خانه > فایل ها و پوشه ها > منبع تغذیه برای فضاپیماها سیستم منبع تغذیه برای مجتمع فضاپیمای داخل هواپیما (RUB 160.00) طراحی سیستم منبع تغذیه برای فضاپیما


منبع تغذیه برای فضاپیماها سیستم منبع تغذیه برای مجتمع فضاپیمای داخل هواپیما (RUB 160.00) طراحی سیستم منبع تغذیه برای فضاپیما




این اختراع مربوط به حوزه انرژی فضایی، به ویژه سیستم‌های منبع تغذیه داخلی برای فضاپیماها (SC) است. بر اساس این اختراع، سیستم منبع تغذیه یک فضاپیما شامل یک باتری خورشیدی، یک تثبیت کننده ولتاژ، یک باتری قابل شارژ، یک تنظیم کننده قدرت شدید است که در آن تثبیت کننده ولتاژ باتری خورشیدی و دستگاه تخلیه باتری در شکلی از اینورترهای پل با یک ترانسفورماتور مشترک، در حالی که ورودی شارژر به سیم پیچ خروجی ترانسفورماتور متصل است، دستگاه های قدرت بار با ولتاژ خروجی AC یا DC خود به سیم پیچ های خروجی دیگر ترانسفورماتور متصل می شوند و یکی از دستگاه های برق بار به تثبیت کننده باتری خورشیدی و دستگاه تخلیه باتری متصل می شود. نتیجه فنی گسترش قابلیت‌های سیستم منبع تغذیه فضاپیما، بهبود کیفیت ولتاژ خروجی، کاهش هزینه‌های توسعه و ساخت و کاهش زمان توسعه سیستم است. 1 بیمار

نقشه های ثبت اختراع RF 2396666

اختراع حاضر به حوزه انرژی فضایی، به طور خاص به سیستم های منبع تغذیه (EPS) فضاپیما (SC) مربوط می شود.

سیستم های منبع تغذیه فضاپیماها به طور گسترده ای شناخته شده هستند، متشکل از یک باتری خورشیدی، یک باتری قابل شارژ، و همچنین مجموعه ای از تجهیزات الکترونیکی که عملکرد مشترک این منابع را برای بار فضاپیما، تبدیل ولتاژ و تثبیت تضمین می کند.

مشخصات تاکتیکی و فنی SEP و برای فناوری فضایی مهمترین آنها قدرت خاص است، یعنی. نسبت توان تولید شده توسط سیستم منبع تغذیه به جرم آن (Pud=Psep/Msep) در درجه اول به ویژگی های جرم خاص منابع فعلی مورد استفاده بستگی دارد، اما همچنین تا حد زیادی به نمودار ساختاری اتخاذ شده از PDS، تشکیل شده بستگی دارد. توسط مجموعه تجهیزات الکترونیکی PDS که حالت های بهره برداری از منابع و کارایی استفاده از پتانسیل آنها را تعیین می کند.

سیستم های منبع تغذیه فضاپیماهای شناخته شده با نمودارهای ساختاری وجود دارد که ارائه می دهد: تثبیت ولتاژ DC بر روی بار (با دقت 0.5-1.0٪ از مقدار اسمی)، تثبیت ولتاژ در باتری خورشیدی، که باعث قطع برق از آن در نزدیکی می شود. نقطه عملکرد بهینه مشخصه جریان-ولتاژ (ویژگی های ولت آمپر)، و همچنین پیاده سازی الگوریتم های کنترل بهینه برای حالت های عملکرد باتری های قابل شارژ، اطمینان از بالاترین پارامترهای خازنی ممکن در طول چرخه طولانی مدت باتری ها در مدار را ممکن می سازد. به عنوان نمونه ای از این گونه سیستم های تغذیه، پروژه یک سیستم منبع تغذیه برای یک فضاپیمای ارتباطی زمین ایستا را در مقاله A POWER, FOR A TELECOMUNICATION Satellite ارائه می کنیم. L.Croci, P.Galantini, C.Marana (مجموعه مقالات کنفرانس قدرت فضایی اروپا که در گراتس، اتریش، 23-27 اوت 1993 برگزار شد (ESA WPP-054، اوت 1993). PDS پیشنهادی با توان 5 کیلووات، با ولتاژ 42 ولت راندمان استفاده از توان باتری خورشیدی 97 درصد، راندمان استفاده از ظرفیت باتری 80 درصد (در پایان عمر 15 ساله فضاپیما).

نمودار ساختاری PDS تقسیم باتری خورشیدی را به 16 بخش ارائه می دهد که هر کدام توسط تثبیت کننده ولتاژ شنت خود تنظیم می شود و خروجی بخش ها از طریق دیودهای جداکننده به یک باس تثبیت شده مشترک متصل می شود که 42 قسمت را حفظ می کند. V ± 1٪. تثبیت کننده های شنت ولتاژ 42 ولت را در بخش های باتری خورشیدی حفظ می کنند و طراحی باتری خورشیدی به گونه ای انجام می شود که در پایان 15 سال نقطه عملکرد بهینه مشخصه جریان-ولتاژ با این ولتاژ مطابقت دارد.

اکثریت قریب به اتفاق سیستم های منبع تغذیه خارجی و تعدادی از فضاپیماهای داخلی، مانند HS-702، A-2100 (ایالات متحده آمریکا)، Spacebus-3000، 4000 (اروپا غربی)، Sesat، "Express-AM"، "یامال" (روسیه) و غیره

در مقاله "مجموعه ابزار سیستم های منبع تغذیه ماهواره ای با تنظیم شدید انرژی باتری خورشیدی"، نویسندگان V.S. Kudryashov, M.V. Nesterishin, A.V. Zhikharev, V.O. Elman, A.S., جلد 47, آوریل 2004, شماره 4) شرحی از نمودار ساختاری یک سیستم انتقال نیرو با یک تنظیم کننده انرژی باتری خورشیدی شدید، تأثیر چنین تنظیمی را بر روی ماهواره ارتباطی زمین ثابت "Express-A" نشان می دهد که با توجه به نتایج اندازه گیری های پروازی، تا 5٪ افزایش یافته است. در توان باتری خروجی طبق طرح با تنظیم کننده باتری خورشیدی شدید، سیستم های تغذیه بسیاری از فضاپیماهای داخلی مانند فضاپیمای زمین ثابت "Gals"، "Express"، "Glonass-M" در مدار بالا، "Gonets" در مدار پایین ساخته شده است. ، و غیره.

با وجود ویژگی های تاکتیکی و فنی بالا به دست آمده از SEP فضاپیماهای مدرن، آنها یک اشکال مشترک دارند - جهانی نیستند، که دامنه استفاده از آنها را محدود می کند.

مشخص است که برای تغذیه تجهیزات مختلف یک فضاپیما خاص، چندین درجه بندی ولتاژ تغذیه مورد نیاز است، از واحدها تا ده ها و صدها ولت، در حالی که در PDS پیاده سازی شده، برای مثال، یک گذرگاه منبع تغذیه واحد DC با یک رتبه تشکیل می شود. ، 27 ولت، یا 40 ولت، یا 70 بی، یا 100 ولت.

هنگام تغییر از یک رتبه بندی ولتاژ منبع تغذیه تجهیزات به دیگری، لازم است یک سیستم منبع تغذیه جدید با طراحی مجدد ریشه ای منابع فعلی - باتری های خورشیدی و قابل شارژ - و با هزینه های زمانی و مالی مربوطه ایجاد شود.

این اشکال به ویژه بر ایجاد تغییرات جدید فضاپیما بر اساس نسخه اصلی که جهت اصلی در مهندسی فضاپیما مدرن است تأثیر می گذارد.

یکی دیگر از معایب این سیستم ها، ایمنی کم مصرف کنندگان برق در داخل فضاپیما است. این با وجود یک اتصال گالوانیکی بین اتوبوس های برق تجهیزات و منابع جریان توضیح داده می شود. بنابراین، در هنگام نوسانات بار ناگهانی، به عنوان مثال، هنگامی که مصرف کنندگان جداگانه روشن یا خاموش می شوند، نوسانات ولتاژ در گذرگاه خروجی مشترک سیستم منبع تغذیه رخ می دهد که به اصطلاح. فرآیندهای گذرا ناشی از نوسانات ولتاژ در مقاومت داخلی منابع جریان.

یک سیستم منبع تغذیه با یک نمودار ساختاری جدید پیشنهاد شده است که معایب ذکر شده در بالا را از سیستم های منبع تغذیه شناخته شده برای فضاپیماها حذف می کند.

نزدیکترین راه حل فنی به راه حل پیشنهادی، سیستم منبع تغذیه فضاپیمای مستقل طبق حق اختراع RF 2297706 است که به عنوان نمونه اولیه انتخاب شده است.

نمونه اولیه دارای همان معایبی است که مشابه آنالوگ های ذکر شده در بالا.

هدف از اختراع پیشنهادی گسترش قابلیت‌های سیستم منبع تغذیه فضاپیما، بهبود کیفیت ولتاژ خروجی، کاهش هزینه‌های توسعه و ساخت و کاهش زمان توسعه سیستم است.

ماهیت اختراع ادعا شده توسط نقاشی نشان داده شده است.

سیستم منبع تغذیه شامل یک باتری خورشیدی 1، یک باتری 2، یک تثبیت کننده ولتاژ باتری خورشیدی 3، یک دستگاه تخلیه باتری 4، یک شارژر باتری 5، یک تنظیم کننده انرژی خورشیدی شدید باتری 6 است که توسط ورودی های آن به دستگاه های تخلیه 4 وصل شده است. شارژر 5 و به یک حسگر جریان باتری خورشیدی 7 و خروجی با تثبیت کننده ولتاژ باتری خورشیدی 3 است.

استابلایزر 3 و دستگاه تخلیه 4 به صورت اینورتر پل ساخته شده اند. توضیحاتی در مورد اینورترهای پل ارائه شده است، به عنوان مثال، در مقالات: "مبدلهای ولتاژ فرکانس بالا با سوئیچینگ رزونانس"، نویسنده A.V. Lukin (zh. ELECTROPITANIE، مجموعه علمی و فنی شماره 1، ویرایش شده توسط انجمن Yu.I. Konev. "منبع تغذیه"، M.، 1993)، رگولاتور تقویت کننده باک متصل سری برای تنظیم ولتاژ DC با راندمان بالا، نویسنده Arthur G. Birchenough (تذکره فنی ناسا 2003-212514، مرکز تحقیقات ناسا لوئیس، کلیولند، ON)، و همچنین در مقاله BLOCK DIAGRAM AND CIRCUIT SOLUTIONS FOR AUTOMATION AND STABILIZATION COMPLEXES OF SEP OF UNSEALED GEOSTATIONARY SC WITH GALVANICA Isolation OF Onboard EQUIPMENT FROM SOLAR AND BATTERY BATTERY A.S.V.BATTERI,El.manyhevs. ، Ku Dryashov V.S. ، به "سیستم های الکترونیکی و الکترومکانیکی" مراجعه کنید و دستگاه ها: شنبه آثار علمی SPC "Polyus". - تومسک: MGP "RASKO" در انتشارات "رادیو و ارتباطات"، 2001، 568 ص.

سیم پیچ های خروجی 9، 10 تثبیت کننده و دستگاه تخلیه به ترتیب به ترانسفورماتور مشترک 8 به عنوان سیم پیچ اولیه آن متصل می شوند. باتری خورشیدی 1 توسط باس های مثبت و منفی به استابلایزر 3 متصل می شود و سنسور جریان 7 مذکور در یکی از باس ها نصب می شود.باطری 2 توسط باس های مثبت و منفی به دستگاه تخلیه متصل می شود. شارژر 5 از طریق ورودی خود به سیم پیچ ثانویه 11 ترانسفورماتور 8 و با خروجی خود به گذرگاه های مثبت و منفی باتری 2 متصل می شود.

دستگاه های برق 13 از بارهای 14 با رتبه های ولتاژ خروجی AC خود به سیم پیچ های ثانویه 12 ترانسفورماتور 8 و دستگاه های برق 16 از بارهای 17 DC با رتبه های ولتاژ خود به سیم پیچ های ثانویه 15 ترانسفورماتور 8 متصل می شوند. دستگاه های برق 18 از بارهای 19 DC یا AC متصل به سیم پیچ ثانویه 20 ترانسفورماتور 8 به عنوان اصلی انتخاب می شوند و برای تثبیت ولتاژ روی سیم پیچ ثانویه 20 ترانسفورماتور 8 استفاده می شود. ، دستگاه 18 توسط اتصالات بازخورد به تثبیت کننده 3 و دستگاه تخلیه 4 متصل می شود.

تشکیل یک ولتاژ متناوب در سیم پیچ خروجی 9 تثبیت کننده 3 توسط مدار کنترل آن 21 تضمین می شود که طبق قانون خاصی ترانزیستورهای 22، 23 و 24، 25 را به ترتیب جفت باز می کند.

به روشی مشابه، یک ولتاژ متناوب روی سیم‌پیچ خروجی دستگاه 10 بیتی 4 توسط مدار کنترل آن از 26 ترانزیستور 27، 28 و 29، 30 تولید می‌شود.

تنظیم کننده قدرت فوق العاده 6، با در نظر گرفتن خوانش سنسور جریان 7 و ولتاژ روی باتری خورشیدی 1، یک سیگنال اصلاحی برای تغییر قانون باز شدن ترانزیستورهای تثبیت کننده 3 تولید می کند تا ولتاژی روی خورشیدی برقرار شود. باتری برابر با ولتاژ بهینه مشخصه جریان-ولتاژ (مشخصه I-V) باتری خورشیدی است.

سیستم منبع تغذیه در حالت های اصلی زیر عمل می کند.

1. منبع تغذیه بارها از باتری خورشیدی.

هنگامی که قدرت باتری خورشیدی از کل توان مصرفی بارها بیشتر می شود، تثبیت کننده پل 3 با استفاده از بازخورد دستگاه 18 و تثبیت کننده 3، روی سیم پیچ ثانویه 20 ترانسفورماتور 8 ولتاژ پایداری را در سطحی حفظ می کند که پایداری ولتاژ مورد نیاز را بر روی بار تضمین می کند 19. در عین حال، در سیم پیچ های ثانویه 11، 12، 15 ترانسفورماتور نیز با در نظر گرفتن نسبت تبدیل سیم پیچ ها، ولتاژ متناوب پایدار را حفظ می کند. باتری 2 کاملا شارژ شده است. شارژر 5 و دشارژ 4 خاموش هستند، رگولاتور افراطی 6 خاموش است.

2. باتری را شارژ کنید.

هنگامی که شارژ باتری ضروری می شود، شارژر 5 سیگنالی را برای روشن کردن شارژ تولید می کند و با تبدیل جریان متناوب از سیم پیچ ثانویه 11 ترانسفورماتور 8 به جریان مستقیم برای شارژ باتری، آن را فراهم می کند. سیگنال روشن کردن شارژر 5 نیز به ورودی رگولاتور افراطی 6 ارسال می شود که تثبیت کننده 3 را در حالت کنترل قدرت شدید باتری خورشیدی روشن می کند. مقدار جریان شارژ باتری با تفاوت بین قدرت باتری خورشیدی در نقطه عملکرد بهینه مشخصات جریان-ولتاژ آن و توان کل بارها تعیین می شود. دستگاه تخلیه غیرفعال است.

