Исследования возможностей создания имитационной модели системы энергоснабжения наноспутника

Размещено на http://www.allbest.ru

Размещено на http://www.allbest.ru

ЕВРАЗИЙСКИЙ НАЦИОНАЛЬНЫЙ УНИВЕРСИТЕТ

ИМЕНИ Л.Н. ГУМИЛЕВА

ФАКУЛЬТЕТ ФИЗИКО-ТЕХНИЧЕСКИЙ

КАФЕДРА КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА И ТЕХНОЛОГИИ

КУРСОВАЯ РАБОТА ПО ДИСЦИПЛИНЕ Космическая техника

Тема: Исследования возможностей создания имитационной модели системы энергоснабжения наноспутника

Выполнил: Адамбеков

Ерлик Алтынбекович

3 курса специальности

космическая техника и технологии

Научный руководитель

Игембаев Б.А.

АСТАНА2016



Введение

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. 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.

Актуальными проблемами являются изучение особенностей функционирования источников электроэнергии космического назначения, разработка их математических моделей их исследование и моделирование.

Цель курсовой работы - исследования возможностей создания имитационной модели системы энергоснабжения наноспутника, которая станет основой для проектирования системы энергоснабжения реальных космических аппаратов.

Задача, решаемые в курсовой работе:

- провести анализ принципов построения энергоснабжения 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 немыслима без электрической энергии. Электрическая энергия используется для приведения в действие всех элементов устройств и оборудования КА. Система энергоснабжения КА является одной из важнейших систем, обеспечивающих работоспособность КА. Система энергоснабжения КА предназначена для обеспечения электроэнергией в необходимом количестве и заданного количества приборов и агрегатов КА при его выведении на орбиту ИСЗ, автономном полете и спуске на Землю.

Основные требования, предъявляемые к системе энергоснабжения:

- 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.

Рисунок 1. Космический аппарат.



Общая информация о подсистеме энергоснабжения

Подсистема электроснабжения (power subsystem) 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.

Энергетическую сводка. Эта сводка включает большинство данных, которые необходимы для проектирования подсистемы электроснабжения: потребности КА в энергии, необходимый запас энергии и как подсистема снижает свои энерговозможности за время активного существования. Остальные данные для проектирования подсистемы таковы: выбор типа солнечных батарей, их размера, ёмкости химических батарей, а также выбор элементов, управляющих зарядом, распределяющих и преобразующих энергию.

Солнечные батареи обычно бывают плоские, цилиндрические или неориентированные. Плоские (planar) батареи представляют собой панели, ориентируемые на Солнце. Их выходная мощность пропорциональна проекции их поверхности на падающий световой поток. Трёхосно стабилизированный КА обычно использует плоские солнечные батареи.

Цилиндрические (cylindrical) батареи используются в стабилизированных вращением аппаратах, в которых ось вращения перпендикулярна или почти перпендикулярна направлению на Солнце. Выходная мощность таких солнечных батарей почти пропорциональна количеству падающей солнечной энергии, а площадь проекции цилиндра

равна 1/p общей площади. Следовательно, в цилиндрических солнечных батареях должно быть примерно в p раз больше фотонопреобразователей, чем в плоской с той же самой мощностью. Но температурные эффекты для цилиндрической батареи несколько более благоприятные, так что действительное отношение ближе к 1/2,5. Если КА может получать солнечную энергию из любого направления, то его батарея должна иметь равную площадь проекции на все направления. Другими словами, он должен иметь неориентированную(omnidirectional) батарею. Это свойство имеет сфера, однако лопасти или цилиндры в комбинации с плоскими панелями также возможны. Общая площадь неориентированной батареи должна быть примерно в 4 раза больше площади проекции, таким образом её площадь примерно в 4 раза больше площади плоской батареи той же мощности

Требуемая площадь плоской солнечной батареи зависит от требуемой мощности Р, солнечной постоянной (1358Вт/м2), и к.п.д. фотопреобразователей. Хотя фотопреобразователи имеют к.п.д. до 30%, практически он лежит в пределах от 5% до 15%, принимая во внимание условия эксплуатации и деградацию в конце срока активного существования. Солнечная батарея с к.п.д. 7% могла бы иметь требуемую площадь А = Р/(0,07Ч1358) = 0,01Р, где А измеряется в м2, а Р - в Вт. Эта площадь - характеристика общераспространённых солнечных батарей. Масса плоской батареи с удельной эффективностью 25 Вт/кг:

М = 0,04Р, (1)

где М измеряется в кг, а Р - в Вт. Общераспространённые конструкции имеют от 14 до 47 Вт/кг в конце срока активного существования. Последней цифре соответствует 66 Вт/кг в начале существования. Солнечные батареи, установленные на корпусе КА, обычно весят меньше, чем плоские солнечные батареи.

Для непилотируемых КА в качестве накопителей энергии обычно используются перезаряжаемые никель-кадмиевые или никель-водородные химические батареи. Они имеют много типоразмеров и весьма надёжны, хотя их характеристики имеют комплексный характер. Химические батареи являются часто наиболее массивными компонентами на КА.

