Энергоснабжение космических аппаратов. Система энергоснабжения бортового комплекса космических аппаратов (160,00 руб.) Кафедра Космическая техника и технологии

М. А. ПЕТРОВИЧЕВ , А. С. ГУРТОВ СИСТЕМА ЭНЕРГОСНАБЖЕНИЯ БОРТОВОГО КОМПЛЕКСА КОСМИЧЕСКИХ АППАРАТОВ Утверждено Редакционно-издательским советом университета в качестве учебного пособия САМАРА Издательство СГАУ 2007 УДК 629.78.05 ББК 39.62 П306 ЦИ ОНАЛЬ НЫ ПР ТЕТНЫЕ Е Н А О РИ ОЕКТЫ Инновационная образовательная программа "Развитие центра компетенции и подготовка специалистов мирового уровня в области аэрокосмических и геоинформационных технологий” ПР И Рецензенты: доктор технических наук А. <...> К о п т е в, зам. начальника отдела ГНП РКЦ «ЦСКБ - Прогресс» С. И. Миненко П306 Петровичев М.А. <...> Система энергоснабжения бортового комплекса космических аппаратов: учеб. пособие / М.А. Петровичев , А.С. Гуртов. <...> Учебное пособие предназначено студентам специальности 160802 «Космические аппараты и разгонные блоки». <...> УДК 629.78.05 ББК 39.62 ISBN 978-5-7883-0608-7 2 © Петровичев М. А., Гуртов АС, 2007 © Самарский государственный аэрокосмический университет, 2007 Система электроснабжения бортового комплекса космических аппаратов Из всех видов энергии электрическая является наиболее универсальной. <...> . Система электроснабжения (СЭС) КА является одной из важнейших систем, обеспечивающих работоспособность КА . <...> Надежность СЭС во многом определяется 3 резервированием всех видов источников, преобразователей, коммутационной аппаратуры и сети. <...> Структура системы электроснабжения КА Основной системой электроснабжения КА является система постоянного тока. <...> Для парирования пиков нагрузки используют буферный источник . <...> Впервые на многоразовом КА «Шаттл» использована безбуферная система электроснабжения. <...> 4 Система распределения Преобразо ватель Преобраз ователь Сеть Потребитель Первичный источник Буферный источник Рис. <...> Структура аппарата системы электроснабжения космического Буферный источник характеризуется тем, что суммарная производимая им энергия равна нулю. <...> Для согласования характеристик аккумулятора с первичным источником и сетью используют <...>

Система_энергоснабжения_бортового_комплекса_космических_аппаратов.pdf

ФЕДЕРАЛЬНОЕ АГЕНТСТВО ПО ОБРАЗОВАНИЮ ГОСУДАРСТВЕННОЕ ОБРАЗОВАТЕЛЬНОЕ УЧРЕЖДЕНИЕ ВЫСШЕГО ПРОФЕССИОНАЛЬНОГО ОБРАЗОВАНИЯ «САМАРСКИЙ ГОСУДАРСТВЕННЫЙ АЭРОКОСМИЧЕСКИЙ УНИВЕРСИТЕТ имени академика С.П. КОРОЛЕВА» М. А. ПЕТРОВИЧЕВ, А. С. ГУРТОВ СИСТЕМА ЭНЕРГОСНАБЖЕНИЯ БОРТОВОГО КОМПЛЕКСА КОСМИЧЕСКИХ АППАРАТОВ Утверждено Редакционно-издательским советом университета в качестве учебного пособия С А М А Р А Издательство СГАУ 2007

Стр.1

УДК 629.78.05 ББК 39.62 П306 Инновационная образовательная программа "Развитие центра компетенции и подготовка специалистов мирового уровня в области аэрокосмических и геоинформационных технологий” Рецензенты: доктор технических наук А. Н. К о п т е в, зам. начальника отдела ГНП РКЦ «ЦСКБ - Прогресс» С. И. М и н е н к о Петровичев М.А. П306 Система энергоснабжения бортового комплекса космических аппаратов: учеб. пособие / М.А. Петровичев, А.С. Гуртов. – Самара: Изд-во Самар. гос. аэрокосм. ун-та, 2007. – 88 с.: ил. ISBN 978-5-7883-0608-7 Рассматривается роль и значение системы электроснабжения для космического аппарата, составные элементы этой системы, особое внимание уделяется рассмотрению принципов действия и устройства источников питания, особенностям их использования для космической техники. Пособие дает достаточно обширный справочный материал, который может использоваться при курсовом и дипломном проектировании студентами неэлектрических специальностей. Учебное пособие предназначено студентам специальности 160802 «Космические аппараты и разгонные блоки». Оно также может быть полезно молодым специалистам ракетно-космической отрасли. Подготовлено на кафедре летательных аппаратов. УДК 629.78.05 ББК 39.62 ISBN 978-5-7883-0608-7 2 © Петровичев М. А., Гуртов АС, 2007 © Самарский государственный аэрокосмический университет, 2007 П Р И О Р И Т Т К Е Т О Н Ы Е Н А Ц И О А Н Л Ь Н Ы Е П Р Е Ы

