• Заобикаляне на ограниченията на TeamViewer
• Генератор на случайни пароли Генератор на телефонни пароли с парола
• Как да направите блокове в ред с помощта на css?
• Инсталиране на Joomla на вашия локален компютър
• Какви интересни неща можете да намерите в интернет?
• Преглед на Sony Ericsson Xperia Neo: отговаря на очакванията
• Смартфон Samsung GT I8160 Galaxy Ace II: прегледи и спецификации
• Аналог на Bla Bla Car в Русия: какви алтернативи има услугата, каква е разликата?
• NewPipe е безплатен аналог на YouTube с опция за изтегляне на музика и видеоклипове на Android
• Как да проверите скоростта на хостване и зареждане на страници на уеб ресурс Два начина да стигнете до дъното на истината

Изобретението се отнася до областта на космическата енергетика, по-специално до бордови системи за захранване на космически кораби (КА). Съгласно изобретението системата за захранване на космически кораб се състои от слънчева батерия, стабилизатор на напрежение, акумулаторна батерия, регулатор на екстремна мощност, при което стабилизаторът на напрежението на слънчевата батерия и устройството за разреждане на батерията са направени в под формата на мостови инвертори с общ трансформатор, докато входът на зарядното устройство е свързан към изходната намотка на трансформатора, устройствата за захранване на товара със собствени номинални стойности на изходното напрежение AC или DC са свързани към другите изходни намотки на трансформатора и една на устройствата за захранване на товара е свързан към стабилизатора на слънчевата батерия и устройството за разреждане на батерията. Техническият резултат е разширяване на възможностите на системата за захранване на космическия кораб, подобряване на качеството на изходното напрежение, намаляване на разходите за разработка и производство и намаляване на времето за разработка на системата. 1 болен.

Чертежи за RF патент 2396666

Настоящото изобретение се отнася до областта на космическата енергетика, по-специално до бордови електрозахранващи системи (EPS) на космически кораби (SC).

Широко известни са системите за захранване на космически кораби, състоящи се от слънчева батерия, акумулаторна батерия, както и набор от електронно оборудване, което осигурява съвместната работа на тези източници за натоварване на космическия кораб, преобразуване на напрежение и стабилизация.

Тактико-технически характеристики на SEP, а за космическата техника най-важната от тях е специфичната мощност, т.е. съотношението на мощността, генерирана от захранващата система към нейната маса (Pud=Psep/Msep) зависи преди всичко от специфичните масови характеристики на използваните източници на ток, но и до голяма степен от възприетата структурна схема на PDS, формирана от комплекса електронно оборудване на PDS, което определя режимите на експлоатация на източниците и ефективността на използване на техния потенциал.

Известни са системи за захранване на космически кораби със структурни схеми, които осигуряват: стабилизиране на постоянно напрежение върху товара (с точност 0,5-1,0% от номиналната стойност), стабилизиране на напрежението на слънчевата батерия, което осигурява отстраняване на мощността от нея близо до оптималната характеристика на напрежението на работната точка (волт-амперни характеристики), а също така прилага оптимални алгоритми за управление на режимите на работа на акумулаторни батерии, което позволява да се осигурят възможно най-високите капацитивни параметри по време на дългосрочно циклиране на батериите в орбита. Като пример за такива системи за електрозахранване представяме проекта на система за електрозахранване на геостационарен комуникационен космически кораб в статията ЗАХРАНВАНЕ ЗА ТЕЛЕКОМУНИКАЦИОНЕН СЪПУТНИК. L.Croci, P.Galantini, C.Marana (Доклади от Европейската конференция за космическа енергия, проведена в Грац, Австрия, 23-27 август 1993 г. (ESA WPP-054, август 1993 г.). Предложен PDS с мощност от 5 kW, с напрежение 42 V. Ефективността на използване на мощността на слънчевата батерия е 97%, ефективността на използване на капацитета на батерията е 80% (в края на 15-годишния експлоатационен живот на космическия кораб).

Структурната схема на PDS предвижда разделянето на слънчевата батерия на 16 секции, всяка от които се регулира от собствен стабилизатор на шунтово напрежение, а изходите на секциите са свързани чрез разделителни диоди към обща стабилизирана шина, която поддържа 42 V ± 1%. Шунтовите стабилизатори поддържат напрежение от 42 V на секциите на слънчевата батерия, а дизайнът на слънчевата батерия се извършва така, че в края на 15 години оптималната работна точка на характеристиката ток-напрежение да съответства на това напрежение.

По-голямата част от чуждестранните системи за захранване и редица вътрешни космически кораби, като например HS-702, A-2100 (САЩ), Spacebus-3000, 4000 (Западна Европа), Sesat, "Express-AM", "Ямал" (Русия) и др.

В статията „Инструментален комплекс за захранване с екстремна мощност на слънчевите батерии” авторите V.S. Nesterishin, V.O структурна диаграма на система за пренос на енергия с екстремен регулатор на мощността на слънчевата батерия, показва ефекта от такова регулиране върху геостационарния комуникационен спътник "Експрес-А", който според резултатите от измерванията на полета възлиза на до 5% увеличение в изходната мощност на батерията. Според схемата с екстремен регулатор на слънчевата батерия са направени системите за захранване на много домашни космически кораби, като геостационарните космически кораби „Галс“, „Експрес“, високоорбитален „Глонасс-М“, нискоорбитален „Гонец“ и т.н.

Въпреки постигнатите високи тактико-технически характеристики на SEP на съвременните космически кораби, те имат общ недостатък - не са универсални, което ограничава обхвата на тяхното използване.

Известно е, че за захранване на различно оборудване на конкретен космически кораб са необходими няколко номинални стойности на захранващото напрежение от единици до десетки и стотици волта, докато в реализираната PDS се формира единична DC захранваща шина с една номинална стойност, напр. , 27 V, или 40 V, или 70 B, или 100 B.

При преминаване от едно захранващо напрежение на оборудването към друго е необходимо да се разработи нова система за захранване с радикална преработка на източниците на ток - слънчеви и акумулаторни батерии - и със съответните времеви и финансови разходи.

Този недостатък особено засяга създаването на нови модификации на космически кораби, базирани на базовата версия, което е основното направление в съвременното инженерство на космически кораби.

Друг недостатък на системите е ниската шумоустойчивост на потребителите на електроенергия на борда на космическия кораб. Това се обяснява с наличието на галванична връзка между захранващите шини на оборудването и източниците на ток. Затова при внезапни колебания на товара, например при включване или изключване на отделни консуматори, възникват колебания на напрежението по общата изходна шина на захранващата система, т.нар. преходни процеси, причинени от пренапрежения на вътрешното съпротивление на източници на ток.

Предложена е система за захранване с нова структурна схема, която елиминира посочените по-горе недостатъци на известните системи за захранване на космически кораби.

Най-близкото техническо решение до предложеното е автономната система за захранване на космическия кораб съгласно патент на РФ 2297706, избрана за прототип.

Прототипът има същите недостатъци като аналозите, разгледани по-горе.

Целта на предложеното изобретение е да разшири възможностите на системата за захранване на космически кораб, да подобри качеството на изходното напрежение, да намали разходите за разработка и производство и да намали времето за разработка на системата.

Същността на заявеното изобретение е илюстрирана от чертежа.

Системата за захранване се състои от слънчева батерия 1, батерия 2, стабилизатор на напрежението на слънчевата батерия 3, устройство за разреждане на батерията 4, зарядно устройство за батерия 5, екстремен регулатор на мощността на слънчевата батерия 6, свързан чрез своите входове към устройства за разреждане 4 и зарядно устройство 5, и към датчик за ток на слънчевата батерия 7, а изходът е със стабилизатор на напрежението на слънчевата батерия 3.

Стабилизатор 3 и изпускателно устройство 4 са направени под формата на мостови инвертори. Описанията на такива мостови инвертори са дадени например в статиите: „Високочестотни преобразуватели на напрежение с резонансно превключване“, автор А.В. „Захранване“, M., 1993), The Series Connected Buck Boost Regulator For High Efficiency DC Voltage Регулиране, автор Arthur G. Birchenough (NASA Technical Memorandum 2003-212514, NASA Lewis Research Center, Cleveland, ON), както и в статията БЛОКОВА СХЕМА И РЕШЕНИЯ НА КОМПЛЕКСИТЕ ЗА АВТОМАТИЗАЦИЯ И СТАБИЛИЗАЦИЯ НА СЕП НА НЕЗАПЕЧАТЕН ГЕОСТАЦИОНАРЕН КА С ГАЛВАНОВА ИЗОЛАЦИЯ НА БОРДОВО ОБОРУДВАНЕ ОТ СЛЪНЧЕВИ И БАТЕРИЙНИ БАТЕРИИ автори Поляков С.А., Чернишев А.И., Елман В.О., Яшов В. S., вижте „Електронни и електромеханични системи и устройства: сб. научни трудове на НПК "Полюс". - Томск: MGP “RASKO” в издателство “Радио и комуникации”, 2001, 568 с.

Изходните намотки 9, 10 на стабилизатора и разрядното устройство са свързани съответно към общ трансформатор 8 като негови първични намотки. Слънчевата батерия 1 е свързана към стабилизатора 3 чрез плюс и минус шини, а споменатият датчик за ток 7 е монтиран в една от шините. Батерията 2 е свързана към разрядното устройство чрез плюс и минус шини. Зарядното устройство 5 е свързано чрез своя вход към вторичната намотка 11 на трансформатора 8, а чрез своя изход към положителните и отрицателните шини на батерията 2.

Захранващи устройства 13 на товари 14 с техните номинални AC изходни напрежения са свързани към вторичните намотки 12 на трансформатор 8, а захранващи устройства 16 на товари 17 на DC са свързани към вторичните намотки 15 на трансформатор 8 с техните номинални напрежения, едно от захранващи устройства 18 на товари 19 от постоянен или променлив ток, свързани към вторичната намотка 20 на трансформатора 8, се избират като основни и се използват за стабилизиране на напрежението върху вторичната намотка 20 на трансформатора 8. За тази цел , устройството 18 е свързано чрез връзки за обратна връзка към стабилизатора 3 и разрядното устройство 4.

Образуването на променливо напрежение върху изходната намотка 9 на стабилизатора 3 се осигурява от неговата управляваща верига 21, която по определен закон отваря транзисторите 22, 23 и 24, 25 съответно по двойки.

По подобен начин се генерира променливо напрежение върху изходната намотка на 10-битовото устройство 4 от неговата управляваща верига от 26 транзистора 27, 28 и 29, 30, съответно.

Регулаторът на екстремната мощност 6, като взема предвид показанията на датчика за ток 7 и напрежението на слънчевата батерия 1, произвежда коригиращ сигнал за промяна на закона за отваряне на транзисторите на стабилизатора 3, така че да се установи напрежение на слънчевата батерия батерия, равна на оптималното напрежение на ток-напрежението (I-V характеристика) на слънчевата батерия.

Електрозахранващата система работи в следните основни режими.

1. Захранване на товари от слънчева батерия.

Когато мощността на слънчевата батерия надвиши общата мощност, консумирана от товарите, стабилизаторът на моста 3, използвайки обратната връзка на устройството 18 и стабилизатора 3, на вторичната намотка 20 на трансформатора 8 поддържа стабилно напрежение на ниво, което осигурява необходимата стабилност на напрежението върху товара 19. В същото време вторичните намотки 11, 12, 15 на трансформатора също поддържат стабилно променливо напрежение, като се вземат предвид коефициентите на трансформация на намотките. Батерия 2 е напълно заредена. Зарядно устройство 5 и разряд 4 са изключени, екстремният регулатор 6 е изключен.