Они также очень чувствительны к температуре и циклограмме их использования. Никель-кадмиевые, и в меньшей степени, никель-водородные батареи показывают наилучшие характеристики при работе от5°С до 20°С. Этот диапазон ниже и более жесткий, чем требования по температуре большинства электронных компонентов. Химическая батарея имеет также сложные механизмы старения, ограничивающие количество циклов в функции глубины разряда. Другие переменные - температура, скорость заряда, скорость разряда и степень перезаряда - также влияют на количество циклов, но менее определённым образом.

Если батарея имеет мелкие разрядные циклы, она теряет ёмкость. Чтобы противостоять этой особенности, на большинстве космических аппаратов восстанавливают химические батареи, время от времени разряжая их на полную глубину. Мы определяем ёмкость батареи исходя из энергии, которую она должна обеспечить (мощность разряда, умножаемая на продолжительность разряда) и исходя из глубины разряда. Мы выбираем такую глубину разряда батареи, чтобы удовлетворить требованиям по количеству циклов. В табл. 1 представлены данные по глубине разряда для никель-кадмиевых и никель-водородных батарей.

Для вычисления ёмкости батареи мы делим разрядную энергию(ВтЧч) на глубину разряда. Отношение веса батареи к её ёмкости равно 30 - 40 ВтЧч/кг для NiCd батарей и 35 - 50 ВтЧч/кг для NiH2. Часто несколько батарей работают параллельно для обеспечения необходимой ёмкости. Используя несколько малых батарей, мы можем добавлять несколько резервных батарей, получая меньший избыточный вес, чем при второй большой батарее.

Таблица 1.

Характеристика батареи

Количество циклов	Тип батареи	Глубина разряда
Меньше 1000 циклов	NiCd NiH 2	80% 100 %
1000 циклов	NiCd NiH 2	30% 50%

Первичная мощность (primary power) на борту космического аппарата - мощность, вырабатываемая солнечными и химическими батареями - изменяется в довольно широком проектирование платформы космического аппарата диапазоне(обычно 28±5 В). Далее мы должны согласовать электрическую мощность солнечной батареи с требованиями по заряду для химической батареи, а также применять коммутаторы, которые обеспечивают заряд химической батареи, когда это необходимо. Основные из этих методов - ограничение скорости заряда батареи, ограничение перезаряда, обеспечение низкоимпедансного разряда, а также проведения восстановительных процедур. Регулятор должен справляться с перепадами напряжения, имеющими место при заряде и разряде. Блок управления мощностью должен изолировать неисправности и переключать резервные узлы, выполняя также функции центра распределения питания. Оценка веса блока управления мощностью - 0,02 кг на Вт управляемой мощности. Большинство электронной аппаратуры, как в полезной нагрузке, так и в платформе, требует более жесткого регулирования напряжения, чем то, что обеспечивают солнечные и химические батареи. Мы должны или регулировать первичную мощность, или преобразовывать её во вторичную мощность (secondary power), которую мы можем регулировать в более узком диапазоне. В любом случае происходит рассеивание мощности в регуляторе или преобразователях. Это рассеивание обычно составляет ~20% от преобразуемой мощности, которой может быть вся потребляемая космическим аппаратом мощность. Определяя параметры подсистемы электроснабжения, мы должны учитывать вес преобразовательной аппаратуры - обычно 0,025 кг на Вт преобразуемой мощности.

Подсистема электроснабжения включает кабельную сеть для распределения энергии и может иметь компоненты для коммутации и изоляции неисправностей. Мощность, рассеиваемая в кабелях и коммутирующей аппаратуре, составляет от 2 до 5% от потребляемой мощности, а вес кабелей составляет от 1 до 4% от сухого веса космического аппарата. Космический аппарат, который должен работать в жестких радиационных условиях, может иметь экранированные кабели для распределения мощности. В табл.2 приведены весовые и энергетические характеристики подсистемы электроснабжения.

Таблица 2.

Весовая и энергетическая сводка подсистемы электроснабжения.

Р = требуемая мощность в Вт

компонент	Вес, кг	Мощность, Вт	примечания
Солнечная батарея	0,04Р	-	* для цили-й *4 для неориент-й
Химическая батарея	С/35 (NiCd) С/45 (NiН2)	-	C - ёмкость в АЧч
Блок управления мощности	0,02Р	-	Р - регулируемая мощность
Регулятор/преобразователи	0,025Р	0,2Р	Р - преобразуемая мощность
Кабели	0,01 - 0,04 Мсух	0,02 - 0,05 Р	Мсух - сухой вес КА

Радиоизотопные термоэлектрические генераторы (radioisotope thermoelectric generators), или RTG, проектируются для различных уровней мощности, но нашли применение только для низких уровней мощности. Практически эти узлы содержат радиоизотопные источники тепла, которые могут вырабатывать энергию путём термоэлектричества или обеспечивать тепловой энергией вращающийся генератор. Если мы используем такой узел, мы должны избавляться от избытка тепла на всех фазах миссии, и в частности, при подготовке к запуску и на активном участке полёта РН. Мы должны также учитывать вопросы безопасности, но RTG скорее всего более безопасны, чем многие компоненты ракетного топлива. Конструкция должна гарантировать, что генератор останется невредимым и защищённым даже при неудачном пуске РН. Проектирование космических аппаратов использование вращающихся машин для генерирования первичной мощности является другим перспективным направлением проектирования. Тепловые машины с замкнутым циклом должны быть почти в 2 раза более эффективны, чем солнечные батареи, а вращающиеся генераторы могут обеспечивать синусоидальной формы переменный ток с лучшими возможностями его регулирования, чем ток, вырабатываемый солнечными батареями.

