Система электропитания малоразмерных космических аппаратов-наноспутников



Система электропитания малоразмерных космических аппаратов-наноспутников
Система электропитания малоразмерных космических аппаратов-наноспутников
Система электропитания малоразмерных космических аппаратов-наноспутников
Система электропитания малоразмерных космических аппаратов-наноспутников
Система электропитания малоразмерных космических аппаратов-наноспутников
Система электропитания малоразмерных космических аппаратов-наноспутников

 


Владельцы патента RU 2420435:

Открытое акционерное общество "Российская корпорация ракетно-космического приборостроения и информационных систем" (ОАО "Российские космические системы") (RU)

Изобретение относится к системам энергоснабжения космических аппаратов. В состав бортовой системы электропитания входят аккумуляторная и солнечная (СБ) батареи, электрическая связь между которыми осуществляется через микромеханические блокирующие модули. Каждый такой модуль содержит подложку с расположенными на ней входной и выходной шинами с контактными группами. С этими группами взаимодействует расположенное на подложке коммутирующее устройство в виде подвижных термомеханических приводов (актюаторов). Актюаторы выполнены из двух или более слоев с различными коэффициентами термического расширения. Один из слоев может быть выполнен с обратимой термомеханической памятью формы. При облучении Солнцем СБ вырабатывает электроэнергию, а актюаторы блокирующего модуля, установленного на СБ, разогреваясь, деформируются и замыкают контакты входной и выходной шин. Этим обеспечиваются заряд аккумуляторной батареи и подача электрического тока другим потребителям электроэнергии. При затенении СБ и блокирующего модуля актюаторы, охлаждаясь, размыкают контакты входной и выходной шин, исключая разряд аккумуляторной батареи, вызывающий, в частности, нагрев или пробой фотопреобразователей СБ. Техническим результатом изобретения является уменьшение массогабаритных характеристик, повышение надежности и увеличение срока службы работающих элементов системы электропитания космического аппарата. 1 з.п. ф-лы, 6 ил.

 

Изобретение относится к области микроэлектроники (микро- и наносистемной технике) и может быть использовано в конструкциях систем электропитания малоразмерных космических аппаратов - наноспутников с подвижными микромеханическими модулями.

Прямое преобразование солнечной энергии в электрическую является наиболее перспективным при решении вопроса энергосбережения автономных объектов (космических аппаратов). Одним из возможных путей решения проблемы энергоснабжения потребителей является прямое преобразование солнечной энергии в электрическую с помощью фотоэлектрических установок на основе солнечных батарей (СБ). В состав системы электропитания космического аппарата входят фотоэлектрическая установка как космического, так и наземного применения, инвертор и накопитель энергии - аккумуляторная батарея (АБ). Известно, что генерация электроэнергии СБ возможна только при облучении ее солнечным светом. При затенении СБ выступает как нагрузка, на которой происходит падение напряжения, что приводит к разрядке АБ. При этом также возможен пробой фотопреобразователей, входящих в состав СБ. Когда фотопреобразователь в результате затенения перестает генерировать ток, то он становится нагрузкой для работающих элементов системы электропитания, которые нагреваются и быстро разрушаются. Затенения могут носить систематический характер (вхождение геостационарного спутника в тень Земли в периоды равноденствия) и локальный - затенение части фотопреобразователя в период раскрытия батареи или при причаливании, например, транспортного корабля. При затенении солнечной батареи происходит прекращение генерации тока и данная солнечная батарея становится не источником питания, а нагрузкой для работающих элементов, например АБ. Весь ток солнечной батареи течет через комплекс блокирующих модулей, которые стоят на выходе солнечной батареи и отключают ее от аккумулятора в период затенения. Блокирующие модули должны выдерживать напряжения в сотни вольт и иметь минимальное прямое падение напряжения, поскольку через них идет весь ток батареи. Выход из строя блокирующего модуля приводит к отказу всей солнечной батареи. В состав блокирующих модулей входят развязывающие диоды, отключающие СБ от АБ в момент затенения, тем самым защищая фотопреобразователи от роста обратного напряжения в период затенения фотоэлемента и уменьшая силовые потери, связанные с разрядом АБ.

Для надежного функционирования фотоэлектрической установки развязывающие диоды должны иметь малые токи утечки, небольшое сопротивление в прямом направлении, способность пропускать через себя большие токи, малые массогабаритные размеры. Современная полупроводниковая технология позволяет серийно выпускать развязывающие диоды с габаритными размерами 4,5×4,5×0,45 мм и весом приблизительно 0,2 г, имеющие токи утечки в единицы микроампер при напряжении несколько сотен вольт и сопротивление в прямом направлении менее 0,1 Ом. Проблема прохождения больших токов (достигающих десятков ампер) решается установкой до 3-4 блокирующих диодов, установленных параллельно.

