Топливные элементы

Впервые этот тип источника энергии был использован на космическом аппарате Джемини в 1956 году. Топливные элементы имеют высокие показатели по массогабаритным характеристикам и удельной мощности по сравнению с парой солнечные батареи и химический аккумулятор, устойчивы к перегрузкам, имеют стабильное напряжение, бесшумны. Однако они требуют запаса топлива, потому применяются на аппаратах со сроком нахождения в космосе от нескольких дней до 1—2 месяцев.

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

Радиоизотопные источники энергии

Радиоизотопные источники энергии используют в основном в следующих случаях:

• высокая длительность полёта;

• миссии во внешние области Солнечной системы, где поток солнечного излучения мал (Кассини-Гюйгенс, New Horizons и т. д.);

• разведывательные спутники с радаром бокового обзора из-за низких орбит не могут использовать солнечные батареи, но испытывают высокую потребность в энергии^[5] (УС-А, Космос-1818 и т. д.).

Автоматика систем энергопитания

• В неё входят устройства управления работой энергоустановки, а также контроля её параметров. Типичными задачами являются: поддержание в заданных диапазонах параметров системы: напряжения, температуры, давления, переключения режимов работы, например, переход на резервный источник питания; распознавание отказов, аварийная защита источников питания в частности по току; выдача информации о состоянии системы для телеметрии и на пульт космонавтов.

• В некоторых случаях возможен переход с автоматического на ручное управление либо с пульта космонавтов, либо по командам из наземного центра управления.

Рациональноe размещение фотоэлектрических батарей на микроспутниках дистанционного зондирования земли

Космические средства дистанционного зондирования Земли (ДЗЗ) являются одним из основных перспективных направлений развития космических систем. Космические системы ДЗЗ интенсивно развиваются и становятся неотъемлемой частью информационного обеспечения многих направлений развития экономики государств . Современные тенденции в области ДЗЗ, разработка и запуск мини- и микроспутников, активное внедрение спутниковых данных в работу государственных учреждений и высшей школы, развитие перспективных программ космического мониторинга, повышающие требования в части детальности и оперативности космической съемки, ставят задачу более детального исследования отдельных систем КА . Учитывая высокую интенсивность развития и внедрения в работу космических аппаратов для дистанционного зондирования Земли, актуальность приобретает проектирование и разработка систем электроснабжения (СЭС) космических аппаратов данного класса, а также оптимизация их по массе с ограничением по стоимости и надежности.

В соответствии с выполняемыми задачами рассматриваемый класс космических аппаратов (КА) имеет следующие особенности: орбиты солнечно- синхронные, т. е. направление ПОС (угол между плоскостью орбиты спутника и направлением на Солнце) всегда практически постоянно; из-за небольших размеров КА панели фотоэлектрических батарей (БФ), как правило, не ориентируемые; одна из осей КА преимущественно ориентирована в надир, формируя местную вертикаль. На этапе проектирования представляет интерес зависимость потребной массы СЭС, при ограничении стоимости и высокой надежности СЭС, от методов размещения неподвижных панелей солнечных батарей относительно местной вертикали КА для различных параметров орбиты (высота и местное время прохождения восходящего узла). Учитывая высокую надежность современных комплектующих элементов силовой электроники, входящих в СЭС КА, в задачу проектирования входит рациональное расположение батарей фотоэлектрических для стабильного за виток коэффициента использования и мощности при минимальной массе и стоимости.

Для того чтобы оценить потребную массу и стоимость СЭС космического аппарата, проведем анализ рациональной установки БФ для штатной работы СЭС в удельных параметрах мощности фотоэлектрической батареи и емкости химической батареи (БХ). Для этого решения большинство вариантов расположения панелей БФ можно свести к конусу с углом раскрытия от 0° до 180°. При угле раскрытия 0° имеем цилиндрическую поверхность, ось цилиндра направлена на центр Земли. При угле раскрытия 180° имеем плоскость, перпендикулярную направлению на центр Земли . Поэтому в качестве рабочей модели геометрии БФ для дальнейших расчетов был выбран конус, поверхность которого покрыта фотоэлектрическими элементами. Основными варьируемыми параметрами были угол между плоскостью орбиты спутника и направлением на Солнце (ПОС – угол β) и угол раскрытия конуса (2γ).

