рахунок теплових коливань придбати енергію, достатню для відриву їх від своїх атомів. Такі електрони стають вільними і можуть брати участь в перенесенні електрики.

Атом напівпровідника, який втратив електрона, набуває позитивний заряд, рівний заряду електрона. Однак місце атома, не зайняте електроном, може бути зайнято електроном сусіднього атома. При цьому перший атом стає нейтральним, а сусідній - позитивно зарядженим. Місце, що звільнилося в зв'язку з утворенням вільного електрона місце в атомі рівноцінно позитивно зарядженої частинки, званої діркою.

Енергія, яку має електрон в пов'язаному з атомом стані, лежить в межах заповненої (валентної) зони. Енергія вільного електрона відносно велика і лежить в більш високій енергетичній зоні - зоні провідності. Між ними лежить заборонена зона, тобто зона таких значень енергій, які електрони даного напівпровідникового матеріалу не можуть мати ні в зв'язаному, ні у вільному стані. Ширина забороненої зони для більшості напівпровідників лежить в межах 0,1 - 1,5 еВ. При великих значеннях забороненої зони, ніж 2,0 еВ, ми маємо справу з діелектриками.

Якщо енергія фотона дорівнює або перевищує ширину забороненої зони, то відбуваються відрив одного з електронів від свого атома і перекидання його з валентної зони в зону провідності.

Збільшення концентрації електронів і дірок призводить до зростання провідності напівпровідника. Виникає під дією зовнішніх факторів провідність струму в чистому монокристаллическом полупроводнике називається власною провідністю. Зі зникненням зовнішніх впливів вільні електронно-діркові пари рекомбінують один з одним і власна провідність напівпровідника прагне до нуля. Ідеально чистих напівпровідників, які володіли б однієї лише власноюпровідність, не існує. Зазвичай напівпровідник має електронної (n-тип) або доречний (p-тип) провідністю.

Тип провідності визначається валентністю атомів напівпровідника і валентністю атомів активної домішки, впровадженої в його кристалічну решітку. Наприклад, для кремнію (IV група періодичної системи Менделєєва) активними домішками є бор, алюміній, галій, індій, талій (III група) або фосфор, миш'як, сурма, вісмут (V група). Кристалічна решітка кремнію має таку форму, при якій кожен атом кремнію, що знаходиться у вузлі решітки, пов'язаний з чотирма іншими найближчими атомами кремнію так званими ковалентними або парноелектронную зв'язками.

Елементи V групи (донори), впроваджені в вузли кристалічної решітки кремнію, мають ковалентні «зв'язку чотирьох своїх електронів з чотирма електронами сусідніх атомів кремнію, а п'ятий електрон може бути легко звільнений. Елементи III групи (акцептори), впроваджені в вузли кристалічної решітки кремнію, для освіти чотирьох ковалентних зв'язків притягують електрон від одного з сусідніх атомів кремнію, утворюючи тим самим дірку. Цей атом в свою чергу може притягнути електрон від одного з сусідніх йому атомів кремнію і т.д.

ФЕП - це напівпровідниковий фотоелемент з запірним (вентильним) шаром, робота якого заснована на тільки що розглянутому фотоефекті. Отже, механізм роботи ФЕП полягає в наступному (рисунок 2.2).

Кристал ФЕП складається з p- і n-областей, що мають відповідно дірковий і електронну провідності. Між цими областями утворюється p-n-перехід (запірний шар). Його товщина 10-4 - 10-6 см.

Так як по одну сторону від p-n-переходу більше електронів, а по іншу дірок, то кожен з цих вільних носіїв струму буде мати тенденцію дифундувати в ту частину ФЕП, де їх недостатньо. В результаті на p-n-переході в темряві встановлюється динамічна рівновага зарядів і утворюється два шари об'ємних зарядів, причому з боку p-області утворюються негативний, а з боку n-області позитивний заряди.

Сталий потенційний бар'єр (або контактна різниця потенціалів) буде перешкоджати подальшої самодиффузии електронів і дірок через p-n-перехід. Контактна різниця потенціалів Uк спрямована від n-області до p-області. Перехід електронів з n-області в p-область вимагає витрати роботи Uк · e, що переходить в потенційну енергію електронів.

