Dari mana pesawat ruang angkasa masa depan mendapatkan energinya? Informasi umum tentang catu daya pesawat ruang angkasa Baterai untuk sistem catu daya pesawat ruang angkasa

Pemilik paten RU 2598862:

Penggunaan: di bidang teknik elektro untuk suplai daya pesawat ruang angkasa dari sumber primer dengan daya berbeda. Hasil teknisnya adalah peningkatan keandalan pasokan listrik. Sistem catu daya pesawat ruang angkasa berisi: sekelompok baterai surya sinar matahari langsung (1), sekelompok baterai surya pantulan sinar matahari (7), rangkaian pembangkit (8), penstabil tegangan (2), pengisi daya ( 3), perangkat pelepasan (4), baterai (5), perangkat penyearah (9), pengontrol pengisian baterai (10) dan konsumen (6). Tegangan bolak-balik dari rangkaian pembangkit (8) diubah menjadi tegangan konstan di blok (9) dan disuplai ke input pertama pengontrol pengisian daya baterai (10). Tegangan konstan dari panel surya yang memantulkan sinar matahari (7) disuplai ke input kedua pengontrol pengisian daya baterai (10). Tegangan total dari rangkaian pembangkit dan panel surya dari pantulan sinar matahari dari keluaran pertama pengontrol (10) disalurkan ke masukan kedua baterai (5). Dari keluaran kedua pengontrol hingga masukan pertama baterai (5), sinyal kontrol diterima dari sakelar (15-21) yang memiliki kontak 1-3, dan sakelar (22-25) yang memiliki kontak 1-2. Jumlah perangkat switching yang dikontrol tergantung pada jumlah baterai di dalam baterai. Untuk mengisi ulang baterai yang dipilih (11-14) pada sakelar yang sesuai, kontak pertama dibuka dengan yang ketiga dan ditutup dengan yang kedua, pada sakelar yang sesuai, kontak pertama dan kedua ditutup. Baterai terkait yang dihubungkan dengan cara ini ke input kedua baterai diisi ulang dengan arus pengisian terukur hingga perintah diterima dari pengontrol (10) untuk mengganti baterai berikutnya. Konsumen (6) menerima daya dari baterai yang tersisa, melewati baterai yang terputus, dari keluaran baterai pertama (5). 5 sakit.

Penemuan ini berkaitan dengan teknologi luar angkasa dan dapat digunakan sebagai bagian dari pesawat ruang angkasa yang rotasinya stabil.

Sistem catu daya yang diketahui untuk pesawat ruang angkasa dengan bus umum (analog), yang berisi panel surya (sumber energi utama), baterai, dan konsumen. Kekurangan dari sistem ini adalah tegangan pada sistem ini tidak stabil. Hal ini menyebabkan hilangnya energi pada jaringan kabel dan stabilisator konsumen individu yang terpasang di dalamnya.

Sistem catu daya yang diketahui untuk pesawat ruang angkasa dengan bus terpisah dan sambungan paralel penstabil tegangan (analog), yang berisi pengisi daya, perangkat pelepasan, dan baterai. Kerugiannya adalah ketidakmungkinan menggunakan pengatur daya ekstrim untuk panel surya.

Esensi teknis yang paling dekat dengan sistem yang diusulkan adalah sistem catu daya pesawat ruang angkasa dengan bus terpisah dan dengan koneksi seri-paralel dari penstabil tegangan 2 (prototipe), yang juga berisi panel surya dari sinar matahari langsung 1, pengisi daya 3, pelepasan perangkat 4, baterai isi ulang 5 (Gbr. 1). Kerugian dari sistem penyediaan tenaga listrik ini adalah ketidakmampuan untuk menerima, mengubah dan mengakumulasi energi listrik dari sumber daya yang berbeda, seperti energi medan magnet bumi dan energi pantulan sinar matahari dari permukaan bumi.

Tujuan dari penemuan ini adalah untuk memperluas kemampuan sistem catu daya pesawat ruang angkasa untuk menerima, mengubah, dan mengakumulasi listrik dari berbagai sumber utama dengan daya berbeda, yang memungkinkan peningkatan masa pakai aktif dan pasokan listrik pesawat ruang angkasa.

Pada gambar. Gambar 2 menunjukkan sistem catu daya dari pesawat ruang angkasa yang rotasinya distabilkan; Gambar. 3 - baterai berisi perangkat switching yang dikendalikan oleh pengontrol; pada gambar. Gambar 4 adalah pemandangan pesawat ruang angkasa yang distabilkan rotasinya pada Gambar. Gambar 5 secara skematis menunjukkan salah satu opsi untuk pergerakan pesawat ruang angkasa dengan rotasi yang distabilkan di orbit.

Sistem catu daya pesawat ruang angkasa yang distabilkan rotasinya berisi sekelompok panel surya 7, yang dirancang untuk mengubah sinar matahari yang dipantulkan dari bumi menjadi energi listrik, menghasilkan sirkuit 8, yaitu sekumpulan konduktor (belitan) yang terletak di sepanjang badan pesawat ruang angkasa. pesawat ruang angkasa, di mana gaya gerak listrik diinduksi untuk menghitung rotasi pesawat ruang angkasa di sekitar porosnya di medan magnet bumi, perangkat penyearah 9, pengontrol pengisian daya baterai dari sumber daya dengan daya berbeda 10, baterai 5 yang berisi peralihan yang dikendalikan pengontrol perangkat 15-25 yang menghubungkan atau melepaskan masing-masing baterai 11-14 ke pengontrol 9 untuk mengisi ulang baterai tersebut dengan arus rendah (Gbr. 2).

Sistem beroperasi sebagai berikut. Selama proses peluncuran pesawat ruang angkasa ke orbit, diputar sedemikian rupa sehingga sumbu rotasi peralatan dan panel surya yang terkena sinar matahari langsung berorientasi ke arah Matahari (Gbr. 4). Selama pergerakan pesawat ruang angkasa yang berputar di orbit, rangkaian pembangkit memotong garis induksi medan magnet bumi dengan kecepatan rotasi pesawat ruang angkasa di sekitar porosnya. Akibatnya, menurut hukum induksi elektromagnetik, gaya gerak listrik diinduksi dalam rangkaian pembangkit

dimana µ o adalah konstanta magnet, H adalah kuat medan magnet bumi, S in adalah luas rangkaian pembangkit, N c adalah jumlah lilitan rangkaian, ω adalah frekuensi sudut rotasi.

Ketika rangkaian pembangkit tertutup terhadap beban, arus mengalir pada rangkaian rangkaian pembangkit konsumen. Kekuatan rangkaian pembangkit bergantung pada torsi pesawat ruang angkasa di sekitar porosnya

dimana J KA adalah momen inersia pesawat ruang angkasa.

Dengan demikian, rangkaian pembangkit merupakan sumber listrik tambahan di pesawat ruang angkasa.

Tegangan bolak-balik dari rangkaian pembangkit (8) disearahkan pada blok 9 dan disuplai ke input pertama pengontrol pengisian baterai 10. Tegangan langsung dari panel surya pantulan sinar matahari 7 disuplai ke input kedua pengontrol pengisian baterai 10. Tegangan total dari keluaran pertama pengontrol 10 menuju ke masukan kedua baterai 5. Dari keluaran kedua pengontrol ke masukan pertama baterai 5, sinyal kontrol diterima dari sakelar 15-21, yang memiliki kontak 1 -3, dan sakelar 22-25, memiliki kontak 1-2. Jumlah perangkat switching yang dikontrol tergantung pada jumlah baterai di dalam baterai. Untuk mengisi ulang baterai yang dipilih (11-14) pada sakelar yang sesuai, kontak pertama dibuka dengan yang ketiga dan ditutup dengan yang kedua, pada sakelar yang sesuai, kontak pertama dan kedua ditutup. Baterai terkait yang dihubungkan dengan cara ini ke input kedua baterai diisi ulang dengan arus rendah hingga perintah diterima dari pengontrol (10) untuk mengganti baterai berikutnya. Konsumen menerima daya dari sisa baterai, melewati baterai 5, yang terputus dari output pertama.

Ketika pesawat ruang angkasa berada di orbit pada posisi 1 (Gbr. 4, 5), panel surya pantulan sinar matahari berorientasi ke arah Bumi. Pada saat ini, pengisi daya 3 yang termasuk dalam sistem catu daya pesawat ruang angkasa menerima listrik dari panel surya yang terkena sinar matahari langsung 1, dan pengontrol pengisian daya baterai 10 menerima listrik dari panel surya yang memantulkan sinar matahari 7 dan rangkaian pembangkit 8. Dalam posisi dari pesawat ruang angkasa 2, panel surya dari tenaga surya langsung Lampu 1 tetap diarahkan ke Matahari, sedangkan sel surya dari sinar matahari yang dipantulkan sebagian dikaburkan. Pada saat ini, pengisi daya 3 dari sistem catu daya pesawat ruang angkasa terus menerima listrik dari panel surya yang terkena sinar matahari langsung, dan pengontrol 10 kehilangan sebagian energi dari blok 7, tetapi terus menerima energi dari blok 8 melalui penyearah 9. Pada posisi pesawat ruang angkasa 3, semua kelompok panel surya diarsir, pengisi daya 3 tidak menerima listrik dari panel surya 1, dan konsumen di dalam pesawat ruang angkasa menerima listrik dari baterai. Pengontrol pengisian daya baterai terus menerima energi dari rangkaian pembangkit (8), mengisi ulang baterai berikutnya. Pada posisi pesawat ruang angkasa 4, panel surya sinar matahari langsung 1 kembali disinari Matahari, sedangkan panel surya pantulan sinar matahari sebagian tertutup. Pada saat ini, pengisi daya 3 dari sistem catu daya pesawat ruang angkasa terus menerima listrik dari panel surya yang terkena sinar matahari langsung, dan pengontrol 10 kehilangan sebagian energi dari blok 7, tetapi terus menerima energi dari blok 8 melalui penyearah 9.

Dengan demikian, sistem catu daya pesawat ruang angkasa yang distabilkan rotasinya mampu menerima, mengubah, dan mengumpulkan: a) energi langsung dan energi yang dipantulkan dari sinar matahari; b) energi kinetik rotasi pesawat ruang angkasa dalam medan magnet bumi. Jika tidak, fungsi sistem yang diusulkan serupa dengan yang diketahui.

Hasil teknis - peningkatan masa pakai aktif dan pasokan daya pesawat ruang angkasa - dicapai melalui penggunaan pengisi daya mikrokontroler sebagai bagian dari sistem catu daya pesawat ruang angkasa, yang memungkinkan pengisian baterai dari sumber energi listrik dengan daya berbeda (tercermin). sinar matahari dan energi dari medan magnet bumi).