Стр.2

Система электроснабжения бортового комплекса космических аппаратов Из всех видов энергии электрическая является наиболее универсальной. По сравнению с другими видами энергии она имеет ряд преимуществ: электрическая энергия легко преобразуется в другие виды энергии, КПД электрических установок значительно выше КПД установок, работающих на других видах энергии, электрическую энергию легко передавать по проводам к потребителю, электрическая энергия легко распределяется между потребителями. Автоматизация процессов управления полетом любых космических аппаратов (КА) немыслима без электрической энергии. Электрическая энергия используется для приведения в действие всех элементов устройств и оборудования КА (двигательная группа, органов управления, систем связи, приборного комплекса, отопления и т. д.). Система электроснабжения (СЭС) КА является одной из важнейших систем, обеспечивающих работоспособность КА. Основные требования, предъявляемые к СЭС: необходимый запас энергии для совершения всего полета, надежная работа в условиях невесомости, необходимая надежность, обеспечиваемая резервированием (по мощности) основного источника и буфера, отсутствие выделений и потребления газов, способность работать в любом положении в пространстве, минимальная масса, минимальная стоимость. Вся электроэнергия, необходимая для выполнения программы полета (для штатного режима, а также для некоторых нештатных), должна находиться на борту КА, поскольку восполнение ее возможно только для обитаемых станций. Надежность СЭС во многом определяется 3

Владельцы патента RU 2598862:

Использование: в области электротехники для электроснабжения космических аппаратов от первичных источников разной мощности. Технический результат - повышение надежности электроснабжения. Система электроснабжения космического аппарата содержит: группу солнечных батарей прямого солнечного света (1), группу солнечных батарей отраженного солнечного света (7), генерирующий контур (8), стабилизатор напряжения (2), зарядное устройство (3), разрядное устройство (4), аккумуляторную батарею (5), выпрямительное устройство (9), контроллер заряда аккумуляторной батареи (10) и потребителей (6). Переменное напряжение с генерирующего контура (8) преобразуется в постоянное в блоке (9) и поступает на первый вход контроллера заряда аккумуляторной батареи (10). Постоянное напряжение от солнечных батарей отраженного солнечного света (7) поступает на второй вход контроллера заряда аккумуляторной батареи (10). Суммарное напряжение от генерирующего контура и солнечных батарей отраженного солнечного света с первого выхода контроллера (10) попадает на второй вход аккумуляторной батареи (5). Со второго выхода контроллера на первый вход аккумуляторной батареи (5) поступают сигналы управления переключателями (15-21), имеющими контакты 1-3, и выключателями (22-25), имеющими контакты 1-2. Количество управляемых коммутационных аппаратов зависит от числа аккумуляторов в батарее. Для подзаряда выбранного аккумулятора (11-14) на соответствующих переключателях их первые контакты размыкаются с третьим и замыкаются со вторым, на соответствующих выключателях первый и второй контакты замыкаются. Подключенный таким образом ко второму входу батареи соответствующий аккумулятор подзаряжается номинальным зарядным током до поступления команды от контроллера (10) на смену очередного аккумулятора. Потребитель (6) получает питание от оставшихся аккумуляторов, в обход отключенного, с первого выхода батареи (5). 5 ил.

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано в составе космических аппаратов, стабилизированных вращением.

Известна система электроснабжения космического аппарата с общими шинами (аналог), которая содержит солнечные батареи (первичный источник энергии), аккумуляторную батарею, потребителей. Недостатком данной системы является то, что напряжение в данной системе является нестабилизированным. Это ведет к потерям энергии в кабельных сетях и во встроенных индивидуальных стабилизаторах потребителей .

Известна система электроснабжения космического аппарата с разделенными шинами и с параллельным включением стабилизатора напряжения (аналог), которая содержит зарядное устройство, разрядное устройство, аккумуляторную батарею. Недостатком ее является невозможность использования в ней экстремального регулятора мощности солнечных батарей .

Наиболее близким по технической сущности к предлагаемой системе является система электроснабжения космического аппарата с разделенными шинами и с последовательно-параллельным включением стабилизатора напряжения 2 (прототип), которая также содержит солнечные батареи прямого солнечного света 1, зарядное устройство 3, разрядное устройство 4, аккумуляторную батарею 5 (фиг. 1) . Недостатком этой системы электроснабжения является отсутствие возможности получения, преобразования и накопления электрической энергии от источников разной мощности, таких как энергия магнитного поля Земли и энергия отраженного солнечного света от поверхности Земли.

Целью изобретения является расширение возможностей системы электроснабжения космических аппаратов по получению, преобразованию и накоплению электроэнергии от различных первичных источников разной мощности, что позволяет увеличить срок активного существования и энерговооруженность космических аппаратов .

На фиг. 2 изображена система электроснабжения космического аппарата, стабилизированного вращением, на фиг. 3 - аккумуляторная батарея, содержащая управляемые контроллером коммутационные аппараты; на фиг. 4 - внешний вид космического аппарата, стабилизированного вращением, на фиг. 5 схематично показан один из вариантов движения космического аппарата, стабилизированного вращением, по орбите.

Система электроснабжения космического аппарата, стабилизированного вращением, содержит группу солнечных батарей 7, предназначенных для преобразования отраженного от Земли солнечного света в электрическую энергию, генерирующий контур 8, представляющим собой совокупность проводников (обмотку), расположенных вдоль корпуса космического аппарата, в которых наводится электродвижущая сила за счет вращения космического аппарата в вокруг своей оси в магнитном поле Земли, выпрямительным устройством 9, контроллер заряда аккумуляторной батареи от источников электроэнергии разной мощности 10, аккумуляторную батарею 5, содержащую управляемые контроллером коммутационные аппараты 15-25, осуществляющие подключение или отключение отдельных аккумуляторов 11-14 к контроллеру 9 для их подзаряда малым током (фиг. 2).

