Хорошо видны 6 панелей солнечных батарей, жёстко закреплённых на корпусе. Для максимизации мощности такой установки необходима постоянная ориентация корпуса аппарата на Солнце, что потребовало разработки оригинальной системы управления ориентацией

Система энергоснабжения космического аппарата (система энергопитания , СЭП ) - система космического аппарата , обеспечивающая электропитание других систем, является одной из важнейших систем, во многом именно она определяет геометрию космических аппаратов, конструкцию, массу, срок активного существования. Выход из строя системы энергоснабжения ведёт к отказу всего аппарата.

В состав системы энергопитания обычно входят: первичный и вторичный источник электроэнергии, преобразующие, зарядные устройства и автоматика управления.

Параметры системы

Требуемая мощность энергетической установки аппарата непрерывно растёт по мере освоения новых задач. Так первый искусственный спутник Земли (1957 год) обладал энергоустановкой мощностью порядка 40 Вт , аппарат Молния-1+ (1967 год) обладал установкой мощностью 460 Вт , спутник связи Яхсат 1Б (2011 год) - 12 кВт .

Сегодня большинство бортовой аппаратуры космических аппаратов иностранного производства питается постоянным напряжением 50 или 100 вольт. При необходимости обеспечения потребителя переменным напряжением или постоянным нестандартной величины используются статические полупроводниковые преобразователи.

Первичные источники энергии

В качестве первичных источников используются различные генераторы энергии:

• , в частности:

В состав первичного источника входит не только собственно генератор электроэнергии, но и обслуживающие его системы, например система ориентации солнечных батарей .

Часто источники энергии комбинируют, например, солнечную батарею с химическим аккумулятором.

Солнечные батареи

На сегодняшний день солнечные батареи считаются одним из самых надёжных и достаточно хорошо отработанных вариантов обеспечения космического аппарата энергией.

Мощность излучения Солнца на орбите Земли составляет 1367 Вт/м² . Это позволяет получать примерно 130 Вт на 1 м² поверхности солнечных батарей (при КПД 8…13 %). Солнечные батареи располагают или на внешней поверхности аппарата или на раскрывающихся жёстких панелях. Для максимизации отдаваемой батареями энергии перпендикуляр к их поверхности должен быть направлен на Солнце с точностью 10…15˚. В случае жёстких панелей это достигается или ориентацией самого КА или специализированной автономной электромеханической системой ориентации солнечных батарей , при этом панели подвижны относительно корпуса аппарата. На некоторых спутниках применяют не ориентируемые батареи, располагая их на поверхности так, чтобы при любом положении аппарата обеспечивалась необходимая мощность.

Солнечные батареи со временем деградируют под действием следующих факторов:

• метеорная эрозия уменьшающая оптические свойства поверхности фотоэлектрических преобразователей;
• радиационное излучение понижающее фотоэдс, особенно при солнечных вспышках и при полёте в радиационном поясе Земли ;
• термические удары из-за глубокого охлаждения конструкции на затенённых участках орбиты, нагрева на освещённых и наоборот. Это явление разрушает крепление отдельных элементов батареи, соединения между ними.

Существует ряд мер по защите батарей от этих явлений. Время эффективной работы солнечных батарей составляет несколько лет, это один из лимитирующих факторов, определяющих время активного существования космического аппарата.

При затенении батарей в результате манёвров или входа в тень планеты выработка энергии фотоэлектрическими преобразователям прекращается, поэтому систему энергопитания дополняют химическими аккумуляторами (буферные химические батареи).

Аккумуляторные батареи

Самыми распространёнными в космической технике являются никель-кадмиевые аккумуляторы , так как они обеспечивают наибольшее количество циклов заряд-разряд и имеют лучшую стойкость к перезаряду. Эти факторы выходят на первый план при сроках службы аппарата более года. Другой важной характеристикой химического аккумулятора является удельная энергия, определяющая массо-габаритные характеристики батареи. Ещё одна важная характеристика - это надёжность , так как резервирование химических аккумуляторов крайне нежелательно из-за их высокой массы. Используемые в космической технике аккумуляторы, как правило, имеют герметичное исполнение; герметичность обычно достигается с помощью металло-керамических уплотнений . К батареям также предъявляются следующие требования:

• высокие удельные массогабаритные характеристики;
• высокие электрические характеристики;
• широкий диапазон рабочих температур;
• возможность зарядки низкими токами;
• низкие токи саморазряда .

Помимо основной функции аккумуляторная батарея может играть роль стабилизатора напряжения бортовой сети, так как в рабочем диапазоне температур её напряжение меняется мало при изменении тока нагрузки.

Топливные элементы

Впервые этот тип источника энергии был использован на космическом аппарате Джемини в 1966 году. Топливные элементы имеют высокие показатели по массо-габаритным характеристиками и удельной мощности по сравнению с парой солнечные батареи и химический аккумулятор, устойчивы к перегрузкам, имеют стабильное напряжение, бесшумны. Однако они требуют запаса топлива, потому применяются на аппаратах со сроком нахождения в космосе от нескольких дней до 1-2 месяцев.

Используются в основном водород-кислородные топливные элементы, так как водород обеспечивает наивысшую калорийность , и, кроме того, образовавшаяся в результате реакции вода может быть использована на пилотируемых космических аппаратах. Для обеспечения нормальной работы топливных элементов необходимо обеспечить отвод образующихся в результате реакции воды и тепла. Ещё одним сдерживающим фактором является относительно высокая стоимость жидкого водорода и кислорода , сложность их хранения.