З цієї причини всі енергетичні рівні в p-області підняті щодо енергетичних рівнів n-області на величину потенційного бар'єру Uк · е. На малюнку рух вгору по осі ординат відповідає зростанню енергії електронів і зменшення енергії дірок.

Мал. 2.2 - Принцип дії ФЕП (точками позначені електрони, кружечками - дірки)

Таким чином, потенційний бар'єр є перешкодою для основних носіїв (в прямому напрямку), А для неосновних носіїв (у зворотному напрямку) ніякого опору не представляє.

Під дією сонячного світла (фотонів певної енергії) атоми напівпровідника збудяться, і в кристалі як в p-, так і n-областях виникнуть додаткові (надлишкові) пари електрон-дірка (рисунок 2.2, б). Наявність же потенційного бар'єру в p-n-переході обумовлює поділ додаткових неосновних носіїв (зарядів) так, що в n-області будуть накопичуватися надлишкові електрони, а в p-області - надлишкові дірки, які не встигли рекомбінувати до їх підходу до p-n-переходу. При цьому буде відбуватися часткова компенсація об'ємного заряду у p - n-переходу і зростати створюване ними електричне поле, спрямоване проти контактної різниці потенціалів, що разом узяте веде до зниження потенційного бар'єру.

В результаті між електродами встановиться різниця потенціалів U ф , Яка по суті являє собою фото-ЕРС. Якщо в ланцюг ФЕП включити зовнішню електричну навантаження, то в ній потече електричний струм - потік електронів від n-області до p-області, де вони рекомбінують з дірками. Вольт-амперна і вольт-потужності характеристики ФЕП представлені на малюнку 2.3, на якому чітко видно, що для зняття з ФЕП максимальної електричної потужності необхідно забезпечити його роботу в досить вузькому діапазоні вихідних напруг (0,35 - 0,45 В).

Маса 1 м 2СБ 6 ... 10 кг, з них 40% припадає на масу ФЕП. З фотоелементів, розміри яких в середньому становлять не більше 20 мм, шляхом послідовного їх з'єднання набирають генератори напруги до необхідного значення напруги, наприклад на номінал 27 В.

Мал. 2.3 - Залежність напруги і питомої потужності від щільності струму ФЕП

Генератори напруги, що мають габаритні розміри приблизно 100 х 150 мм, кріпляться на панелях СБ і з'єднуються послідовно для отримання необхідної потужності на виході СЕП.

Крім кремнієвих ФЕП, які до теперішнього часу використовуються в більшості сонячних КЕУ, найбільший інтерес представляють ФЕП на основі арсеніду галію і сульфіду кадмію. Вони мають більш високою робочою температурою, ніж кремнієві ФЕП (причому ФЕП па основі арсеніду галію мають більш високий теоретичний і практично досягнутий ККД). Необхідно відзначити, що в міру збільшення ширини забороненої зони напівпровідника збільшується напруга холостого ходу і теоретичний ККД ФЕП на його основі. Однак при ширині забороненої зони більше 1,5 еВ ККД ФЕП починає зменшуватися, так як все більша частина фотонів не може утворити пару електрон-дірка. Таким чином, є оптимальна ширина забороненої зони (1,4 - 1,5 еВ), при якій ККД ФЕП досягає максимально можливої ​​величини.

3. Електрохімічні космічні енергоустановки

Електрохімічний джерело струму (ЕХІТ) є основою будь-якої електрохімічної КЕУ. Він включає в себе електроди, які є, як правило, активними речовинами, електроліт, сепаратор і зовнішню конструкцію (посудину). В якості електроліту для ЕХІТ, що застосовуються на КА, зазвичай використовується водний розчин лугу КОН.