Система функционирует следующим образом. В процессе вывода космического аппарата на орбиту он закручивается таким образом, чтобы ось вращения аппарата и солнечные батареи прямого солнечного света были ориентированы на Солнце (фиг. 4). Во время движения вращающегося космического аппарата по орбите генерирующий контур пресекает линии индукции магнитного поля Земли со скоростью вращения космического аппарата вокруг своей оси. В результате по закону электромагнитной индукции в генерирующем контуре наводится электродвижущая сила

где µ o - магнитная постоянная, Н - напряженность магнитного поля Земли, S в - площадь генерирующего контура, N c - количество витков в контуре, ω - угловая частота вращения.

При замыкании генерирующего контура на нагрузку в цепи потребитель-генерирующий контур протекает ток. Мощность генерирующего контура зависит от вращающего момента космического аппарата вокруг своей оси

где J KA - момент инерции космического аппарата.

Таким образом, генерирующий контур является дополнительным источником электроэнергии на борту космического аппарата.

Переменное напряжение с генерирующего контура 8 выпрямляется на блоке 9 и поступает на первый вход контроллера заряда аккумуляторной батареи 10. Постоянное напряжение от солнечных батарей отраженного солнечного света 7 поступает на второй вход контроллера заряда аккумуляторной батареи 10. Суммарное напряжение с первого выхода контроллера 10 попадает на второй вход аккумуляторной батареи 5. Со второго выхода контроллера на первый вход аккумуляторной батареи 5 поступают сигналы управления переключателями 15-21, имеющими контакты 1-3, и выключателями 22-25, имеющими контакты 1-2. Количество управляемых коммутационных аппаратов зависит от числа аккумуляторов в батарее. Для подзаряда выбранного аккумулятора (11-14) на соответствующих переключателях их первые контакты размыкаются с третьим и замыкаются со вторыми, на соответствующих выключателях первый и второй контакты замыкаются. Подключенный таким образом ко второму входу батареи соответствующий аккумулятор подзаряжается малым током до поступления команды от контроллера 10 на смену очередного аккумулятора. Потребитель получает питание от оставшихся аккумуляторов в обход отключенного с первого выхода батареи 5.

При нахождении космического аппарата на орбите в положении 1 (фиг. 4, 5) солнечные батареи отраженного солнечного света ориентированы на Землю. В этот момент входящее в систему электроснабжения космического аппарата зарядное устройство 3 получает электроэнергию от солнечных батарей прямого солнечного света 1, а контроллер заряда аккумулятора 10 получает электроэнергию от солнечных батарей отраженного солнечного света 7 и генерирующего контура 8. В положении космического аппарата 2 солнечные батареи прямого солнечного света 1 остаются направленными на Солнце, в то время как солнечные батареи отраженного солнечного света частично затеняются. В этот момент зарядное устройство 3 системы электроснабжения космического аппарата продолжает получать электроэнергию от солнечных батарей прямого солнечного света, а контроллер 10 теряет часть энергии от блока 7, но продолжает получать энергию от блока 8 через выпрямитель 9. В положении космического аппарата 3 все группы солнечных батарей затенены, зарядное устройство 3 не получает электроэнергию от солнечных батарей 1, а бортовые потребители космического аппарата получают электроэнергию от аккумуляторной батареи. Контроллер заряда аккумуляторной батареи продолжает получать энергию от генерирующего контура 8, подзаряжая очередной аккумулятор. В положение космического аппарата 4 солнечные батареи прямого солнечного света 1 вновь освещаются Солнцем, в то время как солнечные батареи отраженного солнечного света частично затеняются. В этот момент зарядное устройство 3 системы электроснабжения космического аппарата продолжает получать электроэнергию от солнечных батарей прямого солнечного света, а контроллер 10 теряет часть энергии от блока 7, но продолжает получать энергию от блока 8 через выпрямитель 9.

Таким образом, система электроснабжения космического аппарата, стабилизированного вращением, способна получать, преобразовывать и накапливать: а) энергию прямого и отраженного от солнечного света; б) кинетическую энергию вращения космического аппарата в магнитном поле Земли. В остальном функционирование предлагаемой системы аналогично известной.

Технический результат - увеличение срока активного существования и энерговооруженности космического аппарата, достигается за счет использования в составе системы электроснабжения космического аппарата микроконтроллерного зарядного устройства, позволяющей осуществить зарядку аккумуляторной батареи от источников электрической энергии разной мощности (отраженного солнечного света и энергии магнитного поля Земли).

Практическая реализация функциональных узлов предлагаемого изобретения может быть выполнена следующим образом.

В качестве генерирующего контура может быть использована трехфазная двухслойная обмотка с изолированным медным проводом, что позволит приблизить форму кривой электродвижущей силы к синусоиде . В качестве выпрямителя может быть использована мостовая схема трехфазного выпрямителя с маломощными диодами типа Д2 и Д9, что позволит снизить пульсацию выпрямленного напряжения . В качестве контроллера заряда аккумуляторной батареи может быть использован микроконтроллер МАХ 17710. Он может работать с нестабильными источниками, имеющими диапазон выходных мощностей от 1 мкВт до 100 мВт. Устройство имеет встроенный повышающий преобразователь для заряда элементов питания от источников с типовым значением выходного напряжения 0.75 В и встроенный регулятор для защиты батарей от перезаряда . В качестве аккумуляторной батареи, содержащей управляемые контроллером коммутационные аппараты, могут быть использованы литий-ионные аккумуляторные батареи с подсистемой выравнивания напряжения аккумуляторов (системы балансировки). Она может быть выполнена на основе контроллера MSP430F1232 .

