• Вимірювання внутрішнього опору автомобільного акумулятора (АКБ) Опір акб
• Мікросхема підсилювач TDA7294: опис, dataheet та приклади використання Відмінність у корпусах
• Мікросхема підсилювач TDA7294: опис, dataheet та приклади використання Опис мікросхеми TDA7294
• Що можна зробити з енергозберігаючої лампи?
• Кастрація захищених акумуляторів Sanyo та Panasonic та невеликий лікнеп по Li-ion Літій іонний акумулятор 18650 1 шт
• "АдБлок": як вимкнути, опис програми
• Позбавлення реклами в Safari
• Очищення комп'ютера від сміття
• Відмінність платних та безкоштовних антивірусів для Windows
• Повне чищення комп'ютера від сміття: докладна інструкція

Винахід відноситься до галузі космічної енергетики, зокрема бортових систем електроживлення космічних апаратів (КА). Згідно винаходу система електроживлення космічного апарату складається з сонячної батареї, стабілізатора напруги, акумуляторної батареї, екстремального регулятора потужності, причому стабілізатор напруги сонячної батареї і розрядний пристрій акумуляторної батареї виконані у вигляді мостових інверторів із загальним трансформатором, при цьому вхід зарядного пристрою , до інших вихідних обмоток трансформатора підключені пристрої живлення навантажень зі своїми номіналами вихідної напруги змінного або постійного струму, причому один із пристроїв живлення навантаження з'єднаний зі стабілізатором сонячної батареї та розрядним пристроєм акумуляторної батареї. Технічним результатом є розширення можливостей системи електроживлення КА, підвищення якості вихідної напруги, зниження витрат на розробку та виготовлення, скорочення термінів розробки системи. 1 іл.

Малюнки до патенту РФ 2396666

Пропонований винахід відноситься до галузі космічної енергетики, конкретніше до бортових систем електроживлення (СЕП) космічних апаратів (КА).

Широко відомі системи електроживлення КА, що складаються із сонячної батареї, акумуляторної батареї, а також комплексу електронного обладнання, що забезпечує спільну роботу зазначених джерел на навантаження КА, перетворення та стабілізацію напруги.

Тактико-технические характеристики СЕП, а космічної техніки найважливіша їх - питома потужність, тобто. відношення потужності, що виробляється системою електроживлення, до її маси (Руд=Рсеп/Мсеп), залежать насамперед від питомо-масових характеристик джерел струму, що використовуються, але і значною мірою від прийнятої структурної схеми СЕП, що формується комплексом електронного обладнання СЕП, який визначає режими експлуатації джерел та ефективність використання їх потенційних можливостей.

Відомі системи електроживлення КА зі структурними схемами, які забезпечують: стабілізацію постійної напруги на навантаженні (з точністю до 0,5-1,0% від номінального значення), стабілізацію напруги на сонячній батареї, при якому забезпечується знімання потужності з неї поблизу оптимальної робочої точки вольт-амперної характеристики (ВАХ), а також реалізуються оптимальні алгоритми керування режимами експлуатації акумуляторних батарей, що дозволяють забезпечити максимально можливі ємнісні параметри у процесі тривалого циклування батарей на орбіті. Як приклад таких систем електроживлення наведемо проект СЕП для геостаціонарного зв'язкового КА у статті A POWER, FOR A TELECOMMUNICATION SATELLITE. L.Croci, P.Galantini, C.Marana (Proceedings of European Space Power Conference Held in Graz, Austria, 23-27 August 1993 (ESA WPP-054, August 1993). Запропонована СЕП потужністю 5 кВт, з напругою 42 В ККД використання потужності сонячної батареї – 97%, ефективність використання ємності акумуляторної батареї – 80% (наприкінці 15-річного терміну служби КА).

У структурній схемі СЕП передбачено розбиття сонячної батареї на 16 секцій, кожна з яких регулюється власним стабілізатором шунтовим напруги, а виходи секцій через розв'язувальні діоди підключені до загальної стабілізованої шині, на якій підтримується 42 B±1%. Шунтові стабілізатори підтримують на секціях сонячної батареї напругу 42 B, а проектування сонячної батареї ведеться в.о., щоб наприкінці 15 років оптимальна робоча точка ВАХ відповідала цій напрузі.

За аналогічною структурною схемою виконано абсолютну більшість систем електроживлення зарубіжних і низку вітчизняних КА, таких як, наприклад, HS-702, А-2100 (США), Spacebus-3000, 4000 (Західна Європа), Sesat, «Експрес-АМ», « Ямал» (Росія) тощо.

У статті «Приладовий комплекс систем електроживлення ШСЗ з екстремальним регулюванням потужності сонячної батареї», автори В.С.Кудряшов, М.В.Нестеришин, А.В.Жихарєв, В.О.Ельман, А.С.Поляков , том.47, квітень 2004, № 4) наводиться опис структурної схеми СЕП з екстремальним регулятором потужності сонячної батареї, показаний ефект від такого регулювання на геостаціонарному супутнику зв'язку «Експрес-А», що склав за результатами льотних вимірювань до 5% збільшення вихідний потужності батареї. За схемою з екстремальним регулятором сонячної батареї виконані СЕП багатьох вітчизняних КА, таких як геостаціонарні КА "Галс", "Експрес", високоорбітальні "Глонасс-М", низькоорбітальні "Гонець" та ін.

При досягнутих високих тактико-технічних характеристиках СЕП сучасних КА вони мають загальний недолік - вони не є універсальними, що обмежує область їх використання.

Відомо, що для живлення різної апаратури конкретного КА потрібні кілька номіналів напруги живлення, від одиниць до десятків і сотень вольт, у той час як в реалізованих СЕП формується єдина шина живлення постійної напруги з одним номіналом, наприклад, 27 B, або 40 B, або 70 В, або 100 В.

При переході з одного номіналу напруги живлення апаратури на інший потрібно розробка нової системи електроживлення з кардинальною переробкою джерел струму - сонячної та акумуляторної батарей та з відповідними тимчасовими та фінансовими витратами.

Особливо цей недолік дається взнаки при створенні нових модифікацій КА на основі базового варіанту, що є магістральним напрямом в сучасному космічному апаратобудуванні.

Іншим недоліком систем є низька схибленість споживачів електроенергії на борту космічного апарату. Це пояснюється наявністю гальванічного зв'язку між шинами живлення апаратури та джерелами струму. Тому при різких коливаннях навантаження, наприклад, у моменти включення чи відключення окремих споживачів, виникають коливання напруги загальної вихідний шині системи електроживлення, т.зв. перехідні процеси, викликані сплесками напруги на внутрішньому опорі джерел струму.

Пропонується система електроживлення з новою структурною схемою, яка дозволяє усунути зазначені вище недоліки відомих систем електроживлення космічних апаратів.

Найбільш близьким технічним рішенням до пропонованого є автономна система електроживлення КА за патентом 2297706 РФ, обрана в якості прототипу.

Прототип має ті ж недоліки, що і розглянуті вище аналоги.

Завданням пропонованого винаходу є розширення можливостей системи електроживлення КА, підвищення якості вихідної напруги, зниження витрат на розробку та виготовлення, скорочення термінів розробки системи.

Суть винаходу пояснюється кресленням.

Система електроживлення складається з сонячної батареї 1, акумуляторної батареї 2, стабілізатора напруги сонячної батареї 3, розрядного пристрою акумуляторної батареї 4, зарядного пристрою акумуляторної батареї 5, екстремального регулятора потужності сонячної батареї 6, з'єднаного своїми входами з розрядним 4 струму сонячної батареї 7 а виходом - зі стабілізатором напруги сонячної батареї 3.

Стабілізатор 3 та розрядний пристрій 4 виконані у вигляді мостових інверторів. Описи подібних мостових інверторів наведені, наприклад, у статтях: «Високочастотні перетворювачі напруги з резонансним перемиканням», автор А.В.Лукін (ж.ЕЛЕКТРОЖИВАННЯ, науково-технічний збірник випуск 1, за редакцією Ю.І.Коньова. Асоціація «Електроживлення» , М., 1993), The Series Connected Buck Boost Regulator For High Efficiency DC Voltage Regulation, автор Arthur G. Birchenough (NASA Technical Memorandum 2003-212514, NASA Lewis Research Center, Cleveland, ВІН), а також у статті СТР СТУ СХУ СТР СТУ СТР СХЕМОТЕХНИЧЕСКИЕ РЕШЕНИЯ КОМПЛЕКСОВ АВТОМАТИКИ И СТАБИЛИЗАЦИИ СЭП НЕГЕРМЕТИЧНОГО ГЕОСТАЦИОНАРНОГО КА С ГАЛЬВАНИЧЕСКОЙ РАЗВЯЗКОЙ БОРТОВОЙ АППАРАТУРЫ ОТ СОЛНЕЧНЫХ И АККУМУЛЯТОРНЫХ БАТАРЕЙ авторов Поляков С.А., Чернышев А.И., Эльман В.О., Кудряшов B.C., см. «Электронные и электромеханические системы и пристрої: Зб. наукових праць НВЦ "Полюс". – Томськ: МДП «РАСКО» при видавництві «Радіо та зв'язок», 2001, 568 с.

Вихідні обмотки 9, стабілізатора 10 і розрядного пристрою відповідно з'єднані із загальним трансформатором 8 в якості його первинних обмоток. Сонячна батарея 1 з'єднана зі стабілізатором 3 плюсової та мінусової шинами, причому в одній із шин встановлений згаданий датчик струму 7. Акумуляторна батарея 2 з'єднана з розрядним пристроєм плюсової та мінусової шинами. Зарядний пристрій 5 своїм входом з'єднаний з вторинною обмоткою 11 трансформатора 8, а виходом - з плюсової та мінусової шинами акумуляторної батареї 2.

З вторинними обмотками 12 трансформатора 8 з'єднані пристрої живлення 13 навантажень 14 зі своїми номіналами вихідного напруги 19 , з'єднаного з вторинною обмоткою 20 трансформатора 8, обрано в якості основного, і по ньому здійснюють стабілізацію напруги на вторинній обмотці 20 трансформатора 8. З цією метою пристрій 18 з'єднаний зворотними зв'язками зі стабілізатором 3 і розрядним пристроєм 4.

Формування змінної напруги на вихідній обмотці 9 стабілізатора 3 забезпечується його схемою управління 21, яка за певним законом відкриває попарно транзистори 22, 23 і 24, 25 відповідно.

Аналогічним чином формується змінна напруга на вихідній обмотці 10 розрядного пристрою 4 його схемою управління 26 транзисторами 27, 28 і 29, 30 відповідно.

Екстремальний регулятор потужності 6 з урахуванням показань датчика струму 7 і напруги на сонячній батареї 1 видає сигнал корекції на зміну закону відкриття транзисторів стабілізатора 3 таким чином, щоб на сонячній батареї встановлювалася напруга, що дорівнює оптимальному напруги вольт-амперної характеристики (ВАХ) сонячної батареї.

Система електроживлення працює у таких основних режимах.

1. Живлення навантажень від сонячної батареї.

При перевищенні потужності сонячної батареї над сумарною потужністю, споживаної навантаженнями, мостовим стабілізатором 3 за допомогою зворотного зв'язку пристрою 18 і стабілізатора 3 на вторинній обмотці 20 трансформатора 8 підтримується стабільну напругу на рівні, при якому забезпечується необхідна стабільність напруги на навантаженні 19. обмотках 11, 12, 15 трансформатора також підтримується стабільна змінна напруга з урахуванням коефіцієнтів трансформації обмоток. Акумуляторна батарея 2 повністю заряджена. Зарядне 5 і розрядне пристрої 4 вимкнені, екстремальний регулятор 6 вимкнений.

2. Заряд акумулятора.