Значение пиковой мощности мы обычно получаем путем умножения средней электрической мощности на коэффициент два или три; пиковое энергопотребление характерно для подсистем контроля и управления ориентацией, обеспечения теплового режима, аппаратуры полезной нагрузки, а также для самой подсистемы энергоснабжения(во время заряда аккумуляторных батарей). К счастью, все перечисленные бортовые подсистемы и аппаратура не требуют пиковой мощности в одно и то же время в процессе полета космического аппарата.

Рисунок 2. Структурная схема подсистемы энергоснабжения космического аппарата.

1 - подсистема энергоснабжения космического аппарата; 2 - источник(генератор) электрической энергии; 3 - накопитель электрической энергии; 4 - устройства распределения электрической энергии между потребителями;

5 - устройство регулирования и контроля подсистемы энергоснабжения.

Типовые функции верхнего уровня иерархии подсистемы энергоснабжения

Обеспечение непрерывного снабжения электрической энергией нагрузок на борту космического аппарата в течение всего времени его полета

Контроль и распределение электрической энергии между потребителями на борту космического аппарата

Выполнение требований по средней и пиковой мощности питания электрической нагрузки

Обеспечение при необходимости преобразования электроэнергии с формированием шин переменного тока и шин постоянного тока с регулируемым напряжением

Обеспечение возможностей командного управления и телеметрического контроля со стороны наземной станции или автономной бортовой системы управления, с целью поддержания подсистемы энергоснабжения в работоспособном состоянии

Защита бортового оборудования космического аппарата от последствий возможных отказов подсистемы энергоснабжения

Подавление переходных напряжений в шинах электропитания и защита от отказов шин электропитания

Обеспечение, при необходимости, возможностей для срабатывания пиротехнических устройств



Таблица 4.

Процесс предварительного проектирования подсистемы энергоснабжения

Этап	Необходимые исходные данные	Формируемые требования
1. Определение требований	Требования верхнего уровня иерархии, тип орбиты(низкая околоземная, геостационарная и т.п.), конфигурация космического аппарата, срок его эксплуатации на орбите, полезная нагрузка	Требования к проектированию, циклограмма энергопотребления космического аппарата в целом(по средней и пиковой потребляемой мощности)
2. Выбор типа и параметров источника электроэнергии	Тип орбиты, конфигурация космического аппарата, требования нагрузки по среднесуточной потребляемой мощности	Требуемая мощность на конец полета, тип фотоэлектрических преобразователей, масса и площадь солнечной батареи, конфигурация солнечной батареи(панели с двухосной системой наведения, закрепленная на корпусе аппарата и т.п.)
3. Выбор типа и параметров накопителя электроэнергии	Параметры орбиты космического аппарата, средняя и пиковая электрическая мощность, подлежащая передачи в нагрузку	Требования к запасам электроэнергии в тени Земли и в зависимости от уровня нагрузки(требования к емкости аккумуляторной батареи), масса и объем аккумуляторной батареи, тип аккумуляторной батареи
4. Определение требований к регулированию и контролю подсистемы	Результаты выбора источника электроэнергии, срок эксплуатации космического аппарата на орбите, требования по регулированию нагрузки, требования по обеспечению теплового режима	Выбор типа подсистемы(слежение за пиковой мощностью или прямая передача энергии в нагрузку), требования по обеспечению теплового режима, качество напряжения на выходных шинах, алгоритмы управления мощностью

Источники электрической энергии

Для космических аппаратов наибольшее применение находят три типа источников электрической энергии. Наиболее распространенным типом для искусственных спутников Земли являются массивы фотоэлектрических преобразователей, или солнечные батареи, обеспечивающие прямое преобразование энергии солнечного излучения в электрическую энергию.

Статические источники энергии используют источник тепла - обычно ядерный реактор, работающий на плутонии-238 или уране-235, для прямого преобразования тепловой энергии в электрическую энергию.

Динамические источники энергии также используют источник тепла - обычно концентраторы солнечного излучения, подсистема энергоснабжения тепловыделяющие элементы на плутонии-238 или обогащенном уране - для получения электрической энергии с использованием тепловых машин Брайтона, Стирлинга или Ренкина.

Рисунок 3. Солнечная батарея.

Этапы проектирования солнечной батареи

Первый этап

Двумя ключевыми параметрами, которые определяют проектные характеристики солнечной батареи для большинства космических аппаратов, являются продолжительность орбитальной эксплуатации космического аппарата и требуемая величина средней выходной мощности. Чем больше требуемая продолжительность орбитальной эксплуатации космического аппарата, тем больше будет и разница между выходной мощностью солнечной батареи в начале и в конце полета.