Таким образом, отличительные признаки предлагаемого устройства способствуют достижению поставленной цели.

Источники информации

1. Аналоговый мир Maxim. Новые микросхемы / Группа компаний симметрон // Выпуск №2, 2013. - 68 с.

2. Грилихес В.А. Солнечная энергия и космические полеты / В.А. Грилихес, П.П. Орлов, Л.Б. Попов - М.: Наука, 1984. - 211 с.

3. Каргу Д.Л. Системы электроснабжения космических аппаратов / Д.Л. Каргу, Г.Б. Стеганов [и др.] - СПб.: ВКА им. А.Ф. Можайского, 2013. - 116 с.

4. Кацман М.М. Электрические машины / М.М. Кацман. - учеб. пособие для учащихся спец. техникумов. - 2-е изд., перераб. и доп. - М.: Высш. Шк., 1990. - 463 с.

5. Прянишников В.А. Электроника. Курс лекций / В.А. Прянишников - СПб.: ООО «Крона принт», 1998. - 400 с.

6. Рыкованов А.Н. Системы питания Li-ion аккумуляторных батарей / А.Н. Рыкованов // Силовая Электроника. - 2009. - №1.

7. Чилин Ю.Н. Моделирование и оптимизация в энергетических системах КА / Ю.Н. Чилин. - СПб.: ВИКА, 1995. - 277 с.

Система электроснабжения космического аппарата, содержащая группу солнечных батарей прямого солнечного света, зарядное устройство, получающее электроэнергию от солнечных батарей прямого солнечного света, разрядное устройство, питающее потребителей от аккумуляторной батареи, стабилизатор напряжения, питающий потребителей от солнечной батареи прямого солнечного света, отличающаяся тем, что дополнительно содержит группу солнечных батарей, предназначенных для преобразования отраженного от Земли солнечного света в электрическую энергию, генерирующий контур, представляющий собой совокупность проводников (обмотку), расположенных на корпусе космического аппарата, в которых наводится электродвижущая сила за счет вращения космического аппарата вокруг своей оси в магнитном поле Земли, выпрямительное устройство, а также содержит контроллер заряда аккумуляторной батареи от источников электроэнергии разной мощности, аккумуляторную батарею, дополнительно содержащую управляемые контроллером коммутационные аппараты, осуществляющие подключение или отключение отдельных аккумуляторов к контроллеру для их подзаряда.

Похожие патенты:

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано для обеспечения электропитания космических аппаратов (КА) и станций. Технический результат - использование системы терморегулирования для получения дополнительной энергии.

Изобретение относится к области электротехники. Автономная система электропитания содержит солнечную батарею, накопитель электроэнергии, зарядно-разрядное устройство и нагрузку, состоящую из одного или нескольких стабилизаторов напряжения с подключенными к их выходам конечными потребителями электроэнергии.

Изобретение относится к электротехнической промышленности и может быть использовано при проектировании автономных систем электропитания искусственных спутников Земли (ИСЗ). Технический результат - повышение удельных энергетических характеристик и надежности автономной системы электропитания ИСЗ. Предлагается способ питания нагрузки постоянным током в автономной системе электропитания искусственного спутника Земли от солнечной батареи и комплекта из вторичных источников электроэнергии - аккумуляторных батарей, содержащих Nакк аккумуляторов, соединенных последовательно, заключающийся в стабилизации напряжения на нагрузке, проведении заряда и разряда аккумуляторных батарей через индивидуальные зарядные и разрядные преобразователи, при этом разрядные преобразователи выполнены без вольтодобавочных узлов, для чего число аккумуляторов Nакк в каждой аккумуляторной батарее выбирают из соотношения: Nакк≥(Uн+1)/Uакк.мин, где Nакк - число аккумуляторов в последовательной цепи каждой аккумуляторной батареи; Uн - напряжение на выходе автономной системы электропитания, В; Uакк.мин - минимальное разрядное напряжение одного аккумулятора, В, зарядные преобразователи выполнены без вольтодобавочных узлов, для чего напряжение в рабочей точке солнечной батареи выбирают из соотношения:Uрт>Uакк.макс·Nакк+1, где Uрт - напряжение в рабочей точке солнечной батареи в конце гарантированного ресурса ее работы, В; Uакк.макс - максимальное зарядное напряжение одного аккумулятора, В, при этом рассчитанное число аккумуляторов Nакк дополнительно увеличивают исходя из соотношения: Nакк≥(Uн+1)/Uакк.мин+Nотказ, где Nотказ - число допустимого отказа аккумуляторов, а стабилизацию напряжения на нагрузке и заряд аккумуляторных батарей проводят с использованием экстремального регулирования напряжения солнечной батареи.

Изобретение относится к области электротехники. Технический результат заключается в расширении эксплуатационных возможностей системы, увеличении его нагрузочной мощности и обеспечении максимальной бесперебойности работы при поддержании оптимальных параметров работы аккумуляторной батареи при питании потребителей постоянным током.

