집 > 파일 및 폴더 > 우주선용 전원 공급 장치. 온보드 우주선 단지용 전원 공급 시스템 (RUB 160.00) 우주선용 전원 공급 시스템 설계


우주선용 전원 공급 장치. 온보드 우주선 단지용 전원 공급 시스템 (RUB 160.00) 우주선용 전원 공급 시스템 설계




본 발명은 우주 에너지 분야, 특히 우주선(SC)용 온보드 전원 공급 장치 시스템에 관한 것입니다. 본 발명에 따르면, 우주선의 전원 공급 시스템은 태양 전지, 전압 안정기, 재충전 가능한 배터리, 극한 전력 조절기로 구성되며, 태양 전지의 전압 안정기 및 배터리의 방전 장치는 공통 변압기가 있는 브리지 인버터 형태, ​​충전기의 입력이 변압기의 출력 권선에 연결되는 동안 자체 AC 또는 DC 출력 전압 정격을 가진 부하 전력 장치는 변압기의 다른 출력 권선에 연결되고, 부하 전원 장치 중 태양 전지 안정 장치와 배터리 방전 장치에 연결됩니다. 기술적 결과는 우주선 전원 공급 시스템의 성능을 확장하고 출력 전압의 품질을 향상시키며 개발 및 제조 비용을 절감하고 시스템 개발 시간을 단축하는 것입니다. 1 병.

RF 특허 2396666에 대한 도면

본 발명은 우주 에너지 분야에 관한 것으로, 보다 상세하게는 우주선(SC)의 탑재 전원 공급 시스템(EPS)에 관한 것이다.

우주선 전원 공급 시스템은 태양 전지, 재충전 가능 배터리뿐만 아니라 우주선 부하, 전압 변환 및 안정화를 위해 이러한 소스의 공동 작동을 보장하는 일련의 전자 장비로 구성되어 널리 알려져 있습니다.

SEP의 전술적, 기술적 특성과 우주 기술의 경우 가장 중요한 것은 특정 전력입니다. 전원 공급 시스템에서 생성된 전력 대 질량의 비율(Pud=Psep/Msep)은 주로 사용된 전류원의 특정 질량 특성에 따라 달라지지만, 채택된 PDS의 구조 다이어그램에 따라 크게 좌우됩니다. 소스의 활용 모드와 그 잠재력 사용의 효율성을 결정하는 PDS의 전자 장비 복합체에 의해 결정됩니다.

다음을 제공하는 구조 다이어그램이 있는 알려진 우주선 전원 공급 시스템이 있습니다. 부하의 DC 전압 안정화(공칭 값의 0.5-1.0% 정확도), 태양 전지의 전압 안정화, 근처에서 전력 제거를 보장합니다. 최적의 작동점 전류-전압 특성(볼트암페어 특성)을 구현하고 재충전 가능한 배터리의 작동 모드에 대한 최적의 제어 알고리즘을 구현하여 궤도에서 배터리를 장기간 순환하는 동안 가능한 가장 높은 용량 매개변수를 보장할 수 있습니다. 이러한 전원 공급 시스템의 예로서 우리는 A POWER, FOR A TELECOMMUNICATION SATELLITE 기사에서 정지궤도 통신 우주선용 전원 공급 시스템 프로젝트를 제시합니다. L.Croci, P.Galantini, C.Marana(1993년 8월 23~27일 오스트리아 그라츠에서 개최된 유럽 우주 전력 컨퍼런스 회의록(ESA WPP-054, 1993년 8월). 5kW 출력의 PDS 제안 42V 전압 태양전지 전력 이용 효율은 97%, 배터리 용량 이용 효율은 80%(우주선 수명 15년 종료 시)이다.

PDS의 구조 다이어그램은 태양 전지를 16개의 섹션으로 나누는 것을 제공하며 각 섹션은 자체 션트 전압 안정기에 의해 조절되며 섹션의 출력은 디커플링 다이오드를 통해 공통 안정화 버스에 연결되어 42를 유지합니다. V ± 1%. 션트 안정기는 태양전지 구간에서 42V의 전압을 유지하며, 15년 후 전류-전압 특성의 최적 동작점이 이 전압과 일치하도록 태양전지 설계가 수행된다.

HS-702, A-2100(미국), Spacebus-3000, 4000(서유럽), Sesat, "Express-AM", " Yamal"(러시아) 등

"태양 전지 전력을 극도로 조절하는 위성 전원 공급 장치 시스템"이라는 기사에서 저자 V.S. Kudryashin, A.V. Zhikharev, V.O. Elman, A.S., 2004년 4월, No. 극한 태양전지 전력 조정기를 갖춘 전력 전송 시스템의 구조 다이어그램은 정지궤도 통신 위성 "Express-A"에 대한 이러한 규제의 효과를 보여줍니다. 비행 측정 결과에 따르면 최대 5% 증가에 달했습니다. 출력 배터리 전원에서. 극한 태양전지 레귤레이터를 적용한 방식에 따라 정지궤도 우주선 'Gals', 'Express', 고궤도 'Glonass-M', 저궤도 'Gonets' 등 많은 국내 우주선의 전원 공급 시스템이 만들어집니다. , 등.

현대 우주선 SEP의 높은 전술적, 기술적 특성이 달성되었음에도 불구하고 공통된 단점이 있습니다. 보편적이지 않아 사용 범위가 제한됩니다.

특정 우주선의 다양한 장비에 전력을 공급하려면 단위에서 수십 및 수백 볼트까지 여러 정격의 공급 전압이 필요한 반면, 구현된 PDS에서는 하나의 정격을 가진 단일 DC 전원 공급 버스가 형성되는 것으로 알려져 있습니다. , 27V, 40V, 70B, 100B.

하나의 장비 공급 전압 정격에서 다른 정격으로 전환할 때 전류원(태양광 및 충전식 배터리)을 근본적으로 재설계하고 이에 상응하는 시간과 재정적 비용을 들여 새로운 전원 공급 시스템을 개발해야 합니다.

이 단점은 특히 현대 우주선 공학의 주요 방향인 기본 버전을 기반으로 우주선의 새로운 수정을 생성하는 데 영향을 미칩니다.

시스템의 또 다른 단점은 우주선에 탑승한 전기 소비자의 낮은 소음 내성입니다. 이는 장비 전원 버스와 전류원 사이에 갈바닉 연결이 존재하기 때문에 설명됩니다. 따라서 개별 소비자의 스위치를 켜거나 끄는 등 갑작스러운 부하 변동 중에 소위 전원 공급 시스템의 공통 출력 버스에서 전압 변동이 발생합니다. 전류 소스의 내부 저항에 대한 전압 서지로 인한 과도 프로세스.

위에서 언급한 우주선용 전원 공급 시스템의 단점을 제거하는 새로운 구조 다이어그램을 갖춘 전원 공급 시스템이 제안되었습니다.

제안된 것과 가장 가까운 기술 솔루션은 프로토타입으로 선택된 RF 특허 2297706에 따른 자율 우주선 전원 공급 시스템입니다.

프로토타입에는 위에서 논의한 유사체와 동일한 단점이 있습니다.

제안된 발명의 목적은 우주선 전원 공급 시스템의 성능을 확장하고, 출력 전압의 품질을 향상시키며, 개발 및 제조 비용을 절감하고, 시스템 개발 시간을 단축하는 것입니다.

청구된 발명의 본질은 도면에 의해 예시된다.

전원 공급 시스템은 태양 전지 1, 배터리 2, 태양 전지 전압 안정기 3, 배터리 방전 장치 4, 배터리 충전기 5, 극한 태양 전지 전력 조정기 6으로 구성되며 입력을 통해 방전 장치 4에 연결됩니다. 충전기 5와 태양전지 7의 전류를 센서로 전달하고 출력은 태양전지 3의 전압 안정기로 이루어진다.

안정기(3)와 방전 장치(4)는 브리지 인버터 형태로 만들어집니다. 이러한 브리지 인버터에 대한 설명은 예를 들어 "공진 스위칭이 있는 고주파 전압 변환기", 저자 A.V. Lukin(zh. ELECTROPOPITANIE, 과학 기술 컬렉션 1호, Yu.I. Konev. Association 편집)에 나와 있습니다. "Power Supply", M., 1993), 고효율 DC 전압 조정을 위한 직렬 연결 벅 부스트 조정기, 저자 Arthur G. Birchenough(NASA Technical Memorandum 2003-212514, NASA Lewis Research Center, Cleveland, ON) 태양광 및 배터리 배터리에서 온보드 장비를 갈바니아 방식으로 분리한 밀봉되지 않은 정지 궤도 SC의 SEP 자동화 및 안정화 복합체에 대한 블록 다이어그램 및 회로 솔루션 저자 Polyakov S.A., Chernyshev A.I., Elman V.O., Yashov V.S., "전자 및 전기 기계" 참조 시스템 및 장치: 토요일. SPC "Polyus"의 과학 작품. - Tomsk: 출판사 "Radio and Communications"의 MGP "RASKO", 2001, 568 p.

안정기의 출력 권선(9, 10)과 방전 장치는 각각 1차 권선인 공통 변압기(8)에 연결된다. 태양전지(1)는 플러스 및 마이너스 버스를 통해 안정기(3)에 연결되고, 언급된 전류 센서(7)는 버스 중 하나에 설치되며, 배터리(2)는 플러스 및 마이너스 버스를 통해 방전 장치에 연결된다. 충전기(5)는 입력에 의해 변압기(8)의 2차 권선(11)에 연결되고, 출력에 의해 배터리(2)의 양극 및 음극 버스에 연결된다.

AC 출력 전압 등급을 갖는 부하(14)의 전력 장치(13)는 변압기(8)의 2차 권선(12)에 연결되고, DC의 부하(17)의 전력 장치(16)는 전압 등급을 갖는 변압기(8)의 2차 권선(15)에 연결됩니다. 변압기(8)의 2차 권선(20)에 연결된 DC 또는 AC 부하(19)의 전력 장치(18)가 주요 장치로 선택되고 변압기(8)의 2차 권선(20)의 전압을 안정화하는 데 사용됩니다. 장치(18)는 피드백 연결에 의해 안정기(3) 및 방전 장치(4)에 연결된다.

스태빌라이저(3)의 출력 권선(9)에 대한 교류 전압의 형성은 특정 법칙에 따라 각각 쌍으로 트랜지스터(22, 23 및 24, 25)를 여는 제어 회로(21)에 의해 보장됩니다.

유사한 방식으로, 교류 전압은 각각 26개의 트랜지스터(27, 28 및 29, 30)로 구성된 제어 회로에 의해 10비트 장치(4)의 출력 권선에 생성됩니다.

극한 전력 조절기(6)는 전류 센서(7)의 판독값과 태양 전지(1)의 전압을 고려하여 안정 장치(3)의 트랜지스터 개방 법칙을 변경하여 태양 전지에 전압이 설정되도록 수정 신호를 생성합니다. 태양전지의 전류-전압 특성(I-V 특성) 중 최적 전압과 동일한 배터리.

전원 공급 시스템은 다음과 같은 주요 모드로 작동합니다.

1. 태양전지로부터 부하에 전원을 공급합니다.

태양전지의 전력이 부하에서 소모되는 전체 전력을 초과하는 경우, 변압기(8)의 2차 권선(20)에 있는 장치(18)와 안정기(3)의 피드백을 이용하여 브리지 안정기(3)는 다음과 같은 수준으로 안정적인 전압을 유지한다. 부하(19)에 필요한 전압 안정성을 보장합니다. 동시에 변압기의 2차 권선(11, 12, 15)에서도 권선의 변환 비율을 고려하여 안정적인 교류 전압을 유지합니다. 배터리 2가 완전히 충전되었습니다. 충전기 5와 방전 4가 꺼지고 익스트림 레귤레이터 6이 꺼집니다.

2. 배터리를 충전하세요.

충전기(5)는 배터리 충전이 필요한 경우, 충전을 켜기 위한 신호를 생성하고, 트랜스포머(8)의 2차 권선(11)의 교류를 직류로 변환하여 배터리를 충전함으로써 이를 제공한다. 충전기(5)를 켜라는 신호는 태양전지의 극한 전력 제어 모드에서 스태빌라이저(3)를 켜는 극한 레귤레이터(6)의 입력에도 전달된다. 배터리 충전 전류의 크기는 전류-전압 특성의 최적 동작점에서 태양전지의 전력과 부하의 총 전력 간의 차이에 의해 결정됩니다. 방전 장치가 비활성화되었습니다.