2. Заредете батерията.

Когато стане необходимо да се зареди батерията, зарядното устройство 5 генерира сигнал за включване на зареждането и го осигурява чрез преобразуване на променлив ток от вторичната намотка 11 на трансформатора 8 в постоянен ток за зареждане на батерията. Сигналът за включване на зарядното устройство 5 също се изпраща към входа на екстремния регулатор 6, който включва стабилизатора 3 в режим на екстремен контрол на мощността на слънчевата батерия. Големината на тока на зареждане на батерията се определя от разликата между мощността на слънчевата батерия в оптималната работна точка на нейните токово-напреженови характеристики и общата мощност на товарите. Устройството за разреждане е деактивирано.

3. Захранване на товара от батерията.

Този режим се формира, когато космически кораб навлезе в сянката на Земята или Луната, при възможни аномални ситуации със загуба на ориентация на слънчевите панели или когато космическият кораб бъде изстрелян в орбита, когато слънчевите панели са сгънати. Изходът на слънчевия панел е нула и товарът се захранва чрез разреждане на батерията. В този режим стабилизирането на напрежението на вторичната намотка 20 на трансформатора 8 се осигурява от разрядно устройство, подобно на първия режим, като се използва обратна връзка от устройството 18 към разрядното устройство 3, екстремният регулатор 6, зарядното устройство 5 са ​​деактивирани.

4. Товарът се захранва съвместно от слънчева батерия и батерия.

Режимът се формира при недостатъчна мощност на слънчевата батерия за захранване на всички свързани консуматори, например при включване на пикови натоварвания, по време на маневри на космически кораби за корекция на орбитата, при влизане и излизане на космически кораби от сенчести зони на орбитата и др.

В този режим стабилизаторът 3 от екстремния регулатор 6, следвайки сигнал от разрядното устройство 4, се включва в режим на екстремен контрол на мощността на слънчевата батерия 1 и мощността, която липсва за захранване на товарите, се добавя чрез разреждане на батерия 2. Стабилизирането на напрежението на вторичната намотка 20 на трансформатора 8 се осигурява от разрядното устройство 4, използвайки обратна връзка от устройство 18 към битово устройство 4.

Системата за захранване работи напълно автоматично.

Предложената система за захранване на космическия кораб има следните предимства пред известните системи:

осигурява на изхода стабилни стойности на постоянно или променливо напрежение, необходими за захранване на различни товари на космически кораби, което разширява възможностите за приложение на космически кораби от различни класове или при надграждане на съществуващи устройства;

по-високо качество на захранващото напрежение към товарите поради намалени смущения, т.к захранващите шини на товара са галванично (чрез трансформатор) изолирани от шините на източника на ток;

осигурява се висока степен на унификация на системата и възможност за нейното адаптиране към променящите се условия на използване на различни видове космически кораби или техни модификации с минимални модификации по отношение на устройствата за захранване на товара, без да се засягат основните компоненти на системата (слънчеви и акумулаторни батерии, стабилизатор, зарядно устройство и устройства за разреждане),

осигурява възможност за независимо проектиране и оптимизиране на източници на ток по напрежение, избор на стандартни размери на батерии, единични слънчеви батерийни генератори и др.;

Времето и разходите за разработване и производство на захранваща система са намалени.

В момента в АД "ИСС" на името на. М. Ф. Решетнев”, съвместно с редица сродни предприятия, разработва предложената система за захранване и е в ход производството на отделни лабораторни компоненти на устройството. Първите проби от мостовия инвертор постигнаха ефективност от 95-96,5%.

От известните на заявителя патентно-информационни материали не е открита съвкупност от характеристики, подобни на съвкупността от характеристики на заявения обект.

ИСК

Системата за захранване на космическия кораб, състояща се от слънчева батерия, свързана чрез своите положителни и отрицателни шини към стабилизатор на напрежението, акумулаторна батерия, свързана чрез нейните плюс и минус шини към входа и изхода на зарядното устройство, екстремен регулатор на мощността на слънчевата батерия свързан чрез своите входове към датчик за ток, монтиран в една от шините между слънчевата батерия и стабилизатора на напрежението, разрядните и зарядните устройства на батерията, а изходът - със стабилизатора на напрежението на слънчевата батерия, характеризиращ се с това, че напрежението стабилизаторът на слънчевата батерия и разрядното устройство на батерията са направени под формата на мостови инвертори с общ трансформатор, в този случай входът на зарядното устройство е свързан към изходната намотка на трансформатора и захранващите устройства зареждат с техните собствените стойности на изходното напрежение AC или DC са свързани към другите изходни намотки на трансформатора и едно от устройствата за захранване на товара е свързано към стабилизатора на слънчевата батерия и устройството за разреждане на батерията.

Авторско право на илюстрация SPL

Космическите мисии с продължителност няколко десетилетия - или дори повече - ще изискват ново поколение източници на енергия. Колумнистът реши да разбере какви опции имат дизайнерите.

Енергийната система е жизненоважен компонент на космически кораб. Тези системи трябва да бъдат изключително надеждни и проектирани да работят при тежки условия.

Съвременните сложни устройства изискват все повече и повече енергия - какво е бъдещето на техните източници на енергия?

Средностатистическият модерен смартфон едва издържа един ден с едно зареждане. А сондата "Вояджър", изстреляна преди 38 години, все още предава сигнали към Земята, след като вече е напуснала Слънчевата система.

Компютрите на Voyager са в състояние да извършват 81 хиляди операции в секунда - но процесорът на смартфона работи седем хиляди пъти по-бързо.

• Други статии на уебсайта на BBC Future на руски

При проектирането на телефон, разбира се, се предполага, че той ще се презарежда редовно и е малко вероятно да е на няколко милиона километра от най-близкия контакт.

Няма да е възможно да се зареди батерията на космически кораб, който според плана трябва да се намира на сто милиона километра от източника на ток - той трябва да може или да носи на борда си батерии с достатъчен капацитет, за да работи десетилетия , или да генерира електричество самостоятелно.

Оказва се, че решаването на такъв проектен проблем е доста трудно.

Някои бордови устройства се нуждаят от електричество само от време на време, но други трябва да работят през цялото време.

Приемниците и предавателите трябва винаги да са включени, а в пилотиран полет или на пилотирана космическа станция също и системите за поддържане на живота и осветление.

Авторско право на илюстрацияНАСАНадпис на изображението Двигателите на Voyager не са от най-модерните, но успешно служат 38 години

Д-р Рао Сурампуди оглавява програмата за енергийни технологии в лабораторията за реактивни двигатели към Калифорнийския технологичен институт в САЩ. Повече от 30 години той разработва системи за захранване на различни превозни средства на НАСА.

Енергийната система обикновено представлява около 30% от общата маса на космически кораб, каза той. Той решава три основни проблема:

• производство на електроенергия

• съхранение на електроенергия

• разпределение на мощността

Всички тези части на системата са жизненоважни за работата на устройството. Те трябва да тежат малко, да са издръжливи и да имат висока „енергийна плътност“ - тоест да произвеждат много енергия от сравнително малък обем.

Освен това те трябва да са надеждни, тъй като изпращането на човек в космоса за отстраняване на повреди е много непрактично.

Системата трябва не само да генерира достатъчно енергия за всички нужди, но и да го прави по време на целия полет - който може да продължи десетилетия, а в бъдеще може би и векове.

„Проектираният живот трябва да е дълъг – ако нещо се счупи, няма да има кой да го поправи“, казва Сурампуди. система, отнема от 20 до 30 години."

Авторско право на илюстрацияНАСАНадпис на изображението Мисията на НАСА за отклоняване на астероиди ще използва нов тип слънчева енергия, която е по-ефективна и издръжлива от своите предшественици

Енергийните системи на космическия кораб са подложени на много специфични условия - те трябва да останат работещи при липса на гравитация, във вакуум, под въздействието на много интензивна радиация (която би унищожила повечето конвенционални електронни устройства) и екстремни температури.

"Ако кацнете на Венера, температурата навън ще бъде 460 градуса", казва специалистът, "А когато кацнете на Юпитер, температурата ще бъде минус 150".

Превозните средства, които се насочват към центъра на слънчевата система, нямат недостиг на енергия, събрана от техните фотоволтаични панели.

Тези панели може да изглеждат малко по-различно от слънчевите панели, монтирани на покривите на жилищни сгради, но работят с много по-висока ефективност.

В близост до слънцето е много горещо и фотоволтаичните панели могат да прегреят. За да се избегне това, панелите са обърнати настрани от Слънцето.

В планетарна орбита фотоволтаичните панели са по-малко ефективни: те произвеждат по-малко енергия, тъй като от време на време са изолирани от Слънцето от самата планета. В такива ситуации е необходима надеждна система за съхранение на енергия.

Атомен разтвор

Такава система може да бъде изградена на базата на никел-водородни батерии, които могат да издържат повече от 50 хиляди цикъла на зареждане и да работят повече от 15 години.

За разлика от обикновените батерии, които не работят в космоса, тези батерии са запечатани и могат да функционират нормално във вакуум.

С отдалечаване от Слънцето нивото на слънчевата радиация естествено намалява: за Земята е 1374 вата на квадратен метър, за Юпитер - 50, а за Плутон - само един ват на квадратен метър.

Следователно, ако устройството лети извън орбитата на Юпитер, то използва атомни енергийни системи.

Най-често срещаният от тях е радиоизотопният термоелектрически генератор (RTG), използван в сондите Voyager, Cassini и Curiosity.

Авторско право на илюстрацияНАСАНадпис на изображението Подобрен радиоизотопен генератор на Стърлинг се разглежда като възможен източник на енергия за дългосрочни мисии.

Тези захранвания нямат движещи се части. Те произвеждат енергия от разпадането на радиоактивни изотопи като плутоний. Техният експлоатационен живот надхвърля 30 години.

Ако RTG не могат да се използват (например, ако е необходим екран, който е твърде масивен за полет, за да предпази екипажа от радиация), а фотоволтаичните панели не са подходящи, защото разстоянието от Слънцето е твърде голямо, тогава могат да се използват горивни клетки .

Водородно-кислородните горивни клетки са използвани в американските космически програми Джемини и Аполо. Такива клетки не могат да се презареждат, но освобождават много енергия, а страничният продукт от този процес е вода, която след това екипажът може да изпие.

НАСА и Лабораторията за реактивни двигатели работят за създаването на по-мощни, енергоемки и компактни системи с дълъг експлоатационен живот.

Но новите космически кораби се нуждаят от все повече и повече енергия: бордовите им системи постоянно се усложняват и консумират много електроенергия.

За дълги полети може да се използва атомно-електрическо задвижване

Това е особено вярно за кораби, които използват електрическо задвижване - например йонно задвижване, използвано за първи път на сондата Deep Space 1 през 1998 г. и оттогава широко разпространено.

Електрическите двигатели обикновено работят чрез електрически освобождаване на гориво при висока скорост, но има и такива, които ускоряват превозното средство чрез електродинамично взаимодействие с магнитните полета на планетите.

Повечето земни енергийни системи не са в състояние да работят в космоса. Поради това всяка нова схема преминава серия от сериозни тестове, преди да бъде инсталирана на космически кораб.

Лабораториите на НАСА пресъздават суровите условия, в които ще трябва да функционира новото устройство: то е облъчено с радиация и е подложено на екстремни температурни промени.

Към нови граници

Възможно е бъдещите полети да използват подобрени радиоизотопни генератори на Стърлинг. Те работят на подобен принцип като RTG, но са много по-ефективни.

В допълнение, те могат да бъдат направени много малки по размер - въпреки че това допълнително усложнява дизайна.

