Энергетическая эффективность магнитных систем космических аппаратов. Система энергоснабжения бортового комплекса космических аппаратов (160,00 руб.)

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.

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.

Введение

энергоснабжение солнечный батарея космический

В настоящее время одним из приоритетов стратегического развития научно-технического потенциала республики является создание космической отрасли. Для этого в Казахстане в 2007 году создано Национальное космическое агентство («Казкосмос»), деятельность которого, в первую очередь, направлена на разработку и внедрение целевых космических технологий и развитие космической науки в интересах социально-экономического развития страны.

Научные космические исследования в Казкосмосе проводятся, в основном, в АО «Национальный центр космических исследований и технологий» (АО «НЦКИТ»), в состав которого входят четыре научно-исследовательских института: Астрофизический институт им. В.Г. Фесенкова, Институт ионосферы, Институт космических исследований, Институт космической техники и технологий. АО «НЦКИТ» имеет большую экспериментальную базу: парк современной измерительной аппаратуры, полигоны, обсерватории, научные центры для проведения фундаментальных и прикладных научных исследований в области космической деятельности по утвержденным приоритетам.

Акционерное общество «Национальный центр космических исследований и технологий» АО «НЦКИТ» организовано путем реорганизации Республиканского государственного предприятия на праве хозяйственного ведения «Центр астрофизических исследований» и его дочерних предприятий на основании постановления Правительства Республики Казахстан №38 от 22.01.2008 г.

Основным предметом деятельности АО является осуществление научно-исследовательской, опытно-конструкторской и производственно-хозяйственной деятельности в области космических исследований и технологий.

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.

1. Общие сведения об АО «НЦКИТ»

Проведение научно-исследовательских и опытно-конструкторских работ по созданию аппаратуры и программного обеспечения для систем дифференциальной коррекции и навигационной аппаратуры потребителей.

Объектно-ориентированное моделирование и разработка программно-технического обеспечения системы крупномасштабного 3D-моделирования с использованием спутниковых навигационных технологий и лазерной дальнометрии.

Разработка инженерных моделей комплекса научного оборудования для проведения бортовых измерений и накопления целевой научной информации и программное обеспечение для их фунционирования.

Создание научно-методического и программного обеспечения решения задач комплексного анализа и прогнозирования развития космической техники в РК.

Создание программно-математического обеспечения и имитационных моделей космических аппаратов и подсистем.

Разработка экспериментальных образцов приборов, аппаратуры, узлов и подсистем микроспутников.

Создание научно-методического обеспечения и нормативно-технической базы решения задач технического регулирования.

Регламентация требований к разработке, проектированию, созданию, эксплуатации космической техники, обеспечению ее безопасности, оценки и подтверждения соответствия.

Согласно постановлению Правительства №38 от 22 января 2008 года «О реорганизации Республиканского государственного предприятия «Центр астрофизических исследований» Национального космического агентства Республики Казахстан и его дочерних государственных предприятий», РГП «Центр астрофизических исследований» и его дочерние предприятия «Институт ионосферы», «Астрофизический институт им. В.Г. Фесенкова», «Институт космических исследований» реорганизованы путем слияния и преобразования в акционерное общество «Национальный центр космических исследований и технологий» со стопроцентным участием государства в уставном капитале.

Свидетельство о государственной регистрации АО «НЦКИТ» - №93168-1910-АО, идентификационный №080740009161, от 16.07.2008 г., зарегистрировано в Департаменте юстиции г. Алматы Министерства юстиции Республики Казахстан

.2 Общая характеристика организации

Акционерное общество «Национальный центр космических исследований и технологий» зарегистрировано 16.07.2008 г.

В период с 2004 г. по 15.07.2008 г. АО НЦКИТ юридически являлся Республиканским государственным предприятием «Центр астрофизических исследований» (на праве хозяйственного ведения), которое было создано в соответствии с постановлением Правительства Республики Казахстан от 5 марта 2004 года №280 «Вопросы некоторых республиканских государственных предприятий Министерства образования и науки Республики Казахстан». РГП было создано на основе реорганизации и слияния республиканских государственных казенных предприятий «Институт космических исследований», «Институт ионосферы» и «Астрофизический институт имени В.Г. Фесенкова», которым был придан юридический статус дочерних государственныхпредприятий.

Постановлением Правительства Республики Казахстан от 29 мая 2007 года №438 «Вопросы Национального космического агентства» РГП «Центр астрофизических исследований» (на праве хозяйственного ведения) было передано в ведение Национального космического агентства Республики Казахстан.

Институт космических исследований Академии наук Казахской ССР организован согласно Постановлению Кабинета Министров Казахской ССР №470 от 12 августа 1991 года. Основатель и первый директор Института - Лауреат Государственной премии СССР, кавалер Орденов Ленина, Трудового Красного Знамени, «Парасат», академик НАН РК СултангазинУмирзакМахмутович (1936 г. - 2005 г.). В январе 2011 года Институту было присвоено имя академика У.М. Султангазина.

Предметом деятельности Института являлось проведение фундаментальных и прикладных исследований в рамках государственных, отраслевых, международных программ и проектов, а также выполнение работ по грантам отечественных и зарубежных фондов в области дистанционного зондирования Земли (ДЗЗ), космического мониторинга, геоинформационного моделирования, космического материаловедения.

Институт космических исследований, как головная организация, координировал исследования институтов НАН РК и других ведомственных организаций при разработке и реализации всех четырех казахстанских программ научных исследований и экспериментов на борту орбитального комплекса «Мир» с участием космонавта Аубакирова Т.О. (1991 г.) и с участием космонавта Мусабаева Т.А. - (1994, 1998 гг.), на борту Международной космической станции - с участием космонавта Мусабаева Т.А. (2001 г.).