3. 배터리에서 부하로 전원을 공급합니다.

이 모드는 우주선이 지구나 달의 그림자에 들어갈 때, 태양 전지판의 방향이 상실될 수 있는 변칙적인 상황에서, 또는 태양 전지판이 접힌 상태에서 우주선이 궤도로 발사될 때 형성됩니다. 태양광 패널 출력은 0이고 배터리를 방전하여 부하에 전력을 공급합니다. 이 모드에서, 변압기(8)의 2차 권선(20)의 전압 안정화는 첫 번째 모드와 유사한 방전 장치에 의해 제공되며, 장치(18)로부터 방전 장치(3), 극한 조정기(6), 충전기(5)로의 피드백을 사용하여 비활성화됩니다.

4. 부하는 태양전지와 배터리로부터 공동으로 전력을 공급받습니다.

이 모드는 연결된 모든 소비자에게 전력을 공급하기에 태양 전지 전력이 충분하지 않을 때 형성됩니다(예: 피크 부하가 켜질 때, 궤도 수정을 위한 우주선 기동 중, 궤도의 그림자 영역에서 우주선 진입 및 퇴장 중 등).

이 모드에서는 방전 장치(4)의 신호에 따라 극한 조절기(6)에 의한 안정 장치(3)가 태양 전지(1)의 극한 전력 제어 모드로 전환되고, 부하에 전력을 공급하기 위해 부족한 전력은 방전을 통해 추가됩니다. 배터리 2. 변압기(8)의 2차 권선(20)의 전압 안정화는 장치(18)에서 비트 장치(4)로의 피드백을 사용하여 방전 장치(4)에 의해 제공됩니다.

전원 공급 시스템은 완전 자동으로 작동합니다.

제안된 우주선 전원 공급 시스템은 알려진 시스템에 비해 다음과 같은 장점을 가지고 있습니다.

다양한 우주선 부하에 전력을 공급하는 데 필요한 안정적인 DC 또는 AC 전압 정격을 출력에서 ​​제공하여 다양한 클래스의 우주선에 대한 적용 기능을 확장하거나 기존 장치를 업그레이드할 때

간섭 감소로 인해 부하에 대한 공급 전압 품질이 향상됩니다. 부하 전원 버스는 전류 소스 버스로부터 전기적으로(변압기를 통해) 절연되어 있습니다.

시스템의 높은 수준의 통합이 보장되며 시스템의 기본 구성 요소(태양광 및 태양광 및 배터리 배터리, 안정기, 충전기 및 방전 장치),

전압, 배터리의 표준 크기 선택, 단일 태양전지 발전기 등에 따라 전류원을 독립적으로 설계하고 최적화할 수 있는 가능성을 제공합니다.

전원 공급 시스템을 개발하고 제조하는 데 소요되는 시간과 비용이 절감됩니다.

현재 JSC "ISS"의 이름을 따서 명명되었습니다. M.F. Reshetnev”는 여러 관련 기업과 함께 제안된 전원 공급 시스템을 개발하고 있으며 장치의 개별 실험실 구성 요소를 제조하고 있습니다. 브리지 인버터의 첫 번째 샘플은 95~96.5%의 효율을 달성했습니다.

출원인이 알고 있는 특허 정보 자료에서는 청구된 객체의 특징 집합과 유사한 특징 집합이 발견되지 않았습니다.

주장하다

우주선 전원 공급 시스템은 양극 및 음극 버스로 전압 안정기에 연결된 태양 전지, 양극 및 음극 버스로 충전기의 입력 및 출력에 연결된 충전식 배터리, 태양 전지의 극한 전력 조절기로 구성됩니다. 태양전지와 전압 안정기, 배터리의 방전 및 충전 장치 사이의 버스 중 하나에 설치된 전류 센서에 입력으로 연결되고, 출력은 태양전지의 전압 안정기로 전압이 태양전지의 안정 장치와 배터리의 방전 장치는 공통 변압기를 갖춘 브리지 인버터 형태로 만들어지며, 이 경우 충전기의 입력은 변압기의 출력 권선에 연결되고 부하 전력 장치는 그와 함께 자체 AC 또는 DC 출력 전압 정격은 변압기의 다른 출력 권선에 연결되고 부하 전력 장치 중 하나는 태양 전지 안정 장치 및 배터리 방전 장치에 연결됩니다.

일러스트 저작권 SPL

수십 년 또는 그 이상 지속되는 우주 임무에는 차세대 전원이 필요합니다. 칼럼니스트는 디자이너에게 어떤 옵션이 있는지 알아보기로 결정했습니다.

전력 시스템은 우주선의 중요한 구성 요소입니다. 이러한 시스템은 매우 안정적이어야 하며 열악한 조건에서도 작동할 수 있도록 설계되어야 합니다.

현대의 복잡한 장치에는 점점 더 많은 에너지가 필요합니다. 전원의 미래는 어떤 모습일까요?

평균적인 최신 스마트폰은 한 번 충전으로 거의 하루를 버틸 수 없습니다. 그리고 38년 전에 발사된 보이저 탐사선은 이미 태양계를 떠난 후에도 여전히 지구에 신호를 전송하고 있습니다.

Voyager의 컴퓨터는 초당 81,000개의 작업을 수행할 수 있지만 스마트폰 프로세서는 7,000배 더 빠르게 작동합니다.

  • BBC Future 웹사이트의 기타 러시아어 기사

물론 전화기를 설계할 때 정기적으로 재충전되며 가장 가까운 콘센트에서 수백만 킬로미터 떨어져 있지 않을 것으로 가정합니다.

계획에 따르면 전류원에서 수억 킬로미터 떨어진 곳에 위치해야 하는 우주선의 배터리를 충전하는 것은 불가능합니다. 수십 년 동안 작동할 수 있는 충분한 용량의 배터리를 탑재할 수 있어야 합니다. , 또는 자체적으로 전기를 생산합니다.

이러한 디자인 문제를 해결하는 것은 매우 어렵다는 것이 밝혀졌습니다.

일부 온보드 장치에는 가끔씩만 전기가 필요하지만 다른 장치는 항상 작동해야 합니다.

수신기와 송신기는 항상 켜져 있어야 하며 유인 비행이나 유인 우주 정거장에서는 생명 유지 장치와 조명 시스템도 켜져 있어야 합니다.

일러스트 저작권 NASA이미지 캡션 보이저 엔진은 가장 현대적이지는 않지만 38년 동안 성공적으로 작동해 왔습니다.

Rao Surampudi 박사는 미국 캘리포니아 공과대학 제트 추진 연구소의 에너지 기술 프로그램을 이끌고 있습니다. 그는 30년 넘게 다양한 NASA 차량용 전원 공급 시스템을 개발해 왔습니다.

전력 시스템은 일반적으로 우주선 전체 질량의 약 30%를 차지한다고 그는 말했습니다. 이는 세 가지 주요 문제를 해결합니다.

  • 발전
  • 전기 저장
  • 전기 배급

시스템의 이러한 모든 부분은 장치 작동에 필수적입니다. 무게가 가볍고 내구성이 있어야 하며 "에너지 밀도"가 높아야 합니다. 즉, 상당히 작은 부피에서 많은 에너지를 생산해야 합니다.

또한 고장을 수리하기 위해 사람을 우주로 보내는 것은 매우 비실용적이므로 신뢰할 수 있어야 합니다.

시스템은 모든 요구에 맞는 충분한 에너지를 생성해야 할 뿐만 아니라 비행 내내 에너지를 생성해야 합니다. 이는 수십 년, 미래에는 수 세기 동안 지속될 수 있습니다.

"설계 수명은 길어야 합니다. 문제가 발생하면 고칠 사람이 아무도 없을 것입니다."라고 Surampudi는 말합니다. "목성까지 비행하는 데는 5~7년이 걸리고, 명왕성까지는 10년 이상이 걸리고, 태양계를 떠나는 데는 10년 이상이 걸립니다. 시스템적으로는 20~30년이 걸립니다."

일러스트 저작권 NASA이미지 캡션 NASA의 소행성 편향 임무는 이전 버전보다 더 효율적이고 내구성이 뛰어난 새로운 유형의 태양 에너지를 사용합니다.

우주선의 전력 시스템은 매우 특정한 조건을 따릅니다. 즉, 중력이 없는 상태, 진공 상태, 매우 강한 방사선(대부분의 기존 전자 장치를 파괴할 수 있음) 및 극한의 온도의 영향을 받아 계속 작동해야 합니다.

전문가는 "금성에 착륙하면 외부 온도는 460도가 될 것"이라며 "목성에 착륙하면 기온은 영하 150도가 될 것"이라고 말했다.

태양계 중심을 향해 향하는 차량은 태양광 패널에 의해 수집된 에너지가 부족하지 않습니다.

이 패널은 주거용 건물 지붕에 설치된 태양광 패널과 약간 다르게 보일 수 있지만 훨씬 더 높은 효율로 작동합니다.

태양 근처는 매우 뜨겁기 때문에 태양광 패널이 과열될 수 있습니다. 이를 방지하기 위해 패널은 태양으로부터 멀어지게 됩니다.

행성 궤도에서 광전지 패널은 덜 효율적입니다. 때때로 행성 자체에 의해 태양으로부터 울타리를 받기 때문에 더 적은 에너지를 생산합니다. 이러한 상황에서는 안정적인 에너지 저장 시스템이 필요합니다.

원자 솔루션

이러한 시스템은 5만 회 이상의 충전 주기를 견딜 수 있고 15년 이상 작동할 수 있는 니켈-수소 배터리를 기반으로 구축할 수 있습니다.

우주에서 작동하지 않는 일반 배터리와 달리 이 배터리는 밀봉되어 있으며 진공에서도 정상적으로 작동할 수 있습니다.

태양에서 멀어짐에 따라 태양 복사 수준은 자연스럽게 감소합니다. 지구의 경우 평방 미터당 1374와트, 목성의 경우 50와트, 명왕성의 경우 평방 미터당 1와트에 불과합니다.

따라서 장치가 목성 궤도를 넘어 비행하는 경우 원자력 시스템을 사용합니다.

이들 중 가장 일반적인 것은 보이저(Voyager), 카시니(Cassini) 및 큐리오시티(Curiosity) 탐사선 탐사선에 사용되는 방사성 동위원소 열전 발전기(RTG)입니다.

일러스트 저작권 NASA이미지 캡션 개선된 방사성동위원소 스털링 발전기가 장기간 임무를 위한 가능한 전력원으로 고려되고 있습니다.

이러한 전원 공급 장치에는 움직이는 부품이 없습니다. 플루토늄과 같은 방사성 동위원소의 붕괴로 에너지를 생산합니다. 서비스 수명은 30년을 초과합니다.

RTG를 사용할 수 없고(예: 승무원을 방사선으로부터 보호하기 위해 비행하기에 너무 큰 스크린이 필요한 경우) 태양으로부터의 거리가 너무 멀기 때문에 태양광 패널이 적합하지 않은 경우 연료 전지를 사용할 수 있습니다. .

수소-산소 연료전지는 미국의 우주 프로그램 Gemini와 Apollo에서 사용되었습니다. 이러한 셀은 재충전할 수 없지만 많은 에너지를 방출하며 이 과정의 부산물은 승무원이 마실 수 있는 물입니다.

NASA와 제트 추진 연구소(Jet Propulsion Laboratory)는 작동 수명이 길고 더욱 강력하고 에너지 집약적이며 컴팩트한 시스템을 만들기 위해 노력하고 있습니다.

그러나 새로운 우주선에는 점점 더 많은 에너지가 필요합니다. 탑재된 시스템은 지속적으로 더 복잡해지고 많은 전력을 소비합니다.

장거리 비행의 경우 원자력 추진 장치를 사용할 수 있습니다.

이는 전기 드라이브(예: 1998년 Deep Space 1 탐사선에 처음 사용된 후 널리 채택된 이온 추진 장치)를 사용하는 선박의 경우 특히 그렇습니다.

전기 엔진은 일반적으로 고속으로 연료를 전기적으로 방출하여 작동하지만, 행성의 자기장과 전기역학적 상호 작용을 통해 차량을 가속하는 엔진도 있습니다.

대부분의 지상 에너지 시스템은 우주에서 작동할 수 없습니다. 따라서 모든 새로운 회로는 우주선에 설치되기 전에 일련의 심각한 테스트를 거칩니다.

NASA 실험실은 새로운 장치가 작동해야 하는 가혹한 조건을 재현합니다. 즉, 방사선을 조사하고 극심한 온도 변화를 겪게 됩니다.