Създават се и нови батерии за планирания полет на НАСА до Европа, една от луните на Юпитер. Те ще могат да работят при температури от -80 до -100 градуса.

А новите литиево-йонни батерии, върху които дизайнерите работят в момента, ще имат два пъти по-голям капацитет от сегашните. С тяхна помощ астронавтите ще могат например да прекарват два пъти повече време на лунната повърхност, преди да се върнат на кораба, за да презаредят.

Авторско право на илюстрация SPLНадпис на изображението За да се осигури енергия за такива селища, най-вероятно ще са необходими нови видове гориво.

Проектират се и нови слънчеви панели, които биха могли ефективно да събират енергия в условия на слаба светлина и ниски температури - това ще позволи на устройствата на фотоволтаични панели да летят по-далеч от Слънцето.

На определен етап НАСА възнамерява да създаде постоянна база на Марс - а може би и на по-отдалечени планети.

Енергийните системи на такива селища трябва да бъдат много по-мощни от тези, използвани в момента в космоса, и проектирани за много по-продължителна работа.

На Луната има много хелий-3 - този изотоп е рядък на Земята и е идеално гориво за термоядрени електроцентрали. Все още обаче не е възможно да се постигне достатъчна стабилност на термоядрения синтез, за ​​да се използва този източник на енергия в космически кораби.

Освен това съществуващите днес термоядрени реактори заемат пространството на самолетен хангар и в този си вид е невъзможно да се използват за космически полети.

Възможно ли е да се използват конвенционални ядрени реактори - особено в превозни средства с електрическо задвижване и в планирани мисии до Луната и Марс?

В този случай колонията няма да трябва да поддържа отделен източник на електроенергия - реакторът на кораба може да играе своята роля.

За дълги полети може да се използва атомно-електрическо задвижване.

„Мисията за отклоняване на астероиди изисква големи слънчеви панели, за да осигурят достатъчно електрическа енергия за маневриране около астероида“, казва Сурампуди. „В момента разглеждаме слънчево-електрическо задвижване, но ядрено-електрическо задвижване би било по-евтино.“

Малко вероятно е обаче скоро да видим космически кораби с ядрен двигател.

„Тази технология все още не е достатъчно зряла, трябва да сме абсолютно сигурни в нейната безопасност, преди да изстреляме подобно устройство в космоса“, обяснява специалистът.

Необходими са по-нататъшни строги тестове, за да се гарантира, че реакторът може да издържи на тежките условия на космически полет.

Всички тези усъвършенствани енергийни системи ще позволят на космическите кораби да работят по-дълго и да летят на по-големи разстояния - но те все още са в ранен етап на развитие.

След като тестовете приключат успешно, подобни системи ще станат задължителен компонент на полетите до Марс – и не само.

• Можете да го прочетете на уебсайта.

Въведение

захранване с енергия слънчева батерия пространство

В момента един от приоритетите за стратегическо развитие на научно-техническия потенциал на републиката е създаването на космическа индустрия. За тази цел през 2007 г. в Казахстан е създадена Националната космическа агенция (Казкосмос), чиято дейност е насочена основно към разработването и внедряването на целеви космически технологии и развитието на космическата наука в интерес на социално-икономическото развитие на страната. .

Научните космически изследвания в Казкосмос се извършват главно в Националния център за космически изследвания и технологии АД (NTSKIT АД), който включва четири изследователски института: Астрофизичен институт на името на. В.Г. Фесенкова, Институт по йоносфера, Институт за космически изследвания, Институт по космическа техника и технологии. АО "НТСКИТ" разполага с голяма експериментална база: парк от модерно измервателно оборудване, тестови площадки, обсерватории, научни центрове за провеждане на фундаментални и приложни научни изследвания в областта на космическите дейности съгласно утвърдени приоритети.

Акционерно дружество "Национален център за космически изследвания и технологии" АД "НЦКИТ" е организирано чрез реорганизация на Републиканско държавно предприятие с право на стопанско управление "Център за астрофизични изследвания" и неговите дъщерни дружества въз основа на Постановление на правителството на Република Казахстан № 38 от 22 януари 2008 г.

Основният предмет на дейност на акционерното дружество е осъществяване на научноизследователска, развойна, производствена и стопанска дейност в областта на космическите изследвания и технологии.

Една от най-важните бордови системи на всеки космически кораб, която определя преди всичко неговите експлоатационни характеристики, надеждност, експлоатационен живот и икономическа ефективност, е системата за захранване. Ето защо проблемите на разработването, изследването и създаването на системи за захранване на космически кораби са от първостепенно значение.

Автоматизирането на процесите на управление на полета на всеки космически кораб (КА) е немислимо без електрическа енергия. Електрическата енергия се използва за задвижване на всички елементи на устройствата и оборудването на космическия кораб (задвижваща група, управление, комуникационни системи, измервателна апаратура, отопление и др.).

Като цяло системата за захранване генерира енергия, преобразува я и я регулира, съхранява я за периоди на пиково търсене или работа в сянка и я разпределя в космическия кораб. Подсистемата за захранване може също да преобразува и регулира напрежението или да предоставя диапазон от нива на напрежение. Той включва и изключва оборудването често и, за да подобри надеждността, предпазва от късо съединение и изолира повреди. Дизайнът на подсистемата е повлиян от космическата радиация, която причинява деградация на слънчевите панели. Животът на химическата батерия често ограничава живота на космически кораб.

Актуални проблеми са изследването на функционалните характеристики на космическите източници на енергия. Проучването и изследването на космическото пространство изисква разработването и създаването на космически кораби за различни цели. В момента автоматичните безпилотни космически кораби са най-широко използвани за формиране на глобална система за комуникация, телевизия, навигация и геодезия, пренос на информация, изучаване на метеорологичните условия и природните ресурси на Земята, както и изследване на дълбокия космос. За създаването им е необходимо да се осигурят много строги изисквания за точността на ориентацията на апарата в космоса и корекцията на орбиталните параметри, а това изисква увеличаване на захранването на космическите кораби.

1. Обща информация за АД "NCIT"

Провеждане на изследователска и развойна дейност за създаване на хардуер и софтуер за системи за диференциална корекция и потребителско навигационно оборудване.

Обектно-ориентирано моделиране и разработка на софтуер и хардуер за широкомащабна система за 3D моделиране, използваща сателитни навигационни технологии и лазерно определяне на разстояние.

Разработване на инженерни модели на комплекс от научна апаратура за извършване на бордови измервания и натрупване на целева научна информация и софтуер за тяхната работа.

Създаване на научно, методологично и програмно осигуряване за решаване на проблемите на комплексния анализ и прогнозиране на развитието на космическите технологии в Република Казахстан.

Създаване на програмно-математическа поддръжка и симулационни модели на космически апарати и подсистеми.

Разработване на експериментални образци на устройства, оборудване, компоненти и подсистеми на микросателити.

Създаване на научна и методическа подкрепа и нормативна и техническа база за решаване на проблемите на техническото регулиране.

Регулиране на изискванията за разработване, проектиране, създаване, експлоатация на космическа техника, осигуряване на нейната безопасност, оценка и потвърждаване на съответствието.

Съгласно Постановление на правителството № 38 от 22 януари 2008 г. „За реорганизацията на Републиканското държавно предприятие „Център за астрофизични изследвания“ на Националната космическа агенция на Република Казахстан и неговите дъщерни държавни предприятия“, RSE „Център за астрофизични изследвания“ изследвания” и неговите дъщерни дружества „Институт на йоносферата”, „Астрофизичен институт им. В.Г. Фесенков“, „Институт за космически изследвания“ се реорганизират чрез сливане и преобразуване в акционерно дружество „Национален център за космически изследвания и технологии“ със 100% държавно участие в уставния капитал.

Удостоверение за държавна регистрация на JSC "NTSKIT" - № 93168-1910-AO, идентификационен № 080740009161, от 16 юли 2008 г., регистрирано в Министерството на правосъдието на Алмати на Министерството на правосъдието на Република Казахстан

.2 Общи характеристики на организацията

Акционерно дружество "Национален център за космически изследвания и технологии" е регистрирано на 16 юли 2008 г.

В периода от 2004 г. до 15 юли 2008 г. АО НЦКИТ е юридически Републиканско държавно предприятие „Център за астрофизични изследвания“ (с право на икономическо управление), което е създадено в съответствие с Указ на правителството на Република Казахстан от 5 март 2004 г. № 280 „Издава някои републикански държавни предприятия на Министерството на образованието и науката на Република Казахстан.“ RSE е създадена на базата на реорганизация и сливане на републиканските държавни държавни предприятия „Институт за космически изследвания“, „Институт на йоносферата“ и „Астрофизичен институт на името на V.G. Фесенков“, които получиха правен статут на дъщерни дружества на държавни предприятия.

С постановление на правителството на Република Казахстан от 29 май 2007 г. № 438 „Въпроси на Националната космическа агенция“ RSE „Център за астрофизични изследвания“ (с право на икономическо управление) беше прехвърлен в юрисдикцията на Национална космическа агенция на Република Казахстан.

Институтът за космически изследвания на Академията на науките на Казахската ССР е организиран в съответствие с Постановление на Кабинета на министрите на Казахската ССР № 470 от 12 август 1991 г. Основател и първи директор на института е лауреат на Държавната награда на СССР, носител на орден Ленин, Червено знаме на труда, "Парасат", академик на Националната академия на науките на Република Казахстан Султангазин Умирзак Махмутович (1936 - 2005). През януари 2011 г. институтът е кръстен на академик U.M. Султангазина.

Предметът на дейност на института беше провеждане на фундаментални и приложни изследвания в рамките на държавни, отраслови, международни програми и проекти, както и извършване на работа по грантове от местни и чуждестранни фондове в областта на дистанционното изследване на Земята (ДЗЗ), космическия мониторинг , моделиране на географска информация и наука за космически материали.

Институтът за космически изследвания, като организация-майка, координира изследванията на институтите на Националната академия на науките на Република Казахстан и други ведомствени организации в разработването и изпълнението на четирите казахстански програми за научни изследвания и експерименти на борда на Мир. орбитален комплекс с участието на космонавта Т.О. (1991) и с участието на космонавта Т.А. - (1994, 1998), на борда на Международната космическа станция - с участието на космонавта Т.А (2001).

Институт за космически изследвания на името на академик U.M. Султангазина беше част от АО НЦКИТ като отделно юридическо лице в статут на дъщерно дружество с ограничена отговорност.

От 2014гИнститутът и административният апарат на АД "NCIT" бяха обединени в една структура, запазвайки състава на персонала и областите на изследване.

1.3 Видове дейности на АД "NCIT"

Координиране, подпомагане и осъществяване на изследователска дейност. Фундаментални и приложни космически изследвания

Формиране на основни направления и планове за научни изследвания, представяне на завършени научни изследвания в Националната космическа агенция на Република Казахстан;

Представяне на Националната космическа агенция на Република Казахстан на заключения и препоръки въз основа на годишни доклади на научни организации за научна и научно-техническа дейност;

Поддържане и осъществяване на опитно-конструкторска и производствено-стопанска дейност

Създаване на географски информационни системи, базирани на методи за аерокосмическо изследване;

Приемане, обработка, разпространение, еквивалентен обмен и продажба на данни от дистанционно наблюдение на Земята от космоса;

Разработване и експлоатация на космически средства с различно предназначение, системи за космическа комуникация, навигация и дистанционно наблюдение;

Предоставяне на инженерингови и консултантски услуги

Провеждане на маркетингови проучвания

Осъществяване на иновативни дейности

Информиране за дейността на Националната космическа агенция - Република Казахстан и популяризиране на научните постижения

Пропаганда на постиженията на науката и космическите технологии, организация. Провеждане на международни и републикански конгреси, сесии, конференции, семинари, срещи, изложения; публикуване на научни списания, трудове и информация за дейността на Националната космическа агенция на Република Казахстан

Подготовка на висококвалифицирани научни кадри. Защита на интелектуалната собственост

Разработване на нормативна и правна документация

Състав на персонала

Общо - 450 квалифицирани специалисти и учени.