В настоящее время кремниевые фотоэлектрические преобразователи применяются для изготовления солнечных батарей большинства космических аппаратов, поскольку они обладают меньшей стоимостью, однако их применение часто влечет за собой увеличение требуемой площади и массы батареи по сравнению с солнечными батареями, выполненными на основе более дорогостоящих фотоэлектрических преобразователей из арсенида галлия. Космические проекты, в которых критичными параметрами являются масса и объем бортового оборудования(для солнечной батареи - площадь), могут допускать большую стоимость оборудования или более высокий технический риск.

Таблица 5.

Процесс проектирования солнечной батареи

- коэффициент собственных потерь; - угол падения солнечного излучения на плоскость батареи; - деградация солнечной батареи за время орбитальной эксплуатации космического аппарата; , - коэффициенты полезного действия тракта распределения электроэнергии.

Этап проектирования	Пример FireSat
1. Определение требований и ограничений на проектирование солнечной батареи подсистемы энергоснабжения: a. Средняя выходная мощность подсистемы на освещенной и неосвещенной частях орбиты b. Высота орбиты и продолжительность ее неосвещенной части c. Продолжительность орбитальной эксплуатации космического аппарата 2. Расчет выходной мощностисолнечной батареи, Psa 3. Выбор типа фотоэлектрических преобразователей, оценка удельной выходной мощности, P0, в предположении, что Солнце освещает преобразователи по нормали к их поверхности 4. Определение удельной выходной мощности на начало полета космического аппарата, PBOL 5. Определение удельной выходной мощности на конец полета космического аппарата, PEOL 6. Оценка площади солнечной батареи, Asa, необходимой для генерирования требуемой мощности, Psa, на основе величины PEOL 7. Оценка массы солнечной батареи Мa = 42.8 кг 8. Документирование результатов проектирования и сделанных допущений	500 Вт на освещенной и неосвещенной частях орбиты 800 км 35,1 минуты 10 лет Pe= Pd = 500 Вт Te= 35.1 минут; Td = 65.9 минут Учтем пиковое потребление системы наведения батареи коэффициентами Xe= 0.6 иXd = 0.8, тогда получим: Psa= 1069 Вт Кремниевые фотоэлектрические Преобразователи Для кремния P0 = 0.14*1358 = 190 Вт/м2 Для арсенида галлия P0 = 0.18*1358 Вт/м2 = 244 Вт/м2 P0 = 190 Вт/м2 Id = 0.77 = 23.5° PBOL= 134 Вт/м2 Деградация характеристик фотоэлектрических преобразователей - 3.75% в год PЕOL= 91.4 Вт/м2 Ld = 0.68 за 10 лет полета PЕOL= 91.4 Вт/м2 Asa= 11.7 м2 Asa= 10.7 м2 Мa = 42.8 кг

Второй этап

Для оценки площади солнечной батареи, необходимой для данного

космического аппарата, мы должны, прежде всего, определить, сколько электроэнергии, Psa, должна произвести солнечная батарея на освещенной части орбиты, исходя из питания нагрузки в течение целого витка полета: (2)

где Pe, Pd - мощность, требуемая для питания оборудования космического аппарата (исключая потери на регулирование и на заряд аккумуляторных батарей), на неосвещенной и освещенной частях орбиты соответственно, Тe, Тd - продолжительность неосвещенной и освещенной частей орбиты космического аппарата соответственно. Символами Хe, Хd обозначен коэффициент полезного действия цепи от солнечной батареи через аккумуляторную батарею к электрической нагрузке, и коэффициент полезного действия цепи от солнечной батареи напрямую к электрической нагрузке, соответственно.

Для метода прямой передачи мощности от подсистемы космического аппарата генератора к нагрузке значения коэффициента полезного действия на неосвещенной и освещенной частях орбиты космического аппарата составляют соответственно Хe = 0.65, Хd = 0.85. Для метода отслеживания пиковой мощности с использованием в качестве буфера аккумуляторной батареи значения коэффициента полезного действия на неосвещенной и освещенной частях орбиты космического аппарата составляют соответственно Хe = 0.60, Хd = 0.80. В первом случае эффективность подсистемы будет на 5% … 7% выше, поскольку метод отслеживания пиковой мощности с использованием в качестве буфера аккумуляторной батареи требует наличия преобразователя электроэнергии между генератором и нагрузкой.

Третий этап

Коэффициент полезного действия преобразования энергии для фотоэлектрических преобразователей определяется отношением выходной мощности преобразователя к мощности попадающего на него потока солнечной энергии. Значение мощности потока солнечной энергии, попадающего на плоскую панель солнечной батареи, определяется интенсивностью солнечного излучения, и равно 1358 Вт/м2. Таким образом, солнечная батарея с коэффициентом полезного действия в начале полета, равным 18%, обеспечит генерирование 244 Вт мощности с одного квадратного метра своей площади.



Таблица 6.

