Космический аппарат

Изобретение относится к гелиоэнергетике космических аппаратов (КА) с солнечным парусом (СП). Развертываемый СП выполнен из одной или более полос плоской пленки, на которых размещена пленочная солнечная батарея (СБ). В раскрытом состоянии СБ представляет собой сотовую конструкцию с ячейками в виде 4- или 6-гранных полых пирамид, на внутренней стороне которых размещены фотоэлектрические преобразователи. На рабочей поверхности СБ может быть размещена светопрозрачная (светофильтрующая) защитная пленка. КА может быть снабжен антистатическим устройством, электрически соединенным с отражающей поверхностью СП. Предлагаемая СБ, помимо питания бортовых потребителей КА, придает СП дополнительную жесткость формы. Технический результат изобретения состоит в повышении надежности и расширении функциональных возможностей КА. 11 з.п. ф-лы, 4 ил.

 

Предлагаемое изобретение относится к космической технике, гелиоэнергетике и гелиотехнике, в частности к размещению и модификации двигательных систем космических аппаратов и к выносным раскрывающимся конструкциям гибких солнечных батарей космических аппаратов, и может быть использовано в космических аппаратах с солнечным парусом с системой сотовых электрически взаимосвязанных фотоэлектрических преобразователей со специальными поверхностными рельефами, преобразующей солнечную энергию в электрическую, в частности 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.

Известен космический аппарат, содержащий отсек управления и связанные с ним одним своим концом гибкие расчалки регулируемой длины, солнечный парус, выполненный в виде плоской пленки, снабженной светоотражающим покрытием, при этом пленка снабжена прозрачным токопроводящим слоем, нанесенным со стороны отражающей поверхности [1].

Однако известный космический аппарат недостаточно надежен в эксплуатации, развертывание космического аппарата и его перевод в транспортное положение требуют больших затрат времени. В известном космическом аппарате отсутствует солнечная батарея, что снижает эффективность его использования.

Наиболее близким техническим решением (прототипом) является космический аппарат, содержащий солнечный парус, выполненный в виде по крайней мере одной полосы прямоугольной формы плоской пленки со светоотражающим покрытием, при этом пленка снабжена прозрачным токопроводящим слоем, нанесенным на нее со стороны отражающей поверхности, блок управления солнечным парусом, снабженный устройством для свертывания и развертывания солнечного паруса, выполненным в виде двух цилиндрических контейнеров, размещенных на концах каждой полосы, каждый контейнер снабжен размещенным в нем подпружиненным барабаном, связанным с концом соответствующей полосы, контейнеры, расположенные на одноименных сторонах полос, последовательно соединены между собой торцами с образованием сборки цилиндрической формы, причем каждая сборка снабжена двигательной установкой, а каждая гибкая расчалка регулируемой длины связана своими соответствующими концами с соответствующей сборкой и отсеком управления, размещенным на корпусе космического аппарата, и потребителей электроэнергии космического аппарата [2].

Однако известный космический аппарат недостаточно надежен в эксплуатации. В нем отсутствует солнечная батарея и система преобразования солнечной энергии в электрическую, что снижает эффективность использования космического аппарата.

Новым достигаемым техническим результатом предлагаемого изобретения является повышение надежности космического аппарата за счет повышения прочности солнечного паруса и повышение эффективности использования солнечного паруса за счет расширения его функциональных возможностей посредством размещения на солнечном парусе гибкой сотовой конструкции солнечной батареи.

Указанный технический результат достигается тем, что в космическом аппарате, содержащем солнечный парус, выполненный в виде по крайней мере одной полосы прямоугольной формы плоской пленки со светоотражающим покрытием, при этом пленка снабжена прозрачным электропроводящим слоем, нанесенным на нее со стороны отражающей поверхности, блок управления солнечным парусом, снабженный устройством для свертывания и развертывания солнечного паруса, выполненным в виде двух цилиндрических контейнеров, размещенных на концах каждой полосы, каждый контейнер снабжен размещенным в нем подпружиненным барабаном, связанным с концом соответствующей полосы, контейнеры, расположенные на одноименных сторонах полос, последовательно соединены между собой торцами с образованием сборки цилиндрической формы, причем каждая сборка снабжена двигательной установкой, а каждая гибкая расчалка регулируемой длины связана своими соответствующими концами с соответствующей сборкой и отсеком управления, размещенным на корпусе космического аппарата, и потребителей электроэнергии космического аппарата, в отличие от прототипа, что по крайней мере одна полоса прямоугольной формы плоской пленки выполнена с размещенной по крайней мере на ее части по крайней мере одной гибкой сотовой конструкцией, каждая из сот которой выполнена в виде полой четырехгранной или полой шестигранной пирамиды из второй пленки, формирующей боковые грани пирамид, и с воображаемым основанием пирамид, при этом все пирамиды выполнены соединенными с соседними пирамидами по соответствующим ребрам воображаемых оснований этих пирамид, а на внутренней стороне боковых граней пирамид размещены фотоэлектрические преобразователи с возможностью приема солнечного излучения со стороны соответствующего воображаемого основания и преобразования его в электрическую энергию.

На рабочей поверхности гибкой сотовой конструкции может быть размещена третья защитная пленка.