Сред тях са 27 доктори на науките, 73 кандидати на науките, 2 академици, 2 член-кореспонденти и 3 доктори.

Централна структура

Отдел за дистанционно наблюдение на Земята

Основни области на изследване:

Разработване на технологии за получаване, архивиране, обработка и изобразяване на данни от дистанционни изследвания. Провеждане на фундаментални и приложни научни изследвания в областта на изследване на спектралните характеристики на обекти на земната повърхност, космически мониторинг на земеделски земи и околната среда, извънредни ситуации (наводнения, пожари), тематична интерпретация на сателитни данни от различни спектрални, пространствени и времеви разделителни способности въз основа на анализ на дългосрочни серии от данни. Дистанционно наблюдение и състоянието на земната повърхност.

Провеждане на подсателитни изследвания. Създаване на секторни и регионални ситуационни центрове за космически мониторинг на извънредни ситуации.

Катедра Географско информационно моделиране

Разработване на числени модели на преноса на късовълнова и топлинна радиация в атмосферата за корекция на сателитни изображения и изчисления на физическите параметри на атмосферата въз основа на сателитна информация.

Създаване на географски информационни модели на „анализ на риска“ за определяне на степента на влияние на природни и техногенни фактори върху развитието на аварийни ситуации на главните тръбопроводи.

Създаване на автоматизирани методи и технологии за цифрова фотограметрия, методи и изчислителни алгоритми за интерферометричен анализ на данни от дистанционно наблюдение.

Катедра по космически материали и приборостроене

Създаване на технологии за производство на конструктивни и функционални материали за аерокосмически цели, както и продукти от тях.

Разработване на качествени, аналитични и числени методи за изследване на нестационарни проблеми в динамиката на изкуствени и естествени небесни тела.

Разработване на нови математически модели и методи за осигуряване на програмирано движение на космически апарати.

Отдел за информационна и образователна подкрепа (Астана)

Организиране на повишаване на квалификацията и преквалификация на специалисти за космическата индустрия на Казахстан.

Център за приемане на космическа информация (Алмати) и Научно-образователен център за космически мониторинг за колективно ползване (Астана)

Редовно приемане, архивиране и обработка на данни от сателитни изображения от космическите кораби Aqua/MODIS, Terra/MODIS, SuomiNPP (САЩ).

Има международна сертификация.

ДТОО "II" (Институт по йоносфера)

Предмет на дейностДТОО "Институт по йоносфера" провежда фундаментални, проучвателни и приложни изследвания в областта на слънчево-земната физика и геодинамика: йоносфера и геомагнитно поле, космическо време, радиационен мониторинг на околоземното космическо пространство, земно-космически геодинамичен и геофизичен мониторинг на земната кора на Казахстан, създаване на система за прогнозиране на минерални находища, геодезия и картография.

ДТОО "АФИФ" (Астрофизичен институт на името на Фесенков)

ДТОО "ИКТТ" (Институт за космическо инженерство и технологии)

Дъщерно дружество с ограничена отговорност "Институт за космическо инженерство и технологии"(по-нататък - ДТОО "Институт за космическо инженерство и технологии") е създаден със заповед на Националната космическа агенция на Република Казахстан № 65/OD от 17.08.2009 г.

ДТОО "Институт за космически технологии и технологии" е регистриран на 23 декември 2009 г. Едноличен учредител на Института за космически технологии и технологии ЕООД е Акционерно дружество „Национален център за космически изследвания и технологии“.

2. Общи сведения за захранването на космически кораби

Геометрията на космическия кораб, дизайнът, масата и активният живот до голяма степен се определят от системата за захранване на космическия кораб. Системата за захранване или по друг начин наричана система за захранване (PSS) на космически кораб - системата на космически кораб, която осигурява захранване на други системи, е една от най-важните системи. Неизправността на захранващата система води до повреда на цялото устройство.

Системата за захранване обикновено включва: първичен и вторичен източник на електроенергия, преобразуватели, зарядни устройства и автоматика за управление.

Първични енергийни източници

Като първични източници се използват различни генератори на енергия:

слънчеви панели;

химически източници на ток:

батерии;

галванични клетки;

горивни клетки;

радиоизотопни източници на енергия;

ядрени реактори.

Първичният източник включва не само самия генератор на електроенергия, но и системите, които го обслужват, например системата за ориентация на слънчевия панел.

Често източниците на енергия се комбинират, например слънчева батерия с химическа батерия.

Горивни клетки

Горивните клетки имат високи характеристики на тегло и размери и плътност на мощността в сравнение с чифт слънчеви батерии и химическа батерия, устойчиви са на претоварване, имат стабилно напрежение и са безшумни. Те обаче изискват запас от гориво, така че се използват на устройства с период на престой в космоса от няколко дни до 1-2 месеца.

Основно се използват водородно-кислородни горивни клетки, тъй като водородът осигурява най-високата калоричност и освен това водата, образувана в резултат на реакцията, може да се използва в пилотирани космически кораби. За да се осигури нормална работа на горивните клетки, е необходимо да се осигури отстраняването на водата и топлината, генерирани в резултат на реакцията. Друг ограничаващ фактор е относително високата цена на течния водород и кислород и трудността при тяхното съхранение.

Радиоизотопни източници на енергия

Радиоизотопните източници на енергия се използват главно в следните случаи:

дълга продължителност на полета;

мисии до външните региони на Слънчевата система, където потокът от слънчева радиация е нисък;

разузнавателните спътници с радар за странично сканиране не могат да използват слънчеви панели поради ниски орбити, но имат високи енергийни изисквания.

Автоматизация на електроснабдителната система

Той включва устройства за управление на работата на електроцентралата, както и наблюдение на нейните параметри. Типичните задачи са: поддържане на параметрите на системата в определени граници: напрежение, температура, налягане, превключване на работни режими, например превключване към резервен източник на захранване; разпознаване на повреда, аварийна защита на захранвания, по-специално по ток; доставка на информация за състоянието на системата за телеметрия и до пулта на космонавта. В някои случаи е възможно да се премине от автоматично към ръчно управление или от конзолата на астронавта, или чрез команди от наземния контролен център.

.1 Принцип на работа и дизайн на слънчевите батерии

Слънчевата батерия се основава на генератори на напрежение, съставени от слънчеви клетки - устройства за директно преобразуване на слънчевата светлинна енергия в електрическа енергия. Действието на FEP се основава на вътрешния фотоелектричен ефект, т.е. върху появата на ЕМП под въздействието на слънчева светлина.

Полупроводниковият фотоволтаичен преобразувател (SPV) е устройство, което директно преобразува енергията на слънчевата радиация в електрическа енергия. Принципът на работа на фотоволтаичната клетка се основава на взаимодействието на слънчевата светлина с полупроводников кристал, при което фотоните освобождават електрони в кристала - носители на електрически заряд. Области със силно електрическо поле, специално създадено под въздействието на така наречения p-n преход, улавят освободените електрони и ги разделят по такъв начин, че в товарната верига възниква ток и съответно електрическа мощност.

Сега нека разгледаме този процес малко по-подробно, макар и със значителни опростявания. Нека започнем с разглеждане на абсорбцията на светлина в металите и чистите полупроводници. Когато поток от фотони удари повърхността на метал, част от фотоните се отразяват, а останалата част се абсорбира от метала. Енергията на втората част от фотоните увеличава амплитудата на вибрациите на решетката и скоростта на хаотичното движение на свободните електрони. Ако енергията на фотона е доста висока, тогава може да е достатъчно да избие електрон от метала, придавайки му енергия, равна или по-голяма от работната функция на дадения метал. Това е външен фотоелектричен ефект. С по-ниска фотонна енергия, неговата енергия в крайна сметка отива изцяло за нагряване на метала.

Различна картина се наблюдава, когато полупроводниците са изложени на фотонен поток. За разлика от металите, кристалните полупроводници в тяхната чиста форма (без примеси), ако не се влияят от външни фактори (температура, електрическо поле, светлинно излъчване и др.), Нямат свободни електрони, отделени от атомите на кристалната решетка на полупроводника

Ориз. 2.1 - Поглъщане на светлина в метали и полупроводници: 1 - запълнена (валентна) зона, 2 - забранена зона, 3 - зона на проводимост, 4 - електронна зона

Но тъй като полупроводниковият материал винаги е под въздействието на някаква температура (най-често стайна температура), малка част от електроните могат, поради топлинни вибрации, да придобият енергия, достатъчна да ги отделят от техните атоми. Такива електрони стават свободни и могат да участват в преноса на електричество.

Полупроводников атом, който е загубил електрон, придобива положителен заряд, равен на заряда на електрона. Въпреки това, място в атом, което не е заето от електрон, може да бъде заето от електрон от съседен атом. В този случай първият атом става неутрален, а съседният - положително зареден. Пространството, освободено в атома поради образуването на свободен електрон, е еквивалентно на положително заредена частица, наречена дупка.

Енергията, притежавана от електрон в състояние, свързано с атом, се намира в запълнената (валентна) зона. Енергията на свободния електрон е сравнително висока и се намира в зона с по-висока енергия - зоната на проводимост. Между тях се намира забранената зона, т.е. зона с такива енергийни стойности, които електроните на даден полупроводников материал не могат да имат нито в свързано, нито в свободно състояние. Забранената зона за повечето полупроводници е в диапазона от 0,1 - 1,5 eV. За стойности на забранената лента, по-големи от 2,0 eV, имаме работа с диелектрици.

Ако енергията на фотона е равна на или надвишава забранената зона, тогава един от електроните се отделя от своя атом и се прехвърля от валентната зона в зоната на проводимост.

Увеличаването на концентрацията на електрони и дупки води до увеличаване на проводимостта на полупроводника. Проводимостта на тока в чист монокристален полупроводник, възникваща под въздействието на външни фактори, се нарича присъща проводимост. С изчезването на външните влияния свободните двойки електрон-дупка се рекомбинират една с друга и присъщата проводимост на полупроводника клони към нула. Няма идеално чисти полупроводници, които да имат само собствена проводимост. Обикновено полупроводникът има електронна (n-тип) или дупка (p-тип) проводимост.

Видът на проводимостта се определя от валентността на атомите на полупроводника и валентността на атомите на активния примес, вграден в неговата кристална решетка. Например за силиций (IV група на Менделеевата периодична таблица) активните примеси са бор, алуминий, галий, индий, талий (III група) или фосфор, арсен, антимон, бисмут (V група). Силициевата кристална решетка има форма, в която всеки силициев атом, разположен в място на решетката, е свързан с четири други близки силициеви атома чрез така наречените ковалентни или двойни електронни връзки.

Елементите от група V (донори), вградени в местата на силициевата кристална решетка, имат ковалентни връзки между своите четири електрона и четирите електрона на съседни силициеви атоми, като петият електрон може лесно да бъде освободен. Елементите от група III (акцептори), вградени в местата на силициевата кристална решетка, привличат електрон от един от съседните силициеви атоми, за да образуват четири ковалентни връзки, като по този начин образуват дупка. Този атом от своя страна може да привлече електрон от един от съседните си силициеви атоми и т.н.

Слънчевата клетка е полупроводникова фотоклетка със затворен слой, чиято работа се основава на току-що обсъдения фотоелектричен ефект. И така, механизмът на работа на FEP е както следва (Фигура 2.2).