Сравнительные характеристики различных типов фотоэлектрических преобразователей

Характеристика	Кремний	Арсенид галлия	Фосфид индия
Теоретический коэффициент полезного действия плоского фотоэлектрического преобразователя Реально достигнутый коэффициент полезного действия преобразователя Время, в течение которого происходит 15% деградация преобразователя при эксплуатации на геостационарной орбите в условиях воздействия потоков: - электронов с энергией 1 МэВ - протонов с энергией 10 МэВ	18% 14% 10 лет 2 года	23% 18% 33 года 6 лет	22% 19% 155 лет 89 лет

Максимальный реально достигнутый коэффициент полезного действия фотоэлектрических преобразователей на основе кремния и арсенида галлия составляет соответственно 14% и 18%. Такая эффективность преобразователей дает нам идеальное значение удельной выходной мощности на единицу площади фотоэлектрических преобразователей, равное 190 Вт/м2 и 244 Вт/м2 соответственно при условии, что поток солнечного излучения падает на поверхность преобразователей по нормали.

Четвертый этап

Теперь можем определить реальное значение выходной мощности, генерируемой солнечной батареей. Как показано в таблице7, готовая солнечная батарея имеет коэффициент полезного действия меньше, чем у отдельного фотоэлектрического преобразователя, что связано с несовершенством ее конструкции, затенением части поверхности батареи элементами конструкции космического аппарата и вариациями температуры; все эти факторы в совокупности носят название собственной деградации, Id. Фотоэлектрические преобразователи размещаются на несущей конструкции, в качестве которой обычно используется алюминиевая сотовая панель, и соединяются между собой электрическим монтажом, в результате чего потери площади несущей конструкции могут составлять от 10% до 20%. Эта величина учитывается при определении конструктивных потерь мощности батареи. Если мы правильно определим конфигурацию космического аппарата, то присоединенные элементы его конструкции будут затенять лишь малое число фотоэлектрических преобразователей, в результате чего потери мощности на затенение будут невелики. Температура типичной плоской солнечной батареи, на которую нормально падает поток солнечного излучения, может составлять от 67 °С для космических аппаратов на у низких околоземных орбитах до 53 °С для космических аппаратов на геостационарных орбитах. Эталонная температура, для которой задаются характеристики кремниевых фотоэлектрических преобразователей, составляет 28 °С, при этом на каждый градус Цельсия свыше этой температуры характеристики преобразователя ухудшаются примерно на 0.5%. Солнечные батареи, размещаемые непосредственно на корпусе космического аппарата, обычно имеют температуру на 5 °С выше, чем разворачиваемые солнечные батареи, поскольку не имеют возможности сбрасывать тепло в открытый космос.

Таблица 7.

Составляющие внутренней деградации солнечной батареи

Составляющие внутренней деградации	Номинальное значение	Диапазон изменения
Конструктивные потери Температурные потери Потери на затенение фотоэлектрических преобразователей присоединенными элементами конструкции космического аппарата	0,85 0,85 1.0	0,77…0,90 0,8…0,98 0,8…1.0
Суммарная внутренняя деградация, Id	0,77	0,49…0,88

Энергетические возможности фотоэлектрических преобразователей их вольтамперными характеристиками. На рисунке1. представлена первая четверть вольтамперной характеристики для плоской батареи, эксплуатируемой на низкой околоземной орбите. Эти кривые определяют энергетические возможности солнечной батареи в начале и в конце срока орбитальной эксплуатации космического аппарата. Как видно из рисунка, вольтамперная характеристика имеет триточки, важные для проектирования солнечной батареи:

· ток короткого замыкания, Isc, при нулевом напряжении;

· точка максимальной мощности, в которой произведение тока на напряжение достигает максимума;

· напряжение холостого хода, Voc, при нулевом токе.

Рисунок 4. Вольтамперная характеристика плоской солнечной батареи.

Выходная мощность батареи определяется площадью под кривой. По оси абсцисс отложено напряжение в вольтах, по оси ординат - ток в амперах. Isc - ток короткого замыкания, PeakPowerPoint - точка максимальной мощности, Voc - напряжение холостого хода, EOL - вольтамперная характеристика солнечной батареи в конце срока орбитальной эксплуатации космического аппарата; BOL - вольтамперная характеристика солнечной батареи в начале срока орбитальной эксплуатации космического аппарата.

Должны учитывать влияние температуры на вольтамперную характеристику солнечной батареи. При нахождении космического аппарата на неосвещенной части орбиты температура солнечной батареи может опускаться до -80 °С. Максимальная рабочая температура солнечной батареи космического аппарата, эксплуатируемого на низкой околоземной орбите, может достигать 100 °С в конце освещенной части орбиты на каждом витке полета.

Рабочая температура является одним из ключевых параметров при проектировании солнечной батареи, поскольку энергетические характеристики фотоэлектрических преобразователей зависят от температуры. Вольтамперная характеристика, приведенная на рисунке1, характеризует энергетические параметры фотоэлектрического преобразователя или солнечной батареи при номинальной температуре. Изменение рабочей температуры фотоэлектрического преобразователя или солнечной батареи приводит к трем типам изменений вольтамперной характеристики:

· масштабирование вольтамперной характеристики вдоль оси ординат;

· сдвиг вольтамперной характеристики вдоль оси абсцисс;

· изменение формы кривой вольтамперной характеристики, проявляющееся в изменении ее кривизны в районе перегиба(точки максимальной мощности).