Третья защитная пленка может быть выполнена светопрозрачной.

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

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

В космический аппарат дополнительно может быть введено по крайней мере одно антистатическое устройство, электрически соединенное с отражающей поверхностью плоской пленки солнечного паруса.

Устройство для свертывания и развертывания солнечного паруса может быть выполнено с возможностью полного отсоединения солнечного паруса от космического аппарата.

Устройство для свертывания и развертывания солнечного паруса может быть выполнено с возможностью ликвидации солнечного паруса посредством его термического разогрева, по крайней мере, до температуры испарения материала пленки солнечного паруса или материала второй пленки гибкой сотовой конструкции или материала третьей защитной светопрозрачной пленки.

Пленка полос прямоугольной формы со светоотражающим покрытием солнечного паруса может быть выполнена армированной.

Пленка полос прямоугольной формы со светоотражающим покрытием солнечного паруса может быть выполнена светостабилизированной.

Все гибкие сотовые конструкции могут быть размещены симметрично относительно центральной оси солнечного паруса.

В блок управления могут быть дополнительно введены по крайней мере одна аккумуляторная батарея и преобразователь постоянного напряжения, преобразующий входное постоянное напряжение, поступающее от гибкой сотовой конструкции в постоянное напряжение, пригодное для электропитания соответствующих потребителей электроэнергии и для зарядки аккумуляторных батарей, инвертор, преобразующий входное постоянное напряжение, поступающее от гибкой сотовой конструкции, в переменное однофазное напряжение, пригодное для электропитания соответствующих потребителей электроэнергии, при этом выход гибкой сотовой конструкции электрически соединен посредством солнечных контроллеров заряда с преобразователем постоянного напряжения, выходы всех аккумуляторных батарей электрически соединены с потребителями электроэнергии, выход инвертора электрически соединен с распределительным щитом, отвечающим за питание потребителей электроэнергии переменного однофазного напряжения, соответствующие выходы преобразователя постоянного напряжения электрически соединены с потребителями электроэнергии постоянного напряжения и с входами соответствующих аккумуляторных батарей, и устройство преобразования статического электричества в электрическую энергию, электрически соединенное с отражающей поверхностью плоской пленки солнечного паруса, выходы которого электрически соединены с потребителями электроэнергии постоянного напряжения, с распределительным щитом, отвечающим за питание потребителей электроэнергии переменного однофазного напряжения, и с входами соответствующих аккумуляторных батарей.

На фиг. 1-4 представлены принципиальные схемы выполнения космического аппарата.

Космический аппарат содержит солнечный парус, выполненный в виде полосы прямоугольной формы плоской пленки 1 со светоотражающим покрытием 2, при этом пленка 1 снабжена прозрачным электропроводящим слоем, нанесенным на нее со стороны отражающей поверхности 2, и выполнена с размещенной на ней гибкой сотовой конструкцией 3, каждая из сот которой выполнена в виде полой четырехгранной пирамиды 4 из второй пленки, формирующей боковые грани 5 пирамид 4, и с воображаемым основанием 6 пирамид 4, при этом все пирамиды 4 выполнены соединенными с соседними пирамидами 4 по соответствующим ребрам 7 воображаемых оснований 6 этих пирамид 4, а на внутренней стороне боковых граней 5 пирамид 4 размещены фотоэлектрические преобразователи 8 с возможностью приема солнечного излучения со стороны соответствующего воображаемого основания 6 и преобразования его в электрическую энергию (фиг. 1).

Фотоэлектрические преобразователи 8 предназначены для преобразования солнечного излучения в электрическую энергию в целях обеспечения необходимой электрической энергией потребителей электроэнергии космического аппарата.

Вторая пленка, формирующая боковые грани 5 пирамид 4, является также основанием, на которое наносится фотоприемный слой фотоэлектрических преобразователей 8 и тыльный и лицевой электроды (не показаны). При этом вторая пленка должна быть диэлектрической или на нее дополнительно наносится диэлектрический слой, на котором далее последовательно формируются соответствующие электроды.

Блок управления солнечным парусом, снабженный устройством для свертывания и развертывания солнечного паруса, выполненным в виде нескольких цилиндрических контейнеров 9, размещенных на концах каждой полосы 1, каждый контейнер 9 снабжен размещенным в нем подпружиненным барабаном 10, связанным с концом соответствующей полосы 1, контейнеры 9, расположенные на одноименных сторонах полос 1, последовательно соединены между собой торцами 11 с образованием сборки цилиндрической формы, причем каждая сборка снабжена двигательной установкой 12, а каждая гибкая расчалка 13 регулируемой длины связана своими соответствующими концами с соответствующей сборкой и отсеком управления 14, размещенным на корпусе космического аппарата (фиг. 1, 2, 3).

