Система электропитания космического аппарата



Система электропитания космического аппарата
Система электропитания космического аппарата
Система электропитания космического аппарата

 


Владельцы патента RU 2579374:

Акционерное общество "Военно-промышленная корпорация "Научно-производственное объединение машиностроения" (АО "ВПК "НПО машиностроения") (RU)

Изобретение относится к бортовым системам электропитания (СЭП), преимущественно низкоорбитальных космических аппаратов (КА) с трехосной ориентацией. СЭП содержит панели солнечной батареи с устройством изменения их ориентации, размещенные с внешней стороны боковых сотопанелей приборного контейнера. В боковые, верхнюю и нижнюю сотопанели контейнера встроены тепловые трубы. СЭП также содержит четыре одинаковых подсистемы электропитания: две рабочих и две резервных. Каждая подсистема установлена на одной из внутренних поверхностей боковых сотопанелей и включает в себя аккумуляторную батарею с зарядным и разрядным устройством. Единый модуль двух таких устройств соседних подсистем установлен на одну боковую сотопанель. Часть внешней поверхности боковых сотопанелей имеет терморегулирующее покрытие с и , а на остальную часть нанесена теплоизоляция. Все сотопанели соединены коллекторными тепловыми трубами с электронагревателями. Технический результат изобретения заключается в оптимизации компоновки СЭП на КА, снижении массы и улучшении термостабилизации основных узлов СЭП. 3 ил.

 

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

Известны КА, содержащие приборный блок, выполненный в форме прямоугольного параллелепипеда, устройства и приборы, установленные на внутренних сторонах приборного блока, в том числе систему терморегулирования с локальными нагревателями и радиаторами-излучателями, систему электропитания, состоящую из солнечной батареи, стабилизированного преобразователя напряжения, зарядного и разрядного преобразователей, аккумуляторных батарей (патенты РФ №2371361, B64G 1/42, B64G 1/50, 2009; №2430860, B64G 1/42, B64G 1/50, 2013).

Известен также выбранный в качестве ближайшего аналога батарейный модуль электропитания для КА (патент РФ №2339551, B64G 1/42, B64G 1/50, 2008), состоящий из аккумуляторов, соединенных в батарею, зарядного и разрядного устройств, блока автоматики и управления, модуля обмена с бортовым компьютером КА и электрообогревателя. Все указанные узлы установлены своими основаниями на общую силовую тепловыравнивающую плиту, а со всех сторон модуля, кроме внешней поверхности плиты, устанавливают экранно-вакуумную теплоизоляцию. Указано место установки модуля: на геостационарных КА это «северная» и «южная» стороны аппарата (по отношению к полюсам Земли), на низкоорбитальных KA, ориентированных одной осью на Землю, - это поверхность, обращенная к Земле.

Следует отметить, что в указанных технических решениях не указано конкретное место установки одного из главных узлов СЭП - солнечной батареи.

Недостатки ближайшего аналога заключаются в повышенной массе батарейного модуля, обусловленной использованием тепловыравнивающей плиты, а также в неэффективной термостабилизации узлов модуля.

Задачами предлагаемого технического решения являются:

- оптимизация компоновки СЭП на КА;

- снижение массы узлов СЭП и средств термостатирования, устанавливаемых в приборном контейнере;

- улучшение термостабилизации основных узлов СЭП - аккумуляторной батареи (АБ) и зарядного и разрядного устройства (ЗРУ).