Институт космических исследований имени академика У.М. Султангазина входил в состав АО «НЦКИТ» в качестве отдельного юридического лица в статусе дочернего товарищества с ограниченной ответственностью.

С 2014 года Институт и административный аппарат АО «НЦКИТ» были объединены в единую структуру с сохранением кадрового состава и направлений исследований.

1.3 Виды деятельности АО «НЦКИТ»

Координация, сопровождение и осуществление научно-исследовательской деятельности. Фундаментальные и прикладные космические исследования

Формирование основных направлений и планов научных исследований, представление законченных научных исследований в Национальное космическое агентство Республики Казахстан;

Представление в Национальное космическое агентство Республики Казахстан выводов и рекомендаций, основанных на ежегодных отчетах научных организаций о научной и научно-технической деятельности;

Сопровождение и Осуществление опытно-конструкторской и производственно-хозяйственной деятельности

Создание географических информационных систем на основе методов аэрокосмической съемки;

Прием, обработка, распространение, эквивалентный обмен и продажа данных дистанционного зондирования земли из космоса;

Разработка и эксплуатация космических средств различного назначения, космических систем связи, навигации и дистанционного зондирования;

Оказание инжиниринговых и консалтинговых услуг

Проведение маркетинговых исследований

Осуществление инновационной деятельности

Информирование о деятельности Национального космического агентства - Республики Казахстан и пропаганда достижений науки

Осуществление пропаганды достижений науки и космических технологий, организация. Проведение международных и республиканских съездов, сессий, конференций, семинаров, совещаний, выставок; издание научных журналов, трудов и информирования о деятельности Национального космического агентства Республики Казахстан

Подготовка высококвалифицированных научных кадров. Защита интеллектуальной собственности

Разработка нормативно-правовой документации

Кадровый состав

Всего - 450 квалифицированных специалистов и ученых.

В их числе - 27 доктора наук, 73 кандидатов наук, 2 академика, 2 члена-корреспондента и 3 доктора PHD.

Структура центра

Департамент дистанционного зондирования Земли

Основные направления исследований:

Развитие технологий приема, архивации, обработки и отображения данных ДЗЗ. Проведение фундаментальных и прикладных научных исследований в области изучения спектральных характеристик объектов земной поверхности, космического мониторинга сельскохозяйственных угодий и окружающей среды, чрезвычайных ситуаций (паводков, наводнений, пожаров), тематического дешифрирования спутниковых данных различного спектрального, пространственного и временного разрешения на основе анализа многолетних рядов данных ДЗЗ и состояния земной поверхности.

Проведение подспутниковых исследований. Создание отраслевых и региональных ситуационных центров космического мониторинга чрезвычайных ситуаций.

Департамент геоинформационного моделирования

Разработка численных моделей переноса коротковолновых и тепловых излучений в атмосфере для коррекции космических изображений и расчетов физических параметров атмосферы по данным спутниковой информации.

Создание геоинформационных моделей «риск-анализа» для определения степени влияния природных и техногенных факторов на развитие аварийных ситуаций на магистральных трубопроводах.

Создание автоматизированных методов и технологий цифровой фотограмметрии, методов и вычислительных алгоритмов интерферометрического анализа данных дистанционного зондирования.

Департамент космического материаловедения и приборостроения

Создание технологий производства конструкционных и функциональных материалов аэрокосмического назначения, а также изделий из них.

Разработка качественных, аналитических и численных методов исследования нестационарных задач динамики искусственных и естественных небесных тел.

Разработка новых математических моделей и методов обеспечения программного движения космических аппаратов.

Отдел информационно-образовательного обеспечения (г. Астана)

Организация повышения квалификации и переподготовки специалистов для космической отрасли Казахстана.

Центр приема космической информации (г. Алматы) и Научно-образовательный центр космического мониторинга коллективного пользования (г. Астана)

Регулярный прием, архивация и обработка данных космической съемки с космических аппаратов Aqua/MODIS, Terra/MODIS, SuomiNPP (США).

Имеется международная сертификация.

ДТОО «ИИ» (Институт ионосферы)

Предметом деятельности ДТОО «Институт ионосферы» является проведение фундаментальных, поисковых и прикладных исследований в области солнечно-земной физики и геодинамики: ионосферы и геомагнитного поля, космической погоды, радиационного мониторинга околоземного космического пространства, наземно-космического геодинамического и геофизического мониторинга земной коры Казахстана, создания системы прогнозирования месторождений полезных ископаемых, геодезии и картографии.

ДТОО «АФИФ» (Астрофизический институт им. Фесенкова)

ДТОО «ИКТТ» (Институт космической техники и технологий)

Дочернее товарищество с ограниченной ответственностью «Институт космической техники и технологий» (далее - ДТОО «Институт космической техники и технологий») создано по приказу Национального космического агентства Республики Казахстан №65/ОД от 17.08.2009 года.

ДТОО «Институт космической техники и технологий» было зарегистрировано 23 декабря 2009 года. Единственным Учредителем ДТОО «Институт космической техники и технологий» является Акционерное общество «Национальный центр космических исследований и технологий».

2. 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.

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.

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.

.1 Солнечные батареи принцип действия и устройство

В основе устройства солнечной батареи лежат генераторы напряжения, составленные из ФЭП - устройств для непосредственного преобразования солнечной световой энергии в электрическую. Действие ФЭП основано на внутреннем фотоэффекте, т.е. на появлении ЭДС под действием солнечного света.