3. منبع تغذیه بار از باتری.

این حالت زمانی شکل می‌گیرد که فضاپیما وارد سایه زمین یا ماه شود، در شرایط غیرعادی احتمالی با از دست دادن جهت پانل‌های خورشیدی، یا زمانی که فضاپیما با تا شدن صفحات خورشیدی به مدار پرتاب می‌شود. خروجی پنل خورشیدی صفر است و بار با تخلیه باتری تغذیه می شود. در این حالت تثبیت ولتاژ روی سیم پیچ ثانویه 20 ترانسفورماتور 8 توسط دستگاه تخلیه مشابه حالت اول و با استفاده از بازخورد دستگاه 18 به دستگاه تخلیه انجام می شود استابلایزر 3، رگولاتور اکستریم 6، شارژر 5 غیرفعال هستند.

4. بار به طور مشترک از یک باتری خورشیدی و یک باتری تغذیه می شود.

این حالت زمانی شکل می‌گیرد که نیروی باتری خورشیدی کافی برای تامین انرژی همه مصرف‌کنندگان متصل وجود نداشته باشد، به عنوان مثال، هنگامی که بارهای اوج روشن هستند، در حین مانورهای فضاپیما برای اصلاح مدار، در هنگام ورود و خروج فضاپیما از مناطق سایه مدار و غیره.

در این حالت، تثبیت کننده 3 توسط رگلاتور افراطی 6، به دنبال سیگنالی از دستگاه تخلیه 4، به حالت کنترل توان شدید باتری خورشیدی 1 روشن می شود و با تخلیه بارها، برق از دست رفته برای تغذیه بارها اضافه می شود. باتری 2. تثبیت ولتاژ روی سیم پیچ ثانویه 20 ترانسفورماتور 8 توسط دستگاه تخلیه 4 با استفاده از بازخورد دستگاه 18 به دستگاه بیت 4 ارائه می شود.

سیستم منبع تغذیه کاملاً خودکار عمل می کند.

سیستم منبع تغذیه فضاپیما پیشنهادی دارای مزایای زیر نسبت به سیستم های شناخته شده است:

در خروجی رتبه بندی ولتاژ DC یا AC پایدار مورد نیاز برای تامین انرژی انواع بارهای فضاپیما را فراهم می کند، که قابلیت های کاربردی آن را در فضاپیماهای کلاس های مختلف یا هنگام ارتقاء دستگاه های موجود گسترش می دهد.

کیفیت بالاتر ولتاژ تغذیه بارها به دلیل کاهش تداخل، زیرا باس های قدرت بار به صورت گالوانیکی (از طریق ترانسفورماتور) از باس های منبع جریان جدا می شوند.

درجه بالایی از یکپارچگی سیستم تضمین شده و توانایی انطباق آن با شرایط متغیر استفاده در انواع مختلف فضاپیماها یا تغییرات آنها با حداقل تغییر از نظر دستگاه های قدرت بار، بدون تأثیر بر اجزای اصلی سیستم (خورشیدی و باتری های باتری، تثبیت کننده، شارژر و دستگاه های تخلیه)،

امکان طراحی مستقل و بهینه سازی منابع جریان بر اساس ولتاژ، انتخاب اندازه استاندارد باتری ها، ژنراتورهای تک باتری خورشیدی و غیره را فراهم می کند.

زمان و هزینه برای توسعه و ساخت یک سیستم منبع تغذیه کاهش می یابد.

در حال حاضر در JSC "ISS" به نام. M.F. Reshetnev، همراه با تعدادی از شرکت های مرتبط، در حال توسعه سیستم منبع تغذیه پیشنهادی است و ساخت اجزای آزمایشگاهی جداگانه دستگاه در حال انجام است. اولین نمونه های اینورتر پل به راندمان 95-96.5 درصد دست یافتند.

از مطالب اطلاعات ثبت اختراع شناخته شده برای متقاضی، هیچ مجموعه ای از ویژگی های مشابه مجموعه ویژگی های شی مورد ادعا یافت نشد.

مطالبه

سیستم منبع تغذیه فضاپیما، متشکل از یک باتری خورشیدی متصل شده توسط باس های مثبت و منفی خود به یک تثبیت کننده ولتاژ، یک باتری قابل شارژ که توسط باس های مثبت و منفی خود به ورودی و خروجی شارژر متصل می شود، یک تنظیم کننده قدرت فوق العاده باتری خورشیدی توسط ورودی های خود به یک سنسور جریان متصل می شود، که در یکی از اتوبوس ها بین باتری خورشیدی و تثبیت کننده ولتاژ، دستگاه های تخلیه و شارژر باتری نصب شده است، و خروجی - با تثبیت کننده ولتاژ باتری خورشیدی، با مشخصه این که ولتاژ تثبیت کننده باتری خورشیدی و دستگاه تخلیه باتری به صورت اینورترهای پل با ترانسفورماتور مشترک ساخته می شوند که در این حالت ورودی شارژر به سیم پیچ خروجی ترانسفورماتور متصل می شود و دستگاه های برق را با آنها بارگیری می کنند. رتبه های ولتاژ خروجی AC یا DC خود به سیم پیچ های خروجی دیگر ترانسفورماتور متصل می شوند و یکی از دستگاه های برق بار به تثبیت کننده باتری خورشیدی و دستگاه تخلیه باتری متصل می شود.

حق چاپ تصویر SPL

ماموریت های فضایی که چندین دهه طول می کشد - یا حتی بیشتر - به نسل جدیدی از منابع انرژی نیاز دارند. مقاله نویس تصمیم گرفت تا بفهمد طراحان چه گزینه هایی دارند.

سیستم قدرت جزء حیاتی یک فضاپیما است. این سیستم ها باید بسیار قابل اعتماد بوده و برای کار در شرایط سخت طراحی شده باشند.

دستگاه های پیچیده مدرن به انرژی بیشتر و بیشتری نیاز دارند - آینده منابع انرژی آنها چگونه است؟

یک گوشی هوشمند مدرن به سختی می تواند یک روز را با یک بار شارژ دوام بیاورد. و کاوشگر وویجر که 38 سال پیش پرتاب شد، هنوز هم سیگنال‌هایی را به زمین ارسال می‌کند، زیرا قبلاً منظومه شمسی را ترک کرده است.

کامپیوترهای وویجر قادر به انجام 81 هزار عملیات در ثانیه هستند - اما پردازنده تلفن هوشمند هفت هزار برابر سریعتر کار می کند.

  • مقالات دیگر در وب سایت آینده بی بی سی به زبان روسی

البته هنگام طراحی یک گوشی، فرض بر این است که به طور منظم شارژ می شود و بعید است که چندین میلیون کیلومتر از نزدیکترین پریز فاصله داشته باشد.

شارژ باتری یک فضاپیما که طبق برنامه باید در صد میلیون کیلومتری منبع فعلی قرار داشته باشد امکان پذیر نخواهد بود - این فضاپیما باید بتواند باتری هایی با ظرفیت کافی را برای چندین دهه حمل کند. ، یا به تنهایی برق تولید کند.

به نظر می رسد که حل چنین مشکل طراحی بسیار دشوار است.

برخی از دستگاه های سواری فقط گاهی اوقات به برق نیاز دارند، اما برخی دیگر باید همیشه در حال کار باشند.

گیرنده ها و فرستنده ها باید همیشه روشن باشند و در پروازهای سرنشین دار یا ایستگاه فضایی سرنشین دار، همچنین سیستم های پشتیبانی حیات و روشنایی باید روشن باشند.

حق چاپ تصویرناساعنوان تصویر موتورهای وویجر مدرن ترین نیستند، اما 38 سال با موفقیت خدمت کرده اند

دکتر رائو سورامپودی سرپرستی برنامه فناوری های انرژی در آزمایشگاه رانش جت در موسسه فناوری کالیفرنیا در ایالات متحده است. برای بیش از 30 سال، او در حال توسعه سیستم های منبع تغذیه برای وسایل نقلیه مختلف ناسا بوده است.

او گفت که سیستم قدرت معمولاً حدود 30 درصد از جرم کل فضاپیما را تشکیل می دهد. سه مشکل اصلی را حل می کند:

  • تولید برق
  • ذخیره سازی برق
  • توزیع برق

تمام این قسمت های سیستم برای عملکرد دستگاه حیاتی هستند. آنها باید وزن کمی داشته باشند، بادوام باشند و "چگالی انرژی" بالایی داشته باشند - یعنی از حجم نسبتاً کمی انرژی زیادی تولید کنند.

علاوه بر این، آنها باید قابل اعتماد باشند، زیرا فرستادن فرد به فضا برای تعمیر خرابی ها بسیار غیر عملی است.

این سیستم نه تنها باید انرژی کافی برای همه نیازها تولید کند، بلکه باید این کار را در طول پرواز انجام دهد - که می تواند برای چندین دهه، و در آینده، شاید قرن ها ادامه یابد.

سورامپودی می گوید: "عمر طراحی باید طولانی باشد - اگر چیزی خراب شود، کسی نیست که آن را تعمیر کند. پرواز به مشتری از 5 تا 7 سال طول می کشد، تا پلوتون - بیش از 10 سال، و خروج از خورشید به طول می انجامد." سیستم، از 20 تا 30 سال طول می کشد."

حق چاپ تصویرناساعنوان تصویر ماموریت انحراف سیارک ناسا از نوع جدیدی از انرژی خورشیدی استفاده خواهد کرد که کارآمدتر و بادوام تر از پیشینیان خود است.

سیستم‌های قدرت یک فضاپیما تحت شرایط بسیار خاصی قرار دارند - آنها باید در غیاب گرانش، در خلاء، تحت تأثیر تشعشعات بسیار شدید (که اکثر دستگاه‌های الکترونیکی معمولی را از بین می‌برند) و دماهای شدید فعال بمانند.

این متخصص می گوید: "اگر روی زهره فرود بیایید، دمای بیرون 460 درجه خواهد بود. و هنگام فرود روی مشتری، دما منفی 150 خواهد بود."

وسایل نقلیه ای که به سمت مرکز منظومه شمسی حرکت می کنند هیچ کمبودی در انرژی جمع آوری شده توسط پانل های فتوولتائیک خود ندارند.

این پنل ها ممکن است کمی متفاوت از پنل های خورشیدی نصب شده بر روی پشت بام ساختمان های مسکونی به نظر برسند، اما بازدهی بسیار بالاتری دارند.

در نزدیکی خورشید بسیار گرم است و پانل های فتوولتائیک ممکن است بیش از حد گرم شوند. برای جلوگیری از این، پانل ها از خورشید دور می شوند.

در مدار سیاره ای، پانل های فتوولتائیک کارایی کمتری دارند: آنها انرژی کمتری تولید می کنند، زیرا هر از گاهی توسط خود سیاره از خورشید حصار می شوند. در چنین شرایطی، یک سیستم ذخیره انرژی قابل اعتماد ضروری است.

محلول اتمی

چنین سیستمی می تواند بر اساس باتری های نیکل-هیدروژن ساخته شود که می تواند بیش از 50 هزار چرخه شارژ را تحمل کند و بیش از 15 سال کار کند.

برخلاف باتری‌های معمولی که در فضا کار نمی‌کنند، این باتری‌ها مهر و موم شده‌اند و می‌توانند به طور معمول در خلاء کار کنند.

با دور شدن از خورشید، سطح تابش خورشید به طور طبیعی کاهش می یابد: برای زمین 1374 وات بر متر مربع، برای مشتری - 50، و برای پلوتون - تنها یک وات در هر متر مربع است.

بنابراین، اگر دستگاه فراتر از مدار مشتری پرواز کند، از سیستم های قدرت اتمی استفاده می کند.

رایج ترین آنها ژنراتور ترموالکتریک رادیوایزوتوپ (RTG) است که در کاوشگرهای مریخ نورد وویجر، کاسینی و کنجکاوی استفاده می شود.

حق چاپ تصویرناساعنوان تصویر یک ژنراتور استرلینگ رادیو ایزوتوپ بهبود یافته به عنوان منبع انرژی احتمالی برای ماموریت های طولانی مدت در نظر گرفته می شود.

این پاورها قطعات متحرک ندارند. آنها از تجزیه ایزوتوپ های رادیواکتیو مانند پلوتونیوم انرژی تولید می کنند. عمر مفید آنها بیش از 30 سال است.

اگر نمی توان از RTG استفاده کرد (مثلاً اگر برای محافظت از خدمه در برابر تشعشعات به صفحه نمایشی که برای پرواز بسیار حجیم است نیاز باشد) و پنل های فتوولتائیک مناسب نیستند زیرا فاصله از خورشید بسیار زیاد است، می توان از سلول های سوختی استفاده کرد. .

پیل‌های سوختی هیدروژن-اکسیژن در برنامه‌های فضایی جمینی و آپولو آمریکا استفاده شد. چنین سلول هایی را نمی توان دوباره شارژ کرد، اما انرژی زیادی آزاد می کنند و محصول جانبی این فرآیند آب است که خدمه می توانند آن را بنوشند.

ناسا و آزمایشگاه پیشرانه جت در حال کار برای ایجاد سیستم های قدرتمندتر، انرژی بر و فشرده تر با عمر عملیاتی بالا هستند.

اما فضاپیماهای جدید به انرژی بیشتر و بیشتری نیاز دارند: سیستم های داخلی آنها دائما پیچیده تر می شوند و برق زیادی مصرف می کنند.

برای پروازهای طولانی، ممکن است از نیروی محرکه اتمی-الکتریکی استفاده شود

این به ویژه در مورد کشتی هایی که از محرک الکتریکی استفاده می کنند صادق است - برای مثال، پیشرانه یونی، که برای اولین بار در کاوشگر Deep Space 1 در سال 1998 استفاده شد و از آن زمان به طور گسترده مورد استفاده قرار گرفت.

موتورهای الکتریکی معمولاً با رهاسازی الکتریکی سوخت با سرعت بالا کار می‌کنند، اما موتورهایی نیز وجود دارند که از طریق تعامل الکترودینامیکی با میدان‌های مغناطیسی سیارات، خودرو را شتاب می‌دهند.

اکثر سیستم های انرژی زمینی قادر به کار در فضا نیستند. بنابراین، هر مدار جدیدی قبل از نصب بر روی یک فضاپیما تحت یک سری آزمایشات جدی قرار می گیرد.

آزمایشگاه‌های ناسا شرایط سختی را که در آن دستگاه جدید باید در آن کار کند، بازسازی می‌کنند: این دستگاه تحت تابش تشعشع قرار می‌گیرد و در معرض تغییرات شدید دما قرار می‌گیرد.