Владельцы патента RU 2598862:

Использование: в области электротехники для электроснабжения космических аппаратов от первичных источников разной мощности. Технический результат - повышение надежности электроснабжения. Система электроснабжения космического аппарата содержит: группу солнечных батарей прямого солнечного света (1), группу солнечных батарей отраженного солнечного света (7), генерирующий контур (8), стабилизатор напряжения (2), зарядное устройство (3), разрядное устройство (4), аккумуляторную батарею (5), выпрямительное устройство (9), контроллер заряда аккумуляторной батареи (10) и потребителей (6). Переменное напряжение с генерирующего контура (8) преобразуется в постоянное в блоке (9) и поступает на первый вход контроллера заряда аккумуляторной батареи (10). Постоянное напряжение от солнечных батарей отраженного солнечного света (7) поступает на второй вход контроллера заряда аккумуляторной батареи (10). Суммарное напряжение от генерирующего контура и солнечных батарей отраженного солнечного света с первого выхода контроллера (10) попадает на второй вход аккумуляторной батареи (5). Со второго выхода контроллера на первый вход аккумуляторной батареи (5) поступают сигналы управления переключателями (15-21), имеющими контакты 1-3, и выключателями (22-25), имеющими контакты 1-2. Количество управляемых коммутационных аппаратов зависит от числа аккумуляторов в батарее. Для подзаряда выбранного аккумулятора (11-14) на соответствующих переключателях их первые контакты размыкаются с третьим и замыкаются со вторым, на соответствующих выключателях первый и второй контакты замыкаются. Подключенный таким образом ко второму входу батареи соответствующий аккумулятор подзаряжается номинальным зарядным током до поступления команды от контроллера (10) на смену очередного аккумулятора. Потребитель (6) получает питание от оставшихся аккумуляторов, в обход отключенного, с первого выхода батареи (5). 5 ил.

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано в составе космических аппаратов, стабилизированных вращением.

Известна система электроснабжения космического аппарата с общими шинами (аналог), которая содержит солнечные батареи (первичный источник энергии), аккумуляторную батарею, потребителей. Недостатком данной системы является то, что напряжение в данной системе является нестабилизированным. Это ведет к потерям энергии в кабельных сетях и во встроенных индивидуальных стабилизаторах потребителей .

Известна система электроснабжения космического аппарата с разделенными шинами и с параллельным включением стабилизатора напряжения (аналог), которая содержит зарядное устройство, разрядное устройство, аккумуляторную батарею. Недостатком ее является невозможность использования в ней экстремального регулятора мощности солнечных батарей .

Наиболее близким по технической сущности к предлагаемой системе является система электроснабжения космического аппарата с разделенными шинами и с последовательно-параллельным включением стабилизатора напряжения 2 (прототип), которая также содержит солнечные батареи прямого солнечного света 1, зарядное устройство 3, разрядное устройство 4, аккумуляторную батарею 5 (фиг. 1) . Недостатком этой системы электроснабжения является отсутствие возможности получения, преобразования и накопления электрической энергии от источников разной мощности, таких как энергия магнитного поля Земли и энергия отраженного солнечного света от поверхности Земли.

Целью изобретения является расширение возможностей системы электроснабжения космических аппаратов по получению, преобразованию и накоплению электроэнергии от различных первичных источников разной мощности, что позволяет увеличить срок активного существования и энерговооруженность космических аппаратов .

На фиг. 2 изображена система электроснабжения космического аппарата, стабилизированного вращением, на фиг. 3 - аккумуляторная батарея, содержащая управляемые контроллером коммутационные аппараты; на фиг. 4 - внешний вид космического аппарата, стабилизированного вращением, на фиг. 5 схематично показан один из вариантов движения космического аппарата, стабилизированного вращением, по орбите.

Система электроснабжения космического аппарата, стабилизированного вращением, содержит группу солнечных батарей 7, предназначенных для преобразования отраженного от Земли солнечного света в электрическую энергию, генерирующий контур 8, представляющим собой совокупность проводников (обмотку), расположенных вдоль корпуса космического аппарата, в которых наводится электродвижущая сила за счет вращения космического аппарата в вокруг своей оси в магнитном поле Земли, выпрямительным устройством 9, контроллер заряда аккумуляторной батареи от источников электроэнергии разной мощности 10, аккумуляторную батарею 5, содержащую управляемые контроллером коммутационные аппараты 15-25, осуществляющие подключение или отключение отдельных аккумуляторов 11-14 к контроллеру 9 для их подзаряда малым током (фиг. 2).

Система функционирует следующим образом. В процессе вывода космического аппарата на орбиту он закручивается таким образом, чтобы ось вращения аппарата и солнечные батареи прямого солнечного света были ориентированы на Солнце (фиг. 4). Во время движения вращающегося космического аппарата по орбите генерирующий контур пресекает линии индукции магнитного поля Земли со скоростью вращения космического аппарата вокруг своей оси. В результате по закону электромагнитной индукции в генерирующем контуре наводится электродвижущая сила

где µ o - магнитная постоянная, Н - напряженность магнитного поля Земли, S в - площадь генерирующего контура, N c - количество витков в контуре, ω - угловая частота вращения.

При замыкании генерирующего контура на нагрузку в цепи потребитель-генерирующий контур протекает ток. Мощность генерирующего контура зависит от вращающего момента космического аппарата вокруг своей оси

где J KA - момент инерции космического аппарата.

Таким образом, генерирующий контур является дополнительным источником электроэнергии на борту космического аппарата.

Переменное напряжение с генерирующего контура 8 выпрямляется на блоке 9 и поступает на первый вход контроллера заряда аккумуляторной батареи 10. Постоянное напряжение от солнечных батарей отраженного солнечного света 7 поступает на второй вход контроллера заряда аккумуляторной батареи 10. Суммарное напряжение с первого выхода контроллера 10 попадает на второй вход аккумуляторной батареи 5. Со второго выхода контроллера на первый вход аккумуляторной батареи 5 поступают сигналы управления переключателями 15-21, имеющими контакты 1-3, и выключателями 22-25, имеющими контакты 1-2. Количество управляемых коммутационных аппаратов зависит от числа аккумуляторов в батарее. Для подзаряда выбранного аккумулятора (11-14) на соответствующих переключателях их первые контакты размыкаются с третьим и замыкаются со вторыми, на соответствующих выключателях первый и второй контакты замыкаются. Подключенный таким образом ко второму входу батареи соответствующий аккумулятор подзаряжается малым током до поступления команды от контроллера 10 на смену очередного аккумулятора. Потребитель получает питание от оставшихся аккумуляторов в обход отключенного с первого выхода батареи 5.