Розглянемо спрощену схему і конструкцію срібно-цинкового ЕХІТ (рисунок 3.1). Позитивний електрод являє собою дротяну сітку-токоотвод, па яку напресовано порошкоподібною металеве срібло, спечене потім в печі при температурі приблизно 400 ° С, що надає електроду необхідну міцність і пористість. Негативний електрод - це напресованими також на сітку-токоотвод маса, що складається з окису цинку (70 - 75%) і цинкового пилу (25 - 30%).

На негативному електроді (Zn) відбувається реакція окислювача активної речовини до гідроксиду цинку Zn (OH) 2, А на позитивному (AgO) - реакція відновлення активної речовини до чистого срібла. У зовнішній ланцюг йде віддача електроенергії у вигляді потоку електронів. У електроліті ж електричне коло замикається потоком іонів ОНˉ від позитивного електрода до негативного. Сепаратор необхідний перш за все для запобігання зіткнення (і звідси короткого замикання) електродів. Крім того, він зменшує саморозряд ЕХІТ і обов'язковий для забезпечення його оборотної роботи протягом багатьох циклів заряд-розряд.

Мал. 3.1 Принцип дії срібно-цинкового ЕХІТ:

Позитивний електрод (AgO), 2 - електричне навантаження,

Негативний електрод (Zn), 4 - посудина, 5 - сепаратор

Останнє пов'язано з тим, що при недостатній сепарації колоїдні розчини оксидів срібла, що досягають негативного електрода, катодно відновлюються у вигляді найтонших срібних ниток, спрямованих до позитивного електрода, а іони цинку також відновлюються у вигляді ниток, що ростуть в напрямку до анода. Все це може призвести до короткого замикання електродів на перших же циклах роботи.

Найбільш підходящим сепаратором (роздільником) для срібно-цинкових ЕХІТ є плівка з гідратцеллюлози (целофан), яка, набухаючи в електроліті, ущільнює збірку, що перешкоджає опливанню цинкових електродів, а також проростання голчастих кристалів срібла і цинку (дендритів). Посудина срібно-цинкового ЕХІТ виготовляється, як правило, з пластмаси (поліамідні смола або полістирол) і має прямокутну форму. Для інших типів ЕХІТ судини можуть бути виготовлені, наприклад, з нікельованими заліза. При заряді ЕХІТ відбувався відновлення цинку та окису срібла на електродах.

Отже, розряд ЕХІТ - це процес віддачі електроенергії в зовнішній ланцюг, а заряд ЕХІТ - процес повідомлення йому електроенергії ззовні з метою відновлення початкових речовин з продуктів реакції. За характером роботи ЕХІТ діляться на гальванічні елементи (первинні джерела струму), які допускають лише одноразове використання активних речовин, і електричні акумулятори (вторинні джерела струму), які допускають багаторазове використання активних речовин у зв'язку з можливістю їх відновлення шляхом заряду від стороннього джерела електроенергії.

У КЕУ на основі ЕХІТ використовуються електричні акумулятори з одноразовим або багаторазовим режимами розряду, а також воднево-кисневі паливні елементи.

3.1 Хімічні джерела струму

Електрорушійної силою (ЕРС) хімічних джерел називається різниця його електроднихпотенціалів при розімкнутому зовнішньому ланцюзі:

де і - відповідно потенціали позитивного і негативного електродів.

Повний внутрішній опір Rхіміческого джерела (опір постійній силі струму) складається з омічного опору і опору поляризації :

де - ЕРС поляризації; - сила струму розряду.

опір поляризації обумовлено зміною електроднихпотенціалів і при протіканні струму і залежить від ступеня зарядженості, сили розрядного струму, складу електродів і чистоти електроліту.

;

,

де і і

.

Разрядная ємність Q (А · год) хімічного джерела є кількість електрики, що віддається джерелом під час розряду при певних температурі електроліту, що оточує тиск, силу раз рядного струму і кінцевому розрядному напрузі:

,

і в загальному випадку при постійній під час розряду силі струму

де - поточне значення сили струму розряду, А; - час розряду, ч.

,

де і

.

Як хімічних джерел струму розглянуті серебряноцінковие, кадмієво-нікелеві і нікель-водневі акумуляторні батареї.