به سوی مرزهای جدید

این امکان وجود دارد که در پروازهای آینده از ژنراتورهای رادیوایزوتوپ بهبود یافته استرلینگ استفاده شود. آنها بر اساس اصل مشابه RTG کار می کنند، اما بسیار کارآمدتر هستند.

علاوه بر این، آنها را می توان در اندازه بسیار کوچک ساخت - اگرچه این باعث می شود طراحی پیچیده تر شود.

همچنین باتری های جدیدی برای پرواز برنامه ریزی شده ناسا به اروپا، یکی از قمرهای مشتری، ساخته می شوند. آنها می توانند در دمای 80- تا 100- درجه کار کنند.

و باتری های لیتیوم یون جدیدی که طراحان در حال حاضر روی آن کار می کنند دو برابر باتری های فعلی ظرفیت خواهند داشت. با کمک آنها، فضانوردان قادر خواهند بود، برای مثال، قبل از بازگشت به کشتی برای شارژ مجدد، دو برابر زمان بیشتری را در سطح ماه بگذرانند.

حق چاپ تصویر SPLعنوان تصویر برای تامین انرژی این گونه شهرک ها، به احتمال زیاد به انواع جدیدی از سوخت نیاز خواهد بود.

پنل های خورشیدی جدیدی نیز در حال طراحی هستند که می توانند به طور موثر انرژی را در شرایط نور کم و دمای پایین جمع آوری کنند - این به دستگاه های روی پانل های فتوولتائیک اجازه می دهد تا دورتر از خورشید پرواز کنند.

در مرحله ای، ناسا قصد دارد یک پایگاه دائمی در مریخ - و شاید در سیارات دورتر ایجاد کند.

سیستم‌های انرژی چنین سکونتگاه‌هایی باید بسیار قدرتمندتر از سیستم‌هایی باشند که در حال حاضر در فضا استفاده می‌شوند و برای عملیات بسیار طولانی‌تر طراحی شده‌اند.

ماه دارای مقدار زیادی هلیوم-3 است - این ایزوتوپ در زمین کمیاب است و یک سوخت ایده آل برای نیروگاه های همجوشی است. با این حال، هنوز امکان دستیابی به پایداری کافی همجوشی گرما هسته ای به منظور استفاده از این منبع انرژی در فضاپیما وجود ندارد.

علاوه بر این، راکتورهای گرما هسته ای که امروزه وجود دارند فضای آشیانه هواپیما را اشغال می کنند و در این شکل استفاده از آنها برای پروازهای فضایی غیرممکن است.

آیا می توان از راکتورهای هسته ای متعارف - به ویژه در وسایل نقلیه با نیروی محرکه الکتریکی و در مأموریت های برنامه ریزی شده به ماه و مریخ استفاده کرد؟

در این مورد، مستعمره مجبور نیست منبع برق جداگانه ای را حفظ کند - راکتور کشتی می تواند نقش خود را ایفا کند.

برای پروازهای طولانی، ممکن است از نیروی محرکه اتمی-الکتریکی استفاده شود.

سورامپودی می‌گوید: «ماموریت انحراف سیارک به پنل‌های خورشیدی بزرگ نیاز دارد تا انرژی الکتریکی کافی برای مانور در اطراف سیارک فراهم کند. ما در حال حاضر به پیشرانه‌های خورشیدی-الکتریکی نگاه می‌کنیم، اما پیشرانه‌های هسته‌ای-الکتریکی ارزان‌تر خواهند بود.»

با این حال، بعید است به این زودی شاهد فضاپیمای هسته‌ای باشیم.

این متخصص توضیح می دهد: "این فناوری هنوز به اندازه کافی به بلوغ نرسیده است. ما باید قبل از پرتاب چنین وسیله ای به فضا از ایمنی آن اطمینان کامل داشته باشیم."

برای اطمینان از اینکه راکتور می تواند در برابر سختی های پرواز فضایی مقاومت کند، آزمایش های دقیق بیشتری مورد نیاز است.

همه این سیستم‌های انرژی پیشرفته به فضاپیماها اجازه می‌دهند که طولانی‌تر عمل کنند و مسافت‌های طولانی‌تری پرواز کنند - اما هنوز در مراحل اولیه توسعه هستند.

هنگامی که آزمایش ها با موفقیت به پایان رسید، چنین سیستم هایی به جزء اجباری پروازها به مریخ و فراتر از آن تبدیل خواهند شد.

  • می توانید آن را در وب سایت بخوانید.

معرفی

تامین انرژی فضای باتری خورشیدی

در حال حاضر یکی از اولویت های توسعه راهبردی توان علمی و فنی جمهوری ایجاد صنعت فضایی است. به همین منظور، آژانس فضایی ملی (Kazcosmos) در سال 2007 در قزاقستان ایجاد شد که فعالیت‌های آن عمدتاً با هدف توسعه و اجرای فناوری‌های فضایی هدفمند و توسعه علوم فضایی در راستای منافع توسعه اجتماعی-اقتصادی این کشور است. .

تحقیقات فضایی علمی در Kazkosmos عمدتاً در مرکز ملی تحقیقات و فناوری فضایی JSC (NTSKIT JSC) انجام می شود که شامل چهار مؤسسه تحقیقاتی است: مؤسسه اخترفیزیکی به نام. V.G. Fesenkova، موسسه یونوسفر، موسسه تحقیقات فضایی، موسسه مهندسی و فناوری فضایی. JSC "NTSKIT" دارای پایگاه آزمایشی بزرگی است: ناوگانی از تجهیزات اندازه گیری مدرن، سایت های آزمایش، رصدخانه ها، مراکز علمی برای انجام تحقیقات علمی بنیادی و کاربردی در زمینه فعالیت های فضایی با توجه به اولویت های مصوب.

شرکت سهامی "مرکز ملی تحقیقات و فناوری فضایی" JSC "NTSKIT" از طریق سازماندهی مجدد شرکت دولتی جمهوری خواه با حق مدیریت اقتصادی "مرکز تحقیقات اخترفیزیکی" و شرکت های تابعه آن بر اساس مصوبه دولت تشکیل شد. جمهوری قزاقستان شماره 38 مورخ 22 ژانویه 2008.

موضوع اصلی فعالیت شرکت سهامی اجرای تحقیقات، توسعه، تولید و فعالیت های اقتصادی در زمینه تحقیقات و فناوری فضایی می باشد.

یکی از مهم ترین سیستم های داخلی هر فضاپیما که در درجه اول مشخصه های عملکرد، قابلیت اطمینان، عمر مفید و کارایی اقتصادی آن را تعیین می کند، سیستم منبع تغذیه است. بنابراین، مشکلات توسعه، تحقیق و ایجاد سیستم های تامین انرژی برای فضاپیماها از اهمیت بالایی برخوردار است.

اتوماسیون فرآیندهای کنترل پرواز هر فضاپیما (SC) بدون انرژی الکتریکی غیرقابل تصور است. انرژی الکتریکی برای هدایت تمام عناصر دستگاه ها و تجهیزات فضاپیما (گروه پیشران، کنترل ها، سیستم های ارتباطی، ابزار دقیق، گرمایش و غیره) استفاده می شود.

به طور کلی، سیستم منبع تغذیه انرژی تولید می کند، آن را تبدیل و تنظیم می کند، آن را برای دوره های اوج تقاضا یا عملیات سایه ذخیره می کند و آن را در سراسر فضاپیما توزیع می کند. زیرسیستم منبع تغذیه نیز ممکن است ولتاژ را تبدیل و تنظیم کند یا طیف وسیعی از سطوح ولتاژ را ارائه دهد. این دستگاه اغلب تجهیزات را روشن و خاموش می کند و برای بهبود قابلیت اطمینان، از اتصال کوتاه محافظت می کند و خطاها را جدا می کند. طراحی زیرسیستم تحت تأثیر تشعشعات کیهانی است که باعث تخریب صفحات خورشیدی می شود. عمر یک باتری شیمیایی اغلب عمر فضاپیما را محدود می کند.

مشکلات کنونی مطالعه ویژگی های عملکردی منابع انرژی فضایی است. مطالعه و اکتشاف فضای بیرونی مستلزم توسعه و ایجاد فضاپیما برای اهداف مختلف است. در حال حاضر فضاپیماهای بدون سرنشین خودکار بیشترین کاربرد را برای تشکیل یک سیستم جهانی ارتباطات، تلویزیون، ناوبری و ژئودزی، انتقال اطلاعات، مطالعه شرایط آب و هوایی و منابع طبیعی زمین و همچنین اکتشافات اعماق فضا دارند. برای ایجاد آنها، لازم است از الزامات بسیار دقیق برای دقت جهت گیری دستگاه در فضا و اصلاح پارامترهای مداری اطمینان حاصل شود و این مستلزم افزایش منبع تغذیه فضاپیما است.

1. اطلاعات کلی در مورد JSC "NCIT"

انجام کار تحقیق و توسعه برای ایجاد سخت افزار و نرم افزار برای سیستم های اصلاح دیفرانسیل و تجهیزات ناوبری مصرف کننده.

مدل سازی شی گرا و توسعه نرم افزار و سخت افزار برای یک سیستم مدل سازی سه بعدی در مقیاس بزرگ با استفاده از فناوری های ناوبری ماهواره ای و محدوده لیزری.

توسعه مدل های مهندسی مجموعه ای از تجهیزات علمی برای انجام اندازه گیری های روی برد و جمع آوری اطلاعات علمی هدفمند و نرم افزار برای عملکرد آنها.

ایجاد علم، روش و نرم افزار برای حل مشکلات تحلیل پیچیده و پیش بینی توسعه فناوری فضایی در جمهوری قزاقستان.

ایجاد نرم افزار و پشتیبانی ریاضی و مدل های شبیه سازی فضاپیماها و زیرسیستم ها.

توسعه نمونه‌های آزمایشی دستگاه‌ها، تجهیزات، اجزا و زیرسیستم‌های ریزماهواره‌ها.

ایجاد پشتوانه علمی و روش شناختی و پایگاه نظارتی و فنی برای حل مشکلات مقررات فنی.

تنظیم الزامات برای توسعه، طراحی، ایجاد، بهره برداری از فناوری فضایی، اطمینان از ایمنی، ارزیابی و تأیید انطباق.

طبق فرمان دولت شماره 38 مورخ 22 ژانویه 2008 "در مورد سازماندهی مجدد شرکت دولتی جمهوری خواه "مرکز تحقیقات اخترفیزیکی" آژانس فضایی ملی جمهوری قزاقستان و شرکت های دولتی تابعه آن، RSE "مرکز اخترفیزیک" تحقیقات» و شرکت های تابعه آن «مؤسسه یونوسفر»، «موسسه اخترفیزیک به نام V.G. Fesenkov، "موسسه تحقیقات فضایی" از طریق ادغام و تبدیل به شرکت سهامی "مرکز ملی تحقیقات و فناوری فضایی" با مشارکت 100٪ دولتی در سرمایه مجاز سازماندهی مجدد شدند.

گواهی ثبت دولتی JSC "NTSKIT" - شماره 93168-1910-AO، شماره شناسایی 080740009161، مورخ 16 ژوئیه 2008، ثبت شده در وزارت دادگستری آلماتی وزارت دادگستری جمهوری قزاقستان

.2 مشخصات کلی سازمان

شرکت سهامی "مرکز ملی تحقیقات و فناوری فضایی" در تاریخ 25 تیرماه 1387 به ثبت رسید.

در دوره 2004 تا 15 ژوئیه 2008، JSC NTsKIT به طور قانونی یک شرکت دولتی جمهوری خواه "مرکز تحقیقات اخترفیزیکی" (با حق مدیریت اقتصادی) بود که مطابق با فرمان دولت جمهوری قزاقستان ایجاد شد. مورخ 5 مارس 2004 شماره 280 "مسائل برخی از شرکت های دولتی جمهوری خواه وزارت آموزش و پرورش و علوم جمهوری قزاقستان." RSE بر اساس سازماندهی مجدد و ادغام شرکت های دولتی ایالتی جمهوری "موسسه تحقیقات فضایی"، "موسسه یونوسفر" و "موسسه اخترفیزیک به نام V.G. Fesenkov" که به آنها وضعیت قانونی شرکت های تابعه شرکت های دولتی داده شد.

با فرمان دولت جمهوری قزاقستان مورخ 29 می 2007 به شماره 438 «مسائل آژانس فضایی ملی»، RSE «مرکز تحقیقات اخترفیزیکی» (با حق مدیریت اقتصادی) به حوزه قضایی این سازمان منتقل شد. آژانس فضایی ملی جمهوری قزاقستان.

مؤسسه تحقیقات فضایی آکادمی علوم SSR قزاقستان مطابق با قطعنامه شماره 470 کابینه وزیران SSR قزاقستان در 12 اوت 1991 سازماندهی شد. مؤسس و اولین مدیر مؤسسه برنده جایزه دولتی اتحاد جماهیر شوروی، دارنده نشان لنین، پرچم سرخ کار، «پرسات»، آکادمیسین آکادمی ملی علوم جمهوری قزاقستان سلطانگزین اومیرزاک است. ماخموتوویچ (1936 - 2005). در ژانویه 2011، موسسه به نام آکادمیک U.M. سلطان گازینا

موضوع فعالیت مؤسسه، انجام تحقیقات بنیادی و کاربردی در چارچوب برنامه‌ها و پروژه‌های دولتی، صنعتی، بین‌المللی و انجام کار با کمک‌های مالی داخلی و خارجی در زمینه سنجش از دور زمین (ERS)، پایش فضایی بود. مدل سازی اطلاعات جغرافیایی و علم مواد فضایی.

مؤسسه تحقیقات فضایی به عنوان سازمان مادر، تحقیقات مؤسسات آکادمی ملی علوم جمهوری قزاقستان و سایر سازمان‌های دپارتمان را در توسعه و اجرای هر چهار برنامه تحقیقات علمی و آزمایشی قزاقستان بر روی میر هماهنگ کرد. مجموعه مداری با مشارکت فضانورد T.O. Aubakirov. (1991) و با مشارکت فضانورد T.A. Musabaev. - (1994، 1998)، در ایستگاه فضایی بین المللی - با مشارکت فضانورد T.A. Musabaev (2001).

موسسه تحقیقات فضایی به نام آکادمیک U.M. Sultangazina بخشی از JSC NTsKIT به عنوان یک شخص حقوقی جداگانه در وضعیت مشارکت با مسئولیت محدود فرعی بود.

از سال 2014مؤسسه و دستگاه اداری JSC "NCIT" در یک ساختار واحد ترکیب شدند و ترکیب پرسنل و زمینه های تحقیقاتی را حفظ کردند.

1.3 انواع فعالیت های JSC "NCIT"

هماهنگی، پشتیبانی و اجرای فعالیت های پژوهشی. تحقیقات فضایی بنیادی و کاربردی

تشکیل جهت‌ها و برنامه‌های اصلی تحقیقات علمی، ارائه تحقیقات علمی تکمیل شده به آژانس فضایی ملی جمهوری قزاقستان.

ارائه نتیجه‌گیری و توصیه‌ها بر اساس گزارش‌های سالانه سازمان‌های علمی در مورد فعالیت‌های علمی و علمی-فنی به آژانس فضایی ملی جمهوری قزاقستان.