Penerapan praktis dari unit-unit fungsional penemuan ini dapat dilakukan sebagai berikut.

Belitan tiga fase dua lapis dengan kawat tembaga berinsulasi dapat digunakan sebagai rangkaian pembangkit, yang akan membawa bentuk kurva gaya gerak listrik mendekati sinusoidal. Rangkaian jembatan penyearah tiga fasa dengan dioda berdaya rendah tipe D2 dan D9 dapat digunakan sebagai penyearah, yang akan mengurangi riak tegangan yang disearahkan. Mikrokontroler MAX 17710 dapat digunakan sebagai pengontrol pengisian daya baterai dan dapat bekerja dengan sumber yang tidak stabil dengan rentang daya keluaran dari 1 μW hingga 100 mW. Perangkat ini memiliki konverter boost internal untuk mengisi daya baterai dari sumber dengan tegangan keluaran tipikal 0,75 V dan regulator internal untuk melindungi baterai dari pengisian daya yang berlebihan. Baterai lithium-ion dengan subsistem pemerataan tegangan baterai (balancing system) dapat digunakan sebagai baterai yang berisi perangkat switching yang dikendalikan oleh pengontrol. Ini dapat diimplementasikan berdasarkan pengontrol MSP430F1232.

Dengan demikian, ciri khas dari perangkat yang diusulkan berkontribusi untuk mencapai tujuan ini.

Sumber informasi

1. Dunia analog Pepatah. Sirkuit mikro baru / Grup Perusahaan Symmetron // Edisi No. 2, 2013. - 68 hal.

2. Grilikhes V.A. Energi matahari dan penerbangan luar angkasa / V.A. Griliches, P.P. Orlov, L.B. Popov - M.: Nauka, 1984. - 211 hal.

3. Kargu D.L. Sistem catu daya untuk pesawat ruang angkasa / D.L. Kargu, GB Steganov [dan lainnya] - St. Petersburg: VKA im. A.F. Mozhaisky, 2013. - 116 hal.

4. Katsman M.M. Mesin listrik / M.M. Katzman. - buku teks panduan untuk siswa khusus sekolah teknik. - Edisi ke-2, direvisi. dan tambahan - M.: Lebih tinggi. Shk., 1990. - 463 hal.

5. Pryanishnikov V.A. Elektronik. Kursus perkuliahan / V.A. Pryanishnikov - St. Petersburg: Krona Print LLC, 1998. - 400 hal.

6. Rykovanov A.N. Sistem tenaga baterai Li-ion / A.N. Rykovanov // Elektronika Daya. - 2009. - No.1.

7. Chilin Yu.N. Pemodelan dan optimasi dalam sistem tenaga pesawat ruang angkasa / Yu.N. cabai. - SPb.: VIKA, 1995. - 277 hal.

Sistem catu daya pesawat ruang angkasa yang berisi sekelompok baterai surya yang terkena sinar matahari langsung, pengisi daya yang menerima listrik dari baterai surya yang terkena sinar matahari langsung, perangkat pelepasan yang memberi daya pada konsumen dari baterai, penstabil tegangan yang memberi daya pada konsumen dari baterai surya yang terkena sinar matahari langsung , bercirikan tambahan berisi sekelompok panel surya yang dirancang untuk mengubah sinar matahari yang dipantulkan dari bumi menjadi energi listrik, suatu rangkaian pembangkit, yaitu sekumpulan konduktor (belitan) yang terletak pada badan pesawat ruang angkasa, yang didalamnya terdapat gaya gerak listrik. diinduksi karena rotasi pesawat ruang angkasa di sekitar porosnya dalam medan magnet medan Bumi, perangkat penyearah, dan juga berisi pengontrol pengisian baterai dari sumber daya dengan daya berbeda, baterai, yang juga berisi perangkat switching yang dikendalikan oleh pengontrol itu sambungkan atau lepaskan masing-masing baterai ke pengontrol untuk mengisi ulangnya.

Paten serupa:

Penemuan ini berkaitan dengan teknologi luar angkasa dan dapat digunakan untuk menyediakan pasokan listrik ke pesawat ruang angkasa (SV) dan stasiun. Hasil teknisnya adalah penggunaan sistem kendali termal untuk memperoleh energi tambahan.

Penemuan ini berkaitan dengan bidang teknik elektro. Sistem catu daya otonom berisi baterai surya, perangkat penyimpanan listrik, perangkat pelepasan pengisi daya, dan beban yang terdiri dari satu atau lebih penstabil tegangan dengan konsumen akhir listrik terhubung ke outputnya.

Penemuan ini berkaitan dengan industri kelistrikan dan dapat digunakan dalam desain sistem catu daya otonom untuk satelit Bumi buatan (AES). Hasil teknisnya adalah peningkatan karakteristik energi spesifik dan keandalan sistem catu daya otonom satelit. Sebuah metode diusulkan untuk memberi daya pada beban dengan arus searah dalam sistem catu daya otonom untuk satelit Bumi buatan dari baterai surya dan satu set sumber listrik sekunder - baterai isi ulang yang berisi baterai Nacc yang dihubungkan secara seri, yang terdiri dari menstabilkan tegangan pada beban, pengisian dan pengosongan baterai melalui pengisi daya individual dan konverter pelepasan, sedangkan konverter pelepasan dibuat tanpa unit penguat tegangan, yang mana jumlah baterai Nacc di setiap baterai dipilih dari rasio: Nacc≥(Un+1) /Uacc.min, dimana Nacc adalah jumlah baterai pada rangkaian serial setiap baterai; Un - tegangan pada output sistem catu daya otonom, V; Uacc.min adalah tegangan pelepasan minimum satu baterai, V, konverter pengisian dibuat tanpa unit penguat tegangan, yang tegangan pada titik pengoperasian baterai surya dipilih dari rasio: Urt>Uacc.max Nacc+1 , di mana Urt adalah tegangan pada titik pengoperasian baterai surya pada akhir masa pakai yang dijamin, B; Uacc.max adalah tegangan pengisian maksimum satu baterai, V, sedangkan jumlah baterai yang dihitung Nacc juga ditingkatkan berdasarkan rasio: Nacc≥(Un+1)/Uacc.min+Nfailure, dengan Nfailure adalah jumlah yang diizinkan kegagalan baterai, dan stabilisasi tegangan dengan beban dan pengisian baterai dilakukan dengan menggunakan pengaturan tegangan ekstrim panel surya.

Penemuan ini berkaitan dengan bidang teknik elektro. Hasil teknisnya adalah memperluas kemampuan operasional sistem, meningkatkan daya bebannya dan memastikan pengoperasian maksimum tanpa gangguan sambil mempertahankan parameter pengoperasian baterai yang optimal saat memberi daya pada konsumen dengan arus searah.

Penemuan ini berkaitan dengan bidang energi surya, khususnya instalasi tenaga surya yang terus memantau Matahari, baik dengan konsentrator radiasi matahari maupun dengan modul silikon datar, yang dirancang untuk memberi daya pada konsumen, misalnya, di area dengan pasokan listrik yang tidak dapat diandalkan dan terdesentralisasi.

Penemuan ini berkaitan dengan industri kelistrikan dan dapat digunakan dalam desain sistem catu daya otonom untuk satelit Bumi buatan (AES).

Penemuan ini berkaitan dengan sistem rotasi susunan surya (SPSB) pada pesawat ruang angkasa (SC). Penemuan ini dimaksudkan untuk mengakomodasi elemen SPSB untuk memutar baterai surya berdaya tinggi dan mentransmisikan listrik dari baterai surya ke pesawat ruang angkasa.

Invensi ini berkaitan dengan bidang konversi energi matahari dan transmisinya ke konsumen darat. Pembangkit listrik luar angkasa berisi kolektor surya (1) tipe lobus, rumah stasiun (2) dan bundel (3) antena gelombang mikro. Kolektor (1) terbuat dari pelat (panel) konverter fotolistrik - baik utama maupun tambahan. Pelatnya berbentuk persegi panjang dan segitiga. Sambungannya dibuat dalam bentuk kait dan loop otomatis, yang ketika kolektor dipasang, dihubungkan melalui mekanisme multi-daun. Jika dilipat, kolektor (1) berbentuk kubus. Antena pancaran (3) memfokuskan energi gelombang mikro ke amplifier, yang mentransmisikan energi ini ke pembangkit listrik di darat. Hasil teknis dari penemuan ini bertujuan untuk meningkatkan efisiensi konversi dan transmisi energi ke konsumen di wilayah bumi yang luas. 16 sakit.

Penggunaan: di bidang teknik elektro untuk suplai daya pesawat ruang angkasa dari sumber primer dengan daya berbeda. Hasil teknisnya adalah peningkatan keandalan pasokan listrik. Sistem catu daya pesawat ruang angkasa berisi: sekelompok baterai surya sinar matahari langsung, sekelompok baterai surya pantulan sinar matahari, rangkaian pembangkit, penstabil tegangan, pengisi daya, perangkat pelepasan, baterai isi ulang, perangkat penyearah, pengontrol pengisian daya baterai dan konsumen. Tegangan bolak-balik dari rangkaian pembangkit diubah menjadi tegangan konstan di unit dan disuplai ke input pertama pengontrol pengisian daya baterai. Tegangan konstan dari panel surya dari pantulan sinar matahari disuplai ke input kedua pengontrol pengisian daya baterai. Tegangan total dari rangkaian pembangkit dan panel surya dari pantulan sinar matahari dari keluaran pertama pengontrol menuju ke masukan kedua baterai. Dari keluaran kedua pengontrol hingga masukan pertama baterai, sinyal kendali diterima dari sakelar yang memiliki kontak 1-3, dan sakelar yang memiliki kontak 1-2. Jumlah perangkat switching yang dikontrol tergantung pada jumlah baterai di dalam baterai. Untuk mengisi ulang baterai yang dipilih, pada sakelar yang sesuai, kontak pertamanya dibuka dengan yang ketiga dan ditutup dengan yang kedua, pada sakelar yang sesuai, kontak pertama dan kedua ditutup. Baterai terkait yang dihubungkan dengan cara ini ke input kedua baterai diisi ulang dengan arus pengisian terukur hingga perintah diterima dari pengontrol untuk mengganti baterai berikutnya. Konsumen menerima daya dari baterai yang tersisa, melewati baterai yang terputus, dari keluaran baterai pertama. 5 sakit.