Рис. 1. Расчетная модель геометрии БФ

Исходя из параметров орбиты космического аппарата (высота и местное время прохождения восходящего узла, которым определяется угол ПОС) и угла установки панелей, был рассчитан коэффициент использования солнечной батареи за виток:

(1)

где Т_вит – длительность витка, мин; КΣ оси – суммарный коэффициент освещенности всей фотоэлектрической батареи в каждый момент времени на витке; τ – единица времени. Суммарный коэффициент освещенности определяется выражением:

(2)

где S_бок – площадь боковой поверхности конуса; К_осв – мгновенное значение коэффициента освещенности для единичного участка площади на поверхности конуса, он равен cos Ω (рис. 1), где Ω – это угол между направлением на Солнце (вектор S) и вектором нормали к плоскости произвольного единичного элемента на поверхности конуса (вектор N ); dS – единица площади поверхности конуса:

(3)

где r – радиальная координата участка dS; φ – угловая координата вектора участка dS относительно оси х. Площадь освещенного участка в каждый момент времени (S_осв) найдем с помощью выражения

(4)

где φ_кр – угол раскрытия для конического сектора освещенной части конуса; R – радиус основания конуса. Для каждого угла α (угол между осью х и вектором направления на Солнце S) значение φ_кр находится из условия cos Ω = 0. Его можно определить как образующую вдоль поверхности конуса, для которой вектор нормали N перпендикулярен направлению на Солнце:

(5)

С учетом неравномерности освещенности эффективная освещённая площадь (условный эквивалент площади, поглощающий ту же энергию при условии нормального падения на него светового потока) составит

(6)

С учетом выражений (3)–(6) интегральный коэффициент освещенности площади поверхности конуса (КΣ _осв)

(7)

где S_бок – площадь боковой поверхности конуса

В результате расчетов были получены зависимости коэффициента использования солнечного излучения от варьируемых параметров: угла между плоскостью орбиты спутника и направлением на Солнце (ПОС – угол β) и угла раскрытия конуса (2γ). Для отображения полученных результатов в дальнейшем использовался угол γ, т. е. половина полного угла раскрытия. Эти два значения являются определяющими количества солнечной энергии, поступающей на единицу площади. На рис. 2 приведен результат расчета ожидаемого максимального коэффициента использования солнечного излучения для различных значений угла γ при высоте орбиты 300 км. Значения γ варьируются в пределах 0°–90°. Максимальное значение коэффициента использования солнечного излучения составляет 0,32–0,33 и достигается в крайних положениях плоскости орбиты КА относительно Солнца (0° и 90°) и крайних значениях угла установки панелей (плоскость или цилиндр), при соотношениях β = 0° и γ = 90° и наоборот. Минимальное значение К_исп для любых γ наблюдается в пределах 40°≤ β ≤ 60° независимо от высоты и варьируется в пределах 0,22–0,23.

Чтобы посчитать необходимую массу БФ и БХ, сначала найдем мощность, генерируемую БФ:

(8)

где Е – солнечная постоянная (Е = 1360 Вт/м2 ); η_БФ – коэффициент полезного действия фотоэлектрической батареи; S_бок – площадь боковой поверхности конуса (условно принимаем как 1 м2 ). Тогда среднюю мощность нагрузки за виток можно принять как

(9)

Циклограмма нагрузки на борту КА редко носит четко детерминированный характер. Как правило, для больших промежутков времени включение потребителей происходит с нечеткой логикой по конкретной задаче на данное время функционирования. Поэтому по закону больших чисел с некоторым допущением можно принять в качестве циклограммы нагрузки постоянное значение (N_БФ ср). Тогда поток мощности через накопитель (N_БХ) равен разности мощностей генератора и текущего значения мощности нагрузки (которое было принято как константа (N_БФ ср)):

где N_{БФ і} – мощность БФ в определенный момент времени.