Полупроводниковый фотоэлектрический преобразователь (ФЭП) - это устройство, в котором осуществляется прямое преобразование энергии солнечного излучения в электрическую энергию. Принцип работы ФЭП основан на взаимодействии солнечного света с кристаллом полупроводника, в процессе которого фотоны освобождают в кристалле электроны - носители электрического заряда. Специально созданные под действием так называемого p-n-перехода области с сильным электрическим полем улавливают освободившиеся электроны и разделяют их таким образом, что в цепи нагрузки возникает ток и соответственно электрическая мощность.

Теперь рассмотрим несколько подробнее, хотя и со значительными упрощениями, этот процесс. Начнем с рассмотрения поглощения света в металлах и чистых полупроводниках. При попадании потока фотонов на поверхность металла часть фотонов отражается, а оставшаяся часть поглощается металлом. Энергия второй части фотонов увеличивает амплитуду колебаний решетки и скорость хаотического движения свободных электронов. Если энергия фотона довольно велика, то ее может оказаться достаточно, чтобы выбить из металла электрон, сообщив ему энергию, равную или большую, чемработа выхода данного металла. Это внешний фотоэффект. При меньшей энергии фотона его энергия в конечном счете целиком идет на нагрев металла.

Иная картина наблюдается при воздействии потока фотонов на полупроводники. В отличие от металлов кристаллические полупроводники в чистом виде (без примесей), если на них не воздействуют никакие внешние факторы (температура, электрическое поле, излучение света и т.д.), не имеют свободных электронов, оторванных от атомов кристаллической решетки полупроводника

Рис. 2.1 - Поглощение света в металлах и полупроводниках: 1 - заполненная (валентная) зона, 2 - запрещенная зона, 3 - зона проводимости, 4 - электрон

Однако, поскольку полупроводниковый материал всегда находится под воздействием какой-либо температуры (чаще всего комнатной), небольшая часть электронов может за счет тепловых колебаний приобрести энергию, достаточную для отрыва их от своих атомов. Такие электроны становятся свободными и могут принимать участие в переносе электричества.

Атом полупроводника, лишившийся электрона, приобретает положительный заряд, равный заряду электрона. Однако место атома, не занятое электроном, может быть занято электроном соседнего атома. При этом первый атом становится нейтральным, а соседний - положительно заряженным. Освободившееся в связи с образованием свободного электрона место в атоме равноценно положительно заряженной частице, называемой дыркой.

Энергия, которой обладает электрон в связанном с атомом состоянии, лежит в пределах заполненной (валентной) зоны. Энергия свободного электрона относительно велика и лежит в более высокой энергетической зоне - зоне проводимости. Между ними лежит запрещенная зона, т.е. зона таких значений энергий, которые электроны данного полупроводникового материала не могут иметь ни в связанном, ни в свободном состоянии. Ширина запрещенной зоны для большинства полупроводников лежит в пределах 0,1 - 1,5 эВ. При больших значениях запрещенной зоны, чем 2,0 эВ, мы имеем дело с диэлектриками.

Если энергия фотона равна или превышает ширину запрещенной зоны, то происходят отрыв одного из электронов от своего атома и переброска его из валентной зоны в зону проводимости.

Увеличение концентрации электронов и дырок приводит к возрастанию проводимости полупроводника. Возникающая под действием внешних факторов проводимость тока в чистом монокристаллическом полупроводнике называется собственной проводимостью. С исчезновением внешних воздействий свободные электронно-дырочные пары рекомбинируют друг с другом и собственная проводимость полупроводника стремится к нулю. Идеально чистых полупроводников, которые обладали бы одной лишь собственной проводимостью, не существует. Обычно полупроводник обладает электронной (n-тип) или дырочной (p-тип) проводимостью.

Тип проводимости определяется валентностью атомов полупроводника и валентностью атомов активной примеси, внедренной в его кристаллическую решетку. Например, для кремния (IV группа Периодической системы Менделеева) активными примесями являются бор, алюминий, галлий, индий, таллий (III группа) или фосфор, мышьяк, сурьма, висмут (V группа). Кристаллическая решетка кремния имеет такую форму, при которой каждый атом кремния, находящийся в узле решетки, связан с четырьмя другими ближайшими атомами кремния так называемыми ковалентными или парноэлектронными связями.

Элементы V группы (доноры), внедренные в узлы кристаллической решетки кремния, имеют ковалентные «связи четырех своих электронов с четырьмя электронами соседних атомов кремния, а пятый электрон может быть легко освобожден. Элементы III группы (акцепторы), внедренные в узлы кристаллической решетки кремния, для образования четырех ковалентных связей притягивают электрон от одного из соседних атомов кремния, образуя тем самым дырку. Этот атом в свою очередь может притянуть электрон от одного из соседних ему атомов кремния и т.д.

ФЭП - это полупроводниковый фотоэлемент с запорным (вентильным) слоем, работа которого основана на только что рассмотренном фотоэффекте. Итак, механизм работы ФЭП заключается в следующем (рисунок 2.2).

Кристалл ФЭП состоит из p- и n-областей, имеющих соответственно дырочную и электронную проводимости. Между этими областями образуется p-n-переход (запорный слой). Его толщина 10-4 - 10-6 см.

Так как по одну сторону от p-n-перехода больше электронов, а по другую дырок, то каждый из этих свободных носителей тока будет иметь тенденцию диффундировать в ту часть ФЭП, где их недостаточно. В результате на p-n-переходе в темноте устанавливается динамическое равновесие зарядов и образуется два слоя объемных зарядов, причем со стороны p-области образуются отрицательный, а со стороны n-области положительный заряды.