Пленка 1 полос прямоугольной формы со светоотражающим покрытием 2 солнечного паруса выполнена светостабилизированной и армированной 15, гибкие сотовые конструкции 3, каждая из сот которой выполнена в виде полой шестигранной пирамиды 16 из второй пленки, формирующей боковые грани 17 пирамид 16, и с воображаемым основанием 18 пирамид 16, при этом все пирамиды 16 выполнены соединенными с соседними пирамидами 16 по соответствующим ребрам 19 воображаемых оснований 18 этих пирамид 16, размещены симметрично относительно центральной оси О' солнечного паруса, при этом на рабочей поверхности гибкой сотовой конструкции 3 размещена светопрозрачная третья защитная пленка 20 со слоем 21, нанесенным на ее тыльную поверхность и обеспечивающим фильтрацию солнечного излучения, падающего на фотоэлектрические преобразователи заданной длины волны, а также антистатическое устройство 22, электрически соединенное с отражающей поверхностью 2 плоской пленки 1 солнечного паруса (фиг. 3).

Третья защитная светопрозрачная пленка 20 со слоем 21, фильтрующим солнечное излучение, падающее на фотоэлектрические преобразователи 8 заданной длины волны, предназначена для обеспечения максимального поглощения излучения на оптимальных длинах волн для конктретного фотоэлектрического преобразователя 8 и, как следствие, - оптимизацию диапазона длин волн солнечного излучения, проходящего через третью защитную светопрозрачную пленку 20 для различных типов фотоэлектрических преобразователей 8.

Наличие третьей защитной светопрозрачной пленки 20 позволяет также защищать пирамиды 4, 16 с фотоэлектрическими преобразователями 8 гибкой сотовой конструкции 3 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 8 от слипания в процессе их хранения и/или в исходном транспортном положении, когда противоположные грани пирамид 4, 16 сложены и соприкасаются друг с другом.

Наличие третьей защитной светопрозрачной пленки 20 позволяет также ослабить возможное неблагоприятное воздействие внешней космической среды (космической пыли, мусора и других частиц) на фотоприемные слои фотоэлектрических преобразователей 8 и обеспечить создание гибкой сотовой конструкции 3 с более высокими прочностными характеристиками, что оказывается важным при эксплуатации гибкой сотовой конструкции 3 солнечной батареи.

В зависимости от конкретных условий эксплуатации гибкой сотовой конструкции 3 третья защитная светопрозрачная пленка 20 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 третью защитную светопрозрачную пленку 20 светопрозрачный электропроводный слой 21, обеспечивающий фильтрацию солнечного излучения, падающего на фотоприемный слой фотоэлектрических преобразователей 8.

В качестве слоя 21, обеспечивающего фильтрацию солнечного излучения, падающего на фотоприемный слой фотоэлектрических преобразователей 8, 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 8 и определяется длиной волны спектра, активно поглощаемой фотоприемным слоем фотоэлектрических преобразователей 8. Кроме этого, для создания эффекта фильтрации солнечного излучения может быть использован слой голографического тиснения.

Вторая пленка, формирующая боковые грани 5, 17 пирамид 4, 16, и третья защитная пленка 20 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 4, 16 предназначены для обеспечения максимально возможного поглощения падающей на фотоэлектрические преобразователи 8 солнечной энергии за счет многократного переотражения и соответственно поглощения излучения внутри пирамид 4, 16, что и повышает КПД гибкой сотовой конструкции 3.

Для снятия заряда статического электричества гибкая сотовая конструкция 3, при необходимости, оснащается антистатическим устройством 22, предназначенным для обеспечения снятия заряда статического электричества с гибкой сотовой конструкции 3. В качестве антистатического устройства 22 может быть использован антистатический шнур, например, компании «Юман», устанавливаемый на внешнем контуре гибкой сотовой конструкции 3.

Блок управления может содержать преобразователь постоянного напряжения 23, преобразующий входное постоянное напряжение, поступающее от гибкой сотовой конструкции 3 в постоянное напряжение, пригодное для электропитания соответствующих потребителей 24 электроэнергии и для зарядки аккумуляторных батарей 25, инвертор 26, преобразующий входное постоянное напряжение, поступающее от гибкой сотовой конструкции 3, в переменное однофазное напряжение, пригодное для электропитания соответствующих потребителей 27 электроэнергии, при этом выход 28 гибкой сотовой конструкции 3 электрически соединен посредством солнечных контроллеров заряда 29 с преобразователем постоянного напряжения 23, выходы 30 всех аккумуляторных батарей 25 электрически соединены с потребителями 24 электроэнергии, выход 31 инвертора 26 электрически соединен с распределительным щитом 32, отвечающим за питание потребителей 25 электроэнергии переменного однофазного напряжения, соответствующие выходы 33 преобразователя постоянного напряжения 23 электрически соединены с потребителями 24 электроэнергии постоянного напряжения и с входами 34 соответствующих аккумуляторных батарей 25, и устройство 35 преобразования статического электричества в электрическую энергию, электрически соединенное с отражающей поверхностью 2 плоской пленки 1 солнечного паруса, выходы которого электрически соединены с потребителями 24 электроэнергии постоянного напряжения, с распределительным щитом, отвечающим за питание потребителей электроэнергии переменного однофазного напряжения, и с входами соответствующих аккумуляторных батарей (фиг. 4).

Преобразователь постоянного напряжения 23 предназначен для преобразования входного постоянного напряжения, поступающего от гибкой сотовой конструкции 3, в постоянное напряжение, пригодное для электропитания соответствующих потребителей 24 электроэнергии и для зарядки аккумуляторных батарей 25 космического аппарата, и в переменное однофазное напряжение, пригодное для электропитания соответствующих потребителей 27 электроэнергии космического аппарата.