Изобретение относится к области солнечной энергетики, в частности к непрерывно следящим за Солнцем солнечным установкам как с концентраторами солнечного излучения, так и с плоскими кремниевыми модулями, предназначенным для питания потребителей, например, в районах ненадежного и децентрализованного электроснабжения.

Изобретение относится к системам поворота солнечной батареи (СПСБ) космического аппарата (КА). Изобретение предназначено для размещения элементов СПСБ для вращения солнечной батареи большой мощности и передачи электроэнергии с солнечной батареи на КА.

Изобретение относится к области преобразования солнечной энергии и её передачи наземным потребителям. Космическая электростанция содержит солнечный коллектор (1) лепесткового типа, корпус станции (2) и пучок (3) СВЧ-антенн. Коллектор (1) выполнен из пластин (панелей) фотоэлектрических преобразователей - как основных, так и вспомогательных. Пластины имеют прямоугольную и треугольную форму. Их соединения выполнены в виде автоматических крючков и петель, которые при развёртывании коллектора соединяются посредством многолепесткового механизма. В сложенном виде коллектор (1) имеет форму куба. Антенны пучка (3) фокусируют СВЧ-энергию на усилитель, передающий эту энергию на наземные электростанции. Технический результат изобретения направлен на повышение эффективности преобразования и передачи энергии потребителям на обширных территориях Земли. 16 ил.

Использование: в области электротехники для электроснабжения космических аппаратов от первичных источников разной мощности. Технический результат - повышение надежности электроснабжения. Система электроснабжения космического аппарата содержит: группу солнечных батарей прямого солнечного света, группу солнечных батарей отраженного солнечного света, генерирующий контур, стабилизатор напряжения, зарядное устройство, разрядное устройство, аккумуляторную батарею, выпрямительное устройство, контроллер заряда аккумуляторной батареи и потребителей. Переменное напряжение с генерирующего контура преобразуется в постоянное в блоке и поступает на первый вход контроллера заряда аккумуляторной батареи. Постоянное напряжение от солнечных батарей отраженного солнечного света поступает на второй вход контроллера заряда аккумуляторной батареи. Суммарное напряжение от генерирующего контура и солнечных батарей отраженного солнечного света с первого выхода контроллера попадает на второй вход аккумуляторной батареи. Со второго выхода контроллера на первый вход аккумуляторной батареи поступают сигналы управления переключателями, имеющими контакты 1-3, и выключателями, имеющими контакты 1-2. Количество управляемых коммутационных аппаратов зависит от числа аккумуляторов в батарее. Для подзаряда выбранного аккумулятора на соответствующих переключателях их первые контакты размыкаются с третьим и замыкаются со вторым, на соответствующих выключателях первый и второй контакты замыкаются. Подключенный таким образом ко второму входу батареи соответствующий аккумулятор подзаряжается номинальным зарядным током до поступления команды от контроллера на смену очередного аккумулятора. Потребитель получает питание от оставшихся аккумуляторов, в обход отключенного, с первого выхода батареи. 5 ил.

Разработка конкурентоспособной космической техники требует перехода на новые типы аккумуляторов, отвечающих требованиям систем электроснабжения перспективных космических аппаратов.

В наши дни космические аппараты используются для организации систем связи, навигации, телевидения, изучения погодных условий и природных ресурсов Земли, освоения и изучения дальнего космоса.

Одним из главных условий к подобным аппаратам является точная ориентация в космосе и коррекция параметров движения. Это значительно повышает требования к системе электроснабжения аппарата. Проблемы энерговооруженности космических аппаратов, и, в первую очередь, разработки по определению новых источников электроэнергии, имеют первостепенное значение на мировом уровне.

В настоящее время основными источниками электроэнергии для космических аппаратов являются солнечные и аккумуляторные батареи.

Солнечные батареи по своим характеристикам достигли физического предела. Дальнейшее их совершенствование возможно при использовании новых материалов, в частности, арсенида галлия. Это позволит в 2-3 раза увеличить мощность солнечной батареи или уменьшить ее размер.

Среди аккумуляторных батарей для космических аппаратов сегодня широко используются никель-водородные аккумуляторы. Однако энергомассовые характеристики этих аккумуляторов достигли своего максимума (70-80 Вт*ч/кг). Дальнейшее их улучшение очень ограничено и, кроме того, требует больших финансовых затрат.

В связи с этим, в настоящее время на рынке космической техники происходит активное внедрение литий-ионных аккумуляторов (ЛИА).

Характеристики литий-ионных батарей гораздо выше по сравнению с аккумуляторами других типов при аналогичном сроке службы и количестве циклов заряд-разряд. Удельная энергия литий-ионных аккумуляторов может достигать 130 и более Вт*ч/кг, а коэффициент полезного действия по энергии — 95%.

Немаловажным фактом является и то, что ЛИА одного типоразмера способны безопасно работать при их параллельном соединении в группы, таким образом, несложно формировать литий-ионные аккумуляторные батареи различной емкости.

Одним из главных отличий ЛИА от никель-водородных батарей является наличие электронных блоков автоматики, которые контролируют и управляют процессом заряда-разряда. Они также отвечают за нивелирование разбаланса напряжений единичных ЛИА, и обеспечивают сбор и подготовку телеметрической информации об основных параметрах батареи.

Но все же основным преимуществом литий-ионных аккумуляторов считается снижение массы по сравнению с традиционными батареями. По оценкам специалистов, применение литий-ионных аккумуляторов на телекоммуникационных спутниках мощностью 15-20 кВт позволит снизить массу батарей на 300 кг. Учитывая то, что стоимость вывода на орбиту 1 кг полезной массы составляет около 30 тысяч долларов, это позволит значительно снизить финансовые затраты.