MA. PETROVICHEV, SISTEM A.S.GURTOV PENYEDIAAN ENERGI DI ATAS KAPAL KOMPLEKS OF SPACE CARRIAGES Disetujui oleh Dewan Redaksi dan Penerbitan Universitas sebagai alat bantu pengajaran SAMARA Publishing House SSAU 2007 UDC 629.78.05 BBK 39.62 P306 C T I O N A L P R E N A O R Y O Y E C T I O N Program pendidikan inovatif “Pengembangan pusat kompetensi dan pelatihan spesialis kelas dunia di bidang bidang teknologi informasi dirgantara dan geografis” PR I Reviewer : Doktor Ilmu Teknik A.<...>Koptev, wakil. Kepala departemen Pusat Penelitian Ilmiah Negara "TsSKB - Kemajuan" S. I. Minenko P306 Petrovichev MA.<...>Sistem pasokan energi di atas kapal kompleks pesawat ruang angkasa: buku teks. tunjangan / M.A. Petrovichev, SEBAGAI. Gurtov.<...>Buku teks ini ditujukan untuk siswa spesialisasi 160802" Ruang angkasa perangkat dan mempercepat blok."<...>UDC 629.78.05 BBK 39.62 ISBN 978-5-7883-0608-7 2 © Petrovichev M. A., Gurtov AS, 2007 © Universitas Dirgantara Negeri Samara, 2007 Sistem Sumber Daya listrik kompleks pesawat ruang angkasa di atas kapal Dari semua jenis energi, listrik adalah yang paling universal.<...>. Sistem Sumber Daya listrik(SES) CA adalah salah satu sistem terpenting yang memastikan fungsionalitasnya CA. <...>Keandalan SES sangat ditentukan oleh 3 redundansi semua jenis sumber, konverter, beralih peralatan dan jaringan.<...>Struktur sistem Sumber Daya listrik CA Dasar sistem Sumber Daya listrik CA adalah sistem arus searah.<...>Untuk melawan puncak beban gunakan penyangga sumber. <...>Untuk pertama kalinya dapat digunakan kembali CA Pesawat ulang-alik menggunakan sistem catu daya tanpa buffer.<...> 4 Sistem distribusi Konverter Konverter Jaringan Konsumen Utama sumber Penyangga sumber Beras.<...>Struktur peralatan sistem catu daya ruang angkasa Penyangga sumber dicirikan oleh fakta bahwa total energi yang dihasilkannya adalah nol.<...>Untuk mencocokkan karakteristik baterai dengan sumber utama dan jaringan, gunakan<...>

Sistem_of_energi_supply_of_onboard_complex_of_spacecraft_.pdf

BADAN FEDERAL PENDIDIKAN LEMBAGA PENDIDIKAN PROFESIONAL TINGGI NEGARA “UNVERSITAS DIERANG NEGARA SAMARA dinamai Akademisi S.P. RATU" M. A. PETROVICHEV, A. S. GURTOV SISTEM SUPPLY DAYA DARI KOMPLEKS ANGKATAN ANGKASA DI ATAS Disetujui oleh Dewan Editorial dan Penerbitan Universitas sebagai alat bantu pengajaran S A M A R A Publishing House SSAU 2007

Halaman 1

UDC 629.78.05 BBK 39.62 P306 Program pendidikan inovatif “Pengembangan pusat kompetensi dan pelatihan spesialis kelas dunia di bidang teknologi dirgantara dan geoinformasi” Reviewer: Doktor Ilmu Teknik A. N. Koptev, Wakil Kepala Departemen Ilmu Pengetahuan Negara Pusat Penelitian RKTs TsSKB - Kemajuan" S. I. M i nenko Petrovichev M. A. P306 Sistem catu daya untuk kompleks pesawat ruang angkasa di dalamnya: buku teks / M. A. Petrovichev, A. S. Gurtov. - Samara: Samara Publishing House State Aerospace University, 2007. – 88 hal. : sakit ISBN 978-5-7883-0608-7 Peran dan pentingnya sistem catu daya untuk pesawat ruang angkasa, komponen-komponen sistem ini dipertimbangkan, perhatian khusus diberikan pada pertimbangan prinsip-prinsip operasi dan perangkat daya perlengkapan, fitur penggunaannya untuk teknologi luar angkasa. Manual ini menyediakan bahan referensi yang cukup luas yang dapat digunakan dalam kursus dan desain diploma oleh mahasiswa spesialisasi non-listrik. Buku teks ini ditujukan untuk siswa spesialisasi 160802 "Pesawat ruang angkasa dan tahap atas". Ini mungkin juga berguna bagi para spesialis muda di industri roket dan luar angkasa. Disiapkan di Departemen Pesawat Terbang. UDC 629.78.05 BBK 39.62 ISBN 978-5-7883-0608-7 2 © Petrovichev M. A., Gurtov AS, 2007 © Samara State Aerospace University, 2007 SEBELUMNYA

Halaman 2

Sistem catu daya untuk kompleks pesawat ruang angkasa di atas kapal Dari semua jenis energi, listrik adalah yang paling universal. Dibandingkan dengan jenis energi lain, ia memiliki beberapa keunggulan: energi listrik mudah diubah menjadi energi jenis lain, efisiensi instalasi listrik jauh lebih tinggi dibandingkan efisiensi instalasi yang beroperasi pada jenis energi lain, energi listrik mudah untuk digunakan. ditransmisikan melalui kabel ke konsumen, energi listrik mudah didistribusikan antar konsumen. Otomatisasi proses kontrol penerbangan pesawat ruang angkasa (SC) apa pun tidak terpikirkan tanpa energi listrik. Energi listrik digunakan untuk menggerakkan seluruh elemen perangkat dan peralatan pesawat ruang angkasa (kelompok propulsi, kontrol, sistem komunikasi, instrumentasi, pemanas, dll). Sistem catu daya (PSS) pesawat ruang angkasa adalah salah satu sistem terpenting yang memastikan pengoperasian pesawat ruang angkasa. Persyaratan utama SES: pasokan energi yang diperlukan untuk menyelesaikan seluruh penerbangan, pengoperasian yang andal dalam kondisi tanpa bobot, keandalan yang diperlukan yang dijamin oleh redundansi (dalam hal daya) dari sumber dan penyangga utama, tidak adanya emisi dan konsumsi gas, kemampuan untuk beroperasi di posisi apa pun di ruang angkasa, bobot minimal, biaya minimum. Semua energi listrik yang diperlukan untuk menjalankan program penerbangan (untuk operasi normal, dan juga untuk beberapa energi abnormal) harus ada di pesawat ruang angkasa, karena pengisiannya hanya dapat dilakukan di stasiun berawak. Keandalan SES sangat ditentukan oleh 3

Rostec
JSC "Kekhawatiran" Teknologi Radioelektronik "
KRET telah mengembangkan baterai jenis baru untuk pengoperasian di luar angkasa
Perkembangan teknologi ruang angkasa yang kompetitif memerlukan transisi ke jenis baterai baru yang memenuhi persyaratan sistem catu daya untuk pesawat ruang angkasa yang menjanjikan.
Saat ini, pesawat ruang angkasa digunakan untuk mengatur sistem komunikasi, navigasi, televisi, mempelajari kondisi cuaca dan sumber daya alam
Bumi, eksplorasi dan eksplorasi luar angkasa.
Salah satu syarat utama untuk perangkat tersebut adalah orientasi yang akurat dalam ruang dan koreksi parameter gerakan. Hal ini secara signifikan meningkatkan kebutuhan sistem catu daya perangkat. Masalah pasokan listrik untuk pesawat ruang angkasa, dan, pertama-tama, pengembangan untuk mengidentifikasi sumber listrik baru, merupakan hal yang sangat penting di tingkat global.
Saat ini, sumber listrik utama untuk pesawat ruang angkasa adalah tenaga surya dan baterai yang dapat diisi ulang.
Panel surya telah mencapai batas fisiknya dalam hal kinerjanya. Peningkatan lebih lanjut dapat dilakukan dengan menggunakan bahan baru, khususnya galium arsenida. Ini akan memungkinkan Anda meningkatkan kekuatan baterai surya sebanyak 2-3 kali lipat atau mengurangi ukurannya.
Di antara baterai isi ulang untuk pesawat ruang angkasa saat ini, baterai nikel-hidrogen banyak digunakan. Namun karakteristik massa energi baterai ini telah mencapai maksimum (70-80 Wh/kg). Peningkatan lebih lanjutnya sangat terbatas dan, terlebih lagi, memerlukan biaya finansial yang besar.
Dalam hal ini, saat ini terdapat pengenalan aktif baterai lithium-ion (LIB) ke pasar teknologi luar angkasa.
Karakteristik baterai litium-ion jauh lebih tinggi dibandingkan jenis baterai lain dengan masa pakai dan jumlah siklus pengisian-pengosongan yang serupa. Energi spesifik baterai lithium-ion dapat mencapai 130 Wh/kg atau lebih, dan efisiensi energinya 95%.
Fakta penting adalah LIB dengan ukuran standar yang sama dapat beroperasi dengan aman bila dihubungkan secara paralel dalam kelompok, sehingga tidak sulit untuk membentuk baterai lithium-ion dengan kapasitas berbeda.
Salah satu perbedaan utama antara LIB dan baterai nikel-hidrogen adalah adanya unit otomasi elektronik yang memantau dan mengelola proses pengisian-pengosongan. Mereka juga bertanggung jawab untuk meratakan ketidakseimbangan tegangan masing-masing LIB, dan memastikan pengumpulan dan persiapan informasi telemetri tentang parameter utama baterai.
Namun tetap saja, keunggulan utama baterai lithium-ion adalah pengurangan bobot dibandingkan baterai tradisional. Menurut para ahli, penggunaan baterai lithium-ion pada satelit telekomunikasi dengan daya 15-20 kW akan mengurangi bobot baterai hingga 300 kg. Mengingat biaya untuk menempatkan 1 kg massa berguna ke orbit adalah sekitar 30 ribu dolar, hal ini akan mengurangi biaya finansial secara signifikan.
Salah satu pengembang baterai pesawat ruang angkasa terkemuka di Rusia adalah OJSC Aviation Electronics and Communication Systems (AVEX), bagian dari KRET. Proses teknologi pembuatan baterai lithium-ion di perusahaan memastikan keandalan yang tinggi dan pengurangan biaya.

Perkenalan

pasokan energi ruang baterai surya

Saat ini, salah satu prioritas pengembangan strategis potensi ilmu pengetahuan dan teknologi republik adalah penciptaan industri luar angkasa. Untuk tujuan ini, Badan Antariksa Nasional (Kazcosmos) dibentuk di Kazakhstan pada tahun 2007, yang kegiatannya terutama ditujukan pada pengembangan dan penerapan teknologi luar angkasa yang ditargetkan dan pengembangan ilmu luar angkasa untuk kepentingan pembangunan sosial-ekonomi negara tersebut. .