В качестве преобразователя постоянного напряжения 23 может быть использована, например, система управления IntegraTel ООО «Промышленные силовые машины», доработанная в соответствии со схемой, представленной на фиг. 4.

Аккумуляторные батареи 25 предназначены для накопления энергии, вырабатываемой гибкой сотовой конструкции 3.

В качестве аккумуляторной батареи 25 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 29 предназначены для оптимального заряда аккумуляторов 25 от гибкой сотовой конструкции 3 или других источников постоянного напряжения. В качестве солнечных контроллеров заряда 29 могут быть использованы, например, покупные контроллеры заряда МРРТ 60А фирмы Voltronic Power, адаптированные для работы в космическом аппарате.

Для преобразования заряда статического электричества в электрическую энергию гибкая сотовая конструкция 3, при необходимости, оснащается устройством 35 преобразования статического электричества в электрическую энергию, электрически соединенным с гибкой сотовой конструкцией 3, при этом третья защитная светопрозрачная пленка 20 выполнена электропроводящей.

Устройство 35 преобразования статического электричества в электрическую энергию предназначено для преобразования заряда статического электричества, образующегося при работе гибкой сотовой конструкции 3 на ее поверхности, например, в небольшого напряжения и малого тока электрическую энергию для обеспечения электропитания соответствующих потребителей 24,27 электроэнергии космического аппарата (фиг. 4). В качестве устройства преобразования статического электричества в электрическую энергию может быть использовано устройство в соответствии с техническим решением [3].

Космический аппарат работает следующим образом.

Пленку 1 полос прямоугольной формы со светоотражающим покрытием 2 солнечного паруса выполняют светостабилизированной и армированной 15. Армирование пленки 1 полос прямоугольной формы со светоотражающим покрытием 2 солнечного паруса осуществляют, например, включением в нее одним из известных способов сетчатого каркаса (слоя), который впоследствии воспринимает всю механическую нагрузку, обеспечивая высокий уровень прочности и устойчивость к растяжению пленки 1, ее стойкость к расслоению при проколах и разрывах (в случае прорыва пленка 1 не расползается, удерживаемая внутренним сетчатым сетчатым каркасом (слоем)). При изготовлении пленки 1 полос прямоугольной формы со светоотражающим покрытием 2 солнечного паруса в ее состав одним из известных способов добавляются светостабилизаторы, обеспечивающие ее повышенную устойчивость к ультрафиолетовому излучение и, как следствие, повышающие ее долговечность.

Гибкие сотовые конструкции 3 размещают на полосе плоской пленки 1 преимущественно симметрично относительно центральной оси О' солнечного паруса, для облегчения управления солнечным парусом космического аппарата вследствие симметричного распределения тяжести солнечного паруса относительно его центральной оси О'.

Размещение гибкой сотовой конструкции 3 на полосе плоской пленки 1, так же как и армирование пленки 1 полос прямоугольной формы со светоотражающим покрытием 2 солнечного паруса, обеспечивает повышение уровня прочности и устойчивости к растяжению пленки 1, ее стойкость к расслоению при проколах и разрывах (в случае прорыва пленка 1 не расползается).

При укладывании перед полетом космического аппарата полосы плоской пленки 1 с гибкой сотовой конструкцией 3 в исходное транспортное положение третью защитную пленку, например, в виде третьей защитной светопрозрачной пленки 20 вставляют в сложенные пирамиды 4, 16.

Третья защитная пленка 20 может быть выполнена, например, в виде пирамид, соответствующих по форме пирамидам 4, 16, или в виде прокладки треугольной формы, какую образует каждая пирамида 4, 16 при складывании. При этом четырехгранные и шестигранные пирамиды 4, 16 складываются полукруглыми (фиг. 1, вид А, фиг. 3, вид А).

Перед запуском блок управления и контейнеры 9 устанавливают на борту космического аппарата, например носителя типа «Прогресс», и выводят космический аппарат на заданную орбиту.

При выводе космического аппарата на орбиту гибкие сотовые конструкции 3 уложены по линиям перегибов по ребрам 7, 19 боковых граней 5, 17 соответствующих пирамид 4, 16, полосы плоской пленки 1 с гибкой сотовой конструкцией 3 находятся в исходном транспортном положении и намотаны на соответствующие барабаны 10 в соответствующем контейнере 9.

Развертывание солнечного паруса космического аппарата осуществляют следующим образом. Носитель ориентируют в направлении распространения солнечного ветра, отстыковывают контейнеры 9 от носителя, включают двигательные установки 12 контейнеров 9 и перемещают контейнеры 9 вдоль направления распространения солнечного ветра по разные стороны от оси, проходящей через носитель, под одинаковым углом к этой оси. При этом контейнеры 9 ориентируют в пространстве так, что поверхность полосы плоской пленки 1 развертываемого солнечного паруса расположена параллельно направлению распространения солнечного ветра. Управление положением контейнеров 9 в пространстве осуществляют посредством блока управления изменением длины гибких расчалок 13 и двигательных установок 12.

По окончании процесса развертывания солнечного паруса поверхность полос плоской пленки 1 с помощью гибких расчалок 13 устанавливают перпендикулярно направлению распространения солнечного ветра.