새로운 개척을 향하여

향후 비행에서는 개선된 방사성 동위원소 스털링 발전기를 사용할 가능성이 있습니다. RTG와 유사한 원리로 작동하지만 훨씬 더 효율적입니다.

또한 크기를 매우 작게 만들 수 있지만 이로 인해 디자인이 더욱 복잡해집니다.

목성의 위성 중 하나인 유로파로의 NASA 계획 비행을 위해 새로운 배터리도 제작되고 있습니다. -80도에서 -100도 사이의 온도에서 작동할 수 있습니다.

그리고 현재 설계자들이 연구하고 있는 새로운 리튬 이온 배터리는 현재 배터리보다 용량이 두 배 더 커질 것입니다. 예를 들어, 이들의 도움으로 우주 비행사는 재충전을 위해 우주선으로 돌아오기 전에 달 표면에서 두 배나 많은 시간을 보낼 수 있습니다.

일러스트 저작권 SPL이미지 캡션 그러한 정착지에 에너지를 공급하려면 새로운 유형의 연료가 필요할 가능성이 높습니다.

낮은 조명과 낮은 온도 조건에서 효과적으로 에너지를 수집할 수 있는 새로운 태양광 패널도 설계되고 있습니다. 이를 통해 태양광 패널의 장치가 태양에서 더 멀리 날아갈 수 있습니다.

어떤 단계에서 NASA는 화성, 그리고 아마도 더 먼 행성에 영구 기지를 건설할 계획입니다.

그러한 거주지의 에너지 시스템은 현재 우주에서 사용되는 것보다 훨씬 더 강력해야 하며 훨씬 더 오랫동안 작동할 수 있도록 설계되어야 합니다.

달에는 헬륨-3가 많이 있습니다. 이 동위원소는 지구상에서 드물며 핵융합 발전소에 이상적인 연료입니다. 그러나 이 에너지원을 우주선에서 사용하기 위해 열핵융합의 충분한 안정성을 달성하는 것은 아직 불가능했습니다.

또한 현재 존재하는 열핵 원자로는 비행기 격납고 공간을 차지하고 있어 우주비행에 활용하는 것이 불가능하다.

특히 전기 추진 차량과 달과 화성에 대한 계획된 임무에서 기존 원자로를 사용할 수 있습니까?

이 경우 식민지는 별도의 전력 공급원을 유지할 필요가 없으며 선박의 원자로가 그 역할을 수행할 수 있습니다.

장거리 비행의 경우 원자력 추진력을 사용할 수 있습니다.

"소행성 편향 임무에는 소행성 주변을 이동하는 데 충분한 전기 에너지를 제공하기 위해 대형 태양 전지판이 필요합니다. 현재 우리는 태양열 추진 방식을 검토하고 있지만 핵 전기 추진 방식이 더 저렴할 것입니다."

그러나 우리는 핵 추진 우주선을 조만간 볼 수 없을 것 같습니다.

“이 기술은 아직 충분히 성숙되지 않았습니다. 우리는 그러한 장치를 우주로 발사하기 전에 그 안전성을 절대적으로 확신해야 합니다.”라고 전문가는 설명합니다.

원자로가 우주 비행의 가혹함을 견딜 수 있는지 확인하려면 더욱 엄격한 테스트가 필요합니다.

이러한 모든 첨단 에너지 시스템을 통해 우주선은 더 오랫동안 작동하고 더 먼 거리를 비행할 수 있지만 아직은 개발 초기 단계에 있습니다.

테스트가 성공적으로 완료되면 이러한 시스템은 화성 및 그 너머로 비행하는 데 필수 구성 요소가 될 것입니다.

  • 웹사이트에서 읽을 수 있습니다.

소개

에너지 공급 태양전지 공간

현재 공화국의 과학적, 기술적 잠재력의 전략적 발전을 위한 우선순위 중 하나는 우주 산업의 창출입니다. 이를 위해 2007년 카자흐스탄에서 국립우주국(Kazcosmos)이 설립되었으며, 이 기관의 활동은 주로 국가의 사회 경제적 발전을 위한 목표 우주 기술의 개발 및 구현과 우주 과학의 발전을 목표로 합니다. .

카즈코스모스의 과학 우주 연구는 주로 국립 우주 연구 기술 센터 JSC(NTSKIT JSC)에서 수행됩니다. 이 센터에는 다음과 같은 4개의 연구 기관이 포함되어 있습니다. 천체 물리학 연구소. V.G. Fesenkova, 전리층 연구소, 우주 연구 연구소, 우주 공학 및 기술 연구소. JSC "NTSKIT"은 승인된 우선순위에 따라 우주 활동 분야의 기초 및 응용 과학 연구를 수행하기 위한 최신 측정 장비, 테스트 사이트, 관측소, 과학 센터 등 대규모 실험 기반을 보유하고 있습니다.

합자회사 "국립우주연구기술센터" JSC "NTSKIT"는 정부령에 의거하여 경제관리권을 가진 공화국영기업인 "천체물리연구센터"와 그 자회사의 개편을 통해 조직되었습니다. 2008년 1월 22일자 카자흐스탄 공화국 제38호.

합자회사의 주요 활동 주제는 우주 연구 및 기술 분야의 연구, 개발, 생산 및 경제 활동을 수행하는 것입니다.

성능 특성, 신뢰성, 서비스 수명 및 경제적 효율성을 주로 결정하는 모든 우주선의 가장 중요한 온보드 시스템 중 하나는 전원 공급 시스템입니다. 따라서 우주선용 전원 공급 시스템의 개발, 연구 및 제작 문제가 가장 중요합니다.

우주선(SC)의 비행 제어 프로세스 자동화는 전기 에너지 없이는 상상할 수 없습니다. 전기 에너지는 우주선 장치 및 장비(추진 그룹, 제어, 통신 시스템, 계측, 가열 등)의 모든 요소를 ​​구동하는 데 사용됩니다.

일반적으로 전원 공급 시스템은 에너지를 생성하고, 이를 변환 및 조절하고, 피크 수요 또는 섀도우 작업 기간 동안 이를 저장하고, 우주선 전체에 분배합니다. 전원 공급 장치 하위 시스템은 전압을 변환 및 조절하거나 다양한 전압 레벨을 제공할 수도 있습니다. 장비를 자주 켜고 끄며, 신뢰성을 높이기 위해 단락을 방지하고 오류를 격리합니다. 하위 시스템의 설계는 태양광 패널의 성능 저하를 유발하는 우주 방사선의 영향을 받습니다. 화학 배터리의 수명은 종종 우주선의 수명을 제한합니다.

현재의 문제는 우주 전력원의 기능적 특징에 대한 연구입니다. 우주 공간에 대한 연구와 탐사에는 다양한 목적을 위한 우주선의 개발과 제작이 필요합니다. 현재 자동 무인 우주선은 통신, 텔레비전, 항법 및 측지학, 정보 전송, 기상 조건 및 지구의 천연 자원 연구, 심우주 탐사 등의 글로벌 시스템 형성에 가장 널리 사용됩니다. 이를 생성하려면 우주에서 장치 방향의 정확성과 궤도 매개변수 수정에 대한 매우 엄격한 요구 사항을 보장해야 하며 이를 위해서는 우주선의 전원 공급을 늘려야 합니다.

1. JSC “NCIT”에 대한 일반 정보

차동 보정 시스템 및 소비자 내비게이션 장비용 하드웨어 및 소프트웨어를 만들기 위한 연구 개발 작업을 수행합니다.

위성 항법 기술과 레이저 측위 기술을 활용한 대규모 3D 모델링 시스템을 위한 객체 지향 모델링 및 소프트웨어 및 하드웨어 개발.

선내 측정을 수행하고 해당 작동을 위한 목표 과학 정보 및 소프트웨어를 축적하기 위한 복잡한 과학 장비의 엔지니어링 모델을 개발합니다.

카자흐스탄 공화국의 우주 기술 발전에 대한 복잡한 분석 및 예측 문제를 해결하기 위한 과학적, 방법론적, 소프트웨어 개발.

우주선 및 하위 시스템의 소프트웨어 및 수학적 지원 및 시뮬레이션 모델 생성.

마이크로 위성의 장치, 장비, 구성 요소 및 하위 시스템의 실험 샘플 개발.

기술 규제 문제를 해결하기 위한 과학적, 방법론적 지원과 규제 및 기술 기반 구축.

우주 기술의 개발, 설계, 생성, 운영에 대한 요구 사항을 규제하여 안전을 보장하고 규정 준수 여부를 평가 및 확인합니다.

2008년 1월 22일 정부 법령 제38호에 따르면 "카자흐스탄 공화국 국립 우주국의 공화당 국영 기업인 "천체물리학 연구 센터"와 그 자회사 국영 기업"의 재조직에 대해 RSE "천체물리학 센터" 연구” 및 그 자회사 “전리층 연구소”, “천체 물리학 연구소” V.G. Fesenkov", "우주 연구 연구소"는 합병 및 승인된 자본에 100% 국가 참여로 합자 회사인 "국립 우주 연구 기술 센터"로 개편되었습니다.

JSC "NTSKIT"의 국가 등록 증명서 - 번호 93168-1910-AO, 식별 번호 080740009161, 2008년 7월 16일자, 카자흐스탄 공화국 법무부의 알마티 법무부에 등록됨

.2 조직의 일반적인 특성

주식회사 "국립우주연구기술센터"가 2008년 7월 16일에 등록되었습니다.

2004년부터 2008년 7월 15일까지 JSC NTsKIT는 합법적으로 카자흐스탄 공화국 정부 법령에 따라 설립된 공화당 국영 기업 "천체물리학 연구 센터"(경제 관리 권한 포함)였습니다. 2004년 3월 5일자 No. 280 "카자흐스탄 공화국 교육 과학부의 일부 공화당 국영 기업을 발행합니다." RSE는 공화당 주정부 기업인 "우주 연구 연구소", "전리층 연구소" 및 "V.G.의 이름을 딴 천체 물리학 연구소"의 재조직 및 합병을 기반으로 만들어졌습니다. Fesenkov"는 국영 기업 자회사의 법적 지위를 부여 받았습니다.

2007년 5월 29일자 카자흐스탄 공화국 정부 법령 No. 438 "국가 우주국의 문제"에 따라 RSE "천체 물리학 연구 센터"(경제 관리 권한 포함)가 관할권으로 이전되었습니다. 카자흐스탄 공화국 국립우주국.

카자흐 SSR 과학 아카데미 우주 연구 연구소는 1991년 8월 12일 카자흐 SSR 내각 결의안 제470호에 따라 조직되었습니다. 연구소의 설립자이자 첫 번째 이사는 소련 국가상 수상자이자 노동의 붉은 깃발인 레닌 훈장을 받은 "파라사트"이자 카자흐스탄 공화국 국립과학원의 학자인 술탄가진 우미르자크(Sultangazin Umirzak)입니다. 마흐무토비치(1936~2005). 2011년 1월, 연구소는 Academician U.M.의 이름을 따서 명명되었습니다. 술탄가지나.

연구소의 활동 주제는 국가, 산업, 국제 프로그램 및 프로젝트의 틀 내에서 기초 및 응용 연구를 수행했을 뿐만 아니라 지구 원격 탐사(ERS), 우주 모니터링 분야에서 국내외 기금의 보조금을 받아 작업을 수행하는 것이었습니다. , 지리 정보 모델링 및 우주 재료 과학.

우주연구소는 모기관으로서 카자흐스탄 공화국 국립과학아카데미 연구소와 기타 부서 조직의 연구를 조정하여 미르호에 탑승한 과학 연구 및 실험의 카자흐스탄 4개 프로그램 모두를 개발 및 구현했습니다. 우주 비행사 T.O. (1991) 및 우주 비행사 T.A. - (1994, 1998), 국제 우주 정거장 탑승 - 우주 비행사 T.A. Musabaev 참여 (2001).

학자 U.M.의 이름을 딴 우주 연구 연구소 Sultangazina는 자회사 유한 책임 파트너십 상태의 별도 법인으로 JSC NTsKIT의 일부였습니다.

2014년부터연구소와 JSC "NCIT"의 행정 기관은 인력 구성과 연구 분야를 유지하면서 단일 구조로 통합되었습니다.