Penelitian ilmiah luar angkasa di Kazkosmos dilakukan terutama di Pusat Penelitian dan Teknologi Luar Angkasa Nasional JSC (NTSKIT JSC), yang mencakup empat lembaga penelitian: Institut Astrofisika dinamai. V.G. Fesenkova, Institut Ionosfer, Institut Penelitian Luar Angkasa, Institut Teknik dan Teknologi Luar Angkasa. JSC "NTSKIT" memiliki basis eksperimental yang besar: armada peralatan pengukuran modern, lokasi pengujian, observatorium, pusat ilmiah untuk melakukan penelitian ilmiah mendasar dan terapan di bidang kegiatan luar angkasa sesuai dengan prioritas yang disetujui.

Perusahaan Saham Gabungan "Pusat Penelitian dan Teknologi Antariksa Nasional" JSC "NTSKIT" diselenggarakan melalui reorganisasi Perusahaan Negara Republik dengan hak pengelolaan ekonomi "Pusat Penelitian Astrofisika" dan anak perusahaannya berdasarkan Keputusan Pemerintah Republik Kazakhstan No. 38 tanggal 22 Januari 2008.

Subjek utama kegiatan perusahaan saham gabungan ini adalah pelaksanaan penelitian, pengembangan, produksi dan kegiatan ekonomi di bidang penelitian dan teknologi antariksa.

Salah satu sistem onboard terpenting dari setiap pesawat ruang angkasa, yang terutama menentukan karakteristik kinerja, keandalan, masa pakai, dan efisiensi ekonominya, adalah sistem catu daya. Oleh karena itu, masalah pengembangan, penelitian dan penciptaan sistem pasokan listrik untuk pesawat ruang angkasa menjadi sangat penting.

Otomatisasi proses kontrol penerbangan pesawat ruang angkasa (SC) apa pun tidak terpikirkan tanpa energi listrik. Energi listrik digunakan untuk menggerakkan seluruh elemen perangkat dan peralatan pesawat ruang angkasa (kelompok propulsi, kontrol, sistem komunikasi, instrumentasi, pemanas, dll).

Secara umum, sistem catu daya menghasilkan energi, mengubah dan mengaturnya, menyimpannya untuk periode permintaan puncak atau operasi bayangan, dan mendistribusikannya ke seluruh pesawat ruang angkasa. Subsistem catu daya juga dapat mengubah dan mengatur tegangan atau menyediakan kisaran level tegangan. Ini sering menghidupkan dan mematikan peralatan dan, untuk meningkatkan keandalan, melindungi terhadap arus pendek dan mengisolasi kesalahan. Desain subsistem dipengaruhi oleh radiasi kosmik yang menyebabkan degradasi panel surya. Umur baterai kimia seringkali membatasi umur pesawat ruang angkasa.

Permasalahan yang ada saat ini adalah studi tentang ciri-ciri fungsi sumber tenaga luar angkasa. Kajian dan eksplorasi luar angkasa memerlukan pengembangan dan penciptaan pesawat ruang angkasa untuk berbagai keperluan. Saat ini, pesawat ruang angkasa otomatis tak berawak paling banyak digunakan untuk pembentukan sistem komunikasi global, televisi, navigasi dan geodesi, transfer informasi, mempelajari kondisi cuaca dan sumber daya alam bumi, serta eksplorasi ruang angkasa dalam. Untuk membuatnya, persyaratan yang sangat ketat harus dipenuhi untuk keakuratan orientasi perangkat di ruang angkasa dan koreksi parameter orbit, dan ini memerlukan peningkatan pasokan daya ke pesawat ruang angkasa.

1. Informasi umum tentang JSC “NCIT”

Melaksanakan penelitian dan pengembangan untuk pembuatan perangkat keras dan perangkat lunak untuk sistem koreksi diferensial dan peralatan navigasi konsumen.

Pemodelan berorientasi objek dan pengembangan perangkat lunak dan perangkat keras untuk sistem pemodelan 3D skala besar menggunakan teknologi navigasi satelit dan jangkauan laser.

Pengembangan model teknik dari kompleks peralatan ilmiah untuk melakukan pengukuran di atas kapal dan mengumpulkan informasi ilmiah dan perangkat lunak yang ditargetkan untuk pengoperasiannya.

Penciptaan ilmiah, metodologis dan perangkat lunak untuk memecahkan masalah analisis kompleks dan peramalan perkembangan teknologi luar angkasa di Republik Kazakhstan.

Pembuatan perangkat lunak dan dukungan matematika serta model simulasi pesawat ruang angkasa dan subsistem.

Pengembangan sampel percobaan perangkat, perlengkapan, komponen dan subsistem mikrosatelit.

Penciptaan dukungan ilmiah dan metodologis serta dasar peraturan dan teknis untuk memecahkan masalah regulasi teknis.

Peraturan persyaratan untuk pengembangan, desain, penciptaan, pengoperasian teknologi ruang angkasa, memastikan keamanannya, penilaian dan konfirmasi kepatuhannya.

Menurut Keputusan Pemerintah No. 38 tanggal 22 Januari 2008 “Tentang reorganisasi “Pusat Penelitian Astrofisika” Perusahaan Negara Republik dari Badan Antariksa Nasional Republik Kazakhstan dan anak perusahaan negaranya”, RSE “Pusat Astrofisika Penelitian” dan anak perusahaannya “Institut Ionosfer”, “Institut Astrofisika dinamai demikian V.G. Fesenkov", "Institut Penelitian Luar Angkasa" direorganisasi melalui merger dan transformasi menjadi perusahaan saham gabungan "Pusat Penelitian dan Teknologi Luar Angkasa Nasional" dengan 100% partisipasi negara di modal dasar.

Sertifikat pendaftaran negara JSC "NTSKIT" - No. 93168-1910-AO, identifikasi No. 080740009161, tanggal 16 Juli 2008, terdaftar di Departemen Kehakiman Almaty Kementerian Kehakiman Republik Kazakhstan

.2 Ciri-ciri umum organisasi

Perusahaan Saham Gabungan "Pusat Penelitian dan Teknologi Antariksa Nasional" didaftarkan pada 16 Juli 2008.

Pada periode 2004 hingga 15 Juli 2008, JSC NTsKIT secara hukum adalah “Pusat Penelitian Astrofisika” Perusahaan Negara Republik (dengan hak pengelolaan ekonomi), yang didirikan sesuai dengan Keputusan Pemerintah Republik Kazakhstan tanggal 5 Maret 2004 No. 280 “Menerbitkan beberapa perusahaan negara republik dari Kementerian Pendidikan dan Ilmu Pengetahuan Republik Kazakhstan." RSE dibentuk atas dasar reorganisasi dan penggabungan perusahaan negara republik “Institut Penelitian Luar Angkasa”, “Institut Ionosfer” dan “Institut Astrofisika yang dinamai V.G. Fesenkov", yang diberi status hukum sebagai anak perusahaan perusahaan negara.

Dengan Keputusan Pemerintah Republik Kazakhstan tanggal 29 Mei 2007 No. 438 “Masalah Badan Antariksa Nasional”, “Pusat Penelitian Astrofisika” RSE (dengan hak pengelolaan ekonomi) dipindahkan ke yurisdiksi Badan Antariksa Nasional. Badan Antariksa Nasional Republik Kazakhstan.

Institut Penelitian Luar Angkasa dari Akademi Ilmu Pengetahuan SSR Kazakh diselenggarakan sesuai dengan Resolusi Kabinet Menteri SSR Kazakh No. 470 tanggal 12 Agustus 1991. Pendiri dan direktur pertama Institut ini adalah Penerima Hadiah Negara Uni Soviet, pemegang Ordo Lenin, Spanduk Merah Tenaga Kerja, "Parasat", akademisi Akademi Ilmu Pengetahuan Nasional Republik Kazakhstan Sultangazin Umirzak Makhmutovich (1936 - 2005). Pada bulan Januari 2011, Institut ini dinamai Akademisi U.M. Sultangazina.

Subjek kegiatan Institut adalah melakukan penelitian fundamental dan terapan dalam kerangka negara, industri, program dan proyek internasional, serta melakukan pekerjaan di bawah hibah dana dalam dan luar negeri di bidang penginderaan jauh bumi (ERS), pemantauan ruang angkasa. , pemodelan informasi geografis, dan ilmu material luar angkasa.

Institut Penelitian Luar Angkasa, sebagai organisasi induk, mengoordinasikan penelitian institut Akademi Ilmu Pengetahuan Nasional Republik Kazakhstan dan organisasi departemen lainnya dalam pengembangan dan implementasi keempat program penelitian dan eksperimen ilmiah Kazakstan di atas kapal Mir. kompleks orbital dengan partisipasi kosmonot TO Aubakirov. (1991) dan dengan partisipasi kosmonot T.A.Musabaev. - (1994, 1998), di Stasiun Luar Angkasa Internasional - dengan partisipasi kosmonot T.A. Musabaev (2001).

Lembaga Penelitian Luar Angkasa dinamai akademisi U.M. Sultangazina merupakan bagian dari JSC NTsKIT sebagai badan hukum tersendiri yang berstatus perseroan terbatas anak perusahaan.

Sejak 2014Lembaga dan aparatur administrasi JSC "NCIT" digabungkan menjadi satu struktur, mempertahankan komposisi personel dan bidang penelitian.

1.3 Jenis kegiatan JSC "NCIT"

Koordinasi, dukungan dan pelaksanaan kegiatan penelitian. Penelitian luar angkasa fundamental dan terapan

Pembentukan arahan utama dan rencana penelitian ilmiah, penyerahan penelitian ilmiah yang telah selesai ke Badan Antariksa Nasional Republik Kazakhstan;

Penyerahan kesimpulan dan rekomendasi kepada Badan Antariksa Nasional Republik Kazakhstan berdasarkan laporan tahunan organisasi ilmiah tentang kegiatan ilmiah dan ilmiah-teknis;

Dukungan dan implementasi desain eksperimental dan produksi serta kegiatan ekonomi

Penciptaan sistem informasi geografis berdasarkan metode survei dirgantara;

Penerimaan, pemrosesan, distribusi, pertukaran setara dan penjualan data penginderaan jauh bumi dari luar angkasa;

Pengembangan dan pengoperasian aset antariksa untuk berbagai keperluan, sistem komunikasi antariksa, navigasi dan penginderaan jauh;

Menyediakan jasa teknik dan konsultasi

Melakukan riset pemasaran

Implementasi kegiatan inovatif

Menginformasikan tentang kegiatan Badan Antariksa Nasional - Republik Kazakhstan dan mempromosikan pencapaian ilmiah

Propaganda pencapaian ilmu pengetahuan dan teknologi luar angkasa, organisasi. Menyelenggarakan kongres, sesi, konferensi, seminar, pertemuan, pameran internasional dan republik; publikasi jurnal ilmiah, karya dan informasi tentang kegiatan Badan Antariksa Nasional Republik Kazakhstan

Pelatihan personel ilmiah yang berkualifikasi tinggi. Perlindungan Kekayaan Intelektual

Pengembangan dokumentasi peraturan dan hukum

Komposisi personel

Total - 450 spesialis dan ilmuwan berkualifikasi.