В процессе или непосредственно после развертывания гибкой сотовой конструкции 3 третью защитную пленку, не являющуюся светопрозрачной, а предназначенную только для защиты гибкой сотовой конструкции 3 при ее сборке и во время взлета от процессов перегрузки и тряски и/или защиты фотоприемных слоев фотоэлектрических преобразователей 8 от слипания в процессе их хранения и/или в исходном транспортном положении, когда противоположные боковые грани 5, 17 пирамид 4, 16 сложены и соприкасаются друг с другом, удаляют.

Солнечное излучение, попадая внутрь соответствующих пирамид 4, 16 гибкой сотовой конструкции 3, многократно переотражается от их боковых граней 5, 17. При этом при каждом дополнительном переотражении происходит поглощение солнечного излучения в соответствующем фотоприемном слое фотоэлектрических преобразователей 8 и его преобразование в электрическую энергию (фиг. 1, 3).

Угол наклона боковых граней 5, 17 соответствующих пирамид 4, 16 выбирается с учетом типа фотоприемного слоя фотоэлектрических преобразователей 8, его шероховатости и технологических возможностей его формирования на пленочном материале боковых граней 5, 17 без разрушения фотоприемного слоя фотоэлектрических преобразователей 8 и нарушения электрических контактов фотоприемного слоя с лицевым и тыльным электродами. Чем больше угол наклона боковых граней 5, 17 соответствующих пирамид 4, 16 к их воображаемому основанию 6, 18, тем большее количество переотражений претерпевает луч внутри таких пирамид 4, 16 до своего выхода из них, преобразуя при каждом последующем переотражении все большую часть лучистой попавшей в пирамиды 4, 16 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 4, 16 становятся ловушками, близкими по свойствам к абсолютно черному телу, поглощающему всю попадающую в них энергию. Это происходит при угле ≥68° наклона боковых граней 5, 17 к воображаемому основанию 6, 18 пирамид 4, 16.

Полосы плоской пленки 1 с гибкой сотовой конструкцией 3 имеют определенный срок службы или они могут служить помехой, например, при возвращении космического аппарата на Землю. Поэтому, при необходимости, полосы плоской пленки 1 с гибкой сотовой конструкцией 3 необходимо либо ликвидировать, желательно полностью, чтобы избежать накопления космического мусора в околоземном пространстве, либо вновь уложить в транспортное положение, в каком полосы плоской пленки 1 с гибкой сотовой конструкцией 3 находились до развертывания.

Свертывание солнечного паруса при необходимости торможения космического аппарата осуществляется путем освобождения потенциальной энергии пружины барабана 10, накопленной при развертывании солнечного паруса, управление движением космического аппарата осуществляют путем изменения ориентации солнечного паруса по отношению к солнечному ветру с использованием гибких расчалок 13.

Простейшим вариантом ликвидации полосы плоской пленки 1 с гибкой сотовой конструкцией 3 в развернутом положении может быть ее отцепление от космического аппарата, например, 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.

Устройство для свертывания и развертывания солнечного паруса может быть выполнено также с возможностью ликвидации при необходимости полосы плоской пленки 1 с гибкой сотовой конструкцией 3 в развернутом положении посредством ее термического разогрева, по крайней мере, до температуры испарения формирующих их пленок, например, посредством пропускания электрического тока, например, через армирующую сетку 15 и электропроводящие связи полосы плоской пленки 1 с гибкой сотовой конструкцией 3.

Съем электрической энергии осуществляется посредством лицевого и тыльного электродов, контактирующих соответственно с лицевой и тыльной сторонами фотоприемного слоя фотоэлектрических преобразователей 8, и далее через электрические шины (не показаны) электроэнергия от гибкой сотовой конструкции 3 солнечной батареи передается с фотоэлектрических преобразователей 8 через средства передачи электрической энергии устройства для свертывания и развертывания солнечного паруса потребителям 24, 27, например, на соответствующую бортовую аппаратуру космического аппарата.

Охлаждение тыльной стороны фотоприемного слоя фотоэлектрических преобразователей 8 при повышении температуры гибкой сотовой конструкции 3 под действием нагрева рабочей (лицевой) стороны фотоприемного слоя фотоэлектрических преобразователей 8 солнечным излучением происходит за счет охлаждения тыльной стороны космическим холодом с противоположной (теневой) стороны гибкой сотовой конструкции 3.

Как известно, оптимальное расположение гибкой сотовой конструкции 3 относительно плоскости движения Солнца относительно траектории движения космического аппарата, когда воображаемые основания 6, 18 пирамид 4, 16 располагаются перпендикулярно плоскости суточного движения Солнца. Коэффициент полезного действия в зависимости от типа фотоприемного слоя фотоэлектрических преобразователей 8 падает с увеличением угла (относительно прямого) освещения Солнцем соответствующего фотоприемного слоя фотоэлектрических преобразователей 8.

Пирамидобразная форма фотоприемного слоя фотоэлектрических преобразователей 8 гибкой сотовой конструкции 3 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 8. Ориентация гибкой сотовой конструкции 3 по отношению к падающим солнечным лучам под некоторым углом не снижает эффективность работы ее фотоэлектрических преобразователей 8.