پشتیبانی و اجرای طرح آزمایشی و فعالیت های تولیدی و اقتصادی

ایجاد سیستم های اطلاعات جغرافیایی بر اساس روش های عکاسی هوافضا.

دریافت، پردازش، توزیع، تبادل معادل و فروش داده های سنجش از دور زمین از فضا؛

توسعه و بهره برداری از دارایی های فضایی برای اهداف مختلف، سیستم های ارتباطی فضایی، ناوبری و سنجش از دور.

ارائه خدمات مهندسی و مشاوره

انجام تحقیقات بازاریابی

اجرای فعالیت های نوآورانه

اطلاع رسانی در مورد فعالیت های آژانس ملی فضایی - جمهوری قزاقستان و ارتقای دستاوردهای علمی

تبلیغ دستاوردهای علم و فناوری فضایی، سازمان. برگزاری کنگره ها، نشست ها، کنفرانس ها، سمینارها، نشست ها، نمایشگاه های بین المللی و جمهوری. انتشار مجلات علمی، آثار و اطلاعات در مورد فعالیت های آژانس فضایی ملی جمهوری قزاقستان

تربیت کادر علمی مجرب. حمایت از مالکیت معنوی

توسعه اسناد نظارتی و قانونی

ترکیب پرسنل

در مجموع - 450 متخصص و دانشمند واجد شرایط.

در این میان 27 دکترای علوم، 73 کاندیدای علوم، 2 دانشگاهیان، 2 عضو متناظر و 3 دکترای PHD هستند.

ساختار مرکزی

بخش سنجش از دور

زمینه های اصلی تحقیق:

توسعه فن آوری برای دریافت، بایگانی، پردازش و نمایش داده های سنجش از دور. انجام تحقیقات علمی بنیادی و کاربردی در زمینه بررسی ویژگی های طیفی اجسام روی سطح زمین، پایش فضایی زمین های کشاورزی و محیط زیست، شرایط اضطراری (سیل، سیل، آتش سوزی)، تفسیر موضوعی داده های ماهواره ای طیفی، مکانی. و قطعنامه های زمانی بر اساس تجزیه و تحلیل سری داده های بلند مدت سنجش از دور و وضعیت سطح زمین.

انجام تحقیقات زیر ماهواره ای. ایجاد مراکز موقعیتی بخشی و منطقه ای برای پایش فضایی شرایط اضطراری.

گروه مدل سازی اطلاعات جغرافیایی

توسعه مدل‌های عددی انتقال امواج کوتاه و تشعشعات حرارتی در جو برای تصحیح تصاویر ماهواره‌ای و محاسبه پارامترهای فیزیکی جو بر اساس اطلاعات ماهواره‌ای.

ایجاد مدل‌های اطلاعات جغرافیایی «تحلیل ریسک» برای تعیین میزان تأثیر عوامل طبیعی و دست‌ساز بر توسعه شرایط اضطراری در خطوط لوله اصلی.

ایجاد روش ها و فناوری های خودکار برای فتوگرامتری دیجیتال، روش ها و الگوریتم های محاسباتی برای تجزیه و تحلیل تداخل سنجی داده های سنجش از دور.

گروه علوم مواد فضایی و مهندسی ابزار

ایجاد فناوری هایی برای تولید مواد ساختاری و کاربردی برای اهداف هوافضا و همچنین محصولات ساخته شده از آنها.

توسعه روش های کیفی، تحلیلی و عددی برای مطالعه مسائل غیر ساکن در دینامیک اجرام مصنوعی و طبیعی آسمانی.

توسعه مدل ها و روش های جدید ریاضی برای ارائه حرکت برنامه ریزی شده فضاپیماها.

اداره اطلاعات و پشتیبانی آموزشی (آستانا)

سازمان آموزش پیشرفته و بازآموزی متخصصان صنعت فضایی قزاقستان.

مرکز پذیرش اطلاعات فضایی (آلماتی) و مرکز علمی و آموزشی پایش فضایی برای استفاده جمعی (آستانا)

دریافت منظم، بایگانی و پردازش داده های تصاویر ماهواره ای از فضاپیمای Aqua/MODIS، Terra/MODIS، SuomiNPP (ایالات متحده).

گواهینامه بین المللی وجود دارد.

DTOO "II" (موسسه یونوسفر)

موضوع فعالیتDTOO "مؤسسه یونوسفر" در حال انجام تحقیقات بنیادی، اکتشافی و کاربردی در زمینه فیزیک و ژئودینامیک خورشیدی-زمینی است: یونوسفر و میدان ژئومغناطیسی، آب و هوای فضا، پایش تشعشعات فضای نزدیک به زمین، زمین-فضا ژئودینامیک و پایش ژئوفیزیکی پوسته زمین قزاقستان، ایجاد یک سیستم پیش بینی ذخایر معدنی، ژئودزی و کارتوگرافی.

DTOO "AFIF" (موسسه اخترفیزیک به نام Fesenkov)

DTOO "IKTT" (موسسه مهندسی و فناوری فضایی)

شرکت تضامنی با مسئولیت محدود "موسسه مهندسی و فناوری فضا"(از این پس DTOO "موسسه مهندسی و فناوری فضایی" نامیده می شود) به دستور آژانس ملی فضایی جمهوری قزاقستان به شماره 65/OD مورخ 17 اوت 2009 ایجاد شد.

DTOO "موسسه فناوری و فناوری فضایی" در 23 دسامبر 2009 به ثبت رسید. تنها بنیانگذار مؤسسه فناوری و فناوری فضایی، شرکت سهامی مرکز ملی تحقیقات و فناوری فضایی است.

2. اطلاعات کلی در مورد منبع تغذیه فضاپیماها

هندسه فضاپیما، طراحی، جرم و زندگی فعال تا حد زیادی توسط سیستم منبع تغذیه فضاپیما تعیین می شود. سیستم منبع تغذیه یا سیستم منبع تغذیه (PSS) فضاپیماها - سیستم یک فضاپیما که برق سایر سیستم ها را تامین می کند یکی از مهم ترین سیستم ها است. خرابی سیستم منبع تغذیه منجر به خرابی کل دستگاه می شود.

سیستم منبع تغذیه معمولاً شامل: منبع اولیه و ثانویه برق، مبدل ها، شارژرها و اتوماسیون کنترل است.

منابع انرژی اولیه

مولدهای انرژی مختلف به عنوان منابع اولیه استفاده می شوند:

پنل های خورشیدی؛

منابع جریان شیمیایی:

باتری ها؛

سلول های گالوانیکی؛

سلول های سوختی؛

منابع انرژی رادیوایزوتوپ؛

راکتورهای هسته ای.

منبع اصلی نه تنها خود ژنراتور برق، بلکه سیستم هایی را نیز شامل می شود که به آن خدمت می کنند، به عنوان مثال، سیستم جهت گیری پنل خورشیدی.

اغلب منابع انرژی ترکیب می شوند، به عنوان مثال، یک باتری خورشیدی با یک باتری شیمیایی.

سلول های سوختی

پیل های سوختی در مقایسه با یک جفت باتری خورشیدی و یک باتری شیمیایی دارای مشخصات وزن و اندازه و چگالی توان بالایی هستند، در برابر بار اضافی مقاوم هستند، ولتاژ پایداری دارند و بی صدا هستند. با این حال، آنها نیاز به تامین سوخت دارند، بنابراین از آنها در دستگاه هایی با مدت اقامت در فضا از چند روز تا 1-2 ماه استفاده می شود.

سلول های سوختی هیدروژن-اکسیژن عمدتاً مورد استفاده قرار می گیرند، زیرا هیدروژن بالاترین ارزش حرارتی را ارائه می دهد و علاوه بر این، آب تشکیل شده در نتیجه واکنش می تواند در فضاپیمای سرنشین دار استفاده شود. برای اطمینان از عملکرد طبیعی پیل های سوختی، لازم است از حذف آب و گرمای تولید شده در نتیجه واکنش اطمینان حاصل شود. یکی دیگر از عوامل محدود کننده، هزینه نسبتاً بالای هیدروژن و اکسیژن مایع و دشواری ذخیره آنها است.

منابع انرژی رادیوایزوتوپ

منابع انرژی رادیوایزوتوپ عمدتاً در موارد زیر استفاده می شود:

مدت طولانی پرواز؛

ماموریت به مناطق بیرونی منظومه شمسی، جایی که شار تابش خورشیدی کم است.

ماهواره های شناسایی با رادار اسکن جانبی به دلیل مدار کم نمی توانند از پنل های خورشیدی استفاده کنند، اما نیاز به انرژی بالایی دارند.

اتوماسیون سیستم منبع تغذیه

این شامل دستگاه هایی برای کنترل عملکرد نیروگاه و همچنین نظارت بر پارامترهای آن است. وظایف معمولی عبارتند از: حفظ پارامترهای سیستم در محدوده های مشخص شده: ولتاژ، دما، فشار، تغییر حالت های عملیاتی، به عنوان مثال، تغییر به منبع تغذیه پشتیبان. تشخیص خرابی، حفاظت اضطراری از منابع تغذیه، به ویژه توسط جریان؛ ارائه اطلاعات در مورد وضعیت سیستم برای تله متری و به کنسول فضانورد. در برخی موارد، تغییر از کنترل خودکار به دستی یا از طریق کنسول فضانورد یا با دستورات مرکز کنترل زمینی امکان پذیر است.

.1 اصل و طراحی باتری های خورشیدی

باتری خورشیدی مبتنی بر ژنراتورهای ولتاژ متشکل از سلول های خورشیدی است - دستگاه هایی برای تبدیل مستقیم انرژی نور خورشید به انرژی الکتریکی. عمل FEP بر اساس اثر فوتوالکتریک داخلی است، یعنی. بر روی ظاهر EMF تحت تأثیر نور خورشید.

مبدل فتوولتائیک نیمه هادی (SPV) وسیله ای است که مستقیماً انرژی تابش خورشید را به انرژی الکتریکی تبدیل می کند. اصل عملکرد یک سلول فتوولتائیک مبتنی بر تعامل نور خورشید با یک کریستال نیمه هادی است که در طی آن فوتون ها الکترون ها را در کریستال - حامل های بار الکتریکی آزاد می کنند. نواحی با میدان الکتریکی قوی که مخصوصاً تحت تأثیر اتصال به اصطلاح p-n ایجاد شده اند، الکترون های آزاد شده را به دام می اندازند و آنها را به گونه ای جدا می کنند که جریان و بر این اساس، نیروی الکتریکی در مدار بار ایجاد می شود.

حال بیایید این فرآیند را با کمی جزئیات بیشتر، البته با ساده سازی های قابل توجه، بررسی کنیم. بیایید با بررسی جذب نور در فلزات و نیمه هادی های خالص شروع کنیم. هنگامی که جریانی از فوتون ها به سطح فلز برخورد می کند، برخی از فوتون ها منعکس می شوند و قسمت باقی مانده توسط فلز جذب می شود. انرژی قسمت دوم فوتون ها باعث افزایش دامنه ارتعاشات شبکه و سرعت حرکت آشفته الکترون های آزاد می شود. اگر انرژی فوتون بسیار زیاد باشد، ممکن است برای حذف یک الکترون از فلز کافی باشد و به آن انرژی برابر یا بیشتر از تابع کاری فلز داده شده بدهد. این یک اثر فوتوالکتریک خارجی است. با انرژی فوتون کمتر، انرژی آن در نهایت به طور کامل صرف گرم کردن فلز می شود.

هنگامی که نیمه هادی ها در معرض شار فوتون قرار می گیرند، تصویر متفاوتی مشاهده می شود. بر خلاف فلزات، نیمه هادی های کریستالی در شکل خالص خود (بدون ناخالصی)، اگر تحت تأثیر هیچ عامل خارجی (دما، میدان الکتریکی، تابش نور و غیره) قرار نگیرند، الکترون های آزاد جدا شده از اتم های شبکه بلوری ندارند. نیمه هادی

برنج. 2.1 - جذب نور در فلزات و نیمه رساناها: 1 - باند پر ( ظرفیت ) 2 - شکاف باند 3 - نوار رسانایی 4 - الکترون

با این حال، از آنجایی که مواد نیمه هادی همیشه تحت تأثیر برخی از دماها هستند (اغلب دمای اتاق)، بخش کوچکی از الکترون ها می توانند به دلیل ارتعاشات حرارتی، انرژی کافی برای جدا کردن آنها از اتم های خود را بدست آورند. چنین الکترون هایی آزاد می شوند و می توانند در انتقال الکتریسیته شرکت کنند.

یک اتم نیمه هادی که یک الکترون را از دست داده است، بار مثبتی برابر با بار الکترون به دست می آورد. با این حال، مکانی در اتمی که الکترون آن را اشغال نمی کند، می تواند توسط یک الکترون از اتم همسایه اشغال شود. در این حالت اتم اول خنثی می شود و اتم همسایه دارای بار مثبت می شود. فضای خالی در اتم به دلیل تشکیل یک الکترون آزاد معادل ذره ای با بار مثبت به نام حفره است.

انرژی در اختیار یک الکترون در حالتی که به یک اتم متصل است در باند پر ( ظرفیت ) قرار دارد. انرژی یک الکترون آزاد نسبتاً زیاد است و در یک باند انرژی بالاتر - نوار رسانش قرار دارد. بین آنها منطقه ممنوعه قرار دارد، یعنی. منطقه ای از چنین مقادیر انرژی که الکترون های یک ماده نیمه هادی معین نمی توانند در حالت محدود یا آزاد داشته باشند. شکاف باند برای اکثر نیمه هادی ها در محدوده 0.1 - 1.5 eV قرار دارد. برای مقادیر شکاف باند بیشتر از 2.0 eV، ما با دی الکتریک سروکار داریم.

اگر انرژی فوتون برابر یا بیشتر از شکاف نواری باشد، یکی از الکترون ها از اتم خود جدا شده و از نوار ظرفیت به نوار رسانایی منتقل می شود.

افزایش غلظت الکترون ها و حفره ها منجر به افزایش رسانایی نیمه هادی می شود. رسانایی جریان در یک نیمه هادی تک کریستالی خالص که تحت تأثیر عوامل خارجی ایجاد می شود، هدایت ذاتی نامیده می شود. با ناپدید شدن تأثیرات خارجی، جفت‌های الکترون-حفره آزاد با یکدیگر ترکیب می‌شوند و رسانایی ذاتی نیمه‌رسانا به صفر می‌رسد. هیچ نیمه هادی خالص ایده آلی وجود ندارد که فقط رسانایی خاص خود را داشته باشد. به طور معمول، یک نیمه هادی دارای رسانایی الکترونیکی (نوع n) یا سوراخ (نوع p) است.

