Солнечная батарея космического аппарата

Изобретение относится к конструкции раскрывающихся солнечных батарей (СБ) космических аппаратов. СБ имеет гибкую плёночно-сотовую структуру, соты которой выполнены в виде четырех- или шестигранных пирамид. Пирамиды соединены друг с другом по ребрам своих воображаемых оснований. Фотоэлектрические преобразователи размещены на боковых гранях пирамид, принимая солнечное излучение со стороны указанных оснований. В развернутом положении СБ может иметь сферическую конфигурацию, в которой вершины всех пирамид сходятся в центре сферы. На рабочей поверхности СБ м.б. размещена защитная пленка со специальными свойствами. Сотовая конструкция СБ в развернутом положении м.б. ликвидирована путём ее нагрева до температуры испарения пленки или выше. Технический результат изобретения состоит в повышении эффективности СБ путём увеличения коэффициента поглощения за счет увеличения количества переотражений света от фотоприемного слоя внутри пирамид, а также – в снижении зависимости коэффициента поглощения от угла падения солнечного излучения и в упрощении технологии изготовления и эксплуатации СБ. 14 з.п. ф-лы, 5 ил.

 

Изобретение относится к космическим гелиоэнергетике и гелиотехнике, а именно: к выносным, раскрывающимся конструкциям гибких солнечных батарей космических аппаратов, и, в частности, к системам сотовых электрически взаимосвязанных фотоэлектрических преобразователей со специальными поверхностными рельефами, преобразующим солнечную энергию в электрическую, и может быть использовано в космических аппаратах различного целевого назначения для производства и аккумулирования электрической энергии, например для электропитания бортовой аппаратуры космического аппарата (радиоэлектронной аппаратуры и подзарядки различных аккумуляторных батарей, телекоммуникационных систем, информационных стендов и т.д.), а также для нагрева воды в системах отопления и горячего водоснабжения, для освещения, работы кондиционера, электронасоса и т.п.

Повышение эффективности космических аппаратов различного целевого назначения, в частности тяжелых спутников связи на высокой (геостационарной) орбите и платформ дистанционного зондирования Земли, связано с ростом их энерговооруженности до значений ≥240 кВт с прогнозируемым рабочим ресурсом их использования не менее 15 лет. Возможности носителей при выведении на геостационарную орбиту космических аппаратов с энергоустановками мощностью ≥240 кВт требуют высокой удельной мощности таких установок и компактности в транспортном положении. Использование многокаскадных фотоэлектрических преобразователей из арсенида галлия с коэффициентом полезного действия (КПД) до 28%, что в 2 раза больше, чем, например, у кремниевых фотоэлектрических преобразователей обеспечивает получение удельной мощности ≥80 Вт/кг. Однако такие фотоэлектрические преобразователи на порядок дороже кремниевых.

Широкий комплекс технических и экономических требований к энергоснабжению космических аппаратов различного целевого назначения может быть реализован на основе применения пленочных солнечных батарей. Поэтому для экономии затрат, связанных с применением фотоэлектрических преобразователей на основе арсенида галлия, все больше применяются гибкие пленочные солнечные батареи с фотоэлектрическими преобразователями из кристаллического кремния, позволяющие получать удельную энергетическую мощность до величины ≥40 Вт/кг.

Вследствие этого в последнее время наблюдается рост исследований и разработок дешевых гибких солнечных батарей. Достоинством гибких солнечных батарей является то, что они могут принимать рассеянный и слабый солнечный свет намного эффективнее, чем другие солнечные батареи. Кроме этого они более стойкие к высоким рабочим температурам, которые характерны для работы в космическом пространстве на солнечной стороне. Использование в конструкции легких недорогих полимерных материалов и серийной технологии тиснения больших поверхностей снижает себестоимость заявляемой солнечной батареи не менее чем на порядок.

Однако существующие в настоящее время гибкие пленочные солнечные батареи, преобразующие солнечную энергию в электрическую, являются недостаточно эффективными по ряду причин. Хотя они дополняют друг друга полезными технологическими приемами, средствами и приспособлениями, основным их недостатком является большая зависимость КПД от угла падения солнечного излучения на поверхность солнечной батареи. При отклонении излучения от зенита более, чем на 10° начинает резко падать КПД и при углах около 40° солнечная батарея практически перестает преобразовывать солнечную энергию. Это приводит к необходимости либо использовать дополнительные дорогостоящие устройства для слежения за Солнцем, что возможно только в случае малогабаритных солнечных батарей, либо не менее сложные накопительные устройства, позволяющие накапливать пиковую энергию при нахождении Солнца в зените и распределять ее затем в течение суток, что актуально для солнечных электростанций. Наличие же световых ловушек в виде полостей приводит к возможности попадания излучения внутрь конструкции при значительном отклонении Солнца от зенита. Так при угле 20° при вершине четырехгранной пирамиды коэффициент переотражения внутри ее составляет 4,25 для угла отклонения от зенита 70°. Такие солнечные батареи, в результате, не требуют наличия системы слежения за Солнцем и накопительных установок, что резко снижает затраты на установку и эксплуатацию такой солнечной батареи.

Кроме этого для монтажа элементов солнечных батарей на космических аппаратах различного целевого назначения в космическом пространстве требуются довольно громоздкие приспособления, что повышает стоимость таких солнечных батарей.

Возможным направлением повышения эффективности солнечных батарей космических аппаратов является снижение их зависимости от угла падения на их рабочую поверхность солнечного излучения и, как следствие - повышение КПД таких солнечных батарей. Поэтому проблема создания именно гибкой солнечной батареи, обеспечивающей повышение ее КПД посредством снижения зависимости ее рабочей поверхности от угла падения на нее солнечного излучения за счет формирования специального поверхностного рельефа в фотоэлектрических преобразователях на поверхности больших размеров при удешевлении производства и упрощении эксплуатации такой солнечной батареи, в настоящее время встала достаточно остро.