3.2 Серебряно-цинкові акумуляторні батареї

Срібно-цинкові акумулятори завдяки меншій масі і об'єму при тій же ємності і меншому внутрішньому опору при заданій напрузі набули поширення в космічному електрообладнанні. Активною речовиною позитивного електрода акумулятора є окис срібла AgO, а негативної пластини - металевий цинк. В якості електроліту використовується водний розчин лугу КОН густиною 1,46 р / см 3.

Заряд і розряд акумулятора відбувається в два ступені. При розряді на обох щаблях на негативному електроді протікає реакція окислення цинку

2OH ˉ розряд → ZnO + H 2O + 2 e.

На позитивному електроді в-дві сходинки протікає реакція відновлення срібла. На першому місці двовалентне окис срібла відновлюється до одновалентной:

2AgO + 2e + H 2O розряд → Ag 2O + 2OH ˉ.

ЕРС акумулятора при цьому дорівнює 1,82 .. 1,86 В, На другому ступені, коли акумулятор розрядиться приблизно на 30%, відбувається відновлення одновалентной окису срібла до металевого срібла:

2O + 2 e + H 2O розряд → 2Ag + 2OH ˉ.

ЕРС акумулятора в момент переходу від першого ступеня розряду до другої знижується до 1,52 .. 1,56 В. Внаслідок цього крива 2 зміни ЕРС при розряді номінальним струмом (рисунок 3.2) має характерний стрибок. При подальшому розряді ЕРС акумулятора залишається постійною, поки акумулятор не розрядиться повністю. При заряді реакції протікає в дві ступені. Стрибок напруги і ЕРС виникає, коли акумулятор зарядиться приблизно на 30% (крівая1), В цьому стані поверхню електрода покривається двухвалентной окисом срібла.

Мал. 3.2 - ЕРС акумулятора при заряді (1) і розряді (2)

В кінці заряду, коли припиняється окислення срібла з одновалентного в двовалентне у всій товщі електрода, починається виділення кисню за рівнянням

OH ˉ розряд → 2H 2O + 4e + O 2

ЕРС акумулятора при цьому підвищується на 0,2 ... 0,3 В (див. Рисунок 5.1, пунктирний ділянку на кривій 1). Виділяється при перезарядці кисень прискорює процес руйнування целофанових параметрів акумулятора і виникнення внутрішніх коротких замикань.

В процесі заряду вся окис цинку може бути відновлена ​​до металевого цинку. При перезаряді відновлюється окис цинку електроліту, що знаходиться в порах електрода, а потім і в сепараторах негативних пластин, роль яких виконують кілька шарів целофановою плівки. Цинк виділяється у вигляді кристалів, які ростуть в сторону позитивного електрода, утворюючи цинкові дендрита. Такі кристали здатні протикати целофанові плівки і викликати короткі замиканняелектродів. Цинкові дендрити не вступають в зворотні реакції. Небезпечні тому навіть короткочасні перезарядити.

3.3 кадмієві-нікелеві акумуляторні батареї

Активною речовиною негативного електрода в кадмиево-нікелевому акумуляторі є металевий кадмій. Електролітом в акумуляторі служить водний розчин їдкого калію КОН густиною 1,18 ... 1,40 м / см 3.

У кадмиево-нікелевому акумуляторі використовується окислювально-відновна реакція між кадмієм і гідратом окису нікелю:

2Ni (OH) 3→ Cd (OH) 2+ 2Ni (OH) 2

Спрощено хімічну реакцію на електродах можна записати в такий спосіб. На негативному електроді при розряді відбувається окислення кадмію:

2e → Cd ++

Іони кадмію зв'язуються з гідроксильними іонами лугу, утворюючи гідрат кадмію:

2e + 2OH ˉ розряд → Cd (OH) 2.

На позитивному електроді при розряді відновлюється нікель з тривалентного до двовалентного:

2Ni (OH) 3+ 2e розряд → 2Ni (OH) 2 + 2OH ˉ.