نوع رسانایی با ظرفیت اتم های نیمه هادی و ظرفیت اتم های ناخالصی فعال موجود در شبکه کریستالی آن تعیین می شود. به عنوان مثال، برای سیلیکون (گروه IV جدول تناوبی مندلیف)، ناخالصی های فعال عبارتند از بور، آلومینیوم، گالیم، ایندیم، تالیم (گروه III) یا فسفر، آرسنیک، آنتیموان، بیسموت (گروه V). شبکه کریستال سیلیکون شکلی دارد که در آن هر اتم سیلیکون واقع در یک محل شبکه به چهار اتم سیلیکون دیگر توسط پیوندهای کووالانسی یا جفت الکترونیکی متصل می شود.

عناصر گروه V (اهداکننده) که در محل شبکه کریستالی سیلیکون تعبیه شده اند، دارای پیوند کووالانسی بین چهار الکترون خود و چهار الکترون اتم های سیلیکون همسایه هستند و الکترون پنجم به راحتی آزاد می شود. عناصر گروه III (پذیرنده ها) که در محل شبکه کریستالی سیلیکون تعبیه شده اند، الکترونی را از یکی از اتم های سیلیکون همسایه جذب می کنند تا چهار پیوند کووالانسی تشکیل دهند و در نتیجه یک حفره تشکیل دهند. این اتم به نوبه خود می تواند یک الکترون را از یکی از اتم های سیلیکون همسایه خود و غیره جذب کند.

سلول خورشیدی یک فتوسل نیمه رسانا با یک لایه دروازه است که عملکرد آن بر اساس اثر فوتوالکتریکی است که در مورد آن بحث شد. بنابراین، مکانیسم عملکرد FEP به شرح زیر است (شکل 2.2).

یک کریستال FEP از نواحی p و n تشکیل شده است که به ترتیب دارای رسانایی سوراخ و الکترون هستند. یک اتصال p-n (لایه مانع) بین این مناطق تشکیل می شود. ضخامت آن 10-4 - 10-6 سانتی متر است.

از آنجایی که در یک طرف اتصال pn الکترون‌ها و در طرف دیگر حفره‌ها وجود دارد، هر یک از این حامل‌های جریان آزاد تمایل به انتشار در آن قسمت از سلول خورشیدی دارند که تعداد کافی از آنها وجود ندارد. در نتیجه تعادل دینامیکی بارها در محل اتصال p-n در تاریکی برقرار می شود و دو لایه بارهای فضایی تشکیل می شود که بارهای منفی در سمت ناحیه p و بارهای مثبت در سمت ناحیه n تشکیل می شوند.

سد پتانسیل ایجاد شده (یا اختلاف پتانسیل تماس) از خود انتشار بیشتر الکترون ها و حفره ها از طریق اتصال p-n جلوگیری می کند. اختلاف پتانسیل تماس Uк از ناحیه n به ناحیه p هدایت می شود. انتقال الکترون ها از ناحیه n به ناحیه p مستلزم صرف کار Uk · e است که به انرژی پتانسیل الکترون ها تبدیل می شود.

به همین دلیل، تمام سطوح انرژی در ناحیه p نسبت به سطوح انرژی در ناحیه n با مقدار مانع پتانسیل Uk · e افزایش می‌یابد. در شکل، حرکت رو به بالا در امتداد محور ارتین مربوط به افزایش است. در انرژی الکترون ها و کاهش انرژی حفره ها.

برنج. 2.2 - اصل عملکرد سلول های خورشیدی (الکترون ها با نقطه نشان داده می شوند، سوراخ ها با دایره ها نشان داده می شوند)

بنابراین، مانع بالقوه مانعی برای حامل های اکثریت (در جهت جلو) است، اما هیچ مقاومتی را برای حامل های اقلیت (در جهت معکوس) نشان نمی دهد.

تحت تأثیر نور خورشید (فوتون‌های انرژی معین)، اتم‌های نیمه‌رسانا برانگیخته می‌شوند و جفت‌های الکترون-حفره اضافی (زیاد) در کریستال در هر دو ناحیه p و n ظاهر می‌شوند (شکل 2.2، b. ). وجود یک مانع پتانسیل در پیوند p-n باعث جدا شدن حامل های اقلیت اضافی (بارها) می شود به طوری که الکترون های اضافی در ناحیه n جمع می شوند و حفره های اضافی در ناحیه p که زمان لازم برای ترکیب مجدد را نداشتند. به محل اتصال p-n نزدیک شوید. در این حالت، جبران جزئی بار فضایی در محل اتصال p-n رخ می دهد و میدان الکتریکی ایجاد شده توسط آنها، معطوف به اختلاف پتانسیل تماس، افزایش می یابد که در مجموع منجر به کاهش مانع پتانسیل می شود.

در نتیجه، اختلاف پتانسیل U بین الکترودها ایجاد خواهد شد f ، که در اصل یک photo-emf است. اگر یک بار الکتریکی خارجی در مدار PV گنجانده شود، جریان الکتریکی در آن جریان می یابد - جریانی از الکترون ها از ناحیه n به ناحیه p، جایی که آنها با سوراخ ها دوباره ترکیب می شوند. مشخصه های ولت آمپر و توان ولتی سلول خورشیدی در شکل 2.3 ارائه شده است که از آن بدیهی است که برای استخراج حداکثر توان الکتریکی از سلول خورشیدی، لازم است از عملکرد آن در محدوده نسبتاً باریکی اطمینان حاصل شود. ولتاژ خروجی (0.35 - 0.45 V).

وزن 1 متر 2SB 6...10 کیلوگرم که 40 درصد آن جرم FEP است. از فتوسل ها که اندازه متوسط ​​آنها بیش از 20 میلی متر نیست، ژنراتورهای ولتاژ با اتصال سری به مقدار ولتاژ مورد نیاز، به عنوان مثال، به مقدار اسمی 27 ولت شماره گیری می شوند.

برنج. 2.3 - وابستگی ولتاژ و توان ویژه به چگالی جریان PV

ژنراتورهای ولتاژ با ابعاد کلی تقریباً 100 در 150 میلی متر بر روی صفحات خورشیدی نصب شده و به صورت سری به هم متصل می شوند تا توان مورد نیاز در خروجی سیستم برق خورشیدی را بدست آورند.

علاوه بر سلول های خورشیدی سیلیکونی، که هنوز در اکثر CEC های خورشیدی استفاده می شود، سلول های خورشیدی مبتنی بر آرسنید گالیم و سولفید کادمیوم بیشترین توجه را دارند. آنها دمای عملیاتی بالاتری نسبت به سلول‌های خورشیدی سیلیکونی دارند (و سلول‌های خورشیدی مبتنی بر آرسنید گالیوم دارای راندمان نظری و عملی بالاتری هستند). لازم به ذکر است که با افزایش فاصله باند نیمه هادی، ولتاژ مدار باز و بازده نظری یک سلول خورشیدی بر اساس آن افزایش می یابد. با این حال، زمانی که شکاف باند بیش از 1.5 eV باشد، بازده سلول خورشیدی شروع به کاهش می‌کند، زیرا نسبت فزاینده‌ای از فوتون‌ها نمی‌توانند یک جفت الکترون-حفره را تشکیل دهند. بنابراین، یک شکاف باند بهینه (1.4 - 1.5 eV) وجود دارد که در آن بازده سلول خورشیدی به حداکثر مقدار ممکن می رسد.

3. نیروگاه های فضایی الکتروشیمیایی

منبع جریان الکتروشیمیایی (ECS) اساس هر CEU الکتروشیمیایی است. این شامل الکترودها، که معمولاً مواد فعال هستند، یک الکترولیت، یک جداکننده و یک ساختار خارجی (رگ) است. محلول آبی KOH قلیایی معمولاً به عنوان الکترولیت برای ECHIT مورد استفاده در فضاپیما استفاده می شود.

بیایید یک نمودار ساده و طراحی یک ECHIT نقره-روی را در نظر بگیریم (شکل 3.1). الکترود مثبت یک رسانای جریان توری سیمی است که نقره فلزی پودر شده روی آن فشرده می شود، سپس در کوره ای با دمای تقریبی 400 درجه سانتی گراد پخته می شود که استحکام و تخلخل لازم را به الکترود می دهد. الکترود منفی جرمی است که بر روی شبکه هادی جریان فشرده می شود که از اکسید روی (75-70٪) و گرد و غبار روی (25-30٪) تشکیل شده است.

در الکترود منفی (Zn)، عامل اکسید کننده ماده فعال به هیدروکسید روی Zn(OH) واکنش نشان می دهد. 2و روی مثبت (AgO) - واکنش کاهش ماده فعال به نقره خالص. الکتریسیته به شکل جریان الکترون در مدار خارجی آزاد می شود. در الکترولیت، مدار الکتریکی با جریان یون های OH از الکترود مثبت به سمت منفی بسته می شود. جداکننده در درجه اول برای جلوگیری از تماس (و در نتیجه اتصال کوتاه) الکترودها ضروری است. علاوه بر این، خود تخلیه ECHI را کاهش می دهد و لازم است از عملکرد برگشت پذیر آن در بسیاری از چرخه های شارژ-دشارژ اطمینان حاصل شود.

برنج. 3.1 اصل عملکرد نقره-روی ECHIT:

الکترود مثبت (AgO)، 2 - بار الکتریکی،

الکترود منفی (Zn)، 4 - مخزن، 5 - جداکننده

مورد دوم به این دلیل است که با جداسازی ناکافی، محلول‌های کلوئیدی اکسیدهای نقره که به الکترود منفی می‌رسند به صورت رزوه‌های نازک نقره به سمت الکترود مثبت به صورت کاتدی کاهش می‌یابند و یون‌های روی نیز به شکل رشته‌هایی در حال رشد به سمت الکترود کاهش می‌یابند. آند همه اینها می تواند منجر به اتصال کوتاه الکترودها در همان اولین چرخه های عملیات شود.

مناسب ترین جداکننده (جداکننده) برای ECIT نقره-روی، فیلمی از سلولز هیدراته (سلفون) است که با متورم شدن در الکترولیت، مجموعه را فشرده می کند و از ذوب شدن الکترودهای روی و همچنین جوانه زدن سوزنی شکل جلوگیری می کند. بلورهای نقره و روی (دندریت). ظرف نقره ای روی ECHIT معمولاً از پلاستیک (رزین پلی آمید یا پلی استایرن) ساخته می شود و شکل مستطیلی دارد. برای انواع دیگر ECHIT، می توان ظروف را، به عنوان مثال، از آهن با روکش نیکل ساخت. هنگام شارژ ECHIT، روی و اکسید نقره روی الکترودها کاهش یافت.

بنابراین، تخلیه ECHIT فرآیند آزاد کردن الکتریسیته به یک مدار خارجی است، و شارژ ECHIT فرآیند انتقال الکتریسیته از خارج به آن به منظور بازگرداندن مواد اولیه از محصولات واکنش است. با توجه به ماهیت کار خود، ECHIT ها به سلول های گالوانیکی (منابع جریان اولیه) تقسیم می شوند که فقط یک بار استفاده از مواد فعال را امکان پذیر می کنند و باتری های الکتریکی (منابع جریان ثانویه) که به دلیل استفاده مکرر از مواد فعال اجازه استفاده مکرر را می دهند. امکان بازیابی آنها با شارژ از منبع خارجی برق.

CEU های مبتنی بر ECHIT از باتری های الکتریکی با حالت های تخلیه یکبار مصرف یا قابل استفاده مجدد و همچنین سلول های سوختی هیدروژن-اکسیژن استفاده می کنند.

3.1 منابع جریان شیمیایی

نیروی الکتروموتور (EMF) یک منبع شیمیایی، تفاوت پتانسیل های الکترود آن در هنگام باز بودن مدار خارجی است:

جایی که و - به ترتیب پتانسیل های الکترود مثبت و منفی.

کل مقاومت داخلی R یک منبع شیمیایی (مقاومت در برابر جریان ثابت) از مقاومت اهمی تشکیل شده است و مقاومت پلاریزاسیون :

جایی که - EMF قطبش؛ - قدرت جریان تخلیه

مقاومت پلاریزاسیون ناشی از تغییرات پتانسیل الکترود است و هنگامی که جریان جریان دارد و به درجه بار، قدرت جریان تخلیه، ترکیب الکترودها و خلوص الکترولیت بستگی دارد.


;

,

جایی که و و

.

ظرفیت تخلیه Q (Ah) یک منبع شیمیایی مقدار الکتریسیته ای است که از منبع در هنگام تخلیه در دمای الکترولیت معین، فشار محیط، جریان تخلیه و ولتاژ تخلیه نهایی خارج می شود:

,

و در حالت کلی با جریان ثابت در حین تخلیه

جایی که - مقدار فعلی جریان تخلیه، A. - زمان تخلیه، ساعت.


,

جایی که و


.

باتری های نقره-روی، کادمیوم-نیکل و نیکل-هیدروژن به عنوان منابع جریان شیمیایی در نظر گرفته می شوند.

3.2 باتری های نقره ای روی

باتری های نقره-روی به دلیل جرم و حجم کمتر با ظرفیت یکسان و مقاومت داخلی کمتر در یک ولتاژ معین، در تجهیزات الکتریکی فضا رواج یافته اند. ماده فعال الکترود مثبت باتری اکسید نقره AgO و صفحه منفی روی فلزی است. از محلول آبی KOH قلیایی با چگالی 1.46 گرم بر سانتی متر به عنوان الکترولیت استفاده می شود. 3.

باتری در دو مرحله شارژ و دشارژ می شود. در طول تخلیه در هر دو مرحله، یک واکنش اکسیداسیون روی روی الکترود منفی رخ می دهد

2OH ˉ تخلیه → ZnO + H 2O+2e.

در الکترود مثبت، یک واکنش کاهش نقره در دو مرحله رخ می دهد. در مرحله اول، اکسید نقره دو ظرفیتی به یک ظرفیتی کاهش می یابد:

2AgO + 2e + H 2O تخلیه → آگ 2O + 2OH ˉ.

Emf باتری 1.82.. 1.86 V است. در مرحله دوم، زمانی که باتری تقریباً 30٪ تخلیه می شود، اکسید نقره یک ظرفیتی به نقره فلزی کاهش می یابد:

2O+2e+H 2O تخلیه → 2Ag + 2OH ˉ.

emf باتری در لحظه انتقال از مرحله اول تخلیه به مرحله دوم به 1.52 کاهش می یابد. 1.56 V. در نتیجه، منحنی 2 تغییر emf در هنگام تخلیه با جریان نامی (شکل 3.2) دارای یک پرش مشخصه با تخلیه بیشتر، emf باتری ثابت می ماند تا زمانی که باتری کاملاً تخلیه شود. هنگام شارژ، واکنش در دو مرحله انجام می شود. افزایش ولتاژ و EMF زمانی رخ می دهد که باتری تقریباً 30 درصد شارژ شود (منحنی 1) در این حالت سطح الکترود با اکسید نقره دو ظرفیتی پوشیده شده است.

برنج. 3.2 - EMF باتری در هنگام شارژ (1) و تخلیه (2)

در پایان شارژ، هنگامی که اکسیداسیون نقره از یک ظرفیتی به دو ظرفیتی در تمام ضخامت الکترود متوقف می شود، آزاد شدن اکسیژن طبق معادله آغاز می شود.