При появі необхідності заряду акумуляторної батареї зарядний пристрій 5 формує сигнал на включення заряду і забезпечує його, перетворюючи змінний струм з вторинної обмотки 11 трансформатора 8 постійний струм заряду батареї. Сигнал про включення зарядного пристрою 5 надходить також на вхід екстремального регулятора 6, який включає стабілізатор 3 режим екстремального регулювання потужності сонячної батареї. Розмір зарядного струму акумуляторної батареї визначається різницею між потужністю сонячної батареї в оптимальній робочій точці її вольт-амперної характеристики та сумарною потужністю навантажень. Розрядний пристрій вимкнено.

3. Живлення навантаження від акумулятора.

Такий режим формується при попаданні КА в тінь Землі, Місяця, при можливих аномальних ситуаціях із втратою орієнтації панелей сонячної батареї, при виведенні на орбіту КА, коли панелі сонячної батареї складені. Потужність сонячної батареї дорівнює нулю і живлення навантаження забезпечується за рахунок розряду акумуляторної батареї. У цьому режимі стабілізація напруги на вторинній обмотці 20 трансформатора 8 забезпечується розрядним пристроєм аналогічно першому режиму, за допомогою зворотного зв'язку пристрою 18 з розрядним пристроєм Стабілізатор 3, регулятор 6 екстремальний, зарядний пристрій 5 відключені.

4. Живлення навантаження спільно від сонячної та акумуляторної батареї.

Режим формується при нестачі потужності сонячної батареї для живлення всіх підключених споживачів, наприклад, при включенні пікових навантажень, при маневрах КА для корекції орбіти, при входах та виходах КА з тіньових ділянок орбіти тощо.

У цьому режимі стабілізатор 3 екстремальним регулятором 6 по сигналу з розрядного пристрою 4 включається в режим екстремального регулювання потужності сонячної батареї 1, а недостатня для живлення навантажень потужність додається за рахунок розряду акумуляторної батареї 2. Стабілізація напруги на вторинній обмотці 20 трансформатора 8 забезпечується за допомогою зворотного зв'язку пристрою 18 з розрядним пристроєм 4.

Система живлення працює повністю в автоматичному режимі.

Пропонована система електроживлення КА має такі переваги перед відомими системами:

забезпечує на виході необхідні для харчування різноманітних навантажень КА стабільні номінали напруги постійного або змінного струму, що розширює її можливості застосування на КА різних класів або модернізації існуючих апаратів;

вищу якість напруги живлення навантажень з допомогою зниження перешкод, т.к. шини живлення навантажень гальванічно (через трансформатор) розв'язані від шин джерел струму;

забезпечується високий ступінь уніфікації системи та можливість її адаптації до змінних умов застосування на різних типах КА або їх модифікаціях з мінімальною доробкою в частині пристроїв живлення навантажень, не торкаючись базових вузлів системи (сонячної та акумуляторної батареї, стабілізатора, зарядного та розрядного пристрою),

забезпечується можливість незалежного проектування та оптимізації джерел струму за напругою, вибір типорозмірів акумуляторів, одиничних генераторів сонячної батареї тощо;

скорочується час та знижуються витрати на розробку та виготовлення системи електроживлення.

В даний час у ВАТ «ІДС» ім. М.Ф.Решетнева» разом із низкою суміжних підприємств ведеться розробка запропонованої системи електроживлення, йде виготовлення окремих лабораторних вузлів устройства. На перших зразках мостового інвертора отримано ккд, що дорівнює 95-96,5%.

З відомих заявнику патентно-інформаційних матеріалів не виявлено сукупність ознак, подібних до сукупності ознак об'єкта, що заявляється.

ФОРМУЛА ВИНАХОДУ

Система електроживлення космічного апарату, що складається з сонячної батареї, підключеної своїми плюсовою та мінусовою шинами до стабілізатора напруги, акумуляторної батареї, підключеної своїми плюсовою та мінусовою шинами до входу розрядного та виходу зарядного пристроїв, екстремального регулятора потужності сонячної батареї, з'єднаного встановленим в одній із шин між сонячною батареєю і стабілізатором напруги, розрядним і зарядним пристроями акумуляторної батареї, а виходом - зі стабілізатором напруги сонячної батареї, що відрізняється тим, що стабілізатор напруги сонячної батареї та розрядний пристрій акумуляторної батареї виконані у вигляді мостових інверторів із загальним трансформатором при цьому вхід зарядного пристрою з'єднаний з вихідною обмоткою трансформатора, до інших вихідних обмоток трансформатора підключені пристрої живлення навантажень зі своїми номіналами вихідної напруги змінного або постійного струму, причому один з пристроїв живлення навантаження з'єднано зі стабілізатором сонячної батареї і розрядним пристроєм акумуляторної батареї.

Правовласник ілюстрації SPL

Для космічних польотів тривалістю кілька десятиліть - і навіть довше - знадобиться нове покоління джерел харчування. Оглядач вирішив розібратися, які варіанти мають конструктори.

Система харчування – життєво важлива складова космічного корабля. Ці системи повинні бути гранично надійними та розрахованими на роботу у жорстких умовах.

Сучасні складні апарати вимагають дедалі більше енергії – яким же бачиться майбутнє їхніх джерел живлення?

Середньостатистичний сучасний смартфон ледве може працювати добу на одній зарядці. А зонд "Вояджер", запущений 38 років тому, як і раніше, передає на Землю сигнали, вже покинувши межі Сонячної системи.

Комп'ютери "Вояджерів" здатні здійснювати 81 тисячу операцій на секунду - але процесор смартфона працює у сім тисяч разів швидше.

• Інші статті сайту BBC Future російською мовою

При конструюванні телефону, звичайно, мається на увазі, що він регулярно заряджатиметься і навряд чи опиниться за кілька мільйонів кілометрів від найближчої розетки.

Зарядити акумулятор космічного корабля, який саме за задумом повинен знаходитися за сто мільйонів кілометрів від джерела струму, не вийде - потрібно, щоб він був здатний або нести на борту батареї достатньої ємності для того, щоб працювати десятиліттями, або генерувати електроенергію самостійно.

Вирішити таке конструкторське завдання виявляється досить непросто.

Деяким бортовим пристроям електрика потрібна лише іноді, але інші повинні працювати постійно.

Завжди повинні бути включені приймачі та передавачі, а в пілотованому польоті або на космічній станції - також системи життєзабезпечення та освітлення.

Правовласник ілюстрації NASA Image caption Двигуни у "Вояджерів" не найсучасніші, але вони успішно прослужили вже 38 років

Лікар Рао Сурампуді очолює програму енергетичних технологій у лабораторії реактивного руху при Каліфорнійському технологічному інституті у США. Вже понад 30 років займається розробкою систем електроживлення для різних апаратів НАСА.

За його словами, на енергетичну систему зазвичай припадає приблизно 30% усієї маси космічного апарату. Вона вирішує три основні завдання:

• вироблення електроенергії

• зберігання електроенергії

• розподілення електроенергії

Всі ці частини системи є життєво важливими для роботи апарату. Вони повинні мало важити, бути довговічними та мати високу "енергетичну щільність" - тобто виробляти багато енергії при досить невеликому обсязі.

Крім того, вони повинні бути надійними, тому що відправляти людину в космос для ремонту поломок дуже непрактично.

Система повинна не тільки виробляти достатньо енергії для всіх потреб, а й робити це протягом усього польоту – а він може тривати десятиліттями, а в майбутньому, можливо, і сторіччями.

"Розрахунковий термін експлуатації має бути тривалим - якщо щось поламається, лагодити буде нікому, - каже Сурампуді. - Політ до Юпітера займає від п'яти до семи років, до Плутона - понад 10 років, а щоб залишити межі Сонячної системи, потрібно від 20 до 30 років.

Правовласник ілюстрації NASA Image caption У місії НАСА з відхилення астероїдів буде використано новий тип харчування від сонячної енергії - ефективніший і довговічніший, ніж у попередників

Енергетичні системи космічного корабля знаходяться в дуже специфічних умовах - вони повинні зберігати працездатність за відсутності гравітації, у вакуумі, під впливом дуже інтенсивної радіації (яка вивела б з ладу більшість звичайних електронних приладів) та екстремальних температур.

"Якщо сісти на Венеру, то за бортом буде 460 градусів, - розповідає фахівець. - А під час посадки на Юпітер температура буде мінус 150".

Апарати, що прямують до центру Сонячної системи, не мають недоліку в енергії, що їх фотоелектричними панелями.

Ці панелі на вигляд мало чим відрізняються від сонячних панелей, що встановлюються на дахах житлових будинків, але при цьому вони працюють з більш високою ефективністю.

Поруч із Сонцем дуже жарко, і фотоелектричні панелі можуть перегрітися. Щоб цього уникнути, панелі відвертають від Сонця.

На планетарній орбіті фотоелектричні панелі менш ефективні: вони виробляють менше енергії, оскільки іноді виявляються відгородженими від Сонця планетою. У таких ситуаціях необхідна надійна система накопичення енергії.

Атомне рішення

Така система може бути побудована на основі нікель-водневих акумуляторів, які витримують понад 50 тисяч циклів заряджання та працюють понад 15 років.

На відміну від звичайних батарей, які у космосі не працюють, ці батареї герметичні та можуть нормально функціонувати у вакуумі.

У міру віддалення від Сонця рівень сонячної радіації природним чином знижується: у Землі він становить 1374 Вт на квадратний метр, у Юпітера - 50, а у Плутона - всього один ват на квадратний метр.

Тому, якщо апарат вилітає за орбіту Юпітера, то на ньому застосовуються атомні системи живлення.

Найпоширеніша з них - це радіоізотопний термоелектричний генератор (РІТЕГ), що застосовувався на зондах "Вояджер", "Кассіні" та на марсоході "К'юріосіті".

Правовласник ілюстрації NASA Image caption Як одне з можливих джерел живлення для тривалих місій розглядається покращений радіоізотопний генератор Стірлінга

У цих джерелах живлення немає частин, що рухаються. Вони виробляють енергію завдяки розпаду радіоактивних ізотопів, таких як плутоній. Термін їхньої служби перевищує 30 років.

Якщо використовувати РІТЕГ не можна (наприклад, якщо для захисту екіпажу від радіації знадобиться занадто масивний для польоту екран), а фотоелектричні панелі не підходять через занадто велику відстань від Сонця, тоді можна застосувати паливні комірки.

Воднево-кисневі паливні осередки були використані в американських космічних програмах "Джеміні" та "Аполлон". Такі осередки не можна перезарядити, але виділяють багато енергії, а побічним продуктом цього процесу є вода, яку потім може пити екіпаж.

НАСА та лабораторія реактивного руху ведуть роботи зі створення більш потужних, енергоємних та компактних систем з високим робочим ресурсом.

Але новим космічним апаратам потрібно дедалі більше енергії: їхні бортові системи постійно ускладнюються та витрачають багато електрики.

Для тривалих польотів, можливо, будуть застосовуватись атомно-електричні рушії

Особливо це стосується кораблів, які використовують електричний привід - наприклад, іонний рушій, вперше застосований на зонді Deep Space 1 в 1998 році і широко прижився з тих пір.

Електричні двигуни зазвичай працюють за рахунок електричного викиду палива на високій швидкості, але є й такі, які розганяють апарат за допомогою електродинамічної взаємодії з магнітними полями планет.

Більшість земних енергетичних систем не здатні працювати у космосі. Тому будь-яка нова схема перед встановленням на космічний апарат відбувається серію серйозних випробувань.

У лабораторіях НАСА відтворюються жорсткі умови, в яких повинен буде функціонувати новий пристрій: його опромінюють радіацією та піддають екстремальним перепадам температур.

До нових рубежів

Не виключено, що в майбутніх польотах застосовуватимуться покращені радіоізотопні генератори Стірлінга. Вони працюють за схожим з РИТЕГ принципом, але набагато ефективніші.