Одним из ведущих российских разработчиков подобных аккумуляторных батарей для космических аппаратов является ОАО «Авиационная электроника и коммуникационные системы» (АВЭКС), входящее в КРЭТ . Технологичный процесс изготовления литий-ионных аккумуляторов на предприятии позволяет обеспечить высокую надежность и снижение себестоимости.

ИСТОЧНИКИ ЭЛЕКТРОЭНЕРГИИ КОСМИЧЕСКИХ АППАРАТОВ
проф. Лукьяненко Михаил Васильевич
зав. кафедрой систем автоматического управления Сибирского государственного аэрокосмического университета имени академика М.Ф. Решетнева

Изучение и освоение космического пространства требуют разработки и создания космических аппаратов различного назначения. В настоящее время наибольшее практическое применение получают автоматические непилотируемые космические аппараты для формирования глобальной системы связи, телевидения, навигации и геодезии, передачи информации, изучения погодных условий и природных ресурсов Земли, а также исследования дальнего космоса. Для их создания необходимо обеспечить очень жесткие требования по точности ориентации аппарата в космосе и коррекции параметров орбиты, а это требует повышения энерговооруженности космических аппаратов.
Одной из важнейших бортовых систем любого космического аппарата, которая в первую очередь определяет его тактико-технические характеристики, надежность, срок службы и экономическую эффективность, является система электроснабжения. Поэтому проблемы разработки, исследования и создания систем электроснабжения космических аппаратов имеют первостепенное значение, а их решение позволит выйти по удельно-массовым показателям и сроку активного существования на мировой уровень.
За последнее десятилетие ведущими мировыми фирмами сделан порыв в повышении энерговооруженности космических аппаратов, что позволяет при тех же самых ограничениях по массе аппаратов, накладываемых существующими носителями, непрерывно увеличивать мощность полезной нагрузки. Подобные достижения оказались возможными благодаря усилиям, предпринятым разработчиками всех компонентов бортовых систем электроснабжения, и прежде всего, источников электроэнергии.
Основными источниками электроэнергии для космических аппаратов в настоящее время являются солнечные и аккумуляторные батареи.
Солнечные батареи с кремниевыми монокристаллическими фотоэлектрическими преобразователями по удельно-массовым характеристикам достигли своего физического предела. Дальнейший прогресс в разработке солнечных батарей возможен при использовании фотоэлектрических преобразователей на основе новых материалов, в частности, из арсенида галлия. Трехкаскадные фотоэлектрические преобразователи из арсенида галлия уже применяются на платформе США HS-702, на европейской Spasebus-400 и др., что позволило более чем вдвое увеличить мощность солнечной батареи. Несмотря на более высокую стоимость фотоэлектрических преобразователей из арсенида галлия, их применение позволит в 2-3 раза увеличить мощность солнечной батареи или при той же мощности снизить соответственно площадь солнечной батареи по сравнению с кремневыми фотоэлектрическими преобразователями.
В условиях геостационарной орбиты применение фотоэлектрических преобразователей на основе арсенида галлия позволяет обеспечить удельную мощность солнечной батареи 302 Вт/м2 в начале работы и 230 Вт/м2 в конце срока активного существования (10-15 лет).
Разработка четырехкаскадных фотоэлектрических преобразователей из арсенида галлия с КПД около 40% даст возможность удельную мощность солнечной батареи до 460 Вт/м2 в начале работы и 370 Вт/м2 в конце срока активного существования. В ближайшей перспективе следует ожидать существенного улучшения и удельно-массовых характеристик солнечных батарей.
В настоящее время на космических аппаратах широко используются аккумуляторы на основе никель-водородной электрохимической системы, однако, энергомассовые характеристики этих аккумуляторов достигли своего предела (70-80 Вт?ч/кг). Возможность дальнейшего улучшения удельных характеристик никель-водородных аккумуляторных батарей весьма ограничены и требуют крупных финансовых затрат.
Для создания конкурентоспособной космической техники необходим был переход на новые типы электрохимических источников электроэнергии, пригодных для использования в составе системы электроснабжения перспективных космических аппаратов.
На рынке космической техники в настоящее время происходит активное внедрение литий-ионных аккумуляторов. Это обусловлено тем, что литий-ионные аккумуляторы обладают более высокой удельной энергией по сравнению с никель-водородными аккумуляторами.
Основным преимуществом литий-ионной батареи является снижение массы из-за более высокого соотношения энергия-масса. Соотношение энергия-масса литий-ионных аккумуляторов выше (125 Вт?ч/кг) по сравнению с максимально достигнутым для никель-водородных аккумуляторов (80 Вт?ч/кг).
Основными преимуществами литий-ионных аккумуляторных батарей являются:
- снижение массы батареи из-за более высокого соотношения энергия-масса (снижение массы для батареи составляет ~40%);
- низкое тепловыделение и высокий КПД по энергии (цикла заряд-разряд) с очень маленьким саморазрядом, что обеспечивает наиболее простое управление при запуске, переходной орбите и штатной эксплуатации;