Установившийся потенциальный барьер (или контактная разность потенциалов) будет препятствовать дальнейшей самодиффузии электронов и дырок через p-n-переход. Контактная разность потенциалов Uк направлена от n-области к p-области. Переход электронов из n-области в p-область требует затраты работы Uк · e, переходящей в потенциальную энергию электронов.

По этой причине все энергетические уровни в p-области подняты относительно энергетических уровней n-области на величину потенциального барьера Uк · е. На рисунке движение вверх по оси ординат соответствует росту энергии электронов и уменьшению энергии дырок.

Рис. 2.2 - Принцип действия ФЭП (точками обозначены электроны, кружочками - дырки)

Таким образом, потенциальный барьер является препятствием для основных носителей (в прямом направлении), а для неосновных носителей (в обратном направлении) никакого сопротивления не представляет.

Под действием солнечного света (фотонов определенной энергии) атомы полупроводника возбудятся, и в кристалле как в p-, так и n-областях возникнут дополнительные (избыточные) пары электрон-дырка (рисунок 2.2, б). Наличие же потенциального барьера в p-n-переходе обусловливает разделение дополнительных неосновных носителей (зарядов) так, что в n-области будут накапливаться избыточные электроны, а в p-области - избыточные дырки, не успевшие рекомбинировать до их подхода к p-n-переходу. При этом будет происходить частичная компенсация объемного заряда у p - n-перехода и возрастать создаваемое ими электрическое поле, направленное против контактной разности потенциалов, что вместе взятое ведет к снижению потенциального барьера.

В результате между электродами установится разность потенциалов Uф, которая по существу представляет собой фото-ЭДС. Если в цепь ФЭП включить внешнюю электрическую нагрузку, то в ней потечет электрический ток - поток электронов от n-области к p-области, где они рекомбинируют с дырками. Вольт-амперная и вольт-мощностная характеристики ФЭП представлены на рисунке 2.3, из которого очевидно, что для снятия с ФЭП максимальной электрической мощности необходимо обеспечить его работу в достаточно узком диапазоне выходных напряжений (0,35 - 0,45 В).

Масса 1 м2СБ 6…10 кг, из них 40% приходится на массу ФЭП. Из фотоэлементов, размеры которых в среднем составляют не более 20 мм, путем последовательного их соединения набирают генераторы напряжения до требуемого значения напряжения, например на номинал 27 В.

Рис. 2.3 - Зависимость напряжения и удельной мощности от плотности тока ФЭП

Генераторы напряжения, имеющие габаритные размеры приблизительно 100 х 150 мм, крепятся на панелях СБ и соединяются последовательно для получения необходимой мощности на выходе СЭП.

Кроме кремниевых ФЭП, которые до настоящего времени используются в большинстве солнечных КЭУ, наибольший интерес представляют ФЭП на основе арсенида галлия и сульфида кадмия. Они обладают более высокой рабочей температурой, чем кремниевые ФЭП (причем ФЭП па основе арсенида галлия имеют более высокий теоретический и практически достигнутый КПД). Необходимо отметить, что по мере увеличения ширины запрещенной зоны полупроводника увеличивается напряжение холостого хода и теоретический КПД ФЭП на его основе. Однако при ширине запрещенной зоны более 1,5 эВ КПД ФЭП начинает уменьшаться, так как все большая часть фотонов не может образовать пару электрон-дырка. Таким образом, имеется оптимальная ширина запрещенной зоны (1,4 - 1,5 эВ), при которой КПД ФЭП достигает максимально возможной величины.

3. Электрохимические космические энергоустановки

Электрохимический источник тока (ЭХИТ) является основой любой электрохимической КЭУ. Он включает в себя электроды, являющиеся, как правило, активными веществами, электролит, сепаратор и внешнюю конструкцию (сосуд). В качестве электролита для ЭХИТ, применяемых на КА, обычно используется водный раствор щелочи КОН.

Рассмотрим упрощенную схему и конструкцию серебряно-цинкового ЭХИТ (рисунок 3.1). Положительный электрод представляет собой проволочную сетку-токоотвод, па которую напрессовано порошкообразное металлическое серебро, спеченное затем в печи при температуре примерно 400°С, что придает электроду необходимую прочность и пористость. Отрицательный электрод - это напрессованная также на сетку-токоотвод масса, состоящая из окиси цинка (70 - 75%) и цинковой пыли (25 - 30%).

На отрицательном электроде (Zn) происходит реакция окислителя активного вещества до гидроокиси цинка Zn(OH)2, а на положительном (AgO) - реакция восстановления активного вещества до чистого серебра. Во внешнюю цепь идет отдача электроэнергии в виде потока электронов. В электролите же электрическая цепь замыкается потоком ионов ОНˉ от положительного электрода к отрицательному. Сепаратор необходим прежде всего для предотвращения соприкосновения (и отсюда короткого замыкания) электродов. Кроме того, он уменьшает саморазряд ЭХИТ и обязателен для обеспечения его обратимой работы на протяжении многих циклов заряд-разряд.

Рис. 3.1 Принцип действия серебряно-цинкового ЭХИТ:

Положительный электрод (AgO), 2 - электрическая нагрузка,

Отрицательный электрод (Zn), 4 - сосуд, 5 - сепаратор

Последнее связано с тем, что при недостаточной сепарации коллоидные растворы окислов серебра, достигающие отрицательного электрода, катодно восстанавливаются в виде тончайших серебряных нитей, направленных к положительному электроду, а ионы цинка также восстанавливаются в виде нитей, растущих в направлении к аноду. Все это может привести к короткому замыканию электродов на первых же циклах работы.