Крім того, їх можна зробити досить малогабаритними – хоча при цьому конструкція додатково ускладнюється.

Для планованого польоту НАСА до Європи, одного із супутників Юпітера, створюються й нові батареї. Вони будуть здатні працювати за температур від -80 до -100 градусів.

А нові літій-іонні акумулятори, над якими зараз працюють конструктори, матимуть удвічі більшу ємність, ніж нинішні. З їхньою допомогою астронавти зможуть, наприклад, провести вдвічі більше часу на місячній поверхні, перш ніж повертатися в корабель для підзарядки.

Правовласник ілюстрації SPL Image caption Для забезпечення енергією таких поселень, швидше за все, знадобляться нові типи пального

Конструюються і нові сонячні батареї, які могли б ефективно збирати енергію в умовах низького освітлення та низьких температур – це дозволить апаратам на фотоелектричних панелях відлітати далі від Сонця.

На якомусь етапі НАСА має намір створити постійну базу на Марсі – а можливо, і на більш віддалених планетах.

Енергетичні системи таких поселень повинні бути набагато потужнішими, ніж зараз, що використовуються в космосі, і розрахованими на набагато більш тривалу експлуатацію.

На Місяці багато гелію-3 – цей ізотоп рідко зустрічається на Землі та є ідеальним паливом для термоядерних електростанцій. Однак поки що не вдалося досягти достатньої стабільності термоядерного синтезу для того, щоб застосовувати це джерело енергії в космічних кораблях.

Крім того, термоядерні реактори, що існують на сьогодні, займають площу літакового ангару, і в такому вигляді використовувати їх для космічних польотів неможливо.

А чи можна застосовувати звичайні ядерні реактори - особливо в апаратах з електричними рушіями та в планованих місіях до Місяця та Марса?

Для колонії в такому разі не доведеться вести окреме джерело електрики – у його ролі зможе виступити корабельний реактор.

Для тривалих польотів, можливо, застосовуватимуться атомно-електричні рушії.

"Апарату Місії з відхилення астероїдів потрібні великі сонячні панелі, щоб він мав достатній запас електричної енергії для маневрів навколо астероїда, - каже Сурампуді. - В даний час ми розглядаємо варіант сонячно-електричного рушія, але атомно-електричний обійшовся б дешевше".

Однак, найближчим часом ми навряд чи побачимо космічні кораблі на ядерній енергії.

"Ця технологія поки що недостатньо відпрацьована. Ми повинні бути абсолютно впевнені в її безпеці, перш ніж запускати такий апарат у космос", - пояснює фахівець.

Щоб переконатися, що реактор здатний витримати жорсткі навантаження космічного польоту, потрібні додаткові ретельні випробування.

Всі ці перспективні енергетичні системи дозволять космічним апаратам працювати довше і відлітати на великі відстані, але поки що вони знаходяться на ранніх стадіях розробки.

Коли випробування будуть успішно закінчені, такі системи стануть обов'язковою складовою польотів на Марс – і далі.

• Прочитати можна на сайті.

Вступ

енергопостачання сонячний акумулятор космічний

Нині одним із пріоритетів стратегічного розвитку науково-технічного потенціалу республіки є створення космічної галузі. Для цього в Казахстані у 2007 році створено Національне космічне агентство («Казкосмос»), діяльність якого насамперед спрямована на розробку та впровадження цільових космічних технологій та розвиток космічної науки на користь соціально-економічного розвитку країни.

Наукові космічні дослідження в Казкосмосі проводяться в основному в АТ «Національний центр космічних досліджень і технологій» (АТ «НЦКІТ»), до складу якого входять чотири науково-дослідні інститути: Астрофізичний інститут ім. В.Г. Фесенкова, Інститут іоносфери, Інститут космічних досліджень, Інститут космічної техніки та технологій. АТ «НЦКІТ» має велику експериментальну базу: парк сучасної вимірювальної апаратури, полігони, обсерваторії, наукові центри для проведення фундаментальних та прикладних наукових досліджень у галузі космічної діяльності із затверджених пріоритетів.

Акціонерне товариство «Національний центр космічних досліджень та технологій» АТ «НЦКІТ» організовано шляхом реорганізації Республіканського державного підприємства на праві господарського відання «Центр астрофізичних досліджень» та його дочірніх підприємств на підставі ухвали Уряду Республіки Казахстан №38 від 22.01.2008 р.

Основним предметом діяльності АТ є здійснення науково-дослідної, дослідно-конструкторської та виробничо-господарської діяльності у галузі космічних досліджень та технологій.

Однією з найважливіших бортових систем будь-якого космічного апарату, яка насамперед визначає його тактико-технічні характеристики, надійність, термін служби та економічну ефективність, є система електропостачання. Тому проблеми розробки, дослідження та створення систем електропостачання космічних апаратів мають першорядне значення.

Автоматизація процесів керування польотом будь-яких космічних апаратів (КА) немислима без електричної енергії. Електрична енергія використовується для приведення в дію всіх елементів пристроїв та обладнання КА (рухова група, органів управління, систем зв'язку, приладового комплексу, опалення тощо).

В цілому система електропостачання генерує енергію, перетворює і регулює її, запасає її для періодів пікового споживання або роботи в тіні, а також розподілять її по космічному апарату. Підсистема електропостачання може також перетворювати та регулювати напругу або забезпечувати ряд рівнів напруги. Вона часто включає та вимикає апаратуру і, для підвищення надійності, захищає від короткого замикання та ізолює несправності. Конструкція підсистеми залежить від космічної радіації, що спричиняє деградацію сонячних батарей. Термін служби хімічної батареї часто обмежує термін служби космічного апарату.

p align="justify"> Актуальними проблемами є вивчення особливостей функціонування джерел електроенергії космічного призначення. Вивчення та освоєння космічного простору вимагають розробки та створення космічних апаратів різного призначення. В даний час найбільшого практичного застосування отримують автоматичні непілотовані космічні апарати для формування глобальної системи зв'язку, телебачення, навігації та геодезії, передачі інформації, вивчення погодних умов та природних ресурсів Землі, а також дослідження далекого космосу. Для їх створення необхідно забезпечити дуже жорсткі вимоги щодо точності орієнтації апарату в космосі та корекції параметрів орбіти, що вимагає підвищення енергоозброєності космічних апаратів.

1. Загальні відомості про АТ «НЦКІТ»

Проведення науково-дослідних та дослідно-конструкторських робіт зі створення апаратури та програмного забезпечення для систем диференціальної корекції та навігаційної апаратури споживачів.

Об'єктно-орієнтоване моделювання та розробка програмно-технічного забезпечення системи великомасштабного 3D-моделювання з використанням супутникових навігаційних технологій та лазерної далекометрії.

Розробка інженерних моделей комплексу наукового обладнання для проведення бортових вимірювань та накопичення цільової наукової інформації та програмне забезпечення для їх функціонування.

Створення науково-методичного та програмного забезпечення вирішення завдань комплексного аналізу та прогнозування розвитку космічної техніки в РК.

Створення програмно-математичного забезпечення та імітаційних моделей космічних апаратів та підсистем.

Розробка експериментальних зразків приладів, апаратури, вузлів та підсистем мікросупутників.

Створення науково-методичного забезпечення та нормативно-технічної бази вирішення завдань технічного регулювання.

Регламентація вимог до розробки, проектування, створення, експлуатації космічної техніки, забезпечення її безпеки, оцінки та підтвердження відповідності.

Відповідно до постанови Уряду №38 від 22 січня 2008 року «Про реорганізацію Республіканського державного підприємства «Центр астрофізичних досліджень» Національного космічного агентства Республіки Казахстан та його дочірніх державних підприємств», РДП «Центр астрофізичних досліджень» та його дочірні підприємства «Інститут іоносфери», « інститут ім. В.Г. Фесенкова», «Інститут космічних досліджень» реорганізовано шляхом злиття та перетворення на акціонерне товариство «Національний центр космічних досліджень та технологій» зі стовідсотковою участю держави у статутному капіталі.

Свідоцтво про державну реєстрацію АТ «НЦКІТ» - №93168-1910-АТ, ідентифікаційний №080740009161, від 16.07.2008 р., зареєстроване у Департаменті юстиції м. Алмати Міністерства юстиції Республіки Казахстан

.2 Загальна характеристика організації

Акціонерне товариство «Національний центр космічних досліджень та технологій» зареєстровано 16.07.2008 р.

У період з 2004 р. по 15.07.2008 р. АТ НЦКІТ юридично був Республіканським державним підприємством «Центр астрофізичних досліджень» (на праві господарського відання), яке було створено відповідно до постанови Уряду Республіки Казахстан від 5 березня 2004 року №280 деяких республіканських державних підприємств Міністерства освіти та науки Республіки Казахстан». РДП було створено на основі реорганізації та злиття республіканських державних казенних підприємств «Інститут космічних досліджень», «Інститут іоносфери» та «Астрофізичний інститут імені В.Г. Фесенкова», яким було надано юридичний статус дочірніх державних підприємств.

Постановою Уряду Республіки Казахстан від 29 травня 2007 року №438 «Питання Національного космічного агентства» РДП «Центр астрофізичних досліджень» (на праві господарського відання) було передано у відання Національного космічного агентства Республіки Казахстан.

Інститут космічних досліджень Академії наук Казахської РСР організовано згідно з Постановою Кабінету Міністрів Казахської РСР №470 від 12 серпня 1991 року. Засновник та перший директор Інституту – Лауреат Державної премії СРСР, кавалер Орденів Леніна, Трудового Червоного Прапора, «Парасат», академік НАН РК Султангазін Умірзак Махмутович (1936 р. – 2005 р.). У січні 2011 року Інституту було надано ім'я академіка У.М. Султангазін.

Предметом діяльності Інституту було проведення фундаментальних та прикладних досліджень у рамках державних, галузевих, міжнародних програм та проектів, а також виконання робіт з грантів вітчизняних та зарубіжних фондів у галузі дистанційного зондування Землі (ДЗЗ), космічного моніторингу, геоінформаційного моделювання, космічного матеріалознавства.

Інститут космічних досліджень як головна організація координував дослідження інститутів НАН РК та інших відомчих організацій при розробці та реалізації всіх чотирьох казахстанських програм наукових досліджень та експериментів на борту орбітального комплексу «Мир» за участю космонавта Аубакірова Т.О. (1991 р.) та за участю космонавта Мусабаєва Т.А. – (1994, 1998 рр.), на борту Міжнародної космічної станції – за участю космонавта Мусабаєва Т.А. (2001 р.).

Інститут космічних досліджень імені академіка У.М. Султангазіна входив до складу АТ «НЦКІТ» як окрема юридична особа у статусі дочірнього товариства з обмеженою відповідальністю.

З 2014 рокуІнститут та адміністративний апарат АТ «НЦКІТ» були об'єднані в єдину структуру із збереженням кадрового складу та напрямів досліджень.

1.3 Види діяльності АТ «НЦКІТ»

Координація, супровід та провадження науково-дослідної діяльності. Фундаментальні та прикладні космічні дослідження

Формування основних напрямів та планів наукових досліджень, подання закінчених наукових досліджень до Національного космічного агентства Республіки Казахстан;

Подання до Національного космічного агентства Республіки Казахстан висновків та рекомендацій, що ґрунтуються на щорічних звітах наукових організацій про наукову та науково-технічну діяльність;

Супровід та Здійснення дослідно-конструкторської та виробничо-господарської діяльності

створення географічних інформаційних систем на основі методів аерокосмічної зйомки;

Прийом, обробка, розповсюдження, еквівалентний обмін та продаж даних дистанційного зондування землі з космосу;

Розробка та експлуатація космічних засобів різного призначення, космічних систем зв'язку, навігації та дистанційного зондування;

Надання інжинірингових та консалтингових послуг

Проведення маркетингових досліджень

Здійснення інноваційної діяльності

Інформування про діяльність Національного космічного агентства - Республіки Казахстан та пропаганда досягнень науки

Здійснення пропаганди досягнень науки та космічних технологій, організація. Проведення міжнародних та республіканських з'їздів, сесій, конференцій, семінарів, нарад, виставок; видання наукових журналів, праць та інформування про діяльність Національного космічного агентства Республіки Казахстан

Підготовка висококваліфікованих наукових кадрів. Захист інтелектуальної власності

Розробка нормативно-правової документації

Кадровий склад

Усього - 450 кваліфікованих фахівців та науковців.

