Система генерирования электроэнергии с увеличенным сроком активного существования для малого космического аппарата тема диссертации и автореферата по ВАК РФ 05.09.03, кандидат наук Тарасов Вячеслав Сергеевич

• Тарасов Вячеслав Сергеевич
• кандидат наук
• 2015

Оглавление диссертации кандидат наук Тарасов Вячеслав Сергеевич

Введение

Глава 1 Перспективы развития систем генерирования

электроэнергии космических аппаратов

1.1 Анализ современного состояния систем генерирования электроэнергии космических аппаратов

1.2 Концепция прагматичного космоса

1.2.1 Функциональное решение по средствам вывода

малых космических аппаратов на орбиту Земли

1.2.2 Создание системы генерирования электроэнергии в

части унифицированной космической платформы

1.3 Пути улучшения тактико-технических характеристик

системы генерирования электроэнергия

1.4 Основные типы электрохимических аккумулирующих

систем для космических аппаратов

1.4.1 Общие сведения

1.4.2 Никель-кадмиевая электрохимическая система

1.4.3 Никель-водородная электрохимическая система

1.4.4 Никель-металлогидридная электрохимическая система

1.4.5 Литий-ионная электрохимическая система

1.5 Выбор аккумуляторной батареи для проектируемого малого

космического аппарата

Выводы по Главе

Глава 2 Исследование опытного образца

никель-металлогидридной аккумуляторной батареи в условиях, максимально приближенным к штатной эксплуатации

2.1 Задачи и методика термовакуумных испытаний

никель-металлогидридного аккумулятора

2.2 Особенности разработанной методики

термовакуумных испытаний

2.3 Результаты термовакуумных испытаний опытного образца

никель-металлогидридного аккумулятора

2.4 Расчет требуемой установленной емкости

аккумуляторной батареи

2.5 Требования по тепловыделению аккумуляторной батареи

2.6 Требования по надежности аккумуляторной батареи

Выводы по Главе

Глава 3 Исследование электромагнитной совместимости

аккумуляторной батареи и оборудования космического аппарата

3.1 Обоснование необходимости компенсации магнитного поля

космического аппарата и постановка задачи исследования

3.2 Особенности методики измерения магнитного поля аккумуляторной батареи

3.3 Результаты исследование влияния электромагнитной совместимости аккумуляторной батареи на оборудование

космического аппарата

3.4 Расчет компенсационного электромагнитного исполнительного органа

3.5 Моделирование движения проектируемого малого космического аппарата относительно центра масс

3.5.1 Математическая модель магнитного

поля Земли

3.5.2 Особенности моделирования движения малого космического аппарата относительно

центра масс

3.5.3 Результаты моделирования движения малого космического аппарата относительно

центра масс

Выводы по Главе

Глава 4 Работа нового типа аккумуляторных батарей совместно с

системой генерирования и контроля

4.1 Назначение и задачи аппаратуры регулирования

и контроля

4.2 Анализ функций аппаратуры регулирования и контроля

4.3 Работа аппаратуры регулирования и контроля

4.4 Алгоритм управления и контроля аккумуляторной батареи

4.4.1 Заряд БХА

4.4.2 Разряд БХА

4.4.3 Ограничение нагрузки

Выводы по Главе

Глава 5 Физическая реализация и эксплуатация системы генерирования электроэнергии с никель-металлогидридными

аккумуляторными батареями

5.1 Запуск на орбиту Земли космического аппарата «Кондор-Э» с никель-металлогидридными аккумуляторными батареями

5.2 Предназначение выведенного на Земную орбиту малого космического аппарата «Кондор-Э»

5.3 Эксплуатация аккумуляторных батарей на участке выведения,

начальном участке и в орбитальном полете космического аппарата

Выводы по Главе

Заключение

Библиографический список использованных источников

Список используемых сокращений

Приложение А. Основные технические требования аккумуляторной

батареи для малого космического аппарата «Кондор-Э»

Приложение Б. Результаты термовакуумных испытаний никель-металлогидридной аккумуляторной батареи для малого

космического аппарата «Кондор-Э»

Приложение В. Методика и протокол испытания магнитных моментов

аккумуляторной батареи 19 НМГ

Приложение Г. Блок схемы алгоритмов управления и контроля

аккумуляторной батареи 19НМГ-20

Приложение Д. Акт о внедрении результатов диссертационной работы

ВВЕДЕНИЕ

Актуальность темы. В настоящее время многие государства имеют на космических орбитах аппараты собственных разработок, большое количество стран использует космические аппараты (КА) на основе аренды для решения своих задач.

Направления развития и совершенствования технических и эксплуатационных характеристик КА разработаны и изложены в Федеральной космической программе, утвержденной Правительством РФ, программах Военно-космических сил и технических заданиях на разработку вновь проектируемых КА. Главной целью программ и технических заданий является удовлетворение растущих потребностей государственных структур, регионов и населения страны в космических средствах и услугах на основе расширения и повышения эффективности использования космического пространства для решения стоящих перед Россией задач в экономической, социальной, научной, культурной и других областях деятельности, а также в интересах безопасности страны, расширения международного сотрудничества в области космической деятельности и выполнения международных обязательств Россией в этой области.

При этом постоянно повышаются требования к КА: увеличение информационной пропускной способности и сроков активного существования (САС), снижение времени разработки и изготовления, уменьшения стоимости создания новых КА. Для спутников, таких как «Ресурс-ДК1» (масса 6,5 тонн), предназначенных для дистанционного зондирования Земли (ДЗЗ), срок активного существования 3 года уже не удовлетворяют поставленным задачам. Решение задач создания менее энергозатратных, экологически чистых, более производительных КА предопределяет необходимость совершенствования характеристик бортовых систем путем поиска оригинальных технических подходов и решений.

В начале 90-х годов развитие космической техники в условиях экономического кризиса и хронического недофинансирования отрасли потребовало принятия новых концептуальных решений. Таким решением стала

программа действий «прагматичный космос», выдвинутая АО «ВПК «НПО машиностроения» в 2002 г. на международном авиационно-космическом салоне (МАКС).

Одной из важнейших бортовых систем КА является система генерирования электроэнергии (СГЭ). Конструкция и характеристики СГЭ во многом определяют конструктивный облик, срок активного существования КА в полёте, его функциональные возможности, надежность, массогабаритные и экономические показатели, составляя до 25 % массы, объема и стоимости КА. Поэтому проблема совершенствования технических характеристик СГЭ имеет актуальное значение.

Большой научно - технический вклад в становление и развитие СГЭ КА внесли творческие коллективы ведущих, предприятий федерального космического агентства (Роскосмос): АО «ВПК «НПО машиностроения», ОАО «Корпорация «ВНИИЭМ», НПО им. С. А. Лавочкина, ГНП РКЦ «ЦСКБ-Прогресс», ГКНПЦ им. М. В. Хруничева, РКК «Энергия» им. С. П. Королёва, ОАО «НИИ Электромеханики» (НИИЭМ), ОАО «ИСС» имени М.Ф.Решетнева» и др. Ими решаются оптимизационные структурно - функциональные и конструкторско - компоновочные задачи по размещению элементов СГЭ на КА, создана методология наземной отработки, лётных испытаний и сопровождения в процессе штатной эксплуатации. Разработку, исследования и испытания составных частей СГЭ обеспечивают: ОАО «АВЭКС», ОАО НПП «Квант», ОАО «НИАИ «ИСТОЧНИК», НПО «Энергия», ОАО «Сатурн», ОАО «НПЦ «Полюс» (ранее НПО «Полюс») и др.

Многолетний творческий труд коллективов названных предприятий с участием ученых и специалистов ведущих университетов России (НИУ МЭИ, МГТУ им. Н. Э. Баумана, НИЯУ МИФИ, НИУ МАИ), позволил добиться значительных успехов и обеспечивает успешное функционирование СГЭ космических аппаратов.

Постоянное ужесточение технических требований и появление новых задач при создании маломассогабаритных КА и мощных космических платформ:

обеспечение функционирования бортовой аппаратуры в условиях открытого космического пространства, обеспечение электропитания специальной бортовой нагрузки, влечёт за собой необходимость поиска новых методов проектирования бортовой аппаратуры и новых технических решений реализации оптимальных режимов работы, повышения надежности и автономности функционирования СГЭ в рамках принятой концепции «прагматичный космос», предполагающей эффективность по критерию «характеристики-затраты».

Вновь проектируемые СГЭ, обеспечивающие высокую потребляемую мощность и большую частоту циклирования аккумуляторной батареи (АБ) в течение длительного времени, не позволяют напрямую использовать ранее разработанные технические решения в первую очередь из-за ограниченного срока службы накопителей АБ.