- более технологичный процесс изготовления литий-ионных аккумуляторов по сравнению с никель-водородными аккумуляторами, что позволяет обеспечить хорошую повторяемость характеристик, высокую надежность и снижение себестоимости.
По оценкам специалистов фирмы SAFT (Франция), применение литий-ионных аккумуляторных батарей на телекоммуникационных спутниках мощностью 15-20 кВт, позволит снизить массу батарей на 300 кг (стоимость вывода на орбиту 1 кг полезной массы составляет ~30 000$).
Основные характеристики литий-ионного аккумулятора VES140 (разработан фирмой SAFT): гарантированная емкость 39 А*ч, среднее напряжение 3,6 В, напряжение в конце заряда 4,1 В, энергия 140 Вт?ч, удельная энергия 126 Вт*ч/кг, масса 1,11 кг, высота 250 мм и диаметр 54 мм. Аккумулятор VES140 квалифицирован для космического применения.
В России на сегодняшний день ОАО «Сатурн» (г. Краснодар) разработал и изготовил литий-ионный аккумулятор ЛИГП-120. Основные характеристики аккумулятора ЛИГП-120: номинальная емкость 120 А?ч, среднее напряжение 3,64 В, удельная энергия 160 Вт*ч/кг, масса 2,95 кг, высота 260 мм, ширина 104,6 мм и глубина 44,1 мм. Аккумулятор имеет призматическую форму, что дает существенные преимущества по удельно-объемной энергии батареи по сравнению с аккумуляторами фирмы SAFT. Варьируя геометрическими размерами электрода можно получить аккумулятор различной емкости. Данная конструкция обеспечивает наивысшие удельно-объемные характеристики батареи и позволяет выполнить компоновку аккумуляторной батареи, обеспечив оптимальный тепловой режим.
Современные системы электроснабжения космических аппаратов представляют собой сложный комплекс из источников электроэнергии, преобразующих и распределительных устройств, объеденных в систему автоматического управления и предназначенных для питания бортовых нагрузок. Вторичные источники электропитания представляют собой энергопреобразующий комплекс, состоящий из определенного количества идентичных импульсных преобразователей напряжения работающих на общую нагрузку. В традиционном варианте в качестве импульсных преобразователей напряжения используются классические преобразователи с прямоугольной формой тока и напряжения ключевого элемента и управлением посредством широтно-импульсной модуляции.
Для повышения технико-экономических показателей системы электроснабжения космического аппарата, таких как удельная мощность, КПД, быстродействие, электромагнитная совместимость, нами предложено использовать квазирезонансные преобразователи напряжения. Были проведены исследования режимов работы двух параллельно включенных квазирезонансных преобразователей напряжения последовательного типа с коммутацией электронного ключа при нулевых значениях тока и частотно-импульсным законом управления. По результатам моделирования и исследования характеристик опытных образцов квазирезонансных преобразователей напряжения были подтверждены преимущества этого типа преобразователей.
Полученные результаты позволяют сделать вывод, что предложенные квазирезонансные преобразователи напряжения найдут широкое применение в системах электропитания цифровых и телекоммуникационных систем, контрольно-измерительной аппаратуры, технологического оборудования, систем автоматики и телемеханики, охранных систем и т.д.
Актуальными проблемами являются изучение особенностей функционирования источников электроэнергии космического назначения, разработка их математических моделей и исследование энергетических и динамических режимов.
Для этих целей нами разработано и изготовлено уникальное оборудование для исследования систем электроснабжения космических аппаратов, что позволяет в автоматизированном режиме производить разносторонние испытания бортовых источников электроэнергии (солнечных и аккумуляторных батарей) и систем электроснабжения в целом.
Кроме того, разработаны и изготовлены автоматизированное рабочие место для исследования энерготепловых режимов литий-ионных аккумуляторов и модулей батарей и аппаратный комплекс для исследования энергетических и динамических характеристик солнечных батарей из арсенида галлия.
Важным аспектом работы является также создание и исследование альтернативных источников электроэнергии для космических аппаратов. Нами проведены исследования маховичного накопителя энергии, представляющего собой супермаховик совмещенный с электрической машиной. Маховик, вращающийся в вакууме на магнитных опорах имеет КПД 100%. У двухроторного маховичного накопителя энергии появляется свойство, позволяющее реализовать трехосную угловую ориентацию. При этом силовой гироскоп (гиродин), как самостоятельная отдельная подсистема, может быть исключен, т.е. маховичный накопитель энергии совмещает функции накопителя энергии и силового гироскопа.
Проведены исследования электродинамических тросовых систем как источника электроэнергии космического аппарата. На сегодняшний день разработана математическая модель электродинамической тросовой системы для расчета максимальной мощности; определены зависимости энергетических характеристик от параметров орбиты и длины троса; разработана методика определения параметров тросовой системы, обеспечивающих генерацию заданной мощности; определены параметры орбиты (высота и наклонение), при которых достигается наиболее эффективное использование тросовых систем в режиме генерации энергии; исследованы возможности тросовой системы при работе в режиме тяги.