При нахождении космического аппарата на орбите в положении 1 (фиг. 4, 5) солнечные батареи отраженного солнечного света ориентированы на Землю. В этот момент входящее в систему электроснабжения космического аппарата зарядное устройство 3 получает электроэнергию от солнечных батарей прямого солнечного света 1, а контроллер заряда аккумулятора 10 получает электроэнергию от солнечных батарей отраженного солнечного света 7 и генерирующего контура 8. В положении космического аппарата 2 солнечные батареи прямого солнечного света 1 остаются направленными на Солнце, в то время как солнечные батареи отраженного солнечного света частично затеняются. В этот момент зарядное устройство 3 системы электроснабжения космического аппарата продолжает получать электроэнергию от солнечных батарей прямого солнечного света, а контроллер 10 теряет часть энергии от блока 7, но продолжает получать энергию от блока 8 через выпрямитель 9. В положении космического аппарата 3 все группы солнечных батарей затенены, зарядное устройство 3 не получает электроэнергию от солнечных батарей 1, а бортовые потребители космического аппарата получают электроэнергию от аккумуляторной батареи. Контроллер заряда аккумуляторной батареи продолжает получать энергию от генерирующего контура 8, подзаряжая очередной аккумулятор. В положение космического аппарата 4 солнечные батареи прямого солнечного света 1 вновь освещаются Солнцем, в то время как солнечные батареи отраженного солнечного света частично затеняются. В этот момент зарядное устройство 3 системы электроснабжения космического аппарата продолжает получать электроэнергию от солнечных батарей прямого солнечного света, а контроллер 10 теряет часть энергии от блока 7, но продолжает получать энергию от блока 8 через выпрямитель 9.

Таким образом, система электроснабжения космического аппарата, стабилизированного вращением, способна получать, преобразовывать и накапливать: а) энергию прямого и отраженного от солнечного света; б) кинетическую энергию вращения космического аппарата в магнитном поле Земли. В остальном функционирование предлагаемой системы аналогично известной.

Технический результат - увеличение срока активного существования и энерговооруженности космического аппарата, достигается за счет использования в составе системы электроснабжения космического аппарата микроконтроллерного зарядного устройства, позволяющей осуществить зарядку аккумуляторной батареи от источников электрической энергии разной мощности (отраженного солнечного света и энергии магнитного поля Земли).

Практическая реализация функциональных узлов предлагаемого изобретения может быть выполнена следующим образом.

В качестве генерирующего контура может быть использована трехфазная двухслойная обмотка с изолированным медным проводом, что позволит приблизить форму кривой электродвижущей силы к синусоиде . В качестве выпрямителя может быть использована мостовая схема трехфазного выпрямителя с маломощными диодами типа Д2 и Д9, что позволит снизить пульсацию выпрямленного напряжения . В качестве контроллера заряда аккумуляторной батареи может быть использован микроконтроллер МАХ 17710. Он может работать с нестабильными источниками, имеющими диапазон выходных мощностей от 1 мкВт до 100 мВт. Устройство имеет встроенный повышающий преобразователь для заряда элементов питания от источников с типовым значением выходного напряжения 0.75 В и встроенный регулятор для защиты батарей от перезаряда . В качестве аккумуляторной батареи, содержащей управляемые контроллером коммутационные аппараты, могут быть использованы литий-ионные аккумуляторные батареи с подсистемой выравнивания напряжения аккумуляторов (системы балансировки). Она может быть выполнена на основе контроллера MSP430F1232 .

Таким образом, отличительные признаки предлагаемого устройства способствуют достижению поставленной цели.

Источники информации

1. Аналоговый мир Maxim. Новые микросхемы / Группа компаний симметрон // Выпуск №2, 2013. - 68 с.

2. Грилихес В.А. Солнечная энергия и космические полеты / В.А. Грилихес, П.П. Орлов, Л.Б. Попов - М.: Наука, 1984. - 211 с.

3. Каргу Д.Л. Системы электроснабжения космических аппаратов / Д.Л. Каргу, Г.Б. Стеганов [и др.] - СПб.: ВКА им. А.Ф. Можайского, 2013. - 116 с.

4. Кацман М.М. Электрические машины / М.М. Кацман. - учеб. пособие для учащихся спец. техникумов. - 2-е изд., перераб. и доп. - М.: Высш. Шк., 1990. - 463 с.

5. Прянишников В.А. Электроника. Курс лекций / В.А. Прянишников - СПб.: ООО «Крона принт», 1998. - 400 с.

6. Рыкованов А.Н. Системы питания Li-ion аккумуляторных батарей / А.Н. Рыкованов // Силовая Электроника. - 2009. - №1.

7. Чилин Ю.Н. Моделирование и оптимизация в энергетических системах КА / Ю.Н. Чилин. - СПб.: ВИКА, 1995. - 277 с.

Система электроснабжения космического аппарата, содержащая группу солнечных батарей прямого солнечного света, зарядное устройство, получающее электроэнергию от солнечных батарей прямого солнечного света, разрядное устройство, питающее потребителей от аккумуляторной батареи, стабилизатор напряжения, питающий потребителей от солнечной батареи прямого солнечного света, отличающаяся тем, что дополнительно содержит группу солнечных батарей, предназначенных для преобразования отраженного от Земли солнечного света в электрическую энергию, генерирующий контур, представляющий собой совокупность проводников (обмотку), расположенных на корпусе космического аппарата, в которых наводится электродвижущая сила за счет вращения космического аппарата вокруг своей оси в магнитном поле Земли, выпрямительное устройство, а также содержит контроллер заряда аккумуляторной батареи от источников электроэнергии разной мощности, аккумуляторную батарею, дополнительно содержащую управляемые контроллером коммутационные аппараты, осуществляющие подключение или отключение отдельных аккумуляторов к контроллеру для их подзаряда.