Таким образом, задача исследования работоспособности и качества функционирования АБ никель-металлогидридного типа в составе электротехнического комплекса КА является актуальной и может рассматриваться как имеющая самостоятельное значение по разработке СГЭ с увеличенным САС.

Цель и задачи работы. Создание информационно-методической системы обслуживания накопителя энергии для малого космического аппарата на основе нового типа никель-металлогидридной аккумуляторной батареи с увеличенным сроком службы 19 НМГ

Для достижения поставленной цели решаются следующие задачи:

1. Выбор типа аккумуляторной батареи в наибольшей степени удовлетворяющей требованиям, предъявляемым к аккумуляторным батареям малого космического аппарата с увеличенным сроком службы (до 7 лет).

2. Разработка методики входного контроля АБ, регламентирующей выполнение следующих операций:

- тестирование показателей качества и характеристик АБ в соответствии с её паспортными данными;

- проверка аккумуляторов АБ на герметичность;

- проверка АБ на заданные циклограммы нагрузок МКА;

- проверка возможности работы АБ в вакууме;

- расчет и исследование тепловых режимов работы АБ и СГЭ на ее основе.

- формирование требований к системе терморегулирования КА;

- проведение термовакуумных испытаний АБ.

3. Доработка и экспериментальное подтверждение возможности использования управляющего алгоритма и способа контроля нового накопителя энергии.

4. Исследовать собственное магнитное поле никель-металлогидридной аккумуляторной батарей - 19 НМГ-20 и компенсировать его.

5. Тестирование текущих зарядно-разрядных режимов работы АБ на основе обработки телеметрических данных СГЭ МКА «Кондор-Э».

Поставленные задачи решались в процессе подготовки и ввода в эксплуатацию МКА «Кондор-Э».

Создаваемое информационно-методическое обеспечение проектирования и обслуживания накопителя энергии нового типа для МКА необходимо для последующей системной параметрической оптимизации СГЭ КА. В таблице 1 представлено разработанное информационно-методическое обеспечение проектирования и обслуживания накопителя энергии нового типа для МКА «Кондор-Э».

Таблица 1.1 - Информационно-методическое обеспечение проектирование и обслуживание накопителя энергии нового типа для проектируемого малого космического аппарата «Кондор-Э»

Методическое обеспечение входного контроля нового типа АБ Информационное обеспечение проектирование нового типа АБ Методическое обеспечение эксплуатации и обслуживания нового типа АБ

Методика расчета требуемой установленной емкости АБ База данных параметрических ограничений для аппаратуры регулирования и контроля (АРК). Разработка алгоритма аппаратуры регулирования и контроля для АБ нового типа.

Методика расчета тепловыделения АБ База данных характеристик АБ для СГЭ Анализ телеметрической информации с борта МКА

Методика прогнозируемого расчета надежности аккумуляторной батареи База данных выбора типа АБ для проектируемого МКА Методика компенсации магнитного поля АБ

Методика снятия магнитных характеристик АБ База данных магнитного поля АБ

Методика термовакуумных испытаний АБ

Методика проверки АБ на герметичность

Методы исследования

При выполнении работы было проведено моделирование по разработанным блокам моделей, реализующих движения проектируемого малого космического аппарата «Кондор-Э» относительно центра масс с новым типом АБ.

Моделирование движения МКА относительно центра масс с модернизированной СГЭ проводилось в среде программирования Мatlab/Simulink.

Научная новизна

1. Впервые обнаружено вредное влияние собственного магнитного поля никель-металлогидридной аккумуляторной батареи (НМГ АБ) нового типа на систему ориентации и стабилизации малого космического аппарата (МКА) при взаимодействии его с магнитным полем Земли. На основе выполненных исследований по снижению результирующего магнитного воздействия НМГ АБ сформулированы рекомендации по синтезу устройства компенсации и позиционированию его в непосредственной близости от чувствительных элементов системы ориентации и стабилизации МКА.

2. Разработано информационно-методическое обеспечение, необходимое для системной, параметрической и структурной оптимизации системы генерирования электроэнергии (СГЭ) МКА «Кондор-Э» с новым накопителем энергии (НМГ АБ).

3. В результате проведенных наземных термовакуумных испытаний НМГ АБ получены необходимые ее энергетические параметры (токи заряда-разряда, рабочее напряжение, емкость заряда) для условий открытого космоса.

Практическая ценность результатов работы составляют:

- сформированные практические рекомендации по реализации режимов совместной работы накопителя энергии с аппаратурой регулирования и контроля СГЭ МКА «Кондор-Э». Выявлены и установлены режимные ограничения;

- предложенные алгоритмы управления и способы контроля НМГ АБ по основным электрическим характеристикам, обеспечивающие заданные показатели качества (надежность Р>0,998, длительный ресурс - до 7 лет, безопасность эксплуатации) НМГ АБ в составе СГЭ МКА «Кондор-Э».

Сформирован перечень команд, реализующих предложенные алгоритмы;-электрические параметры и характеристики компенсационного электромагнита в системе генерирования электроэнергии малого космического аппарата «Кондор-Э»;

- разработанные средства по устранению вредного воздействия магнитного поля НМГ АБ в СГЭ МКА «Кондор-Э»: рассчитанные электрические параметры и характеристики компенсационного электромагнита;

- применение совокупности всех разработанных средств в малом космическом аппарате «Кондор-Э», что позволило увеличить срок активного существования до 7 лет.

Достоверность и обоснованность полученных результатов

Достоверность и обоснованность результатов подтверждена использованием современных вычислительных средств и средств моделирования, апробацией предложенных методик исследования и анализа экспериментальных данных, совпадением теоретических расчетов и лабораторно - отработочных испытаний, наземными и летными испытаниями системы генерирования электроэнергии МКА «Кондор-Э».

Реализация работы Основные результаты данной работы используются специалистами АО «ВПК «НПО машиностроения», ОАО «АВЭКС», ОАО «Корпорация «ВНИИЭМ», ОАО НПП «Квант», ОАО «НИАИ «ИСТОЧНИК» при создании МКА «Кондор-Э» в системе генерирования электроэнергии. Промышленное внедрение основных результатов подтверждено соответствующим актом. Основные результаты диссертационной работы использованы при проектировании новых комплексов энергопреобразующей аппаратуры СГЭ МКА АО «ВПК «НПО машиностроения».

Введение диссертации (часть автореферата) на тему «Система генерирования электроэнергии с увеличенным сроком активного существования для малого космического аппарата»

Апробация работы

Основные положения диссертационной работы докладывались и обсуждались на заседании кафедры «Электротехнические комплексы автономных

объектов» НИУ МЭИ, XXXV-XXVШ Академических чтениях по космонавтике, при Российской академии наук и Федеральном космическом агентстве (Москва 2011- 2014), Международной научно-технической конференции "Аэрокосмические технологии в нефтегазовом комплексе" (Москва 2009), XVII-XIX международных научно-технических конференциях студентов и аспирантов НИУ МЭИ.

Основные положения, выносимые на защиту

1. Предложенные методики проектирования и обслуживания АБ в составе СГЭ (методика термовакуумных испытаний, методика проверки АБ на герметичность, методика снятия магнитных характеристик АБ, методика компенсации магнитного поля АБ,).

2. Алгоритм управления и способ контроля нового типа АБ для малого космического аппарата «Кондор-Э».

3. Информационно-методическое обеспечение МКА «Кондор-Э». Информационно-методическая основа для последующей системной параметрической и структурной оптимизации системы генерирования электроэнергии МКА в части накопителей энергии.

Публикации

Основное содержание диссертационной работы опубликовано в 16 печатных трудах, из них 6 публикаций в изданиях, которые входят в перечень, рекомендованных ВАК Министерства образования и науки Российской Федерации.

Структура и объем работы

Диссертация состоит из введения, пяти глав, заключения, списка использованных источников, перечня используемых терминов. Работа изложена на 222 страницах основного текста, содержит 122 рисунка, 66 таблиц, 5 приложений, библиографический список литературы насчитывает 60 наименований.

Глава 1 Перспективы развития систем генерирования электроэнергии космических аппаратов

1.1 Анализ современного состояния систем генерирования электроэнергии космических аппаратов

Достижения отечественной промышленности в области космонавтики и их систем генерирования электроэнергии нашли отражение в следующем списке литературы [1-25].

Основные СГЭ космических аппаратов используют СБ, герметичные никель-водородные, никель-кадмиевые, никель-металлогидридные или литий-ионные аккумуляторные батареи. Неотъемлемыми элементами, существенно увеличивающими ресурс СГЭ, является АРК, обслуживающая наиболее чувствительный к режимам эксплуатации элемент СГЭ - АБ. Особенностью АРК является ее модульность и децентрализованная система управления модулями, предложенная и защищённая авторскими свидетельствами российских учёных, работающих в ОАО «АВЭКС» и НПО «Полюс».