Кристалът FEP се състои от p- и n-области, които имат съответно дупкова и електронна проводимост. Между тези области се образува p-n преход (бариерен слой). Дебелината му е 10-4 - 10-6 cm.

Тъй като има повече електрони от едната страна на pn прехода и дупки от другата, всеки от тези свободни токови носители ще се стреми да дифундира в тази част на слънчевата клетка, където няма достатъчно от тях. В резултат на това се установява динамичен баланс на зарядите в p-n прехода на тъмно и се образуват два слоя пространствени заряди, като отрицателните заряди се формират от страната на p-региона и положителните заряди от страната на n-региона.

Установената потенциална бариера (или контактна потенциална разлика) ще предотврати по-нататъшна самодифузия на електрони и дупки през p-n прехода. Контактната потенциална разлика Uк е насочена от n-областта към p-областта. Преходът на електроните от n-областта към p-областта изисква изразходване на работа Uк · e, която се превръща в потенциална енергия на електроните.

Поради тази причина всички енергийни нива в p-областта се повишават спрямо енергийните нива в n-областта със стойността на потенциалната бариера Uk · e. На фигурата движението нагоре по ординатната ос съответства на увеличение в енергията на електроните и намаляване на енергията на дупките.

Ориз. 2.2 - Принцип на работа на слънчевите клетки (електроните са обозначени с точки, дупките са обозначени с кръгове)

Така потенциалната бариера е пречка за мнозинството превозвачи (в посока напред), но не представлява никаква съпротива за малцинствените превозвачи (в обратна посока).

Под въздействието на слънчева светлина (фотони с определена енергия) атомите на полупроводника ще бъдат възбудени и в кристала ще се появят допълнителни (излишни) двойки електрон-дупка както в p-, така и в n-области (Фигура 2.2, b ). Наличието на потенциална бариера в p-n прехода причинява отделянето на допълнителни малцинствени носители (заряди), така че излишните електрони ще се натрупат в n-областта и излишните дупки в p-областта, които не са имали време да се рекомбинират, преди да се приближете се до p-n прехода. В този случай ще настъпи частична компенсация на пространствения заряд на p-n прехода и създаденото от тях електрическо поле, насочено срещу контактната потенциална разлика, ще се увеличи, което заедно води до намаляване на потенциалната бариера.

В резултат на това между електродите ще се установи потенциална разлика U f , което по същество е фото-емф. Ако във фотоволтаичната верига се включи външен електрически товар, тогава в нея ще протича електрически ток - поток от електрони от n-областта към p-областта, където те се рекомбинират с дупки. Характеристиките ток-напрежение и напрежение-мощност на слънчева клетка са представени на фигура 2.3, от която е очевидно, че за да се извлече максимална електрическа мощност от слънчева клетка, е необходимо да се осигури нейната работа в доста тесен диапазон от изходни напрежения (0,35 - 0,45 V).

Тегло 1м 2SB 6...10 kg, от които 40% е масата на FEP. От фотоклетки, чийто среден размер е не повече от 20 mm, генераторите на напрежение се набират чрез свързването им последователно до необходимата стойност на напрежението, например до номинална стойност от 27 V.

Ориз. 2.3 - Зависимост на напрежението и специфичната мощност от плътността на PV тока

Генератори на напрежение с габаритни размери приблизително 100 х 150 mm са монтирани на слънчевите панели и свързани последователно за получаване на необходимата мощност на изхода на соларната система.

В допълнение към силициевите слънчеви клетки, които все още се използват в повечето слънчеви CEC, най-голям интерес представляват слънчевите клетки на базата на галиев арсенид и кадмиев сулфид. Те имат по-висока работна температура от силициевите слънчеви клетки (а слънчевите клетки на базата на галиев арсенид имат по-висока теоретична и практически постигната ефективност). Трябва да се отбележи, че с увеличаване на забранената лента на полупроводника, напрежението на отворена верига и теоретичната ефективност на слънчева клетка, базирана на него, се увеличават. Въпреки това, когато забранената зона е повече от 1,5 eV, ефективността на слънчевата клетка започва да намалява, тъй като все по-голяма част от фотоните не могат да образуват двойка електрон-дупка. По този начин има оптимална ширина на забранената зона (1,4 - 1,5 eV), при която ефективността на слънчевата клетка достига максимално възможната си стойност.

3. Електрохимични космически електроцентрали

Електрохимичен източник на ток (ECS) е в основата на всеки електрохимичен CEU. Той включва електроди, които обикновено са активни вещества, електролит, сепаратор и външна конструкция (съд). Воден разтвор на алкален KOH обикновено се използва като електролит за ECHIT, използван в космически кораби.

Нека разгледаме опростена диаграма и дизайн на сребърно-цинков ECHIT (Фигура 3.1). Положителният електрод е проводник на ток от телена мрежа, върху който се пресова прахообразно метално сребро, след което се синтерува в пещ при температура от приблизително 400°C, което придава на електрода необходимата здравина и порьозност. Отрицателният електрод е маса, пресована върху токопроводящата мрежа, състояща се от цинков оксид (70 - 75%) и цинков прах (25 - 30%).

При отрицателния електрод (Zn) окислителят на активното вещество реагира на цинков хидроксид Zn(OH) 2, а на положителния (AgO) - реакцията на редукция на активното вещество до чисто сребро. Електричеството се освобождава във външната верига под формата на поток от електрони. В електролита електрическата верига е затворена от потока OHˉ йони от положителния електрод към отрицателния. Разделителят е необходим преди всичко за предотвратяване на контакт (и следователно късо съединение) на електродите. В допълнение, той намалява саморазряда на ECHI и е необходим, за да осигури неговата обратима работа през много цикли на зареждане-разреждане.

Ориз. 3.1 Принцип на работа на сребърно-цинков ECHIT:

Положителен електрод (AgO), 2 - електрически товар,

Отрицателен електрод (Zn), 4 - съд, 5 - сепаратор

Последното се дължи на факта, че при недостатъчно разделяне колоидните разтвори на сребърни оксиди, достигащи до отрицателния електрод, се редуцират катодно под формата на тънки сребърни нишки, насочени към положителния електрод, а цинковите йони също се редуцират под формата на нишки, нарастващи към анода. Всичко това може да доведе до късо съединение на електродите още в първите цикли на работа.

Най-подходящият сепаратор (сепаратор) за сребърно-цинков ECIT е филм от хидратна целулоза (целофан), който, набъбвайки в електролита, уплътнява сглобката, което предотвратява стопяването на цинковите електроди, както и покълването на игловидните сребърни и цинкови кристали (дендрити). Сребърно-цинков съд ECHIT обикновено е изработен от пластмаса (полиамидна смола или полистирол) и има правоъгълна форма. За други видове ECHIT съдовете могат да бъдат изработени например от никелирано желязо. При зареждането на ECHIT, цинкът и сребърният оксид бяха намалени върху електродите.

И така, ECHIT разрядът е процесът на освобождаване на електричество във външна верига, а ECHIT зарядът е процесът на предаване на електричество към нея отвън, за да се възстановят оригиналните вещества от реакционните продукти. Според естеството на работата си ECHIT се разделят на галванични клетки (първични източници на ток), които позволяват само еднократно използване на активни вещества, и електрически батерии (вторични източници на ток), които позволяват многократно използване на активни вещества поради възможност за тяхното възстановяване чрез зареждане от външен източник на електроенергия.

CEU, базирани на ECHIT, използват електрически батерии с режими на разреждане за еднократна или многократна употреба, както и водородно-кислородни горивни клетки.

3.1 Химически източници на ток

Електродвижещата сила (ЕМС) на химически източник е разликата в неговите електродни потенциали, когато външната верига е отворена:

Където И - съответно потенциалите на положителните и отрицателните електроди.

Общото вътрешно съпротивление R на химически източник (устойчивост на постоянен ток) се състои от омично съпротивление и поляризационно съпротивление :

Където - ЕМП на поляризация; - сила на разрядния ток.

Устойчивост на поляризация причинени от промени в електродните потенциали И когато протича ток и зависи от степента на заряд, силата на разрядния ток, състава на електродите и чистотата на електролита.

;

,

Където И И

.

Капацитетът на разреждане Q (Ah) на химически източник е количеството електричество, отделено от източника по време на разреждане при определена температура на електролита, околно налягане, ток на разреждане и крайно напрежение на разреждане:

,

и в общия случай с постоянен ток по време на разреждането

Където - текуща стойност на разрядния ток, A; - време на разтоварване, h.

,

Където И

.

Сребърно-цинковите, кадмиево-никеловите и никел-водородните батерии се считат за химически източници на ток.

3.2 Сребърно-цинкови батерии

Сребърно-цинковите батерии, поради по-малката си маса и обем със същия капацитет и по-ниско вътрешно съпротивление при дадено напрежение, са широко разпространени в космическото електрическо оборудване. Активното вещество на положителния електрод на батерията е сребърен оксид AgO, а отрицателната пластина е метален цинк. Като електролит се използва воден разтвор на алкален KOH с плътност 1,46 g/cm. 3.

Батерията се зарежда и разрежда на два етапа. По време на разреждането и на двата етапа протича реакция на окисление на цинка на отрицателния електрод

2OH ˉ освобождаване от отговорност → ZnO + H 2O+2e.

При положителния електрод протича реакция на редукция на сребро в два етапа. В първия етап двувалентният сребърен оксид се редуцира до едновалентен:

2AgO + 2e + H 2О освобождаване от отговорност → Ag 2O + 2OH ˉ.

ЕДС на батерията е 1,82.. 1,86 V. На втория етап, когато батерията се разреди с приблизително 30%, едновалентният сребърен оксид се редуцира до метално сребро:

2O+2e+H 2О освобождаване от отговорност → 2Ag + 2OH ˉ.

ЕДС на батерията в момента на преход от първия етап на разреждане към втория намалява до 1,52.. 1,56 V. В резултат на това крива 2 на промяната на едс по време на разреждане с номиналния ток (Фигура 3.2) има характерен скок. При по-нататъшно разреждане ЕДС на батерията остава постоянна, докато батерията се разреди напълно. При зареждане реакцията протича на два етапа. Напрежение и ЕМП възникват, когато батерията е заредена приблизително 30% (крива 1) В това състояние повърхността на електрода е покрита с двувалентен сребърен оксид.

Ориз. 3.2 - EMF на батерията по време на зареждане (1) и разреждане (2)

В края на заряда, когато окисляването на среброто от едновалентно в двувалентно по цялата дебелина на електрода спре, започва отделянето на кислород съгласно уравнението

OHˉ освобождаване от отговорност → 2H 2O+4e+O 2

В този случай едс на батерията се увеличава с 0,2...0,3 V (виж Фигура 5.1, пунктиран участък на крива 1). Отделеният при презареждане кислород ускорява процеса на разрушаване на целофановите параметри на батерията и възникване на вътрешни къси съединения.

По време на процеса на зареждане целият цинков оксид може да се редуцира до метален цинк. При презареждане се възстановява цинковият оксид на електролита, разположен в порите на електрода, а след това в сепараторите на отрицателните плочи, ролята на които се играе от няколко слоя целофаново фолио. Цинкът се освобождава под формата на кристали, които растат към положителния електрод, образувайки цинков дендрит. Такива кристали могат да пробият целофанови филми и да причинят късо съединение на електродите. Цинковите дендрити не претърпяват обратни реакции. Следователно дори краткосрочните надценки са опасни.

3.3 Никел-кадмиеви батерии

Активното вещество в отрицателния електрод на никел-кадмиевата батерия е метален кадмий. Електролитът в батерията е воден разтвор на калиев каустик KOH с плътност 1,18 ... 1,40 g/cm 3.