Поставленные задачи достигаются тем, что системе электропитания космического аппарата, содержащей установленную на внешней поверхности приборного контейнера солнечную батарею, основные блоки системы электропитания, включающие аккумуляторную батарею, зарядное и разрядное устройства, блок автоматики и управления, установленные на общей силовой тепловыравнивающей и теплоизолированной плите, крылья панелей солнечной батареи, снабженные устройством изменения их ориентации, размещены на внешних поверхностях боковых сотопанелей выполненного в форме прямоугольного параллелепипеда приборного контейнера, образованного двумя боковыми, верхней и нижней сотопанелями со встроенными тепловыми трубами, при этом система электропитания включает четыре одинаковые подсистемы электропитания, две из которых функционируют одновременно, а две другие находятся в резерве, каждая подсистема установлена на внутренней поверхности одной из боковых сотопанелей приборного контейнера и включает аккумуляторную батарею и зарядное и разрядное устройство, при этом два зарядных и разрядных устройства двух соседних подсистем, установленных на одну боковую сотопанель, выполнены в едином модуле, причем аккумуляторная батарея и зарядное и разрядное устройство каждой подсистемы электропитания расположены не менее, чем на двух встроенных тепловых трубах боковой сотопанели, при этом на внешние поверхности боковых сотопанелей нанесено терморегулирующее покрытие с коэффициентом поглощения солнечной энергии не более 0,2 и степенью черноты не менее 0,8, а остальная часть внешних поверхностей сотопанелей теплоизолирована, причем все сотопанели приборного контейнера соединены коллекторными тепловыми трубами, оснащенными в зоне каждой сотопанели электронагревателями.

Предложенное техническое решение поясняется фиг. 1-3.

На фиг. 1 показан КА с приборным контейнером 1, включающего две боковых 2, верхнюю 3 и нижнюю 4 сотопанели. На внешних поверхностях боковых сотопанелей 2 установлены крылья панелей солнечных батарей 5, снабженные устройством изменения ориентации 6.

На фиг. 2-3 показана схема одной из двух боковых сотопанелей 2 со встроенными тепловыми трубами 7, на которой размещены две подсистемы электропитания, включающие аккумуляторные батареи 8, выполненное в едином модуле (одно для двух подсистем) зарядное и разрядное устройство 9, коллекторные тепловые трубы 10 с электронагревателями 11. На часть внешней поверхности сотопанели 2 нанесено терморегулирующее покрытие (ТРП) 12, а остальная часть закрыта экранно-вакуумной теплоизоляцией (ЭВТИ) 13.

Для обеспечения высокой надежности СЭП выполняют, как правило, в виде нескольких одинаковых подсистем, одна (или две) из которых функционирует, а остальные находятся в резерве («холодном» или «горячем»). В данном техническом решении предложена СЭП, включающая четыре одинаковые подсистемы, установленные по две на боковых сотопанелях 2.

Размещением основных узлов СЭП, включающих солнечную батарею, аккумуляторную батарею, РЗУ на боковых сотопанелях приборного контейнера достигается оптимальная компоновка, позволяющая получить унифицированный модуль на уровне сборочных единиц КА с минимальным количеством внешних связей, с одновременным уменьшением массы и энергопотерь за счет исключения межблочных кабелей и связей между узлами.

Конструктивное выполнение ЗРУ в виде одного модуля (моноблока) для двух соседних подсистем электропитания, установленных на одной сотопанели, обуславливает снижение массы конструкции, сокращение времени отработки и повышение унификации.

Снабжение крыльев панелей солнечной батареи устройством изменения ориентации обеспечивает облучение фотоэлектрических преобразователей максимальным солнечным потоком и, соответственно, выработкой СЭП значительного количества электроэнергии.

Установка АБ и выполненного в едином модуле ЗРУ на внутренней поверхности трехслойной сотопанели со встроенными тепловыми трубами и конкретно как минимум на двух тепловых трубах позволяет уменьшить массу сотопанели в сборе, т.к. в отличие от ближайшего аналога (вариант 1) не используется силовая, а значит и массивная, тепловыравнивающая плита. В предложенном техническом решении ее функции выполняет трехслойная сотопанель. Количество тепловых труб в сотопанели, на которых размещают АБ и РЗУ, определяют тепловым расчетом, но для повышения надежности термостатирования этих узлов СЭП число тепловых труб увеличивают в два и более раз.