Конфигурация солнечной батареи бывает плоской или с использованием концентраторов солнечной энергии, причем батарея каждого типа может монтироваться какна корпусе космического аппарата, так и на присоединенных к нему панелях.

Важным при проектировании является учет затенения солнечной батареи элементами конструкции космического аппарата, поскольку фотоэлектрические преобразователи, неосвещенные Солнцем, переходят в режим холостого хода, характеризующийся большим внутренним сопротивлением.

Можно улучшить характеристики фотоэлектрических преобразователей за счет применения защитных покрытий и отражателей на тыльной стороне преобразователей. Защитные покрытия позволяют герметизировать фотоэлектрические преобразователи, однако при этом они могут принимать солнечную энергию и сбрасывать тепло. Такие покрытия выполняются текстурированными или гладкими.

Текстурированные покрытия используются для защиты фотоэлектрических преобразователей, размещаемых на корпусе космического аппарата, для которых не предусмотрено наведение на Солнце. Они отражают падающее солнечное излучение обратно на поверхность преобразователя, повышая тем самым его энергетическую эффективность. Гладкие защитные покрытия применяются для солнечных батарей, которые оснащены средствами наведения на Солнце. За счет уменьшения потерь на отражение защитные покрытия позволяют фотоэлектрическим преобразователям использовать большую часть падающей на них солнечной энергии. Отражатели на тыльной стороне фотоэлектрических преобразователей возвращают солнечное излучение, прошедшее сквозь преобразователь, в обратном направлении, что также повышает его энергетическую эффективность. За счет уменьшения поглощения солнечной энергии фотоэлектрическими преобразователями такие отражатели одновременно помогают регулировать тепловой режим солнечной батареи.

В начале срока орбитальной эксплуатации космического аппарата удельная выходная мощность солнечной батареи определяется по формуле

(3)

где величина cos иногда называется в литературе косинусными потерями. Угол падения солнечных лучей, q, измеряется между вектором нормали к поверхности солнечной батареи, и направлением на Солнце.

Для плоской солнечной батареи, выполненной из кремниевых фотоэлектрических преобразователей, у которой минимальное значение угла падения солнечных лучей, , равно 23.5°, а коэффициент собственной деградации имеет номинальное значение, удельная выходная мощность в начале срока орбитального полета космического аппарата будет равна 134 Вт/м2.

Пятый этап

Воздействие ионизирующих излучений космического пространства

существенно уменьшает выходные ток и напряжение фотоэлектрических преобразователей. В случае космического аппарата, выводимого на геостационарную орбиту, мы должны учитывать воздействие на фотоэлектрические преобразователи солнечной батареи: потоков протонов солнечных вспышек и захваченных магнитным полем Земли электронов - при эксплуатации на номинальной орбите, потоков протонов и электронов, захваченных магнитным полем Земли - при эксплуатации на переходной орбит. Потоки протонов и электронов, захваченных магнитным полем Земли, вызывают большинство повреждений фотоэлектрических преобразователей. Кремниевые фотоэлектрические преобразователи, защищенные покрытием, теряют до 15% выходного напряжения и тока(предполагается наличие экранирования) при облучении суммарным потоком заряженных частиц, эквивалентным потоку электронов с энергией 15МэВ(такому облучению солнечная батарея подвергается в течение четырех - пяти лет эксплуатации на низкой околоземной орбите). При разработке космического проекта мы должны согласовать показатели деградации с изготовителем фотоэлектрических преобразователей, исходя из той радиационной обстановки, в которой предполагается эксплуатация космического аппарата. Деградация фотоэлектрических преобразователей зависит также от их конструкции.

Должны учесть факторы, вызывающие деградацию характеристик солнечной батареи в процессе ее эксплуатации. Эксплуатационная деградация, Ld, возникает в результате циклического изменения температуры батареи во время нахождения на освещенной и неосвещенной частях орбиты, микрометеоритных повреждений, воздействия факелов реактивных двигателей, и дегазации материалов в течение времен их эксплуатации в космическом пространстве. В целом, для солнечной батареи, выполненной из кремниевых фотоэлектрических преобразователей, эксплуатируемой на борту космического аппарата на низкой околоземной орбите, снижение уровня выходной мощности может составлять до 3.75% в год, при этом до 2.5% потерь мощности в год будет обусловлено воздействием ионизирующих излучений космического пространства. Для солнечной батареи, выполненной из арсенид-галлиевых фотоэлектрических преобразователей, эксплуатируемой на борту космического аппарата на низкой околоземной орбите, снижение уровня выходной мощности может составлять до 2.75% в год, при этом до 1.5% потерь мощности в год будет обусловлено воздействием ионизирующих излучений космического пространства. Реальная деградация характеристик солнечной батареи за все время ее эксплуатации на орбите может быть оценена по формуле

Ld = (1-«деградация за год») «срок эксплуатации» (4)

Удельная выходная мощность солнечной батареи на единицу площади в конце срока орбитального полета космического аппарата составит

(5)