Похожие патенты:

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано для обеспечения электропитания космических аппаратов (КА) и станций. Технический результат - использование системы терморегулирования для получения дополнительной энергии.

Изобретение относится к области электротехники. Автономная система электропитания содержит солнечную батарею, накопитель электроэнергии, зарядно-разрядное устройство и нагрузку, состоящую из одного или нескольких стабилизаторов напряжения с подключенными к их выходам конечными потребителями электроэнергии.

Изобретение относится к электротехнической промышленности и может быть использовано при проектировании автономных систем электропитания искусственных спутников Земли (ИСЗ). Технический результат - повышение удельных энергетических характеристик и надежности автономной системы электропитания ИСЗ. Предлагается способ питания нагрузки постоянным током в автономной системе электропитания искусственного спутника Земли от солнечной батареи и комплекта из вторичных источников электроэнергии - аккумуляторных батарей, содержащих Nакк аккумуляторов, соединенных последовательно, заключающийся в стабилизации напряжения на нагрузке, проведении заряда и разряда аккумуляторных батарей через индивидуальные зарядные и разрядные преобразователи, при этом разрядные преобразователи выполнены без вольтодобавочных узлов, для чего число аккумуляторов Nакк в каждой аккумуляторной батарее выбирают из соотношения: Nакк≥(Uн+1)/Uакк.мин, где Nакк - число аккумуляторов в последовательной цепи каждой аккумуляторной батареи; Uн - напряжение на выходе автономной системы электропитания, В; Uакк.мин - минимальное разрядное напряжение одного аккумулятора, В, зарядные преобразователи выполнены без вольтодобавочных узлов, для чего напряжение в рабочей точке солнечной батареи выбирают из соотношения:Uрт>Uакк.макс·Nакк+1, где Uрт - напряжение в рабочей точке солнечной батареи в конце гарантированного ресурса ее работы, В; Uакк.макс - максимальное зарядное напряжение одного аккумулятора, В, при этом рассчитанное число аккумуляторов Nакк дополнительно увеличивают исходя из соотношения: Nакк≥(Uн+1)/Uакк.мин+Nотказ, где Nотказ - число допустимого отказа аккумуляторов, а стабилизацию напряжения на нагрузке и заряд аккумуляторных батарей проводят с использованием экстремального регулирования напряжения солнечной батареи.

Изобретение относится к области электротехники. Технический результат заключается в расширении эксплуатационных возможностей системы, увеличении его нагрузочной мощности и обеспечении максимальной бесперебойности работы при поддержании оптимальных параметров работы аккумуляторной батареи при питании потребителей постоянным током.

Изобретение относится к области солнечной энергетики, в частности к непрерывно следящим за Солнцем солнечным установкам как с концентраторами солнечного излучения, так и с плоскими кремниевыми модулями, предназначенным для питания потребителей, например, в районах ненадежного и децентрализованного электроснабжения.

Изобретение относится к электротехнической промышленности и может быть использовано при проектировании автономных систем электропитания искусственных спутников Земли (ИСЗ).

Изобретение относится к системам поворота солнечной батареи (СПСБ) космического аппарата (КА). Изобретение предназначено для размещения элементов СПСБ для вращения солнечной батареи большой мощности и передачи электроэнергии с солнечной батареи на КА.

Изобретение относится к области преобразования солнечной энергии и её передачи наземным потребителям. Космическая электростанция содержит солнечный коллектор (1) лепесткового типа, корпус станции (2) и пучок (3) СВЧ-антенн. Коллектор (1) выполнен из пластин (панелей) фотоэлектрических преобразователей - как основных, так и вспомогательных. Пластины имеют прямоугольную и треугольную форму. Их соединения выполнены в виде автоматических крючков и петель, которые при развёртывании коллектора соединяются посредством многолепесткового механизма. В сложенном виде коллектор (1) имеет форму куба. Антенны пучка (3) фокусируют СВЧ-энергию на усилитель, передающий эту энергию на наземные электростанции. Технический результат изобретения направлен на повышение эффективности преобразования и передачи энергии потребителям на обширных территориях Земли. 16 ил.

Использование: в области электротехники для электроснабжения космических аппаратов от первичных источников разной мощности. Технический результат - повышение надежности электроснабжения. Система электроснабжения космического аппарата содержит: группу солнечных батарей прямого солнечного света, группу солнечных батарей отраженного солнечного света, генерирующий контур, стабилизатор напряжения, зарядное устройство, разрядное устройство, аккумуляторную батарею, выпрямительное устройство, контроллер заряда аккумуляторной батареи и потребителей. Переменное напряжение с генерирующего контура преобразуется в постоянное в блоке и поступает на первый вход контроллера заряда аккумуляторной батареи. Постоянное напряжение от солнечных батарей отраженного солнечного света поступает на второй вход контроллера заряда аккумуляторной батареи. Суммарное напряжение от генерирующего контура и солнечных батарей отраженного солнечного света с первого выхода контроллера попадает на второй вход аккумуляторной батареи. Со второго выхода контроллера на первый вход аккумуляторной батареи поступают сигналы управления переключателями, имеющими контакты 1-3, и выключателями, имеющими контакты 1-2. Количество управляемых коммутационных аппаратов зависит от числа аккумуляторов в батарее. Для подзаряда выбранного аккумулятора на соответствующих переключателях их первые контакты размыкаются с третьим и замыкаются со вторым, на соответствующих выключателях первый и второй контакты замыкаются. Подключенный таким образом ко второму входу батареи соответствующий аккумулятор подзаряжается номинальным зарядным током до поступления команды от контроллера на смену очередного аккумулятора. Потребитель получает питание от оставшихся аккумуляторов, в обход отключенного, с первого выхода батареи. 5 ил.