1.3 JSC "NCIT"의 활동 유형

연구 활동의 조정, 지원 및 구현. 기초 및 응용 우주 연구

과학 연구의 주요 방향 및 계획 수립, 완성된 과학 연구를 카자흐스탄 공화국 국립우주국에 제출

과학 및 과학 기술 활동에 관한 과학 단체의 연례 보고서를 기반으로 한 결론 및 권장 사항을 카자흐스탄 공화국 국립 우주국에 제출합니다.

실험설계 및 생산, 경제활동 지원 및 시행

항공우주측량방법을 기반으로 한 지리정보시스템의 구축

우주에서 지구 원격탐사 데이터를 수신, 처리, 배포, 등가교환 및 판매합니다.

다양한 목적을 위한 우주자산, 우주통신체계, 항법 및 원격탐사 개발 및 운영

엔지니어링 및 컨설팅 서비스 제공

마케팅 조사 수행

혁신활동 추진

카자흐스탄 공화국 국립우주국의 활동을 알리고 과학적 성과를 홍보합니다.

과학 및 우주 기술 성과의 선전, 조직. 국제 및 공화당 회의, 세션, 컨퍼런스, 세미나, 회의, 전시회 개최 카자흐스탄 공화국 국립우주국의 활동에 관한 과학 저널, 저작물 및 정보 출판

우수한 자격을 갖춘 과학 인력을 양성합니다. 지적재산권 보호

규제 및 법률 문서 개발

인력 구성

총 450명의 자격을 갖춘 전문가 및 과학자.

그 중에는 이학박사 27명, 이학 후보자 73명, 학자 2명, 해당 회원 2명, 박사 3명이 있다.

센터 구조

지구원격탐사학과

주요 연구 분야:

원격 감지 데이터 수신, 보관, 처리 및 표시 기술 개발. 지구 표면 물체의 스펙트럼 특성 연구, 농지 및 환경의 공간 모니터링, 비상 상황(홍수, 홍수, 화재), 다양한 스펙트럼, 공간의 위성 데이터 주제별 해석 분야의 기초 및 응용 과학 연구 수행 장기 데이터 시리즈의 분석을 기반으로 한 시간 해상도 원격 탐사 및 지구 표면 상태.

하위 위성 연구를 수행합니다. 비상 상황의 공간 모니터링을 위한 부문별 및 지역별 상황 센터 구축.

지리정보모델학과

위성 영상 보정 및 위성 정보를 기반으로 대기의 물리적 매개변수 계산을 위한 대기 내 단파장 및 열복사 전달에 대한 수치 모델 개발.

주요 파이프라인의 비상 상황 발생에 대한 자연적 및 인위적 요인의 영향 정도를 결정하기 위한 "위험 분석"의 지리 정보 모델 생성.

원격탐사 데이터의 간섭계 분석을 위한 디지털 사진 측량, 방법 및 계산 알고리즘을 위한 자동화된 방법 및 기술 생성.

우주재료공학 및 계측공학과

항공우주 목적의 구조적, 기능적 재료 및 이를 이용한 제품 생산을 위한 기술 창출.

인공 및 자연 천체의 역학에서 비정상 문제를 연구하기 위한 정성적, 분석적, 수치적 방법을 개발합니다.

우주선의 프로그래밍된 이동을 제공하기 위한 새로운 수학적 모델 및 방법 개발.

정보 및 교육 지원부(아스타나)

카자흐스탄 우주 산업 전문가의 고급 훈련 및 재훈련 조직.

우주정보 접수센터(알마티) 및 집단적 사용을 위한 공간 모니터링 과학교육센터(아스타나)

Aqua/MODIS, Terra/MODIS, SuomiNPP(미국) 우주선의 위성 이미지 데이터를 정기적으로 수신, 보관 및 처리합니다.

국제인증이 있습니다.

DTOO "II"(전리층 연구소)

활동주제DTOO "전리층 연구소"는 전리층 및 지자기장, 우주 기상, 지구 근처 공간의 방사선 모니터링, 지상 공간 지구 역학 및 지구물리학적 모니터링 등 태양-지상 물리학 및 지구역학 분야에서 기초, 탐색 및 응용 연구를 수행하고 있습니다. 카자흐스탄의 지각, 광물 매장지, 측지학 및 지도 제작 예측 시스템 구축.

DTOO "AFIF"(Fesenkov의 이름을 딴 천체 물리학 연구소)

DTOO "IKTT"(우주공학기술연구소)

자회사 유한 책임 파트너십 "우주 공학 기술 연구소"(이하 - DTOO "우주 공학 및 기술 연구소")는 2009년 8월 17일자 카자흐스탄 공화국 국립 우주국 No. 65/OD의 명령에 의해 설립되었습니다.

DTOO "우주기술연구소"는 2009년 12월 23일 등록되었습니다. 우주기술연구소(Institute of Space Technology and Technology Ltd.)의 유일한 설립자는 국립우주연구기술센터(National Center for Space Research and Technology Joint Stock Company)입니다.

2. 우주선의 전원 공급에 관한 일반 정보

우주선의 기하학적 구조, 디자인, 질량, 활동적인 생명체는 우주선의 전원 공급 시스템에 의해 크게 결정됩니다. 우주선의 전원 공급 시스템(PSS)이라고도 불리는 우주선의 전원 공급 시스템은 다른 시스템에 전원을 공급하는 우주선의 시스템으로, 가장 중요한 시스템 중 하나입니다. 전원 공급 시스템의 고장은 전체 장치의 고장으로 이어집니다.

전원 공급 시스템에는 일반적으로 기본 및 보조 전원, 변환기, 충전기 및 제어 자동화가 포함됩니다.

1차 에너지원

다양한 에너지 발생기가 주요 소스로 사용됩니다.

태양 전지 패널;

화학 전류원:

배터리;

갈바니 전지;

연료 전지들;

방사성동위원소 에너지원;

원자로.

주요 소스에는 발전기 자체뿐만 아니라 이를 제공하는 시스템(예: 태양광 패널 방향 시스템)도 포함됩니다.

예를 들어 태양전지와 화학전지 등 에너지원이 결합되는 경우가 많습니다.

연료 전지들

연료전지는 한 쌍의 태양전지나 화학전지에 비해 무게와 크기 특성, 전력밀도가 높고, 과부하에 강하고, 전압이 안정적이며, 조용하다. 그러나 연료 공급이 필요하기 때문에 며칠에서 1~2개월까지 우주에 머무르는 기간이 있는 장치에 사용됩니다.

수소는 가장 높은 발열량을 제공하고, 또한 반응의 결과로 생성된 물은 유인 우주선에 사용될 수 있기 때문에 수소-산소 연료전지가 주로 사용됩니다. 연료전지가 정상적으로 작동하려면 반응으로 인해 발생하는 물과 열을 제거해야 합니다. 또 다른 제한 요소는 액체 수소와 산소의 상대적으로 높은 가격과 저장의 어려움입니다.

방사성동위원소 에너지원

방사성동위원소 에너지원은 주로 다음과 같은 경우에 사용됩니다.

긴 비행 시간;

태양 복사의 흐름이 낮은 태양계 외부 지역에 대한 임무;

사이드 스캔 레이더를 갖춘 정찰 위성은 궤도가 낮기 때문에 태양 전지판을 사용할 수 없지만 에너지 요구량이 높습니다.

전원 공급 시스템 자동화

여기에는 발전소 작동을 제어하고 매개변수를 모니터링하는 장치가 포함됩니다. 일반적인 작업은 다음과 같습니다. 지정된 범위 내에서 시스템 매개변수를 유지합니다: 전압, 온도, 압력, 작동 모드 전환(예: 백업 전원으로 전환) 특히 전류에 의한 고장 인식, 전원 공급 장치의 비상 보호; 원격 측정을 위한 시스템 상태에 대한 정보를 우주비행사 콘솔에 전달합니다. 어떤 경우에는 우주비행사의 콘솔이나 지상 관제 센터의 명령을 통해 자동 제어에서 수동 제어로 전환하는 것이 가능합니다.

.1 태양전지 작동원리 및 설계

태양전지는 태양광 에너지를 전기 에너지로 직접 변환하는 장치인 태양전지로 구성된 전압 발생기를 기반으로 합니다. FEP의 작용은 내부 광전 효과를 기반으로 합니다. 햇빛의 영향으로 EMF가 나타나는지.

반도체 광전지 변환기(SPV)는 태양 복사 에너지를 전기 에너지로 직접 변환하는 장치입니다. 광전지의 작동 원리는 햇빛과 반도체 결정의 상호 작용을 기반으로 하며, 이 동안 광자는 결정에서 전자(전하 캐리어)를 방출합니다. 소위 p-n 접합의 영향으로 특별히 생성된 강한 전기장이 있는 영역은 방출된 전자를 트랩하고 분리하여 전류와 그에 따른 전력이 부하 회로에서 발생하도록 합니다.

이제 상당히 단순화되었지만 이 프로세스를 좀 더 자세히 살펴보겠습니다. 금속과 순수 반도체의 빛 흡수부터 살펴보겠습니다. 광자 흐름이 금속 표면에 닿으면 일부 광자가 반사되고 나머지 부분은 금속에 흡수됩니다. 광자의 두 번째 부분의 에너지는 격자 진동의 진폭과 자유 전자의 혼란스러운 이동 속도를 증가시킵니다. 광자 에너지가 매우 높으면 금속에서 전자를 녹아웃시켜 주어진 금속의 일함수와 같거나 그보다 큰 에너지를 부여하는 것으로 충분할 수 있습니다. 이것은 외부 광전 효과입니다. 광자 에너지가 낮을수록 그 에너지는 궁극적으로 금속을 가열하는 데 전적으로 사용됩니다.

반도체가 광자 플럭스에 노출되면 다른 그림이 관찰됩니다. 금속과 달리 순수한 형태(불순물 ​​없음)의 결정질 반도체는 외부 요인(온도, 전기장, 빛 복사 등)의 영향을 받지 않으면 결정 격자의 원자에서 분리된 자유 전자를 갖지 않습니다. 반도체

쌀. 2.1 - 금속 및 반도체의 광 흡수: 1 - 채워진(원가) 밴드, 2 - 밴드 갭, 3 - 전도대, 4 - 전자

그러나 반도체 재료는 항상 특정 온도(주로 실온)의 영향을 받기 때문에 전자의 작은 부분은 열 진동으로 인해 원자에서 분리하기에 충분한 에너지를 얻을 수 있습니다. 이러한 전자는 자유로워지고 전기 전송에 참여할 수 있습니다.

전자를 잃은 반도체 원자는 전자의 전하와 동일한 양전하를 얻습니다. 그러나 전자가 차지하지 않는 원자의 위치는 이웃 원자의 전자가 차지할 수 있습니다. 이 경우 첫 번째 원자는 중성이 되고 인접한 원자는 양전하를 띠게 됩니다. 자유 전자의 형성으로 인해 원자에서 비워진 공간은 정공이라고 불리는 양전하를 띤 입자와 동일합니다.

원자에 결합된 상태의 전자가 갖는 에너지는 채워진(원가) 대역 내에 있습니다. 자유 전자의 에너지는 상대적으로 높으며 더 높은 에너지 대역, 즉 전도대에 있습니다. 그 사이에는 금지 구역이 있습니다. 주어진 반도체 물질의 전자가 경계 상태나 자유 상태에서 가질 수 없는 에너지 값의 영역. 대부분의 반도체의 밴드 갭은 0.1~1.5eV 범위에 있습니다. 2.0eV보다 큰 밴드 갭 값의 경우 유전체를 다루고 있습니다.

광자 에너지가 밴드 갭과 같거나 이를 초과하면 전자 중 하나가 원자에서 분리되어 가전자대에서 전도대로 이동합니다.

전자와 정공의 농도가 증가하면 반도체의 전도성이 증가합니다. 외부 요인의 영향으로 발생하는 순수 단결정 반도체의 전류 전도성을 고유 전도성이라고 합니다. 외부 영향이 사라지면 자유 전자-정공 쌍이 서로 재결합하여 반도체의 고유 전도성이 0이 되는 경향이 있습니다. 자체 전도성만 갖는 이상적으로 순수한 반도체는 없습니다. 일반적으로 반도체는 전자(n형) 또는 정공(p형) 전도성을 갖습니다.

전도성 유형은 반도체 원자의 원자가와 결정 격자에 내장된 활성 불순물 원자의 원자가에 의해 결정됩니다. 예를 들어, 실리콘(멘델레예프 주기율표 IV족)의 경우 활성 불순물은 붕소, 알루미늄, 갈륨, 인듐, 탈륨(III족) 또는 인, 비소, 안티몬, 비스무트(V족)입니다. 실리콘 결정 격자는 격자 위치에 위치한 각 실리콘 원자가 소위 공유 결합 또는 쌍 전자 결합에 의해 근처의 다른 실리콘 원자 4개와 연결된 모양을 가지고 있습니다.