Рис. 2. Изменение максимального значения коэффициента использования солнечного излучения для различных значений угла ПОС

Проинтегрировав по времени выражение (6), получим зависимость от времени текущей заряженности аккумулятора:

Минимально необходимую для нормальной работы СЭС электрохимическую емкость БХ (А·ч) с учетом рабочего напряжения аккумуляторной батареи определим по формуле

где W_{БХ max} – максимальное значение емкости БХ за виток; W_{БХ min} – минимальное значение емкости БХ за виток; U_раб – напряжение БХ.

Q_{БХ min} не учитывает необходимого запаса на деградацию емкости БХ в процессе работы, а также ограниченные возможности реальной БХ воспринимать большие величины зарядного тока. Рекомендуемое значение максимального зарядного тока для литий-ионных аккумуляторов составляет величину 0,5С. Среднее значение зарядного тока на освещенном участке:

где Т_осв – длительность освещенного участка на витке. Тогда необходимый коэффициент запаса по емкости К_Q, обеспечивающий приемлемые значения зарядного тока, определяем из условия

C учетом выражения (14)

Соответственно, установленная емкость БХ берется с учетом коэффициента запаса:

Массу СЭС космического аппарата составляют масса БХ, масса БФ и масса управляющего и коммутационного оборудования. Удельные характеристики этих элементов были приняты на основе данных [4], где представлены доступные для приобретения образцы. Для определения массы и стоимости БФ за основу был взят солнечный элемент NanoPower Solar P100U-A/B, масса которого составляет 0,059 кг, размеры 82,5 мм×98 мм, установленная мощность 2,3 Вт, КПДБФ 30 %. Принятые расчетные удельные характеристики − 0,03 кг/Вт, 46610 у. е./кг [5]. Для определения массы и стоимости БХ, управляющего и коммутационного оборудования за основу был взята аккумуляторная батарея для микро- спутников NanoPower P31U Power Supply. Масса батареи 0,095 кг, общая масса 0,2 кг, установленная емкость 5,2 А·ч [6].

Рис. 3. Зависимость изменения емкости химических батарей от массы.

Дополнительно был также проведен анализ аккумуляторов фирмы SAFT космического назначения. Результаты представлены в виде графика (рис. 3).

В результате проведенного анализа была получена величина удельной емкости q_уд для единичного аккумулятора 40 А·ч/кг. На основе имеющихся данных рассчитана масса аккумуляторной батареи (М_БХ):

где q_уд – удельная величина емкости химической батареи; n – количество аккумуляторов. Принятые расчетные удельные характеристики − удельная масса 0,007 кг/Вт, удельная стоимость 16500 у. е./кг. Массу управляющего и коммутационного оборудования определили следующим образом:

где N_{БФ max} – максимальная мощность БФ за виток; m_{уп,ком. уд} – удельная масса управляющего и коммутационного оборудования. В дальнейшем все рассчитанные значения массы и стоимости были отнесены к средней мощности нагрузки. Главной задачей расчетов было определить зависимость изменения массы и стоимости СЭС космического аппарата класса микроспутник для дистанционного зондирования Земли от параметров орбиты космического аппарата, в частности, угол между плоскостью орбиты спутника и направлением на Солнце и угла установки панелей [7]. В результате проведенных расчетов были получены следующие зависимости массы от угла установки панелей на высоте орбиты 300 км. Для наглядности полученных результатов при построении графиков использовалось удельное значения массы (кг/Вт). Из полученных графиков (рис. 4) можно сделать вывод, что основной вклад в массу всей системы энергоснабжения космического аппарата делает масса БФ, а наиболее незначительной является масса БХ. При угле между плоскостью орбиты спутника и направлением на Солнце 45° суммарная масса СЭС остается практически постоянной независимо от угла установки панелей и варьируется в пределах 0,1–0,12 кг/Вт. При β = 0° масса максимальна при установке панелей под углом 0° и достигает значения 0,16 кг/Вт, а при 40° ≤ γ ≤ 90° изменяется в пределах 0,09–0,1 кг/Вт. Если угол ПОС = 90°, то с точки зрения массы наиболее выгодным является положение солнечных батарей под углом 0° ≤ γ ≤ 55°. В этих пределах масса СЭС варьируется от 0,06 до 0,1 кг/Вт, при дальнейшем увеличении угла установки БФ ее масса, а следовательно, и масса всей СЭС резко воз- растает. На рис. 5 приведен график изменения суммарной массы СЭС от угла установки панелей (γ) для различных значений угла ПОС. Угол β варьировался в пределах 0°–90°. Минимальная масса СЭС (0,06– 0,065 кг/Вт) наблюдается при соотношениях крайнего положениях плоскости орбиты относительно Солнца (β = 90°) и крайнего значения угла установки панелей (γ = 0°). Значительному увеличение массы соответствуют углы установки солнечных батарей 55°–90° при 75° ≤ β ≤ 90°. Масса системы энергоснабжения микроспутника изменяется в пределах 0,09–0,16 независимо от углов β и γ. С учетом стоимости NanoPower Solar P100U-A/B (2750 у. е.) и стоимости NanoPower P31U Power Supply (3300 у. е.) были оценены затраты на систему энергоснабжения для различных значений углов между плоскостью орбиты и направлением на Солнце и углов установки солнечных батарей (рис. 6). Также была получена зависимость изменения стоимости СЭС с учетом стоимости запуска от угла установки панелей для различных значений угла ПОС (рис. 6).