Известна солнечная батарея, содержащая гибкое пленочное основание и установленные на нем модули фотоэлектрических преобразователей на основе аморфного кремния, между которыми предусмотрены перегибы основания для укладки батареи в транспортное положение, барабан для намотки сложенной батареи, снабженный средствами вращения вокруг его продольной оси для развертывания батареи в рабочее положение и фиксаторами батареи в транспортном положении, указанное гибкое пленочное основание выполнено в виде отдельных секторов, образующих в развернутом положении круговую плоскую поверхность, перпендикулярную указанной продольной оси (оси вращения), и установленные на нем модули фотоэлектрических преобразователей, между которыми предусмотрены перегибы основания с образованием ребер, параллельных центральной радиальной образующей каждого сектора, обеспечивающие укладку секторов по схеме «гармошка» и намотку сложенных секторов на барабан, снабженный фиксаторами для намотки и укладки сложенной солнечной батареи в транспортное положение и средствами вращения вокруг его продольной оси для развертывания солнечной батареи в рабочее положение, при этом соседние секторы могут быть снабжены элементами связи друг с другом в нескольких точках вдоль их внешних кромок и закреплены равномерно в окружном направлении на поверхности установленного непосредственно на космическом аппарате или на связанной с космическим аппаратом выносной конструкции барабана в районе внутренних концов своих центральных радиальных образующих, модули фотоэлектрических преобразователей могут быть выполнены в виде прямоугольных пластинок с тонкой подложкой из нержавеющей стали, покрытых аморфным кремнием и коммутируются так, что каждый сектор обеспечивает требуемое напряжение для соответствующей ему бортовой аппаратуры космического аппарата и снабжен средствами передачи этого напряжения данной аппаратуре [1].

Наиболее распространенным вариантом компоновки подобной солнечной батареи является введение в состав космического аппарата двух одинаковых круговых пленочных батарей, вращающихся в противоположные стороны для компенсации кинетического момента, когда обе пленочные батареи располагаются по разные стороны от космического аппарата на жестких, например, углепластиковых штангах. В частности, подобная солнечная батарея связана с устройством ее установки и развертывания, расположенным на стыковочном агрегате транспортного космического аппарата «Прогресс», и представляет собой бескаркасную крупногабаритную космическую конструкцию, формируемую центробежными силами и рассчитанную на ресурс надежной работы в течение 15 лет с прогнозируемой деградацией в 20% (на конец ресурса), в несколько раз меньшей стоимостью по сравнению с солнечной батареей из кристаллического кремния на каркасе из сотовых панелей.

Недостатком известного технического решения является наличие жесткой (или полужесткой) связи конструкции солнечной батареи с конструкцией космического аппарата. Наличие такой постоянной связи увеличивает эксплуатационную нагрузку на систему ориентации и стабилизации космического аппарата в части дополнительного расхода рабочего тела, связанного с необходимостью проведения определенного орбитального маневра космического аппарата и последующего восстановления ориентации панелей солнечной батареи на Солнце. Кроме этого, при переориентации космического аппарата на вращающемся гибком пленочном диске солнечной батареи возникает сложный колебательный процесс, связанный с центробежным принципом ее развертывания и формообразования. Для его компенсации в общем случае необходимо численное решение задачи нахождения форм и частот колебаний такого гибкого пленочного диска в сложном движении для каждых солнечной батареи и космического аппарата с новыми формой и весом. Оптическое качество рабочих поверхностей данной солнечной батареи обеспечивает использование не более 50% падающего солнечного излучения. Остальная часть излучения выходит из конструкций и рассеивается в окружающем пространстве вследствие невозможности рабочими поверхностями данной солнечной батареи воспринимать солнечное излучение при низких углах его падения на фотопреобразователи и, как следствие, рассеивания около 50% падающего солнечного излучения в окружающем пространстве, т.е. имеют место существенные потери падающего солнечного излучения и, как следствие, низкий КПД преобразования солнечной энергии. Для монтажа элементов известного устройства требуются довольно громоздкие приспособления.

Наиболее близким техническим решением (прототипом) является солнечная батарея космического аппарата, связанная с системой наддува космического аппарата и содержащая систему развертывания и блок управления солнечной батареи, элементы крепления и фиксирующие устройства, две секции, каждая из однотипных объемных трехгранных призм с надувным трубчатым каркасом, состоящим из продольных ребер и поперечных нервюр, причем на каждую грань трехгранной призмы натянута пленочная панель, две смежные пленочные панели снабжены фотоэлектрическими преобразователями на основе аморфного кремния, а третья пленочная панель выполнена прозрачной, при этом торцевая нервюра каждой из трехгранных призм оснащена дополнительным электродвигателем положения, выходной вал которого жестко соединен с надувным элементом поперечной вилкообразной балки, при этом данное соединение выполнено с возможностью дискретного разворота каждой из трехгранных призм на угол от 0 до 360° с шагом 120°, причем наружные поверхности надувных элементов поперечной вилкообразной балки и элементы надувного трубчатого каркаса трехгранных призм обеих секций солнечной батареи покрыты составом, затвердевающим под действием ультрафиолетового и видимого излучений Солнца, а также содержащая центральный силовой элемент в форме куба из композиционного материала, включающий два электродвигателя, один из которых своим входом соединен с выходом канала рыскания блока управления солнечной батареи, а его выходной вал жестко соединен с одним концом трубчатой штанги, выполненной из композиционного материала, причем на другом конце штанги установлен дополнительный электродвигатель, своим входом соединенный с выходом канала крена блока управления солнечной батареи и имеющий жесткую связь с конструкцией космического аппарата, второй электродвигатель своим входом соединен с выходом канала тангажа блока управления солнечной батареи, а его выходные валы жестко соединены с двумя надувными элементами поперечной вилкообразной балки, на которых смонтированы обе секции солнечной батареи. Каждая секция солнечной батареи может быть оснащена двумя дополнительными сферическими панелями малой площади, установленными на концевых поперечных нервюрах трехгранных призм и выполненными в виде не менее двух надувных трубчатых каркасов сферической формы с натянутой на них пленкой и наклеенными на нее фотоэлектрическими преобразователями на основе аморфного кремния, при этом выход каждой дополнительной сферической панели через блок управления солнечной батареи подсоединен ко входу питания двух электродвигателей каналов тангажа и рыскания центрального силового элемента, а также подсоединен ко входу питания указанного дополнительного электродвигателя канала крена и ко входу питания дополнительных электродвигателей положения всех трехгранных призм, а вход управления дополнительных электродвигателей положения солнечной батареи может быть подключен к соответствующим выходам блока управления [2].