실리콘 결정 격자 위치에 내장된 V족 원소(공여체)는 4개의 전자와 인접한 실리콘 원자의 4개의 전자 사이에 공유 결합을 갖고 있으며, 5번째 전자는 쉽게 방출될 수 있습니다. 실리콘 결정 격자 위치에 내장된 III족 원소(수용체)는 인접한 실리콘 원자 중 하나에서 전자를 끌어당겨 4개의 공유 결합을 형성하고 이에 따라 정공을 형성합니다. 이 원자는 차례로 이웃한 실리콘 원자 등 중 하나로부터 전자를 끌어당길 수 있습니다.

태양 전지는 게이트 층이 있는 반도체 광전지로, 그 작동은 방금 논의한 광전 효과를 기반으로 합니다. 따라서 FEP의 작동 메커니즘은 다음과 같다(그림 2.2).

FEP 결정은 각각 정공 전도성과 전자 전도성을 갖는 p-영역과 n-영역으로 구성됩니다. 이들 영역 사이에는 p-n 접합(장벽층)이 형성됩니다. 두께는 10-4 - 10-6cm입니다.

pn 접합의 한 쪽에 더 많은 전자가 있고 다른 쪽에 정공이 있기 때문에 이들 자유 전류 운반체 각각은 태양 전지의 충분하지 않은 부분으로 확산되는 경향이 있습니다. 그 결과, 어두운 곳에서는 p-n 접합에서 동적 전하 균형이 이루어지고 두 층의 공간 전하가 형성되는데, p 영역 쪽에 음전하가, n 영역 쪽에 양전하가 형성됩니다.

확립된 전위 장벽(또는 접촉 전위차)은 p-n 접합을 통한 전자와 정공의 추가 자체 확산을 방지합니다. 접촉 전위차 Uк는 n 영역에서 p 영역으로 향합니다. n-영역에서 p-영역으로의 전자 전이에는 일 Uк · e의 소비가 필요하며, 이는 전자의 위치 에너지로 변합니다.

이러한 이유로 p-영역의 모든 에너지 준위는 n-영역의 에너지 준위에 비해 전위장벽 Uk·e의 값만큼 상승하게 된다. 그림에서 세로축을 따라 위쪽으로 이동하는 것은 증가에 해당한다. 전자의 에너지가 감소하고 정공의 에너지가 감소합니다.

쌀. 2.2 - 태양전지의 작동 원리(전자는 점으로 표시되고, 구멍은 원으로 표시됨)

따라서 전위 장벽은 다수 캐리어(순방향)에게는 장애물이지만 소수 캐리어(역방향)에게는 아무런 저항도 나타내지 않습니다.

햇빛(특정 에너지의 광자)의 영향으로 반도체 원자가 여기되고 추가(과잉) 전자-정공 쌍이 결정의 p 영역과 n 영역 모두에 나타납니다(그림 2.2, b). ). p-n 접합에 전위 장벽이 있으면 추가적인 소수 캐리어(전하)가 분리되어 과잉 전자가 n 영역에 축적되고 p 영역에 과잉 정공이 축적되어 재결합할 시간이 없었습니다. pn 접합에 접근합니다. 이 경우 p-n 접합에서 공간 전하의 부분 보상이 발생하고 접촉 전위차에 대해 생성된 전기장이 증가하여 전위 장벽이 감소합니다.

결과적으로 전극 사이에 전위차 U가 형성됩니다. 에프 , 이는 본질적으로 광기전력입니다. 외부 전기 부하가 PV 회로에 포함되면 전류가 흐르게 됩니다. 즉, n 영역에서 p 영역으로 전자가 흐르고 정공과 재결합됩니다. 태양전지의 전류-전압 및 전압-전력 특성은 그림 2.3에 나와 있으며, 이를 통해 태양전지에서 최대 전력을 추출하려면 상당히 좁은 범위에서 작동을 보장해야 한다는 것이 분명해집니다. 출력 전압(0.35 - 0.45V).

무게 1m 2SB 6...10 kg, 그 중 40%가 FEP의 질량입니다. 평균 크기가 20mm 이하인 광전지에서 전압 발생기는 필요한 전압 값(예: 27V의 공칭 값)에 직렬로 연결하여 다이얼링됩니다.

쌀. 2.3 - PV 전류 밀도에 대한 전압 및 비전력의 의존성

전체 크기가 약 100 x 150mm인 전압 발생기는 태양광 발전 시스템의 출력에서 ​​필요한 전력을 얻기 위해 태양광 패널에 장착되고 직렬로 연결됩니다.

대부분의 태양광 CEC에 여전히 사용되는 실리콘 태양전지 외에도 갈륨비소와 황화카드뮴을 기반으로 하는 태양전지가 가장 큰 관심을 끌고 있습니다. 이는 실리콘 태양전지보다 작동 온도가 더 높습니다(그리고 갈륨비소를 기반으로 한 태양전지는 이론적이고 실제적으로 달성된 효율이 더 높습니다). 반도체의 밴드갭이 증가할수록 개방전압과 이를 기반으로 하는 태양전지의 이론적인 효율이 증가한다는 점에 유의해야 한다. 그러나 밴드갭이 1.5eV를 초과하면 광자의 비율이 증가하여 전자-정공 쌍을 형성할 수 없기 때문에 태양전지의 효율이 감소하기 시작합니다. 따라서 태양전지의 효율이 최대치에 도달하는 최적의 밴드갭(1.4~1.5eV)이 있습니다.

3. 전기화학적 우주발전소

전기화학적 전류원(ECS)은 모든 전기화학적 CEU의 기초입니다. 일반적으로 활성물질인 전극, 전해질, 분리막, 외부구조물(용기) 등으로 구성됩니다. KOH 알칼리 수용액은 일반적으로 우주선에 사용되는 ECHIT의 전해질로 사용됩니다.

은-아연 ECHIT의 단순화된 다이어그램과 설계를 고려해 보겠습니다(그림 3.1). 양극은 금속 은 분말을 압착한 후 약 400°C의 온도로 오븐에서 소결한 와이어 메쉬 전류 전도체로, 전극에 필요한 강도와 다공성을 제공합니다. 음극은 산화아연(70~75%)과 아연분진(25~30%)으로 구성된 전류 전도체 그리드에 압착된 덩어리입니다.

음극(Zn)에서는 활성물질의 산화제가 수산화아연 Zn(OH)과 반응합니다. 2, 그리고 양성 (AgO) - 활성 물질이 순은으로 환원되는 반응. 전기는 전자 흐름의 형태로 외부 회로로 방출됩니다. 전해질에서 전기 회로는 양극에서 음극으로 OHˉ 이온의 흐름에 의해 닫힙니다. 분리막은 주로 전극의 접촉(따라서 단락)을 방지하는 데 필요합니다. 또한 이는 ECHI의 자체 방전을 줄이고 많은 충전-방전 주기에 걸쳐 가역적 작동을 보장하는 데 필요합니다.

쌀. 3.1 은-아연 ECHIT의 작동 원리:

양극(AgO), 2 - 전기 부하,

음극(Zn), 4 - 용기, 5 - 분리막

후자는 분리가 불충분하면 음극에 도달하는 산화은의 콜로이드 용액이 양극을 향한 얇은 은사 형태로 음극 환원되고 아연 이온도 방향으로 성장하는 실 형태로 환원된다는 사실에 기인합니다. 양극. 이 모든 것이 첫 번째 작동 주기에서 전극의 단락으로 이어질 수 있습니다.

은-아연 ECIT에 가장 적합한 분리막(분리막)은 수화된 셀룰로오스(셀로판) 필름으로, 전해질에서 부풀어 오르면서 어셈블리를 압축하여 아연 전극이 녹는 것을 방지하고 바늘 모양의 발아를 방지합니다. 은과 아연 결정(수상돌기). 은-아연 ECHIT 용기는 일반적으로 플라스틱(폴리아미드 수지 또는 폴리스티렌)으로 만들어지며 직사각형 모양입니다. 다른 유형의 ECHIT의 경우, 예를 들어 니켈 도금 철로 용기를 만들 수 있습니다. ECHIT를 충전할 때 전극에서 아연과 산화은이 환원되었습니다.

그래서 ECHIT 방전은 전기를 외부 회로로 방출하는 과정이고, ECHIT 전하는 반응 생성물에서 원래의 물질을 복원하기 위해 외부에서 전기를 전달하는 과정입니다. ECHIT는 작업 성격에 따라 활성 물질을 일회성으로만 사용할 수 있는 갈바니 전지(1차 전류원)와 활성 물질을 반복적으로 사용할 수 있는 전기 배터리(2차 전류원)로 구분됩니다. 외부 전원에서 충전하여 복구 가능성.

ECHIT 기반 CEU는 일회용 또는 재사용이 가능한 방전 모드를 갖춘 전기 배터리와 수소-산소 연료 전지를 사용합니다.

3.1 화학적 전류원

화학 소스의 기전력(EMF)은 외부 회로가 열려 있을 때 전극 전위의 차이입니다.

어디 그리고 - 각각 양극과 음극의 전위.

화학 소스의 총 내부 저항 R(정전류에 대한 저항)은 저항 저항으로 구성됩니다. 및 분극 저항 :

어디 - 분극의 EMF; - 방전 전류 강도.

분극 저항 전극 전위의 변화로 인한 그리고 전류가 흐를 때 충전 정도, 방전 전류의 강도, 전극의 구성 및 전해질의 순도에 따라 달라집니다.


;

,

어디 그리고 그리고

.

화학 소스의 방전 용량 Q(Ah)는 특정 전해질 온도, 주변 압력, 방전 전류 및 최종 방전 전압에서 방전하는 동안 소스에서 방출되는 전기량입니다.

,

그리고 일반적인 경우에는 방전 중에 일정한 전류가 흐릅니다.

어디 - 방전 전류의 현재 값, A; - 방전 시간, h.


,

어디 그리고


.

은-아연, 카드뮴-니켈 및 니켈-수소 배터리는 화학 전류원으로 간주됩니다.

3.2 은-아연 배터리

은-아연 배터리는 동일한 용량과 더 낮은 질량 및 부피로 인해 주어진 전압에서 내부 저항이 더 낮기 때문에 우주 전기 장비에 널리 보급되었습니다. 배터리 양극의 활성 물질은 산화은 AgO이고 음극판은 금속 아연입니다. 밀도가 1.46g/cm인 알칼리 KOH 수용액을 전해질로 사용하였다. 3.

배터리는 2단계로 충전 및 방전됩니다. 두 단계 모두 방전하는 동안 음극에서는 아연 산화 반응이 일어납니다.

2OH ˉ 해고하다 → ZnO + H 2O+2e.

양극에서는 은환원반응이 두 단계로 일어난다. 첫 번째 단계에서는 2가 산화은이 1가로 환원됩니다.

2AgO + 2e + H 2영형 해고하다 → Ag 2O + 2OH ˉ.

배터리의 기전력은 1.82..1.86V입니다. 두 번째 단계에서 배터리가 약 30% 방전되면 1가 산화은이 금속은으로 환원됩니다.

2O+2e+H 2영형 해고하다 → 2Ag + 2OH ˉ.

첫 번째 방전 단계에서 두 번째 단계로 전환하는 순간 배터리의 EMF는 1.52..1.56V로 감소합니다. 결과적으로 정격 전류로 방전하는 동안 EMF 변화의 곡선 2(그림 3.2)는 다음과 같습니다. 특징적인 점프. 추가 방전이 발생하면 배터리의 EMF는 배터리가 완전히 방전될 때까지 일정하게 유지됩니다. 충전 시 반응은 두 단계로 진행됩니다. 배터리가 약 30% 충전되면(곡선 1) 전압 서지 및 EMF가 발생합니다. 이 상태에서 전극 표면은 2가 산화은으로 덮여 있습니다.

쌀. 3.2 - 충전(1) 및 방전(2) 중 배터리의 EMF

충전이 끝나면 전극의 전체 두께에 걸쳐 은의 1가에서 2가로의 산화가 중지되면 다음 방정식에 따라 산소 방출이 시작됩니다.

오 해고하다 → 2시간 2오+4e+O 2

이 경우 배터리 기전력은 0.2~0.3V 증가합니다(그림 5.1, 곡선 1의 점선 부분 참조). 재충전 중에 방출되는 산소는 배터리의 셀로판 매개 변수 파괴 과정과 내부 단락 발생을 가속화합니다.