Наиболее подходящим сепаратором (разделителем) для серебряно-цинковых ЭХИТ является пленка из гидратцеллюлозы (целлофан), которая, набухая в электролите, уплотняет сборку, что препятствует оплыванию цинковых электродов, а также прорастанию игольчатых кристаллов серебра и цинка (дендритов). Сосуд серебряно-цинкового ЭХИТ изготавливается, как правило, из пластмассы (полиамидная смола или полистирол) и имеет прямоугольную форму. Для других типов ЭХИТ сосуды могут быть изготовлены, например, из никелированною железа. При заряде ЭХИТ происходил восстановление цинка и окиси серебра на электродах.

Итак, разряд ЭХИТ - это процесс отдачи электроэнергии во внешнюю цепь, а заряд ЭХИТ - процесс сообщения ему электроэнергии извне с целью восстановления первоначальных веществ из продуктов реакции. По характеру работы ЭХИТ делятся на гальванические элементы (первичные источники тока), которые допускают лишь однократное использование активных веществ, и электрические аккумуляторы (вторичные источники тока), которые допускают многократное использование активных веществ в связи с возможностью их восстановления путем заряда от постороннего источника электроэнергии.

В КЭУ на основе ЭХИТ используются электрические аккумуляторы с одноразовым или многоразовым режимами разряда, а также водородно-кислородные топливные элементы.

3.1 Химические источники тока

Электродвижущей силой (ЭДС) химических источников называется разность его электродных потенциалов при разомкнутой внешней цепи:

где и - соответственно потенциалы положительного и отрицательного электродов.

Полное внутреннее сопротивление Rхимического источника (сопротивление постоянной силе тока) состоит из омического сопротивления и сопротивления поляризации :

где - ЭДС поляризации; - сила тока разряда.

Сопротивление поляризации обусловлено изменением электродных потенциалов и при протекании тока и зависит от степени заряженности, силы разрядного тока, состава электродов и чистоты электролита.

;

,

где и и

.

Разрядная емкость Q (А·ч) химического источника есть количество электричества, отдаваемое источником во время разряда при определенных температуре электролита, окружающем давлении, силе раз рядного тока и конечном разрядном напряжении:

,

и в общем случае при постоянной во время разряда силе тока

где - текущее значение силы тока разряда, А; - время разряда, ч.

,

где и

.

В качестве химических источников тока рассмотрены серебряноцинковые, кадмиево-никелевые и никель-водородные аккумуляторные батареи.

3.2 Серебряно-цинковые аккумуляторные батареи

Серебряно-цинковые аккумуляторы благодаря меньшей массе и объему при той же емкости и меньшему внутреннему сопротивлению при заданном напряжении получили распространение в космическом электрооборудовании. Активным веществом положительного электрода аккумулятора является окись серебра AgO, а отрицательной пластины - металлический цинк. В качестве электролита используется водный раствор щелочи КОН плотностью 1,46 г./см3.

Заряд и разряд аккумулятора происходит в две ступени. При разряде на обеих ступенях на отрицательном электроде протекает реакция окисления цинка

2OH ˉ разряд → ZnO + H2O + 2e.

На положительном электроде в-две ступени протекает реакция восстановления серебра. На первой ступени двухвалентная окись серебра восстанавливается до одновалентной:

2AgO + 2e + H2Oразряд → Ag2O + 2OH ˉ.

ЭДС аккумулятора при этом равна 1,82.. 1,86 В, На второй ступени, когда аккумулятор разрядится примерно на 30%, происходит восстановление одновалентной окиси серебра до металлического серебра:

2O + 2e + H2Oразряд → 2Ag + 2OH ˉ.

ЭДС аккумулятора в момент перехода от первой ступени разряда до второй снижается до 1,52.. 1,56 В. Вследствие этого кривая 2 изменения ЭДС при разряде номинальным током (рисунок 3.2) имеет характерный скачок. При дальнейшем разряде ЭДС аккумулятора остается постоянной, пока аккумулятор не разрядится полностью. При заряде реакции протекает в две ступени. Скачок напряжения и ЭДС возникает, когда аккумулятор зарядится примерно на 30% (кривая1), В этом состоянии поверхность электрода покрывается двухвалентной окисью серебра.

Рис. 3.2 - ЭДС аккумулятора при заряде (1) и разряде (2)

В конце заряда, когда прекращается окисление серебра из одновалентного в двухвалентное во всей толще электрода, начинается выделение кислорода по уравнению

OH ˉ разряд → 2H2O + 4e +O2

ЭДС аккумулятора при этом повышается на 0,2…0,3 В (см. рисунок 5.1, пунктирный участок на кривой 1). Выделяющийся при перезарядке кислород ускоряет процесс разрушения целлофановых параметров аккумулятора и возникновения внутренних коротких замыканий.

В процессе заряда вся окись цинка может быть восстановлена до металлического цинка. При перезаряде восстанавливается окись цинка электролита, находящегося в порах электрода, а затем и в сепараторах отрицательных пластин, роль которых выполняют несколько слоев целлофановой пленки. Цинк выделяется в виде кристаллов, которые растут в сторону положительного электрода, образуя цинковые дендрита. Такие кристаллы способны протыкать целлофановые пленки и вызывать короткие замыкания электродов. Цинковые дендриты не вступают в обратные реакции. Опасны поэтому даже кратковременные перезаряды.