Спрощення полягає в тому, що склад гідроксиду не відповідає точно їх формулами. Солі кадмію і нікелю малорастворіми в воді, тому концентрація іонів Cd ++, Ni ++, Ni +++визначається концентрацією КОН, від якої в електроліті побічно залежить і величина ЕРС акумулятора.

Електрорушійна сила тільки що зарядженого акумулятора дорівнює 1,45 В.В протягом декількох діб після кінця заряду відбувається зниження ЕРС до 1,36 В.

3.4 Нікель-водневі акумуляторні батареї

Нікель-водневі акумуляторні батареї (НВАБ), володіючи високою надійністю, великими ресурсом і питомою енергією, відмінними експлуатаційними показниками, знайдуть широке застосування в КА замість нікель-кадмієвих акумуляторів.

Для роботи НВАБ на низькій навколоземній орбіті (НГО) потрібно ресурс близько 30 тис. Циклів протягом п'яти років. Використання АБ на НГО з малою глибиною розряду (ГР) веде до відповідного зниження гарантованою питомої енергії (30 тис. Циклів може бути досягнуто при ГР 40%). Трирічне безперервне циклирование в режимі НГО при ГР = 30% дванадцяти стандартних НВАБ (RNH-30-1) ємністю 30 А · год показали, що всі НВАБ пропрацювали стабільно 14 600 циклів.

Досягнутий рівень питомої енергії для НВАБ становить в умовах навколоземної орбіти 40 Вт · год / кг при глибині розряду 100%, ресурс при ГР 30% становить 30 тис. Циклів.

4 / Вибір параметрів сонячних батарей і буферних накопичувачів

Початкові дані:

Гранична маса КА - Мп = до 15 кг;

Висота кругової орбіти - h = 450 км;

Маса цільової системи - не більше 0,5 кг;

Передає частота - 24 ГГц;

Споживча напруга - 3.3 - 3.6 В;

Мінімальна споживана потужність трансивера - 300 мВт;

Споживана потужність плазми-іонного двигуна - 155 Вт;

Термін активного існування - 2-3 роки.

4.1 Розрахунок параметрів буферного накопичувача

Розрахунок параметрів буферного накопичувача (БТ) з акумуляторних батарей і визначення їх складу ведеться виходячи з обмежень, що накладаються на акумулятори під силу зарядного і розрядного струмів, інтегральної ємності розряду, разовим глибин розряду, надійності, температурних умов роботи і т.д.

При розрахунку параметрів нікель-водневих акумуляторів, скористаємося наступними характеристиками і формулами [ «Конструювання автоматичних космічних апаратів» автори: Д.І. Козлов, Г.Н. Аншаков, В.Ф. Агарков, Ю.Г. Антонов § 7.5], а також технічними характеристиками АБ HB-50 НІАІ Джерело, інформація про який взята з сайту [# "justify"> Електрорушійна сила тільки що зарядженого акумулятора дорівнює 1,45 В.В протягом декількох діб після кінця заряду відбувається зниження ЕРС до 1,36 В.

· сила зарядного струму до 30 А;

· сила розрядного струму 12 - 50А в сталому режимі і до 120 А в імпульсному режимі до 1 хвилини;

· максимальна глибина розряду до 54А · год;

· при роботі батарей (особливо в режимах циклирования великими силами струму заряду і розряду) необхідно забезпечити тепловий режим роботи акумуляторних батарей в діапазоні 10 ... 30 ° С. З цією метою необхідно передбачити установку батарей в герметичному відсіку КА і забезпечити режим охолодження кожного блоку повітрям.

Використовувані формули для проведення розрахунків параметрів нікель-кадмієвих акумуляторів:

Напруга хімічних джерел електроенергії відрізняється від ЕРС на значення падіння напруги у внутрішньому ланцюзі, що визначається повним внутрішнім опором і струмом, що протікає:

, (1)

, (2)

де і - розрядні і зарядні напруги на джерелі відповідно; і - сила струмів розряду і заряду відповідно.

Для гальванічних елементів одноразового застосування напруга визначається як розрядне .