Серед них - 27 докторів наук, 73 кандидати наук, 2 академіки, 2 члени-кореспонденти та 3 доктори PHD.

Структура центру

Департамент дистанційного зондування Землі

Основні напрямки досліджень:

Розвиток технологій прийому, архівації, обробки та відображення даних ДЗЗ. Проведення фундаментальних та прикладних наукових досліджень у галузі вивчення спектральних характеристик об'єктів земної поверхні, космічного моніторингу сільськогосподарських угідь та навколишнього середовища, надзвичайних ситуацій (паводків, повеней, пожеж), тематичного дешифрування супутникових даних різного спектрального, просторового та тимчасового дозволу на основі аналізу багаторічних рядів ДЗЗ та стану земної поверхні.

Проведення підсупутникових досліджень. Створення галузевих та регіональних ситуаційних центрів космічного моніторингу надзвичайних ситуацій.

Департамент геоінформаційного моделювання

Розробка чисельних моделей перенесення короткохвильових та теплових випромінювань в атмосфері для корекції космічних зображень та розрахунків фізичних параметрів атмосфери за даними супутникової інформації.

Створення геоінформаційних моделей «ризик-аналізу» визначення ступеня впливу природних і техногенних чинників в розвитку аварійних ситуацій на магістральних трубопроводах.

Створення автоматизованих методів та технологій цифрової фотограмметрії, методів та обчислювальних алгоритмів інтерферометричного аналізу даних дистанційного зондування.

Департамент космічного матеріалознавства та приладобудування

Створення технологій виробництва конструкційних та функціональних матеріалів аерокосмічного призначення, а також виробів із них.

Розробка якісних, аналітичних та чисельних методів дослідження нестаціонарних завдань динаміки штучних та природних небесних тіл.

Розробка нових математичних моделей та методів забезпечення програмного руху космічних апаратів.

Відділ інформаційно-освітнього забезпечення (м. Астана)

Організація підвищення кваліфікації та перепідготовки фахівців для космічної галузі Казахстану.

Центр прийому космічної інформації (м. Алмати) та Науково-освітній центр космічного моніторингу колективного користування (м. Астана)

Регулярний прийом, архівація та обробка даних космічної зйомки з космічних апаратів Aqua/MODIS, Terra/MODIS, SuomiNPP (США).

Є міжнародна сертифікація.

ДТОО «ІІ» (Інститут іоносфери)

Предметом діяльностіДТОО «Інститут іоносфери» є проведення фундаментальних, пошукових та прикладних досліджень у галузі сонячно-земної фізики та геодинаміки: іоносфери та геомагнітного поля, космічної погоди, радіаційного моніторингу навколоземного космічного простору, наземно-космічного геодинамічного та геофізичного моніторингу родовищ корисних копалин, геодезії та картографії.

ДТОО «АФІФ» (Астрофізичний інститут ім. Фесенкова)

ДТОО «ІКТТ» (Інститут космічної техніки та технологій)

Дочірнє товариство з обмеженою відповідальністю «Інститут космічної техніки та технологій»(далі - ДТОВ «Інститут космічної техніки та технологій») створено за наказом Національного космічного агентства Республіки Казахстан №65/ОД від 17.08.2009 року.

ДТОВ «Інститут космічної техніки та технологій» було зареєстровано 23 грудня 2009 року. Єдиним Засновником ДТОВ «Інститут космічної техніки та технологій» є Акціонерне товариство «Національний центр космічних досліджень та технологій».

2. Загальні відомості про енергопостачання космічних апаратів

Геометрію космічних апаратів, конструкцію, масу, термін активного існування багато в чому визначає система енергопостачання космічних апаратів. Система енергопостачання чи інакше називається як система енергоживлення (СЕП) космічних апаратів - система космічного апарату, що забезпечує електроживлення інших систем, є однією з найважливіших систем. Вихід із ладу системи енергопостачання веде до відмови всього апарату.

До складу системи енергоживлення зазвичай входять: первинне та вторинне джерело електроенергії, перетворюючі, зарядні пристрої та автоматика управління.

Первинні джерела енергії

Як первинні джерела використовуються різні генератори енергії:

сонячні батареї;

хімічні джерела струму:

акумулятори;

гальванічні елементи;

паливні елементи;

радіоізотопні джерела енергії;

ядерні реактори.

До складу первинного джерела входить не тільки власне генератор електроенергії, але й системи, що обслуговують його, наприклад система орієнтації сонячних батарей.

Часто джерела енергії комбінують, наприклад, сонячну батарею із хімічним акумулятором.

Паливні елементи

Паливні елементи мають високі показники за масогабаритними характеристиками та питомою потужністю порівняно з парою сонячні батареї та хімічний акумулятор, стійкі до перевантажень, мають стабільну напругу, безшумні. Однак вони вимагають запасу палива, тому застосовуються на апаратах із терміном перебування у космосі від кількох днів до 1-2 місяців.

Використовуються в основному водень-кисневі паливні елементи, так як водень забезпечує найвищу калорійність, і, крім того, вода, що утворилася в результаті реакції, може бути використана на пілотованих космічних апаратах. Для забезпечення нормальної роботи паливних елементів необхідно забезпечити відведення утворюються в результаті реакції води та тепла. Ще одним стримуючим фактором є відносно висока вартість рідкого водню та кисню, складність їх зберігання.

Радіоізотопні джерела енергії

Радіоізотопні джерела енергії використовують в основному в таких випадках:

висока тривалість польоту;

місії у зовнішні області Сонячної системи, де потік сонячного випромінювання малий;

розвідувальні супутники з радаром бокового огляду через низькі орбіти не можуть використовувати сонячні батареї, але відчувають високу потребу в енергії.

Автоматика системи енергоживлення

До неї входять пристрої керування роботою енергоустановки, а також контролю її параметрів. Типовими завданнями є: підтримка в заданих діапазонах параметрів системи: напруги, температури, тиску, перемикання режимів роботи, наприклад, перехід на резервне джерело живлення; розпізнавання відмов, аварійний захист джерел живлення, зокрема по струму; видача інформації про стан системи для телеметрії та на пульт космонавтів. У деяких випадках можливий перехід з автоматичного на ручне керування або з пульта космонавтів, або з команд з наземного центру керування.

.1 Сонячні батареї принцип дії та пристрій

В основі пристрою сонячної батареї лежать генератори напруги, складені з ФЕП - пристроїв для безпосереднього перетворення сонячної енергії в електричну. Дія ФЕП полягає в внутрішньому фотоефекті, тобто. на появу ЕРС під впливом сонячного світла.

Напівпровідниковий фотоелектричний перетворювач (ФЕП) - це пристрій, в якому здійснюється пряме перетворення енергії сонячного випромінювання на електричну енергію. Принцип роботи ФЕП заснований на взаємодії сонячного світла із кристалом напівпровідника, у процесі якого фотони звільняють у кристалі електрони – носії електричного заряду. Спеціально створені під дією так званого p-n-переходу області з сильним електричним полем вловлюють електрони, що звільнилися, і поділяють їх таким чином, що в ланцюзі навантаження виникає струм і відповідно електрична потужність.

Тепер розглянемо дещо докладніше, хоч і зі значними спрощеннями, цей процес. Почнемо з розгляду поглинання світла у металах та чистих напівпровідниках. При попаданні потоку фотонів на поверхню металу частина фотонів відображається, а частина, що залишилася, поглинається металом. Енергія другої частини фотонів збільшує амплітуду коливань решітки та швидкість хаотичного руху вільних електронів. Якщо енергія фотона досить велика, то її може виявитися достатньо, щоб вибити з металу електрон, повідомивши йому енергію, рівну або більшу, ніж робота виходу даного металу. Це зовнішній фотоефект. При меншій енергії фотона його енергія зрештою цілком йде нагрівання металу.

Інша картина спостерігається під впливом потоку фотонів на напівпровідники. На відміну від металів кристалічні напівпровідники у чистому вигляді (без домішок), якщо на них не впливають жодні зовнішні фактори (температура, електричне поле, випромінювання світла тощо), не мають вільних електронів, відірваних від атомів кристалічних ґрат напівпровідника

Мал. 2.1 – Поглинання світла в металах та напівпровідниках: 1 – заповнена (валентна) зона, 2 – заборонена зона, 3 – зона провідності, 4 – електрон

Однак, оскільки напівпровідниковий матеріал завжди знаходиться під впливом будь-якої температури (найчастіше кімнатної), невелика частина електронів може за рахунок теплових коливань придбати енергію, достатню для відриву їх від атомів. Такі електрони стають вільними та можуть брати участь у перенесенні електрики.

Атом напівпровідника, що втратив електрона, набуває позитивного заряду, що дорівнює заряду електрона. Однак місце атома, яке не зайняте електроном, може бути зайняте електроном сусіднього атома. У цьому перший атом стає нейтральним, а сусідній - позитивно зарядженим. Звільнене у зв'язку з утворенням вільного електрона місце в атомі рівноцінно позитивно зарядженій частинці, що називається діркою.

Енергія, якою володіє електрон у зв'язаному з атомом стані, лежить у межах заповненої (валентної) зони. Енергія вільного електрона відносно велика і лежить у вищій енергетичній зоні – зоні провідності. Поміж ними лежить заборонена зона, тобто. зона таких значень енергій, які електрони даного напівпровідникового матеріалу не можуть мати ні у зв'язаному, ні у вільному стані. Ширина забороненої зони більшості напівпровідників лежить у межах 0,1 - 1,5 эВ. За більших значень забороненої зони, ніж 2,0 еВ, ми маємо справу з діелектриками.

Якщо енергія фотона дорівнює або перевищує ширину забороненої зони, то відрив одного з електронів від свого атома і перекидання його з валентної зони в зону провідності.

Збільшення концентрації електронів та дірок призводить до зростання провідності напівпровідника. Провідність струму, що виникає під дією зовнішніх факторів, в чистому монокристалічному напівпровіднику називається власною провідністю. Зі зникненням зовнішніх впливів вільні електронно-діркові пари рекомбінують один з одним і власна провідність напівпровідника прагне нуля. Ідеально чистих напівпровідників, які мали б лише лише власною провідністю, не існує. Зазвичай напівпровідник має електронну (n-тип) або дірочну (p-тип) провідність.

Тип провідності визначається валентністю атомів напівпровідника та валентністю атомів активної домішки, впровадженої в його кристалічну решітку. Наприклад, для кремнію (IV група Періодичної системи Менделєєва) активними домішками є бор, алюміній, галій, індій, талій (III група) або фосфор, миш'як, сурма, вісмут (V група). Кристалічна решітка кремнію має таку форму, коли кожен атом кремнію, що у вузлі решітки, пов'язані з чотирма іншими найближчими атомами кремнію про ковалентними чи парноэлектронными зв'язками.

Елементи V групи (донори), впроваджені у вузли кристалічної решітки кремнію, мають ковалентні зв'язки чотирьох своїх електронів з чотирма електронами сусідніх атомів кремнію, а п'ятий електрон може бути легко звільнений. Елементи III групи (акцептори), впроваджені у вузли кристалічних грат кремнію, для утворення чотирьох ковалентних зв'язків притягують електрон від одного із сусідніх атомів кремнію, утворюючи тим самим дірку. Цей атом у свою чергу може притягнути електрон від одного із сусідніх атомів кремнію і т.д.