Однако вновь проектируемые СГЭ, обеспечивающие высокую потребляемую мощность и большую частоту циклирования АБ в течение длительного времени, не позволяют напрямую использовать ранее разработанные технические решения в первую очередь из-за ограниченного срока службы накопителей АБ.

Трудно выполнимыми задачами при проектировании системы электропитания для космического аппарата являются достижение необходимой мощности СГЭ и большого срока активного существования космического аппарата, таких как, Кондор-Э (производства АО «ВПК «НПО машиностроения»), при относительно небольшой заданной массе оборудования СГЭ. Обзор известных публикаций [1-25] показывает, что в мире подобного опыта нет.

Большая мощность СГЭ обуславливает ее большой вес и большие габаритные размеры используемых на КА солнечных батарей. В связи с чем возникают трудности при выведении КА на орбиту.

Реализация большого ресурса (до 10 лет), является более трудной задачей, поскольку импульсный характер нагрузки и ее высокая частота циклирования

вступает в противоречие с ограниченным допустимым числом циклов работы накопительных элементов (НЭ) и других элементов СГЭ. В таблице 1.2 приведены для сравнения КА с заданным ресурсом. [9].

Таблица 1.2 - Сравнение космических аппаратов с заданным ресурсом.

Наименование КА (год запуска) Заданный ресурс активного существован ия, лет Масса, кг Производитель

ERS (1991) 2-3 2400 Европейское космическое агентство

COSMO-SkyMed (2007) 5 2000 Italian Centro Controllo e Pianificazione Missione del Fucino. Италия

RADARSAT-2 (2007) 7 2225 MDA, Alenia Spazio Канада-Италия-США

Ресурс-П (2013) 5 5691 ГНПРКЦ «ЦСКБ-Прогресс» Росссия

Кондор-Э (2014) 7 850 НПО «Машиностроение» Реутов. Росссия

Повсеместно используются СГЭ с централизованными источниками энергии, накопителями энергии, аппаратурой регулирования и контроля, обеспечивающие стабилизацию напряжения на бортовых шинах КА, куда подключены источники и накопители электроэнергии, а так же потребители. Преимущественно проектируется система постоянного тока с напряжением 28 В ± 0,5 В.

Используется блочно-модульный принцип построения СГЭ на базе АРК с гибкой (адаптивной) логикой управления режимами заряда-разряда накопителей

энергии и поддержания стабилизированного напряжения питания потребителей. Выходная мощность таких СГЭ наращивается параллельным подключением модулей, причем каждый модуль может эксплуатироваться автономно. Между модулями предусмотрены связи, обеспечивающие заданное распределение потоков энергии.

Однако в ряде случаев диапазон изменения напряжения расширяется, а номинальное напряжение увеличивается. Для мощных СГЭ повышается напряжение до 120 В и более, что сокращает массу кабелей. Для уменьшения массы космического аппарата СГЭ может выполняться вне гермоконтейнера.

В настоящее время в качестве первичных источников энергии для СГЭ КА используются:

1. Солнечные батареи - солнечная энергия, преобразованная в электрическую энергию фотоэлектрическими преобразователями (ФЭП);

2.Термодинамический цикл Брайтона + турбина + электромеханический генератор;

3. Электрохимические генераторы - химическая энергия топлива, преобразованная топливными элементами (ТЭ);

4. Ядерный реактор - ядерная энергия деления с преобразованием тепловой энергии в электрическую с термоэмиссионным преобразованием.

ТЭ используются на КА с коротким сроком работы (до 1 года), ввиду большой массы топлива при больших САС. Основные перспективные направления освоения космоса требуют создания СГЭ со сроком эксплуатирования от 10-15 лет на орбите.

СГЭ с ядерным реактором в настоящее время имеют небольшой ресурс и требуют доработки для достижения ресурса в 5-10 лет.

СГЭ с термодинамическим циклом требует создания специальных подшипников со сроком службы 10 лет и более. Предполагаемое использование газовых подшипников требует дополнительного исследования их нагрузочной способности, поскольку при больших мощностях генераторов создаются значительные усилия на подшипниках.

Практически единственным первичным источником энергии, обеспечивающим в настоящее время срок работы СГЭ не менее 10 лет, являются ФЭП, соединенные в СБ.

Для обеспечения бесперебойной работы КА на орбите используются накопители электроэнергии, заряжаемые на освещенных участках от СБ.

В настоящее время используется различные типы накопителей энергии:

1. Кинетические накопители энергии в виде маховиков;

2. Тепловые аккумуляторы;

3. Индуктивные накопители энергии;

4. Емкостные накопители (конденсаторы);

5. Электрохимические накопители - перезаряжаемые АБ.

Кинетические накопители требуют подшипников с длительным ресурсом и

большими нагрузками, которые пока не созданы.

Тепловые аккумуляторы требуют больших объемов и массы, а также преобразователей тепловой энергии в электрическую, работающих при широком интервале температур с высоким КПД.

Индуктивные и емкостные накопители энергии пока широко не используются. В связи с появлением высокотемпературных сверхпроводников и совершенствованием технологии ионисторов (конденсаторов с электролитом) емкостные накопители электроэнергии могут найти применение в качестве мощных импульсных источников.

АБ до настоящего времени остается основным накопителем и источником вторичной электрической энергии на КА, поскольку необычные условия эксплуатации, невесомость, глубокий вакуум, изменение зарядно-разрядных токов, температурные режимы, пока не позволяют широко использовать в условиях космоса другие известные способы накопления, преобразования и распределения электроэнергии на борту КА, особенно низкоорбитальных. Работа АБ и АРК на спутниках ДЗЗ происходит в очень жестких условиях и требованиях предъявляемых к полезной нагрузке и бортовой аппаратурой к получаемой электроэнергии.

АБ имеют ограниченный срок службы, поскольку имеют ограниченное допустимое количество циклов заряд-разряд. Отсутствие надлежащего контроля и регулирования зарядно-разрядных циклов АБ приводит к существенному сокращению САС [25].

На современных КА для обеспечения максимального срока активного существования СГЭ (не менее 10 лет) с применением новых накопителей энергии требуется разработка АРК выполняющей следующие функции: По АБ:

- равномерный или пропорциональный степени заряженности разряд АБ;

- исключение перезаряда и переразряда АБ;

- ограничение токов АБ;

- контроль температуры, давления, емкости. По СБ:

- зонный принцип регулирования напряжения секций СБ путем шунтирования ФЭП;

- стабилизация напряжения на выходных шинах АРК;

- использование СБ для заряда АБ;

- экстремальное регулирование мощности секции СБ (точка максимальной мощности).

В России наряду с создателями КА проекты АРК СГЭ разрабатывают и патентуют ряд специализированных электротехнических предприятий: НПЦ «Полюс», г. Томск [4], ОАО «АВЭКС», г. Москва, ГСКБ «АЛМАЗ-АНТЕЙ» имени академика А. А. Расплетина, головная организация по космической энергетике - исследовательский центр им. Н.В. Келдыша [19].

Используются в основном три схемы ограничения и стабилизации напряжения нагрузки (Ц), подключаемые к СБ: последовательная, параллельная, параллельно-последовательная. Регулятор избыточной мощности (РИМ) совместно с регулятором заряда (РЗ) и регулятором разряда (РР) составляет основу всех структур СГЭ.

Известны преимущества последовательной схемы СГЭ с экстремальным регулятором мощности (ЭРМ) СБ по сравнению с шунтовым регулятором

мощности при работе на ГСО и параллельной схемы на низкой орбите. На мощных СГЭ космических станций используется шунтовой регулятор [14]. НПЦ «Полюс» проверена в эксплуатации на КА «Фобос», «Галс», «Экспресс» последовательная схема стабилизации напряжения СБ с ЭРМ. ЭРМ используется в СГЭ международной космической станции [25].

На американских и западно-европейских КА используется одна структура СГЭ с двумя шинами - зарядной и разрядной, разработанная 20 лет назад. U стабилизируется на освещенном участке шунтированием средней шины СБ. Заряд АБ осуществляется от специальной секции СБ, подключенной последовательно с основной СБ. Нагрузка на теневом участке орбиты подключается непосредственно к АБ. Напряжение U изменяется в пределах 24-34 В, а управление зарядом и разрядом АБ осуществляется по командам с Земли.

За рубежом также сделан шаг к автоматизации СГЭ со стабилизацией U во всех режимах: «Intelsat» (США) и «Arabsat».