Используя пример космического аппарата FireSat, у которого солнечная батарея эксплуатируется в течение 10 лет, для которой величина эксплуатационной деградации,Ld, составит 62.5%, результирующая удельная выходная мощность солнечной батареи на единицу площади в конце срока орбитального полета космического аппарата составит 84 Вт/м2/ Тогда площадь солнечной батареи, Asa, необходимая для выполнения требований по энергоснабжению космического аппарата, может быть определена по формуле



(6)

Для рассматриваемого примера космического аппарата FireSat результирующая площадь солнечной батареи будет равна 11.7 м2. Если мы будем использовать солнечную батарею, оснащенную системой ориентации на Солнце, то тогда удельная выходная мощность солнечной батареи на единицу площади в начале срока орбитального полета космического аппарата составит 146 Вт/м2, удельная выходная мощность солнечной батареи на единицу площади в конце срока орбитального полета космического аппарата - 91.4 Вт/м2, а площадь солнечной батареи, необходимая для выполнения требований по энергоснабжению космического аппарата - 10.7 м2.

Накопители электрической энергии

Накопитель электрической энергии является неотъемлемой составной частью подсистемы энергоснабжения космического аппарата. Любой космический аппарат,оснащенный фотоэлектрическим генератором электроэнергии, требует системы накопления энергии для обеспечения пикового потребления бортового оборудования и организации его энергоснабжения на неосвещенной части орбиты. Накопление электроэнергии обычно обеспечивается с помощью аккумуляторной батареи, хотя в некоторых случаях могут рассматриваться и альтернативные варианты накопителей, например на базе маховика или топливных элементов.

Аккумуляторная батарея состоит из отдельных аккумуляторов, соединенных между собой последовательно. Количество аккумуляторов в батарее определяется требуемой величиной напряжения на выходных шинах подсистемы энергоснабжения. Количество электроэнергии, запасаемой в аккумуляторной батарее, или ее емкость, измеряется в ампер-часах или в ватт-часах; в последнем случае емкость в ампер-часах умножается на выходное напряжение батареи. Проектная, или паспортная емкость аккумуляторной батареи выбирается, исходя из требований по накоплению электроэнергии. Аккумуляторные батареи в подсистеме энергоснабжения могут быть соединены последовательно для повышения выходного напряжения или параллельно - для увеличения выходного тока. В любом случае возрастает и суммарная емкость системы аккумуляторных батарей в ватт-часах.

В таблице 8 приведены основные факторы, которые необходимо учитывать на самой ранней стадии разработки любого космического проекта.

Таблица 8.

Характеристика аккумуляторов

Физические Электрические Проектные	Габаритные размеры, масса, конфигурация, рабочее положение, статические и динамические нагрузки при эксплуатации Выходное напряжение, токовая нагрузка, рабочий цикл, количество циклов заряда, разряда, время подготовки к работе, время сохранения заряда, допустимая глубина разряда Стоимость, срок хранения, срок службы, характер проекта, надежность, технологичность изготовления и технического обслуживания

Все аккумуляторы делятся на два типа - первичные и вторичные. Первичная аккумуляторная батарея (англ. primary battery) преобразует химическую энергию в электрическую, однако она не может выполнять обратное преобразование, поэтому первичные аккумуляторы не предназначены для повторного заряда. Батареи первичных аккумуляторов обычно используются для решения краткосрочных задач (продолжительностью, как правило, менее одних суток), либо для решения некоторых долгосрочных задач типа резервного копирования запоминающих устройств, которые требуют очень небольшой мощности. Наиболее распространенными электрохимическими системами первичных аккумуляторных батарей являются серебро - цинк, литий - тионил - хлорид, литий - двуокись серы, литий - мономолекулярный фтор; также в качестве первичных аккумуляторных батарей используются тепловые элементы.

Таблица 9.

Характеристики некоторых первичных аккумуляторных батарей

Тип аккумуляторной батареи	Удельная энергоемкость ВтЧ час/кг	Типовое применение
Серебро - цинк Литий - тионил-хлорид Литий - мономолекулярный фтор Тепловые элементы	60…130 175…440 130…350 90…200	Высокая энергоотдача, малый срок службы(порядка минут) Средняя энергоотдача, средний срок службы(не более 4-х часов) Низкая энергоотдача, большой срок службы(порядка месяцев) Высокаяэ нергоотдача, очень малый срок службы(порядка минут)

Вторичная аккумуляторная батарея(англ. secondarybattery) может преобразовывать химическую энергию в электрическую в процессе разряда аккумуляторов и электрическую энергию в химическую - в процессе заряда аккумуляторов. Этот процесс может циклически повторяться тысячи раз.

Глубину разряда(англ. depth-of-discharge - DOD) аккумуляторной батареи проще всего представить себе, как долю емкости батареи, на которую она способна уменьшить свою суммарную емкость в процессе разряда, выраженную в процентах.