ФЕП - це напівпровідниковий фотоелемент із запірним (вентильним) шаром, робота якого заснована на щойно розглянутому фотоефекті. Отже, механізм роботи ФЕП ось у чому (рисунок 2.2).

Кристал ФЕП складається з p- та n-областей, що мають відповідно дірочну та електронну провідності. Між цими областями утворюється p-n-перехід (запірний шар). Його товщина 10-4 – 10-6 см.

Так як по одну сторону від p-n-переходу більше електронів, а по іншу дірок, то кожен з цих вільних носіїв струму матиме тенденцію дифундувати ту частину ФЕП, де їх недостатньо. В результаті на p-n-переході в темряві встановлюється динамічна рівновага зарядів і утворюється два шари об'ємних зарядів, причому з боку p-області утворюються негативний, а з боку n-області позитивний заряд.

Потенційний бар'єр (або контактна різниця потенціалів), що встановився, буде перешкоджати подальшій самодифузії електронів і дірок через p-n-перехід. Контактна різниця потенціалів Uк спрямована від n-області до p-області. Перехід електронів з n-області в p-область потребує витрати роботи Uк · e, що переходить у потенційну енергію електронів.

З цієї причини всі енергетичні рівні в p-області підняті щодо енергетичних рівнів n-області на величину потенційного бар'єра Uк · е. На малюнку рух вгору по осі ординат відповідає зростанню енергії електронів та зменшенню енергії дірок.

Мал. 2.2 - Принцип дії ФЕП (точками позначені електрони, кружальцями - дірки)

Таким чином, потенційний бар'єр є перешкодою для основних носіїв (у прямому напрямку), а для неосновних носіїв (у зворотному напрямку) жодного опору не дає.

Під дією сонячного світла (фотонів певної енергії) атоми напівпровідника збудуться, і в кристалі як у p-, так і n-областях виникнуть додаткові (надлишкові) пари електрон-дірка (рисунок 2.2, б). Наявність потенційного бар'єру в p-n-переході зумовлює поділ додаткових неосновних носіїв (зарядів) отже в n-області накопичуватимуться надлишкові електрони, а p-области - надлишкові дірки, які встигли рекомбінувати до підходу до p-n-переходу. При цьому відбуватиметься часткова компенсація об'ємного заряду у p - n-переходу та зростатиме створюване ними електричне поле, спрямоване проти контактної різниці потенціалів, що разом узяте веде до зниження потенційного бар'єру.

В результаті між електродами встановиться різниця потенціалів U ф , яка по суті є фото-ЕРС. Якщо ланцюг ФЕП включити зовнішнє електричне навантаження, то ньому потече електричний струм - потік електронів від n-області до p-області, де вони рекомбінують з дірками. Вольт-амперна і вольт-потужна характеристики ФЕП представлені малюнку 2.3, з якого очевидно, що з зняття з ФЭП максимальної електричної потужності необхідно забезпечити його у досить вузькому діапазоні вихідних напруг (0,35 - 0,45 У).

Маса 1 м 2СБ 6…10 кг, їх 40% посідає масу ФЭП. З фотоелементів, розміри яких у середньому складають не більше 20 мм, шляхом їх послідовного з'єднання набирають генератори напруги до необхідного значення напруги, наприклад на номінал 27 В.

Мал. 2.3 - Залежність напруги та питомої потужності від щільності струму ФЕП

Генератори напруги, що мають габаритні розміри приблизно 100 х 150 мм, кріпляться на панелях СБ і послідовно з'єднуються для отримання необхідної потужності на виході СЕП.

Крім кремнієвих ФЕП, які до цього часу використовуються в більшості сонячних КЕУ, найбільший інтерес представляють ФЕП на основі арсеніду галію та сульфіду кадмію. Вони мають більш високу робочу температуру, ніж кремнієві ФЕП (причому ФЕП на основі арсеніду галію мають більш високий теоретичний і практично досягнутий ККД). Слід зазначити, що з збільшення ширини забороненої зони напівпровідника збільшується напруга холостого ходу і теоретичний ККД ФЭП з його основі. Однак при ширині забороненої зони більше 1,5 ев ККД ФЕП починає зменшуватися, так як все більша частина фотонів не може утворити пару електрон-дірка. Таким чином, є оптимальна ширина забороненої зони (1,4 - 1,5 ев), при якій ККД ФЕП досягає максимально можливої ​​величини.

3. Електрохімічні космічні енергоустановки

Електрохімічне джерело струму (ЕХІТ) є основою будь-якої електрохімічної КЕУ. Він включає електроди, що є, як правило, активними речовинами, електроліт, сепаратор і зовнішню конструкцію (судину). Як електроліт для ЕХІТ, що застосовуються на КА, зазвичай використовується водний розчин лугу КОН.

Розглянемо спрощену схему та конструкцію срібно-цинкового ЕХІТ (рисунок 3.1). Позитивний електрод являє собою дротяну сітку-токовідведення, на яку напресовано порошкоподібне металеве срібло, спечене потім у печі при температурі приблизно 400°С, що надає електроду необхідну міцність і пористість. Негативний електрод - це напресована також на сітку-токовідведення маса, що складається з окису цинку (70 - 75%) та цинкового пилу (25 - 30%).

На негативному електроді (Zn) відбувається реакція окислювача активної речовини до гідроксиду цинку Zn(OH) 2а на позитивному (AgO) - реакція відновлення активної речовини до чистого срібла. У зовнішній ланцюг йде віддача електроенергії як потоку електронів. В електроліті ж електричний ланцюг замикається потоком іонів ВІН від позитивного електрода до негативного. Сепаратор необхідний насамперед для запобігання дотику (і звідси короткого замикання) електродів. Крім того, він зменшує саморозряд ЕХІТ і є обов'язковим для забезпечення його оборотної роботи протягом багатьох циклів заряд-розряд.

Мал. 3.1 Принцип дії срібно-цинкового ЕХІТ:

Позитивний електрод (AgO), 2 - електричне навантаження,

Негативний електрод (Zn), 4 - посудина, 5 - сепаратор

Останнє пов'язано з тим, що при недостатній сепарації колоїдні розчини оксидів срібла, що досягають негативного електрода, катодно відновлюються у вигляді найтонших срібних ниток, спрямованих до позитивного електрода, а іони цинку також відновлюються у вигляді ниток, що ростуть до аноду. Все це може призвести до короткого замикання електродів на перших циклах роботи.

Найбільш підходящим сепаратором (розділювачем) для срібно-цинкових ЕХІТ є плівка з гідратцелюлози (целофан), яка, набухаючи в електроліті, ущільнює збірку, що перешкоджає опливу цинкових електродів, а також проростання голчастих кристалів срібла та цинку. Посудина срібно-цинкового ЕХІТ виготовляється, як правило, із пластмаси (поліамідна смола або полістирол) і має прямокутну форму. Для інших типів ЕХІТ судини можуть бути виготовлені, наприклад, з нікельованого заліза. При заряді ЕХІТ відбувався відновлення цинку та окису срібла на електродах.

Отже, розряд ЕХІТ - це процес віддачі електроенергії у зовнішній ланцюг, а заряд ЕХІТ - процес повідомлення йому електроенергії ззовні з метою відновлення первинних речовин із продуктів реакції. За характером роботи ЕХІТ поділяються на гальванічні елементи (первинні джерела струму), які допускають лише одноразове використання активних речовин, та електричні акумулятори (вторинні джерела струму), які допускають багаторазове використання активних речовин у зв'язку з можливістю їхнього відновлення шляхом заряду від стороннього джерела електроенергії.

У КЕУ на основі ЕХІТ використовуються електричні акумулятори з одноразовим або багаторазовим режимами розряду, а також воднево-кисневі паливні елементи.

3.1 Хімічні джерела струму

Електрорушійною силою (ЕРС) хімічних джерел називається різниця його електродних потенціалів при розімкнутому зовнішньому ланцюгу:

де і - відповідно потенціали позитивного та негативного електродів.

Повний внутрішній опір Rхімічного джерела (опір постійної силі струму) складається з омічного опору та опору поляризації :

де - ЕРС поляризації; - Сила струму розряду.

Опір поляризації обумовлено зміною електродних потенціалів і при протіканні струму залежить від ступеня зарядженості, сили розрядного струму, складу електродів і чистоти електроліту.

;

,

де і і

.

Розрядна ємність Q (А·ч) хімічного джерела є кількість електрики, що віддається джерелом під час розряду при певних температурі електроліту, навколишньому тиску, силі розрядного струму та кінцевій розрядній напрузі:

,

і в загальному випадку при постійній під час розряду силі струму

де - поточне значення сили струму розряду, А; - Час розряду, год.

,

де і

.

Як хімічні джерела струму розглянуті срібноцинкові, кадмієво-нікелеві та нікель-водневі акумуляторні батареї.

3.2 Срібно-цинкові акумуляторні батареї

Срібно-цинкові акумулятори завдяки меншій масі та об'єму при тій же ємності та меншому внутрішньому опору при заданій напрузі набули поширення в космічному електрообладнанні. Активною речовиною позитивного електрода акумулятора є оксид срібла AgO, а негативної пластини – металевий цинк. Як електроліт використовується водний розчин лугу КОН щільністю 1,46 г/см 3.

Заряд і розряд акумулятора відбувається у два щаблі. При розряді обох щаблях на негативному електроді протікає реакція окислення цинку

2OH ˉ розряд → ZnO + H 2O+2e.

На позитивному електроді в два ступені протікає реакція відновлення срібла. На першому ступені двовалентний окис срібла відновлюється до одновалентного:

2AgO + 2e + H 2O розряд → Ag 2O + 2OH ˉ.

ЕРС акумулятора при цьому дорівнює 1,82.. 1,86 В, На другому ступені, коли акумулятор розрядиться приблизно на 30%, відбувається відновлення одновалентного окису срібла до металевого срібла:

2O+2e+H 2O розряд → 2Ag + 2OH ˉ.

ЕРС акумулятора в момент переходу від першого ступеня розряду до другого знижується до 1,52. 1,56 В. Внаслідок цього крива 2 зміни ЕРС при розряді номінальним струмом (рисунок 3.2) має характерний стрибок. При подальшому розрядженні ЕРС акумулятора залишається постійною, поки акумулятор не розрядиться повністю. При заряді реакції протікає у два щаблі. Стрибок напруги та ЕРС виникає, коли акумулятор зарядиться приблизно на 30% (крива1), У цьому стані поверхня електрода покривається двовалентним окисом срібла.

Мал. 3.2 - ЕРС акумулятора при заряді (1) та розряді (2)

В кінці заряду, коли припиняється окислення срібла з одновалентного в двовалентне у всій товщі електрода, починається виділення кисню за рівнянням

OH ˉ розряд → 2H 2O+4e+O 2

ЕРС акумулятора при цьому підвищується на 0,2...0,3 (див. малюнок 5.1, пунктирна ділянка на кривій 1). Кисень, що виділяється при перезарядженні, прискорює процес руйнування целофанових параметрів акумулятора і виникнення внутрішніх коротких замикань.

У процесі заряду весь окис цинку може бути відновлений до металевого цинку. При перезаряді відновлюється окис цинку електроліту, що знаходиться в порах електрода, а потім у сепараторах негативних пластин, роль яких виконують кілька шарів целофанової плівки. Цинк виділяється у вигляді кристалів, які ростуть у бік позитивного електрода, утворюючи цинкові дендрити. Такі кристали здатні протикати целофанові плівки та викликати короткі замикання електродів. Цинкові дендрити не вступають у зворотні реакції. Тому небезпечні навіть короткочасні перезаряди.