Недостатком известного технического решения (прототипа) является то, что его фотопреобразователи обеспечивают использование не более 50% падающего солнечного излучения вследствие невозможности воспринимать ими солнечное излучение при низких углах его падения на фотопреобразователи и, как следствие, рассеивания около 50% падающего солнечного излучения в окружающем пространстве, т.е. имеют место существенные потери падающего солнечного излучения и, как следствие, низкий КПД преобразования солнечной энергии. Технология изготовления, раскрытия и эксплуатации известной солнечной батареи является сложной, а зависимость коэффициента поглощения солнечного излучения от угла его падения на рабочую поверхность солнечной батареи - высокая.

Новым достигаемым техническим результатом предлагаемого изобретения является повышение КПД солнечной батареи космического аппарата посредством увеличения коэффициента поглощения за счет снижения зависимости коэффициента поглощения от угла падения солнечного излучения и увеличения количества переотражений отраженного от фотоприемного слоя излучения внутри полых пирамид гибкой сотовой конструкции при упрощении технологии изготовления, установки и эксплуатации устройства.

Новый технический результат достигается тем, что в солнечной батарее космического аппарата, содержащей блок управления солнечной батареи, включающий систему развертывания солнечной батареи с крепежно-фиксирующим устройством и сотовую конструкцию из полых соединенных друг с другом пленочных структур в виде многогранников, на боковых гранях которых размещены фотоэлектрические преобразователи с возможностью приема солнечного излучения со стороны соответствующих граней и преобразования его в электрическую, в отличие от прототипа, ячеистая конструкция выполнена в виде гибкой сотовой конструкции, в солнечную батарею введено устройство преобразования статического электричества в электрическую энергию, электрически соединенное с сотовой конструкцией, сотовая конструкция выполнена сферообразной замкнутой формы, система развертывания солнечной батареи выполнена с возможностью ликвидации сотовой конструкции в развернутом положении посредством ее термического разогрева, по крайней мере, до температуры испарения формирующей ее пленки.

Многогранники сотовой конструкции из полых соединенных друг с другом пленочных структур могут быть выполнены в виде четырехгранных или шестигранных пирамид, при этом все пирамиды выполнены соединенными с соседними пирамидами по соответствующим ребрам воображаемых оснований этих пирамид, сферообразная замкнутая конструкция выполнена со всеми вершинами пирамид, соединенными в одном узко ограниченном участке в центре данной сферообразной конструкции, при этом фотоэлектрические преобразователи размещены на боковых гранях пирамид с возможностью приема солнечного излучения со стороны соответствующего воображаемого основания данных пирамид.

Боковые поверхности пирамид в развернутом положении могут быть выполнены под углом наклона к соответствующему воображаемому основанию, превышающим 68°.

На рабочей поверхности сотовой конструкции может быть размещена дополнительная светопрозрачная защитная пленка.

Дополнительная защитная пленка может быть выполнена электропроводящей.

Дополнительная защитная светопрозрачная пленка может быть выполнена с возможностью герметизации сферообразной замкнутой сотовой конструкции.

На тыльную поверхность дополнительной защитной светопрозрачной пленки может быть нанесен слой, обеспечивающий фильтрацию солнечного излучения, падающего на фотоэлектрические преобразователи заданной длины волны.

Система развертывания солнечной батареи может быть выполнена с системой наддува с возможностью развертывания сотовой конструкции герметичной сферообразной замкнутой формы из сложенного положения посредством накачивания внутренней ее части посредством системы наддува.

Система развертывания солнечной батареи может быть выполнена с возможностью развертывания и формообразования сотовой конструкции из сложенного положения под действием центробежных сил.

В солнечную батарею космического аппарата может быть дополнительно введено, по крайней мере, одно антистатическое устройство, электрически соединенное с сотовой конструкцией.

Система развертывания солнечной батареи может быть выполнена с возможностью полного отсоединения сотовой конструкции в развернутом положении от космического аппарата.

В крепежно-фиксирующее устройство может быть дополнительно введен барабан, обеспечивающий возможность укладки формирующих сотовую конструкцию пирамид и намотку сложенных пирамид на барабан посредством дополнительного крепежно-фиксирующего устройства барабана.

Пленка, формирующая многогранники, может быть выполнена светостабилизированной.

Дополнительная защитная пленка может быть выполнена светостабилизированной.

В блок управления солнечной батареи дополнительно могут быть введены, по крайней мере, одна аккумуляторная батарея и преобразователь постоянного напряжения, преобразующий входное постоянное напряжение, поступающее от сферообразной конструкции солнечной батареи, в постоянное напряжение, пригодное для зарядки одной или более аккумуляторных батарей, инвертор, преобразующий входное постоянное напряжение, поступающее от сферообразной конструкции солнечной батареи, в переменное однофазное напряжение, при этом выход сферообразной конструкции солнечной батареи электрически соединен посредством солнечных контроллеров заряда с преобразователем постоянного напряжения, выход инвертора электрически соединен с распределительным щитом переменного однофазного напряжения, соответствующие выходы преобразователя постоянного напряжения электрически соединены с входами соответствующих аккумуляторных батарей.

На фиг. 1-5 представлены принципиальные схемы выполнения солнечной батареи космического аппарата.

Солнечная батарея космического аппарата (не показан) содержит блок управления солнечной батареей и гибкую сотовую конструкцию 1 (на фиг. 1 и 2 показана в разворачиваемом состоянии), каждая из сот которой выполнена в виде полой четырехгранной пирамиды 2 из пленки, формирующей боковые грани 3 пирамид 2, и с воображаемым основанием 4 пирамид 2, при этом все пирамиды 2 выполнены соединенными с соседними пирамидами 2 по соответствующим ребрам 5 воображаемых оснований 4 этих пирамид 2, фотоэлектрические преобразователи 6 размещены на боковых гранях 3 пирамид 2 с возможностью приема солнечного излучения со стороны соответствующего воображаемого основания 4 и преобразования его в электрическую энергию.