Diantaranya adalah 27 doktor ilmu, 73 calon ilmu, 2 orang akademisi, 2 orang anggota koresponden dan 3 orang doktor PHD.

Struktur pusat

Departemen Penginderaan Jauh

Bidang penelitian utama:

Perkembangan teknologi penerimaan, pengarsipan, pengolahan dan tampilan data penginderaan jauh. Menyelenggarakan penelitian ilmiah mendasar dan terapan dalam bidang kajian karakteristik spektral benda-benda di permukaan bumi, pemantauan ruang lahan pertanian dan lingkungan hidup, situasi darurat (banjir, banjir, kebakaran), interpretasi tematik data satelit berbagai spektral, spasial dan resolusi temporal berdasarkan analisis rangkaian data jangka panjang Penginderaan jauh dan keadaan permukaan bumi.

Melakukan penelitian sub-satelit. Penciptaan pusat situasional sektoral dan regional untuk pemantauan ruang situasi darurat.

Departemen Pemodelan Informasi Geografis

Pengembangan model numerik perpindahan radiasi gelombang pendek dan termal di atmosfer untuk koreksi citra satelit dan perhitungan parameter fisik atmosfer berdasarkan informasi satelit.

Penciptaan model informasi geografis “analisis risiko” untuk menentukan tingkat pengaruh faktor alam dan faktor buatan manusia terhadap perkembangan situasi darurat di jaringan pipa utama.

Penciptaan metode dan teknologi otomatis untuk fotogrametri digital, metode dan algoritma komputasi untuk analisis interferometri data penginderaan jauh.

Departemen Ilmu Material Luar Angkasa dan Teknik Instrumen

Penciptaan teknologi untuk produksi bahan struktural dan fungsional untuk keperluan dirgantara, serta produk yang dibuat darinya.

Pengembangan metode kualitatif, analitis dan numerik untuk mempelajari masalah nonstasioner dalam dinamika benda langit buatan dan alam.

Pengembangan model matematika baru dan metode untuk memastikan pergerakan terprogram pesawat ruang angkasa.

Departemen Informasi dan Dukungan Pendidikan (Astana)

Organisasi pelatihan lanjutan dan pelatihan ulang spesialis untuk industri luar angkasa Kazakhstan.

Pusat Penerimaan Informasi Ruang (Almaty) dan Pusat Ilmiah dan Pendidikan untuk Pemantauan Ruang Angkasa untuk Penggunaan Kolektif (Astana)

Penerimaan rutin, pengarsipan dan pemrosesan data citra satelit dari pesawat ruang angkasa Aqua/MODIS, Terra/MODIS, SuomiNPP (AS).

Ada sertifikasi internasional.

DTOO "II" (Institut Ionosfer)

Subyek kegiatanDTOO "Institut Ionosfer" sedang melakukan penelitian fundamental, eksplorasi dan terapan di bidang fisika dan geodinamika matahari-terestrial: bidang ionosfer dan geomagnetik, cuaca antariksa, pemantauan radiasi ruang dekat Bumi, pemantauan geodinamika ruang-bumi dan geofisika kerak bumi Kazakhstan, penciptaan sistem peramalan deposit mineral, geodesi dan kartografi.

DTOO "AFIF" (Institut Astrofisika dinamai Fesenkov)

DTOO "IKTT" (Institut Teknik dan Teknologi Antariksa)

Kemitraan Perseroan Terbatas Anak Perusahaan "Institut Teknik dan Teknologi Antariksa"(selanjutnya disebut DTOO “Institut Teknik dan Teknologi Antariksa”) didirikan atas perintah Badan Antariksa Nasional Republik Kazakhstan No. 65/OD tanggal 17 Agustus 2009.

DTOO "Institut Teknologi dan Teknologi Luar Angkasa" telah didaftarkan pada tanggal 23 Desember 2009. Satu-satunya pendiri Institute of Space Technology and Technology Ltd. adalah Perusahaan Saham Gabungan Pusat Penelitian dan Teknologi Luar Angkasa Nasional.

2. Informasi umum tentang catu daya pesawat ruang angkasa

Geometri pesawat ruang angkasa, desain, massa, dan kehidupan aktif sangat ditentukan oleh sistem catu daya pesawat ruang angkasa. Sistem catu daya atau disebut juga sebagai sistem catu daya (PSS) pesawat ruang angkasa – sistem pesawat ruang angkasa yang menyediakan daya ke sistem lain adalah salah satu sistem yang paling penting. Kegagalan sistem catu daya menyebabkan kegagalan seluruh perangkat.

Sistem catu daya biasanya mencakup: sumber listrik primer dan sekunder, konverter, pengisi daya, dan otomatisasi kontrol.

Sumber energi primer

Berbagai generator energi digunakan sebagai sumber utama:

panel surya;

sumber arus kimia:

baterai;

sel galvanik;

sel bahan bakar;

sumber energi radioisotop;

reaktor nuklir.

Sumber utama tidak hanya mencakup generator listrik itu sendiri, tetapi juga sistem yang melayaninya, misalnya sistem orientasi panel surya.

Seringkali sumber energi digabungkan, misalnya baterai surya dengan baterai kimia.

Sel bahan bakar

Sel bahan bakar memiliki karakteristik bobot dan ukuran serta kepadatan daya yang tinggi dibandingkan dengan sepasang baterai surya dan baterai kimia, tahan terhadap beban berlebih, memiliki tegangan stabil, dan tidak bersuara. Namun memerlukan pasokan bahan bakar, sehingga digunakan pada perangkat dengan masa tinggal di luar angkasa dari beberapa hari hingga 1-2 bulan.

Sel bahan bakar hidrogen-oksigen terutama digunakan, karena hidrogen memberikan nilai kalor tertinggi, dan, selain itu, air yang terbentuk sebagai hasil reaksi dapat digunakan pada pesawat ruang angkasa berawak. Untuk memastikan pengoperasian sel bahan bakar yang normal, perlu dipastikan pembuangan air dan panas yang dihasilkan sebagai hasil reaksi. Faktor pembatas lainnya adalah relatif tingginya harga hidrogen cair dan oksigen serta sulitnya menyimpannya.

Sumber energi radioisotop

Sumber energi radioisotop digunakan terutama dalam kasus berikut:

durasi penerbangan yang panjang;

misi ke wilayah terluar Tata Surya, yang fluks radiasi mataharinya rendah;

satelit pengintai dengan radar pemindaian samping tidak dapat menggunakan panel surya karena orbitnya yang rendah, tetapi memiliki kebutuhan energi yang tinggi.

Otomatisasi sistem catu daya

Ini mencakup perangkat untuk mengendalikan pengoperasian pembangkit listrik, serta memantau parameternya. Tugas umumnya adalah: menjaga parameter sistem dalam rentang tertentu: tegangan, suhu, tekanan, peralihan mode operasi, misalnya, peralihan ke sumber daya cadangan; pengenalan kegagalan, perlindungan darurat pasokan listrik, khususnya arus; pengiriman informasi tentang keadaan sistem telemetri dan ke konsol astronot. Dalam beberapa kasus, dimungkinkan untuk beralih dari kontrol otomatis ke manual baik dari konsol astronot atau dengan perintah dari pusat kendali darat.

.1 Prinsip dan desain pengoperasian baterai surya

Baterai surya didasarkan pada generator tegangan yang terdiri dari sel surya - perangkat untuk mengubah energi cahaya matahari menjadi energi listrik secara langsung. Tindakan FEP didasarkan pada efek fotolistrik internal, yaitu. pada munculnya EMF di bawah pengaruh sinar matahari.

Konverter fotovoltaik semikonduktor (SPV) adalah perangkat yang secara langsung mengubah energi radiasi matahari menjadi energi listrik. Prinsip operasi sel fotovoltaik didasarkan pada interaksi sinar matahari dengan kristal semikonduktor, di mana foton melepaskan elektron dalam kristal - pembawa muatan listrik. Daerah dengan medan listrik kuat yang dibuat khusus di bawah pengaruh apa yang disebut sambungan pn menjebak elektron yang dilepaskan dan memisahkannya sedemikian rupa sehingga arus dan, karenanya, daya listrik muncul di rangkaian beban.

Sekarang mari kita lihat proses ini lebih detail, meskipun dengan penyederhanaan yang signifikan. Mari kita mulai dengan melihat penyerapan cahaya pada logam dan semikonduktor murni. Ketika aliran foton mengenai permukaan logam, sebagian foton dipantulkan, dan sisanya diserap oleh logam. Energi bagian kedua foton meningkatkan amplitudo getaran kisi dan kecepatan pergerakan kacau elektron bebas. Jika energi foton cukup tinggi, maka energi tersebut mungkin cukup untuk melumpuhkan elektron dari logam, sehingga memberikan energi yang sama atau lebih besar dari fungsi kerja logam tersebut. Ini adalah efek fotolistrik eksternal. Dengan energi foton yang lebih rendah, energinya pada akhirnya digunakan sepenuhnya untuk memanaskan logam.

Gambaran berbeda diamati ketika semikonduktor terkena fluks foton. Berbeda dengan logam, semikonduktor kristal dalam bentuk murni (tanpa pengotor), jika tidak dipengaruhi oleh faktor eksternal apa pun (suhu, medan listrik, radiasi cahaya, dll.), tidak memiliki elektron bebas yang terlepas dari atom kisi kristal. semikonduktor

Beras. 2.1 - Penyerapan cahaya dalam logam dan semikonduktor: 1 - pita terisi (valensi), 2 - celah pita, 3 - pita konduksi, 4 - elektron

Namun, karena bahan semikonduktor selalu berada di bawah pengaruh suhu tertentu (paling sering suhu ruangan), sebagian kecil elektron, karena getaran termal, dapat memperoleh energi yang cukup untuk memisahkannya dari atomnya. Elektron tersebut menjadi bebas dan dapat mengambil bagian dalam transfer listrik.

Sebuah atom semikonduktor yang kehilangan elektron memperoleh muatan positif yang sama dengan muatan elektron. Namun, suatu tempat dalam atom yang tidak ditempati oleh elektron dapat ditempati oleh elektron dari atom tetangganya. Dalam hal ini, atom pertama menjadi netral, dan atom tetangganya menjadi bermuatan positif. Ruang yang dikosongkan dalam atom akibat pembentukan elektron bebas setara dengan partikel bermuatan positif yang disebut lubang.