Получаемая при этом от гибкой сотовой конструкции 3 электроэнергия обеспечивает электропитание потребителей 24, 27 электроэнергии космического аппарата, а также зарядку аккумуляторных батарей 25 для электропитания потребителей 24, 27 электроэнергии космического аппарата при отсутствии солнечного излучения и, как следствие, недостатка электроснабжения прежде всего электронных объектов.

В обычном режиме потребители 24, 27 электроэнергии космического аппарата, например бортовая аппаратура, питаются от солнечной батареи через преобразователь постоянного напряжения 23, преобразующий входное постоянное напряжение, поступающее от солнечной батареи в постоянное напряжение, пригодное для электропитания соответствующих потребителей 24 электроэнергии космического аппарата, например радиоэлектронной аппаратуры, телекоммуникационных систем, информационных стендов и т.д. и/или через инвертор 26, преобразующий входное постоянное напряжение, поступающее от гибкой сотовой конструкции 3, в переменное однофазное напряжение, пригодное для электропитания соответствующих потребителей 27 электроэнергии космического аппарата, например кондиционеров.

Если энергии, вырабатываемой солнечной батареей, больше, чем требуется для электропитания потребителей 24, 27 электроэнергии космического аппарата, то избыточная электроэнергия от солнечной батареи направляется на зарядку аккумуляторных батарей 25.

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 24, 27 электроэнергии космического аппарата от гибкой сотовой конструкции 3 прекращается, их электропитание обеспечивается от аккумуляторных батарей 25 (фиг. 4).

Для более эффективного использования гибкой сотовой конструкции 3 и более полного обеспечения электропитанием потребителей 24, 27 электроэнергии космического аппарата и для зарядки аккумуляторных батарей 25 посредством устройства 35 преобразования статического электричества в электрическую энергию обеспечивают преобразование заряда статического электричества, накапливающегося на полосе плоской пленки 1 с гибкой сотовой конструкцией 3, в электрическую энергию.

На основании вышеизложенного новым достигаемым техническим результатом заявляемого изобретения (по сравнению с прототипом) является.

1. Повышение надежности космического аппарата за счет повышения прочности солнечного паруса не менее чем на 15% за счет его армирования и размещения на его поверхности гибкой сотовой конструкции 3.

2. Повышение эффективности использования солнечного паруса за счет расширения его функциональных возможностей посредством размещения на солнечном парусе гибкой сотовой конструкции 3, выполняющей функции солнечной батареи.

3. Повышение КПД гибкой сотовой конструкции 3 за счет использования для работы фотоэлектрических преобразователей 8 гибкой сотовой конструкции 1 в виде полых четырех- или шестигранных пирамид 4, 16, что обеспечивает более чем 70%-ное поглощение падающего солнечного излучения фотоэлектрическими преобразователями 8 в пирамидах 4, 16.

4. Гибкая сотовая конструкция 3 при поглощении солнечной энергии фотоприемным слоем фотоэлектрических преобразователей 8 за счет 3D-формы рабочей поверхности пирамид 4, 16 в меньшей степени зависит от угла падения излучения, так как при низких углах падения на них солнечных лучей последние, попадая в пирамиды 4, 16, многократно переотражаются на их боковых гранях 5, 17, содержащих фотоприемный слой фотоэлектрических преобразователей 8.

5. Использование третьей защитной светопрозрачной пленки 20 позволяет повысить прочность, как гибкой сотовой конструкции 3, так и плоской пленки 1, от воздействия космической пыли и частиц, воздействующих на рабочую поверхность гибкой сотовой конструкции 3 при движении космического аппарата.

6. Легкость и гибкость гибкой сотовой конструкции 3, простота ее сборки и раскрытия и малая зависимость КПД от угла падения солнечного излучения не требуют использования дополнительных сложных и тяжелых приспособлений для сборки, раскрытия и оптимальной эксплуатации как гибкой сотовой конструкции 3, так и солнечного паруса космического аппарата в целом.

7. Применение антистатического устройства 22 обеспечивает возможность более длительной эксплуатации, как гибкой сотовой конструкции 3, так и солнечного паруса космического аппарата в целом, за счет возможности снятия с нее избыточного электростатического заряда.

8. Применение устройства 35 преобразования статического электричества в электрическую энергию обеспечивает возможность эксплуатации гибкой сотовой конструкции 3 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. Поляков Е.Н. Космический полет с солнечным парусом. - М.: Наука, 1986, с. 150-151, с. 270.

2. Патент РФ №2002682, МКИ B64G 1/00, B64G 1/40, 1993.