Разрядная ємність Q (А · год) хімічного джерела є кількість електрики, що віддається джерелом під час розряду при певних температурі електроліту, що оточує тиск, силу розрядного струму і кінцевому розрядному напрузі:

, (3)

Номінальна ємність хімічного джерела струму - це ємність, яку повинен віддавати джерело при обумовлених технічними умовами режимах роботи. Для акумуляторів КА за номінальну і силу струму розряду найчастіше приймають силу струму одно-двох або 10 годинного режиму розряду.

Саморозряд - марна втрата ємності хімічним джерелом при розімкнутому зовнішньому ланцюзі. Зазвичай саморазряд виражається в% за добу зберігання:

(4)

де і - ємності хімічного джерела до і після зберігання; Т - час зберігання, діб.

Питома енергія хімічного джерела струму являє собою відношення віддається енергії до його масі:

(5)

Значення питомої енергії залежить не тільки від типу джерела, але і від сили розрядного струму, тобто від відібраної потужності. Тому хімічний джерело електроенергії більш повно характеризується залежністю питомої енергії від питомої потужності.

Розрахунок параметрів:

Визначимо максимальне і мінімальне час розряду з формули:

Отже, максимальний час розряду:

;

мінімальний час розряду:

.

Звідси випливає, що час розряду дозволяє проектованого супутнику використовувати електричний струм в середньому протягом 167 хв або 2,8 години, так як наша цільова установка використовує 89 мА, час розряду буде не істотним, що позитивно позначається на забезпечення електричним струмом інших життєво важливих систем супутника.

Визначимо напругу розряду і повне внутрішнє опір акумулятора з формули:

; (1)

(2)

.

Звідси видно, що напруга заряду в достатній мірі може забезпечуватися за допомогою використання сонячних батарей, навіть не великої площі.

Також можна визначити саморазряд за формулою:

(4)

Візьмемо за час роботи акумулятора Т = 0,923 ч, Q 1= 50 (А · год) і Q 2 = 6 (А · год) за тридцять хвилин роботи:

,

тобто при мінімальному споживанні струму в 12 А, за 30 хвилин акумуляторна батарея розрідити на 95% при розімкнутому ланцюзі.

Знайдемо питому енергію хімічного джерела за формулою:

,

тобто 1 кг хімічного джерела може забезпечити 61,2 Вт протягом години, що також підходить для нашої цільової установки, яка при працює при максимальній потужності 370 мВт.

4.2 Розрахунок параметрів сонячних батарей

Для розрахунків основних параметрів СБ впливають на конструкцію КА, його технічних характеристик скористаємося наступними формулами [ «Конструювання автоматичних космічних апаратів» автори: Д.І. Козлов, Г.Н. Аншаков, В.Ф. Агарков, Ю.Г. Антонов § 7.5]:

Розрахунок параметрів СБ зводиться до визначення її площі і маси.

Розрахунок потужності СБ здійснюється за формулою:

(6)

де - потужність СБ; Р н - середньодобова потужність навантаження (без урахування власних потреб СЕП); - час орієнтації СБ на Сонце за виток; t T - час, протягом якого Ради Безпеки, не освітлена; - ККД регулятора надлишку потужності СБ, рівний 0,85; - ККД регулятора розряду БН, рівний 0,85; р .3- ККД регулятора заряду БН, рівний 0,9; - ККД акумуляторних батарей БН, що дорівнює 0,8.

Площа сонячної батареї розраховується за формулою:

(7)

де - питома потужність СБ, яка приймається:

Вт / м 2при = 60 ° С і 85 Вт / м 2при = 110 ° С для матеріалу ФЕП КСП;

Вт / м 2при = 60 ° С і 100 Вт / м 2при = 110 ° С для матеріалу ФЕП;

Вт / м 2при = 60 ° С і 160 Вт / м 2при = 110 ° С для матеріалу ФЕП Ga - As; - коефіцієнт запасу, що враховує деградацію ФЕП через радіацію, що дорівнює 1,2 для часу роботи два-три роки і 1,4 для часу роботи п'ять років;

Коефіцієнт заповнення, який вираховується за формулою 1,12; - ККД СБ = 0,97.