Energi yang dimiliki elektron dalam keadaan terikat pada atom terletak pada pita terisi (valensi). Energi elektron bebas relatif tinggi dan terletak pada pita energi yang lebih tinggi – pita konduksi. Di antara mereka terletak zona terlarang, yaitu. zona dengan nilai energi sedemikian rupa sehingga elektron dari bahan semikonduktor tertentu tidak dapat berada dalam keadaan terikat atau bebas. Celah pita untuk sebagian besar semikonduktor terletak pada kisaran 0,1 - 1,5 eV. Untuk nilai celah pita yang lebih besar dari 2,0 eV, kita berurusan dengan dielektrik.

Jika energi foton sama dengan atau melebihi celah pita, maka salah satu elektron lepas dari atomnya dan berpindah dari pita valensi ke pita konduksi.

Peningkatan konsentrasi elektron dan lubang menyebabkan peningkatan konduktivitas semikonduktor. Konduktivitas arus dalam semikonduktor kristal tunggal murni yang timbul di bawah pengaruh faktor eksternal disebut konduktivitas intrinsik. Dengan hilangnya pengaruh eksternal, pasangan lubang elektron bebas bergabung kembali satu sama lain dan konduktivitas intrinsik semikonduktor cenderung nol. Tidak ada semikonduktor idealnya murni yang hanya memiliki konduktivitasnya sendiri. Biasanya, semikonduktor memiliki konduktivitas elektronik (tipe-n) atau lubang (tipe-p).

Jenis konduktivitas ditentukan oleh valensi atom semikonduktor dan valensi atom pengotor aktif yang tertanam dalam kisi kristalnya. Misalnya, untuk silikon (golongan IV Tabel Periodik Mendeleev), pengotor aktifnya adalah boron, aluminium, galium, indium, talium (golongan III) atau fosfor, arsen, antimon, bismut (golongan V). Kisi kristal silikon memiliki bentuk di mana setiap atom silikon yang terletak di lokasi kisi dihubungkan ke empat atom silikon terdekat lainnya melalui apa yang disebut ikatan kovalen atau berpasangan-elektronik.

Unsur golongan V (donor), yang tertanam di lokasi kisi kristal silikon, memiliki ikatan kovalen antara empat elektronnya dan empat elektron atom silikon tetangganya, dan elektron kelima dapat dengan mudah dilepaskan. Unsur golongan III (akseptor), tertanam di lokasi kisi kristal silikon, menarik elektron dari salah satu atom silikon tetangga untuk membentuk empat ikatan kovalen, sehingga membentuk lubang. Atom ini, pada gilirannya, dapat menarik elektron dari salah satu atom silikon tetangganya, dan seterusnya.

Sel surya adalah fotosel semikonduktor dengan lapisan gerbang, yang pengoperasiannya didasarkan pada efek fotolistrik yang baru saja dibahas. Jadi mekanisme kerja FEP adalah sebagai berikut (Gambar 2.2).

Kristal FEP terdiri dari daerah p dan n, yang masing-masing memiliki konduktivitas lubang dan elektron. Persimpangan pn (lapisan penghalang) terbentuk di antara daerah-daerah ini. Ketebalannya 10-4 - 10-6 cm.

Karena terdapat lebih banyak elektron di satu sisi sambungan pn dan lubang di sisi lainnya, masing-masing pembawa arus bebas ini akan cenderung berdifusi ke bagian sel surya yang jumlahnya tidak mencukupi. Hasilnya, keseimbangan muatan dinamis terbentuk di persimpangan p-n dalam gelap dan dua lapisan muatan ruang terbentuk, dengan muatan negatif terbentuk di sisi daerah p dan muatan positif di sisi daerah n.

Penghalang potensial yang ada (atau beda potensial kontak) akan mencegah difusi elektron dan lubang lebih lanjut melalui sambungan p-n. Beda potensial kontak Uк diarahkan dari daerah n ke daerah p. Transisi elektron dari daerah n ke daerah p memerlukan pengeluaran usaha Uк · e, yang diubah menjadi energi potensial elektron.

Oleh karena itu, semua tingkat energi di daerah p dinaikkan relatif terhadap tingkat energi di daerah n sebesar nilai penghalang potensial Uk · e. Pada gambar, pergerakan ke atas sepanjang sumbu ordinat berhubungan dengan peningkatan energi elektron dan penurunan energi lubang.

Beras. 2.2 - Prinsip pengoperasian sel surya (elektron ditunjukkan dengan titik, lubang ditunjukkan dengan lingkaran)

Dengan demikian, hambatan potensial merupakan hambatan bagi mayoritas pembawa (dalam arah maju), namun tidak mewakili resistensi apapun bagi pembawa minoritas (dalam arah sebaliknya).

Di bawah pengaruh sinar matahari (foton dengan energi tertentu), atom semikonduktor akan tereksitasi, dan pasangan lubang elektron tambahan (berlebih) akan muncul dalam kristal di daerah p dan n (Gambar 2.2, b ). Adanya penghalang potensial pada sambungan p-n menyebabkan terpisahnya tambahan pembawa minoritas (muatan) sehingga kelebihan elektron akan terakumulasi di daerah n, dan kelebihan hole di daerah p, yang tidak sempat bergabung kembali sebelumnya. mendekati persimpangan p-n. Dalam hal ini, kompensasi parsial muatan ruang pada sambungan p-n akan terjadi dan medan listrik yang ditimbulkannya, yang diarahkan terhadap beda potensial kontak, akan meningkat, yang bersama-sama menyebabkan penurunan penghalang potensial.

Akibatnya, beda potensial U akan terbentuk di antara elektroda F , yang pada dasarnya adalah ggl foto. Jika beban listrik eksternal disertakan dalam rangkaian PV, maka arus listrik akan mengalir di dalamnya - aliran elektron dari daerah n ke daerah p, di mana mereka bergabung kembali dengan lubang. Karakteristik volt-ampere dan volt-daya sel surya disajikan pada Gambar 2.3, yang jelas bahwa untuk mengekstraksi daya listrik maksimum dari sel surya, perlu dipastikan pengoperasiannya dalam kisaran yang cukup sempit. tegangan keluaran (0,35 - 0,45 V).

Berat 1 m 2SB 6...10 kg, dimana 40% merupakan massa FEP. Dari fotosel yang berukuran rata-rata tidak lebih dari 20 mm, generator tegangan diperoleh dengan menghubungkannya secara seri ke nilai tegangan yang diperlukan, misalnya ke nilai nominal 27 V.

Beras. 2.3 - Ketergantungan tegangan dan daya spesifik pada kerapatan arus PV

Generator tegangan, yang memiliki dimensi keseluruhan kurang lebih 100 x 150 mm, dipasang pada panel surya dan dihubungkan secara seri untuk memperoleh daya yang dibutuhkan pada keluaran sistem tenaga surya.

Selain sel surya silikon, yang masih digunakan di sebagian besar CEC tenaga surya, sel surya berbahan dasar galium arsenida dan kadmium sulfida juga merupakan hal yang paling diminati. Mereka memiliki suhu operasi yang lebih tinggi daripada sel surya silikon (dan sel surya berdasarkan galium arsenida memiliki efisiensi teoritis dan praktis yang lebih tinggi). Perlu dicatat bahwa ketika celah pita semikonduktor meningkat, tegangan rangkaian terbuka dan efisiensi teoritis sel surya berdasarkan pada peningkatan tersebut. Namun, ketika celah pita lebih dari 1,5 eV, efisiensi sel surya mulai menurun, karena semakin banyak foton yang tidak dapat membentuk pasangan lubang elektron. Dengan demikian, terdapat celah pita optimal (1,4 - 1,5 eV), di mana efisiensi sel surya mencapai nilai maksimum yang mungkin.

3. Pembangkit listrik luar angkasa elektrokimia

Sumber arus elektrokimia (ECS) adalah dasar dari setiap CEU elektrokimia. Ini termasuk elektroda, yang biasanya berupa zat aktif, elektrolit, pemisah dan struktur luar (wadah). Larutan alkali KOH dalam air biasanya digunakan sebagai elektrolit untuk ECHIT yang digunakan pada pesawat ruang angkasa.

Mari kita perhatikan diagram dan desain ECHIT perak-seng yang disederhanakan (Gambar 3.1). Elektroda positif adalah konduktor arus wire mesh di mana bubuk perak metalik ditekan, kemudian disinter dalam oven pada suhu sekitar 400°C, yang memberikan elektroda kekuatan dan porositas yang diperlukan. Elektroda negatif adalah massa yang ditekan pada jaringan konduktor arus, terdiri dari seng oksida (70 - 75%) dan debu seng (25 - 30%).

Pada elektroda negatif (Zn), zat pengoksidasi zat aktif bereaksi terhadap seng hidroksida Zn(OH) 2, dan positif (AgO) - reaksi reduksi zat aktif menjadi perak murni. Listrik dilepaskan ke sirkuit eksternal dalam bentuk aliran elektron. Pada elektrolit, rangkaian listrik ditutup oleh aliran ion OHˉ dari elektroda positif ke elektroda negatif. Pemisah diperlukan terutama untuk mencegah kontak (dan karenanya korsleting) dari elektroda. Selain itu, ini mengurangi self-discharge ECHI dan diperlukan untuk memastikan operasi reversibel pada banyak siklus charge-discharge.

Beras. 3.1 Prinsip pengoperasian ECHIT perak-seng:

Elektroda positif (AgO), 2 - beban listrik,

Elektroda negatif (Zn), 4 - bejana, 5 - pemisah

Yang terakhir ini disebabkan oleh fakta bahwa dengan pemisahan yang tidak mencukupi, larutan koloid oksida perak yang mencapai elektroda negatif direduksi secara katodik dalam bentuk benang perak tipis yang diarahkan ke elektroda positif, dan ion seng juga direduksi dalam bentuk benang yang tumbuh ke arah elektroda negatif. anoda. Semua ini dapat menyebabkan korsleting pada elektroda pada siklus operasi pertama.

Pemisah (separator) yang paling cocok untuk ECIT perak-seng adalah film selulosa terhidrasi (selofan), yang membengkak dalam elektrolit, memadatkan rakitan, yang mencegah elektroda seng meleleh, serta perkecambahan berbentuk jarum. kristal perak dan seng (dendrit). Wadah ECHIT perak-seng biasanya terbuat dari plastik (resin poliamida atau polistiren) dan berbentuk persegi panjang. Untuk jenis ECHIT lainnya, bejana dapat dibuat misalnya dari besi berlapis nikel. Saat mengisi daya ECHIT, seng dan perak oksida tereduksi pada elektroda.