Никел-кадмиевата батерия използва редокс реакция между кадмий и никелов оксид хидрат:

2Ni(OH) 3→ Cd(OH) 2+ 2Ni(OH) 2

По опростен начин химическата реакция на електродите може да се напише по следния начин. На отрицателния електрод по време на разреждане се получава окисление на кадмий:

2e → Cd ++

Кадмиевите йони се свързват с хидроксилните йони на алкалите, образувайки кадмиев хидрат:

2e + 2OH ˉ освобождаване от отговорност → Cd(OH) 2.

На положителния електрод, по време на разреждане, никелът се редуцира от тривалентен в двувалентен:

2Ni(OH) 3+ 2е освобождаване от отговорност → 2Ni(OH)2 + 2OH ˉ.

Опростяването е, че съставът на хидроксида не отговаря точно на техните формули. Кадмиевите и никеловите соли са слабо разтворими във вода, така че концентрацията на Cd йони ++, Ni ++, Ni +++се определя от концентрацията на KOH, от която индиректно зависи стойността на едс на батерията в електролита.

Електродвижещата сила на новозаредена батерия е 1,45 V. В рамките на няколко дни след края на зареждането EMF намалява до 1,36 V.

3.4 Никел-водородни батерии

Никел-водородните батерии (HHB), притежаващи висока надеждност, дълъг експлоатационен живот и специфична енергия и отлични показатели за ефективност, ще намерят широко приложение в космическите кораби вместо никел-кадмиевите батерии.

За да работи LVAB в ниска околоземна орбита (LEO), е необходим ресурс от около 30 хиляди цикъла за пет години. Използването на батерии в LEO с ниска дълбочина на разреждане (DOD) води до съответно намаляване на гарантираната специфична енергия (30 хиляди цикъла могат да бъдат постигнати с DOD от 40%). Три години непрекъснат цикъл в режим LEO при GR = 30% от дванадесет стандартни NVAB (RNH-30-1) с капацитет от 30 A h показаха, че всички NVAB работят стабилно за 14 600 цикъла.

Достигнатото ниво на специфична енергия за NVAB в условия на околоземна орбита е 40 Wh/kg при дълбочина на изхвърляне 100%, ресурсът при 30% GR е 30 хиляди цикъла.

4/ Избор на параметри за соларни панели и буферно съхранение

Първоначални данни:

Пределна маса на космическия кораб - MP = до 15 kg;

Височината на кръговата орбита е h = 450 km;

Масата на целевата система е не повече от 0,5 kg;

Честота на предаване - 24 GHz;

Консумирано напрежение - 3.3 - 3.6 V;

Минималната консумация на мощност на трансивъра е 300 mW;

Консумирана мощност на плазмено-йонния двигател - 155 W;

Периодът на активно съществуване е 2-3 години.

4.1 Изчисляване на параметрите на буферното съхранение

Изчисляването на параметрите на буферно устройство за съхранение (BN) от акумулаторни батерии и определянето на техния състав се извършва въз основа на ограниченията, наложени на батериите по отношение на токове на зареждане и разреждане, интегрален капацитет на разреждане, дълбочини на единичен разряд, надеждност, работна температура условия и др.

При изчисляване на параметрите на никел-водородните батерии ще използваме следните характеристики и формули [автори на „Проектиране на автоматични космически кораби”: D.I. Козлов, Г.Н. Аншаков, В.Ф. Агарков, Ю.Г. Антонов § 7.5], както и техническите характеристики на AB HB-50 NIAI Source, информацията за която е взета от сайта [#"justify">Електродвижещата сила на новозаредена батерия е 1,45 V. В рамките на няколко дни след в края на зареждането ЕДС намалява до 1,36 V.

· ток на зареждане до 30 A;

· сила на разрядния ток 12 - 50A в стационарно състояние и до 120 A в импулсен режим за до 1 минута;

· максимална дълбочина на разреждане до 54Ah;

· При работа на батерии (особено в циклични режими с високи токове на зареждане и разреждане) е необходимо да се осигурят топлинни условия на работа на батериите в диапазона 10...30°C. За целта е необходимо да се предвиди инсталирането на батерии в херметизиран отсек на космическия кораб и да се осигури въздушно охлаждане за всеки блок.

Формули, използвани за изчисляване на параметрите на никел-кадмиевите батерии:

Напрежението на химическите източници на електричество се различава от ЕМП по стойността на спада на напрежението във вътрешната верига, която се определя от общото вътрешно съпротивление и протичащия ток:

, (1)

, (2)

Където И - съответно разрядно и зарядно напрежение при източника; И - силата на разрядния и съответно зарядния ток.

За галванични клетки за еднократна употреба напрежението се определя като разряд .

Капацитетът на разреждане Q (Ah) на химически източник е количеството електроенергия, доставена от източника по време на разреждане при определена температура на електролита, околно налягане, ток на разреждане и крайно напрежение на разреждане:

, (3)

Номиналният капацитет на химически източник на ток е капацитетът, който източникът трябва да осигури при условията на работа, посочени в техническите условия. За батерии KA номиналният и разрядният ток най-често се приемат за ток на един или два или 10 часа режим на разреждане.

Саморазреждането е безполезна загуба на капацитет от химически източник, когато външната верига е отворена. Обикновено саморазреждането се изразява като % на ден съхранение:

(4)

Където И - контейнери за химически източници преди и след съхранение; T - време за съхранение, дни.

Специфичната енергия на химически източник на ток е съотношението на подадената енергия към неговата маса:

(5)

Специфичната енергийна стойност зависи не само от вида на източника, но и от силата на разрядния ток, т.е. от взетата власт. Следователно химическият източник на електроенергия се характеризира по-пълно от зависимостта на специфичната енергия от специфичната мощност.

Изчисляване на параметрите:

Нека определим максималното и минималното време за разреждане от формулата:

Следователно максималното време за разреждане е:

;

минимално време за разреждане:

.

От това следва, че времето за разреждане позволява на проектирания сателит да използва електрически ток средно за 167 минути или 2,8 часа, тъй като нашата целева инсталация използва 89 mA, времето за разреждане няма да бъде значително, което има положителен ефект върху осигуряването на електрически ток към други сателити на жизненоважни системи

Нека определим напрежението на разреждане и общото вътрешно съпротивление на батерията от формулата:

; (1)

(2)

.

От това се вижда, че зарядното напрежение може да бъде достатъчно осигурено чрез използване на слънчеви панели, дори и да не са с голяма площ.

Можете също да определите саморазреждането, като използвате формулата:

(4)

Да вземем времето за работа на батерията T = 0,923 часа, Q 1= 50 (Ah) и Q 2 = 6 (Ah) за тридесет минути работа:

,

т.е. при минимална консумация на ток от 12 A, за 30 минути батерията ще се разреди с 95% с отворена верига.

Нека намерим специфичната енергия на химическия източник, използвайки формулата:

,

тоест 1 кг химически източник може да осигури 61,2 W за час, което е подходящо и за нашата целева инсталация, която работи на максимална мощност от 370 mW.

4.2 Изчисляване на параметрите на соларния панел

За да изчислим основните параметри на системата за безопасност, влияещи върху дизайна на космическия кораб и неговите технически характеристики, ще използваме следните формули [„Проектиране на автоматичен космически кораб“ автори: D.I. Козлов, Г.Н. Аншаков, В.Ф. Агарков, Ю.Г. Антонов § 7.5]:

Изчисляването на параметрите на SB се свежда до определяне на неговата площ и маса.

Изчисляването на мощността на SB се извършва по формулата:

(6)

Където - SB мощност; Р н - среднодневна мощност на натоварване (без да се вземат предвид собствените нужди на SEP); - време на ориентация на SB спрямо Слънцето за оборот; T T - време, през което SB не свети; - Ефективността на регулатора на свръхмощност SB е 0,85; - ефективност на регулатора на разряд BN, равна на 0,85; Р .3- ефективност на регулатора на заряд BN, равна на 0,9; - Ефективността на батериите BN е 0,8.

Площта на слънчевата батерия се изчислява по формулата:

(7)

Където - получена специфична мощност на SB:

W/m 2при = 60°C и 85 W/m 2при = 110°C за FEP KSP материал;

W/m 2при = 60°C и 100 W/m 2при = 110°C за FEP материал;

W/m 2при = 60°C и 160 W/m 2при = 110°C за фотоволтаичен материал Ga - As; - коефициент на безопасност, отчитащ разграждането на слънчевите клетки поради радиация, равен на 1,2 за време на работа от две до три години и 1,4 за време на работа от пет години;

Коефициент на запълване, изчислен по формулата 1,12; - SB ефективност = 0,97.

Масата на SB се определя въз основа на конкретни параметри. В наличните в момента конструкции на SB специфичното тегло е = 2,77 kg/m 2за силиций и = 4,5 kg/m 2за слънчеви клетки от галиев арсенид.

Масата на SB се изчислява по формулата:

(8)

За да започнете да изчислявате PDS, трябва да изберете слънчеви панели. При разглеждането на различни слънчеви панели изборът падна върху следното: слънчеви батерии на организацията Saturn OJSC, базирани на GaAs фотопреобразуватели със следните характеристики.

Основни параметри на SB

Параметър на SBSB на базата на GaAs FPS Активен живот, години 15 Ефективност при температура 28°C, % 28 Специфична мощност, W/m 2170Максимална мощност, W/m 2381 Относително тегло, kg/m 21.6FEP дебелина, µm150 ± 20

Също така, за изчислението ще трябва да знаете орбиталния период на сателита в ниска околоземна орбита, информация, взета от сайта:

· в диапазона от 160 km орбиталният период е около 88 минути;

· до 2000 км периодът е около 127 минути.

За изчисление вземаме средната стойност - около 100 минути. В същото време времето на осветяване на слънчевите панели на космически кораб в орбита е по-дълго (около 60 минути) от времето, в което са в сянка от около 40 минути.

Мощност на натоварване е равна на сумата от необходимата мощност на задвижващата система, целевото оборудване, мощността на заряда и е равна на 220 W (стойността се приема с излишък от 25 W).

Замествайки всички известни стойности във формулата, получаваме:

,

.

За да определим площта на панела SB, ще вземем фотоволтаичния материал Ga-As при работна температура = 60°C, сателитът работи 2-3 години и използвайте формулата:

,

Замествайки оригиналните данни, получаваме:

след извършване на изчисленията получаваме

,

но като се има предвид рядкото зареждане на батерията, използването на съвременни технологии при разработването на други системи, както и като се вземе предвид факта, че мощността на натоварване е взета с марж от около 25 W, е възможно да се намали площ на захранващата система до 3,6 m2

Собственици на патент RU 2598862:

Употреба: в областта на електротехниката за захранване на космически кораби от първични източници с различна мощност. Техническият резултат е повишена надеждност на захранването. Системата за захранване на космическия кораб съдържа: група слънчеви батерии на пряка слънчева светлина (1), група слънчеви батерии на отразена слънчева светлина (7), генераторна верига (8), стабилизатор на напрежение (2), зарядно устройство ( 3), разрядно устройство (4), батерия (5), токоизправително устройство (9), контролер за зареждане на батерията (10) и консуматори (6). Променливото напрежение от генераторната верига (8) се преобразува в постоянно напрежение в блока (9) и се подава към първия вход на контролера за зареждане на батерията (10). Постоянното напрежение от слънчевите панели на отразената слънчева светлина (7) се подава към втория вход на контролера за зареждане на батерията (10). Общото напрежение от веригата за генериране и слънчевите панели на отразената слънчева светлина от първия изход на контролера (10) отива към втория вход на батерията (5). От втория изход на контролера към първия вход на батерията (5) се получават управляващи сигнали от превключватели (15-21) с контакти 1-3 и превключватели (22-25) с контакти 1-2. Броят на управляваните превключващи устройства зависи от броя на батериите в батерията. За презареждане на избраната батерия (11-14) на съответните превключватели, първите им контакти се отварят с третия и се затварят с втория, на съответните превключватели първият и вторият контакт се затварят. Съответният акумулатор, свързан по този начин към втория вход на акумулатора, се презарежда с номиналния заряден ток до получаване на команда от контролера (10) за смяна на следващия акумулатор. Консуматорът (6) получава захранване от останалите батерии, заобикаляйки изключената, от първия акумулаторен изход (5). 5 болен.