Из физики полупроводников известно, что потери энергии, обусловленные токами утечки полупроводниковых приборов и сопротивлением базы, могут быть сведены к некоторому минимуму, определяемому качеством технологических процессов. Кроме того, известно, что долговечность полупроводниковых приборов, в частности развязывающих диодов, уменьшается при действии ионизирующих излучений.

Из уровня техники известна система электропитания космического аппарата с устройством защиты от обратного тока аккумулятора, состоящая из двух блокирующих диодов, переключателя и катушки (см. патент JP 7147738 А от 06.06.1995).

Из уровня техники известна система электропитания космического аппарата, содержащая солнечную батарею с блокирующим диодом, и способ ее создания, фотоэлемент солнечной батареи включает в свой состав фотопреобразователь и блокирующий диод, блокирующий диод размещен на поверхности фотоэлемента и связан с фотоэлементом, блокирующий диод выполняет функцию предотвращения потери мощности в случае затенения солнечной батареи (см. патент US 3952324 А от 02.01.1973).

Из уровня техники известна солнечная панель с жесткой подложкой, на которой установлен прямоугольный массив солнечных элементов, включающих в себя блокирующие диоды, которые через соединительные клеммы соединены с внешними устройствами, блокирующие диоды также выполняют функцию предотвращения потери мощности в случае затенения солнечной батареи (см. патент US 4257821 А от 13.11.1978).

Из уровня техники известна система электропитания КА, которая состоит из солнечной батареи космического аппарата, содержит солнечные панели, электрически соединенные с космическим аппаратом через блокирующие модули, в которой блокирующие модули выполнены в виде блокирующих диодов, блокирующие диоды предотвращают потери мощности из-за попеременного затенения этих панелей, тем самым обеспечивая выдачу максимальной электрической мощности АБ (см. патент US 6218605 В1 от 23.04.1997).

Известные из уровня техники технические решения относятся к системам электропитания КА с большими массогабаритными характеристиками и обладают целым рядом недостатков, к которым следует отнести в первую очередь низкую радиационную стойкость полупроводниковых приборов, а также увеличение веса вследствие необходимости устанавливать мощную защиту диода от радиационного излучения.

В последние годы существенно возросли требования по увеличению срока активного существования спутников и, соответственно, солнечных батарей. Одновременно увеличивается выходное напряжение СБ. В результате для изготовления блокирующих диодов приходится применять более высокоомный кремний с большей толщиной базовой области. В результате существенно снижается радиационная стойкость диодов и их надежность, поэтому приходится увеличивать радиационную защиту приборов. Масса защиты в сотни раз превышает массу диодов.

Кроме того, активно развивается направление создания небольших космических аппаратов, получивших название наноспутников. Для систем электропитания космических аппаратов таких спутников традиционные технические решения блокирующих диодов неприемлемы, вследствие несоответствия их массогабаритных характеристик предъявляемым требованиям.

Для отсоединения СБ от АБ в момент ее затенения можно использовать различные отключающие устройства: контакторы, переключатели и другие подобные технические решения, однако для их функционирования необходимы различного рода исполнительные вспомогательные механизмы, что требует дополнительного энергопотребления, увеличения массогабаритных размеров отключающих устройств, ведет к увеличению стоимости фотоэлектрической установки и снижению ее надежности.

Поэтому с целью уменьшения массогабаритных характеристик системы электропитания космических аппаратов, существенного снижения потерь энергии, вырабатываемой СБ, связанных с потерями на блокирующих диодах, повышения надежности и увеличения срока использования работающих элементов системы предлагается использовать микромеханические блокирующие модули на основе подвижных термомеханических актюаторов.

Микромеханические блокирующие модули относятся к микроэлектронным устройствам, а точнее к устройствам микросистемной техники, изготовленным групповыми методами поверхностной микрообработки с применением «жертвенных» органических или неорганических слоев (см. Springer Handbook of Nanotechnology. 2nd Edition. Bharat Bhushan (Ed). Springer. 2007. 1916 p.). Для таких методов характерны:

- интеграция технологических процессов формирования всех или почти всех элементов и устройства в целом;

- непрерывность технологического цикла изготовления;

- групповой метод получения на одной подложке множества изделий.