Изобретение относится к области космической энергетики, в частности к бортовым системам электропитания космических аппаратов (КА). Согласно изобретению система электропитания космического аппарата состоит из солнечной батареи, стабилизатора напряжения, аккумуляторной батареи, экстремального регулятора мощности, причем стабилизатор напряжения солнечной батареи и разрядное устройство аккумуляторной батареи выполнены в виде мостовых инверторов с общим трансформатором, при этом вход зарядного устройства соединен с выходной обмоткой трансформатора, к другим выходным обмоткам трансформатора подключены устройства питания нагрузок со своими номиналами выходного напряжения переменного или постоянного тока, причем одно из устройств питания нагрузки соединено со стабилизатором солнечной батареи и разрядным устройством аккумуляторной батареи. Техническим результатом является расширение возможностей системы электропитания КА, повышение качества выходного напряжения, снижение затрат на разработку и изготовление, сокращение сроков разработки системы. 1 ил.

Рисунки к патенту РФ 2396666

Предлагаемое изобретение относится к области космической энергетики, конкретнее к бортовым системам электропитания (СЭП) космических аппаратов (КА).

Широко известны системы электропитания КА, состоящие из солнечной батареи, аккумуляторной батареи, а также комплекса электронного оборудования, обеспечивающего совместную работу указанных источников на нагрузку КА, преобразование и стабилизацию напряжения.

Тактико-технические характеристики СЭП, а для космической техники важнейшая из них - удельная мощность, т.е. отношение мощности, вырабатываемой системой электропитания, к ее массе (Руд=Рсэп/Мсэп), зависят прежде всего от удельно-массовых характеристик используемых источников тока, но и в значительной мере от принятой структурной схемы СЭП, формируемой комплексом электронного оборудования СЭП, который определяет режимы эксплуатации источников и эффективность использования их потенциальных возможностей.

Известны системы электропитания КА со структурными схемами, которые обеспечивают: стабилизацию постоянного напряжения на нагрузке (с точностью до 0,5-1,0% от номинального значения), стабилизацию напряжения на солнечной батарее, при котором обеспечивается съем мощности с нее вблизи оптимальной рабочей точки вольт-амперной характеристики (ВАХ), а также реализуются оптимальные алгоритмы управления режимами эксплуатации аккумуляторных батарей, позволяющие обеспечить максимально возможные емкостные параметры в процессе длительного циклирования батарей на орбите. В качестве примера таких систем электропитания приведем проект СЭП для геостационарного связного КА в статье A POWER, FOR A TELECOMMUNICATION SATELLITE. L.Croci, P.Galantini, C.Marana (Proceedings of the European Space Power Conference held in Graz, Austria, 23-27 August 1993 (ESA WPP-054, August 1993). Предложена СЭП мощностью 5 кВт, с напряжением 42 В. КПД использования мощности солнечной батареи - 97%, эффективность использования емкости аккумуляторной батареи - 80% (в конце 15-летнего срока службы КА).

В структурной схеме СЭП предусмотрено разбиение солнечной батареи на 16 секций, каждая из которых регулируется собственным шунтовым стабилизатором напряжения, а выходы секций через развязывающие диоды подключены к общей стабилизированной шине, на которой поддерживается 42 B±1%. Шунтовые стабилизаторы поддерживают на секциях солнечной батареи напряжение 42 B, а проектирование солнечной батареи ведется т.о., чтобы в конце 15 лет оптимальная рабочая точка ВАХ соответствовала этому напряжению.

По аналогичной структурной схеме выполнено абсолютное большинство систем электропитания зарубежных и ряд отечественных КА, таких как, например, HS-702, А-2100 (США), Spacebus-3000, 4000 (Западная Европа), Sesat, «Экспресс-АМ», «Ямал» (Россия) и т.п.

В статье «Приборный комплекс систем электропитания ИСЗ с экстремальным регулированием мощности солнечной батареи», авторы В.С.Кудряшов, М.В.Нестеришин, А.В.Жихарев, В.О.Эльман, А.С.Поляков (ж. Приборостроение, том.47, апрель 2004 г., № 4) приводится описание структурной схемы СЭП с экстремальным регулятором мощности солнечной батареи, показан эффект от такого регулирования на геостационарном спутнике связи «Экспресс-А», составивший по результатам летных измерений до 5% увеличения выходной мощности батареи. По схеме с экстремальным регулятором солнечной батареи выполнены СЭП многих отечественных КА, таких как геостационарные КА «Галс», «Экспресс», высокоорбитальные «Глонасс-М», низкоорбитальные «Гонец» и др.

При достигнутых высоких тактико-технических характеристиках СЭП современных КА они имеют общий недостаток - они не универсальны, что ограничивает область их использования.

Известно, что для питания различной аппаратуры конкретного КА требуются несколько номиналов питающего напряжения, от единиц до десятков и сотен вольт, в то время как в реализованных СЭП формируется единая шина питания постоянного напряжения с одним номиналом, например, 27 B, или 40 B, или 70 B, или 100 B.

При переходе с одного номинала напряжения питания аппаратуры на другой требуется разработка новой системы электропитания с кардинальной переработкой источников тока - солнечной и аккумуляторной батарей и с соответствующими временными и финансовыми издержками.

В особенности этот недостаток сказывается при создании новых модификаций КА на основе базового варианта, что является магистральным направлением в современном космическом аппаратостроении.

Другим недостатком систем является низкая помехозащищенность потребителей электроэнергии на борту космического аппарата. Это объясняется наличием гальванической связи между шинами питания аппаратуры и источниками тока. Поэтому при резких колебаниях нагрузки, например в моменты включения или отключения отдельных потребителей, возникают колебания напряжения на общей выходной шине системы электропитания, т.н. переходные процессы, вызванные всплесками напряжения на внутреннем сопротивлении источников тока.

Предлагается система электропитания с новой структурной схемой, которая позволяет устранить отмеченные выше недостатки известных систем электропитания космических аппаратов.

Наиболее близким техническим решением к предлагаемому является автономная система электропитания КА по патенту РФ 2297706, выбранная в качестве прототипа.

Прототип обладает теми же недостатками, что и рассмотренные выше аналоги.