Улучшение термостабилизации АБ и РЗУ также достигнуто соединением всех, в том числе и боковых, сотопанелей приборного контейнера коллекторными тепловыми трубами в единый тепловой контур. Этот признак обусловлен тем, что коллекторные тепловые трубы эффективно перераспределяют тепловые потоки между встроенными тепловыми трубами каждой сотопанели и между сотопанелями приборного контейнера.

Функционирование установленных на коллекторных тепловых трубах электронагревателей происходит в автоматическом режиме по сигналам от блоков управляющих датчиков температур. Электронагреватели включаются при достижении минимально допустимой температуры сотопанели в зоне установки блоков СЭП, а отключаются при превышении заданного уровня максимальной температуры. Функционирование электронагревателей поддерживает среднее значение электропотребления приборов, соответствующее штатному режиму работы КА

В предложенной СЭП боковые сотопанели выполняют функции радиаторов-излучателей, для чего на внешние поверхности сотопанелей в зонах размещения встроенных тепловых труб наносят терморегулирующее покрытие для отвода избыточного тепла. В отличие от прототипа, где использовано оптическое покрытие с высоким коэффициентом теплоизлучения, в новом решении выбрано ТРП именно «солнечный отражатель» потому, что при размещении тепловыделяющих узлов СЭП на боковых сотопанелях внешняя тепловая нагрузка от солнечного излучения составляет значительную величину, особенно при нахождении КА на «солнечных» орбитах. ТРП типа «солнечный отражатель» с коэффициентом поглощения солнечного излучения As≤0,2 и степенью черноты ε>0,8 обеспечивает снижение теплового потока от Солнца. Дополнительно следует отметить, что предложенная СЭП с четырьмя подсистемами, расположенными на боковых противоположных гранях приборного контейнера, достаточно эффективна, т.к. при движении КА на «солнечной» орбите будут задействованы подсистемы СЭП, размещенные на находящейся в «тени» сотопанели, а другие, освещаемые Солнцем, подсистемы будут в резерве.

По сравнению с ближайшим аналогом, в котором со всех сторон модуля, кроме внешней поверхности плиты, устанавливают ЭВТИ, в предложенном решении теплоизолируют только часть внешних поверхностей сотопанелей (на площади, где нет ТРП) для предотвращения неконтролируемого отвода-подвода внешнего теплового потока, что в совокупности с теплообменом излучением с блоками аппаратуры, установленными на соседних сотопанелях, непосредственно улучшает термостабилизацию не только блоков СЭП, но и всего приборного контейнера КА.

Предложенная система электропитания КА работает следующим образом.

После вывода КА на заданную орбиту происходит раскрытие крыльев панелей солнечных батарей 5, фотоэлектрические преобразователи которых, воспринимая солнечное излучение, снабжают электроэнергией основные узлы СЭП - АБ 8, РЗУ 9 и т.п., размещенные на боковых сотопанелях 2 приборного контейнера 1 КА.

Каждая подсистема СЭП, обеспечивая энергетические параметры аппаратуры КА, выделяет тепловой поток, который передается встроенным в сотопанели 2 тепловым трубам 7, равномерно распределяющим тепло по сотопанели. Часть теплового потока сбрасывается в окружающее пространство внешней поверхностью сотопанели, на которую нанесено ТРП 12, а остальная часть передается коллекторным тепловым трубам 10, передающим, при наличии градиента температур, тепло на соседние - верхнюю 3 и нижнюю 4 сотопанели, снабженные аналогичными устройствами терморегулирования.

При снижении температуры посадочных мест АБ и РЗУ ниже допустимой, а это может произойти при длительном отсутствии их тепловыделения и/или снижении температур соседних сотопанелей, задействуются электронагреватели 11, функционирующие в автоматическом режиме. Тепловым потоком от них, а также теплоизоляцией 13 обеспечивается надежная термостабилизация сотопанелей 2.

Таким образом, предложенная система электропитания КА с указанными признаками обеспечивает:

1. Оптимальную компоновку СЭП на КА, основанную на создании унифицированного модуля СЭП.

2. Снижение марсы узлов СЭП и средств термостатирования, устанавливаемых в приборном контейнере.