Все устройство формируется в виде неразъемного блока, в результате они качественно отличаются от сборочных единиц, которые собираются из отдельных деталей, по габаритам, вибростойкости, стоимости и надежности.

Микропереключатели на основе подвижных термомеханических актюаторов (в том числе на основе композиционных слоистых материалов) заметно выигрывают по развиваемому усилию и величине термодеформации, т.е. по эффективности.

Принцип работы подвижного термомеханического актюатора основан на изменении положения подвижного исполнительного элемента - «язычка» - при изменении температуры за счет разницы коэффициентов термического расширения материалов, входящих в его состав. При изменении положения термомеханических актюаторов либо замыкается, либо размыкается цепь в системе электропитания космического аппарата.

Для избежания пробоя фотопреобразователей и разряда аккумуляторной батареи во время затенения система электропитания космического аппарата содержит СБ, АБ и микромеханический блокирующий модуль, в состав которого входят подложка, расположенные на ней входная и выходная коммутируемые шины и коммутирующее устройство, выполненное в виде подвижных термомеханических актюаторов, которые служат для размыкания и соединения входных и выходных шин СБ и АК.

Технический результат заявленного изобретения: эффект управления электрической цепью КА - блокировка по току для предотвращения утечек от нагрузки на фотопреобразователь солнечной батареи КА или замыкание цепи осуществляется при выходе КА в тень Земли или за счет внешнего источника тепла - Солнца - при деформации подвижного термомеханического актюатора, повышение надежности функционирования системы электропитания за счет упрощения конструкции «солнечная батарея-блокирующий модуль», допускающей ее изготовление в виде единого конструктивного элемента и применение в малоразмерных космических аппаратах (наноспутниках), уменьшение массогабаритных характеристик системы электропитания космического аппарата, снижение потерь энергии, повышение надежности и увеличение срока использования работающих элементов системы электропитания космического аппарата.

Технический результат достигается тем, что система электропитания малоразмерных космических аппаратов - наноспутников - содержит аккумуляторную батарею, размещенную внутри космического аппарата, солнечную батарею, размещенную на космическом аппарате, при этом электрическая связь солнечной батареи с аккумуляторной батареей осуществляется через микромеханические блокирующие модули, входящие в состав солнечной батареи и размещенные на космическом аппарате, при этом каждый микромеханический блокирующий модуль содержит подложку, расположенные на ней входную и выходную коммутируемые шины с контактными группами и расположенное на подложке коммутирующее устройство, выполненное в виде подвижных термомеханических актюаторов, выполненных, по крайней мере, из двух слоев с различными коэффициентами термического расширения, при этом коэффициент термического расширения слоев подвижных термомеханических актюаторов, обращенных к подложке, меньше коэффициента термического расширения внешних слоев подвижных термомеханических актюаторов, при этом один из слоев подвижных термомеханических актюаторов обладает обратимой памятью формы, при этом внешние слои термомеханических актюаторов имеют степень черноты от 0,9 до 0,98, подвижные термомеханические актюаторы выполнены в виде одно- или двухконсольной балки и с возможностью при увеличении температуры за счет поглощения падающего ИК-излучения находиться в замкнутом состоянии, а при уменьшении температуры за счет потерь тепла ИК-излучением находиться в разомкнутом состоянии.

Признаки и сущность заявленного изобретения поясняется чертежами, на которых показано следующее.

На фиг.1 представлена система электропитания космического аппарата, состоящая из солнечной батареи с микромеханическими блокирующими модулями АБ. Где 1, 1', 1'' - солнечные панели, 2, 2', 2'' - микромеханические блокирующие модули, 3 - АБ, 4 - солнечная батарея.

На фиг.2 и 3 схематично представлены поперечное сечение и вид сверху подвижного термомеханического актюатора, входящего в состав микромеханического блокирующего модуля.

На фиг.4 - вид сверху микромеханического блокирующего модуля солнечной батареи космического аппарата.

На фиг.5 и фиг.6 показан принцип действия микромеханического блокирующего модуля солнечной батареи космического аппарата - в замкнутом и разомкнутом состоянии (при увеличении температуры за счет поглощения подающего ИК-излучения и при уменьшении температуры за счет потерь тепла излучением) соответственно.

Микромеханический блокирующий модуль солнечной батареи космического аппарата включает в свой состав коммутирующее устройство, подложку (1), входную и выходную шины (2, 7, 9), замыкающий контакт подвижного термомеханического актюатора (3) и замыкаемые контакты входной и выходной шин (6 и 8).