Структура СГЭ с шунтовым регулятором напряжения (РН), используемая на КА «Горизонт», «Глонасс», «ГЕОиК», разработанная ОАО «Полюс» совместно с ОАО ИСС, требует, чтобы в конце САС при номинальной нагрузке и отключенном шунтовом РН мощность, отдаваемая СБ, была в точке максимума (Рмакс). В этом случае приходится вводить запас по мощности СБ, который будет востребован на одном аппарате из 100, поскольку деградация СБ происходит различно. Проще использовать ЭРМ в последовательной схеме со стабилизацией UH (1-2 %). Автоматическая работа без наземного комплекса (собственный микропроцессор), обеспечивает высокую живучесть за счет введения перекрестных связей между РЗ-РР-АБ разных модулей составляющих СГЭ КА.

На КА серии «Кондор-Э», используется параллельно-последовательная схема подключения СБ к АБ и нагрузке.

1.2 Концепция прагматичного космоса

Идея создания малых КА выдвинута конструкторами АО «ВПК «НПО машиностроения» в 2002 году на международном авиационно-космическом салоне (МАКС). Аппараты массой до 1 т, созданные с использованием современных технологий, могут выполнять те же функции, что и тяжелые 5-8

тонные спутники разработки 90-х годов. В основу концепции положены три составляющие:

- применение в качестве средств вывода малых космических аппаратов на орбиту ракетоносителей, созданных на базе снимаемых с боевого дежурства межконтинентальных баллистических ракет (МБР);

- использование унифицированных космических платформ для создания семейства современных малогабаритных КА различного назначения;

- оптимальное сочетание характеристик и стоимости разработок благодаря использованию новых технологий и накопленного научно-технического задела.

1.2.1 Функциональное решение по средствам вывода малых космических аппаратов на орбиту Земли

Малая масса такого аппарата как «Кондор-Э» (850 кг) дает возможность использовать при выведении спутника на орбиту относительно недорогие ракеты-носители легкого класса. Специально для этих целей НПО Машиностроения предложило примененять разработанный ракетоноситель легкого класса «Стрела» на базе МБР РС-18, западное обозначение «SS-19 Stiletto» (пр-ва НПО Машиностроения), выводимый из боевого дежурства. Ракетоноситель (РН) «Стрела» на сегодня является носителем с приемлемой стоимостью, высокой экономической эффективностью и надежностью.

Первый запуск РН «Стрела» состоялся в декабре 2003 года из шахтной пусковой установки космодрома Байконур. В ходе пуска на околоземную орбиту высотой 458 км, наклонением 67 град. выведен прототип МКА «Кондор-Э». Погрешность вывода КА составила, менее 1 % высоты орбиты и 0,05 град. наклонения орбиты.

Удачный пробный пуск с макетом космического аппарата и пуск с КА «Кондор-Э», подтвердил правильность принятого решения.

1.2.2 Создание системы генерирования электроэнергии в части унифицированной космической платформы

Унифицированная космическая платформа (УКП) создавалась в качестве базовой конструкции целого семейства малых (массой до 1000 кг, САС до 7 лет) космических аппаратов наблюдения Земной поверхности, в первую очередь с оптико-электронной и радиолокационной целевой аппаратурой.

Выбрана горизонтальная компоновочная схема, в передней части платформы предусмотрено внутреннее пространство для модуля полезной нагрузки, а оптическая система или антенная система радиолокатора могут устанавливаться на переднем торце платформы.

Двигательная установка представляет собой отдельный модуль, установленный на заднем торце платформы. На рис. 1.1. представлен общий вид УКП.

Система генерирования электроэнергии предназначена для обеспечения при наземных испытаниях и в процессе летной эксплуатации бортовых систем изделия электрической энергией постоянного тока напряжением (28,0 ± 0,5) В на своих выходных шинах мощностью в соответствии с режимами работы изделия.

Принцип построения СГЭ основан на использовании в качестве первичного источника электрической энергии - батареи солнечной с фотоэлектрическими преобразователями, в качестве накопителя энергии - батареи химических аккумуляторов, а также электронных регуляторов, позволяющих обеспечить высокое качество электрической энергии, оптимальное использование СБ и АБ, модульное построение СГЭ.

Антенна БАКИС

Верхняя панель

Бак с

д&игателей стабилизации

Рисунок 1.1. Общий вид унифицированной космической платформы

Принцип построения и необходимость обеспечения показателей надежности определили построение СГЭ из четырех параллельно включенных на общую шину одинаковых энергетических подсистем. В каждую подсистему входит одна АБ и одно зарядно-разрядное устройство аппаратуры регулирования и контроля.

Исходя из выбранной схемы построения, в состав СГЭ входят следующие составные части:

- солнечная батарея;

- система управления поворотами СБ;

- батарея химических аккумуляторов;

- аппаратура регулирования и контроля;

- межблочная кабельная сеть.

Конструктивно СБ состоит из двух независимых друг от друга «крыльев»: правого и левого, расположенных на внешних сторонах правой и левой панелей УКП.

В состав каждого «крыла» СБ входят четыре углепластиковые панели с установленными на сетеполотно ФЭП; рама; электроприводы крена и тангажа; система раскрытия; крепление крыла СБ в пакет и к корпусу изделия; электрооборудование крыла СБ.

СУП БС предназначена для обеспечения раскрытия и поворотов СБ по крену и тангажу.

В состав СУП БС входят: два электропривода поворотов СБ по крену; два электропривода поворотов СБ по тангажу; блок управления электроприводами. Управление электроприводами осуществляется по двум независимым каналам.

При необходимости СГЭ УКП может быть модернизирована, в том числе в части увеличения средневитковой располагаемой мощности, а также срока активного функционирования.

Обеспечение высокого ресурса работы СГЭ (до 11лет) должно предусматривать организацию таких условий ее работы, при которых обеспечивается минимальная деградация ФЭП и АБ. Обеспечение высокого

ресурса АРК достигается применением элементной базы с максимальным разрешенным ресурсом работы, введением «холодного» резерва наиболее ресурсно-уязвимых функциональных узлов АРК, а также применения такого способа резервирования, как метод глубокого секционирования.

1.3 Пути улучшения тактико-технических характеристик системы генерирования электроэнергия

Пути, по которым должно проводиться улучшение показателей этих систем, являлись предметом дискуссии на всероссийских научно-технических семинарах по СГЭ. В ряде работ делается предложение о переходе на выходное напряжение постоянного тока до 230-250 В. Однако источники электропитания, работающие от такой сети постоянного тока, должны быть выполнены на базе инверторов, что не позволяет получить на выходе СГЭ напряжения с необходимыми уровнями гармонических составляющих, при выполнении ограничений по массе и объёму СГЭ. Уровень помех на выходе СГЭ в этом случае составляет не менее 10 %.

Создание мощных высоковольтных источников электропитания на базе регулируемых инверторов с прямоугольной формой напряжения связано с трудностями передачи этого напряжения через высоковольтный трансформатор, так как влияние паразитных параметров первичной обмотки на цепь первичной обмотки пропорционально квадрату коэффициента трансформации. Поэтому даже при относительно небольшой собственной ёмкости вторичной обмотки, но при высоком коэффициенте трансформации, высокой частоте преобразования, и крутом фронте напряжения существенно возрастает значение тока зарядки собственной ёмкости вторичной обмотки. При работе на выпрямитель с емкостным фильтром в пусковых режимах и при переключениях протекают большие токи в диодах выпрямителя и в транзисторах инвертора. Одним из путей решения проблемы передачи электроэнергии через высоковольтный трансформатор является использование синусоидальной или колоколообразной формы напряжения. Такая форма

напряжения на первичной обмотке высоковольтного трансформатора должна быть обеспечена при изменении нагрузки в широких пределах (от максимальной до нуля).

Влияние выбросов напряжения источников электропитания можно устранить синхронизацией переключения транзисторов инверторов от передатчика или повышением частоты преобразования до уровня, обеспечивающего вывод выбросов за диапазон доплеровских частот. В ограниченных объёмах с учётом уровня развития компонентной базы высоковольтных источников обычно используется первый способ. Выбор оптимального варианта для построения источника электропитания на базе инвертора с выходной мощностью до 60 кВт при напряжении до 30 В требует проведения дальнейших исследований.

При возникновении аварийных режимов необходима защита нагрузки и источников электропитания. Эта защита наиболее актуальна в мощных высоковольтных устройствах.

НПО «Полюс» разработано устройство защиты цепей СГЭ и системы автономного электроснабжения от короткого замыкания на выходе. Устройство защиты выполнено на базе тиристоров, закорачивающих первичную сеть электроснабжения с последующим разрывом аварийной цепи контактной аппаратурой. В качестве датчика короткого замыкания используется диодная оптопара с высоковольтной развязкой на базе световода или реле на базе геркона с высоковольтной изоляцией.