1. Космический аппарат, содержащий солнечный парус, выполненный в виде по крайней мере одной прямоугольной полосы плоской пленки со светоотражающим покрытием, при этом пленка снабжена прозрачным электропроводящим слоем, нанесенным на нее со стороны отражающей поверхности, блок управления солнечным парусом, снабженный устройством для свертывания и развертывания солнечного паруса, выполненным в виде двух цилиндрических контейнеров, размещенных на концах каждой полосы, причем каждый контейнер снабжен размещенным в нем подпружиненным барабаном, связанным с концом соответствующей полосы, а контейнеры, расположенные на одноименных сторонах полос, последовательно соединены между собой торцами с образованием сборки цилиндрической формы, причем каждая сборка снабжена двигательной установкой, а каждая гибкая расчалка регулируемой длины связана своими соответствующими концами с соответствующей сборкой и отсеком управления, размещенным на корпусе космического аппарата, и потребителей электроэнергии космического аппарата, отличающийся тем, что по крайней мере одна полоса прямоугольной формы плоской пленки выполнена с размещенной, по крайней мере на ее части, по крайней мере одной гибкой сотовой конструкцией, каждая из сот которой выполнена в виде полой четырехгранной или полой шестигранной пирамиды из второй пленки, формирующей боковые грани пирамид, и с воображаемым основанием пирамид, при этом все пирамиды выполнены соединенными с соседними пирамидами по соответствующим ребрам воображаемых оснований этих пирамид, а на внутренней стороне боковых граней пирамид размещены фотоэлектрические преобразователи с возможностью приема солнечного излучения со стороны соответствующего воображаемого основания и преобразования его в электрическую энергию.

2. Космический аппарат по п. 1, отличающийся тем, что на рабочей поверхности гибкой сотовой конструкции размещена третья защитная пленка.

3. Космический аппарат по п. 2, отличающийся тем, что третья защитная пленка выполнена светопрозрачной.

4. Космический аппарат по п. 3, отличающийся тем, что на тыльную поверхность третьей защитной светопрозрачной пленки нанесен слой, обеспечивающий фильтрацию солнечного излучения, падающего на фотоэлектрические преобразователи заданной длины волны.

5. Космический аппарат по п. 1, отличающийся тем, что боковые поверхности пирамид в развернутом положении выполнены под углом наклона к соответствующему воображаемому основанию, превышающим 68°.

6. Космический аппарат по п. 1, отличающийся тем, что в него дополнительно введено по крайней мере одно антистатическое устройство, электрически соединенное с отражающей поверхностью плоской пленки солнечного паруса.

7. Космический аппарат по п. 1, отличающийся тем, что устройство для свертывания и развертывания солнечного паруса выполнено с возможностью полного отсоединения солнечного паруса от космического аппарата.

8. Космический аппарат по п. 1, отличающийся тем, что устройство для свертывания и развертывания солнечного паруса выполнено с возможностью ликвидации солнечного паруса посредством его термического разогрева, по крайней мере, до температуры испарения материала пленки солнечного паруса, или материала второй пленки гибкой сотовой конструкции, или материала третьей защитной светопрозрачной пленки.

9. Космический аппарат по п. 1, отличающийся тем, что пленка полос прямоугольной формы со светоотражающим покрытием солнечного паруса выполнена армированной.

10. Космический аппарат по п. 1 или 9, отличающийся тем, что пленка полос прямоугольной формы со светоотражающим покрытием солнечного паруса выполнена светостабилизированной.

11. Космический аппарат по п. 1, отличающийся тем, что все гибкие сотовые конструкции размещены симметрично относительно центральной оси солнечного паруса.

12. Космический аппарат по п. 1, отличающийся тем, что в блок управления дополнительно введены по крайней мере одна аккумуляторная батарея и преобразователь постоянного напряжения, преобразующий входное постоянное напряжение, поступающее от гибкой сотовой конструкции, в постоянное напряжение, пригодное для электропитания соответствующих потребителей электроэнергии и для зарядки аккумуляторных батарей, инвертор, преобразующий входное постоянное напряжение, поступающее от гибкой сотовой конструкции, в переменное однофазное напряжение, пригодное для электропитания соответствующих потребителей электроэнергии, при этом выход гибкой сотовой конструкции электрически соединен посредством солнечных контроллеров заряда с преобразователем постоянного напряжения, выходы всех аккумуляторных батарей электрически соединены с потребителями электроэнергии, выход инвертора электрически соединен с распределительным щитом, отвечающим за питание потребителей электроэнергии переменного однофазного напряжения, соответствующие выходы преобразователя постоянного напряжения электрически соединены с потребителями электроэнергии постоянного напряжения и с входами соответствующих аккумуляторных батарей, и устройство преобразования статического электричества в электрическую энергию, электрически соединенное с отражающей поверхностью плоской пленки солнечного паруса, выходы которого электрически соединены с потребителями электроэнергии постоянного напряжения, с распределительным щитом, отвечающим за питание потребителей электроэнергии переменного однофазного напряжения, и с входами соответствующих аккумуляторных батарей.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к управлению функционированием космического аппарата (КА) с солнечными батареями (СБ). Способ включает поддержание заданной ориентации КА и выставку СБ рабочей поверхностью к Солнцу.

Изобретение относится к управлению функционированием космического аппарата (КА) с солнечными батареями (СБ). Способ включает поддержание заданной ориентации КА и выставку СБ рабочей поверхностью к Солнцу.

Изобретение относится к управлению функционированием космического аппарата (КА) с солнечными батареями (СБ). Способ включает поддержание заданной ориентации КА и выставку СБ рабочей поверхностью к Солнцу.

Изобретение относится к управлению функционированием космического аппарата (КА) с солнечными батареями (СБ). Способ включает поддержание заданной ориентации КА и выставку СБ рабочей поверхностью к Солнцу.