충전 과정에서 모든 산화아연은 ​​아연 금속으로 환원될 수 있습니다. 재충전하면 전극의 기공에 위치한 전해질의 산화 아연이 복원 된 다음 여러 층의 셀로판 필름이 그 역할을하는 음극판의 분리기에 위치합니다. 아연은 양극 쪽으로 성장하여 결정 형태로 방출되어 아연 수상돌기를 형성합니다. 이러한 결정은 셀로판 필름을 뚫고 전극의 단락을 일으킬 수 있습니다. 아연 수상돌기는 역반응을 일으키지 않습니다. 따라서 단기적인 과충전도 위험합니다.

3.3 니켈-카드뮴 배터리

니켈-카드뮴 배터리 음극의 활성 물질은 카드뮴 금속입니다. 배터리의 전해질은 밀도가 1.18 ~ 1.40g/cm인 가성 칼륨 KOH 수용액입니다. 3.

니켈-카드뮴 배터리는 카드뮴과 산화니켈 수화물 간의 산화환원 반응을 사용합니다.

2Ni(OH) 3→ 카드뮴(OH) 2+ 2Ni(OH) 2

단순화된 방법으로 전극에서의 화학 반응은 다음과 같이 쓸 수 있습니다. 방전 중 음극에서는 카드뮴 산화가 발생합니다.

2e → CD ++

카드뮴 이온은 알칼리의 수산기 이온과 결합하여 카드뮴 수화물을 형성합니다.

2e + 2OH ˉ 해고하다 → 카드뮴(OH) 2.

양극에서는 방전 중에 니켈이 3가에서 2가로 감소합니다.

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

단순화는 수산화물의 조성이 공식과 정확히 일치하지 않는다는 것입니다. 카드뮴과 니켈염은 물에 약간 용해되므로 Cd 이온의 농도는 ++, 니 ++, 니 +++KOH의 농도에 따라 결정되며, 이에 따라 배터리의 EMF 값이 전해질에 간접적으로 의존합니다.

새로 충전된 배터리의 기전력은 1.45V입니다. 충전이 끝난 후 며칠 이내에 EMF는 1.36V로 감소합니다.

3.4 니켈-수소 배터리

높은 신뢰성, 긴 사용 수명, 비에너지, 뛰어난 성능 지표를 갖춘 니켈-수소 배터리(HHB)는 니켈-카드뮴 배터리 대신 우주선에 폭넓게 적용될 것입니다.

저궤도(LEO)에서 LVAB를 운영하려면 5년간 약 3만 주기의 자원이 필요하다. 낮은 방전심도(DOD)를 갖는 LEO에 배터리를 사용하면 보장된 비에너지가 감소합니다(DOD 40%로 3만 사이클 달성 가능). 30Ah 용량의 12개 표준 NVAB(RNH-30-1)의 GR = 30%에서 LEO 모드로 3년간 연속 사이클링한 결과 모든 NVAB가 14,600사이클 동안 안정적으로 작동하는 것으로 나타났습니다.

지구 근처 궤도 조건에서 NVAB에 대해 달성된 비에너지 수준은 방전 깊이 100%에서 40W·h/kg이고, 30% GR의 자원은 3만 사이클입니다.

4/ 태양광 패널 및 버퍼 저장을 위한 매개변수 선택

초기 데이터:

우주선의 질량 제한 - MP = 최대 15kg;

원형 궤도의 높이는 h = 450km입니다.

대상 시스템의 질량은 0.5kg 이하입니다.

전송 주파수 - 24GHz;

전압 소비 - 3.3 - 3.6V;

트랜시버의 최소 전력 소비는 300mW입니다.

플라즈마 이온 엔진 전력 소비 - 155W;

활동기간은 2~3년이다.

4.1 버퍼 저장 매개변수 계산

2차 전지의 완충 저장 장치(BN) 매개변수 계산 및 구성 결정은 충전 및 방전 전류, 적산 방전 용량, 단일 방전 깊이, 신뢰성, 작동 온도 측면에서 배터리에 부과된 제한 사항을 기반으로 수행됩니다. 조건 등

니켈-수소 배터리의 매개변수를 계산할 때 다음과 같은 특성과 공식을 사용합니다. [“자동 우주선 설계” 저자: D.I. 코즐로프, G.N. 안샤코프, V.F. Agarkov, Yu.G. Antonov § 7.5] 및 AB HB-50 NIAI 소스의 기술적 특성, 사이트 [#"justify">새로 충전된 배터리의 기전력은 1.45V입니다. 이후 며칠 이내에 충전이 끝나면 EMF는 1.36V까지 감소합니다.

· 최대 30A의 충전 전류;

· 방전 전류 강도는 정상 상태에서 12 - 50A, 펄스 모드에서는 최대 1분 동안 최대 120A입니다.

· 최대 방전 깊이는 최대 54Ah입니다.

· 배터리를 작동할 때(특히 충전 및 방전 전류가 높은 사이클링 모드에서) 배터리의 열 작동 조건을 10~30°C 범위에서 보장해야 합니다. 이를 위해서는 우주선의 밀폐된 공간에 배터리를 설치하고 각 장치에 공기 냉각을 제공해야 합니다.

니켈-카드뮴 배터리의 매개변수를 계산하는 데 사용되는 공식:

화학 전기 소스의 전압은 전체 내부 저항과 흐르는 전류에 의해 결정되는 내부 회로의 전압 강하 값에 따라 EMF와 다릅니다.

, (1)

, (2)

어디 그리고 - 소스에서의 방전 및 충전 전압 각각; 그리고 - 방전 및 충전 전류의 강도.

일회용 갈바니 전지의 경우 전압은 방전으로 정의됩니다. .

화학 소스의 방전 용량 Q(Ah)는 특정 전해질 온도, 주변 압력, 방전 전류 및 최종 방전 전압에서 방전하는 동안 소스에서 공급되는 전기량입니다.

, (3)

화학 전류원의 정격 용량은 기술 조건에 지정된 작동 조건 하에서 소스가 제공해야 하는 용량입니다. KA 배터리의 경우 공칭 전류와 방전 전류는 1시간, 2시간 또는 10시간 방전 모드의 전류로 간주되는 경우가 가장 많습니다.

자체 방전은 외부 회로가 열려 있을 때 화학 물질에 의한 쓸데없는 용량 손실입니다. 일반적으로 자체 방전은 보관 일수당 %로 표시됩니다.

(4)

어디 그리고 - 저장 전후의 화학물질 소스 용기 T - 보관 시간, 일수.

화학 전류원의 비에너지는 질량에 공급된 에너지의 비율입니다.

(5)

특정 에너지 값은 소스 유형뿐만 아니라 방전 전류의 강도에 따라 달라집니다. 빼앗긴 힘에서. 따라서 화학적 전기 공급원은 특정 전력에 대한 특정 에너지의 의존성을 더욱 완벽하게 특징으로 합니다.

매개변수 계산:

공식에서 최대 및 최소 방전 시간을 결정해 보겠습니다.

따라서 최대 방전 시간은 다음과 같습니다.

;

최소 방전 시간:

.

방전 시간으로 인해 설계된 위성은 평균 167분 또는 2.8시간 동안 전류를 사용할 수 있습니다. 목표 설치는 89mA를 사용하기 때문에 방전 시간은 중요하지 않으며 이는 전기 공급에 긍정적인 영향을 미칩니다. 다른 중요한 시스템 위성에 전류 공급

다음 공식을 통해 배터리의 방전 전압과 총 내부 저항을 결정해 보겠습니다.

; (1)

(2)

.

이를 통해 태양광 패널을 이용하면 면적이 크지 않더라도 충전전압을 충분히 제공할 수 있음을 알 수 있다.

다음 공식을 사용하여 자체 방전을 결정할 수도 있습니다.

(4)

배터리 작동 시간을 T = 0.923시간, Q로 가정해 보겠습니다. 1= 50(Ah) 및 Q 2 = 30분간 작동 시 6(Ah):

,

즉, 최소 12A의 전류 소비로 30분 안에 배터리는 개방 회로 상태에서 95%까지 방전됩니다.

다음 공식을 사용하여 화학 물질의 비에너지를 찾아보겠습니다.

,

즉, 1kg의 화학 소스는 시간당 61.2W를 제공할 수 있으며 이는 최대 370mW의 전력에서 작동하는 우리의 목표 설치에도 적합합니다.

4.2 태양광 패널 매개변수 계산

우주선 설계 및 기술적 특성에 영향을 미치는 안전 시스템의 주요 매개변수를 계산하기 위해 다음 공식을 사용합니다. [“자동 우주선 설계” 작성자: D.I. 코즐로프, G.N. 안샤코프, V.F. Agarkov, Yu.G. 안토노프 § 7.5]:

SB 매개변수 계산은 면적과 질량을 결정하는 것으로 귀결됩니다.

SB 전력 계산은 다음 공식에 따라 수행됩니다.

(6)

어디 -SB 전원; 아르 자형 N - 평균 일일 부하 전력(SEP 자체 요구 사항을 고려하지 않음) - 회전당 SB가 태양을 향하는 시간 티 티 - SB가 켜지지 않는 시간 - SB 초과 전력 조정기의 효율은 0.85입니다. - BN 방전 조절기의 효율은 0.85이다. 아르 자형 .3- BN 충전 조절기의 효율은 0.9이다. - BN 배터리의 효율은 0.8입니다.

태양 전지의 면적은 다음 공식으로 계산됩니다.

(7)

어디 - 수신된 SB의 특정 전력:

W/m 2~에 = 60°C 및 85W/m 2~에 = FEP KSP 재료의 경우 110°C;

W/m 2~에 = 60°C 및 100W/m 2~에 = FEP 재료의 경우 110°C;

W/m 2~에 = 60°C 및 160W/m 2~에 = PV 재료 Ga - As의 경우 110°C; - 방사선으로 인한 태양 전지의 열화를 고려한 안전 계수는 2~3년 작동 시간에 대해 1.2, 5년 작동 시간에 대해 1.4입니다.

공식으로 계산된 채우기 비율 1,12; - SB 효율성 = 0.97.

SB의 질량은 특정 매개변수에 따라 결정됩니다. 현재 사용 가능한 SB 설계에서 비중은 다음과 같습니다. = 2.77kg/m2 2실리콘 및 = 4.5kg/m2 2갈륨비소 태양전지용.

SB 질량은 다음 공식을 사용하여 계산됩니다.

(8)

PDS 계산을 시작하려면 태양광 패널을 선택해야 합니다. 다양한 태양광 패널을 고려할 때 다음과 같은 특성을 가진 GaAs 광변환기를 기반으로 하는 Saturn OJSC 조직의 태양광 배터리를 선택했습니다.

SB의 기본 매개변수

GaAs FPS를 기반으로 한 SBSB의 매개변수 활성 수명, 년 15 온도 28°C에서의 효율, % 28 비전력, W/m 2170최대 전력, W/m 2381비중, kg/m 21.6FEP 두께, µm150 ± 20

또한 계산을 위해서는 낮은 지구 궤도에 있는 위성의 궤도 주기, 즉 사이트에서 가져온 정보를 알아야 합니다.

· 160km 범위에서 궤도 주기는 약 88분입니다.

· 2000km까지의 주기는 약 127분이다.

계산을 위해 평균값(약 100분)을 사용합니다. 동시에, 궤도에 있는 우주선의 태양 전지판이 조명되는 시간은 약 40분의 그림자에 있는 시간보다 길다(약 60분).

부하 전력 추진 시스템, 대상 장비, 충전 전력에 필요한 전력의 합과 동일하며 220W와 같습니다(값은 25W를 초과하여 취함).

알려진 모든 값을 공식에 ​​대입하면 다음을 얻습니다.

,

.

SB 패널의 면적을 결정하기 위해 작동 온도에서 Ga-As PV 재료를 사용합니다. = 60°C, 위성은 2~3년 동안 작동되었으며 다음 공식을 사용합니다.

,

원본 데이터를 대체하면 다음과 같은 결과를 얻습니다.