ЕВРАЗИЙСКИЙ НАЦИОНАЛЬНЫЙ УНИВЕРСИТЕТ

Им. Л.Н. Гумилева

Физико-технический факультет

Кафедра Космическая техника и технологии

ОТЧЕТ

ПО ПРОИЗВОДСТВЕННОЙ

ПРАКТИКЕ

АСТАНА 2016

Введение………………………………………………………………………...........3

1 Общие сведения об энергоснабжении космических аппаратов.……………....4

1.1 Первичные источники электроэнергии ………………………………4

1.2 Автоматика системы энергопитания..............................................….5

2 Солнечные космические энергоустановки …………..…………………..…......6

2.1 Солнечные батареи принцип действия и устройство………….….....6

3 Электрохимические космические энергоустановки…………………………..12

3.1 Химические источники тока………………………………………...13

3.2 Серебряно-цинковые аккумуляторные батареи…………………....15

3.3 Кадмиево-никелевые аккумуляторные батареи……………………16

3.4 Никель-водородные аккумуляторные батареи……………………..17

4 Выбор параметров солнечных батарей и буферных накопителей...………...18

4.1 Расчет параметров буферного накопителя…………………………18

4.2 Расчет параметров солнечных батарей……………………………..20

Заключение………………………………………………………………………….23

Список использованных источников……………………………………………...24

Спецификации...……………………………………………………………………25

ВВЕДЕНИЕ

Одной из важнейших бортовых систем любого космического аппарата, которая в первую очередь определяет его тактико-технические характеристики, надежность, срок службы и экономическую эффективность, является система электроснабжения. Поэтому проблемы разработки, исследования и создания систем электроснабжения космических аппаратов имеют первостепенное значение.

Автоматизация процессов управления полетом любых космических аппаратов (КА) немыслима без электрической энергии. Электрическая энергия используется для приведения в действие всех элементов устройств и оборудования КА (двигательная группа, органов управления, систем связи, приборного комплекса, отопления и т. д.).

В целом, система электроснабжения генерирует энергию, преобразует и регулирует её, запасает её для периодов пикового потребления или работы в тени, а также распределят её по космическому аппарату. Подсистема электроснабжения может также преобразовывать и регулировать напряжение или обеспечивать ряд уровней напряжений. Она часто включает и выключает аппаратуру и, для повышения надёжности, защищает от короткого замыкания и изолирует неисправности. Конструкция подсистемы зависит от космической радиации, которая вызывает деградацию солнечных батарей. Срок службы химической батареи часто ограничивает срок службы космического аппарата.

Актуальными проблемами являются изучение особенностей функционирования источников электроэнергии космического назначения. Изучение и освоение космического пространства требуют разработки и создания космических аппаратов различного назначения. В настоящее время наибольшее практическое применение получают автоматические непилотируемые космические аппараты для формирования глобальной системы связи, телевидения, навигации и геодезии, передачи информации, изучения погодных условий и природных ресурсов Земли, а также исследования дальнего космоса. Для их создания необходимо обеспечить очень жесткие требования по точности ориентации аппарата в космосе и коррекции параметров орбиты, а это требует повышения энерговооруженности космических аппаратов.

Общие сведения об энергоснабжении космических аппаратов.

Геометрию космических аппаратов, конструкцию, массу, срок активного существования во многом определяет система энергоснабжения космических аппаратов. Система энергоснабжения или иначе именуемая как система энергопитания (СЭП ) космических аппаратов - система космического аппарата, обеспечивающая электропитание других систем, является одной из важнейших систем. Выход из строя системы энергоснабжения ведет к отказу всего аппарата.

В состав системы энергопитания обычно входят: первичный и вторичный источник электроэнергии, преобразующие, зарядные устройства и автоматика управления.

1.1 Первичные источники энергии

В качестве первичных источников используются различные генераторы энергии:

Солнечные батареи;

Химические источники тока:

Аккумуляторы;

Гальванические элементы;

Топливные элементы;

Радиоизотопные источники энергии;

Ядерные реакторы.

В состав первичного источника входит не только собственно генератор электроэнергии, но и обслуживающие его системы, например система ориентации солнечных батарей.

Часто источники энергии комбинируют, например, солнечную батарею с химическим аккумулятором.

Топливные элементы

Топливные элементы имеют высокие показатели по массогабаритным характеристикам и удельной мощности по сравнению с парой солнечные батареи и химический аккумулятор, устойчивы к перегрузкам, имеют стабильное напряжение, бесшумны. Однако они требуют запаса топлива, потому применяются на аппаратах со сроком нахождения в космосе от нескольких дней до 1-2 месяцев.

Используются в основном водород-кислородные топливные элементы, так как водород обеспечивает наивысшую калорийность, и, кроме того, образовавшаяся в результате реакции вода может быть использована на пилотируемых космических аппаратах. Для обеспечения нормальной работы топливных элементов необходимо обеспечить отвод образующихся в результате реакции воды и тепла. Ещё одним сдерживающим фактором является относительно высокая стоимость жидкого водорода и кислорода, сложность их хранения.

Радиоизотопные источники энергии

Радиоизотопные источники энергии используют в основном в следующих случаях:

Высокая длительность полёта;

Миссии во внешние области Солнечной системы, где поток солнечного излучения мал;

Разведывательные спутники с радаром бокового обзора из-за низких орбит не могут использовать солнечные батареи, но испытывают высокую потребность в энергии.

1.2 Автоматика системы энергопитания

В нее входят устройства управления работой энергоустановки, а также контроля ее параметров. Типичными задачами являются: поддержание в заданных диапазонах параметров системы: напряжения, температуры, давления, переключения режимов работы, например, переход на резервный источник питания; распознавание отказов, аварийная защита источников питания в частности по току; выдача информации о состоянии системы для телеметрии и на пульт космонавтов. В некоторых случаях возможен переход с автоматического на ручное управление либо с пульта космонавтов, либо по командам из наземного центра управления.

Похожая информация.