3.3 Кадмиево-никелевые аккумуляторные батареи

Активным веществом отрицательного электрода в кадмиево-никелевом аккумуляторе является металлический кадмий. Электролитом в аккумуляторе служит водный раствор едкого калия КОН плотностью 1,18… 1,40 г./см3.

В кадмиево-никелевом аккумуляторе используется окислительно-восстановительная реакция между кадмием и гидратом окиси никеля:

2Ni(OH)3 → Cd(OH)2 + 2Ni(OH)2

Упрощенно химическую реакцию на электродах можно записать следующим образом. На отрицательном электроде при разряде происходит окисление кадмия:

2e → Cd++

Ионы кадмия связываются с гидроксильными ионами щелочи, образуя гидрат кадмия:

2e + 2OH ˉ разряд → Cd(OH)2.

На положительном электроде при разряде восстанавливается никель с трехвалентного до двухвалентного:

2Ni(OH)3 + 2eразряд → 2Ni(OH)2 + 2OH ˉ.

Упрощение состоит в том, что состав гидроокиси не соответствует точно их формулам. Соли кадмия и никеля малорастворимы в воде, поэтому концентрация ионов Cd++, Ni++, Ni+++определяется концентрацией КОН, от которой в электролите косвенно зависит и величина ЭДС аккумулятора.

Электродвижущая сила только что заряженного аккумулятора равна 1,45 В.В течение нескольких суток после конца заряда происходит снижение ЭДС до 1,36 В.

3.4 Никель-водородные аккумуляторные батареи

Никель-водородные аккумуляторные батареи (НВАБ), обладая высокой надежностью, большими ресурсом и удельной энергией, отличными эксплуатационными показателями, найдут широкое применение в КА взамен никель-кадмиевых аккумуляторов.

Для работы НВАБ на низкой околоземной орбите (НОО) требуется ресурс порядка 30 тыс. циклов в течение пяти лет. Использование АБ на НОО с малой глубиной разряда (ГР) ведет к соответственному снижению гарантируемой удельной энергии (30 тыс. циклов может быть достигнуто при ГР 40%). Трехлетнее непрерывное циклирование в режиме НОО при ГР = 30% двенадцати стандартных НВАБ (RNH-30-1) емкостью 30 А · ч показали, что все НВАБ проработали стабильно 14 600 циклов.

Достигнутый уровень удельной энергии для НВАБ составляет в условиях околоземной орбиты 40 Вт · ч/кг при глубине разряда 100%, ресурс при ГР 30% составляет 30 тыс. циклов.

4/ Выбор параметров солнечных батарей и буферных накопителей

Исходные данные:

Предельная масса КА - Мп = до 15 кг;

Высота круговой орбиты - h = 450 км;

Масса целевой системы - не более 0,5 кг;

Передающая частота - 24 ГГц;

Потребляемое напряжение - 3.3 - 3.6 В;

Минимальная потребляемая мощность трансивера - 300 мВт;

Потребляемая мощность плазмено-ионного двигателя - 155 Вт;

Срок активного существования - 2-3 года.

4.1 Расчет параметров буферного накопителя

Расчет параметров буферного накопителя (БН) из аккумуляторных батарей и определение их состава ведется исходя из ограничений, накладываемых на аккумуляторы по силам зарядного и разрядного токов, интегральной емкости разряда, разовым глубинам разряда, надежности, температурных условий работы и т.д.

При расчете параметров никель-водородных аккумуляторов, воспользуемся следующими характеристиками и формулами [«Конструирование автоматических космических аппаратов» авторы: Д.И. Козлов, Г.Н. Аншаков, В.Ф. Агарков, Ю.Г. Антонов § 7.5], а также техническими характеристиками АБ HB-50 НИАИ Источник, информация о котором взята с сайта [#"justify">Электродвижущая сила только что заряженного аккумулятора равна 1,45 В.В течение нескольких суток после конца заряда происходит снижение ЭДС до 1,36 В.

·сила зарядного тока до 30 А;

·сила разрядного тока 12 - 50А в установившемся режиме и до 120 А в импульсном режиме до 1 минуты;

·максимальная глубина разряда до 54А·ч;

·при работе батарей (особенно в режимах циклирования большими силами тока заряда и разряда) необходимо обеспечить тепловой режим работы аккумуляторных батарей в диапазоне 10…30°С. С этой целью необходимо предусмотреть установку батарей в герметичном отсеке КА и обеспечить режим охлаждения каждого блока воздухом.

Используемые формулы для проведения расчетов параметров никель-кадмиевых аккумуляторов:

Напряжение химических источников электроэнергии отличается от ЭДС на значение падения напряжения во внутренней цепи, что определяется полным внутренним сопротивлением и протекающим током:

, (1)

, (2)

где и - разрядные и зарядные напряжения на источнике соответственно; и - сила токов разряда и заряда соответственно.

Для гальванических элементов одноразового применения напряжение определяется как разрядное.

Разрядная емкость Q (А·ч) химического источника есть количество электричества, отдаваемое источником во время разряда при определенных температуре электролита, окружающем давлении, силе разрядного тока и конечном разрядном напряжении:

, (3)

Номинальная емкость химического источника тока - это емкость, которую должен отдавать источник при оговоренных техническими условиями режимах работы. Для аккумуляторов КА за номинальную и силу тока разряда чаще всего принимают силу тока одно-двух или 10 часового режима разряда.

Саморазряд - бесполезная потеря емкости химическим источником при разомкнутой внешней цепи. Обычно саморазряд выражается в% за сутки хранения:

(4)

где и - емкости химического источника до и после хранения; Т - время хранения, сут.