계산을 수행한 후 우리는

,

그러나 드물게 배터리를 충전하고 다른 시스템 개발에 현대 기술을 사용하며 부하 전력이 약 25W의 여유를 가지고 사용된다는 사실을 고려하면 전원 공급 시스템의 면적을 3.6m2로


특허 RU 2598862 소유자:

용도: 다양한 전원의 기본 소스로부터 우주선의 전원 공급을 위한 전기 공학 분야. 기술적 결과는 전원 공급 장치의 신뢰성이 향상되었습니다. 우주선의 전원 공급 시스템에는 직사광선 태양광 배터리 그룹(1), 반사 태양광 배터리 그룹(7), 생성 회로(8), 전압 안정기(2), 충전기( 3) 방전장치(4), 배터리(5), 정류장치(9), 배터리 충전제어기(10) 및 컨슈머(6)로 구성된다. 생성 회로(8)로부터의 교류 전압은 블록(9)에서 정전압으로 변환되어 배터리 충전 제어기(10)의 제1 입력에 공급된다. 반사된 햇빛의 태양광 패널(7)에서 나오는 일정한 전압은 배터리 충전 컨트롤러(10)의 두 번째 입력에 공급됩니다. 컨트롤러(10)의 첫 번째 출력에서 ​​반사된 햇빛의 생성 회로와 태양광 패널의 총 전압은 배터리(5)의 두 번째 입력으로 이동합니다. 컨트롤러의 두 번째 출력에서 ​​배터리(5)의 첫 번째 입력까지 제어 신호는 접점 1-3을 갖는 스위치(15-21) 및 접점 1-2를 갖는 스위치(22-25)로부터 수신됩니다. 제어되는 스위칭 장치의 수는 배터리의 배터리 수에 따라 다릅니다. 해당 스위치에서 선택된 배터리(11-14)를 재충전하려면 첫 번째 접점이 세 번째 접점에서 열리고 두 번째 접점에서 닫히고 해당 스위치에서 첫 번째 및 두 번째 접점이 닫힙니다. 이와 같이 배터리의 제2 입력에 연결된 해당 배터리는 컨트롤러(10)로부터 다음 배터리 교체 명령이 수신될 때까지 정격 충전 전류로 충전된다. 소비자(6)는 첫 번째 배터리 출력(5)에서 분리된 배터리를 우회하고 나머지 배터리로부터 전원을 공급받습니다. 5 병.

본 발명은 우주 기술에 관한 것이며 회전 안정화 우주선의 일부로 사용될 수 있습니다.

태양광 패널(주요 에너지원), 배터리 및 소비자를 포함하는 공통 버스(아날로그)가 있는 우주선의 알려진 전원 공급 시스템입니다. 이 시스템의 단점은 이 시스템의 전압이 불안정하다는 것입니다. 이로 인해 케이블 네트워크와 내장된 개별 소비자 안정 장치에서 에너지 손실이 발생합니다.

충전기, 방전 장치 및 배터리를 포함하는 전압 안정기(아날로그)의 병렬 연결 및 분리된 버스를 갖춘 우주선용 전원 공급 시스템이 알려져 있습니다. 단점은 태양광 패널에 극한의 전력 조정기를 사용할 수 없다는 것입니다.

기술적으로 제안된 시스템에 가장 가까운 것은 분리된 버스와 직사광선 태양광 패널 1, 충전기 3, 방전 장치를 포함하는 전압 안정기 2(프로토타입)의 직렬 병렬 연결을 갖춘 우주선 전원 공급 시스템입니다. 장치 4, 충전식 배터리 5(그림 1). 이 전원 공급 시스템의 단점은 지구 자기장의 에너지 및 지구 표면에서 반사된 햇빛의 에너지와 같은 다양한 전력 소스로부터 전기 에너지를 수신, 변환 및 축적할 수 없다는 것입니다.

본 발명의 목적은 다양한 전력의 다양한 기본 소스로부터 전기를 수신, 변환 및 축적하는 우주선 전원 공급 시스템의 기능을 확장하여 우주선의 활성 수명과 전원 공급을 늘리는 것입니다.

그림에서. 도 2는 회전 안정화 우주선의 전원 공급 시스템을 도시한다. 3 - 컨트롤러에 의해 제어되는 스위칭 장치를 포함하는 배터리; 그림에서. 도 4는 도 1의 회전 안정화 우주선의 도면이다. 그림 5는 궤도에서 회전 안정화 우주선의 움직임에 대한 옵션 중 하나를 개략적으로 보여줍니다.

회전 안정화 우주선의 전원 공급 시스템에는 지구에서 반사된 햇빛을 전기 에너지로 변환하여 몸체를 따라 위치한 도체(권선) 세트인 회로 8을 생성하도록 설계된 태양 전지 패널 7 그룹이 포함되어 있습니다. 지구 자기장에서 축을 중심으로 우주선의 회전을 계산하기 위해 기전력이 유도되는 우주선, 정류 장치(9), 다양한 전원의 배터리 충전 컨트롤러(10), 컨트롤러 제어 스위칭을 포함하는 배터리(5) 개별 배터리(11-14)를 컨트롤러(9)에 연결하거나 연결 해제하여 저전류로 재충전하는 장치(15-25)(그림 2).

시스템은 다음과 같이 작동합니다. 우주선을 궤도에 진입시키는 과정에서 장치의 회전축과 직사광선의 태양광 패널이 태양을 향하도록 회전됩니다(그림 4). 궤도에서 회전하는 우주선이 이동하는 동안 생성 회로는 우주선이 축을 중심으로 회전하는 속도로 지구 자기장의 유도선을 차단합니다. 결과적으로 전자기 유도의 법칙에 따라 발전 회로에 기전력이 유도됩니다.

여기서 µ o는 자기 상수, H는 지구 자기장의 강도, S in은 생성 회로의 면적, N c는 회로의 회전 수, Ω는 회전 각주파수입니다.

발전 회로가 부하에 닫히면 소비자 발전 회로 회로에 전류가 흐릅니다. 생성 회로의 전력은 축 주위의 우주선 토크에 따라 달라집니다.

여기서 JKA는 우주선의 관성 모멘트입니다.

따라서 생성 회로는 우주선에 탑재된 추가 전기 공급원입니다.

생성 회로(8)의 교류 전압은 블록(9)에서 정류되어 배터리 충전 컨트롤러(10)의 첫 번째 입력에 공급됩니다. 반사된 태양광 패널(7)의 직접 전압은 배터리 충전 컨트롤러(10)의 두 번째 입력에 공급됩니다. 컨트롤러(10)의 첫 번째 출력의 총 전압은 배터리(5)의 두 번째 입력으로 이동합니다. 컨트롤러의 두 번째 출력에서 ​​배터리(5)의 첫 번째 입력까지 제어 신호는 접점 1을 갖는 스위치 15-21로부터 수신됩니다. -3, 스위치 22-25, 접점 1-2가 있습니다. 제어되는 스위칭 장치의 수는 배터리의 배터리 수에 따라 다릅니다. 해당 스위치에서 선택된 배터리(11-14)를 재충전하려면 첫 번째 접점이 세 번째 접점에서 열리고 두 번째 접점에서 닫히고 해당 스위치에서 첫 번째 및 두 번째 접점이 닫힙니다. 이와 같이 배터리의 제2 입력에 연결된 해당 배터리는 컨트롤러(10)로부터 다음 배터리 교체 명령이 수신될 때까지 낮은 전류로 충전된다. 소비자는 첫 번째 출력에서 ​​분리된 배터리 5를 우회하여 나머지 배터리로부터 전력을 공급받습니다.

우주선이 위치 1의 궤도에 있을 때(그림 4, 5) 반사된 햇빛의 태양 전지판은 지구를 향합니다. 이때, 우주선의 전원공급시스템에 포함된 충전기(3)는 직사광선의 태양전지판(1)으로부터 전기를 공급받고, 배터리 충전제어부(10)는 반사된 태양광의 태양전지판(7)과 발전회로(8)로부터 전기를 공급받는 위치에 있다. 우주선 2의 직접 태양광 태양전지 패널 조명 1은 태양을 향하고 있는 반면 반사된 햇빛의 태양전지는 부분적으로 가려져 있습니다. 이때, 우주선 전원 공급 시스템의 충전기(3)는 직사광선의 태양광 패널로부터 계속해서 전기를 공급받으며, 컨트롤러(10)는 블록(7)에서 에너지의 일부를 손실하지만, 정류기(9)를 통해 블록(8)로부터 에너지를 계속 공급받는다. 우주선(3)의 위치에서는 모든 태양광 패널 그룹이 음영 처리되고, 충전기(3)는 태양광 패널(1)로부터 전기를 공급받지 않으며, 우주선에 탑승한 소비자는 배터리로부터 전기를 공급받습니다. 배터리 충전 컨트롤러는 생성 회로(8)로부터 에너지를 계속해서 수신하여 다음 배터리를 재충전합니다. 우주선(4)의 위치에서, 직사광선(1)의 태양광 패널은 다시 태양에 의해 조명되고, 반사된 태양광의 태양광 패널은 부분적으로 가려진다. 이때, 우주선 전원 공급 시스템의 충전기(3)는 직사광선의 태양광 패널로부터 계속해서 전기를 공급받으며, 컨트롤러(10)는 블록 7로부터 에너지의 일부를 손실하지만, 정류기(9)를 통해 블록 8로부터 에너지를 계속 공급받는다.

따라서 회전 안정화 우주선의 전원 공급 시스템은 다음을 수신, 변환 및 축적할 수 있습니다. a) 햇빛으로부터 직접 에너지와 반사 에너지; b) 지구 자기장에서 우주선 회전의 운동 에너지. 그렇지 않으면 제안된 시스템의 기능은 알려진 시스템과 유사합니다.

우주선의 활성 수명과 전원 공급을 늘리는 기술적 결과는 우주선의 전원 공급 시스템의 일부로 마이크로컨트롤러 충전기를 사용하여 달성됩니다. 이를 통해 다양한 전력의 전기 에너지원에서 배터리를 충전할 수 있습니다(반영됨). 햇빛과 지구 자기장의 에너지).

본 발명의 기능 유닛들의 실제적인 구현은 다음과 같이 수행될 수 있다.

절연 구리선을 사용한 3상 2층 권선을 생성 회로로 사용할 수 있으며, 이로 인해 기전력 곡선의 모양이 정현파에 더 가까워집니다. D2 및 D9 유형의 저전력 다이오드를 사용하는 3상 정류기의 브리지 회로를 정류기로 사용할 수 있어 정류된 전압의 리플을 줄일 수 있습니다. MAX 17710 마이크로컨트롤러는 배터리 충전 컨트롤러로 사용할 수 있으며 출력 전력 범위가 1μW~100mW인 불안정한 소스에서 작동할 수 있습니다. 이 장치에는 일반 출력 전압이 0.75V인 소스에서 배터리를 충전하기 위한 부스트 컨버터가 내장되어 있으며, 과충전으로부터 배터리를 보호하기 위한 조정기가 내장되어 있습니다. 배터리 전압 균등화 하위 시스템(밸런싱 시스템)이 있는 리튬 이온 배터리는 컨트롤러 제어 스위칭 장치가 포함된 배터리로 사용할 수 있습니다. MSP430F1232 컨트롤러를 기반으로 구현할 수 있습니다.

따라서 제안된 장치의 독특한 특징은 이러한 목표를 달성하는 데 기여합니다.

정보 출처

1. 아날로그 세계 맥심. 새로운 마이크로 회로 / Symmetron Group of Companies // 2013년 2호. - 68 p.

2. 그릴리케스 V.A. 태양 에너지와 우주 비행 / V.A. 그릴리체스, P.P. 오를로프, L.B. Popov-M.: Nauka, 1984.-211 p.

3. 카르구 D.L. 우주선용 전원 공급 시스템 / D.L. 카르구, G.B. Steganov [및 기타] - 상트 페테르부르크: VKA im. A.F. 모자이스키, 2013. - 116p.

4. Katsman M.M. 전기기계 / M.M. 카츠만. - 교과서 특수학생을 위한 매뉴얼 기술 학교. - 2판, 개정됨. 그리고 추가 -M .: 더 높습니다. Shk., 1990. - 463p.

5. Pryanishnikov V.A. 전자. 강의 과정 / V.A. Pryanishnikov - 상트페테르부르크: Krona Print LLC, 1998. - 400p.

6. Rykovanov A.N. 리튬이온 배터리 전원 시스템 / A.N. Rykovanov // 전력 전자. - 2009. - 1위.

7. Chilin Yu.N. 우주선 전력 시스템의 모델링 및 최적화 / Yu.N. 칠린. - 상트페테르부르크: VIKA, 1995. - 277 p.

직사광선 태양전지 그룹, 직사광선 태양전지로부터 전기를 공급받는 충전기, 배터리로부터 소비자에게 전력을 공급하는 방전 장치, 직사광선 태양전지로부터 소비자에게 전력을 공급하는 전압 안정기를 포함하는 우주선 전원 공급 시스템 지구에서 반사된 햇빛을 전기 에너지로 변환하도록 설계된 태양광 패널 그룹, 우주선 본체에 위치한 일련의 도체(권선)인 생성 회로를 추가로 포함하는 것을 특징으로 하며, 여기서 기전력은 다음과 같습니다. 지구 자기장에서 축을 중심으로 우주선의 회전으로 인해 유도되는 정류 장치, 또한 다른 전원의 배터리 충전 컨트롤러, 컨트롤러에 의해 제어되는 스위칭 장치를 추가로 포함하는 배터리도 포함합니다. 개별 배터리를 컨트롤러에 연결하거나 분리하여 재충전합니다.