3. Улучшение термостабилизации основных узлов СЭП - аккумуляторной батареи и зарядного и разрядного устройства.

Система электропитания космического аппарата, содержащая установленную на внешней поверхности приборного контейнера солнечную батарею, основные блоки системы электропитания, включающие аккумуляторную батарею, зарядное и разрядное устройства, блок автоматики и управления, установленные на общей силовой тепловыравнивающей и теплоизолированной плите, отличающаяся тем, что крылья панелей солнечной батареи, снабженные устройством изменения их ориентации, размещены на внешних поверхностях боковых сотопанелей выполненного в форме прямоугольного параллелепипеда приборного контейнера, образованного двумя боковыми, верхней и нижней, сотопанелями со встроенными тепловыми трубами, при этом система электропитания включает четыре одинаковые подсистемы электропитания, две из которых функционируют одновременно, а две другие находятся в резерве, каждая подсистема установлена на внутренней поверхности одной из боковых сотопанелей приборного контейнера и включает аккумуляторную батарею и зарядное и разрядное устройство, при этом два зарядных и разрядных устройства двух соседних подсистем, установленных на одну боковую сотопанель, выполнены в едином модуле, причем аккумуляторная батарея и зарядное и разрядное устройство каждой подсистемы электропитания расположены не менее чем на двух встроенных тепловых трубах боковой сотопанели, при этом на внешние поверхности боковых сотопанелей нанесено терморегулирующее покрытие с коэффициентом поглощения солнечной энергии не более 0,2 и степенью черноты не менее 0,8, а остальная часть внешних поверхностей сотопанелей теплоизолирована, причем все сотопанели приборного контейнера соединены коллекторными тепловыми трубами, оснащенными в зоне каждой сотопанели электронагревателями.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к системам терморегулирования (СТР) космических аппаратов, например телекоммуникационных спутников. СТР содержит жидкостный контур теплоносителя с электронасосным агрегатом (ЭНА) и компенсатором объема (КО).

Изобретение относится к системам терморегулирования (СТР) космических аппаратов (КА), преимущественно телекоммуникационных спутников. В жидкостном контуре СТР установлен двухступенчатый электронасосный агрегат (ЭНА) с последовательно расположенными рабочими колесами, вращающимися с частотой 6000 об/мин.

Изобретение относится к системам терморегулирования (СТР) космических аппаратов (КА) с тепловой нагрузкой от 13 до 18 кВт. СТР состоит из замкнутых жидкостных контуров и тепловых труб (ТТ), а также раскрываемых панелей радиатора (РПР).

Изобретение относится к бортовому оборудованию, преимущественно телекоммуникационных спутников. Способ включает изготовление коллекторов (К) и соединительных трубопроводов (СТ) из трубы специального профиля (с двумя полками).

Группа изобретений относится к средствам предстартовой подготовки космического аппарата (КА). Устройство содержит противоточный рекуперативный жидкостно-жидкостный теплообменный агрегат, включенный в циркуляционный тракт теплоносителя системы терморегулирования КА.

Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано для обеспечения теплового режима полезной нагрузки (ПН). Устройство обеспечения теплового режима полезной нагрузки в сборочно-защитном блоке содержит теплоизолирующую перегородку, теплоизолирующие покрытия, отверстия подачи и истечения термостатирующего газового компонента в головном обтекателе (ГО) и переходном отсеке (ПхО).

Изобретение относится к системам терморегулирования (СТР) космических аппаратов (КА), преимущественно телекоммуникационных спутников. СТР таких КА содержит одинаковые дублированные жидкостные контуры теплоносителя.

Изобретение относится к управлению работой систем обеспечения теплового режима (СОТР) автоматических космических аппаратов (КА) на околоземных орбитах. Способ состоит в том, что при штатном теплонагружении КА обеспечение температур сотопанелей (СП) осуществляют пассивными средствами на уровне номинального значения допустимых температур приборов, установленных на этих СП.