OHˉ تخلیه → 2 ساعت 2O+4e+O 2

در این مورد، emf باتری 0.2 ... 0.3 V افزایش می یابد (شکل 5.1، بخش نقطه چین در منحنی 1 را ببینید). اکسیژن آزاد شده در هنگام شارژ مجدد، روند تخریب پارامترهای سلفون باتری و وقوع اتصال کوتاه داخلی را تسریع می کند.

در طول فرآیند شارژ، تمام اکسید روی را می توان به فلز روی کاهش داد. هنگام شارژ مجدد، اکسید روی الکترولیت بازسازی می شود که در منافذ الکترود قرار دارد و سپس در جداکننده های صفحات منفی که نقش آن توسط چندین لایه فیلم سلفون ایفا می شود. روی به شکل کریستال هایی آزاد می شود که به سمت الکترود مثبت رشد می کنند و دندریت روی را تشکیل می دهند. چنین کریستال هایی می توانند لایه های سلفون را سوراخ کرده و باعث اتصال کوتاه الکترودها شوند. دندریت های روی تحت واکنش معکوس قرار نمی گیرند. بنابراین، حتی هزینه های اضافی کوتاه مدت خطرناک است.

3.3 باتری های نیکل کادمیوم

ماده فعال الکترود منفی در باتری نیکل کادمیوم فلز کادمیوم است. الکترولیت موجود در باتری محلول آبی پتاسیم کاستیک KOH با چگالی 1.18 ... 1.40 گرم در سانتی متر است. 3.

باتری نیکل کادمیوم از واکنش ردوکس بین کادمیوم و هیدرات اکسید نیکل استفاده می کند:

2Ni(OH) 3→ سی دی (OH) 2+ 2Ni(OH) 2

به روشی ساده، واکنش شیمیایی در الکترودها را می توان به صورت زیر نوشت. در الکترود منفی در حین تخلیه، اکسیداسیون کادمیوم رخ می دهد:

2e → سی دی ++

یون های کادمیوم با یون های هیدروکسیل قلیایی متصل می شوند و هیدرات کادمیوم را تشکیل می دهند:

2e + 2OH ˉ تخلیه → سی دی (OH) 2.

در الکترود مثبت، در هنگام تخلیه، نیکل از سه ظرفیتی به دو ظرفیتی کاهش می یابد:

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

ساده سازی این است که ترکیب هیدروکسید دقیقاً با فرمول آنها مطابقت ندارد. نمک های کادمیوم و نیکل کمی در آب محلول هستند، بنابراین غلظت یون های کادمیوم ++، نی ++، نی +++با غلظت KOH تعیین می شود، که مقدار emf باتری به طور غیرمستقیم در الکترولیت به آن بستگی دارد.

نیروی حرکتی یک باتری تازه شارژ شده 1.45 ولت است. در عرض چند روز پس از پایان شارژ، EMF به 1.36 ولت کاهش می یابد.

3.4 باتری های نیکل هیدروژنی

باتری های قابل شارژ نیکل-هیدروژن (HBAB) که دارای قابلیت اطمینان بالا، عمر طولانی و انرژی ویژه و شاخص های عملکرد عالی هستند، به جای باتری های نیکل-کادمیم در فضاپیماها کاربرد گسترده ای پیدا می کنند.

برای راه اندازی یک LVAB در مدار پایین زمین (LEO)، یک منبع حدود 30 هزار چرخه در طول پنج سال مورد نیاز است. استفاده از باتری ها در LEO با عمق تخلیه کم (DOD) منجر به کاهش متناظر در انرژی ویژه تضمین شده می شود (30 هزار چرخه را می توان با DOD 40٪ به دست آورد). سه سال دوچرخه‌سواری مداوم در حالت LEO در GR = 30% از دوازده NVAB استاندارد (RNH-30-1) با ظرفیت 30 Ah نشان داد که همه NVAB‌ها به مدت 14600 چرخه پایدار عمل می‌کنند.

سطح به دست آمده از انرژی ویژه برای NVAB در شرایط مدار نزدیک به زمین 40 وات ساعت بر کیلوگرم در عمق تخلیه 100٪ است، منبع در 30٪ GR 30 هزار چرخه است.

4/ انتخاب پارامترهای پنل های خورشیدی و ذخیره بافر

اطلاعات اولیه:

جرم محدود فضاپیما - MP = تا 15 کیلوگرم؛

ارتفاع مدار دایره ای h = 450 کیلومتر است.

جرم سیستم هدف بیش از 0.5 کیلوگرم نیست.

فرکانس انتقال - 24 گیگاهرتز؛

مصرف ولتاژ - 3.3 - 3.6 ولت؛

حداقل توان مصرفی فرستنده و گیرنده 300 مگاوات است.

مصرف برق موتور پلاسما یون - 155 وات؛

دوره وجود فعال 2-3 سال است.

4.1 محاسبه پارامترهای ذخیره سازی بافر

محاسبه پارامترهای یک دستگاه ذخیره سازی بافر (BN) از باتری های قابل شارژ و تعیین ترکیب آنها بر اساس محدودیت های اعمال شده بر باتری ها از نظر جریان های شارژ و دشارژ، ظرفیت تخلیه یکپارچه، عمق های تخلیه تک، قابلیت اطمینان، عملکرد دما انجام می شود. شرایط و غیره

هنگام محاسبه پارامترهای باتری های نیکل-هیدروژن، از ویژگی ها و فرمول های زیر استفاده خواهیم کرد [نویسندگان "طراحی فضاپیمای خودکار": D.I. کوزلوف، G.N. آنشاکوف، V.F. آگارکوف، یو.جی. Antonov § 7.5]، و همچنین مشخصات فنی AB HB-50 منبع NIAI، اطلاعات مربوط به آن از سایت [#"justify">نیروی حرکتی یک باتری تازه شارژ شده 1.45 ولت است. ظرف چند روز پس از آن در پایان شارژ، emf تا 1.36 ولت کاهش می یابد.

· جریان شارژ تا 30 آمپر؛

· قدرت جریان 12 - 50 آمپر را در حالت ثابت و تا 120 آمپر در حالت پالسی تا 1 دقیقه تخلیه کنید.

· حداکثر عمق تخلیه تا 54Ah؛

· هنگام کار با باتری ها (به ویژه در حالت های دوچرخه سواری با جریان های شارژ و دشارژ بالا)، لازم است از شرایط عملکرد حرارتی باتری ها در محدوده 10 ... 30 درجه سانتیگراد اطمینان حاصل شود. برای این منظور لازم است برای نصب باتری ها در محفظه مهر و موم شده فضاپیما پیش بینی شود و خنک کننده هوا برای هر واحد فراهم شود.

فرمول های مورد استفاده برای محاسبه پارامترهای باتری های نیکل کادمیوم:

ولتاژ منابع شیمیایی الکتریسیته با مقدار افت ولتاژ در مدار داخلی که با مقاومت کل داخلی و جریان جاری تعیین می شود با EMF متفاوت است:

, (1)

, (2)

جایی که و - ولتاژهای تخلیه و شارژ به ترتیب در منبع؛ و - قدرت جریان تخلیه و شارژ به ترتیب.

برای سلول های گالوانیکی یک بار مصرف، ولتاژ به عنوان تخلیه تعریف می شود .

ظرفیت تخلیه Q (Ah) یک منبع شیمیایی مقدار برقی است که منبع در هنگام تخلیه در دمای الکترولیت معین، فشار محیط، جریان تخلیه و ولتاژ تخلیه نهایی تامین می‌شود:

, (3)

ظرفیت نامی منبع جریان شیمیایی ظرفیتی است که منبع باید تحت شرایط عملیاتی مشخص شده توسط شرایط فنی ارائه دهد. برای باتری های KA، جریان نامی و دشارژ اغلب به عنوان جریان یک یا دو یا 10 ساعت حالت تخلیه در نظر گرفته می شود.

تخلیه خود به خود یک از دست دادن ظرفیت بیهوده توسط یک منبع شیمیایی زمانی که مدار خارجی باز است. به طور معمول، خود تخلیه به عنوان درصد در روز ذخیره سازی بیان می شود:

(4)

جایی که و - ظروف منبع شیمیایی قبل و بعد از ذخیره سازی؛ T - زمان ذخیره سازی، روز.

انرژی ویژه یک منبع جریان شیمیایی نسبت انرژی عرضه شده به جرم آن است:

(5)

مقدار انرژی ویژه نه تنها به نوع منبع، بلکه به قدرت جریان تخلیه نیز بستگی دارد، یعنی. از قدرت گرفته شده بنابراین، یک منبع شیمیایی الکتریسیته به طور کامل با وابستگی انرژی خاص به توان خاص مشخص می شود.

محاسبه پارامترها:

بیایید حداکثر و حداقل زمان تخلیه را از فرمول تعیین کنیم:

بنابراین حداکثر زمان تخلیه عبارت است از:

;

حداقل زمان تخلیه:

.

نتیجه این است که زمان تخلیه به ماهواره طراحی شده اجازه می دهد تا به طور متوسط ​​167 دقیقه یا 2.8 ساعت از جریان الکتریکی استفاده کند، از آنجایی که نصب هدف ما از 89 میلی آمپر استفاده می کند، زمان تخلیه قابل توجهی نخواهد بود که تأثیر مثبتی بر تامین برق دارد. جریان به دیگر ماهواره های سیستم های حیاتی

بیایید ولتاژ تخلیه و مقاومت داخلی کل باتری را از فرمول تعیین کنیم:

; (1)

(2)

.

از اینجا می توان دریافت که ولتاژ شارژ را می توان با استفاده از پنل های خورشیدی به اندازه کافی تأمین کرد، حتی اگر مساحت آنها زیاد نباشد.

شما همچنین می توانید تخلیه خود را با استفاده از فرمول تعیین کنید:

(4)

بیایید زمان کارکرد باتری T = 0.923 ساعت، Q را در نظر بگیریم 1= 50 (Ah) و Q 2 = 6 (Ah) برای سی دقیقه کار:

,

یعنی با حداقل جریان مصرفی 12 آمپر در 30 دقیقه باتری با مدار باز 95 درصد دشارژ می شود.

بیایید انرژی ویژه منبع شیمیایی را با استفاده از فرمول پیدا کنیم:

,

یعنی 1 کیلوگرم منبع شیمیایی می تواند 61.2 وات را برای یک ساعت تامین کند که برای نصب هدف ما که با حداکثر توان 370 مگاوات کار می کند نیز مناسب است.

4.2 محاسبه پارامترهای پنل خورشیدی

برای محاسبه پارامترهای اصلی سیستم ایمنی مؤثر بر طراحی فضاپیما و مشخصات فنی آن، از فرمول های زیر استفاده خواهیم کرد [نویسندگان "طراحی فضاپیمای خودکار": D.I. کوزلوف، G.N. آنشاکوف، V.F. آگارکوف، یو.جی. آنتونوف § 7.5]:

محاسبه پارامترهای SB به تعیین مساحت و جرم آن ختم می شود.

محاسبه توان SB با استفاده از فرمول انجام می شود:

(6)

جایی که - قدرت SB؛ آر n - میانگین توان بار روزانه (بدون در نظر گرفتن نیازهای خود SEP)؛ - زمان جهت گیری SB به خورشید در هر دور. تی تی - زمانی که در طی آن SB روشن نمی شود. - راندمان تنظیم کننده توان اضافی SB 0.85 است. - راندمان تنظیم کننده تخلیه BN برابر با 0.85. آر .3- راندمان تنظیم کننده شارژ BN برابر با 0.9؛ - راندمان باتری های BN 0.8 است.

مساحت باتری خورشیدی با فرمول محاسبه می شود:

(7)

جایی که - توان ویژه SB دریافت شده:

W/M 2در = 60 درجه سانتی گراد و 85 وات بر متر 2در = 110 درجه سانتیگراد برای مواد FEP KSP.

W/M 2در = 60 درجه سانتی گراد و 100 وات بر متر 2در = 110 درجه سانتیگراد برای مواد FEP؛

W/M 2در = 60 درجه سانتی گراد و 160 وات بر متر 2در = 110 درجه سانتیگراد برای مواد PV Ga - As; - ضریب ایمنی، با در نظر گرفتن تخریب سلول های خورشیدی در اثر تشعشع، برابر با 1.2 برای مدت زمان کار دو تا سه سال و 1.4 برای مدت زمان کار پنج ساله.

ضریب پر که با فرمول محاسبه می شود 1,12; - بازده SB = 0.97.

جرم SB بر اساس پارامترهای خاص تعیین می شود. در طرح های SB موجود در حال حاضر، وزن مخصوص است = 2.77 کیلوگرم بر متر 2برای سیلیکون و = 4.5 کیلوگرم بر متر 2برای سلول های خورشیدی آرسنید گالیوم

جرم SB با استفاده از فرمول محاسبه می شود:

(8)

برای شروع محاسبه PDS، باید پنل های خورشیدی را انتخاب کنید. هنگام در نظر گرفتن پانل های خورشیدی مختلف، انتخاب بر روی موارد زیر انجام شد: باتری های خورشیدی سازمان Saturn OJSC بر اساس مبدل های عکس GaAs با ویژگی های زیر.

پارامترهای اساسی SB

پارامتر SBSB بر اساس GaAs FPS طول عمر فعال، سال 15 راندمان در دمای 28 درجه سانتی گراد، % 28 توان ویژه، W/m 2170 حداکثر توان، وات بر متر 2381 وزن مخصوص، کیلوگرم بر متر 2ضخامت 1.6FEP، 20±150 میکرومتر

همچنین برای محاسبه، باید دوره مداری ماهواره در مدار پایین زمین را بدانید، اطلاعات برگرفته از سایت:

· در محدوده 160 کیلومتری، دوره مداری حدود 88 دقیقه است.

· تا 2000 کیلومتر این دوره حدود 127 دقیقه است.

برای محاسبه، مقدار متوسط ​​را می گیریم - حدود 100 دقیقه. در عین حال، زمان روشن شدن صفحات خورشیدی یک فضاپیما در مدار بیشتر از زمانی است که در سایه قرار دارند (حدود 60 دقیقه).

قدرت بار برابر مجموع توان مورد نیاز پیشرانه، تجهیزات مورد نظر، توان شارژ و برابر با 220 وات است (مقدار با مازاد 25 وات گرفته می شود).

با جایگزینی تمام مقادیر شناخته شده در فرمول، دریافت می کنیم:

,

.