Jadi, pelepasan ECHIT adalah proses pelepasan listrik ke sirkuit eksternal, dan muatan ECHIT adalah proses pemberian listrik dari luar untuk mengembalikan zat asli dari produk reaksi. Berdasarkan sifat kerjanya, ECHIT dibagi menjadi sel galvanik (sumber arus primer), yang hanya memungkinkan penggunaan satu kali zat aktif, dan baterai listrik (sumber arus sekunder), yang memungkinkan penggunaan zat aktif berulang kali karena kemungkinan pemulihannya dengan mengisi daya dari sumber listrik eksternal.

CEU berdasarkan ECHIT menggunakan baterai listrik dengan mode pelepasan sekali pakai atau dapat digunakan kembali, serta sel bahan bakar hidrogen-oksigen.

3.1 Sumber arus kimia

Gaya gerak listrik (EMF) suatu sumber kimia adalah perbedaan potensial elektroda ketika rangkaian eksternal terbuka:

Di mana Dan - masing-masing, potensi elektroda positif dan negatif.

Resistansi internal total R dari sumber kimia (resistansi terhadap arus konstan) terdiri dari resistansi ohmik dan ketahanan terhadap polarisasi :

Di mana - EMF polarisasi; - debit kekuatan saat ini.

Resistensi polarisasi disebabkan oleh perubahan potensial elektroda Dan ketika arus mengalir dan tergantung pada derajat muatan, kekuatan arus pelepasan, komposisi elektroda dan kemurnian elektrolit.

;

Di mana Dan Dan

Kapasitas pelepasan Q (Ah) suatu sumber kimia adalah jumlah listrik yang dilepaskan oleh sumber selama pelepasan pada suhu elektrolit tertentu, tekanan sekitar, arus pelepasan, dan tegangan pelepasan akhir:

dan dalam kasus umum, dengan arus konstan selama pengosongan

Di mana - nilai arus pelepasan saat ini, A; - waktu pelepasan, jam.

Di mana Dan

Baterai perak-seng, kadmium-nikel, dan nikel-hidrogen dianggap sebagai sumber arus kimia.

3.2 Baterai perak-seng

Baterai perak-seng, karena massa dan volumenya yang lebih rendah dengan kapasitas yang sama dan resistansi internal yang lebih rendah pada tegangan tertentu, telah tersebar luas di peralatan listrik luar angkasa. Zat aktif elektroda positif baterai adalah perak oksida AgO, dan pelat negatifnya adalah logam seng. Larutan alkali KOH dalam air dengan massa jenis 1,46 g/cm digunakan sebagai elektrolit. 3.

Baterai diisi dan dikosongkan dalam dua tahap. Selama pelepasan pada kedua tahap, reaksi oksidasi seng terjadi pada elektroda negatif

2OHˉ memulangkan → ZnO + H 2O+2e.

Pada elektroda positif, reaksi reduksi perak terjadi dalam dua tahap. Pada tahap pertama, oksida perak divalen direduksi menjadi monovalen:

2AgO + 2e + H 2HAI memulangkan → Agustus 2O + 2OHˉ.

GGL baterai adalah 1,82..1,86 V. Pada tahap kedua, ketika daya baterai habis sekitar 30%, oksida perak monovalen direduksi menjadi perak metalik:

2O+2e+H 2HAI memulangkan → 2Ag + 2OHˉ.

GGL baterai pada saat peralihan dari tahap pengosongan pertama ke tahap kedua berkurang menjadi 1,52.. 1,56 V. Akibatnya, kurva 2 perubahan ggl selama pengosongan dengan arus pengenal (Gambar 3.2) memiliki lompatan yang khas. Dengan pengosongan lebih lanjut, ggl baterai tetap konstan hingga baterai benar-benar habis. Saat mengisi daya, reaksi berlangsung dalam dua langkah. Lonjakan tegangan dan EMF terjadi ketika baterai terisi sekitar 30% (kurva 1) Dalam keadaan ini, permukaan elektroda ditutupi dengan oksida perak divalen.

Beras. 3.2 - EMF baterai selama pengisian (1) dan pengosongan (2)

Pada akhir muatan, ketika oksidasi perak dari monovalen menjadi divalen di seluruh ketebalan elektroda berhenti, pelepasan oksigen dimulai sesuai dengan persamaan

OH memulangkan → 2 jam 2O+4e+O 2

Dalam hal ini, ggl baterai meningkat sebesar 0,2...0,3 V (lihat Gambar 5.1, bagian bertitik pada kurva 1). Oksigen yang dilepaskan selama pengisian ulang mempercepat proses penghancuran parameter plastik baterai dan terjadinya korsleting internal.

Selama proses pengisian, semua seng oksida dapat direduksi menjadi logam seng. Saat diisi ulang, seng oksida elektrolit dipulihkan, terletak di pori-pori elektroda, dan kemudian di pemisah pelat negatif, yang perannya dimainkan oleh beberapa lapisan film plastik. Seng dilepaskan dalam bentuk kristal yang tumbuh menuju elektroda positif, membentuk dendrit seng. Kristal semacam itu dapat menembus lapisan plastik dan menyebabkan korsleting pada elektroda. Dendrit seng tidak mengalami reaksi sebaliknya. Oleh karena itu, harga berlebih dalam jangka pendek pun berbahaya.

3.3 Baterai nikel-kadmium

Zat aktif elektroda negatif pada baterai nikel-kadmium adalah logam kadmium. Elektrolit dalam baterai adalah larutan encer kalium kaustik KOH dengan massa jenis 1,18 ... 1,40 g/cm 3.

Baterai nikel-kadmium menggunakan reaksi redoks antara kadmium dan nikel oksida hidrat:

2Ni(OH) 3→ Cd(OH) 2+ 2Ni(OH) 2

Secara sederhana, reaksi kimia pada elektroda dapat dituliskan sebagai berikut. Pada elektroda negatif selama pelepasan, oksidasi kadmium terjadi:

2e → CD ++

Ion kadmium berikatan dengan ion hidroksil alkali, membentuk kadmium hidrat:

2e + 2OHˉ memulangkan → Cd(OH) 2.

Pada elektroda positif, selama pelepasan, nikel direduksi dari trivalen menjadi divalen:

2Ni(OH) 3+ 2e memulangkan → 2Ni(OH)2 + 2OHˉ.

Penyederhanaannya adalah komposisi hidroksida tidak sesuai dengan rumusnya. Garam kadmium dan nikel sedikit larut dalam air, sehingga konsentrasi ion Cd ++, Ni ++, Ni +++ditentukan oleh konsentrasi KOH, yang secara tidak langsung bergantung pada nilai ggl baterai dalam elektrolit.

Gaya gerak listrik baterai yang baru diisi adalah 1,45 V. Dalam beberapa hari setelah pengisian daya berakhir, EMF berkurang menjadi 1,36 V.

3.4 Baterai nikel-hidrogen

Baterai isi ulang nikel-hidrogen (HBAB), yang memiliki keandalan tinggi, masa pakai yang lama dan energi spesifik, serta indikator kinerja yang sangat baik, akan banyak digunakan di pesawat ruang angkasa daripada baterai nikel-kadmium.

Untuk mengoperasikan LVAB di orbit rendah Bumi (LEO), diperlukan sumber daya sekitar 30 ribu siklus selama lima tahun. Penggunaan baterai di LEO dengan kedalaman pengosongan rendah (DOD) menyebabkan penurunan energi spesifik yang dijamin (30 ribu siklus dapat dicapai dengan DOD 40%). Siklus terus menerus selama tiga tahun dalam mode LEO pada GR = 30% dari dua belas NVAB standar (RNH-30-1) dengan kapasitas 30 Ah menunjukkan bahwa semua NVAB beroperasi secara stabil selama 14.600 siklus.

Tingkat energi spesifik yang dicapai untuk NVAB dalam kondisi orbit dekat Bumi adalah 40 Wh/kg pada kedalaman pelepasan 100%, sumber daya pada 30% GR adalah 30 ribu siklus.

4/ Memilih parameter untuk panel surya dan penyimpanan buffer

Data awal:

Batasi massa pesawat ruang angkasa - MP = hingga 15 kg;

Ketinggian orbit melingkar adalah h = 450 km;

Massa sistem sasaran tidak lebih dari 0,5 kg;

Frekuensi transmisi - 24 GHz;

Konsumsi tegangan - 3,3 - 3,6 V;

Konsumsi daya minimum transceiver adalah 300 mW;

Konsumsi daya mesin ion plasma - 155 W;

Masa aktifnya adalah 2-3 tahun.

4.1 Perhitungan parameter penyimpanan buffer

Perhitungan parameter perangkat penyimpanan penyangga (BN) dari baterai isi ulang dan penentuan komposisinya dilakukan berdasarkan batasan yang dikenakan pada baterai dalam hal arus pengisian dan pengosongan, kapasitas pelepasan integral, kedalaman pelepasan tunggal, keandalan, suhu pengoperasian. kondisi, dll.

Saat menghitung parameter baterai nikel-hidrogen, kami akan menggunakan karakteristik dan rumus berikut [penulis “Desain pesawat ruang angkasa otomatis”: D.I. Kozlov, G.N. Anshakov, V.F. Agarkov, Yu.G. Antonov § 7.5], serta karakteristik teknis AB HB-50 NIAI Sumber, informasi diambil dari situs [#"justify">Gaya gerak listrik baterai yang baru diisi adalah 1,45 V. Dalam beberapa hari setelahnya akhir pengisian, ggl berkurang hingga 1,36 V.

· pengisian arus hingga 30 A;

· melepaskan kekuatan arus 12 - 50A dalam kondisi stabil dan hingga 120 A dalam mode berdenyut hingga 1 menit;

· kedalaman debit maksimum hingga 54Ah;

· Saat mengoperasikan baterai (terutama dalam mode bersepeda dengan arus pengisian dan pengosongan tinggi), kondisi pengoperasian termal baterai perlu dipastikan dalam kisaran 10...30°C. Untuk tujuan ini, perlu disediakan pemasangan baterai di kompartemen tertutup pesawat ruang angkasa dan menyediakan pendingin udara untuk setiap unit.

Rumus yang digunakan untuk menghitung parameter baterai nikel-kadmium:

Tegangan sumber listrik kimia berbeda dari EMF dengan besarnya penurunan tegangan pada rangkaian internal, yang ditentukan oleh resistansi internal total dan arus yang mengalir:

, (1)

, (2)

Di mana Dan - tegangan pelepasan dan pengisian pada sumbernya masing-masing; Dan - kekuatan arus pelepasan dan pengisian, masing-masing.

Untuk sel galvanik sekali pakai, tegangan didefinisikan sebagai pelepasan .