Фотоэлектрические преобразователи 6 (фиг. 1) предназначены для преобразования солнечного излучения в электрическую энергию в целях обеспечения необходимой электрической энергией потребителей 7 (фиг. 5) электроэнергии космического аппарата.

Пленка, формирующая боковые грани 3 пирамид 2, является также основанием, на которое наносится фотоприемный слой фотоэлектрических преобразователей 6 и тыльный и лицевой электроды (не показаны). При этом пленка должна быть диэлектрической или на нее дополнительно наносится диэлектрический слой, на котором далее последовательно формируются соответствующие электроды.

Гибкая сотовая конструкция 1 в развернутом положении выполнена герметичной сферообразной замкнутой формы 8 со всеми вершинами 9 шестигранных пирамид 10, соединенными в одном узко ограниченном участке в центре О' данной сферообразной конструкции 8 с накачиванием ее внутренней части 11 из системы наддува (не показана), например, дополнительно введенной или системы наддува космического аппарата (не показан), при этом боковые грани 12 шестигранных пирамид 10 могут быть выполнены под углом наклона к соответствующему воображаемому основанию 13, превышающим 68°, при этом на сферообразной конструкции 8 закреплено антистатическое устройство 14, а на ее рабочей поверхности размещена дополнительная защитная герметизирующая светопрозрачная пленка 15, на тыльную поверхность которой нанесен слой 16, обеспечивающий фильтрацию солнечного излучения, падающего на фотоэлектрические преобразователи 6 заданной длины волны (фиг. 3).

Дополнительная защитная герметизирующая светопрозрачная пленка 15 со слоем 16, фильтрующим солнечное излучение, падающее на фотоэлектрические преобразователи 6 заданной длины волны, предназначен для обеспечения максимального поглощения излучения на оптимальных длинах волн для конкретного фотоэлектрического преобразователя 6 и, как следствие, - оптимизацию диапазона длин волн солнечного излучения, проходящего через дополнительную защитную герметизирующую светопрозрачную пленку 15 для различных типов фотоэлектрических преобразователей 6, а также, при необходимости, для герметизации пространства внутренней части 11 сферообразной конструкции 8 в развернутом положении.

Герметизация пространства внутренней части 11 сферообразной конструкции 8 может быть выполнена сваркой или склеиванием материала дополнительной защитной герметизирующей светопрозрачной пленки 15 по внешнему контуру сферообразной конструкции 8.

Герметизация обеспечивает плотное прилегание дополнительной защитной герметизирующей светопрозрачной пленки 15 к сферообразной конструкции 8 и снижает вероятность ее отслаивания в процессе развертывания и эксплуатации сферообразной конструкции 8 солнечной батареи. Загерметизированное пространство внутренней части 11 сферообразной конструкции 8 в развернутом положении может быть заполнено инертным газом или в нем может быть создан вакуум. В процессе эксплуатации солнечной батареи давление внутри загерметизированного пространства внутренней части 11 сферообразной конструкции 8 в развернутом положении может возрастать при повышении температуры сферообразной конструкции 8. Для снижения вероятности разгерметизации сферообразной конструкции 8 солнечной батареи в этом случае рассчитывается необходимый уровень вакуума или давления, создаваемого инертным газом внутри загерметизированного пространства внутренней части 11 сферообразной конструкции 8, с учетом условий ее эксплуатации.

Наличие дополнительной защитной герметизирующей светопрозрачной пленки 15 позволяет также защищать пирамиды 2, 10 с фотоэлектрическими преобразователями 6 сферообразной конструкции 8 от разрушения, слипания, нанесения механических царапин и т.п. при ее сборке, транспортировке и во время взлета космического аппарата от процессов перегрузки и тряски и/или защиты фотоприемных слоев фотоэлектрических преобразователей 6 от слипания в процессе их хранения и/или в исходном транспортном положении, когда противоположные грани пирамид 2, 10 сложены и соприкасаются друг с другом.

Наличие дополнительной защитной герметизирующей светопрозрачной пленки 15 позволяет также ослабить возможное неблагоприятное воздействие внешней космической среды (космической пыли, мусора и других частиц) на фотоприемные слои фотоэлектрических преобразователей 6 и обеспечить создание сферообразной конструкции 8 с более высокими прочностными характеристиками, что оказывается важным при установке солнечной батареи в развернутом положении и ее последующей эксплуатации.

В зависимости от конкретных условий эксплуатации сферообразной конструкции 8 солнечной батареи дополнительная защитная герметизирующая светопрозрачная пленка 16 может быть выполнена из оптически прозрачных полимерных материалов (ПВХ, поликарбонат, полиметилметакрилат, майлар, полиэтилентерефталат и т.п.), в том числе она может быть выполнена электропроводящей.

Например, это может быть нанесенный на дополнительную защитную герметизирующую светопрозрачную пленку 15 светопрозрачный электропроводный слой 16, обеспечивающий фильтрацию солнечного излучения, падающего на фотоприемный слой фотоэлектрических преобразователей 6.

В качестве слоя 16, обеспечивающего фильтрацию солнечного излучения, падающего на фотоприемный слой фотоэлектрических преобразователей 6, используют, например, оксиды: Al₂O₃ (1,59), SiO₂ (1,46), TiO₂ (2,2-2,6); фториды: MgF₂ (1,38), CaF₂ (1,24), LiF (1,35); сульфиды: ZnS (2,35), CdS. Выбор конкретного материала зависит от типа фотоприемного слоя фотоэлектрических преобразователей 6 и определяется длиной волны спектра, активно поглощаемой фотоприемным слоем фотоэлектрических преобразователей 6. Кроме того, для создания эффекта фильтрации солнечного излучения может быть использован слой голографического тиснения.

Пленка, формирующая боковые грани 3, 12 пирамид 2, 10, и дополнительная защитная пленка 15 могут быть выполнены светостабилизированными посредством добавления в ее состав известных светостабилизаторов, обеспечивающих повышение устойчивости соответствующих пленок к солнечному излучению ультрафиолетового диапазона и большую долговечность эксплуатации.