برای تعیین مساحت پانل SB، مواد PV Ga-As را در دمای عملیاتی می گیریم = 60 درجه سانتیگراد، ماهواره 2-3 سال است که کار می کند و از فرمول استفاده کنید:

,

با جایگزینی داده های اصلی، دریافت می کنیم:

پس از انجام محاسبات، دریافت می کنیم

,

اما با در نظر گرفتن شارژ مکرر باتری، استفاده از فناوری های مدرن در توسعه سایر سیستم ها و همچنین با در نظر گرفتن اینکه توان بار با حاشیه حدود 25 وات گرفته شده است، می توان کاهش مساحت سیستم منبع تغذیه به 3.6 متر مربع


صاحبان پتنت RU 2598862:

کاربرد: در زمینه مهندسی برق برای تامین انرژی فضاپیماها از منابع اولیه توان های مختلف. نتیجه فنی افزایش قابلیت اطمینان منبع تغذیه است. سیستم منبع تغذیه فضاپیما شامل: یک گروه باتری خورشیدی با نور مستقیم خورشید (1)، یک گروه باتری خورشیدی از نور خورشید منعکس شده (7)، یک مدار تولید (8)، یک تثبیت کننده ولتاژ (2)، یک شارژر ( 3)، دستگاه تخلیه (4)، باتری (5)، دستگاه یکسو کننده (9)، کنترل کننده شارژ باتری (10) و مصرف کنندگان (6). ولتاژ متناوب از مدار تولید (8) به ولتاژ ثابت در بلوک (9) تبدیل می شود و به اولین ورودی کنترل کننده شارژ باتری (10) عرضه می شود. ولتاژ ثابت پانل های خورشیدی نور خورشید منعکس شده (7) به ورودی دوم کنترل کننده شارژ باتری (10) عرضه می شود. کل ولتاژ مدار تولید و صفحات خورشیدی نور خورشید منعکس شده از خروجی اول کنترلر (10) به ورودی دوم باتری (5) می رود. از خروجی دوم کنترل‌کننده تا ورودی اول باتری (5)، سیگنال‌های کنترلی از سوئیچ‌های (15-21) با کنتاکت‌های 1-3 و سوئیچ‌های (22-25) دارای کنتاکت‌های 1-2 دریافت می‌شوند. تعداد دستگاه های سوئیچینگ کنترل شده به تعداد باتری های باتری بستگی دارد. برای شارژ مجدد باتری انتخاب شده (11-14) روی سوئیچ های مربوطه، اولین کنتاکت آنها با سومی باز می شود و با سوئیچ دوم بسته می شود، در سوئیچ های مربوطه، کنتاکت های اول و دوم بسته می شوند. باتری مربوطه که از این طریق به ورودی دوم باتری متصل است، با جریان شارژ نامی شارژ می شود تا زمانی که فرمانی برای تغییر باتری بعدی از کنترلر (10) دریافت شود. مصرف کننده (6) انرژی را از باتری های باقی مانده، با دور زدن باتری قطع شده، از اولین خروجی باتری (5) دریافت می کند. 5 بیمار

این اختراع مربوط به فناوری فضایی است و می تواند به عنوان بخشی از فضاپیمای تثبیت شده با چرخش مورد استفاده قرار گیرد.

یک سیستم منبع تغذیه شناخته شده برای یک فضاپیما با اتوبوس های معمولی (آنالوگ)، که حاوی پنل های خورشیدی (منبع اولیه انرژی)، باتری و مصرف کنندگان است. عیب این سیستم این است که ولتاژ در این سیستم ناپایدار است. این منجر به تلفات انرژی در شبکه های کابلی و تثبیت کننده های مصرف کننده داخلی می شود.

یک سیستم منبع تغذیه شناخته شده برای یک فضاپیما با اتوبوس های جدا شده و اتصال موازی یک تثبیت کننده ولتاژ (آنالوگ)، که شامل یک شارژر، یک دستگاه تخلیه و یک باتری است. نقطه ضعف آن عدم امکان استفاده از یک تنظیم کننده قدرت شدید برای پانل های خورشیدی است.

نزدیکترین ماهیت فنی به سیستم پیشنهادی یک سیستم منبع تغذیه فضاپیما با باس های جدا شده و با اتصال سری موازی یک تثبیت کننده ولتاژ 2 (نمونه اولیه) است که همچنین حاوی پانل های خورشیدی از نور مستقیم خورشید 1، یک شارژر 3، یک تخلیه است. دستگاه 4، یک باتری قابل شارژ 5 (شکل 1). عیب این سیستم منبع تغذیه عدم توانایی در دریافت، تبدیل و انباشت انرژی الکتریکی از منابع توان مختلف مانند انرژی میدان مغناطیسی زمین و انرژی نور خورشید منعکس شده از سطح زمین است.

هدف از اختراع گسترش قابلیت های سیستم منبع تغذیه فضاپیما برای دریافت، تبدیل و انباشته شدن الکتریسیته از منابع اولیه مختلف با توان های مختلف است که امکان افزایش عمر فعال و منبع تغذیه فضاپیما را فراهم می کند.

در شکل 2 سیستم منبع تغذیه یک فضاپیمای تثبیت شده با چرخش را نشان می دهد؛ شکل. 3 - باتری حاوی وسایل سوئیچینگ که توسط کنترلر کنترل می شود. در شکل 4 نمایی از فضاپیمای تثبیت شده با چرخش در شکل. شکل 5 به صورت شماتیک یکی از گزینه های حرکت یک فضاپیمای تثبیت شده با چرخش را در مدار نشان می دهد.

سیستم منبع تغذیه یک فضاپیمای تثبیت شده با چرخش شامل گروهی از پانل های خورشیدی 7 است که برای تبدیل نور خورشید منعکس شده از زمین به انرژی الکتریکی طراحی شده اند و مدار 8 را تولید می کنند که مجموعه ای از هادی ها (سیم پیچ) است که در امتداد بدنه قرار گرفته است. فضاپیمایی که در آن نیروی حرکتی الکتریکی برای شمارش چرخش فضاپیما حول محور آن در میدان مغناطیسی زمین القا می‌شود، یک دستگاه یکسو کننده 9، یک کنترل‌کننده شارژ باتری از منابع برق با توان متفاوت 10، یک باتری 5 حاوی کلید کنترل کنترل‌کننده دستگاه های 15-25 که باتری های جداگانه 11-14 را به کنترل کننده 9 متصل یا جدا می کنند تا آنها را با جریان کم شارژ کنند (شکل 2).

سیستم به شرح زیر عمل می کند. در طی فرآیند پرتاب فضاپیما به مدار، به گونه ای می چرخد ​​که محور چرخش دستگاه و صفحات خورشیدی نور مستقیم خورشید به سمت خورشید جهت گیری می کند (شکل 4). در طول حرکت یک فضاپیمای دوار در مدار، مدار مولد خطوط القایی میدان مغناطیسی زمین را با سرعت چرخش فضاپیما حول محور خود قطع می کند. در نتیجه، بر اساس قانون القای الکترومغناطیسی، نیروی محرکه الکتریکی در مدار تولید القا می شود.

که μ o ثابت مغناطیسی است، H قدرت میدان مغناطیسی زمین، S in مساحت مدار مولد، Nc تعداد دورهای مدار، ω فرکانس زاویه ای چرخش است.

هنگامی که مدار تولید به بار بسته می شود، جریان در مدار مدار مولد مصرف کننده جریان می یابد. قدرت مدار مولد به گشتاور فضاپیما حول محور خود بستگی دارد

که در آن J KA لحظه اینرسی فضاپیما است.

بنابراین، مدار تولید کننده منبع اضافی الکتریسیته در فضاپیما است.

ولتاژ متناوب از مدار مولد 8 در بلوک 9 تصحیح می شود و به ورودی اول کنترل کننده شارژ باتری 10 عرضه می شود. ولتاژ مستقیم از صفحات خورشیدی نور خورشید منعکس شده 7 به ورودی دوم کنترل کننده شارژ باتری 10 عرضه می شود. کل ولتاژ از خروجی اول کنترلر 10 به ورودی دوم باتری 5 می رود. از خروجی دوم کنترلر تا ورودی اول باتری 5، سیگنال های کنترلی از سوئیچ های 15-21 با کنتاکت های 1 دریافت می شود. -3 و سوئیچ های 22-25 با کنتاکت های 1-2. تعداد دستگاه های سوئیچینگ کنترل شده به تعداد باتری های باتری بستگی دارد. برای شارژ مجدد باتری انتخاب شده (11-14) روی سوئیچ های مربوطه، اولین کنتاکت آنها با سومی باز می شود و با سوئیچ دوم بسته می شود، در سوئیچ های مربوطه، کنتاکت های اول و دوم بسته می شوند. باتری مربوطه که از این طریق به ورودی دوم باتری متصل است، با جریان کم شارژ می شود تا زمانی که فرمان تعویض باتری بعدی از کنترلر 10 دریافت شود. مصرف کننده با عبور از باتری 5 که از اولین خروجی قطع می شود، از باتری های باقی مانده انرژی دریافت می کند.

هنگامی که فضاپیما در موقعیت 1 در مدار قرار دارد (شکل 4، 5)، صفحات خورشیدی نور خورشید منعکس شده به سمت زمین جهت گیری می کنند. در این لحظه، شارژر 3 موجود در سیستم منبع تغذیه فضاپیما، الکتریسیته را از پنل های خورشیدی با نور مستقیم خورشید 1 دریافت می کند و کنترل کننده شارژ باتری 10 برق را از صفحات خورشیدی نور خورشید منعکس شده 7 و مدار تولید کننده 8 دریافت می کند. از فضاپیمای 2، پانل‌های خورشیدی مستقیم خورشیدی نورهای 1 به سمت خورشید هدایت می‌شوند، در حالی که سلول‌های خورشیدی نور خورشید منعکس شده تا حدی پنهان هستند. در این لحظه، شارژر 3 سیستم منبع تغذیه فضاپیما همچنان به دریافت الکتریسیته از صفحات خورشیدی نور مستقیم خورشید ادامه می دهد و کنترل کننده 10 بخشی از انرژی بلوک 7 را از دست می دهد، اما همچنان از بلوک 8 از طریق یکسو کننده 9 انرژی دریافت می کند. در موقعیت فضاپیمای 3، همه گروه‌های پانل‌های خورشیدی سایه‌دار هستند، شارژر 3 برق را از پنل‌های خورشیدی 1 دریافت نمی‌کند و مصرف‌کنندگان روی هواپیما از باتری برق دریافت می‌کنند. کنترل کننده شارژ باتری به دریافت انرژی از مدار مولد 8 ادامه می دهد و باتری بعدی را شارژ می کند. در موقعیت فضاپیمای 4، پانل های خورشیدی با نور مستقیم خورشید 1 دوباره توسط خورشید روشن می شوند، در حالی که صفحات خورشیدی نور خورشید منعکس شده تا حدی مبهم هستند. در این لحظه، شارژر 3 سیستم منبع تغذیه فضاپیما همچنان به دریافت الکتریسیته از صفحات خورشیدی تابش مستقیم نور خورشید ادامه می دهد و کنترل کننده 10 مقداری از انرژی بلوک 7 را از دست می دهد، اما همچنان از بلوک 8 از طریق یکسو کننده 9 انرژی دریافت می کند.

بنابراین، سیستم منبع تغذیه یک فضاپیمای تثبیت شده با چرخش قادر به دریافت، تبدیل و جمع آوری موارد زیر است: الف) انرژی مستقیم و منعکس شده از نور خورشید. ب) انرژی جنبشی چرخش فضاپیما در میدان مغناطیسی زمین. در غیر این صورت، عملکرد سیستم پیشنهادی مشابه سیستم شناخته شده است.

نتیجه فنی - افزایش عمر فعال و منبع تغذیه فضاپیما - از طریق استفاده از یک شارژر میکروکنترلر به عنوان بخشی از سیستم منبع تغذیه فضاپیما حاصل می شود که شارژ باتری را از منابع انرژی الکتریکی با توان متفاوت امکان پذیر می کند. نور خورشید و انرژی حاصل از میدان مغناطیسی زمین).

اجرای عملی واحدهای عملکردی اختراع حاضر به شرح زیر قابل انجام است.

سیم پیچ سه فاز دو لایه با سیم مسی عایق شده می تواند به عنوان مدار تولید کننده استفاده شود که شکل منحنی نیروی الکتروموتور را به یک سینوسی نزدیک می کند. مدار پل یکسو کننده سه فاز با دیودهای کم مصرف از نوع D2 و D9 را می توان به عنوان یکسو کننده استفاده کرد که باعث کاهش ریپل ولتاژ یکسو شده می شود. میکروکنترلر MAX 17710 می تواند به عنوان کنترل کننده شارژ باتری استفاده شود.این میکروکنترلر می تواند با منابع ناپایدار با محدوده توان خروجی از 1 میکرووات تا 100 میلی وات کار کند. این دستگاه دارای یک مبدل تقویت کننده داخلی برای شارژ باتری ها از منابع با ولتاژ خروجی معمولی 0.75 ولت و یک رگولاتور داخلی برای محافظت از باتری ها در برابر شارژ بیش از حد است. باتری های لیتیوم یون با زیرسیستم یکسان سازی ولتاژ باتری (سیستم متعادل کننده) را می توان به عنوان باتری حاوی دستگاه های سوئیچینگ کنترل کننده کنترل کننده استفاده کرد. می توان آن را بر اساس کنترلر MSP430F1232 پیاده سازی کرد.

بنابراین، ویژگی های متمایز دستگاه پیشنهادی به دستیابی به این هدف کمک می کند.

منابع اطلاعاتی

1. دنیای آنالوگ ماکسیم. ریز مدارهای جدید / گروه شرکت های سیمترون // شماره 2، 2013. - 68 ص.

2. Grilikhes V.A. انرژی خورشیدی و پروازهای فضایی / V.A. گریلیچس، پی.پی. اورلوف، ال.بی. پوپوف - م.: ناوکا، 1984. - 211 ص.

3. کارگو د.ل. سیستم های منبع تغذیه برای فضاپیماها / D.L. کارگو، گ.ب. Steganov [و دیگران] - سنت پترزبورگ: VKA im. A.F. Mozhaisky, 2013. - 116 ص.

4. کاتسمن م.م. ماشین های الکتریکی / م.م. کاتزمن. - کتاب درسی کتابچه راهنمای دانش آموزان خاص دانشکده های فنی - ویرایش دوم، تجدید نظر شده. و اضافی - م.: بالاتر. Shk., 1990. - 463 p.

5. پریانیشنیکوف V.A. الکترونیک. دوره سخنرانی / V.A. Pryanishnikov - سنت پترزبورگ: Krona Print LLC، 1998. - 400 p.

6. Rykovanov A.N. سیستم های تغذیه باتری لیتیوم یون / A.N. Rykovanov // قدرت الکترونیک. - 2009. - شماره 1.

7. چیلین یو.ن. مدل سازی و بهینه سازی در سیستم های قدرت فضاپیما / Yu.N. چیلین. - سن پترزبورگ: VIKA، 1995. - 277 ص.