Kapasitas pelepasan Q (Ah) suatu sumber kimia adalah jumlah listrik yang disuplai oleh sumber tersebut selama pelepasan pada suhu elektrolit tertentu, tekanan sekitar, arus pelepasan, dan tegangan pelepasan akhir:

, (3)

Kapasitas pengenal sumber arus kimia adalah kapasitas yang harus dihasilkan oleh sumber tersebut pada kondisi operasi yang ditentukan oleh kondisi teknis. Untuk baterai KA, arus nominal dan arus pengosongan paling sering diambil sebagai arus mode pengosongan satu atau dua atau 10 jam.

Self-discharge adalah hilangnya kapasitas yang tidak berguna oleh sumber kimia ketika sirkuit eksternal terbuka. Biasanya, self-discharge dinyatakan sebagai % per hari penyimpanan:

(4)

Di mana Dan - wadah sumber bahan kimia sebelum dan sesudah penyimpanan; T - waktu penyimpanan, hari.

Energi spesifik sumber arus kimia adalah rasio energi yang disuplai dengan massanya:

(5)

Nilai energi spesifik tidak hanya bergantung pada jenis sumber, tetapi juga pada kekuatan arus pelepasan, yaitu. dari kekuasaan yang diambil. Oleh karena itu, sumber listrik kimia lebih dicirikan oleh ketergantungan energi spesifik pada daya spesifik.

Perhitungan parameter:

Mari kita tentukan waktu pengosongan maksimum dan minimum dari rumus:

Oleh karena itu, waktu pengosongan maksimum adalah:

;

waktu pengosongan minimum:

Oleh karena itu, waktu pengosongan memungkinkan satelit yang dirancang untuk menggunakan arus listrik rata-rata 167 menit atau 2,8 jam, karena instalasi target kami menggunakan 89 mA, waktu pengosongan tidak akan signifikan, yang berdampak positif pada penyediaan listrik. arus ke sistem satelit penting lainnya

Mari kita tentukan tegangan pelepasan dan resistansi internal total baterai dari rumus:

; (1)

(2)

Dari sini terlihat bahwa tegangan muatan dapat dicukupi dengan menggunakan panel surya meskipun luasnya tidak besar.

Anda juga dapat menentukan self-discharge menggunakan rumus:

(4)

Misalkan waktu pengoperasian baterai T = 0,923 jam, Q 1= 50 (Ah) dan Q 2 = 6 (Ah) selama tiga puluh menit pengoperasian:

Artinya, dengan konsumsi arus minimal 12 A, dalam waktu 30 menit baterai akan habis sebesar 95% dengan rangkaian terbuka.

Mari kita cari energi spesifik sumber kimia menggunakan rumus:

Artinya, 1 kg sumber bahan kimia dapat menghasilkan 61,2 W selama satu jam, yang juga sesuai untuk instalasi target kami, yang beroperasi pada daya maksimum 370 mW.

4.2 Perhitungan parameter panel surya

Untuk menghitung parameter utama sistem keselamatan yang mempengaruhi desain pesawat ruang angkasa dan karakteristik teknisnya, kami akan menggunakan rumus berikut [penulis “Desain pesawat ruang angkasa otomatis”: D.I. Kozlov, G.N. Anshakov, V.F. Agarkov, Yu.G. Antonov 7.5]:

Perhitungan parameter SB dilakukan untuk menentukan luas dan massanya.

Perhitungan daya SB dilakukan dengan menggunakan rumus:

(6)

Di mana - kekuatan SB; R N - daya beban harian rata-rata (tidak termasuk kebutuhan SEP sendiri); - waktu orientasi SB ke Matahari per revolusi; T T - waktu selama SB tidak menyala; - Efisiensi pengatur daya berlebih SB sebesar 0,85; - efisiensi pengatur pelepasan BN sebesar 0,85; R .3- efisiensi pengatur muatan BN sebesar 0,9; - Efisiensi baterai BN adalah 0,8.

Luas baterai surya dihitung dengan rumus:

(7)

Di mana - kekuatan khusus SB yang diterima:

W/m 2pada = 60°C dan 85 W/m 2pada = 110°C untuk bahan FEP KSP;

W/m 2pada = 60°C dan 100 W/m 2pada = 110°C untuk bahan FEP;

W/m 2pada = 60°C dan 160 W/m 2pada = 110°C untuk material PV Ga - As; - faktor keamanan, dengan mempertimbangkan degradasi sel surya akibat radiasi, sebesar 1,2 untuk masa pengoperasian dua hingga tiga tahun dan 1,4 untuk masa pengoperasian lima tahun;

Faktor pengisian dihitung dengan rumus 1,12; - Efisiensi SB = 0,97.

Massa SB ditentukan berdasarkan parameter tertentu. Dalam desain SB yang tersedia saat ini, berat jenisnya adalah = 2,77kg/m2 2untuk silikon dan = 4,5kg/m 2untuk sel surya galium arsenida.

Massa SB dihitung menggunakan rumus:

(8)

Untuk mulai menghitung PDS, Anda perlu memilih panel surya. Saat mempertimbangkan berbagai panel surya, pilihan jatuh pada hal berikut: baterai surya dari organisasi Saturn OJSC berdasarkan fotokonverter GaAs dengan karakteristik sebagai berikut.

Parameter dasar SB

Parameter SBSB berdasarkan GaAs FPS Umur aktif, tahun 15 Efisiensi pada suhu 28°C, % 28 Daya spesifik, W/m 2170Daya maksimum, W/m 2381 Berat jenis, kg/m 2Ketebalan 1,6FEP, µm150 ± 20

Selain itu, untuk perhitungannya, Anda perlu mengetahui periode orbit satelit di orbit rendah Bumi, informasi diambil dari situs:

· dalam jarak 160 km periode orbitnya sekitar 88 menit;

· sampai 2000 km periodenya sekitar 127 menit.

Untuk perhitungannya, kami mengambil nilai rata-rata - sekitar 100 menit. Pada saat yang sama, waktu penerangan panel surya pesawat ruang angkasa di orbit lebih lama (sekitar 60 menit) dibandingkan waktu berada dalam bayangan sekitar 40 menit.

Memuat daya sama dengan jumlah daya yang diperlukan dari sistem propulsi, peralatan target, daya muatan dan sama dengan 220 W (nilainya diambil dengan kelebihan 25 W).

Mengganti semua nilai yang diketahui ke dalam rumus, kita mendapatkan:

Untuk menentukan luas panel SB, kita akan mengambil material PV Ga-As pada suhu operasi = 60°C, satelit telah beroperasi selama 2-3 tahun dan menggunakan rumus:

Mengganti data asli, kita mendapatkan:

setelah melakukan perhitungan, kita peroleh

tetapi dengan mempertimbangkan jarangnya pengisian baterai, penggunaan teknologi modern dalam pengembangan sistem lain, dan juga dengan mempertimbangkan fakta bahwa daya beban diambil dengan margin sekitar 25 W, dimungkinkan untuk mengurangi luas sistem catu daya menjadi 3,6 m2

UNIVERSITAS NASIONAL EURASIA

Mereka. L.N. Gumilyov

Fakultas Fisika dan Teknologi

Departemen Teknik dan Teknologi Antariksa

LAPORAN

MENURUT PRODUKSI

PRAKTIK

ASTAN 2016

Pendahuluan…………………………………………………………………………………..3

1 Informasi umum tentang catu daya pesawat ruang angkasa.……………....4

1.1 Sumber utama listrik……………………………4

1.2 Otomatisasi sistem catu daya................................................ ......... ….5

2 Pembangkit listrik tenaga surya……..…………………..…......6

2.1 Prinsip dan desain pengoperasian baterai surya………..6

3 Pembangkit listrik luar angkasa elektrokimia…………………………..12

3.1 Sumber arus kimia……………………………………...13

3.2 Baterai perak-seng…………………....15

3.3 Baterai nikel-kadmium…………………16

3.4 Baterai nikel-hidrogen………………..17

4 Pemilihan parameter panel surya dan penyimpanan buffer.........18

4.1 Perhitungan parameter penyimpanan buffer…………………………18

4.2 Perhitungan parameter panel surya……………………………..20

Kesimpulan………………………………………………………………………………….23

Daftar sumber yang digunakan…………………………………………………...24

Spesifikasi...................................................................................................................25

PERKENALAN

Informasi umum tentang catu daya pesawat ruang angkasa.

Geometri pesawat ruang angkasa, desain, massa, dan kehidupan aktif sangat ditentukan oleh sistem catu daya pesawat ruang angkasa. Sistem catu daya atau disebut juga sebagai sistem catu daya (PSS) pesawat ruang angkasa - sistem pesawat ruang angkasa yang menyediakan tenaga ke sistem lain adalah salah satu sistem terpenting. Kegagalan sistem catu daya menyebabkan kegagalan seluruh perangkat.

Sistem catu daya biasanya mencakup: sumber listrik primer dan sekunder, konverter, pengisi daya, dan otomatisasi kontrol.

1.1 Sumber energi primer

Berbagai generator energi digunakan sebagai sumber utama:

Panel surya;

Sumber arus kimia:

Baterai;

sel galvanik;

sel bahan bakar;

Sumber energi radioisotop;

Reaktor nuklir.

Sumber utama tidak hanya mencakup generator listrik itu sendiri, tetapi juga sistem yang melayaninya, misalnya sistem orientasi panel surya.

Seringkali sumber energi digabungkan, misalnya baterai surya dengan baterai kimia.

Sel bahan bakar

Sumber energi radioisotop

Sumber energi radioisotop digunakan terutama dalam kasus berikut:

Durasi penerbangan yang tinggi;

Misi ke wilayah terluar Tata Surya, yang fluks radiasi mataharinya rendah;

Satelit pengintai dengan radar pemindaian samping tidak dapat menggunakan panel surya karena orbitnya yang rendah, tetapi memiliki kebutuhan energi yang tinggi.

1.2 Otomatisasi sistem catu daya

Ini mencakup perangkat untuk mengendalikan pengoperasian pembangkit listrik, serta memantau parameternya. Tugas umumnya adalah: menjaga parameter sistem dalam rentang tertentu: tegangan, suhu, tekanan, peralihan mode operasi, misalnya, beralih ke sumber daya cadangan; pengenalan kegagalan, perlindungan darurat pasokan listrik, khususnya arus; pengiriman informasi tentang keadaan sistem telemetri dan ke konsol astronot. Dalam beberapa kasus, dimungkinkan untuk beralih dari kontrol otomatis ke manual baik dari konsol astronot atau dengan perintah dari pusat kendali darat.

Informasi terkait.

Kategori

Pilihan Editor

Dari mana pesawat ruang angkasa masa depan mendapatkan energinya? Informasi umum tentang catu daya pesawat ruang angkasa Baterai untuk sistem catu daya pesawat ruang angkasa

Mencari

Berlangganan

Postingan populer

Catatan terakhir