Пирамиды 2, 10 предназначены для обеспечения максимально возможного поглощения падающей на фотоэлектрические преобразователи 6 солнечной энергии за счет многократного переотражения и соответственно поглощения излучения внутри пирамид 2, 10, что и повышает КПД солнечной батареи космического аппарата.

Для снятия заряда статического электричества солнечная батарея космического аппарата, при необходимости, оснащается антистатическим устройством 14, предназначенным для обеспечения снятия заряда статического электричества с сферообразной конструкцией 8 солнечной батареи. В качестве антистатического устройства 14 может быть использован антистатический шнур, например, компании «Юман», устанавливаемый на внешнем контуре сферообразной конструкции 8 солнечной батареи.

Для преобразования заряда статического электричества в электрическую энергию солнечная батарея космического аппарата, при необходимости, оснащается устройством 17 преобразования статического электричества в электрическую энергию (фиг. 5), электрически соединенным с сферообразной конструкцией 8, при этом дополнительная защитная герметизирующая светопрозрачная пленка 15 выполнена электропроводящей.

Устройство 17 преобразования статического электричества в электрическую энергию предназначено для преобразования заряда статического электричества, образующегося при работе солнечной батареи на поверхности сферообразной конструкции 8, например, в небольшого напряжения и малого тока электрическую энергию, для обеспечения электропитания соответствующих потребителей 7 (фиг. 5) электроэнергии космического аппарата. В качестве устройства преобразования статического электричества в электрическую энергию может быть использовано устройство в соответствии с техническим решением [3].

Система развертывания блока управления солнечной батареи также обеспечивает возможность полукруглой укладки (фиг. 4, вид А, вид Б) формирующих сферообразную конструкцию 8 пирамид 2, 10 и намотку сложенных пирамид 2, 10 на барабан 18 посредством дополнительного крепежно-фиксирующего устройства 19 барабана 18.

Конструктивно барабан 18 может содержать средство вращения (на фиг. 3 показано стрелкой) гибкой сотовой конструкции 1, крепежно-фиксирующее устройство 19 гибкой сотовой конструкции 1 на барабане 18 в уложенном состоянии и средства передачи электрической энергии с фотоэлектрических преобразователей 6 потребителям 7, например, на соответствующую бортовую аппаратуру космического аппарата.

Блок управления солнечной батареи может содержать преобразователь постоянного напряжения 20, преобразующий входное постоянное напряжение, поступающее от сферообразной конструкции 8 солнечной батареи в постоянное напряжение, пригодное для электропитания соответствующих потребителей 7 электроэнергии и для зарядки аккумуляторных батарей 21, инвертор 22, преобразующий входное постоянное напряжение, поступающее сферообразной конструкции 8 солнечной батареи, в переменное однофазное напряжение, пригодное для электропитания соответствующих потребителей 23 электроэнергии, при этом выход 24 сферообразной конструкции 8 солнечной батареи электрически соединен посредством солнечных контроллеров заряда 25 с преобразователем постоянного напряжения 20, выходы 26 всех аккумуляторных батарей 21 электрически соединены с потребителями 7 электроэнергии, выход 27 инвертора 22 электрически соединен с распределительным щитом 28, отвечающим за питание потребителей 23 электроэнергии переменного однофазного напряжения, соответствующие выходы 29 преобразователя постоянного напряжения 20 электрически соединены с потребителями 7 электроэнергии и с соответствующими входами 30 соответствующих аккумуляторных батарей 21 (фиг. 5).

Преобразователь постоянного напряжения 20 предназначен для преобразования входного постоянного напряжения, поступающего от сферообразной конструкции 8 солнечной батареи, в постоянное напряжение, пригодное для электропитания соответствующих потребителей 7 электроэнергии и для зарядки аккумуляторных батарей 21 космического аппарата, и в переменное однофазное напряжение, пригодное для электропитания соответствующих потребителей 7 электроэнергии космического аппарата.

В качестве преобразователя постоянного напряжения 21 может быть использована, например, система управления IntegraTel ООО «Промышленные силовые машины», доработанная в соответствии со схемой, представленной на фиг. 5.

Аккумуляторные батареи 21 предназначены для накопления энергии, вырабатываемой сферообразной конструкцией 8 солнечной батареи.

В качестве аккумуляторной батареи 21 может быть использована покупная герметизированная свинцово-кислотная аккумуляторная батарея глубокого разряда с абсорбированным электролитом и с встроенными регулирующими клапанами и системой рекомбинации с рабочим напряжением - 12 В и номинальной емкостью - не менее 100 А × ч, не требующая обслуживания в течение всего срока службы, фирмы Coslight типа 6-GFM (С) в виде не менее чем 4-х последовательно соединенных аккумуляторных батарей, адаптированная для работы в космическом аппарате.

Солнечные контроллеры заряда 25 предназначены для оптимального заряда аккумуляторов 21 от солнечных батарей или других источников постоянного напряжения. В качестве солнечных контроллеров заряда 25 могут быть использованы, например, покупные контроллеры заряда МРРТ 60А фирмы Voltronic Power, адаптированные для работы в космическом аппарате.

Солнечная батарея космического аппарата работает следующим образом.

При укладывании перед полетом космического аппарата гибкой сотовой конструкции 1 солнечной батареи в исходное транспортное положение дополнительную защитную пленку, например, в виде дополнительной защитной светопрозрачной пленки, вставляют в сложенные пирамиды 2, 10.

Дополнительная защитная пленка может быть как герметизирующей, так и не герметизирующей 15, может быть выполнена, например, в виде пирамид, соответствующих по форме пирамидам 2, 10, или в виде прокладки треугольной формы, какую образует каждая пирамида 2, 10 при складывании.

При этом четырехгранные и шестигранные пирамиды 2, 10 складываются полукруглыми (фиг. 4, вид А, вид Б).

При выводе космического аппарата на орбиту гибкая сотовая конструкция 1 солнечной батареи находится в исходном транспортном положении, уложена по линиям перегибов по ребрам 5 боковых граней 3, 12 соответствующих пирамид 2, 10 и намотана на барабан 18 посредством дополнительного крепежно-фиксирующего устройства 19 барабана 18.