Удельная энергия химического источника тока представляет собой отношение отдаваемой энергии к его массе:

(5)

Значение удельной энергии зависит не только от типа источника, но и от силы разрядного тока, т.е. от отбираемой мощности. Поэтому химический источник электроэнергии более полно характеризуется зависимостью удельной энергии от удельной мощности.

Расчет параметров:

Определим максимальное и минимальное время разряда из формулы :

Следовательно, максимальное время разряда:

;

минимальное время разряда:

.

Отсюда следует, что время разряда позволяет проектируемому спутнику использовать электрический ток в среднем в течении 167 мин или 2,8 часа, так как наша целевая установка использует 89 мА, время разряда будет не существенным, что положительно сказывается на обеспечение электрическим током других жизненно важных систем спутника.

Определим напряжение разряда и полное внутреннее сопротивление аккумулятора из формулы :

; (1)

(2)

.

Отсюда видно, что напряжение заряда в достаточной мере может обеспечиваться при помощи использования солнечных батарей, даже не большой площади.

Также можно определить саморазряд по формуле :

(4)

Возьмем за время работы аккумулятора Т = 0,923 ч, Q1 = 50 (А·ч) и Q2 = 6 (А·ч) за тридцать минут работы:

,

то есть при минимальном потреблении тока в 12 А, за 30 минут аккумуляторная батарея разредится на 95% при разомкнутой цепи.

Найдем удельную энергию химического источника по формуле :

,

то есть 1 кг химического источника может обеспечить 61,2 Вт в течении часа, что также подходит для нашей целевой установки, которая при работает при максимальной мощности 370 мВт.

4.2 Расчет параметров солнечных батарей

Для расчетов основных параметров СБ влияющих на конструкцию КА, его технических характеристик воспользуемся следующими формулами [«Конструирование автоматических космических аппаратов» авторы: Д.И. Козлов, Г.Н. Аншаков, В.Ф. Агарков, Ю.Г. Антонов § 7.5]:

Расчет параметров СБ сводится к определению ее площади и массы.

Расчет мощности СБ производится по формуле:

(6)

где - мощность СБ; Рн - среднесуточная мощность нагрузки (без учета собственных нужд СЭП); - время ориентации СБ на Солнце за виток; tT - время, в течение которого СБ не освещена; - КПД регулятора избытка мощности СБ, равный 0,85; - КПД регулятора разряда БН, равный 0,85; р.3 - КПД регулятора заряда БН, равный 0,9; - КПД аккумуляторных батарей БН, равный 0,8.

Площадь солнечной батареи рассчитывается по формуле:

(7)

где - удельная мощность СБ, принимаемая:

Вт/м2 при = 60°С и 85 Вт/м2 при = 110°С для материала ФЭП КСП;

Вт/м2 при = 60°С и 100 Вт/м2 при = 110°С для материала ФЭП;

Вт/м2 при = 60°С и 160 Вт/м2 при = 110°С для материала ФЭП Ga - As; - коэффициент запаса, учитывающий деградацию ФЭП из-за радиации, равный 1,2 для времени работы два-три года и 1,4 для времени работы пять лет;

Коэффициент заполнения, вычисляемый по формуле 1,12; - КПД СБ = 0,97.

Масса СБ определяется исходя из удельных параметров. В имеющихся в настоящее время конструкциях СБ удельная масса составляет = 2,77 кг/м2 для кремниевых и = 4,5 кг/м2 для арсенидгаллиевых ФЭП.

Масса СБ рассчитывается по формуле:

(8)

Для начала расчёта СЭП необходимо выбрать солнечные батареи. При рассмотрении различных СБ выбор пал на следующие: солнечные батареи организации ОАО «Сатурн» на основе GaAs фотопреобразователей со следующими характеристиками.

Основные параметры СБ

Параметр СБСБ на основе GaAs ФПСрок активного существования, лет15КПД при температуре 28°C, %28Удельная мощность, Вт/м2170Максимальная мощность, Вт/м2381Удельная масса, кг/м21.6Толщина ФЭП, мкм150 ± 20

Также для расчета понадобиться знать период обращения ИСЗ на низкой околоземной орбите, информация взята с сайта :

·в диапазоне от 160 км период обращения около 88 минут;

·до 2000 км период около 127 минут.

Для расчета возьмем усредненное значение - около 100 мин. При этом время освещенности солнечных панелей КА на орбите больше (около 60 мин), чем время нахождения их в тени около 40 мин.

Мощность нагрузки равна сумме требуемой мощности двигательной установки, целевой аппаратуры, мощности заряда и равна 220 Вт (значение взято с избытком 25 Вт).

Подставляя все известные значения в формулу , получаем:

,

.

Для определения площади панели СБ примем материал ФЭП Ga-Asпри рабочей температуре = 60°С, работе спутника 2-3 года и воспульзуемся формулой :

,

подставляя исходные данные, получим:

после проведения расчетов, получим

,

но с учетом не частого заряда аккумуляторной батареи, использования современных технологий в разработке других систем, а также с учетом того, что мощность нагрузки была взята с запасом около 25 Вт, возможно сократить площадь СБ до 3,6 м2