В состав аппаратуры входят устройства, требующие высокостабильных балансных напряжений. Так, для навигационной аппаратуры требуется напряжение ±10 В с допустимой нестабильностью ±0.002 В при всех условиях эксплуатации. Получение таких прецизионных напряжений потребовало разработки термостатитующего устройства для поддержания неизменной температуры компонентов схемы источника электропитания. Время готовности источника в диапазоне температур от -50 до +60 °С не превышает 10 мин после подачи входного напряжения.

На КА «Кондор-Э» (производства АО «ВПК «НПО машиностроения») снижение массы и объема теплоотводов в составе СГЭ достигается

охлаждением компонентов с помощью тепловой трубы испарительно-конденсационного типа. Термическое сопротивление разработанной плоской тепловой трубы при передаваемой мощности от 30 до 200 Вт составляет 0,2 -0.5 к/Вт. Благодаря тепловой трубе обеспечивается равномерная тепловая нагрузка радиатора, что существенно снижает его термическое сопротивление.

1.4 Основные типы электрохимических аккумулирующих систем для космических аппаратов

1.4.1 Общие сведения

В космической отрасли широкое применение получили никель-кадмиевые (НК АБ), никель-водородные (НВ АБ), никель-металлогидридные (НМГ АБ) аккумуляторные батареи. В последние годы разработчики проявляют особый интерес к электрохимическим системам на основе литиевого электрода. Особенности технических характеристик как тех, так и других типов аккумуляторов, приводят к тому, что для каждой системы оказывается предпочтительной своя область применения, зависящая от условий эксплуатации аккумуляторов на орбите. Ниже рассматриваются свойства и особенности эксплуатации вышеперечисленных источников энергии. Вопросы, связанные с химическими источниками тока, рассматриваются в [25-40].

1.4.2 Никель-кадмиевая электрохимическая система

Никель-кадмиевые аккумуляторы выпускаются уже более пятидесяти лет, поэтому их структура и свойства наиболее полно изучены. Структура НК призматического аккумулятора представлена на рис. 1.2.

1 - корпус

2 - крышка

3- отрицательный борн

4- положительный борн

5- отрицательный электрод

6- положительный электрод

7- сепаратор

8-изоляционная прокладка

9- сильфонный датчик давления Рис. 1.2. Структура НК АБ в призматическом исполнении

Номинальное напряжение герметичных аккумуляторов данной электрохимической системы составляет порядка 1,2 В. Зарядная кривая аккумулятора данного типа, выпускаемого французской фирмой SAFT, при различных температурах и токе заряда 0,1 С (С-емкость аккумулятора) представлена на рис. 1.3.

1.6 m 1.5

1 Ii I _i______

0 2 4 б 8 Ю 12 14 16 Время, ч

Рис. 1.3. Зарядные характеристики НК АБ фирмы SAFT при токе

заряда 0,1 С.

Как видно из рисунка 1.3, разность напряжений при полном заряде между кривыми температур 0 °С и +50 °С для АБ составляет ~0,2 В. После окончания заряда потенциал поверхности заряженного электрода постепенно снижается, т. е. возникает процесс саморазряда. Уровни заряженности поверхностных и

глубинных слоев электрода выравниваются, в результате чего уменьшается скорость саморазряда.

Тепловыделение в герметичном НК АБ зависит от степени его заряженности. При сообщении ему ~ 70 % емкости начинается выделение кислорода и разогрев АБ. К концу заряда в стандартном режиме, (током 0,1 С), температура АБ может увеличится на 10-15 °С. При ускоренном заряде АБ (током 0,3 С, рис. 1.4) температура может подняться на 40-45 °С.

1.7

ED

£ 1.5

1.3 1.2

у + 10"С +20 XL

•МО "С

Время, ч

Рис. 1.4. Ускоренный заряд током 0,3 С НК АБ фирмы SAFT

Разрядные характеристики НК АБ существенно зависят от плотности тока и температуры, при которой происходит его разряд. Влияние режима разряда АБ на величину разрядной емкости показано на рис. 1.5-1.6.

х 120 о # 100

£ 80

0

1 60

| 40 d

S. 20

Я

<£ о

2 3

Ток разряда (хС)

-----

__+20"С

°С —ß "С ~

°с

Рис. 1.5. Разрядная ёмкость НК АБ при различных режимах и условиях

разряда.

Рис.1.6. Разрядная ёмкость НК АБ при различных режимах разряда.

Из рис. 1.5-1.6. видно, что для НК АБ температура окружающей среды сильно влияет на разрядные характеристики АБ. Так максимальная ёмкость на АБ зафиксирована при +20 °С. При низких температурах наблюдается резкое снижение разрядной ёмкости аккумулятора; при температуре -20 °С и токе разряда 1 С, АБ отдаёт не более 60 % своей ёмкости. При низких температурах НК АБ уменьшает ёмкость, это связано со снижением разрядного напряжения АБ из-за значительного роста его внутреннего сопротивления, обусловленное образованием твердой фазы в электролите: льда, солей и др. При замерзании электролита, заряд на АБ полностью исключён. Поэтому нижняя граница работоспособности НК АБ редко находится ниже -20 °С, но при коррекции состава и концентрации электролита в некоторых типах АБ, удается снять более 0,5 С при токе разряда 0,2 С и ~ 0,2 емкости при токе разряда 1 С.

На разрядные характеристики АБ так же существенно влияет величина тока разряда. На рис. 1.7, показаны зависимости напряжений НК АБ фирмы SAFT от тока разряда при температуре +20 °С, являющиеся, судя по графикам на рис. 1.5-1.6. самым благоприятным условием разряда НК АБ.

Список литературы диссертационного исследования кандидат наук Тарасов Вячеслав Сергеевич, 2015 год

Библиографический список использованных источников

1. Севастьянов Н.Н. Спутники серии «Ямал». - Аэрокосмический курьер, №1,2000, с. 21-27.

2. Зернов А. С. Система электропитания станции «Мир». Аэрокосмический курьер, №1, 2000, с. 56-57.

3. Коровин Н.В., Скундин А.М. Химические источники тока. М.: «МЭИ», 2003. 740 с.

4. Чернышев А.И., Чечин А.В. Построение мощных многомодульных автономных систем электропитания. Сборник трудов «Электронные и электромеханические системы и устройства». - НПЦ «Полюс». Томск, 1997, с. 3-8.

5. Тарасов В. С. Модернизация системы генерирования электроэнергии авиационного и космического комплекса. Вестник МЭИ, раздел «Электротехника, Электромеханика» 2012, №3 - С. 48 - 50.

6. Апанасенко Е.Ф., Бондаренко В.Д., Еременко В.Г., Жирнова Н.Б. Оценка эффективности систем электроснабжения космических аппаратов и пути их совершенствования. //Сб. научных трудов №222. М.: «МЭИ», 1989, с. 12-19.

7. Сайт АО «ВПК «НПО машиностроения»: http://www.npomash.ru/activities/ru/space6.htm

8. Виноградов А.Г., Елисеев А.М.. Аэрокосмические системы и КЛА. Проблемы проектирования и создания аэрокосмических систем. «Аэрокосмические технологии». Москва; Издательство МГТУ им. Н. Э. Баумана, 2008., с.445-447.

9. Сайт Union of Concerned Scientists: http://www.ucsusa.org

10. Кудряшов B.C. Особенности проектирования бортовых систем электропитания для информационных ИСЗ. Сб-к трудов «Электронные и электромеханические системы и устройства». - НПЦ «Полюс». Томск, 1997, с. 23-29.

11. Krausz A. Spare vehicel electrical power processing distribution and control study. - TRW. NASA, 1992.

12. Еременко В.Г. Теория, синтез и оптимизация источников питания с низковольтными генераторами прямого преобразования энергии и силовыми магнитно-транзисторными регуляторами. Дисс. на соискание степени докт. техн. наук. МЭИ, М. - 1989.

13. Микроэлектронные электросистемы. Под. ред. Ю.И. Конева. - М.: «Радио и связь», 1997. - 240с.

14. Системы электропитания космических аппаратов./ Соустин Б.П. и др. -Новосибирск: ВО «Наука», 1994. - 318 с.

15. Прямое преобразование энергии. М.: Мир, 1975. - 364 с.

16. Лизунов А.А., Тарасов В. С., Журавлев Р. И. Многоцелевая солнечная батарея на базе охлаждаемого фотоэлектрического модуля. журнал «Электрика». 2009. №11. - С. 13 - 17.

17. Лизунов А.А., Губарев Ю. А., Сизякина Т. А., Тарасов В. С. Журавлев Р. И. Система электропитания с солнечными датчиками ориентации КЛАСП «Странник» Сб. научных трудов Военно-промышленная корпорация «НПО машиностроения». Реутов, 2009 г. - С. 148 - 154.

18. Краевский А.В. и др. Состояние и развитие космической энергетики. -Космонавтика и ракетостроение, №8, 1996, с.61-75.