Перевод гибкой сотовой конструкции 1 солнечной батареи из исходного транспортного положения в рабочее положение осуществляют «расчековкой» фиксаторов дополнительного крепежно-фиксирующего устройства 19 гибкой сотовой конструкции 1 и ее развертыванием (на фиг. 1 и 2 показана в разворачиваемом состоянии) и формообразованием из сложенного положения под действием, например, центробежных сил средства вращения (не показано) барабана 18. При этом пирамиды 2, 10 разворачиваются из соответствующей полукруглой укладки (фиг. 4, вид А) под действием центробежных сил, образуя пирамиды 2, 10 по соответствующим ребрам 5 боковых граней 3, 12, в сферообразную конструкцию 8 (фиг. 3) со всеми вершинами 9 пирамид 2, 10, соединенными в одном узко ограниченном участке, например, в центре О' данной сферообразной конструкции 1, связанной посредством связей с барабаном 18. Скрепление всех соответствующих вершин 9 четырех- и шестигранных пирамид 2, 10 в одном узко ограниченном участке обеспечивает устойчивость сферообразной конструкции 8 при ее переходе из транспортного положения в развернутое положение и обратно и устойчивость формируемой сферообразной формы (фиг. 3) в развернутом положении.

При развертывании гибкой сотовой конструкции 1 в сферообразную замкнутую конструкцию 8 ее рабочая поверхность не требует необходимости ее ориентации на Солнце.

При развертывании в рабочее положение гибкая сотовая конструкция 1 закручивается в оптимальном режиме регулирования угловой скорости с помощью средства вращения барабана 18. Выбор угловой скорости вращения гибкой сотовой конструкции 1 определяется прочностными характеристиками ее материалов и элементов крепления, наличием энергопитания электроприводов при начальном раскрытии гибкой сотовой конструкции 1, допустимой амплитудой бегущей по изогнутой поверхности гибкой сотовой конструкции 1 волны от сил Кориолиса, возникающей при возможной переориентации космического аппарата и накладывающей ограничения на угловую скорость переориентации гибкой сотовой конструкции 1, а также технологическими ограничениями, связанными с эффектом «слипания» элементов гибкой сотовой конструкции 1 в полукруглой для укладке пирамид 2, 10 в период хранения. Последний эффект может оказаться значительным, определяется только экспериментально на конечной стадии создания и отработки гибкой сотовой конструкции 1 и требует запаса по мощности электропривода.

В процессе или непосредственно после развертывания гибкой сотовой конструкции 1 дополнительную защитную пленку, не являющуюся светопрозрачной, а предназначенную только для защиты гибкой сотовой конструкции 1 при ее сборке и во время взлета от процессов перегрузки и тряски и/или защиты фотоприемных слоев фотоэлектрических преобразователей 6 от слипания в процессе их хранения и/или в исходном транспортном положении, когда противоположные боковые грани 3, 12 пирамид 2, 10 сложены и соприкасаются друг с другом, удаляют.

При необходимости посредством блока управления солнечной батареей осуществляют ориентацию сферообразной конструкции 8 в раскрытом положении солнечной батареи на Солнце.

В случае, если гибкая сотовая конструкция 1 герметизирована, пирамиды 2, 10 могут разворачиваться из их полукруглой укладки, при необходимости, также под действием наддува, например гелием, от системы наддува, например, дополнительно введенной или системы наддува космического аппарата. При этом давление наддува составляет ≈ 0,005 атм.

Солнечное излучение, попадая внутрь соответствующих пирамид 2, 10 сферообразной конструкции 8 солнечной батареи, многократно переотражается от их боковых граней 3, 12. При этом при каждом дополнительном переотражении происходит поглощение солнечного излучения в соответствующем фотоприемном слое фотоэлектрических преобразователей 6 и его преобразование в электрическую энергию (фиг. 1-3).

Угол наклона боковых граней 3, 12 соответствующих пирамид 2, 10 выбирается с учетом типа фотоприемного слоя фотоэлектрических преобразователей 6, его шероховатости и технологических возможностей его формирования на пленочном материале боковых граней 3, 12 без разрушения фотоприемного слоя фотоэлектрических преобразователей 6 и нарушения электрических контактов фотоприемного слоя с лицевым и тыльным электродами. Чем больше угол наклона боковых граней 3, 12 соответствующих пирамид 2, 10 к их воображаемому основанию 4, 13, тем большее количество переотражений претерпевает луч внутри таких пирамид 2, 10 до своего выхода из них, преобразуя при каждом последующем переотражении все большую часть лучистой, попавшей в пирамиды 2, 10 энергии, в электрическую энергию. Уже после 3-х - 4-х таких переотражений большая часть лучистой энергии преобразуется в электрическую энергию, а при больших углах наклона, когда число таких переотражений превышает десятки, пирамиды 2, 10 становятся ловушками, близкими по свойствам к абсолютно черному телу, поглощающему всю попадающую в них энергию. Это происходит при угле ≥ 68° наклона боковых граней 3, 12 к воображаемому основанию 4, 13 пирамид 2, 10.

Развернутая гибкая сотовая конструкция 1 имеет определенный срок службы или она может служить помехой, например, при возвращении космического аппарата на Землю. Поэтому, при необходимости, сферообразную конструкцию 8 необходимо либо ликвидировать, желательно полностью, чтобы избежать накопления космического мусора в околоземном пространстве, либо вновь уложить в транспортное положение, в каком гибкая сотовая конструкция 1 находилась до развертывания.

Простейшим вариантом ликвидации гибкой сотовой конструкции 1 в развернутом положении может быть ее отцепление от космического аппарата, например, в аварийном режиме. Но, как было отмечено выше, это предполагает накопление космического мусора в околоземном пространстве и возможность столкновения с ним космических аппаратов в дальнейшем при их полете в околоземном пространстве.

Система развертывания солнечной батареи может быть выполнена также с возможностью ликвидации при необходимости сферообразной конструкции 8 посредством ее термического разогрева, по крайней мере, до температуры испарения формирующей ее пленки, например, посредством пропускания электрического тока через электропроводящие связи сферообразной конструкции 8.