3.3 Кадмієво-нікелеві акумуляторні батареї

Активною речовиною негативного електрода в кадмієво-нікелевому акумуляторі є металевий кадмій. Електролітом в акумуляторі служить водний розчин їдкого калію КОН щільністю 1,18…1,40 г/см 3.

У кадмієво-нікелевому акумуляторі використовується окислювально-відновна реакція між кадмієм та гідратом окису нікелю:

2Ni(OH) 3→ Cd(OH) 2+ 2Ni(OH) 2

Спрощено хімічну реакцію на електродах можна записати в такий спосіб. На негативному електроді при розряді відбувається окислення кадмію:

2e → Cd ++

Іони кадмію зв'язуються з гідроксильними іонами лугу, утворюючи гідрат кадмію:

2e + 2OH ˉ розряд → Cd(OH) 2.

На позитивному електроді при розряді відновлюється нікель із тривалентного до двовалентного:

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

Спрощення полягає в тому, що склад гідроокису не відповідає їх формулам. Солі кадмію та нікелю малорозчинні у воді, тому концентрація іонів Cd ++, Ni ++, Ni +++визначається концентрацією КОН, від якої в електроліті опосередковано залежить величина ЕРС акумулятора.

Електрорушійна сила щойно зарядженого акумулятора дорівнює 1,45 В. Протягом кількох діб після кінця заряду відбувається зниження ЕРС до 1,36 В.

3.4 Нікель-водневі акумуляторні батареї

Нікель-водневі акумуляторні батареї (НВАБ), володіючи високою надійністю, великим ресурсом і питомою енергією, відмінними експлуатаційними показниками, знайдуть широке застосування в КА замість нікель-кадмієвих акумуляторів.

Для роботи НВАБ на низькій навколоземній орбіті (НГО) потрібний ресурс близько 30 тис. циклів протягом п'яти років. Використання АБ на НГО з малою глибиною розряду (ГР) веде до відповідного зниження питомої енергії, що гарантується (30 тис. циклів може бути досягнуто при ГР 40%). Трирічне безперервне циклування в режимі НГО при ГР = 30% дванадцяти стандартних НВАБ (RNH-30-1) ємністю 30 А · год показали, що всі НВАБ пропрацювали стабільно 14 600 циклів.

Досягнутий рівень питомої енергії для НВАБ становить умовах навколоземної орбіти 40 Вт · год/кг при глибині розряду 100%, ресурс при ГР 30% становить 30 тис. циклів.

4/ Вибір параметрів сонячних батарей та буферних накопичувачів

Вихідні дані:

Гранична маса КА – Мп = до 15 кг;

Висота кругової орбіти – h = 450 км;

Маса цільової системи – не більше 0,5 кг;

Передавальна частота – 24 ГГц;

Споживана напруга – 3.3 – 3.6 В;

Мінімальна споживана потужність трансівера – 300 мВт;

Потужність плазмено-іонного двигуна - 155 Вт;

Термін активного існування – 2-3 роки.

4.1 Розрахунок параметрів буферного накопичувача

Розрахунок параметрів буферного накопичувача (БН) з акумуляторних батарей та визначення їх складу ведеться виходячи з обмежень, що накладаються на акумулятори за силами зарядного та розрядного струмів, інтегральної ємності розряду, разовим глибинам розряду, надійності, температурних умов роботи і т.д.

При розрахунку параметрів нікель-водневих акумуляторів скористаємося наступними характеристиками та формулами [«Конструювання автоматичних космічних апаратів» автори: Д.І. Козлов, Г.М. Аншаков, В.Ф. Агарков, Ю.Г. Антонов § 7.5], а також технічними характеристиками АБ HB-50 НІАІ Джерело, інформація про яке взята з сайту [#"justify">Електрорушійна сила щойно зарядженого акумулятора дорівнює 1,45 В. Протягом кількох діб після кінця заряду відбувається зниження ЕРС до 1,36 ст.

· сила зарядного струму до 30 А;

· сила розрядного струму 12 - 50А в режимі, що встановився, і до 120 А в імпульсному режимі до 1 хвилини;

· максимальна глибина розряду до 54А год;

· при роботі батарей (особливо в режимах циклування великими силами струму заряду та розряду) необхідно забезпечити тепловий режим роботи акумуляторних батарей у діапазоні 10...30°С. З цією метою необхідно передбачити встановлення батарей у герметичному відсіку КА та забезпечити режим охолодження кожного блоку повітрям.

Форми, що використовуються для проведення розрахунків параметрів нікель-кадмієвих акумуляторів:

Напруга хімічних джерел електроенергії відрізняється від ЕРС на значення падіння напруги у внутрішньому ланцюгу, що визначається повним внутрішнім опором і струмом, що протікає:

, (1)

, (2)

де і - розрядні та зарядні напруги на джерелі відповідно; і - сила струмів розряду та заряду відповідно.

Для гальванічних елементів одноразового застосування напруга визначається як розрядна .

Розрядна ємність Q (А·ч) хімічного джерела є кількість електрики, що віддається джерелом під час розряду при певних температурі електроліту, навколишньому тиску, силі розрядного струму та кінцевій розрядній напрузі:

, (3)

Номінальна ємність хімічного джерела струму - це ємність, яку має віддавати джерело за умов, що обумовлені технічними умовами режимах роботи. Для акумуляторів КА за номінальну силу струму розряду найчастіше приймають силу струму одно-двох або 10 годинного режиму розряду.

Саморозряд - марна втрата ємності хімічним джерелом при розімкнутому зовнішньому ланцюзі. Зазвичай саморозряд виражається у % за добу зберігання:

(4)

де і - ємності хімічного джерела до та після зберігання; Т – час зберігання, сут.

Питома енергія хімічного джерела струму є відношення енергії, що віддається, до його маси:

(5)

Значення питомої енергії залежить від типу джерела, а й від сили розрядного струму, тобто. від потужності, що відбирається. Тому хімічне джерело електроенергії повніше характеризується залежністю питомої енергії від питомої потужності.

Розрахунок параметрів:

Визначимо максимальний і мінімальний час розряду з формули:

Отже, максимальний час розряду:

;

мінімальний час розряду:

.

Звідси випливає, що час розряду дозволяє супутникові, що проектується, використовувати електричний струм в середньому протягом 167 хв або 2,8 години, так як наша цільова установка використовує 89 мА, час розряду буде не суттєвим, що позитивно позначається на забезпечення електричним струмом інших життєво важливих систем супутника.

Визначимо напругу розряду та повний внутрішній опір акумулятора з формули:

; (1)

(2)

.

Звідси видно, що напруга заряду достатньою мірою може забезпечуватись за допомогою використання сонячних батарей, навіть не великої площі.

Також можна визначити саморозряд за формулою:

(4)

Візьмемо за час роботи акумулятора Т = 0,923 год, Q 1= 50 (А·год) та Q 2 = 6 (А·ч) за тридцять хвилин роботи:

,

тобто при мінімальному споживанні струму 12 А, за 30 хвилин акумуляторна батарея розрідиться на 95% при розімкнутому ланцюгу.

Знайдемо питому енергію хімічного джерела за формулою:

,

тобто 1 кг хімічного джерела може забезпечити 61,2 Вт протягом години, що також підходить для нашої цільової установки, яка працює при максимальній потужності 370 мВт.

4.2 Розрахунок параметрів сонячних батарей

Для розрахунків основних параметрів СБ, що впливають на конструкцію КА, його технічних характеристик скористаємось наступними формулами [«Конструювання автоматичних космічних апаратів» автори: Д.І. Козлов, Г.М. Аншаков, В.Ф. Агарков, Ю.Г. Антонов § 7.5]:

Розрахунок параметрів СБ зводиться до визначення її площі та маси.

Розрахунок потужності СБ провадиться за формулою:

(6)

де - Потужність СБ; Р н - Середньодобова потужність навантаження (без урахування власних потреб СЕП); - час орієнтації СБ на Сонце за виток; t T - час, протягом якого СБ не висвітлено; - ККД регулятора надлишку потужності СБ, що дорівнює 0,85; - ККД регулятора розряду БН, що дорівнює 0,85; р .3- ККД регулятора заряду БН, що дорівнює 0,9; - ККД акумуляторних батарей БН, що дорівнює 0,8.

Площа сонячної батареї розраховується за такою формулою:

(7)

де - Питома потужність СБ, що приймається:

Вт/м 2при = 60 ° С та 85 Вт/м 2при = 110°З матеріалу ФЭП КСП;

Вт/м 2при = 60 ° С та 100 Вт/м 2при = 110°З матеріалу ФЭП;

Вт/м 2при = 60 ° С та 160 Вт/м 2при = 110°З матеріалу ФЭП Ga - As; - Коефіцієнт запасу, що враховує деградацію ФЕП через радіацію, рівний 1,2 для часу роботи два-три роки і 1,4 для часу роботи п'ять років;

Коефіцієнт заповнення, що обчислюється за формулою 1,12; - ККД СБ = 0,97.

Маса СБ визначається з питомих параметрів. У конструкціях СБ, що є в даний час, питома маса складає = 2,77 кг/м 2для кремнієвих та = 4,5 кг/м 2для арсенідгалієвих ФЕП.

Маса СБ розраховується за такою формулою:

(8)

Для початку розрахунку СЕП необхідно вибрати сонячні батареї. Під час розгляду різних СБ вибір ліг на такі: сонячні батареї організації ВАТ «Сатурн» з урахуванням GaAs фотоперетворювачів з такими характеристиками.

Основні параметри СБ

Параметр СБСБ на основі GaAs ФПСрок активного існування, років15ККД при температурі 28°C, %28Питома потужність, Вт/м 2170Максимальна потужність, Вт/м 2381Питома маса, кг/м 21.6Товщина ФЕП, мкм150±20

Також для розрахунку знадобиться знати період обігу ШСЗ на низькій навколоземній орбіті, інформація взята з сайту:

· в діапазоні від 160 км; період звернення близько 88 хвилин;

· до 2000 км. період близько 127 хвилин.

Для розрахунку візьмемо усереднене значення – близько 100 хв. У цьому час освітленості сонячних панелей КА на орбіті більше (близько 60 хв), ніж час перебування у тіні близько 40 хв.

Потужність навантаження дорівнює сумі необхідної потужності рухової установки, цільової апаратури, потужності заряду та дорівнює 220 Вт (значення взято з надлишком 25 Вт).

Підставляючи всі відомі значення формулу , отримуємо:

,

.

Для визначення площі панелі СБ приймемо матеріал ФЕП Ga-As за робочої температури = 60 ° С, роботі супутника 2-3 роки і запульсуємо формулою:

,

підставляючи вихідні дані, отримаємо:

після проведення розрахунків, отримаємо

,

але з урахуванням не частого заряду акумуляторної батареї, використання сучасних технологій у розробці інших систем, а також з урахуванням того, що потужність навантаження була взята із запасом близько 25 Вт, можна скоротити площу СБ до 3,6 м2

Власники патенту UA 2598862:

Використання: у галузі електротехніки для електропостачання космічних апаратів від первинних джерел різної потужності. Технічний результат – підвищення надійності електропостачання. Система електропостачання космічного апарату містить: групу сонячних батарей прямого сонячного світла (1), групу сонячних батарей відбитого сонячного світла (7), контур генеруючий (8), стабілізатор напруги (2), зарядний пристрій (3), розрядний пристрій (4), акумуляторну батарею (5), випрямляючий пристрій (9), контролер заряду акумуляторної батареї (10) та споживачів (6). Змінна напруга з генеруючого контуру (8) перетворюється на постійне в блоці (9) і надходить на перший вхід контролера заряду акумуляторної батареї (10). Постійна напруга від сонячних батарей відбитого сонячного світла (7) надходить на другий вхід контролера заряду акумуляторної батареї (10). Сумарна напруга від генеруючого контуру та сонячних батарей відбитого сонячного світла з першого виходу контролера (10) потрапляє на другий вхід акумуляторної батареї (5). З другого виходу контролера на перший вхід акумуляторної батареї (5) надходять сигнали управління перемикачами (15-21), що мають контакти 1-3, та вимикачами (22-25), що мають контакти 1-2. Кількість керованих комутаційних апаратів залежить від кількості акумуляторів батареї. Для підзаряду вибраного акумулятора (11-14) на відповідних перемикачах перші контакти їх розмикаються з третім і замикаються з другим, на відповідних вимикачах перший і другий контакти замикаються. Під'єднаний таким чином до другого входу акумулятора відповідний акумулятор заряджається номінальним зарядним струмом до надходження команди від контролера (10) на зміну чергового акумулятора. Споживач (6) отримує живлення від акумуляторів, що залишилися, в обхід відключеного, з першого виходу батареї (5). 5 іл.