Задачей предлагаемого изобретения является расширение возможностей системы электропитания КА, повышение качества выходного напряжения, снижение затрат на разработку и изготовление, сокращение сроков разработки системы.

Суть заявляемого изобретения поясняется чертежом.

Система электропитания состоит из солнечной батареи 1, аккумуляторной батареи 2, стабилизатора напряжения солнечной батареи 3, разрядного устройства аккумуляторной батареи 4, зарядного устройства аккумуляторной батареи 5, экстремального регулятора мощности солнечной батареи 6, соединенного своими входами с разрядным 4 и зарядным 5 устройствами и с датчиком тока солнечной батареи 7, а выходом - со стабилизатором напряжения солнечной батареи 3.

Стабилизатор 3 и разрядное устройство 4 выполнены в виде мостовых инверторов. Описания подобных мостовых инверторов приведены, например, в статьях: «Высокочастотные преобразователи напряжения с резонансным переключением», автор А.В.Лукин (ж.ЭЛЕКТРОПИТАНИЕ, научно-технический сборник выпуск 1, под редакцией Ю.И.Конева. Ассоциация «Электропитание», 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, ОН), а также в статье СТРУКТУРНАЯ СХЕМА И 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 устройства: Сб. научных трудов НПЦ «Полюс». - Томск: МГП «РАСКО» при издательстве «Радио и связь», 2001, 568 с.

Выходные обмотки 9, 10 стабилизатора и разрядного устройства соответственно соединены с общим трансформатором 8 в качестве его первичных обмоток. Солнечная батарея 1 соединена со стабилизатором 3 плюсовой и минусовой шинами, причем в одной из шин установлен упомянутый датчик тока 7. Аккумуляторная батарея 2 соединена с разрядным устройством плюсовой и минусовой шинами. Зарядное устройство 5 своим входом соединено с вторичной обмоткой 11 трансформатора 8, а выходом - с плюсовой и минусовой шинами аккумуляторной батареи 2.

С вторичными обмотками 12 трансформатора 8 соединены устройства питания 13 нагрузок 14 со своими номиналами выходного напряжения переменного тока и с вторичными обмотками 15 трансформатора 8 соединены устройства питания 16 нагрузок 17 постоянного тока со своими номиналами напряжения, одно из устройств питания 18 нагрузки 19 постоянного или переменного тока, соединенного с вторичной обмоткой 20 трансформатора 8, выбрано в качестве основного, и по нему осуществляют стабилизацию напряжения на вторичной обмотке 20 трансформатора 8. С этой целью устройство 18 соединено обратными связями со стабилизатором 3 и разрядным устройством 4.

Формирование переменного напряжения на выходной обмотке 9 стабилизатора 3 обеспечивается его схемой управления 21, которая по определенному закону открывает попарно транзисторы 22, 23 и 24, 25 соответственно.

Аналогичным образом формируется переменное напряжение на выходной обмотке 10 разрядного устройства 4 его схемой управления 26 транзисторами 27, 28 и 29, 30 соответственно.

Экстремальный регулятор мощности 6 с учетом показаний датчика тока 7 и напряжения на солнечной батарее 1 выдает сигнал коррекции на изменение закона открытия транзисторов стабилизатора 3 таким образом, чтобы на солнечной батарее устанавливалось напряжение, равное оптимальному напряжению вольт-амперной характеристики (ВАХ) солнечной батареи.

Система электропитания работает в следующих основных режимах.

1. Питание нагрузок от солнечной батареи.

При превышении мощности солнечной батареи над суммарной мощностью, потребляемой нагрузками, мостовым стабилизатором 3 с помощью обратной связи устройства 18 и стабилизатора 3 на вторичной обмотке 20 трансформатора 8 поддерживается стабильное напряжение на уровне, при котором обеспечивается требуемая стабильность напряжения на нагрузке 19. При этом на вторичных обмотках 11, 12, 15 трансформатора также поддерживается стабильное переменное напряжение с учетом коэффициентов трансформации обмоток. Аккумуляторная батарея 2 полностью заряжена. Зарядное 5 и разрядное 4 устройства выключены, экстремальный регулятор 6 отключен.

2. Заряд аккумуляторной батареи.

При появлении необходимости заряда аккумуляторной батареи зарядное устройство 5 формирует сигнал на включение заряда и обеспечивает его, преобразовывая переменный ток с вторичной обмотки 11 трансформатора 8 в постоянный ток заряда батареи. Сигнал о включении зарядного устройства 5 поступает также на вход экстремального регулятора 6, который включает стабилизатор 3 в режим экстремального регулирования мощности солнечной батареи. Величина зарядного тока аккумуляторной батареи определяется разницей между мощностью солнечной батареи в оптимальной рабочей точке ее вольт-амперной характеристики и суммарной мощностью нагрузок. Разрядное устройство отключено.

3. Питание нагрузки от аккумуляторной батареи.

Такой режим формируется при попадании КА в тень Земли, Луны, при возможных аномальных ситуациях с потерей ориентации панелей солнечной батареи, при выведении КА на орбиту, когда панели солнечной батареи сложены. Мощность солнечной батареи равна нулю, и питание нагрузки обеспечивается за счет разряда аккумуляторной батареи. В этом режиме стабилизация напряжения на вторичной обмотке 20 трансформатора 8 обеспечивается разрядным устройством аналогично первому режиму, с помощью обратной связи устройства 18 с разрядным устройством Стабилизатор 3, экстремальный регулятор 6, зарядное устройство 5 отключены.

4. Питание нагрузки совместно от солнечной батареи и аккумуляторной батареи.

Режим формируется при недостатке мощности солнечной батареи для питания всех подключенных потребителей, например при включении пиковых нагрузок, при маневрах КА для коррекции орбиты, при входах и выходах КА из теневых участков орбиты и т.п.