При необходимости сферообразная конструкция 8 из развернутого положения может быть обратно переведена в транспортное положение посредством полукруглой укладки составляющих ее пирамид 2, 10 (фиг. 4, вид А, вид Б) и ее намотку в виде сложенных пирамид 2, 10 на барабан 18 системы развертывания блока управления солнечной батареи с помощью дополнительного крепежно-фиксирующего устройства 19 барабана 18 (фиг. 3).

Съем электрической энергии осуществляется посредством лицевого и тыльного электродов, контактирующих соответственно с лицевой и тыльной сторонами фотоприемного слоя фотоэлектрических преобразователей 6, и далее через электрические шины (не показаны) электроэнергия от солнечной батареи передается с фотоэлектрических преобразователей 6 через средства передачи электрической энергии барабана 18 потребителям 7, например, на соответствующую бортовую аппаратуру космического аппарата.

Как известно, оптимальное расположение солнечной батареи относительно плоскости движения Солнца относительно траектории движения космического аппарата, когда воображаемые основания 4, 13 пирамид 2, 10 располагаются перпендикулярно плоскости суточного движения Солнца. Коэффициент полезного действия в зависимости от типа фотоприемного слоя фотоэлектрических преобразователей 6 падает с увеличением угла (относительно прямого) освещения Солнцем соответствующего фотоприемного слоя фотоэлектрических преобразователей 6.

Пирамидобразная форма фотоприемного слоя фотоэлектрических преобразователей 6 солнечной батареи позволяет поглощать солнечное излучение при гораздо более низком положении Солнца относительно траектории движения космического аппарата, чем для солнечных батарей с плоской рабочей поверхностью фотоэлектрических преобразователей 6. В свою очередь, сферообразная конструкция 8 солнечной батареи также позволяет поглощать солнечное излучение при любом положении Солнца относительно траектории движения космического аппарата без необходимости ориентировать заявляемую солнечную батарею по отношению к падающим солнечным лучам строго перпендикулярно, как, например, в случае солнечных батарей с плоскими рабочими поверхностями для обеспечения максимально эффективной их эксплуатации). Ориентация заявляемой солнечной батареи по отношению к падающим солнечным лучам под некоторым углом не только не снижает эффективность работы фотоэлектрических преобразователей 6 в виде пирамид 2, 10 солнечной батареи сферообразной формы 8. При этом эффективность работы фотоэлектрических преобразователей 6 в виде пирамид 2, 10 заявляемой солнечной батареи сферообразной формы 8 возрастает на 10%.

Получаемая при этом от сферообразной конструкции 8 солнечной батареи электроэнергия обеспечивает электропитание потребителей 7, 23 электроэнергии космического аппарата, а также зарядку аккумуляторных батарей 21 для электропитания потребителей 7, 23 электроэнергии космического аппарата при отсутствии солнечного излучения и, как следствие, недостатка электроснабжения прежде всего электронных объектов.

В обычном режиме потребители 7, 23 электроэнергии космического аппарата, например, бортовая аппаратура, питаются от солнечной батареи через преобразователь постоянного напряжения 20, преобразующий входное постоянное напряжение, поступающее от солнечной батареи, в постоянное напряжение, пригодное для электропитания соответствующих потребителей 7 электроэнергии космического аппарата, например, радиоэлектронной аппаратуры, телекоммуникационных систем, информационных стендов и т.д. и/или через инвертор 22, преобразующий входное постоянное напряжение, поступающее от сферообразной конструкции 8 солнечной батареи, в переменное однофазное напряжение, пригодное для электропитания соответствующих потребителей 23 электроэнергии космического аппарата, например кондиционеров.

Если энергии, вырабатываемой солнечной батареей, больше, чем требуется для электропитания потребителей 7, 23 электроэнергии космического аппарата, то избыточная электроэнергия от солнечной батареи направляется на зарядку аккумуляторных батарей 21.

Если энергии, вырабатываемой солнечной батареей, в какой-то период времени недостаточно, например, вследствие отсутствия Солнца, например, когда оно закрыто Землей или другим небесным телом, и электропитание потребителей 7, 23 электроэнергии космического аппарата от солнечной батареи прекращается, их электропитание обеспечивается от аккумуляторных батарей 21 (фиг. 5).

Для более эффективного использования сферообразной конструкции 8 и более полного обеспечения электропитанием потребителей 7, 23 электроэнергии космического аппарата и для зарядки аккумуляторных батарей 21 посредством устройства 17 преобразования статического электричества в электрическую энергию обеспечивают преобразование заряда статического электричества, накапливающегося на сферообразной конструкции 8, в электрическую энергию.

На основании вышеизложенного новыми достигаемыми преимуществами заявляемого изобретения являются нижеследующие.

1. Повышение КПД солнечной батареи за счет использования для работы фотоэлектрических преобразователей 6 солнечной батареи сферообразной конструкции 8 (фиг. 3), в которой все ее стороны работают на преобразование солнечного излучения в электроэнергию и которые не требуют специальной (строго перпендикулярной по отношению к падающим солнечным лучам) ориентации сферообразной конструкции 8 на Солнце, в том числе за счет размещения фотоэлектрических преобразователей 6 в полых четырех- или шестигранных пирамидах 3, 11 на обеих сторонах всех соответствующих боковых граней 3, 11 данных пирамид 2, 10, что обеспечивает более чем 70%-е поглощение падающего солнечного излучения фотоэлектрическими преобразователями 6 в пирамидах 2, 10.

2. Заявляемая солнечная батарея при поглощении солнечной энергии фотоприемным слоем фотоэлектрических преобразователей 6 за счет 3D-формы рабочей поверхности пирамид 2, 10 в меньшей степени зависит от угла падения излучения, так как при низких углах падения на них солнечных лучей, последние, попадая в пирамиды 2, 10, многократно переотражаются на их боковых гранях 3, 11, содержащих фотоприемный слой фотоэлектрических преобразователей 6.

3. Использование дополнительной защитной светопрозрачной пленки 15 позволяет повысить прочность заявляемой солнечной батареи от воздействия космической пыли и частиц, воздействующих на рабочую поверхность гибкой сотовой конструкции 1 при движении космического аппарата. Дополнительная защитная светопрозрачная пленка 15 позволяет герметизировать солнечную батарею и вследствие этого легко раскрывать и упаковывать ее с помощью наддува и сдува.