یک سیستم منبع تغذیه فضاپیما شامل گروهی از باتری های خورشیدی با نور مستقیم خورشید، یک شارژر که برق را از باتری های خورشیدی با نور مستقیم خورشید دریافت می کند، یک دستگاه تخلیه که انرژی مصرف کنندگان را از باتری تامین می کند، یک تثبیت کننده ولتاژ که مصرف کنندگان را از یک باتری خورشیدی با نور مستقیم خورشید تغذیه می کند. مشخصه آن این است که علاوه بر این شامل گروهی از پانل های خورشیدی است که برای تبدیل نور خورشید منعکس شده از زمین به انرژی الکتریکی طراحی شده اند، یک مدار مولد، که مجموعه ای از هادی ها (سیم پیچ) است که بر روی بدنه فضاپیما قرار دارد، که در آن نیروی الکتروموتور ایجاد می شود. ناشی از چرخش فضاپیما حول محور خود در میدان مغناطیسی میدان زمین، یک دستگاه یکسو کننده، و همچنین شامل یک کنترل کننده شارژ باتری از منابع انرژی مختلف، یک باتری، که علاوه بر این شامل دستگاه های سوئیچینگ کنترل شده توسط کنترل کننده است. باتری های جداگانه را برای شارژ مجدد به کنترلر متصل یا جدا کنید.

اختراعات مشابه:

این اختراع مربوط به فناوری فضایی است و می تواند برای تامین برق فضاپیماها (SV) و ایستگاه ها مورد استفاده قرار گیرد. نتیجه فنی استفاده از یک سیستم کنترل حرارتی برای به دست آوردن انرژی اضافی است.

این اختراع مربوط به رشته مهندسی برق است. یک سیستم منبع تغذیه مستقل شامل یک باتری خورشیدی، یک دستگاه ذخیره برق، یک دستگاه شارژر تخلیه و یک بار متشکل از یک یا چند تثبیت کننده ولتاژ است که مصرف کنندگان نهایی برق به خروجی آنها متصل هستند.

این اختراع مربوط به صنعت برق است و می تواند در طراحی سیستم های منبع تغذیه مستقل برای ماهواره های زمین مصنوعی (AES) استفاده شود. نتیجه فنی افزایش ویژگی های انرژی خاص و قابلیت اطمینان سیستم منبع تغذیه مستقل ماهواره است. روشی برای تغذیه بار با جریان مستقیم در یک سیستم منبع تغذیه مستقل برای ماهواره زمین مصنوعی از یک باتری خورشیدی و مجموعه ای از منابع ثانویه برق - باتری های قابل شارژ حاوی باتری های Nacc متصل به صورت سری پیشنهاد شده است که شامل تثبیت ولتاژ است. بر روی بار، شارژ و تخلیه باتری ها از طریق شارژرها و مبدل های تخلیه جداگانه انجام می شود، در حالی که مبدل های تخلیه بدون واحدهای تقویت کننده ولتاژ ساخته می شوند، که تعداد باتری های Nacc در هر باتری از نسبت: Nacc≥ (Un+1) انتخاب می شود. /Uacc.min، که در آن Nacc تعداد باتری های موجود در مدار سریال هر باتری است. Un - ولتاژ در خروجی سیستم منبع تغذیه مستقل، V. Uacc.min حداقل ولتاژ تخلیه یک باتری، V است، مبدل های شارژ بدون واحدهای تقویت کننده ولتاژ ساخته شده اند، که ولتاژ در نقطه کار باتری خورشیدی از نسبت: Urt>Uacc.max Nacc+1 انتخاب می شود. ، که در آن Urt ولتاژ در نقطه کار باتری خورشیدی در انتهای منبع تضمین شده کار آن است، B; Uacc.max حداکثر ولتاژ شارژ یک باتری، V است، در حالی که تعداد محاسبه‌شده باتری‌های Nacc نیز بر اساس نسبت افزایش می‌یابد: Nacc≥(Un+1)/Uacc.min+Nfailure، که در آن Nfailure تعداد مجاز است. خرابی باتری و تثبیت ولتاژ توسط بار و شارژ باتری با استفاده از تنظیم ولتاژ شدید پانل خورشیدی انجام می شود.

این اختراع مربوط به رشته مهندسی برق است. نتیجه فنی شامل گسترش قابلیت‌های عملیاتی سیستم، افزایش قدرت بار آن و اطمینان از حداکثر عملکرد بدون وقفه و در عین حال حفظ پارامترهای بهینه عملکرد باتری هنگام تغذیه مصرف‌کنندگان با جریان مستقیم است.

این اختراع مربوط به حوزه انرژی خورشیدی است، به‌ویژه تأسیسات خورشیدی که به طور مداوم خورشید را رصد می‌کنند، هم با متمرکزکننده‌های تابش خورشیدی و هم با ماژول‌های سیلیکونی مسطح، که برای تأمین انرژی مصرف‌کنندگان طراحی شده‌اند، به‌عنوان مثال، در مناطقی که منبع تغذیه غیرقابل اعتماد و غیرمتمرکز هستند.

این اختراع مربوط به صنعت برق است و می تواند در طراحی سیستم های منبع تغذیه مستقل برای ماهواره های زمین مصنوعی (AES) استفاده شود.

این اختراع به سیستم های چرخش آرایه خورشیدی (SPSB) یک فضاپیما (SC) مربوط می شود. این اختراع برای قرار دادن عناصر SPSB برای چرخش باتری خورشیدی پرقدرت و انتقال الکتریسیته از باتری خورشیدی به فضاپیما در نظر گرفته شده است.

این اختراع به زمینه تبدیل انرژی خورشیدی و انتقال آن به مصرف کنندگان زمینی مربوط می شود. نیروگاه فضایی شامل یک کلکتور خورشیدی (1) از نوع لوبی، یک محفظه ایستگاه (2) و یک بسته (3) آنتن مایکروویو است. کلکتور (1) از صفحات (پانل) مبدل های فوتوالکتریک - هم اصلی و هم کمکی ساخته شده است. صفحات دارای شکل مستطیل و مثلثی هستند. اتصالات آنها به صورت قلاب ها و حلقه های خودکار ساخته می شوند که هنگام استقرار کلکتور از طریق مکانیزم چند لنگه به ​​هم متصل می شوند. هنگامی که تا می شود، جمع کننده (1) به شکل یک مکعب است. آنتن های پرتو (3) انرژی مایکروویو را روی یک تقویت کننده متمرکز می کنند که این انرژی را به نیروگاه های زمینی منتقل می کند. نتیجه فنی اختراع با هدف افزایش کارایی تبدیل و انتقال انرژی به مصرف کنندگان در مناطق وسیعی از زمین است. 16 بیمار

کاربرد: در زمینه مهندسی برق برای تامین انرژی فضاپیماها از منابع اولیه توان های مختلف. نتیجه فنی افزایش قابلیت اطمینان منبع تغذیه است. سیستم منبع تغذیه فضاپیما شامل: یک گروه باتری خورشیدی با نور مستقیم خورشید، یک گروه باتری خورشیدی از نور خورشید منعکس شده، یک مدار تولید کننده، یک تثبیت کننده ولتاژ، یک شارژر، یک دستگاه تخلیه، یک باتری قابل شارژ، یک دستگاه یکسو کننده، کنترل کننده شارژ باتری و مصرف کنندگان. ولتاژ متناوب از مدار تولید به ولتاژ ثابت در واحد تبدیل می شود و به اولین ورودی کنترل کننده شارژ باتری عرضه می شود. ولتاژ ثابت پانل های خورشیدی نور خورشید منعکس شده به ورودی دوم کنترلر شارژ باتری عرضه می شود. کل ولتاژ مدار تولید و پنل های خورشیدی بازتاب نور خورشید از خروجی اول کنترلر به ورودی دوم باتری می رود. از خروجی دوم کنترل‌کننده تا ورودی اول باتری، سیگنال‌های کنترلی از سوئیچ‌های دارای کنتاکت 1-3 و سوئیچ‌های دارای کنتاکت 1-2 دریافت می‌شوند. تعداد دستگاه های سوئیچینگ کنترل شده به تعداد باتری های باتری بستگی دارد. برای شارژ مجدد باتری انتخاب شده، روی سوئیچ های مربوطه، اولین کنتاکت آنها با سومی باز و با سوئیچ دوم بسته می شود، در سوئیچ های مربوطه، کنتاکت های اول و دوم بسته می شوند. باتری مربوطه که از این طریق به ورودی دوم باتری متصل است، با جریان شارژ نامی شارژ می شود تا زمانی که فرمان تعویض باتری بعدی از کنترلر دریافت شود. مصرف کننده انرژی را از باتری های باقی مانده، با دور زدن باتری قطع شده، از اولین خروجی باتری دریافت می کند. 5 بیمار

M.A. پتروویچف، سیستم A. S. GURTOV تأمین انرژی در داخل پیچیده OF SPACE CARRIAGES تایید شده توسط شورای تحریریه و انتشارات دانشگاه به عنوان یک کمک آموزشی SAMARA Publishing House SSAU 2007 UDC 629.78.05 BBK 39.62 P306 C T I O N A L P R E T E N A O R Y O Y E "Nevitary Centre of Education and C T I O N A L P R E T E N A O R Y O Y E "D OY ED Centre of Centre of Education and C. متخصصان کلاس در حوزه هوافضا و فناوری اطلاعات جغرافیایی» PR I داوران: دکترای علوم فنی الف.<...>کوپتف، معاون. رئیس بخش مرکز تحقیقات علمی دولتی "TsSKB - Progress" S. I. Minenko P306 پتروویچف M.A.<...>سیستم تأمین انرژیسوار مجتمعفضاپیما: کتاب درسی. کمک هزینه / M.A. پتروویچف، مانند. گورتوف.<...>این کتاب برای دانش آموزان تخصص 160802 در نظر گرفته شده است. فضا دستگاه هاو بلوک های شتاب دهنده."<...>UDC 629.78.05 BBK 39.62 ISBN 978-5-7883-0608-7 2 © Petrovichev M. A., Gurtov AS, 2007 © دانشگاه هوافضای دولتی سامارا، 2007 سیستم منبع تغذیهمجموعه فضاپیماهای داخلی در بین انواع انرژی، برق جهانی ترین است.<...>. سیستم منبع تغذیه(SES) CAیکی از مهم ترین سیستم هایی است که عملکرد را تضمین می کند CA. <...>قابلیت اطمینان SES تا حد زیادی توسط 3 افزونگی از همه انواع منابع، مبدل ها، تعیین می شود. سوئیچینگ تجهیزاتو شبکه ها<...>ساختار سیستم های منبع تغذیه CAپایه ای سیستم منبع تغذیه CAاست سیستمجریان مستقیم.<...>برای مقابله با پیک بار استفاده کنید بافر منبع. <...>برای اولین بار در قابل استفاده مجدد CAشاتل از یک سیستم منبع تغذیه بدون بافر استفاده می کرد.<...> 4 سیستم توزیعمبدل مبدل مصرف کننده شبکه اولیه منبع بافر منبعبرنج.<...>ساختار دستگاه سیستم منبع تغذیه فضایی بافر منبعبا این واقعیت مشخص می شود که کل انرژی تولید شده صفر است.<...>برای تطبیق ویژگی های باتری با منبع اصلی و شبکه، استفاده کنید<...>

سیستم_تامین_انرژی_آنبرد_مجموعه_سفینه_فضایی_.pdf

آژانس فدرال آموزش و پرورش موسسه آموزش عالی حرفه ای "دانشگاه هوافضای دولتی سامارا به نام آکادمیسین S.P. QUEEN" M. A. PETROVICHEV, A. S. GURTOV POWER SUPPLY SYSTEM OF BOARD COMPLEX OF SPACE CARRIAGES تایید شده توسط شورای تحریریه و انتشارات دانشگاه به عنوان کمک آموزشی S A M A R A Publishing House SSAU 200

صفحه 1

UDC 629.78.05 BBK 39.62 P306 برنامه آموزشی نوآورانه "توسعه مرکز شایستگی و آموزش متخصصان در سطح جهانی در زمینه فن آوری های هوافضا و اطلاعات جغرافیایی" داوران: دکتر علوم فنی A. N. Koptev، معاون رئیس گروه علمی دولتی مرکز تحقیقات RKTs TsSKB - Progress" S. I. M i nenko Petrovichev M. A. P306 سیستم منبع تغذیه برای مجموعه هواپیماهای فضایی: کتاب درسی / M. A. Petrovichev, A. S. Gurtov. - Samara: انتشارات سامارا دانشگاه دولتی هوافضا، 2007. – 88 صفحه. : ill.ISBN 978-5-7883-0608-7 نقش و اهمیت سیستم منبع تغذیه برای یک فضاپیما، اجزای این سیستم در نظر گرفته شده است، توجه ویژه به رعایت اصول عملکرد و دستگاه های قدرت می باشد. تجهیزات، ویژگی های استفاده از آنها برای فناوری فضایی. این کتابچه راهنمای مرجع مطالب بسیار گسترده ای را ارائه می دهد که می تواند در دروس و طراحی دیپلم توسط دانشجویان رشته های غیر برق مورد استفاده قرار گیرد. کتاب درسی برای دانش آموزان تخصص 160802 "سفینه فضایی و مراحل بالاتر" در نظر گرفته شده است. همچنین ممکن است برای متخصصان جوان در صنعت موشک و فضا مفید باشد. تهیه شده در وزارت هواپیما. UDC 629.78.05 BBK 39.62 ISBN 978-5-7883-0608-7 2 © Petrovichev M. A., Gurtov AS, 2007 © دانشگاه هوافضای دولتی سامارا, 2007 PRIOR I T T K E T O N E L N A T

صفحه 2

سیستم منبع تغذیه برای مجموعه فضاپیماهای داخلی در بین انواع انرژی، برق جهانی ترین است. در مقایسه با انواع دیگر انرژی، دارای تعدادی مزیت است: انرژی الکتریکی به راحتی به انواع دیگر انرژی تبدیل می شود، راندمان تاسیسات الکتریکی بسیار بالاتر از راندمان تاسیساتی است که بر روی انواع دیگر انرژی کار می کنند، انرژی الکتریکی به راحتی قابل استفاده است. انتقال از طریق سیم به مصرف کننده، انرژی الکتریکی به راحتی بین مصرف کنندگان توزیع می شود. اتوماسیون فرآیندهای کنترل پرواز هر فضاپیما (SC) بدون انرژی الکتریکی غیرقابل تصور است. انرژی الکتریکی برای هدایت تمام عناصر دستگاه ها و تجهیزات فضاپیما (گروه پیشران، کنترل ها، سیستم های ارتباطی، ابزار دقیق، گرمایش و غیره) استفاده می شود. سیستم منبع تغذیه (PSS) یک فضاپیما یکی از مهم ترین سیستم هایی است که عملکرد فضاپیما را تضمین می کند. الزامات اصلی برای SES: تامین انرژی لازم برای تکمیل کل پرواز، عملکرد قابل اعتماد در شرایط بی وزنی، قابلیت اطمینان لازم تضمین شده توسط افزونگی (از نظر توان) منبع اصلی و بافر، عدم انتشار و مصرف گازها، توانایی کار در هر موقعیتی در فضا، حداقل وزن، حداقل هزینه. تمام انرژی الکتریکی لازم برای اجرای برنامه پرواز (برای عملکرد عادی، و همچنین برای برخی موارد غیرعادی) باید در سفینه فضایی باشد، زیرا تکمیل آن فقط برای ایستگاه های سرنشین دار امکان پذیر است. قابلیت اطمینان SES تا حد زیادی توسط 3 تعیین می شود