В этом режиме стабилизатор 3 экстремальным регулятором 6 по сигналу из разрядного устройства 4 включается в режим экстремального регулирования мощности солнечной батареи 1, а недостающая для питания нагрузок мощность добавляется за счет разряда аккумуляторной батареи 2. Стабилизация напряжения на вторичной обмотке 20 трансформатора 8 обеспечивается разрядным устройством 4 с помощью обратной связи устройства 18 с разрядным устройством 4.

Система электропитания работает полностью в автоматическом режиме.

Предлагаемая система электропитания КА имеет следующие преимущества перед известными системами:

обеспечивает на выходе необходимые для питания разнообразных нагрузок КА стабильные номиналы напряжения постоянного или переменного тока, что расширяет ее возможности применения на КА различных классов или при модернизации существующих аппаратов;

более высокое качество напряжения питания нагрузок за счет снижения помех, т.к. шины питания нагрузок гальванически (через трансформатор) развязаны от шин источников тока;

обеспечивается высокая степень унификации системы и возможность ее адаптации к изменяющимся условиям применения на различных типах КА или их модификациях с минимальной доработкой в части устройств питания нагрузок, не затрагивая базовые узлы системы (солнечную и аккумуляторную батареи, стабилизатор, зарядное и разрядное устройства),

обеспечивается возможность независимого проектирования и оптимизации источников тока по напряжению, выбору типоразмеров аккумуляторов, единичных генераторов солнечной батареи и т.п.;

сокращается время и снижаются затраты на разработку и изготовление системы электропитания.

В настоящее время в ОАО «ИСС» им. М.Ф.Решетнева» совместно с рядом смежных предприятий ведется разработка предлагаемой системы электропитания, идет изготовление отдельных лабораторных узлов устройства. На первых образцах мостового инвертора получен кпд, равный 95-96,5%.

Из известных заявителю патентно-информационных материалов не обнаружена совокупность признаков, сходных с совокупностью признаков заявляемого объекта.

ФОРМУЛА ИЗОБРЕТЕНИЯ

Система электропитания космического аппарата, состоящая из солнечной батареи, подключенной своими плюсовой и минусовой шинами к стабилизатору напряжения, аккумуляторной батареи, подключенной своими плюсовой и минусовой шинами к входу разрядного и выходу зарядного устройств, экстремального регулятора мощности солнечной батареи, соединенного своими входами с датчиком тока, установленным в одной из шин между солнечной батареей и стабилизатором напряжения, разрядным и зарядным устройствами аккумуляторной батареи, а выходом - со стабилизатором напряжения солнечной батареи, отличающаяся тем, что стабилизатор напряжения солнечной батареи и разрядное устройство аккумуляторной батареи выполнены в виде мостовых инверторов с общим трансформатором, при этом вход зарядного устройства соединен с выходной обмоткой трансформатора, к другим же выходным обмоткам трансформатора подключены устройства питания нагрузок со своими номиналами выходного напряжения переменного или постоянного тока, причем одно из устройств питания нагрузки соединено со стабилизатором солнечной батареи и разрядным устройством аккумуляторной батареи.

ЕВРАЗИЙСКИЙ НАЦИОНАЛЬНЫЙ УНИВЕРСИТЕТ

Им. Л.Н. Гумилева

Физико-технический факультет

Кафедра Космическая техника и технологии

ОТЧЕТ

ПО ПРОИЗВОДСТВЕННОЙ

ПРАКТИКЕ

АСТАНА 2016

Введение………………………………………………………………………...........3

1 Общие сведения об энергоснабжении космических аппаратов.……………....4

1.1 Первичные источники электроэнергии ………………………………4

1.2 Автоматика системы энергопитания..............................................….5

2 Солнечные космические энергоустановки …………..…………………..…......6

2.1 Солнечные батареи принцип действия и устройство………….….....6

3 Электрохимические космические энергоустановки…………………………..12

3.1 Химические источники тока………………………………………...13

3.2 Серебряно-цинковые аккумуляторные батареи…………………....15

3.3 Кадмиево-никелевые аккумуляторные батареи……………………16

3.4 Никель-водородные аккумуляторные батареи……………………..17

4 Выбор параметров солнечных батарей и буферных накопителей...………...18

4.1 Расчет параметров буферного накопителя…………………………18

4.2 Расчет параметров солнечных батарей……………………………..20

Заключение………………………………………………………………………….23

Список использованных источников……………………………………………...24

Спецификации...……………………………………………………………………25

ВВЕДЕНИЕ

Одной из важнейших бортовых систем любого космического аппарата, которая в первую очередь определяет его тактико-технические характеристики, надежность, срок службы и экономическую эффективность, является система электроснабжения. Поэтому проблемы разработки, исследования и создания систем электроснабжения космических аппаратов имеют первостепенное значение.

Автоматизация процессов управления полетом любых космических аппаратов (КА) немыслима без электрической энергии. Электрическая энергия используется для приведения в действие всех элементов устройств и оборудования КА (двигательная группа, органов управления, систем связи, приборного комплекса, отопления и т. д.).

В целом, система электроснабжения генерирует энергию, преобразует и регулирует её, запасает её для периодов пикового потребления или работы в тени, а также распределят её по космическому аппарату. Подсистема электроснабжения может также преобразовывать и регулировать напряжение или обеспечивать ряд уровней напряжений. Она часто включает и выключает аппаратуру и, для повышения надёжности, защищает от короткого замыкания и изолирует неисправности. Конструкция подсистемы зависит от космической радиации, которая вызывает деградацию солнечных батарей. Срок службы химической батареи часто ограничивает срок службы космического аппарата.

Актуальными проблемами являются изучение особенностей функционирования источников электроэнергии космического назначения. Изучение и освоение космического пространства требуют разработки и создания космических аппаратов различного назначения. В настоящее время наибольшее практическое применение получают автоматические непилотируемые космические аппараты для формирования глобальной системы связи, телевидения, навигации и геодезии, передачи информации, изучения погодных условий и природных ресурсов Земли, а также исследования дальнего космоса. Для их создания необходимо обеспечить очень жесткие требования по точности ориентации аппарата в космосе и коррекции параметров орбиты, а это требует повышения энерговооруженности космических аппаратов.