Винахід відноситься до космічної техніки і може бути використаний у складі космічних апаратів, стабілізованих обертанням.

Відома система електропостачання космічного апарату із загальними шинами (аналог), що містить сонячні батареї (первинне джерело енергії), акумуляторну батарею, споживачів. Недоліком цієї системи і те, що напруга у цій системі є нестабілізованим. Це веде до втрат енергії в кабельних мережах та у вбудованих індивідуальних стабілізаторах споживачів.

Відома система електропостачання космічного апарату з розділеними шинами та з паралельним включенням стабілізатора напруги (аналог), яка містить зарядний пристрій, розрядний пристрій, акумуляторну батарею. Недоліком її є неможливість використання у ній екстремального регулятора потужності сонячних батарей.

Найбільш близьким за технічною сутністю до запропонованої системи є система електропостачання космічного апарату з розділеними шинами і з послідовно-паралельним включенням стабілізатора напруги 2 (прототип), яка також містить сонячні батареї прямого сонячного світла 1, зарядний пристрій 3, 4 розрядний акумуляторну батарею 5 (Фіг. 1) . Недоліком цієї системи електропостачання є відсутність можливості отримання, перетворення та накопичення електричної енергії від джерел різної потужності, таких як енергія магнітного поля Землі та енергія відбитого сонячного світла від Землі.

Метою винаходу є розширення можливостей системи електропостачання космічних апаратів щодо отримання, перетворення та накопичення електроенергії від різних первинних джерел різної потужності, що дозволяє збільшити термін активного існування та енергоозброєність космічних апаратів.

На фіг. 2 зображено систему електропостачання космічного апарату, стабілізованого обертанням, на фіг. 3 - акумуляторна батарея, що містить керовані контролером комутаційні апарати; на фіг. 4 - зовнішній вигляд космічного апарату, стабілізованого обертанням, на фіг. 5 схематично показаний один із варіантів руху космічного апарату, стабілізованого обертанням, по орбіті.

Система електропостачання космічного апарату, стабілізованого обертанням, містить групу сонячних батарей 7, призначених для перетворення відбитого від Землі сонячного світла в електричну енергію, генеруючий контур 8, що представляє собою сукупність провідників (обмотку), розташованих уздовж корпусу космічного апарату, в рахунок обертання космічного апарату навколо своєї осі в магнітному полі Землі, випрямляючим пристроєм 9, контролер заряду акумуляторної батареї від джерел електроенергії різної потужності 10, акумуляторну батарею 5, що містить керовані контролером комутаційні апарати 15-25 до контролера 9 для їхнього підзаряду малим струмом (фіг. 2).

Система функціонує в такий спосіб. У процесі виведення космічного апарату на орбіту він закручується таким чином, щоб вісь обертання апарату та сонячні батареї прямого сонячного світла були орієнтовані на Сонце (фіг. 4). Під час руху космічного апарату, що обертається, по орбіті генеруючий контур припиняє лінії індукції магнітного поля Землі зі швидкістю обертання космічного апарату навколо своєї осі. В результаті згідно із законом електромагнітної індукції в генеруючому контурі наводиться електрорушійна сила

де µ o - магнітна постійна, Н - напруженість магнітного поля Землі, S - площа генеруючого контуру, N c - кількість витків в контурі, ω - кутова частота обертання.

При замиканні генеруючого контуру на навантаження в ланцюзі споживач-генеруючий контур протікає струм. Потужність генеруючого контуру залежить від крутного моменту космічного апарату навколо своєї осі

де J KA – момент інерції космічного апарату.

Таким чином, контур, що генерує, є додатковим джерелом електроенергії на борту космічного апарату.

Змінна напруга з генеруючого контуру 8 випрямляється на блоці 9 і надходить на перший вхід контролера заряду акумуляторної батареї 10. вхід акумуляторної батареї 5. З другого виходу контролера на перший вхід акумуляторної батареї 5 надходять сигнали управління перемикачами 15-21, що мають контакти 1-3, і вимикачами 22-25, що мають контакти 1-2. Кількість керованих комутаційних апаратів залежить від кількості акумуляторів батареї. Для підзаряду вибраного акумулятора (11-14) на відповідних перемикачах їх перші контакти розмикаються з третім і замикаються з другим, на відповідних вимикачах перший і другий контакти замикаються. Підключений таким чином до другого входу батареї відповідний акумулятор заряджається малим струмом до надходження команди від контролера 10 на зміну чергового акумулятора. Споживач отримує живлення від акумуляторів, що залишилися, в обхід відключеного з першого виходу батареї 5.

При знаходженні космічного апарату на орбіті положенні 1 (фіг. 4, 5) сонячні батареї відбитого сонячного світла орієнтовані Землю. У цей момент входить в систему електропостачання космічного апарату зарядний пристрій 3 отримує електроенергію від сонячних батарей прямого сонячного світла 1, а контролер заряду акумулятора 10 отримує електроенергію від сонячних батарей відбитого сонячного світла 7 і генеруючого контуру 8 . світла 1 залишаються спрямованими на Сонце, тоді як сонячні батареї відбитого сонячного світла частково затінюються. У цей момент зарядний пристрій 3 системи електропостачання космічного апарату продовжує отримувати електроенергію від сонячних батарей прямого сонячного світла, а контролер 10 втрачає частину енергії від блоку 7, але продовжує отримувати енергію від блоку 8 через випрямляч 9. У положенні космічного апарату 3 всі групи сонячних батарей затінені, зарядний пристрій 3 не отримує електроенергію від сонячних батарей 1, а бортові споживачі космічного апарату одержують електроенергію від акумуляторної батареї. Контролер заряду акумуляторної батареї продовжує отримувати енергію від генеруючого контуру 8, заряджаючи черговий акумулятор. У положення космічного апарату 4 сонячні батареї прямого сонячного світла 1 знову освітлюються Сонцем, тоді як сонячні батареї відбитого сонячного світла частково затінюються. У цей момент зарядний пристрій системи 3 постачання космічного апарату продовжує отримувати електроенергію від сонячних батарей прямого сонячного світла, а контролер 10 втрачає частину енергії від блоку 7, але продовжує отримувати енергію від блоку 8 через випрямляч 9.

Таким чином, система електропостачання космічного апарату, стабілізованого обертанням, здатна отримувати, перетворювати та накопичувати: а) енергію прямого та відбитого від сонячного світла; б) кінетичну енергію обертання космічного апарату магнітному полі Землі. В іншому функціонування запропонованої системи є аналогічно відомою.

Технічний результат - збільшення терміну активного існування та енергоозброєності космічного апарату, що досягається за рахунок використання у складі системи електропостачання космічного апарату мікроконтролерного зарядного пристрою, що дозволяє здійснити зарядку акумуляторної батареї від джерел електричної енергії різної потужності (відбитого сонячного світла та енергії магнітного поля).

Практична реалізація функціональних вузлів пропонованого винаходу може бути виконана в такий спосіб.

Як генеруючий контур може бути використана трифазна двошарова обмотка з ізольованим мідним проводом, що дозволить наблизити форму кривої електрорушійної сили до синусоїди. Як випрямляч може бути використана мостова схема трифазного випрямляча з малопотужними діодами типу Д2 і Д9, що дозволить знизити пульсацію випрямленої напруги. Як контролер заряду акумуляторної батареї може бути використаний мікроконтролер МАХ 17710. Він може працювати з нестабільними джерелами, що мають діапазон вихідних потужностей від 1 до 100 мВт. Пристрій має вбудований перетворювач , що підвищує , для заряду елементів живлення від джерел з типовим значенням вихідної напруги 0.75 В і вбудований регулятор для захисту батарей від перезаряду . Як акумуляторна батарея, що містить керовані контролером комутаційні апарати, можуть бути використані літій-іонні акумуляторні батареї з підсистемою вирівнювання напруги акумуляторів (системи балансування). Вона може бути виконана на основі контролера MSP430F1232.

Таким чином, відмітні ознаки пропонованого пристрою сприяють досягненню поставленої мети.

Джерела інформації

1. Аналоговий світ Maxim. Нові мікросхеми / Група компаній симетрон // Випуск №2, 2013. – 68 с.

2. Гриліхес В.А. Сонячна енергія та космічні польоти / В.А. Гриліхес, П.П. Орлов, Л.Б. Попов – М.: Наука, 1984. – 211 с.

3. Карго Д.Л. Системи електропостачання космічних апаратів/Д.Л. Каргу, Г.Б. Стеганов [та ін.] – СПб.: ВКА ім. А.Ф. Можайського, 2013. – 116 с.

4. Кацман М.М. Електричні машини/М.М. Кацман. - Навч. посібник для учнів спец. технікумів. - 2-ге вид., перераб. та дод. - М: Вищ. Шк., 1990. – 463 с.

5. Прянішніков В.А. Електроніка Курс лекцій/В.А. Прянишников – СПб.: ТОВ «Крона принт», 1998. – 400 с.

6. Рикованов О.М. Системи живлення Li-ion акумуляторних батарей / О.М. Рикованов / / Силова Електроніка. – 2009. – №1.

7. Чилін Ю.М. Моделювання та оптимізація в енергетичних системах КА/Ю.М. Чилін. – СПб.: ВІКА, 1995. – 277 с.

Система електропостачання космічного апарату, що містить групу сонячних батарей прямого сонячного світла, зарядний пристрій, що отримує електроенергію від сонячних батарей прямого сонячного світла, розрядний пристрій, що живить споживачів від акумуляторної батареї, стабілізатор напруги, що живить споживачів від сонячної батареї додатково містить групу сонячних батарей, призначених для перетворення відбитого від Землі сонячного світла в електричну енергію, генеруючий контур, що являє собою сукупність провідників (обмотку), розташованих на корпусі космічного апарату, в яких наводиться електрорушійна сила за рахунок обертання космічного апарату навколо поле Землі, випрямляючий пристрій, а також містить контролер заряду акумуляторної батареї від джерел електроенергії різної потужності, акумуляторну батарею, що додатково містить керовані контролером комутаційні апарати, що здійснюють підключення або відключення окремих акумуляторів до контролера для їхнього підзаряду.

Схожі патенти:

Винахід відноситься до космічної техніки і може бути використане для забезпечення електроживлення космічних апаратів (КА) та станцій. Технічний результат – використання системи терморегулювання для отримання додаткової енергії.

Винахід відноситься до галузі електротехніки. Автономна система електроживлення містить сонячну батарею, накопичувач електроенергії, зарядно-розрядний пристрій та навантаження, що складається з одного або кількох стабілізаторів напруги з підключеними до їх виходів кінцевими споживачами електроенергії.