Маса СБ визначається виходячи з питомих параметрів. У наявних в даний час конструкціях СБ питома маса становить = 2,77 кг / м 2для кремнієвих і = 4,5 кг / м 2для арсенідгалліевих ФЕП.

Маса СБ розраховується за формулою:

(8)

Для початку розрахунку СЕП необхідно вибрати сонячні батареї. При розгляді різних СБ вибір припав на наступні: сонячні батареї організації ВАТ «Сатурн» на основі GaAs фотоперетворювачів з наступними характеристиками.

Основні параметри СБ

Параметр СБСБ на основі GaAs ФПСрок активного існування, лет15КПД при температурі 28 ° C,% 28Удельная потужність, Вт / м 2170Максімальная потужність, Вт / м 2381Удельная маса, кг / м 21.6Толщіна ФЕП, мкм150 ± 20

Також для розрахунку знадобитися знати період обертання ШСЗ на низькій навколоземній орбіті, інформація взята з сайту:

· в діапазоні від 160 км період обертання близько 88 хвилин;

· до 2000 км період близько 127 хвилин.

Для розрахунку візьмемо усереднене значення - близько 100 хв. При цьому час освітленості сонячних панелей КА на орбіті більше (близько 60 хв), ніж час перебування їх в тіні близько 40 хв.

потужність навантаження дорівнює сумі необхідної потужності рухової установки, цільової апаратури, потужності заряду і дорівнює 220 Вт (значення взято з надлишком 25 Вт).

Підставляючи всі відомі значення в формулу, отримуємо:

,

.

Для визначення площі панелі СБ приймемо матеріал ФЕП Ga-Asпрі робочій температурі = 60 ° С, роботі супутника 2-3 роки і воспульзуемся формулою:

,

підставляючи вихідні дані, отримаємо:

після проведення розрахунків, отримаємо

,

але з урахуванням не частого заряду акумуляторної батареї, використання сучасних технологій в розробці інших систем, а також з урахуванням того, що потужність навантаження була взята з запасом близько 25 Вт, можливо скоротити площу СБ до 3,6 м2

М. А. Петрович, А. С. гурт СИСТЕМА ЕНЕРГОПОСТАЧАННЯ БОРТОВОГО КОМПЛЕКСУКОСМІЧНИХ АПАРАТІВ Затверджено Редакційно-видавничим радою університету як навчальний посібник САМАРА Видавництво СГАУ 2007 УДК 629.78.05 ББК 39.62 П306 ЦІ Онал НИ ПР тетную Е Н А Про РІ ОЕКТИ Інноваційна освітня програма "Розвиток центру компетенції і підготовка фахівців світового рівня в галузі аерокосмічних і геоінформаційних технологій "ПР І Рецензенти: доктор технічних наук А.<...>К о п т е в, зам. начальника відділу РНП РКЦ «ЦСКБ - Прогрес» С. І. Міненко П306 ПетровичевМ.А.<...>система енергопостачаннябортового комплексукосмічних апаратів: навч. посібник / М.А. Петровичев, А.С. Гуртів.<...> Навчальний посібникпризначене студентам спеціальності 160802 « космічні апаратиі розгінні блоки ».<...>УДК 629.78.05 ББК 39.62 ISBN 978-5-7883-0608-7 2 © Петровичев М. А., Гуртів АС, 2007 © Самарський державний аерокосмічний університет, 2007 система електропостачаннябортового комплексу космічних апаратів З усіх видів енергії електрична є найбільш універсальною.<...>. система електропостачання(СЕС) КАє однією з найважливіших систем, що забезпечують працездатність КА. <...>Надійність СЕС багато в чому визначається 3 резервуванням всіх видів джерел, перетворювачів, комутаційної апаратуриі мережі.<...>структура системи електропостачання КАОсновний системою електропостачання КАє системапостійного струму.<...>Для парирування піків навантаження використовують буферний джерело. <...>вперше на багаторазовому КА«Шаттл» використана безбуферная система електропостачання.<...> 4 система розподілуПреобразо ватель У граф ователь Мережа Споживач Первинний джерело буферний джерелоМал.<...>Структура апарату системи електропостачання космічного буферний джерелохарактеризується тим, що сумарна вироблена їм енергія дорівнює нулю.<...>Для узгодження характеристик акумулятора з первинним джерелом і мережею використовують<...>