19. Коротеев А.С., Кузьмин Е.П. Перспективные направления совершенствования двигательных и энергетических установок средств ракетно-космической техники. Космонавтика и ракетостроение., №6, 1997, с. 80-94.

20. Стома С.А., Трифонов Ю.В. Первый российский геостационарный спутник на орбите. - Электротехника, №6, 1995, с. 61-64.

21. Шереметьевский Н.Н., Авербух В.Я. «Буран» и переменный ток. -Энергия, 1996, №6.

22. Проблемные вопросы разработки приборов для высоковольтной системы электроснабжения российского сегмента международной космической станции. Савенков В.В. и др., Энергия, 2000, №2, с. 26-30.

23. Разработка структуры и аппаратного состава информационно-управляющего комплекса для испытания систем электропитания космических аппаратов. Варенбурд Л.Р. и др., Энергия, 1999, №4, с. 36-54. 24 Космос на страже Родины: Научные чтения памяти М.К. Тихонравова по военной космонавтике. Юбилейный, Моск. обл., 13-17 мая 1996 Матер. конф. М.: 1998.

25. Бабкин О.И., Черток Б.Е., Пинигин Н.Я., Романовский Е.Е. Основные проблемы космической энергетики, промышленность России, №9, 1999, с. 5-23.

26. Поликарпов А.Г., Сергиенко Е.Ф. Импульсные регуляторы и преобразователи постоянного напряжения. - М.: Изд-во МЭИ, 1998.- 80с.

27. Разработка блоков для энергоустановки большой мощности, применяемой в космических системах. Design of hi-power unit components for space system. / Decker D., Jnouye L., Rolandelli D. // AIAA Pap. - 1992. № 1062, p.1-8.

28. Поморий С.Ю., Яблочкин С.И., Моделирование астатической САУ регулятора заряда аккумуляторной батареи в автономной системе электроснабжения. - Тр. Моск. энерг. ин-т, 1988, вып. 179, с. 25-32.

29. Транзисторный преобразователь для системы электропитания космического аппарата./ Крымко М.М., Шевцов Д.А., Машуков Е.В., Уквященко Г.М. - В кн. «Устройства и системы энергетической электроники». Тезисы докладов. Москва, 2001, с. 30-31.

30. Еременко В.Г., Волков С.С. Новые области применения низковольтных транзисторных преобразователей. - В кн. «Применение силовой электроники в электротехнике».М.,: МНТОРЭС им. А.С. Попова, 2000, с. 177-178.

31. Состояние и развитие космической энергетики./ Каревский А.В., Конюхов С.В., Попов С.А., Семенов В.Ф. - Космонавтика и ракетостроение. 1996, №8, с. 61-75.

32. TECHNICAL REPORT Materials for preliminary scientific and technical discussions on the project of LISBAT civil space system/ NPO "Mashmostroenie" Book II, part 22, 1999.

33. Таганова А. А., Бубнов Ю. И., Орлов С. Б. «Герметичные химические источники тока» ХИМИЗДАТ, 2005, 268 с.

34. Кедринский И.А., Яковлев В.Г. Li-ионные аккумуляторы. Красноярск «Платина», 2002, 266 с.

35. Центер, Н.Ю. Лызлов "Металл-водородные электрические системы", «Химия» 1989, 280 с.

36. Advances in Lithium-Ion Batteries. W. A. van Schalkwijk and B. Scrosati N. Y. Kluwer Academic 2002, 507p.

37. Аэрокосмический курьер, электронная версия журнала (Aerospace courier www.ascourier.net) 2000-2014.

38. Ефремов Г.А. НПО Машиностроение: в будущее через перспективные проекты. - Аэрокосмический курьер, №3, 2000, с. 11-12.

39. Тарасов В. С., Лизунов А.А. «Автономные термовакуумные испытания опытных образцов аккумуляторных батарей для космических аппаратов». Отчет ОАО «ВПК «НПО машиностроения» № 83/176, 2010.

40. Анализ работы СЭП микроспутника «Чибис» по результатам ЛКИ. / Лизунов А.А., Тарасов В. С., Журавлев Р. И. // Материалы XXXVIII Академических чтений по космонавтике. Москва, январь 2014 г. / Тезисы докладов. - М.: Комиссия РАН, с. 632.

41 . Моделирование динамических режимов работы системы генерирования электроэнергии с комплексом аппаратуры регулирования и контроля / Тарасов В. С., Лизунов А. А. // Вестник МГТУ им. Н. Э. Баумана, серия «Машиностроение» 2012. №1. - С. 60 - 70.

42. Устойчивость систем электропитания микроспутника к импульсному изменению выходного напряжения / Тарасов В. С., Лизунов А.А.// журнал «Практическая силовая электроника» №1 (45) 2012, с. 50 - 51.

43. Конструктивно - компоновочная схема построения системы электропитания малого космического аппарата (МКА) с радиолокатором / Тарасов В. С. Лизунов А.А. Журавлев Р. И. // Тез. конференции «Аэрокосмические технологии в нефтегазовом комплексе». Москва, 20 - 22 октября 2009 г., - С. 124 - 125.

44. Повышение энергоэффективности космического аппарата при сохранении Массо-габаритных характеристик / Лизунов А.А., Журавлев Р. И., Тарасов В. С. // Труды XXXV Академических чтений по космонавтике. Москва. Комиссия РАН, 2011, с. 93 - 94.

45. Модификация системы электроснабжения беспилотного летательного аппарата / Тарасов В. С., Лизунов А.А., Журавлев Р. И. // Труды XXXV Академических чтений по космонавтике. /Тезисы докладов. - Москва. Комиссия РАН, 2011, с. 94 - 95.

46. Повышение срока активного существования малого космического аппарата / Тарасов В. С. // XVIII международная научно-техническая конференция студентов и аспирантов/Тезисы докладов. - М.МЭИ, 2012, с. 268.

47. Модернизация системы электропитания малого космического аппарата / Тарасов В. С., Лизунов А.А., Иванов В. Ф., Зайцев О. Б. // Материалы XXXVIII Академических чтений по космонавтике. Москва, январь 2014 г. /Тезисы докладов. - М.: Комиссия РАН, с с. 626 - 627.

48. Еременко. В. Г. «Физико-технические основы повышения энергетической эффективности и безопасности космической системы электропитания распределенных удаленных импульсных нагрузок». Отчет по НИР 06-08-01645-а.

49. Ридли Р. «Моделирование управления по току в импульсном источнике питания», Современная энергетика, №8. 2006. с. 62-67.

50. Еременко В. Г., Жирнова Н. Б., Линкин Г. Л., Панфенов А. В. Стюнин А. В. «Моделирование импульсного источника вторичного электропитания». Практическая силовая электроника, вып. 17,М 2005г.-с.12-19.

51. Жирнова Н. Б. «Теория и практика проектирования нетрадиционных электротехнических комплексов». Тезисы доклада// Международный форум по обсуждению проблем развития продуктов и технологий солнечной энергетики, 4-5 июля 2007 г., г. Ляньчжоу, КНР.

52. Еременко В. Г., Жирнова Н. Б., Токарев С. А., Грузков А. А. «Физико-технические основы повышения энергетической эффективности и безопасности космической системы электропитания распределенных удаленных импульсных нагрузок». Вестник МЭИ, 2007 №3, с.40-44.

53. Коваленко А. П. Магнитные системы управления космическими летательными аппаратами. М., «Машиностроение», 1975.

54. Чернышев А. И., Чечин А. В. Построение мощных много модульных автономных систем электропитания. Сб-к трудов Электроника и электромеханические системы и устройства». Томск: НПЦ «Полюс», -1997 -с. 3-8.

55. Кудряшов В. С. «Особенности проектирования бортовых систем электропитания». Сб-к трудов. Электронные и электромеханические устройства. Томск: НПЦ «Полюс», -1997 -с. 23-29.

56. Пат. 2152069 РФ Автономная система электропитания, ООО «Космос-НВО». Тищенко А. К. Б. Н. №18 - 2000.

57. Пат. 2156534 РФ Автономная система электропитания, Россия , НПЦ «Полюс». - Гордеев Г. Г., Черданцев С. П. Б. Н. №26-2000

58. Бедрин Ю. К. Электронные преобразователи для систем бесперебойного питания. Наука и технологии в промышленности. М.: 2004 №1

59. Пат. 37884, Н 01 М10/44// Устройство выравнивания напряжений в батарее/ Груздев А. И., Кузовков А. В. оп.-2004

60. Ганзбург М. Ф., Вдовин Н. Н., Груздев А. И. Автоматизированные комплексы для проведения испытаний аккумуляторов и аккумуляторных батарей. Наука и технологии промышленности. М.:2003 №4.