Изобретение относится к системам терморегулирования космических аппаратов (КА), а именно к холодильникам-излучателям для сброса излишков тепловой энергии, вырабатываемой на борту КА.

Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано при подготовке и старте ракеты космического назначения. Устройство обеспечения теплового режима и чистоты космической головной части ракеты космического назначения с крупногабаритной полезной нагрузкой содержит на головном обтекателе и на переходном отсеке отверстия вдува термостатирующей газовой среды, отверстия истечения термостатирующей газовой среды, шарнирно установленные клапаны одностороннего действия отверстий вдува и истечения термостатирующей газовой среды, устройство вдува термостатирующей газовой среды в виде закрепленного на окантовке отверстия вдува лотка с клапанами одностороннего действия в виде уплотняющих крышек, дополнительные отверстия вдува термостатирующей газовой среды, клапаны одностороннего действия в виде заслонки с противовесом между входным отверстием с защитной сеткой и выходным отверстием, теплоизолирующее и терморегулирующие покрытия.

Изобретение относится к конструкции космических аппаратов (КА), преимущественно для исследований на близких (порядка радиуса орбиты Меркурия) расстояниях от Солнца.

Изобретение относится к электротехнике, а именно к системам электроснабжения космических аппаратов с использованием в качестве первичных источников энергии солнечных батарей, а в качестве накопителей энергии - аккумуляторных батарей.

Группа изобретений относится к развертываемым солнечным батареям (СБ) космического аппарата. СБ снабжена штангой в виде шарнирно соединенных корневого (1) и телескопического (2) звеньев и выполнена в форме складываемых гармошкой створок (17).

Изобретение относится к системам поворота солнечной батареи (СПСБ) космического аппарата (КА). Изобретение предназначено для размещения элементов СПСБ для вращения солнечной батареи большой мощности и передачи электроэнергии с солнечной батареи на КА.

Изобретение относится к управлению ориентацией навигационных спутников с антеннами и солнечными батареями (СБ). Способ включает ориентацию электрической оси антенны (первой оси спутника) на Землю и ориентацию панелей СБ на Солнце.

Изобретение относится к электротехнике, а именно к автономным системам электропитания (СЭП) космических аппаратов (КА), использующим в качестве первичных источников энергии батареи солнечные (БС), а в качестве накопителей энергии - аккумуляторные батареи (АБ).

Изобретение относится к космической технике. Способ управления ориентацией космического аппарата (КА) с неподвижными панелями солнечных батарей (СБ) при выполнении экспериментов включает гравитационную ориентацию КА продольной осью вдоль местной вертикали и закрутку вокруг продольной оси, соответствующей минимальному моменту инерции.

Изобретение относится к космической технике. Способ управления ориентацией космического аппарата (КА) с неподвижными панелями солнечных батарей (СБ) при выполнении экспериментов на орбитах с максимальной длительностью теневого участка включает гравитационную ориентацию КА продольной осью вдоль местной вертикали и закрутку вокруг его продольной оси, соответствующей минимальному моменту инерции.

Изобретение относится к системам контроля работы механических узлов солнечной батареи (СБ) космического аппарата (КА) в условиях эксплуатации. Устройство содержит цепочку из N (напр., N=5) последовательно соединенных контактных датчиков (КД) (21, …, 25), к которым параллельно подключены резисторы (61, …, 65) номинальным сопротивлением 1∗R0, 2∗R0, …, 2N-1∗R0.

Изобретение относится к энергоснабжению космического аппарата (КА) с помощью солнечных батарей (СБ). КА содержит корпус с множеством поверхностей (11), на которых расположены устройства (20) для собирания света внутрь корпуса, где установлена СБ (30).

Изобретение относится к космической области, а именно к радиоэлектронным устройствам космического модуля. Технический результат - расширение функциональных возможностей радиоэлектронного блока за счет крепления устройств жизнеобеспечения и полезной нагрузки космического модуля непосредственно на его корпусе, что уменьшает объем и массу модуля.
Наверх