4. Легкость и гибкость заявляемой солнечной батареи, простота ее сборки и раскрытия и малая зависимость КПД от угла падения солнечного излучения не требуют использования сложных и тяжелых приспособлений для сборки, раскрытия и оптимальной эксплуатации солнечной батареи.

5. Применение антистатического устройства 14 обеспечивает возможность более длительной эксплуатации сферообразной конструкции 8 за счет возможности снятия с нее избыточного электростатического заряда.

6. Применение устройства 17 преобразования статического электричества в электрическую энергию обеспечивает возможность эксплуатации сферообразной конструкции 8 с более высоким КПД за счет возможности снятия с нее избыточного электростатического заряда и преобразования его в пригодную для снабжения потребителей космического аппарата электрическую энергию.

Источники информации

1. Патент РФ №2200115, 2003, МКИ B64G 1/44, B64G 1/22.

2. Патент РФ №2309093, 2007, МКИ B64G 1/44, B64G 1/22.

3. Патент РФ №2504129, 2014, МКИ H05F 7/00.

1. Солнечная батарея космического аппарата, содержащая блок управления солнечной батареи, включающий систему развертывания солнечной батареи с крепежно-фиксирующим устройством и ячеистую конструкцию из полых соединенных друг с другом пленочных структур в виде многогранников, на боковых гранях которых размещены фотоэлектрические преобразователи с возможностью приема солнечного излучения со стороны соответствующих граней и преобразования его в электрическую энергию, отличающаяся тем, что ячеистая конструкция выполнена в виде гибкой сотовой конструкции, в солнечную батарею введено устройство преобразования статического электричества в электрическую энергию, электрически соединенное с сотовой конструкцией, сотовая конструкция выполнена сферообразной замкнутой формы, система развертывания солнечной батареи выполнена с возможностью ликвидации сотовой конструкции в развернутом положении посредством ее термического разогрева по крайней мере до температуры испарения формирующей ее пленки.

2. Солнечная батарея космического аппарата по п. 1, отличающаяся тем, что многогранники сотовой конструкции из полых соединенных друг с другом пленочных структур выполнены в виде четырехгранных или шестигранных пирамид, при этом все пирамиды выполнены соединенными с соседними пирамидами по соответствующим ребрам воображаемых оснований этих пирамид, сферообразная замкнутая конструкция выполнена со всеми вершинами пирамид, соединенными в одном узко ограниченном участке в центре данной сферообразной конструкции, при этом фотоэлектрические преобразователи размещены на боковых гранях пирамид с возможностью приема солнечного излучения со стороны соответствующего воображаемого основания данных пирамид.

3. Солнечная батарея космического аппарата по п. 2, отличающаяся тем, что боковые поверхности пирамид в развернутом положении выполнены под углом наклона к соответствующему воображаемому основанию, превышающим 68°.

4. Солнечная батарея космического аппарата по п. 1 или 2, отличающаяся тем, что на рабочей поверхности сотовой конструкции размещена дополнительная светопрозрачная защитная пленка.

5. Солнечная батарея космического аппарата по п. 4, отличающаяся тем, что дополнительная защитная пленка выполнена электропроводящей.

6. Солнечная батарея космического аппарата по п. 5, отличающаяся тем, что дополнительная защитная светопрозрачная пленка выполнена с возможностью герметизации сферообразной замкнутой сотовой конструкции.

7. Солнечная батарея космического аппарата по п. 4, отличающаяся тем, что на тыльную поверхность дополнительной защитной светопрозрачной пленки нанесен слой, обеспечивающий фильтрацию падающего на фотоэлектрические преобразователи солнечного излучения заданной длины волны.

8. Солнечная батарея космического аппарата по п. 1, отличающаяся тем, что система развертывания солнечной батареи выполнена с системой наддува с возможностью развертывания сотовой конструкции герметичной сферообразной замкнутой формы из сложенного положения посредством накачивания внутренней ее части посредством системы наддува.

9. Солнечная батарея космического аппарата по п. 1, отличающаяся тем, что система развертывания солнечной батареи выполнена с возможностью развертывания и формообразования сотовой конструкции из сложенного положения под действием центробежных сил.

10. Солнечная батарея космического аппарата по п. 1, отличающаяся тем, что в нее дополнительно введено по крайней мере одно антистатическое устройство, электрически соединенное с сотовой конструкцией.

11. Солнечная батарея космического аппарата по п. 1, отличающаяся тем, что система развертывания солнечной батареи выполнена с возможностью полного отсоединения сотовой конструкции в развернутом положении от космического аппарата.

12. Солнечная батарея космического аппарата по п. 2, отличающаяся тем, что в крепежно-фиксирующее устройство дополнительно введен барабан, обеспечивающий возможность укладки формирующих сотовую конструкцию пирамид и намотку сложенных пирамид на барабан посредством дополнительного крепежно-фиксирующего устройства барабана.

13. Солнечная батарея космического аппарата по п. 1, отличающаяся тем, что пленка, формирующая многогранники, выполнена светостабилизированной.

14. Солнечная батарея космического аппарата по п. 4, отличающаяся тем, что дополнительная защитная пленка выполнена светостабилизированной.

15. Солнечная батарея космического аппарата по п. 1, отличающаяся тем, что в блок управления солнечной батареи дополнительно введены по крайней мере одна аккумуляторная батарея и преобразователь постоянного напряжения, преобразующий входное постоянное напряжение, поступающее от сферообразной конструкции солнечной батареи, в постоянное напряжение, пригодное для зарядки по крайней мере одной аккумуляторной батареи, инвертор, преобразующий входное постоянное напряжение, поступающее от сферообразной конструкции солнечной батареи, в переменное однофазное напряжение, при этом выход сферообразной конструкции солнечной батареи электрически соединен посредством солнечных контроллеров заряда с преобразователем постоянного напряжения, выход инвертора электрически соединен с распределительным щитом переменного однофазного напряжения, соответствующие выходы преобразователя постоянного напряжения электрически соединены с входами соответствующих одной или более аккумуляторных батарей.