Группа изобретений относится к внешним развертываемым элементам космического аппарата (КА), например панелям солнечных батарей или антенн, устанавливаемым преимущественно на малогабаритных спутниках.

Изобретение относится к области машиностроения, а более конкретно к фиксирующим устройствам. Устройство фиксации элементов конструкции содержит закрепляемый элемент и удерживающее средство.
Группа изобретений относится к области воздухоплавательной техники. Способ энергетического обеспечения летательного аппарата основан на использовании солнечных батарей, использующих рассеянный и отраженный от подстилающей поверхности свет для летательного аппарата тяжелее или легче воздуха, предназначенного для движения в тропосфере и/или стратосфере при помощи двигателей, приводимых в действие электрической энергией, включающий винтомоторные и турбореактивные двигатели.

Изобретение относится к космической технике. Способ контроля системы энергопитания снабженного солнечными батареями (СБ) космического аппарата (КА) включает измерение тока СБ и параметров углового положения СБ, определение параметров эффективности СБ и контроль системы энергопитания по результатам сравнения измеренных и расчетных значений тока СБ.

Изобретение относится к системе энергопитания космического аппарата (КА) с солнечными батареями (СБ). Способ включает измерение тока и параметров углового положения СБ.

Изобретение относится к системе энергопитания космического аппарата (КА) с солнечными батареями (СБ). Способ включает измерение тока и параметров углового положения СБ.
Изобретение относится к ракетно-космической технике и может использоваться при разработке реактивных двигательных установок (ДУ), предназначенных для маневрирования пилотируемых космических аппаратов (КА).
Изобретение относится к ракетно-космической технике и может использоваться при разработке реактивных двигательных установок (ДУ), предназначенных для маневрирования пилотируемых космических аппаратов (КА).

Изобретение относится к двигательным установкам (ДУ) космических аппаратов и может быть использовано в кислородно-водородных двигательных установках с электролизным производством этих газов на космическом аппарате (КА).

Изобретение относится к двигательным установкам (ДУ) космических аппаратов и может быть использовано в кислородно-водородных двигательных установках с электролизным производством этих газов на космическом аппарате (КА).

Изобретение относится к области космической техники. Способ подачи топлива из бака в камеру сгорания жидкостного ракетного двигателя (ЖРД) космического аппарата (КА) включает вытеснение топлива из сжимающей полости, образованной эластичной перегородкой бака, внешним механическим давлением газа на поверхность эластичной перегородки до полного освобождения бака от топлива.

Изобретение относится к области электрических двигателей, в частности двигателей на эффекте Холла, и, в частности, касается средств контроля расхода рабочего тела, подаваемого в электрический двигатель, в рамках применения для космического аппарата.

Изобретение относится к области электрических двигателей, в частности двигателей на эффекте Холла, и, в частности, касается средств контроля расхода рабочего тела, подаваемого в электрический двигатель, в рамках применения для космического аппарата.

Изобретение относится к космической технике. Топливный бак двигательной установки (ДУ) космического аппарата (КА) содержит корпус, образованный герметично соединенными между собой полусферами со штуцерами для подсоединения газовых магистралей и фланцами для закрепления топливных магистралей, вытеснитель, размещенный внутри корпуса и имеющий закрепленную внутри корпуса бака эластичную оболочку, каркас которой имеет ребра жесткости.

Группа изобретений относится к устройству крепления и удержания бака (100) общей цилиндрической или конусной формы с главной осью X, например, в летательном аппарате. Устройство крепления и удержания бака содержит пару первых средств (2а, 2b, 2с, 2d) удержания бака вдоль оси Z, перпендикулярной к главной оси X, на каждом из первого (101) и второго (102) концов бака, второе средство (3) удержания бака вдоль оси Y, перпендикулярной к главной оси X и к оси Z, на первом конце (101) бака и третье средство удержания, выполненное с возможностью удержания бака вдоль оси X и оси Y и соединенное со вторым концом (102) бака.

Изобретение относится к двигательным системам для малоразмерных космических аппаратов (МКА). Монолитная термостойкая диэлектрическая подложка содержит упорядоченно размещенные на поверхности конусообразные микропоры, заполненные твердым топливом.

Группа изобретений относится к ракетной технике. Устройство для разложения перекиси водорода содержит камеру разложения с расположенным внутри нее катализатором, выполненную с возможностью поступления в нее перекиси водорода с концентрацией от 80% до 100% из резервуара для хранения.

Изобретение относится к гелиоэнергетике космических аппаратов с солнечным парусом. Развертываемый СП выполнен из одной или более полос плоской пленки, на которых размещена пленочная солнечная батарея. В раскрытом состоянии СБ представляет собой сотовую конструкцию с ячейками в виде 4- или 6-гранных полых пирамид, на внутренней стороне которых размещены фотоэлектрические преобразователи. На рабочей поверхности СБ может быть размещена светопрозрачная защитная пленка. КА может быть снабжен антистатическим устройством, электрически соединенным с отражающей поверхностью СП. Предлагаемая СБ, помимо питания бортовых потребителей КА, придает СП дополнительную жесткость формы. Технический результат изобретения состоит в повышении надежности и расширении функциональных возможностей КА. 11 з.п. ф-лы, 4 ил.

Наверх