а

б

в

Рис. 4. Изменение массы СЭС в зависимости от различных значений угла установки: а – при ПОС 0°; б – при ПОС 45°; в – при ПОС 90°.

Рис. 5. Изменение массы СЭС в зависимости от различных значений угла установки для разных значений угла между плоскостью орбиты спутника и направлением на Солнце.

а

б

в

Рис. 6. Изменение стоимости СЭС в зависимости от различных значений угла установки: а – при ПОС 0°; б – при ПОС 45°; в – при ПОС 90°.

Рис. 7. Изменение стоимости СЭС в зависимости от различных значений угла установки для разных значений угла ПОС.

Полученные графики (рис. 5, 6) повторяют предыдущие результаты и еще раз подтверждают, что стоимость СЭС для 0° ≤ β ≤ 60° варьируется в пределах 4000–8500 у. е. независимо от угла установки панелей. Минимальная (3300–3600 у. е.) и максимальная (13000–14500 у.е.) стоимость достигается при крайних значениях: β = 90° – γ = 0° и β = 90° – γ = 90° соответственно. Представленная методика дает возможность рассчитать ожидаемое значение максимального коэффициента использования солнечного излучения для различных значений высоты орбиты, угла установки БФ (угол γ) и местного времени прохождения восходящего узла, определяемого углом ПОС (угол β). На основе полученных результатов были определены необходимые для нормальной работы СЭС мощность фотоэлектрической батареи и емкость химической батареи, в соответствии с которыми получены графики изменения массы и стоимости СЭС космического аппарата ДЗЗ для различных значений углов γ и β. Масса и стоимость СЭС КА были рассчитаны для различных значений угла установки панелей БФ (0–90°) и угла между плоскостью орбиты спутника и направлением на Солнце (0–90°). Полученные данные позволяют сделать вывод, что при угле ПОС, равном 45°, суммарная масса СЭС остается практически постоянной независимо от угла установки панелей и варьируется в пределах 0,1–0,12 кг/Вт. При β = 0° масса максимальна при установке панелей под углом 0° и достигает значения 0,16 кг/Вт, а при 40° ≤ γ ≤ 90° изменяется в пределах 0,09–0,1 кг/Вт. Если угол ПОС 90°, то с точки зрения массы наиболее выгодным является положение солнечных батарей под углом 0° ≤ γ ≤ 55°. В этих пределах масса СЭС варьируется от 0,06 до 0,1 кг/Вт, при дальнейшем увеличении угла установки БФ значительно увеличивается ее масса, а следовательно, и масса всей СЭС. Графики, отображающие зависимость удельной стоимости СЭС от угла установки панелей для различных значений угла ПОС, повторяют полученные результаты для массы и иллюстрируют, что минимальная стоимость СЭС (3300–3600 у. е.) возможна при условии установки солнечных батарей под углом 0° и угле ПОС 90°.