Сістема_енергоснабженія_бортового_комплекса_косміческіх_аппаратов.pdf

МІНІСТЕРСТВО ОСВІТИ Державна освітня установа вищої професійної освіти «САМАРСЬКИЙ ДЕРЖАВНИЙ АЕРОКОСМІЧНИЙ УНІВЕРСИТЕТ імені академіка С.П. КОРОЛЕВА »М. А. Петрович, А. С. гурт СИСТЕМА ЕНЕРГОПОСТАЧАННЯ БОРТОВОГО КОМПЛЕКСУ КОСМІЧНИХ АПАРАТІВ Затверджено Редакційно-видавничим радою університету як навчальний посібник З А М А Р А Видавництво СГАУ 2007

Стор.1

УДК 629.78.05 ББК 39.62 П306 Інноваційна освітня програма "Розвиток центру компетенції і підготовка фахівців світового рівня в галузі аерокосмічних і геоінформаційних технологій" Рецензенти: доктор технічних наук А. Н. К о п т е в, зам. Начальника відділу РНП РКЦ «ЦСКБ - Прогрес »С. І. М і н е н к о Петровичев М.А. П306 Система енергопостачання бортового комплексу космічних апаратів: навч. посібник / М.А. Петровичев, А.С. Гуртів. - Самара: Изд-во Самар . держ. аерокосм. ун-ту, 2007. - 88 с .: іл. ISBN 978-5-7883-0608-7 Розглядається роль і значення системи електропостачання для космічного апарату, складові елементи цієї системи, особлива увага приділяється розгляду принципів дії і пристрою джерел живлення, особливостей їх використання для космічної техніки. посібник дає досить великий довідковий матеріал, який може використовуватися при курсовому і дипломному проектуванні студентами неелектричних спеціальностей. Навчальний посібник призначено для мак але студентам спеціальності 160802 «Космічні апарати і розгінні блоки». Воно також може бути корисно молодим фахівцям ракетно-космічної галузі. Підготовлено на кафедрі літальних апаратів. УДК 629.78.05 ББК 39.62 ISBN 978-5-7883-0608-7 2 © Петровичев М. А., Гуртів АС, 2007 © Самарський державний аерокосмічний університет, 2007 Пн Р І Про Р І Т Т К Е Т О Н И Е Н А Ц І О А Н Л Ь Н И Е П Р Е И

стор.2

Система електропостачання бортового комплексу космічних апаратів З усіх видів енергії електрична є найбільш універсальною. У порівнянні з іншими видами енергії вона має ряд переваг: електрична енергія легко перетворюється в інші види енергії, ККД електричних установок значно вище ККД установок, що працюють на інших видах енергії, електричну енергію легко передавати по проводах до споживача, електрична енергія легко розподіляється між споживачами. Автоматизація процесів управління польотом будь-яких космічних апаратів (КА) немислима без електричної енергії. Електрична енергія використовується для приведення в дію всіх елементів пристроїв і устаткування КА (рухова група, органів управління, систем зв'язку, приладового комплексу, опалення і т. Д.). Система електропостачання (СЕС) КА є однією з найважливіших систем, що забезпечують працездатність КА. Основні вимоги, що пред'являються до СЕС: необхідний запас енергії для відновлення всього польоту, надійна робота в умовах невагомості, необхідна надійність, що забезпечується резервуванням (по потужності) основного джерела і буфера, відсутність виділень і споживання газів, здатність працювати в будь-якому положенні в просторі, мінімальна маса, мінімальна вартість. Вся електроенергія, необхідна для виконання програми польоту (для штатного режиму, а також для деяких позаштатних), повинна знаходитися на борту КА, оскільки заповнення її можливо тільки для населених станцій. Надійність СЕС багато в чому визначається 3