М. А. ПЕТРОВИЧЕВ , А. С. ГУРТОВ СИСТЕМА ЭНЕРГОСНАБЖЕНИЯ БОРТОВОГО КОМПЛЕКСА КОСМИЧЕСКИХ АППАРАТОВ Утверждено Редакционно-издательским советом университета в качестве учебного пособия САМАРА Издательство СГАУ 2007 УДК 629.78.05 ББК 39.62 П306 ЦИ ОНАЛЬ НЫ ПР ТЕТНЫЕ Е Н А О РИ ОЕКТЫ Инновационная образовательная программа "Развитие центра компетенции и подготовка специалистов мирового уровня в области аэрокосмических и геоинформационных технологий” ПР И Рецензенты: доктор технических наук А. <...> К о п т е в, зам. начальника отдела ГНП РКЦ «ЦСКБ - Прогресс» С. И. Миненко П306 Петровичев М.А. <...> Система энергоснабжения бортового комплекса космических аппаратов: учеб. пособие / М.А. Петровичев , А.С. Гуртов. <...> Учебное пособие предназначено студентам специальности 160802 «Космические аппараты и разгонные блоки». <...> УДК 629.78.05 ББК 39.62 ISBN 978-5-7883-0608-7 2 © Петровичев М. А., Гуртов АС, 2007 © Самарский государственный аэрокосмический университет, 2007 Система электроснабжения бортового комплекса космических аппаратов Из всех видов энергии электрическая является наиболее универсальной. <...> . Система электроснабжения (СЭС) КА является одной из важнейших систем, обеспечивающих работоспособность КА . <...> Надежность СЭС во многом определяется 3 резервированием всех видов источников, преобразователей, коммутационной аппаратуры и сети. <...> Структура системы электроснабжения КА Основной системой электроснабжения КА является система постоянного тока. <...> Для парирования пиков нагрузки используют буферный источник . <...> Впервые на многоразовом КА «Шаттл» использована безбуферная система электроснабжения. <...> 4 Система распределения Преобразо ватель Преобраз ователь Сеть Потребитель Первичный источник Буферный источник Рис. <...> Структура аппарата системы электроснабжения космического Буферный источник характеризуется тем, что суммарная производимая им энергия равна нулю. <...> Для согласования характеристик аккумулятора с первичным источником и сетью используют <...>

Система_энергоснабжения_бортового_комплекса_космических_аппаратов.pdf

ФЕДЕРАЛЬНОЕ АГЕНТСТВО ПО ОБРАЗОВАНИЮ ГОСУДАРСТВЕННОЕ ОБРАЗОВАТЕЛЬНОЕ УЧРЕЖДЕНИЕ ВЫСШЕГО ПРОФЕССИОНАЛЬНОГО ОБРАЗОВАНИЯ «САМАРСКИЙ ГОСУДАРСТВЕННЫЙ АЭРОКОСМИЧЕСКИЙ УНИВЕРСИТЕТ имени академика С.П. КОРОЛЕВА» М. А. ПЕТРОВИЧЕВ, А. С. ГУРТОВ СИСТЕМА ЭНЕРГОСНАБЖЕНИЯ БОРТОВОГО КОМПЛЕКСА КОСМИЧЕСКИХ АППАРАТОВ Утверждено Редакционно-издательским советом университета в качестве учебного пособия С А М А Р А Издательство СГАУ 2007

Стр.1

УДК 629.78.05 ББК 39.62 П306 Инновационная образовательная программа "Развитие центра компетенции и подготовка специалистов мирового уровня в области аэрокосмических и геоинформационных технологий” Рецензенты: доктор технических наук А. Н. К о п т е в, зам. начальника отдела ГНП РКЦ «ЦСКБ - Прогресс» С. И. М и н е н к о Петровичев М.А. П306 Система энергоснабжения бортового комплекса космических аппаратов: учеб. пособие / М.А. Петровичев, А.С. Гуртов. – Самара: Изд-во Самар. гос. аэрокосм. ун-та, 2007. – 88 с.: ил. ISBN 978-5-7883-0608-7 Рассматривается роль и значение системы электроснабжения для космического аппарата, составные элементы этой системы, особое внимание уделяется рассмотрению принципов действия и устройства источников питания, особенностям их использования для космической техники. Пособие дает достаточно обширный справочный материал, который может использоваться при курсовом и дипломном проектировании студентами неэлектрических специальностей. Учебное пособие предназначено студентам специальности 160802 «Космические аппараты и разгонные блоки». Оно также может быть полезно молодым специалистам ракетно-космической отрасли. Подготовлено на кафедре летательных аппаратов. УДК 629.78.05 ББК 39.62 ISBN 978-5-7883-0608-7 2 © Петровичев М. А., Гуртов АС, 2007 © Самарский государственный аэрокосмический университет, 2007 П Р И О Р И Т Т К Е Т О Н Ы Е Н А Ц И О А Н Л Ь Н Ы Е П Р Е Ы

Стр.2

Система электроснабжения бортового комплекса космических аппаратов Из всех видов энергии электрическая является наиболее универсальной. По сравнению с другими видами энергии она имеет ряд преимуществ: электрическая энергия легко преобразуется в другие виды энергии, КПД электрических установок значительно выше КПД установок, работающих на других видах энергии, электрическую энергию легко передавать по проводам к потребителю, электрическая энергия легко распределяется между потребителями. 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.). Система электроснабжения (СЭС) КА является одной из важнейших систем, обеспечивающих работоспособность КА. Основные требования, предъявляемые к СЭС: необходимый запас энергии для совершения всего полета, надежная работа в условиях невесомости, необходимая надежность, обеспечиваемая резервированием (по мощности) основного источника и буфера, отсутствие выделений и потребления газов, способность работать в любом положении в пространстве, минимальная масса, минимальная стоимость. Вся электроэнергия, необходимая для выполнения программы полета (для штатного режима, а также для некоторых нештатных), должна находиться на борту КА, поскольку восполнение ее возможно только для обитаемых станций. Надежность СЭС во многом определяется 3