Список используемых сокращений

АБ, БХА Аккумуляторная батарея

АРК Аппаратура регулирования и контроля

ВАХ Вольтамперная характеристика

ГСО Геостационарная орбита

ДЗЗ Дистанционное зондирование земли

ДД Датчик давления

ДМП Датчик магнитного поля

КА, МКА Космический аппарат, малый космический аппарат

ЛИ Летные испытания

ЛК Локальный контроллер

ЛУ Логическое устройство

ЛИ АБ Литий-ионные аккумуляторные батареи

МБР Межконтинентальная баллистическая ракета

МС Микроспутник

НМГ АБ Никель-металлогидридные аккумуляторные батареи

НК АБ Никель-кадмиевые аккумуляторные батареи

НВ АБ Никель-водородные аккумуляторные батареи

НЭ Накопительный элемент

РИМ Регулятор избыточной мощности

РН Регулятор напряжения

РЗ Регулятор заряда

РР Регулятор разряда

СГЭ Система генерирования электроэнергии

СБ, БС Солнечная батарея

САС Срок активного существования

СУП СБ Система управления поворотами солнечных батарей

САЧ Счетчик ампер-часов

СК Стартовый комплекс

ТМ Телеметрия

ТЭ Топливный элемент

ФЭП Фотоэлектрический преобразователь

ЦБК Центральный бортовой компьютер

ШР Шунтовой регулятор

ЭХГ Электрохимические топливные элементы

ЭРМ Экстремальный регулятор мощности

ЭРМ Экстремальный регулятор мощности

Приложение А

Основные технические требования аккумуляторной батареи для малого космического аппарата «Кондор-Э»

Электрические требования: Номинальная емкость БХА - 20 А • ч. Диапазон рабочих напряжений батареи 27-28 В.

Заряд БХА осуществляется при наземной подготовке и в полете.

Ток заряда:

- минимальный - 6 А;

- максимальный - 10 А. Ток разряда:

- средний - 6 А;

- максимальный - 20 А на время не более 5 минут.

Конструктивные требования: Масса БХА не должна превышать 15 кг. Аккумуляторы БХА должны быть герметичными. БХА размещается в гермоотсеке.

Сопротивление изоляции электрических выводов по отношению к корпусу БХА и между любыми электрически разобщенными цепями постоянному току при значении испытательного напряжения не менее 100 В должно быть:

- при нормальных климатических условиях (температура окружающей среды плюс (25±10) °С, относительная влажность от 45 до 80 %, атмосферное давление 0,15 мПа;

- при повышенной и пониженной температуре окружающей среды - не менее 5 МОм;

- при повышенной относительной влажности - не менее 1 МОм.

Внутреннее сопротивление БХА должно быть не более 0,1 Ом.

Напряженность электрического поля АБ не должна превышать 20 А/м

Требования стойкости к воздействующим факторам

БХА должна нормально функционировать и сохранять свои характеристики в полете при:

-изменении температуры окружающей среды от минус 5 до + 40 °С;

-воздействии невесомости;

-воздействии механических нагрузок, действующих на участке выведения на орбиту и на орбите;

-воздействии специальных факторов.

БХА должна нормально функционировать и сохранять свои характеристики на этапах сборки и испытаний в среде воздуха с влажностью от 50 до 80 % при температуре от плюс 10 до плюс 35 °С и нормальном атмосферном давлении, а также при повышении влажности воздуха до 85 % при температуре до плюс 25° С в течение не более 60 дней в году суммарно. Допускается проведение сборочных работ при пониженной до 30 % влажности воздуха при температуре от плюс 15 до плюс 35 °С.

БХА должна быть устойчивой к воздействию климатических и механических факторов, действующих при хранении и транспортировании.

Требования к ресурсу:

Срок службы БХА должен быть не менее 7 лет, в том числе в составе изделия не менее 7 лет.

БХА должна обеспечивать не менее 50 пусков в течение срока службы.

Вероятность безотказной работы БХА при сохранении указанных электрических характеристик за время полета 5 часов должна быть не менее

Приложение Б

Результаты термовакуумных испытаний никель-металлогидридной аккумуляторной батареи для малого космического аппарата «Кондор-Э»

Результаты испытаний режима минимальных температур (0±2)°С (режим 1) представлен на рисунках (Б1-Б4) и в таблицах (Б1-Б4)

Заряд опытного образца АБ режим 1, цикл 1 представлен на рис. Б1.

29,00

28,50

о- 28,00

та ь та ю

01 ^

£ 27,50

ЭЁ та о. с та

х 27,00

26,50

Заряд

26,00

7

6

4 5 /

2 3

1

0:00 0:30 1:00 1:30 2:00 2:30 3:00

Время, Ч:ММ

Рис. Б1 Заряд опытного образца АБ режим 1, цикл 1

Заряд прекращен по напряжению на батарее 28,5 В через 2 ч. 36 мин.

Температура опытного образца НМГ АБ во время заряда режима 1,цикла 1 представлена в таблице Б1.

Таблица Б1 Температура опытного образца НМГ АБ во время заряда режима 1,цикла 1

№ Температура, °С Ток заряда, А

Акк. 1 Акк.2 Основания

1 0 0 0 8

2 1,8 1,6 -0,3 8

3 2,7 2,4 -0,4 8

4 3,3 2,9 -0,2 8

5 3,6 3,2 -0,5 8

6 4,0 3,5 -0,3 8

7 4,1 3,6 -0,3 8

Разряд опытного образца АБ режим 1, цикл 1 представлен на рис. Б2.

Разряд

0:01 0:20 0:40 1:00 1:01 1:03 1:04 1:20 1:40 1:43

Время. Ч:ММ

Рис. Б2 Разряд опытного образца АБ режим 1, цикл 1 Разряд прекращен по снятию емкости 17,15 Ач через 1 ч. 46 мин.

Температура опытного образца НМГ АБ во время разряда режима 1,цикла 1 представлена в таблице Б2.

Таблица Б2 Температура опытного образца НМГ АБ во время разряда режима 1,цикла 1

№ Температура, °С Ток разряда, А

Акк. 1 Акк.2 Основания

1 4,1 3,5 -0,2 9

2 3,0 2,6 -0,2 9

3 2,5 2,0 -0,5 9

4 2,2 1,8 -0,6 9

5 2,2 1,8 -0,6 36

6 4,0 3,4 -0,6 36

7 4,1 3,6 -0,5 9

8 3,6 3,0 -0,6 9

9 3,1 2,6 -0,7 9

10 3,1 2,6 -0,7 9

Заряд опытного образца АБ режим 1, цикл 2 представлен на рис. Б3.

ей

О)

а. та

i-

та ю

О)

х х

О) *

та о. с та

Время, Ч:ММ

Рис. Б3 Заряд опытного образца АБ режим 1, цикл 2 прекращен по напряжению на батарее 28,5 В через 2 ч. 08 мин.

Температура опытного образца НМГ АБ во время заряда режима 1,цикла 2 представлена в таблице Б3

Таблица Б3 Температура опытного образца НМГ АБ во время заряда режима 1,цикла 2_

№ Температура, °С Ток заряда, А

Акк. 1 Акк.2 Основания

1 2,9 2,4 -0,7 8

2 2,8 2,4 -0,5 8

3 2,9 2,5 -0,7 8

4 3,2 2,7 -0,2 8

5 3,7 3,2 0 8

6 3,9 3,4 -0,1 8

Разряд опытного образца АБ режим 1, цикл 2 представлен на рис. Б4.

Рис. Б4 Разряд опытного образца АБ режим 1, цикл 2 Разряд прекращен по снятию емкости 17,1 Ач через 1 ч. 45 мин.

Температура опытного образца НМГ АБ во время заряда режима 1,цикла 2 представлена в таблице 4

Таблица Б4 Температура опытного образца НМГ АБ во время заряда режима 1,цикла 2_

№ Температура, °С Ток разряда, А

Акк. 1 Акк.2 Основания

1 3,9 3,3 -0,1 9

2 3,0 2,5 -0,2 9

3 2,5 2,0 -0,1 9

4 2,3 1,9 -0,4 9

5 3,8 3,3 -0,3 36

6 4,3 3,6 -0,3 36

7 4,1 3,5 -0,3 9

8 3,5 3,0 -0,2 9

9 3,1 2,6 -0,4 9

10 3,1 2,6 0 9

Результаты испытаний режима минимальных температур (0±2) °С заряд БХА по САЧ (режим 1.1) представлен на рисунках (Б5-Б14) и в таблицах (Б5-Б14)

г

О)

а. та ь та ю

О) X X

О) *

та а. с та

29,00 28,50 28,00 27,50 27,00 26,50 26,00 25,50 25,00 24,50

Заряд

7

С 5 / д

, У

2 3 8 9 10 11 12 13 14

/

/

/

0:00 0:30 1:00 1:30 2:00

Время, Ч:ММ

2:30

3:00

Рис. Б5 Заряд опытного образца АБ режим 1.1, цикл 1

Заряд прекратился по достижению напряжению на батарее 27,5 В через 1 ч. 22 мин. Затем продолжался заряд батареи падающим током до срабатывания датчиков давления. Заряд прекратился через 1ч. 31 мин.