Винахід відноситься до електротехнічної промисловості та може бути використане при проектуванні автономних систем електроживлення штучних супутників Землі (ІСЗ). Технічний результат – підвищення питомих енергетичних характеристик та надійності автономної системи електроживлення ШСЗ. Пропонується спосіб живлення навантаження постійним струмом в автономній системі електроживлення штучного супутника Землі від сонячної батареї та комплекту з вторинних джерел електроенергії - акумуляторних батарей, що містять Nакк акумуляторів, з'єднаних послідовно, що полягає в стабілізації напруги на навантаженні, проведенні заряду та розряду. розрядні перетворювачі, при цьому розрядні перетворювачі виконані без вольтододаткових вузлів, для чого число акумуляторів Nакк у кожній акумуляторній батареї вибирають із співвідношення: Nакк≥(Uн+1)/Uакк.хв, де Nакк - число акумуляторів у послідовному ланцюзі кожної акумулятора; Uн - напруга на виході автономної системи електроживлення,; Uакк.мин - мінімальна розрядна напруга одного акумулятора, В, зарядні перетворювачі виконані без вольтододаткових вузлів, для чого напругу в робочій точці сонячної батареї вибирають із співвідношення:Uрт>Uакк.макс·Nакк+1, де Uрт - напруга в робочій точці наприкінці гарантованого ресурсу її роботи, В; Uакк.макс - максимальна зарядна напруга одного акумулятора, У, при цьому розраховане число акумуляторів Nакк додатково збільшують виходячи із співвідношення: Nакк≥(Uн+1)/Uакк.мин+Nвідмова, де Nвідмова - кількість допустимої відмови акумуляторів, а стабілізацію напруги на навантаження та заряд акумуляторних батарей проводять з використанням екстремального регулювання напруги сонячної батареї.

Винахід відноситься до галузі електротехніки. Технічний результат полягає в розширенні експлуатаційних можливостей системи, збільшенні його навантажувальної потужності та забезпеченні максимальної безперебійності роботи за підтримки оптимальних параметрів роботи акумуляторної батареї при живленні споживачів постійним струмом.

Винахід відноситься до галузі сонячної енергетики, зокрема до сонячних установок, що безперервно стежать за Сонцем, як з концентраторами сонячного випромінювання, так і з плоскими кремнієвими модулями, призначеними для живлення споживачів, наприклад, в районах ненадійного та децентралізованого електропостачання.

Винахід відноситься до електротехнічної промисловості та може бути використане при проектуванні автономних систем електроживлення штучних супутників Землі (ІСЗ).

Винахід відноситься до систем повороту сонячної батареї (СПСБ) космічного апарату (КА). Винахід призначений для розміщення елементів СПСБ для обертання сонячної батареї великої потужності та передачі електроенергії із сонячної батареї на КА.

Винахід відноситься до галузі перетворення сонячної енергії та її передачі наземним споживачам. Космічна електростанція містить сонячний колектор (1) пелюсткового типу, корпус станції (2) та пучок (3) НВЧ-антен. Колектор (1) виконаний із пластин (панелей) фотоелектричних перетворювачів - як основних, так і допоміжних. Пластини мають прямокутну та трикутну форму. Їхні з'єднання виконані у вигляді автоматичних гачків та петель, які при розгортанні колектора з'єднуються за допомогою багатопелюсткового механізму. У складеному вигляді колектор (1) має форму куба. Антени пучка (3) фокусують НВЧ-енергію на підсилювач, що передає цю енергію на наземні електростанції. Технічний результат винаходу спрямований на підвищення ефективності перетворення та передачі енергії споживачам на великих територіях Землі. 16 іл.

Використання: у галузі електротехніки для електропостачання космічних апаратів від первинних джерел різної потужності. Технічний результат – підвищення надійності електропостачання. Система електропостачання космічного апарату містить: групу сонячних батарей прямого сонячного світла, групу сонячних батарей відбитого сонячного світла, генеруючий контур, стабілізатор напруги, зарядний пристрій, розрядний пристрій, акумулятор, випрямляючий пристрій, контролер заряду акумуляторної батареї та споживачів. Змінна напруга з генеруючого контуру перетворюється на постійне в блоці і надходить на перший вхід контролера заряду акумуляторної батареї. Постійна напруга від сонячних батарей відбитого сонячного світла надходить на другий вхід контролера заряду акумулятора. Сумарна напруга від генеруючого контуру та сонячних батарей відбитого сонячного світла з першого виходу контролера потрапляє на другий вхід акумуляторної батареї. З другого виходу контролера на перший вхід акумуляторної батареї надходять сигнали управління перемикачами, що мають контакти 1-3, та вимикачами, що мають контакти 1-2. Кількість керованих комутаційних апаратів залежить від кількості акумуляторів батареї. Для підзаряду вибраного акумулятора на відповідних перемикачах перші контакти їх розмикаються з третім і замикаються з другим, на відповідних вимикачах перший і другий контакти замикаються. Підключений таким чином до другого входу акумулятора відповідний акумулятор заряджається номінальним зарядним струмом до надходження команди від контролера на зміну чергового акумулятора. Споживач отримує живлення від акумуляторів, що залишилися, в обхід відключеного, з першого виходу батареї. 5 іл.

М. А. ПЕТРОВИЧІВ, А. С. ГУРТОВ СИСТЕМА ЕНЕРГОПОСТАЧАННЯ БОРТОВОГО КомплексуКОСМІЧНИХ АПАРАТІВ Затверджено Редакційно-видавничою радою університету як навчальний посібник САМАРА Видавництво СДАУ 2007 УДК 629.78.05 ББК 39.62 П306 геоінформаційних технологій” ПР І Рецензенти: професор технічних наук А.<...>Ко птево, заст. начальника відділу ДНП РКЦ «ЦСКБ – Прогрес» С. І. Міненко П306 ПетровичєвМ.А.<...>Система енергопостачаннябортового комплексукосмічних апаратів: навч. посібник/М.А. Петровичєв, А.С. Гуртів.<...>Навчальний посібник призначено студентам спеціальності 160802 « Космічні апаратита розгінні блоки».<...>УДК 629.78.05 ББК 39.62 ISBN 978-5-7883-0608-7 2 © Петровичев М. А., Гуртов АС, 2007 © Самарський державний аерокосмічний університет, 2007 Система електропостачаннябортового комплексу космічних апаратів Зі всіх видів енергії електрична є найбільш універсальною.<...>. Система електропостачання(СЕС) КАє однією з найважливіших систем, які забезпечують працездатність КА. <...>Надійність СЕС багато в чому визначається 3 резервуванням всіх видів джерел, перетворювачів, комутаційної апаратурита мережі.<...>Структура системи електропостачання КАОсновний системою електропостачання КАє системапостійного струму.<...>Для парування піків навантаження використовують буферний джерело. <...>Вперше на багаторазовому КА"Шаттл" використана безбуферна система електропостачання.<...> 4 Система розподілуПеретворювач Перетворювач Мережа Споживач Первинний джерело Буферний джерелоМал.<...>Структура апарату системи електропостачання космічного Буферний джерелохарактеризується тим, що сумарна енергія, що виробляється їм, дорівнює нулю.<...>Для узгодження характеристик акумулятора з первинним джерелом та мережею використовують<...>

Система_енергопостачання_бортового_комплексу_космічних_апаратів.pdf

ФЕДЕРАЛЬНА АГЕНЦІЯ З ОСВІТИ ДЕРЖАВНА ОСВІТАЛЬНА УСТАНОВА ВИЩОЇ ПРОФЕСІЙНОЇ ОСВІТИ «САМАРСЬКИЙ ДЕРЖАВНИЙ академічний аерокосмічний. КОРОЛЬОВА» М. А. ПЕТРОВИЧОВ, А. С. ГУРТОВ СИСТЕМА ЕНЕРГОПОСТАЧАННЯ БОРТОВОГО КОМПЛЕКСУ КОСМІЧНИХ АПАРАТІВ Затверджено Редакційно-видавничою радою університету як навчальний посібник С А М А Р А Видавець

стор.1

УДК 629.78.05 ББК 39.62 П306 Інноваційна освітня програма "Розвиток центру компетенції та підготовка фахівців світового рівня в галузі аерокосмічних та геоінформаційних технологій" - Прогрес» С. І. Міненко Петровичев М. А. П306 Система енергопостачання бортового комплексу космічних апаратів: навчальний посібник / М. А. Петровичев, А. С. Гуртов - Самара: Вид-во Самар Державний аерокосмічний ун-т, 2007. – 88 с.: іл ISBN 978-5-7883-0608-7 Розглядається роль і значення системи електропостачання для космічного апарату, складові елементи цієї системи, особлива увага приділяється розгляду принципів дії та пристрої джерел харчування, особливостям їх використання для космічної техніки Посібник дає досить великий довідковий матеріал, який може використовуватися при курсовому та дипломному проектуванні студентами неелектричних спеціальностей Навчальний посібник призначений студентам спеціальності 160802 «Космічні апарати та розгінні блоки». Воно також може бути корисним молодим фахівцям ракетно-космічної галузі. Підготовлено на кафедрі літальних апаратів. УДК 629.78.05 ББК 39.62 ISBN 978-5-7883-0608-7 2 © Петровичев М. А., Гуртов АС, 2007 © Самарський державний аерокосмічний університет, 2007 Н А Ц І О А Н Л Ь Н Ы Е П Р Е Ы

стор.2

Система електропостачання бортового комплексу космічних апаратів Зі всіх видів енергії електрична є найбільш універсальною. Порівняно з іншими видами енергії вона має ряд переваг: електрична енергія легко перетворюється на інші види енергії, ККД електричних установок значно вищий за ККД установок, що працюють на інших видах енергії, електричну енергію легко передавати по проводах до споживача, електрична енергія легко розподіляється між споживачами. Автоматизація процесів керування польотом будь-яких космічних апаратів (КА) немислима без електричної енергії. Електрична енергія використовується для приведення в дію всіх елементів пристроїв та обладнання КА (рухова група, органів управління, систем зв'язку, приладового комплексу, опалення тощо). Система електропостачання (СЕС) КА є одним із найважливіших систем, які забезпечують працездатність КА. Основні вимоги до СЕС: необхідний запас енергії для здійснення всього польоту, надійна робота в умовах невагомості, необхідна надійність, що забезпечується резервуванням (за потужністю) основного джерела та буфера, відсутність виділень та споживання газів, здатність працювати в будь-якому положенні у просторі, мінімальна маса, мінімальна вартість. Вся електроенергія, необхідна для виконання програми польоту (для штатного режиму, а також для деяких нештатних), повинна знаходитися на борту КА, оскільки її заповнення можливе тільки для населених станцій. Надійність СЕС багато в чому визначається 3

• Як видалити програму в смартфоні Lenovo
• Найкращі емулятори андроїда на пк
• Чи варто оновлюватись на айос 11
• Мережевий аналізатор трафіку сніффер
• FRP: Функціональне Реактивне Програмування як воно є
• Повне проходження гта 5
• Установка модів у сан санандрес Як завантажити моди на санандрес
• Не встановлюється Windows Як працює цей скрипт wufuc від Zeffy
• З яких готелів в Рабаці відкриваються чудові краєвиди?
• Які розетки та напруги використовуються в різних країнах світу

• Як змінилася демілітаризована зона між північною та південною кореями Зміна налаштувань приватності
• Аеропорт Афіни: Як дістатися до центру, до портів: Труднощі та рішення
• Пам'ятки сарагосу, іспанія Таксі
• Роздільна здатність ммс. Все про ммс від мтс. Замовлення автоматичних налаштувань МТС
• Технології мобільного зв'язку та швидкість передачі даних
• Офіційний заступник флагмана
• МТС: нові «Smart» та «Безлімітище
• МТС: нові «Smart» та «Безлімітище
• Wi-Fi - це технологія, яка забезпечує бездротовий зв'язок для передачі даних на близькі відстані між різними пристроями
• Wap-Click партнерки - рейтинг найкращих партнерських програм