유사한 특허:

본 발명은 우주 기술에 관한 것이며 우주선(SV) 및 스테이션에 전원 공급 장치를 제공하는 데 사용될 수 있습니다. 기술적 결과는 추가 에너지를 얻기 위해 열 제어 시스템을 사용하는 것입니다.

본 발명은 전기공학 분야에 관한 것이다. 자율 전원 공급 시스템에는 태양광 배터리, 전기 저장 장치, 충전기-방전 장치 및 최종 전기 소비자가 출력에 연결된 하나 이상의 전압 안정기로 구성된 부하가 포함됩니다.

본 발명은 전기 산업에 관한 것이며 인공 지구 위성(AES)을 위한 자율 전원 공급 시스템의 설계에 사용될 수 있습니다. 기술적 결과는 위성의 자율 전원 공급 시스템의 특정 에너지 특성과 신뢰성이 향상되는 것입니다. 태양 전지 및 2차 전기 소스 세트(직렬로 연결된 Nacc 배터리를 포함하는 충전식 배터리)로부터 인공 지구 위성용 자율 전원 공급 시스템에서 직류로 부하에 전력을 공급하는 방법이 제안됩니다. 이는 전압 안정화로 구성됩니다. 부하 시 개별 충전기 및 방전 변환기를 통해 배터리를 충전 및 방전하는 반면, 방전 변환기는 전압 부스터 장치 없이 만들어지며 각 배터리의 Nacc 배터리 수는 Nacc≥(Un+1) 비율에서 선택됩니다. /Uacc.min, 여기서 Nacc는 각 배터리의 직렬 회로에 있는 배터리 수입니다. Un - 자율 전원 공급 시스템의 출력 전압 V; Uacc.min은 하나의 배터리 V의 최소 방전 전압입니다. 충전 변환기는 전압 부스터 장치 없이 만들어지며 태양 전지 작동 지점의 전압은 다음 비율에서 선택됩니다. Urt>Uacc.max Nacc+1 여기서 Urt는 보장된 작업 자원 B가 끝날 때 태양 전지 작동 지점의 전압입니다. Uacc.max는 배터리 1개의 최대 충전 전압 V이며, 계산된 배터리 수 Nacc는 Nacc≥(Un+1)/Uacc.min+Nfailure 비율에 따라 추가로 증가합니다. 여기서 Nfailure는 허용되는 배터리 수입니다. 배터리 고장, 부하에 의한 전압 안정화 및 배터리 충전은 태양광 패널의 극한 전압 조절을 통해 수행됩니다.

본 발명은 전기공학 분야에 관한 것이다. 기술적 결과는 시스템의 작동 기능을 확장하고, 부하 전력을 늘리며, 소비자에게 직류로 전력을 공급할 때 최적의 배터리 작동 매개변수를 유지하면서 최대 중단 없는 작동을 보장하는 것으로 구성됩니다.

본 발명은 태양 에너지 분야에 관한 것이며, 특히 예를 들어 신뢰할 수 없고 분산된 전원 공급 장치 영역에서 소비자에게 전력을 공급하도록 설계된 태양 복사 집중 장치와 평면 실리콘 모듈을 사용하여 태양을 지속적으로 모니터링하는 태양 에너지 설비에 관한 것입니다.

본 발명은 전기 산업에 관한 것이며 인공 지구 위성(AES)을 위한 자율 전원 공급 시스템의 설계에 사용될 수 있습니다.

본 발명은 우주선(SC)의 태양전지 어레이 회전 시스템(SPSB)에 관한 것이다. 본 발명은 고전력 태양 전지를 회전시키고 태양 전지에서 우주선으로 전기를 전송하기 위한 SPSB 요소를 수용하도록 고안되었습니다.

본 발명은 태양 에너지 변환 및 이를 지상 소비자에게 전달하는 분야에 관한 것입니다. 우주 발전소에는 로브형 태양열 집열기(1), 스테이션 하우징(2) 및 마이크로파 안테나 묶음(3)이 포함되어 있습니다. 컬렉터(1)는 주 및 보조 광전 변환기의 플레이트(패널)로 구성됩니다. 접시는 직사각형과 삼각형 모양을 가지고 있습니다. 연결은 자동 후크 및 루프 형태로 이루어지며, 수집기가 배포될 때 다중 리프 메커니즘을 통해 연결됩니다. 접었을 때 컬렉터(1)는 큐브 모양을 갖습니다. 빔 안테나(3)는 마이크로파 에너지를 증폭기에 집중시켜 이 에너지를 지상 발전소로 전송합니다. 본 발명의 기술적 결과는 지구의 광대한 지역에 걸쳐 소비자에게 에너지 변환 및 전달의 효율성을 높이는 것을 목표로 합니다. 16 병.

용도: 다양한 전원의 기본 소스로부터 우주선의 전원 공급을 위한 전기 공학 분야. 기술적 결과는 전원 공급 장치의 신뢰성이 향상되었습니다. 우주선의 전원 공급 시스템에는 직사광선 태양 전지 그룹, 반사 햇빛 태양 전지 그룹, 생성 회로, 전압 안정기, 충전기, 방전 장치, 충전식 배터리, 정류 장치, 배터리 충전 컨트롤러 및 소비자. 생성 회로의 교류 전압은 장치에서 정전압으로 변환되어 배터리 충전 컨트롤러의 첫 번째 입력에 공급됩니다. 반사된 햇빛의 태양광 패널에서 나오는 일정한 전압은 배터리 충전 컨트롤러의 두 번째 입력에 공급됩니다. 컨트롤러의 첫 번째 출력에서 ​​반사된 햇빛의 생성 회로와 태양광 패널의 총 전압은 배터리의 두 번째 입력으로 이동합니다. 컨트롤러의 두 번째 출력에서 ​​배터리의 첫 번째 입력까지 제어 신호는 접점 1~3이 있는 스위치와 접점 1~2가 있는 스위치에서 수신됩니다. 제어되는 스위칭 장치의 수는 배터리의 배터리 수에 따라 다릅니다. 선택한 배터리를 재충전하려면 해당 스위치에서 첫 번째 접점이 세 번째 접점으로 열리고 두 번째 접점으로 닫히고, 해당 스위치에서 첫 번째 및 두 번째 접점이 닫힙니다. 이와 같이 배터리의 두 번째 입력에 연결된 해당 배터리는 컨트롤러로부터 다음 배터리 교체 명령이 수신될 때까지 정격 충전 전류로 충전됩니다. 소비자는 첫 번째 배터리 출력에서 ​​분리된 배터리를 우회하고 나머지 배터리로부터 전원을 공급받습니다. 5 병.

엄마. 페트로비체프, A. S. GURTOV 시스템 에너지 공급 온보드 복잡한 OF SPACE CARRIAGES 대학 편집 및 출판 위원회에서 교구로 승인 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 C T I O N 혁신적인 교육 프로그램 "역량 센터 개발 및 세계 최고 수준의 전문가 교육 항공우주 및 지리 정보 기술 분야” PR I 검토자: 기술 과학 박사 A.<...>K o p t e v, 대리인. 국가 과학 연구 센터 "TsSKB - Progress" 부서장 S. I. Minenko P306 페트로비체프엄마.<...>체계 에너지 공급온보드 복잡한우주선 : 교과서. 수당 / 석사 페트로비체프, 처럼. 구르토프.<...>이 교과서는 160802 전문 학생을 대상으로 합니다. 공간 장치그리고 가속 블록."<...>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 체계 전원 공급 장치온보드 우주선 단지 모든 유형의 에너지 중에서 전기가 가장 보편적입니다.<...>. 체계 전원 공급 장치(SES) 캘리포니아기능을 보장하는 가장 중요한 시스템 중 하나입니다. 캘리포니아. <...>SES의 신뢰성은 모든 유형의 소스, 변환기, 스위칭 장비그리고 네트워크.<...>구조 시스템 전원 공급 장치 캘리포니아기초적인 체계 전원 공급 장치 캘리포니아~이다 체계직류.<...>부하 피크에 대응하려면 다음을 사용하십시오. 완충기 원천. <...>처음으로 재사용 가능 캘리포니아셔틀은 버퍼리스 전원 공급 시스템을 사용했습니다.<...> 4 체계 분포변환기 변환기 네트워크 소비자 주요한 원천 완충기 원천쌀.<...>우주전력공급계통 장치의 구조 완충기 원천생산되는 총 에너지가 0이라는 사실이 특징입니다.<...>배터리의 특성을 기본 소스 및 네트워크와 일치시키려면 다음을 사용하십시오.<...>

System_of_energy_supply_of_onboard_complex_of_spacecraft_.pdf

연방 교육 기관 고등 전문 교육 기관 “SAMARA STATE AEROSPACE UNIVERSITY Academician S.P. QUEEN" M. A. PETROVICHEV, A. S. GURTOV 온보드 우주 운송 단지의 전원 공급 시스템 대학 편집 및 출판 위원회에서 교육 보조 도구로 승인 S A M A R A 출판사 SSAU 2007

페이지 1

UDC 629.78.05 BBK 39.62 P306 혁신적인 교육 프로그램 "항공우주 및 지리정보 기술 분야의 역량 센터 개발 및 세계적 수준의 전문가 교육" 검토자: 기술 과학 박사 A. N. Koptev, 국가 과학부 부국장 연구 센터 RKTs TsSKB - 진행” S. I. Minenko Petrovichev P306 온보드 우주선 단지용 전원 공급 시스템: 교과서 / M.A. Petrovichev, A.S. Gurtov. State Aerospace University, 2007. – 88 p.: 전원 공급 장치, 특징 우주 기술에 대한 활용 매뉴얼은 전기 전공이 아닌 학생들의 교과 과정 및 졸업장 설계에 사용할 수 있는 매우 광범위한 참고 자료를 제공합니다. 로켓 및 우주 산업의 젊은 전문가에게도 유용할 수 있습니다. 항공기학과에서 준비했습니다. 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 이전 I T T K E T O N E N A T I O A N L N Y P RE S

2 쪽

탑재된 우주선 단지를 위한 전원 공급 시스템 모든 유형의 에너지 중에서 전기가 가장 보편적입니다. 다른 유형의 에너지에 비해 많은 장점이 있습니다. 전기 에너지는 다른 유형의 에너지로 쉽게 변환되고, 전기 설비의 효율성은 다른 유형의 에너지로 작동하는 설비의 효율성보다 훨씬 높으며, 전기 에너지는 쉽게 사용할 수 있습니다. 전선을 통해 소비자에게 전송되면 전기 에너지는 소비자에게 쉽게 분배됩니다. 우주선(SC)의 비행 제어 프로세스 자동화는 전기 에너지 없이는 상상할 수 없습니다. 전기 에너지는 우주선 장치 및 장비(추진 그룹, 제어, 통신 시스템, 계측, 가열 등)의 모든 요소를 ​​구동하는 데 사용됩니다. 우주선의 전원 공급 시스템(PSS)은 우주선의 작동을 보장하는 가장 중요한 시스템 중 하나입니다. SES의 주요 요구 사항: 전체 비행을 완료하는 데 필요한 에너지 공급, 무중력 상태에서의 안정적인 작동, 주 소스 및 버퍼의 중복성(전력 측면에서)으로 보장되는 필수 신뢰성, 배출 및 소비 없음 가스, 우주의 어떤 위치에서도 작동할 수 있는 능력, 최소 무게, 최소 비용. 비행 프로그램(정상 작동 및 일부 비정상 작동)을 수행하는 데 필요한 모든 전기 에너지는 유인 스테이션에서만 보충이 가능하므로 우주선에 탑재되어야 합니다. SES의 신뢰성은 크게 3가지에 의해 결정됩니다.