Изобретението се отнася до космическата техника и може да се използва като част от космически кораби със стабилизирано въртене.

Известна е система за захранване на космически кораб с общи шини (аналог), която съдържа слънчеви панели (основен източник на енергия), батерия и потребители. Недостатъкът на тази система е, че напрежението в тази система е нестабилизирано. Това води до загуби на енергия в кабелните мрежи и във вградените индивидуални консуматорски стабилизатори.

Известна е система за захранване на космически кораб с разделени шини и паралелно свързване на стабилизатор на напрежение (аналогов), който съдържа зарядно устройство, разрядно устройство и батерия. Недостатъкът му е невъзможността за използване на екстремен регулатор на мощността за слънчеви панели.

Най-близка по техническа същност до предложената система е система за захранване на космически кораб с разделени шини и с последователно-паралелно свързване на стабилизатор на напрежение 2 (прототип), който също така съдържа слънчеви панели за пряка слънчева светлина 1, зарядно устройство 3, разрядник устройство 4, акумулаторна батерия 5 (фиг. 1). Недостатъкът на тази система за захранване е невъзможността за приемане, преобразуване и акумулиране на електрическа енергия от източници с различна мощност, като енергията на земното магнитно поле и енергията на отразената слънчева светлина от земната повърхност.

Целта на изобретението е да разшири възможностите на системата за захранване на космическия кораб да получава, преобразува и акумулира електроенергия от различни първични източници с различна мощност, което позволява увеличаване на активния живот и захранване на космически кораби.

На фиг. 2 показва системата за захранване на космически кораб със стабилизация на въртенето; 3 - батерия, съдържаща комутационни устройства, управлявани от контролера; на фиг. 4 е изглед на стабилизирания с въртене космически кораб от ФИГ. Фигура 5 схематично показва един от вариантите за движение на стабилизиран от въртене космически кораб в орбита.

Системата за захранване на стабилизиран с въртене космически кораб съдържа група слънчеви панели 7, предназначени да преобразуват слънчевата светлина, отразена от Земята, в електрическа енергия, генерирайки верига 8, която е набор от проводници (намотки), разположени по протежение на тялото на космически кораб, в който се индуцира електродвижеща сила за отчитане на въртенето на космическия кораб около оста му в магнитното поле на Земята, токоизправително устройство 9, контролер за зареждане на батерията от източници на захранване с различна мощност 10, батерия 5, съдържаща контролирано от контролера превключване устройства 15-25, които свързват или изключват отделни батерии 11-14 към контролера 9, за да ги презаредят с нисък ток (фиг. 2).

Системата работи по следния начин. По време на процеса на извеждане на космическия кораб в орбита, той се завърта по такъв начин, че оста на въртене на апарата и слънчевите панели на пряката слънчева светлина са ориентирани към Слънцето (фиг. 4). По време на движението на въртящ се космически кораб в орбита, генериращата верига прихваща индукционните линии на магнитното поле на Земята със скоростта на въртене на космическия кораб около оста си. В резултат на това, съгласно закона за електромагнитната индукция, в генериращата верига се индуцира електродвижеща сила

където µ o е магнитната константа, H е силата на магнитното поле на Земята, S in е площта на генериращата верига, N c е броят на завоите във веригата, ω е ъгловата честота на въртене.

Когато веригата за генериране е затворена за товара, токът протича във веригата за генериране на потребителя. Мощността на генераторната верига зависи от въртящия момент на космическия кораб около неговата ос

където J KA е инерционният момент на космическия кораб.

Така генераторната верига е допълнителен източник на електроенергия на борда на космическия кораб.

Променливото напрежение от генериращата верига 8 се коригира в блок 9 и се подава към първия вход на контролера за зареждане на батерията 10. Директното напрежение от слънчевите панели на отразената слънчева светлина 7 се подава към втория вход на контролера за зареждане на батерията 10. Общото напрежение от първия изход на контролера 10 преминава към втория вход на батерията 5. От втория изход на контролера до първия вход на батерията 5 се получават управляващи сигнали от превключватели 15-21, имащи контакти 1 -3 и превключватели 22-25 с контакти 1-2. Броят на управляваните превключващи устройства зависи от броя на батериите в батерията. За презареждане на избраната батерия (11-14) на съответните превключватели, първите им контакти се отварят с третия и се затварят с втория, на съответните превключватели първият и вторият контакт се затварят. Съответната батерия, свързана по този начин към втория вход на батерията, се презарежда с слаб ток, докато се получи команда от контролера 10 за смяна на следващата батерия. Консуматорът получава захранване от останалите батерии, заобикаляйки батерия 5, която е изключена от първия изход.

Когато космическият кораб е в орбита в позиция 1 (фиг. 4, 5), слънчевите панели на отразената слънчева светлина са ориентирани към Земята. В този момент зарядното устройство 3, включено в захранващата система на космическия кораб, получава електричество от слънчеви панели на пряка слънчева светлина 1, а контролерът за зареждане на батерията 10 получава електричество от слънчеви панели на отразена слънчева светлина 7 и веригата за генериране 8. В позиция на космически кораб 2, слънчеви панели от пряка слънчева светлина Светлините 1 остават насочени към Слънцето, докато слънчевите клетки на отразената слънчева светлина са частично затъмнени. В този момент зарядното устройство 3 на системата за захранване на космическия кораб продължава да получава електричество от слънчеви панели на пряка слънчева светлина, а контролерът 10 губи част от енергията от блок 7, но продължава да получава енергия от блок 8 през токоизправителя 9. В позицията на космическия кораб 3 всички групи слънчеви панели са засенчени, зарядното устройство 3 не получава електричество от слънчеви панели 1, а бордовите потребители на космическия кораб получават електричество от батерията. Контролерът за зареждане на батерията продължава да получава енергия от веригата за генериране 8, презареждайки следващата батерия. В позицията на космическия кораб 4 слънчевите панели на пряката слънчева светлина 1 отново са осветени от Слънцето, докато слънчевите панели на отразената слънчева светлина са частично затъмнени. В този момент зарядното устройство 3 на системата за захранване на космическия кораб продължава да получава електричество от слънчеви панели на пряка слънчева светлина, а контролерът 10 губи част от енергията от блок 7, но продължава да получава енергия от блок 8 през токоизправителя 9.

По този начин системата за захранване на стабилизиран от въртене космически кораб е способна да приема, преобразува и акумулира: а) енергия на пряка и отразена от слънчевата светлина; б) кинетична енергия на въртене на космическия кораб в магнитното поле на Земята. В противен случай функционирането на предложената система е подобно на познатата.

Техническият резултат - увеличаване на активния живот и захранването на космическия кораб - се постига чрез използването на микроконтролерно зарядно устройство като част от системата за захранване на космическия кораб, което позволява зареждането на батерията от източници на електрическа енергия с различна мощност (отразено слънчева светлина и енергия от магнитното поле на Земята).

Практическата реализация на функционалните единици от настоящото изобретение може да се извърши както следва.

Като генераторна верига може да се използва трифазна двуслойна намотка с изолирана медна жица, която ще доближи формата на кривата на електродвижещата сила до синусоида. Като токоизправител може да се използва мостова схема на трифазен токоизправител с диоди с ниска мощност от тип D2 и D9, което ще намали пулсациите на изправеното напрежение. Микроконтролерът MAX 17710 може да се използва като контролер за зареждане на батерията. Може да работи с нестабилни източници с изходна мощност от 1 μW до 100 mW. Устройството има вграден усилващ преобразувател за зареждане на батерии от източници с типично изходно напрежение 0,75 V и вграден регулатор за защита на батериите от презареждане. Литиево-йонните батерии с подсистема за изравняване на напрежението на батерията (система за балансиране) могат да се използват като батерия, съдържаща комутационни устройства, управлявани от контролера. Може да се реализира на базата на контролера MSP430F1232.

По този начин отличителните характеристики на предложеното устройство допринасят за постигането на тази цел.

Източници на информация

1. Аналогов свят Максим. Нови микросхеми / Symmetron Group of Companies // Брой № 2, 2013. - 68 с.

2. Грилихес В.А. Слънчева енергия и космически полети / V.A. Грилихес, П.П. Орлов, Л.Б. Попов - М.: Наука, 1984. - 211 с.

3. Каргу Д.Л. Системи за захранване на космически кораби / D.L. Каргу, Г.Б. Стеганов [и др.] - СПб.: ВКА им. А.Ф. Можайски, 2013. - 116 с.

4. Кацман М.М. Електрически машини / М.М. Кацман. - учебник наръчник за специални ученици технически училища. - 2-ро изд., преработено. и допълнителни - М.: Висше. шк., 1990. - 463 с.

5. Прянишников V.A. електроника. Курс на лекции / V.A. Прянишников - Санкт Петербург: Krona Print LLC, 1998. - 400 с.

6. Рикованов A.N. Системи за захранване с литиево-йонни батерии / A.N. Рикованов // Силова електроника. - 2009. - № 1.

7. Чилин Ю.Н. Моделиране и оптимизация в енергийните системи на космически кораби / Ю.Н. Чилин. - Санкт Петербург: VIKA, 1995. - 277 с.

Система за захранване на космически кораб, съдържаща група слънчеви батерии на пряка слънчева светлина, зарядно устройство, което получава електричество от слънчеви батерии на пряка слънчева светлина, устройство за разреждане, което захранва консуматори от батерия, стабилизатор на напрежение, който захранва консуматори от слънчева батерия на пряка слънчева светлина , характеризиращ се с това, че допълнително съдържа група от слънчеви панели, предназначени да преобразуват слънчевата светлина, отразена от Земята, в електрическа енергия, генерираща верига, която е набор от проводници (намотки), разположени върху тялото на космическия кораб, в които е електродвижеща сила предизвикано от въртенето на космическия кораб около оста му в магнитно поле земното поле, токоизправително устройство, а също така съдържа контролер за зареждане на батерията от източници на захранване с различна мощност, батерия, която допълнително съдържа превключващи устройства, управлявани от контролера, който свържете или изключете отделни батерии към контролера, за да ги презаредите.

Подобни патенти:

Изобретението се отнася до космическата техника и може да се използва за захранване на космически кораби (КА) и станции. Техническият резултат е използването на система за термичен контрол за получаване на допълнителна енергия.

Изобретението се отнася до областта на електротехниката. Системата за автономно захранване съдържа слънчева батерия, устройство за съхранение на електроенергия, зарядно-разрядно устройство и товар, състоящ се от един или повече стабилизатори на напрежение с крайни потребители на електроенергия, свързани към техните изходи.