Общие сведения об энергоснабжении космических аппаратов.

Геометрию космических аппаратов, конструкцию, массу, срок активного существования во многом определяет система энергоснабжения космических аппаратов. Система энергоснабжения или иначе именуемая как система энергопитания (СЭП ) космических аппаратов - система космического аппарата, обеспечивающая электропитание других систем, является одной из важнейших систем. Выход из строя системы энергоснабжения ведет к отказу всего аппарата.

В состав системы энергопитания обычно входят: первичный и вторичный источник электроэнергии, преобразующие, зарядные устройства и автоматика управления.

1.1 Первичные источники энергии

В качестве первичных источников используются различные генераторы энергии:

Солнечные батареи;

Химические источники тока:

Аккумуляторы;

Гальванические элементы;

Топливные элементы;

Радиоизотопные источники энергии;

Ядерные реакторы.

В состав первичного источника входит не только собственно генератор электроэнергии, но и обслуживающие его системы, например система ориентации солнечных батарей.

Часто источники энергии комбинируют, например, солнечную батарею с химическим аккумулятором.

Топливные элементы

Топливные элементы имеют высокие показатели по массогабаритным характеристикам и удельной мощности по сравнению с парой солнечные батареи и химический аккумулятор, устойчивы к перегрузкам, имеют стабильное напряжение, бесшумны. Однако они требуют запаса топлива, потому применяются на аппаратах со сроком нахождения в космосе от нескольких дней до 1-2 месяцев.

Используются в основном водород-кислородные топливные элементы, так как водород обеспечивает наивысшую калорийность, и, кроме того, образовавшаяся в результате реакции вода может быть использована на пилотируемых космических аппаратах. Для обеспечения нормальной работы топливных элементов необходимо обеспечить отвод образующихся в результате реакции воды и тепла. Ещё одним сдерживающим фактором является относительно высокая стоимость жидкого водорода и кислорода, сложность их хранения.

Радиоизотопные источники энергии

Радиоизотопные источники энергии используют в основном в следующих случаях:

Высокая длительность полёта;

Миссии во внешние области Солнечной системы, где поток солнечного излучения мал;

Разведывательные спутники с радаром бокового обзора из-за низких орбит не могут использовать солнечные батареи, но испытывают высокую потребность в энергии.

1.2 Автоматика системы энергопитания

В нее входят устройства управления работой энергоустановки, а также контроля ее параметров. Типичными задачами являются: поддержание в заданных диапазонах параметров системы: напряжения, температуры, давления, переключения режимов работы, например, переход на резервный источник питания; распознавание отказов, аварийная защита источников питания в частности по току; выдача информации о состоянии системы для телеметрии и на пульт космонавтов. В некоторых случаях возможен переход с автоматического на ручное управление либо с пульта космонавтов, либо по командам из наземного центра управления.

Похожая информация.

Разработка конкурентоспособной космической техники требует перехода на новые типы аккумуляторов, отвечающих требованиям систем электроснабжения перспективных космических аппаратов.

В наши дни космические аппараты используются для организации систем связи, навигации, телевидения, изучения погодных условий и природных ресурсов Земли, освоения и изучения дальнего космоса.

Одним из главных условий к подобным аппаратам является точная ориентация в космосе и коррекция параметров движения. Это значительно повышает требования к системе электроснабжения аппарата. Проблемы энерговооруженности космических аппаратов, и, в первую очередь, разработки по определению новых источников электроэнергии, имеют первостепенное значение на мировом уровне.

В настоящее время основными источниками электроэнергии для космических аппаратов являются солнечные и аккумуляторные батареи.

Солнечные батареи по своим характеристикам достигли физического предела. Дальнейшее их совершенствование возможно при использовании новых материалов, в частности, арсенида галлия. Это позволит в 2-3 раза увеличить мощность солнечной батареи или уменьшить ее размер.

Среди аккумуляторных батарей для космических аппаратов сегодня широко используются никель-водородные аккумуляторы. Однако энергомассовые характеристики этих аккумуляторов достигли своего максимума (70-80 Вт*ч/кг). Дальнейшее их улучшение очень ограничено и, кроме того, требует больших финансовых затрат.

В связи с этим, в настоящее время на рынке космической техники происходит активное внедрение литий-ионных аккумуляторов (ЛИА).

Характеристики литий-ионных батарей гораздо выше по сравнению с аккумуляторами других типов при аналогичном сроке службы и количестве циклов заряд-разряд. Удельная энергия литий-ионных аккумуляторов может достигать 130 и более Вт*ч/кг, а коэффициент полезного действия по энергии — 95%.

Немаловажным фактом является и то, что ЛИА одного типоразмера способны безопасно работать при их параллельном соединении в группы, таким образом, несложно формировать литий-ионные аккумуляторные батареи различной емкости.

Одним из главных отличий ЛИА от никель-водородных батарей является наличие электронных блоков автоматики, которые контролируют и управляют процессом заряда-разряда. Они также отвечают за нивелирование разбаланса напряжений единичных ЛИА, и обеспечивают сбор и подготовку телеметрической информации об основных параметрах батареи.

Но все же основным преимуществом литий-ионных аккумуляторов считается снижение массы по сравнению с традиционными батареями. По оценкам специалистов, применение литий-ионных аккумуляторов на телекоммуникационных спутниках мощностью 15-20 кВт позволит снизить массу батарей на 300 кг. Учитывая то, что стоимость вывода на орбиту 1 кг полезной массы составляет около 30 тысяч долларов, это позволит значительно снизить финансовые затраты.

Одним из ведущих российских разработчиков подобных аккумуляторных батарей для космических аппаратов является ОАО «Авиационная электроника и коммуникационные системы» (АВЭКС), входящее в КРЭТ . Технологичный процесс изготовления литий-ионных аккумуляторов на предприятии позволяет обеспечить высокую надежность и снижение себестоимости.