Распределение электрической энергии

энергоснабжение космический солнечный батарея

Подсистема распределения электрической энергии космического аппарата включает в свой состав кабели, средства обеспечения отказоустойчивости и коммутационные устройства, предназначенные для подключения и отключения бортового оборудования космического аппарата. Кроме того, в состав рассматриваемой подсистемы входит дешифратор команд, обеспечивающий исполнение специальных команд на включение и отключение отдельных бортовых нагрузок. Подсистема распределения электрической энергии космического аппарата является уникальной частью его бортовой подсистемы энергоснабжения, и ее облик часто отражает особенности бортовых нагрузок и требования к коммутации электропитания конкретного космического аппарата. Проектный облик подсистем распределения электроэнергии для различных систем энергоснабжения зависит от характеристик источника (генератора) электрической энергии, требований к энергоснабжению бортовых нагрузок и состава функциональных задач подсистем бортового оборудования космического аппарата.

При выборе типа подсистемы распределения электроэнергии мы должны сосредоточить свое внимание на минимизации массы и потерь мощности в ее оборудовании, не забывая при этом на выполнении требований по живучести, стоимости, надежности и качеству электроэнергии на выходе подсистемы.

Таблица 10.

Оценка требуемой емкости вторичной аккумуляторной батареи

Для получения величины емкости в ампер-часах необходимо разделить полученное значение емкости вватт-часах на требуемую величину напряжения на выходе аккумуляторной батареи

(7)

В настоящее время в качестве коммутационных устройств в подсистемах распределения электрической энергии практически повсеместно применяются электромеханические реле, что связано с большим опытом их применения в космической технике, высокой надежностью и малой рассеиваемой мощностью. Мощные полупроводниковые коммутаторы, выполненные на основе полевых МОП-транзисторов могут в будущем заменить электромеханические реле, однако в настоящее время полупроводниковые коммутаторы, квалифицированные для применения на борту космических аппаратов, промышленностью серийно не выпускаются.

Архитектура подсистемы распределения электрической энергии на борту космического аппарата может быть централизованной либо децентрализованной, в зависимости от места расположения преобразователей электроэнергии. Централизованный подход предполагает

сосредоточение всех средств регулирования энергоснабжения всех бортовых нагрузок космического аппарата внутри подсистемы энергоснабжения, тогда как децентрализованный подход - размещение отдельных преобразователей электрической энергии вблизи каждой электрической нагрузки независимо. Децентрализованный подход обычно предусматривает применение нерегулируемой шины первичного электропитания, поскольку преобразование и распределение электроэнергии вынесено к нагрузкам. Регулируемые шины питания в этом случае прокладываются от преобразователей к нагрузкам и реализуют интерфейс преобразователей к нагрузкам, поскольку бортовое электронное оборудование может требовать питания различными напряжениями(например, +5 В постоянного тока, ±12 В постоянного тока и т.п.). Преимуществом централизованной архитектуры подсистемы энергоснабжения является то, что она является более независимой и унифицированной и может, в силу этого, проектироваться до завершения проектирования остального бортового оборудования космического аппарата. Подсистемы распределения электрической энергии с централизованной архитектурой более приемлемы для использования на борту больших космических аппаратов с высоким уровнем распределяемой мощности.



Заключение

В курсовой работе была исследована возможность создания имитационная модель системы энергоснабжения наноспутника. Я изучил общую структуру системы энергоснабжения. Какие использовать батареи, накопители, их положительные стороны.Процесс предварительного проектирования подсистемы энергоснабжения состоит из 4 этапов: определение требований, выбор типа и параметров источника электроэнергии, выбор типа и параметров накопителя электроэнергии и определение требований к регулированию и контролю подсистемы энергоснабжения. Помимо этого существует 3 типа источников электрической энергии: солнечные батареи, статические источники энергии и динамические источники энергии. Этап проектирования солнечной батареи состоит из 5 этапов. Также в подсистеме распределения электрической энергии КА важную роль играют кабеля, они распределяют энергию по всему космическому аппарату. По моему мнению, я исследовал малую часть алгоритмов создания подсистемы энергоснабжения КА, и если углубиться в это направления и имея финансы, можно реально создать подсистему энергоснабжения КА в будущем.



Список использованной литературы

1 Петровичев М.А., Гуртов А.С. Система энергоснабжения бортового комплекса космических аппаратов: учеб.пособие. - Самара: Изд-во Самар. гос. аэрокосм. ун-та, 2007. - 88 с.: ил.

2 Козлов Д.И. , Аншаков Г.П., Агарков В.Ф. и д.р.: Под ред. Д.И.

Козлова. Конструирование автоматических космических аппаратов. - М.: Машиностроение, 1996. - 448 с.: ил.

3Соустин Б.П., Иванчура В.И., Чернышев А.И., Исляев Ш.Н./Системы электропитания космических аппаратов. - Новосибирск: Наука, 1994. - 318 с.

4Шиняков Ю.А. Эффективность использования солнечных батарей в автономных системах электроснабжения// Проблемы комплексного

проектирования и испытаний энергетических устройств космических

аппаратов. - Куйбышев, 1986. - Вып. 3.4.1. - С. 58 - 59.

5 Гущин В. Н. Системы энергопитания // Основы устройства

космических аппаратов: Учебник для вузов. -- М.: Машиностроение, 2003. --С. 217--241. -- 272 с. --1000 экз.

Размещено на Allbest.ru