Изобретението се отнася до електротехническата индустрия и може да се използва при проектирането на автономни системи за захранване на изкуствени спътници на Земята (AES). Техническият резултат е повишаване на специфичните енергийни характеристики и надеждността на системата за автономно захранване на спътника. Предложен е метод за захранване на товар с постоянен ток в автономна система за захранване на изкуствен спътник на Земята от слънчева батерия и набор от вторични източници на електроенергия - акумулаторни батерии, съдържащи Nacc батерии, свързани последователно, който се състои в стабилизиране на напрежението върху натоварването, зареждането и разреждането на батериите чрез отделни зарядни устройства и преобразуватели за разреждане, докато преобразувателите за разреждане са направени без усилватели на напрежението, за които броят на батериите Nacc във всяка батерия се избира от съотношението: Nacc≥(Un+1) /Uacc.min, където Nacc е броят на батериите в серийната верига на всяка батерия; Un - напрежение на изхода на автономната система за захранване, V; Uacc.min е минималното разрядно напрежение на една батерия, V, преобразувателите за зареждане са направени без усилватели на напрежението, за които напрежението в работната точка на слънчевата батерия се избира от съотношението: Urt>Uacc.max Nacc+1 , където Urt е напрежението в работната точка на слънчевата батерия в края на гарантирания ресурс на нейната работа, B; Uacc.max е максималното напрежение на зареждане на една батерия, V, докато изчисленият брой батерии Nacc се увеличава допълнително въз основа на съотношението: Nacc≥(Un+1)/Uacc.min+Nfailure, където Nfailure е броят на допустимите повреди на батерията и стабилизирането на напрежението чрез натоварване и зареждането на батерията се извършва чрез екстремно регулиране на напрежението на слънчевия панел.

Изобретението се отнася до областта на електротехниката. Техническият резултат се състои в разширяване на експлоатационните възможности на системата, увеличаване на нейната мощност на натоварване и осигуряване на максимална непрекъсната работа при поддържане на оптимални параметри на работа на батерията при захранване на консуматори с постоянен ток.

Изобретението се отнася до областта на слънчевата енергия, по-специално до слънчеви инсталации, които непрекъснато наблюдават Слънцето, както с концентратори на слънчева радиация, така и с плоски силициеви модули, предназначени за захранване на консуматори, например, в райони с ненадеждно и децентрализирано захранване.

Изобретението се отнася до електротехническата индустрия и може да се използва при проектирането на автономни системи за захранване на изкуствени спътници на Земята (AES).

Изобретението се отнася до системи за въртене на слънчеви решетки (SPSB) на космически кораб (SC). Изобретението е предназначено да побере SPSB елементи за въртене на слънчева батерия с висока мощност и предаване на електричество от слънчевата батерия към космическия кораб.

Изобретението се отнася до областта на преобразуването на слънчевата енергия и предаването й на наземни потребители. Космическата електроцентрала съдържа слънчев колектор (1) от лобов тип, корпус на станцията (2) и пакет (3) от микровълнови антени. Колекторът (1) е изграден от пластини (панели) на фотоелектрически преобразуватели - основни и спомагателни. Плочите са с правоъгълна и триъгълна форма. Техните връзки са направени под формата на автоматични куки и бримки, които при разгръщане на колектора се свързват чрез многолистов механизъм. В сгънато състояние колекторът (1) има форма на куб. Лъчевата антена (3) фокусира микровълновата енергия върху усилвател, който предава тази енергия към наземни електроцентрали. Техническият резултат от изобретението е насочен към повишаване на ефективността на преобразуването и предаването на енергия на потребителите в обширни райони на Земята. 16 бол.

Употреба: в областта на електротехниката за захранване на космически кораби от първични източници с различна мощност. Техническият резултат е повишена надеждност на захранването. Системата за захранване на космическия кораб съдържа: група слънчеви батерии на пряка слънчева светлина, група слънчеви батерии на отразена слънчева светлина, генераторна верига, стабилизатор на напрежение, зарядно устройство, разрядно устройство, акумулаторна батерия, токоизправително устройство, контролер за зареждане на батерията и консуматори. Променливото напрежение от генераторната верига се преобразува в постоянно напрежение в устройството и се подава към първия вход на контролера за зареждане на батерията. Постоянното напрежение от слънчевите панели на отразената слънчева светлина се подава към втория вход на контролера за зареждане на батерията. Общото напрежение от веригата за генериране и слънчевите панели на отразената слънчева светлина от първия изход на контролера отива към втория вход на батерията. От втория изход на контролера до първия вход на батерията се получават управляващи сигнали от превключватели с контакти 1-3 и превключватели с контакти 1-2. Броят на управляваните превключващи устройства зависи от броя на батериите в батерията. За да презаредите избраната батерия, на съответните превключватели първите им контакти се отварят с третия и се затварят с втория, на съответните превключватели първият и вторият контакт се затварят. Съответният акумулатор, свързан по този начин към втория вход на акумулатора, се презарежда с номиналния заряден ток до получаване на команда от контролера за смяна на следващия акумулатор. Консуматорът получава захранване от останалите батерии, заобикаляйки изключената, от първия изход на батерията. 5 болен.

М.А. ПЕТРОВИЧЕВ, А. С. СИСТЕМА ГУРТОВ ЕНЕРГИЙНО СНАБДЯВАНЕ НА БОРДА КОМПЛЕКСНА КОСМИЧЕСКИ КАРЕТИ Одобрено от Редакционно-издателския съвет на университета като учебно помагало САМАРА Издателство SSAU 2007 UDC 629.78.05 BBK 39.62 P306 C C I O N A L P R E T E N A O R Y E C C I O N Иновативна образователна програма „Развитие на център за компетентност и обучение на специалисти от световна класа в областта на аерокосмическите и географските информационни технологии” PR I Рецензенти: д-р на техническите науки А.<...>К о п т е в, зам. Ръководител на отдела на Държавния научен център "ЦСКБ - Прогрес" С. И. Миненко P306 ПетровичевМ.А.<...>Система енергоснабдяванена борда комплекскосмически кораб: учебник. надбавка / М.А. Петровичев, КАТО. Гъртов.<...>Учебникът е предназначен за студенти от специалност 160802 " пространство устройстваи ускоряващи блокове."<...>УДК 629.78.05 BBK 39.62 ISBN 978-5-7883-0608-7 2 © Петровичев М. А., Гуртов А. С., 2007 © Самарски държавен аерокосмически университет, 2007 Система захранванекомплекс на бордовия космически кораб От всички видове енергия електрическата е най-универсалната.<...>. Система захранване(SES) CAе една от най-важните системи, осигуряващи функционалността CA. <...>Надеждността на SES до голяма степен се определя от 3 резервирането на всички видове източници, преобразуватели, превключване оборудванеи мрежи.<...>Структура системи захранване CAОсновен система захранване CAе системапостоянен ток.<...>За противодействие на пиковите натоварвания използвайте буфер източник. <...>За първи път на за многократна употреба CAСовалката използва безбуферна система за захранване.<...> 4 Система разпространениеКонвертор Конвертор Мрежов потребител Първичен източник Буфер източникОриз.<...>Устройство на апарата на системата за космическо захранване Буфер източникхарактеризиращ се с факта, че общата енергия, която произвежда, е нула.<...>За да съпоставите характеристиките на батерията с първичния източник и мрежата, използвайте<...>

Система_за_енергоснабдяване_на_бордовия_комплекс_на_космическия кораб_.pdf

ФЕДЕРАЛНА АГЕНЦИЯ ПО ОБРАЗОВАНИЕТО ДЪРЖАВНА ОБРАЗОВАТЕЛНА ИНСТИТУЦИЯ ЗА ВИСШЕ ПРОФЕСИОНАЛНО ОБРАЗОВАНИЕ „САМАРСКИ ДЪРЖАВЕН Аерокосмически университет на името на академик S.P. ЦАРИЦА" М. А. ПЕТРОВИЧЕВ, А. С. ГУРТОВ СИСТЕМА ЗА ЕЛЕКТРОЗАХРАНВАНЕ НА БОРДНИЯ КОМПЛЕКС НА КОСМИЧЕСКИТЕ КАРЕТИ Одобрено от Редакционно-издателския съвет на университета като учебно помагало САМАР А Издателство ССАУ 2007 г.

Страница 1

UDC 629.78.05 BBK 39.62 P306 Иновативна образователна програма „Развитие на център за компетентност и обучение на специалисти от световна класа в областта на аерокосмическите и геоинформационните технологии“ Рецензенти: доктор на техническите науки А. Н. Коптев, заместник-началник на отдела на Държавната научна Научно-изследователски център ЦСКБ "С. И. Петрович П306 Система за захранване на бордовия космически кораб" / М. А. Петрович, Държавен аерокосмически университет, 2007. - 88 с тяхното използване за космическа техника предоставя доста обширен справочен материал, който може да се използва в курсовата и дипломна работа от студенти от неелектрически специалности. Може да бъде полезно и за млади специалисти в ракетно-космическата индустрия. Подготвена в катедра „Летателна техника“. UDC 629.78.05 BBK 39.62 ISBN 978-5-7883-0608-7 2 © Петровичев М. А., Гуртов А. С., 2007 © Самарски държавен аерокосмически университет, 2007 ПРЕДИ И Т КЕТО Н Е Н А Т И О Н Л Н И П Р Е С

Страница 2

Система за захранване на комплекса на бордовия космически кораб От всички видове енергия електрическата е най-универсалната. В сравнение с други видове енергия, той има редица предимства: електрическата енергия лесно се преобразува в други видове енергия, ефективността на електрическите инсталации е много по-висока от ефективността на инсталациите, работещи с други видове енергия, електрическата енергия е лесна за предава по кабели към потребителя, електрическата енергия се разпределя лесно между потребителите. Автоматизирането на процесите на управление на полета на всеки космически кораб (КА) е немислимо без електрическа енергия. Електрическата енергия се използва за задвижване на всички елементи на устройствата и оборудването на космическия кораб (задвижваща група, управление, комуникационни системи, измервателна апаратура, отопление и др.). Системата за електрозахранване (PSS) на космически кораб е една от най-важните системи, осигуряващи работата на космическия кораб. Основните изисквания за SES: необходимото снабдяване с енергия за завършване на целия полет, надеждна работа в условия на безтегловност, необходимата надеждност, осигурена чрез резервиране (по отношение на мощността) на основния източник и буфер, липса на емисии и потребление на газове, възможност за работа във всяка позиция в пространството, минимално тегло, минимална цена. Цялата електрическа енергия, необходима за изпълнение на полетната програма (за нормална работа, както и за някои ненормални), трябва да бъде на борда на космическия кораб, тъй като нейното попълване е възможно само за пилотирани станции. Надеждността на SES до голяма степен се определя от 3

• Какво да направите, ако компютърът ви изостава много
• Бързо набиране: най-добрите визуални отметки за браузъра Google Chrome
• Как да деактивирате добавките на браузъра, които блокират изпълнението на скриптове
• Нова технология от Google „Instant apps“ – какво е това и как да инсталирате актуализация на Instant apps
• Влизане във Facebook „Моята страница“.
• Регистрирайте се във Facebook и влезте във вашата страница
• Отстранете проблема със споделянето на принтер
• Отстранете проблема със споделянето на принтер
• Какво трябва да знаете за ограниченията във Facebook
• Основи на Linux за начинаещи

• Заобикаляне на ограниченията на TeamViewer
• Генератор на случайни пароли Генератор на телефонни пароли с парола
• Как да направите блокове в ред с помощта на css?
• Инсталиране на Joomla на вашия локален компютър
• Какви интересни неща можете да намерите в интернет?
• Преглед на Sony Ericsson Xperia Neo: отговаря на очакванията
• Смартфон Samsung GT I8160 Galaxy Ace II: прегледи и спецификации
• Аналог на Bla Bla Car в Русия: какви алтернативи има услугата, каква е разликата?
• NewPipe е безплатен аналог на YouTube с опция за изтегляне на музика и видеоклипове на Android
• Как да проверите скоростта на хостване и зареждане на страници на уеб ресурс Два начина да стигнете до дъното на истината