Система электропитания космического аппарата работает следующим образом.

При облучении микромеханического блокирующего модуля и солнечной батареи космического аппарата светом происходит генерация электроэнергии с одновременным разогревом конструкции за счет падающего ИК-излучения. При этом подвижные термомеханические актюаторы, разогреваясь, деформируются за счет различия коэффициентов термического расширения слоев (4) и (5) (поскольку коэффициент термического расширения внешнего слоя (4) больше коэффициента термического расширения слоя (5), обращенного к подложке (1). Замыкающий контакт термомеханического актюатора (3) и замыкаемые контакты входной и выходной шин (6 и 8) коммутируют входную и выходную шины (2, 7, 9) и от солнечной батареи к потребителям (к аккумуляторной батарее) энергии проходит электрический ток. При затенении микромеханического блокирующего модуля и солнечной батареи космического летательного аппарата происходит уменьшение температуры их поверхности за счет потерь тепла излучением, на солнечной батарее падает напряжение, подвижные термомеханические актюаторы, охлаждаясь, деформируются от подложки (1) за счет различия коэффициентов термического расширения слоев (4) и (5) (поскольку коэффициент термического расширения внешнего слоя (4) больше коэффициента термического расширения слоя (5), обращенного к подложке (1)), замыкающий контакт термомеханического актюатора (3) и замыкаемые контакты входной и выходной шин (6 и 8) размыкают входную и выходную шины (2, 7, 9) и прохождение электрического тока от солнечной батареи к потребителям (к аккумуляторной батарее) прекращается (при этом разряд аккумуляторной батареи и пробой фотопреобразователей, входящих в состав солнечной батареи, становятся невозможными).

Анализ системы электропитания космического аппарат показывает возможность снижения массогабаритных характеристик более чем в 100 раз, увеличение срока службы более 10 лет. Потери энергии незначительны во время работы системы в шинах при их замыкании.

1. Система электропитания малоразмерных космических аппаратов - наноспутников, содержащая аккумуляторную батарею, размещенную внутри космического аппарата, солнечную батарею, размещенную на космическом аппарате, при этом электрическая связь солнечной батареи с аккумуляторной батареей осуществляется через микромеханические блокирующие модули, входящие в состав солнечной батареи космического аппарата и размещенные на космическом аппарате, причем каждый микромеханический блокирующий модуль содержит подложку, расположенные на ней входную и выходную коммутируемые шины с контактными группами и расположенное на подложке коммутирующее устройство в виде подвижных термомеханических актюаторов, выполненных по крайней мере из двух слоев с различными коэффициентами термического расширения, при этом коэффициент термического расширения слоев указанных термомеханических актюаторов, обращенных к подложке, меньше коэффициента термического расширения внешних слоев данных актюаторов, а один из слоев подвижных термомеханических актюаторов обладает обратимой памятью формы, причем указанные актюаторы выполнены с возможностью при увеличении температуры за счет поглощения падающего ИК-излучения находиться в замкнутом состоянии, а при уменьшении температуры за счет потерь тепла ИК-излучением находиться в разомкнутом состоянии.

2. Система по п.1, в которой подвижные термомеханические актюаторы выполнены в виде одно- или двухконсольной балки.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к средствам энергоснабжения космических аппаратов, а более конкретно - к системе энергообеспечения марсохода. .

Изобретение относится к области энергообеспечения космических аппаратов (КА). .

Изобретение относится к области энергоснабжения космических аппаратов. .

Изобретение относится к системам энергоснабжения космических объектов, в частности ИСЗ. .

Изобретение относится к конструкциям космической техники и может быть использовано при проектировании космических аппаратов различного назначения. .

Изобретение относится к области космической техники и может быть использовано при проектировании космических аппаратов (КА) преимущественно с трехосной ориентацией для геостационарной орбиты.

Изобретение относится к космической области, и в частности к способам энергоснабжения в полете космических аппаратов (КА) с системой энергоснабжения на базе электрохимических генераторов.

Изобретение относится к размещению и терморегулированию бортовых систем электропитания космических аппаратов (КА). .

Изобретение относится к системам энергообеспечения космических аппаратов, содержащих как ракетные двигатели (РД), так и электрохимические генераторы (ЭХГ) с топливными элементами.

Изобретение относится к энергоснабжению космических аппаратов (КА), в частности, образующих систему высокоорбитальных или геостационарных спутников связи, орбиты которых корректируются электрореактивными двигателями (ЭРД).