Температура опытного образца НМГ АБ во время заряда режима 1.1, цикла 1 представлена в таблице Б5.

Таблица Б5 Температура опытного образца НМГ АБ во время заряда режима 1.1, цикла 1_

№ Температура, °С Ток заряда, А

Акк. 1 Акк.2 Основания

1 -0,3 -0,4 -0,2 8

2 1,3 1,0 -0,3 8

3 2,4 2,0 -0,2 8

4 3,0 2,5 -0,3 8

5 2,7 2,3 -0,1 5,2

6 2,5 2,1 -0,1 3,8

7 2,2 1,9 -0,1 3,0

8 1,8 1,5 -0,8 2,6

9 1,5 1,2 -0,3 2,3

10 1,3 1,0 -0,4 1,9

11 1,1 0,8 -0,3 1,6

12 1,0 0,7 0,1 1,3

13 0,8 0,6 -0,4 1,3

14 0,6 0,4 -0,5 0,13

Разряд опытного образца АБ режим 1.1, цикл 1 представлен на рис. Б6.

Рис. Б6 Разряд опытного образца АБ режим 1.1, цикл 1 Разряд прекращен по снятию емкости 8,09 Ач через 54 мин.

Температура опытного образца НМГ АБ во время разряда режима 1.1, цикла1 представлена в таблице Б6.

Таблица Б6 Температура опытного образца НМГ АБ во время разряда режима 1.1, цикла1

№ Температура, °С Ток разряда, А

Акк. 1 Акк.2 Основания

1 0,6 0,4 -0,5 9

2 0,9 0,6 -0,6 9

3 1,1 0,7 -0,4 9

4 1,3 0,9 -0,4 9

Заряд

25

0:00 0:30 1:00 1:30

Время, Ч:ММ

Рис. Б7 Заряд опытного образца АБ режим 1.1, цикл 2

Заряд прекращен по достижению напряжению на батарее 28,5 В через 1 ч. 19 мин.

Температура опытного образца НМГ АБ во время заряда режима 1.1, цикла 2 представлена в таблице Б7

Таблица Б7 Температура опытного образца НМГ АБ во время заряда режима 1.1, цикла 2_

№ Температура, °С Ток заряда, А

Акк. 1 Акк.2 Основания

1 1,2 0,8 -0,6 8

2 1,5 1,1 -0,3 8

3 1,8 1,4 -0,6 8

4 2,0 1,6 -0,3 8

5 2,3 1,8 -0,6 8

6 2,5 2,0 -0,4 8

7 2,7 2,2 -0,5 8

8 2,9 2,4 -0,5 8

9 3,3 2,8 -0,5 8

Рис. Б8 Разряд опытного образца АБ режим 1.1, цикл 2

Разряд прекращен по снятию емкости 8,12 Ач через 54 мин.

Температура опытного образца НМГ АБ во время разряда режима 1.1, цикла 2 представлена в таблице Б8

Таблица Б8 Температура опытного образца НМГ АБ во время разряда

режима 1.1, цикла 2

№ Температура, °С Ток разряда, А

Акк. 1 Акк.2 Основания

1 3,3 2,7 -0,5 9

2 2,8 2,3 -0,4 9

3 2,5 2,0 0,6 9

4 2,3 1,8 -0,3 9

5 2,2 1,7 -0,3 9

6 2,0 1,6 -0,5 9

7 2,0 1,5 -0,9 9

Заряд

25

0:00 0:30 1:00 1:30

Время, Ч:ММ

Рис. Б9 Заряд опытного образца АБ режим 1.1, цикл 3

Заряд прекращен по достижению напряжению на батарее 28,5 В через 1 ч. 03 мин.

Температура опытного образца НМГ АБ во время заряда режима 1.1, цикла 3 представлена в таблице Б9.

Таблица Б9 Температура опытного образца НМГ АБ во время заряда режима 1.1, цикла 3_

№ Температура, °С Ток заряда, А

Акк. 1 Акк.2 Основания

1 2,0 1,6 -0,2 8

2 2,2 1,8 -0,2 8

3 2,3 1,9 -0,6 8

4 2,5 2,0 -0,3 8

5 2,7 2,1 -0,5 8

6 2,8 2,2 -0,5 8

7 3,0 2,5 -0,4 8

8 3,2 2,6 -0,3 8

Рис. Б10 Разряд опытного образца АБ режим 1.1, цикл 3

Разряд прекращен по снятию емкости 8,08 Ач через 54 мин.

Температура опытного образца НМГ АБ во время разряда режима 1.1, цикла3 представлена в таблице Б10.

Таблица Б10 Температура опытного образца НМГ АБ во время разряда

режима 1.1, цикла3

№ Температура, °С Ток разряда, А

Акк. 1 Акк.2 Основания

1 3,2 2,6 -0,3 9

2 2,7 2,2 -0,2 9

3 2,4 1,9 -0,6 9

4 2,2 1,7 -0,2 9

5 2,1 1,6 -0,5 9

6 1,9 1,4 -0,5 9

7 1,8 1,4 -0,5 9

Заряд

25

0:00 0:30 1:00 1:30

Время, Ч:ММ

Рис. Б11 Заряд опытного образца АБ режим 1.1, цикл 4

Заряд прекращен по достижению напряжению на батарее 28,5 В через 1 ч. 03 мин.

Температура опытного образца НМГ АБ во время заряда режима 1.1, цикла 4 представлена в таблице Б11.

Таблица Б11 Температура опытного образца НМГ АБ во время заряда режима 1.1, цикла 4_

№ Температура, °С Ток заряда, А

Акк. 1 Акк.2 Основания

1 1,6 1,2 -0,3 8

2 1,9 1,5 -0,2 8

3 2,1 1,6 -0,5 8

4 2,2 1,8 -0,4 8

5 2,5 2,0 -0,1 8

6 2,7 2,2 -0,3 8

7 3,0 2,5 -0,4 8

8 3,2 2,6 -0,2 8

Рис. Б12 Разряд опытного образца АБ режим 1.1, цикл 4

Разряд прекращен по снятию емкости 8,08 Ач через 54 мин.

Температура опытного образца НМГ АБ во время разряда режима 1.1. цикла 4 представлена в таблице Б12.

Таблица Б12 Температура опытного образца НМГ АБ во время разряда режима 1.1, цикла 4

№ Температура, °С Ток разряда, А

Акк. 1 Акк.2 Основания

1 3,1 2,6 -0,1 9

2 2,8 2,3 -0,4 9

3 2,4 1,9 -0,5 9

4 2,2 1,7 -0,2 9

5 2,1 1,7 -0,1 9

6 2,0 1,5 -0,6 9

7 1,9 1,4 -0,6 9

Заряд

24,5

0:00 0:30 1:00 1:30

Время, Ч:ММ

Рис. Б13 Заряд опытного образца АБ режим 1.1, цикл 5

Заряд прекращен по достижению напряжению на батарее 28,5 В через 1 ч. 03 мин.

Температура опытного образца НМГ АБ во время заряда режима 1.1, цикла 5 представлена в таблице Б13

Таблица Б13 Температура опытного образца НМГ АБ во время заряда режима 1.1, цикла 5_

№ Температура, °С Ток заряда, А

Акк. 1 Акк.2 Основания

1 1,8 1,4 -0,5 8

2 2,0 1,6 -0,3 8

3 2,3 1,9 -0,2 8

4 2,4 1,9 -0,6 8

5 2,5 2,0 -0,4 8

6 2,7 2,2 -0,2 8

7 3,1 2,5 -0,1 8

8 3,2 2,7 -0,2 8

Разряд

23

23

22

21 -I-1-1-1-1-1-1-1

0:01 0:10 0:20 0:30 0:40 0:50 0:54

Время. Ч:ММ

Рис. Б14 Разряд опытного образца АБ режим 1.1, цикл 5

Разряд прекращен по снятию емкости 8,08 Ач через 54 мин.

Температура опытного образца НМГ АБ во время разряда режима 1.1, цикла 5 представлена в таблице Б14

Таблица Б14 Температура опытного образца НМГ АБ во время разряда режима 1.1, цикла 5_

№ Температура, °С Ток разряда, А

Акк. 1 Акк.2 Основания

1 3,2 2,6 -0,3 9

2 2,7 2,2 -0,4 9

3 2,4 1,9 -0,3 9