Изобретение относится к области космической техники и может быть использовано при проектировании космических аппаратов (КА) негерметичного исполнения с радиационным охлаждением
Изобретение относится к космическим транспортным системам, их энергообеспечению, способам доставки грузов в космос и организации грузообмена между космическими аппаратами

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано при создании телекоммуникационных космических аппаратов

Изобретение относится к сборке и испытаниям бортовых систем космического аппарата (КА), преимущественно системы электропитания телекоммуникационного КА

Изобретение относится к системам энергоснабжения наземных потребителей из космоса

Изобретение относится к космической технике. Способ изготовления космического аппарата включает сборку космического аппарата, содержащего систему электропитания с солнечными батареями, аккумуляторными батареями и стабилизированным преобразователем напряжения, подготовку источников электроэнергии к работе, проведение электрических испытаний космического аппарата на функционирование, испытаний на воздействие механических нагрузок, электротермовакуумных испытаний, а также заключительных испытаний, включая контроль стыковки солнечных и аккумуляторных батарей. Испытания на воздействие механических нагрузок и контроль стыковки солнечных и аккумуляторных батарей проводят с бортовыми аккумуляторными и солнечными батареями. Аккумуляторные батареи перед проведением испытаний на воздействие механических нагрузок заряжают режимом, эквивалентным режиму штатного предстартового заряда. Остальные испытания проводят с применением технологических функциональных имитаторов солнечных и аккумуляторных батарей. В процессе проведения электротермовакуумных испытаний космического аппарата на этапе оценки его термобаланса бортовые аккумуляторные батареи выводят из состояния хранения, для чего их заряжают и циклируют от наземного зарядно-разрядного комплекса в режимах, эквивалентных текущей работе космического аппарата. По окончании оценки термобаланса космического аппарата аккумуляторные батареи вновь приводят в состояние оптимального хранения для продолжения электротермовакуумных испытаний. Достигается повышение надежности космического аппарата. 1 з.п. ф-лы, 1 ил.

Группа изобретений относится к космической технике, в частности к перемещению в межпланетном пространстве с использованием ресурсов космоса, и может быть использована для ударного воздействия на опасные космические объекты (ОКО). Способ включает выбор в качестве космического тела-ударника (КТУ) кометного ядра одной из мини-комет с орбитами (6), сближающимися с Землей (1). По траектории (8) к КТУ выводят с Земли ракетную двигательную установку, использующую в качестве рабочего тела испаряемое вещество кометного ядра. Посадку на КТУ производят в точке (9). С помощью данной двигательной установки переводят КТУ с начальной орбиты (7) на траекторию (10), обеспечивающую его столкновение с ОКО (3). В результате столкновения с КТУ в точке (11) ОКО приобретает импульс, переводящий его с начальной, грозящей столкновением с Землей в точке (5), орбиты (4) на безопасную траекторию (12). Устройство для реализации способа (не показано) содержит указанную ракетную двигательную установку, грунтозаборник с испарителем кометного вещества, энергетическую установку (с солнечным концентратором) и астронавигационное устройство. После внедрения грунтозаборника в кометное ядро испаритель производит возгонку летучих веществ ядра. Испарившиеся газы, нагреваясь (солнечным концентратором), истекают из сопла двигательной установки, создавая тягу. Астронавигационное устройство задает требуемую ориентацию вектора тяги. Техническим результатом изобретений является сокращение времени на отклонение ОКО или его фрагментов от столкновения с Землей при минимальных энергетических затратах на проведение миссии с обеспечением необходимой длительности работы двигательной установки и повышением ее надежности. 2 н. и 2 з.п. ф-лы, 2 ил.

Изобретение относится к источникам электроснабжения космического аппарата. Пары балок, стыкующихся крайними балками с космическим аппаратом, размещены по трем продольным плоскостям вокруг космического аппарата. При этом одна из пары балок стыкуется космическим аппаратом в плоскости, обращенной к ядерной энергетической установке, а вторая балка - со шпангоутом, с закрепленными в тех же плоскостях тремя парами балок с панелями холодильника излучателя, которые соединены с энергетическим блоком и расположены вокруг него. Шпангоут состоит из двух отдельных частей - на одной размещены шарниры балок, расположенных вокруг энергетического блока, на второй - шарниры балок, расположенных вокруг космического аппарата и стыкующихся между собой в поперечной плоскости. Технический результат - приближение положения центра массы ядерной энергетической установки к плоскости стыковки с космическим аппаратом. 1 з.п. ф-лы, 2 ил.
Наверх