แบตเตอรี่สำหรับระบบจ่ายไฟของยานอวกาศ แหล่งไฟฟ้าสำหรับยานอวกาศเอกสารชื่อ
ลิขสิทธิ์ OJSC "CDB "BIBKOM" & LLC "หน่วยงาน Kniga-Service" หน่วยงานของรัฐบาลกลางเพื่อการศึกษา สถาบันการศึกษาของรัฐของการศึกษาวิชาชีพชั้นสูง "SAMARA STATE AEROSPACE UNIVERSITY ตั้งชื่อตามนักวิชาการ S.P. QUEEN" M. A. PETROVICHEV, A. S. GURTOV ระบบจ่ายไฟของคอมเพล็กซ์ออนบอร์ดของการขนส่งอวกาศได้รับการอนุมัติโดยสภาบรรณาธิการและสำนักพิมพ์ของมหาวิทยาลัยในฐานะเครื่องช่วยสอน SAMARA Publishing House SSAU 2007 ลิขสิทธิ์ JSC "CDB "BIBKOM" & LLC "Kniga- หน่วยงานบริการ" UDC 629.78 .05 BBK 39.62 P306 C IONAL APPRECIATE N A O R I O E C T I O N S โปรแกรมการศึกษาที่เป็นนวัตกรรม“ การพัฒนาศูนย์กลางความสามารถและการฝึกอบรมผู้เชี่ยวชาญระดับโลกในสาขาเทคโนโลยีการบินและอวกาศและภูมิสารสนเทศ” ผู้ตรวจสอบ PRI: วิทยาศาสตรบัณฑิต A. N. Kopt E. V. รองหัวหน้าภาควิชาศูนย์วิจัยวิทยาศาสตร์แห่งรัฐ "TsSKB - ความคืบหน้า" S. I. Minenko P306 Petrovichev M. A. ระบบจ่ายพลังงาน คอมเพล็กซ์ออนบอร์ดยานอวกาศ: หนังสือเรียน. เบี้ยเลี้ยง/ปริญญาโท Petrovichev, A.S. กูร์ตอฟ. – Samara: สำนักพิมพ์ Samar. สถานะ การบินและอวกาศ มหาวิทยาลัย 2550 – 88 หน้า: ป่วย ISBN 978-5-7883-0608-7 พิจารณาถึงบทบาทและความสำคัญของระบบจ่ายไฟสำหรับยานอวกาศ องค์ประกอบที่เป็นส่วนประกอบของระบบนี้ให้ความสนใจเป็นพิเศษกับการพิจารณาหลักการทำงานและการออกแบบแหล่งจ่ายไฟคุณลักษณะของการใช้เทคโนโลยีอวกาศ ประโยชน์ที่ได้รับนั้นค่อนข้างกว้างขวาง วัสดุอ้างอิงซึ่งสามารถใช้สำหรับการออกแบบรายวิชาและอนุปริญญาโดยนักศึกษาที่เชี่ยวชาญเฉพาะด้านที่ไม่ใช่ไฟฟ้า หนังสือเรียนนี้มีไว้สำหรับนักเรียนพิเศษ 160802 “ยานอวกาศและขั้นสูง” นอกจากนี้ยังอาจเป็นประโยชน์สำหรับผู้เชี่ยวชาญรุ่นเยาว์ในอุตสาหกรรมจรวดและอวกาศด้วย จัดทำขึ้นที่กรมอากาศยาน UDC 629.78.05 BBK 39.62 ISBN 978-5-7883-0608-7 2 Petrovichev M. A., Gurtov AS, 2007 Samara State Aerospace University, 2007 ลิขสิทธิ์ JSC Central Design Bureau BIBKOM & LLC Kniga-Service Agency ระบบจ่ายไฟ คอมเพล็กซ์ยานอวกาศบนเครื่องบิน พลังงานไฟฟ้าทุกประเภทถือเป็นพลังงานสากลมากที่สุด เมื่อเปรียบเทียบกับพลังงานประเภทอื่น มันมีข้อดีหลายประการ: พลังงานไฟฟ้าสามารถแปลงเป็นพลังงานประเภทอื่นได้อย่างง่ายดาย ประสิทธิภาพของการติดตั้งระบบไฟฟ้านั้นสูงกว่าประสิทธิภาพของการติดตั้งที่ทำงานด้วยพลังงานประเภทอื่นอย่างมาก ประเภทของพลังงาน,
พลังงานไฟฟ้า ง่ายต่อการส่งผ่านสายไฟไปยังผู้บริโภค พลังงานไฟฟ้าสามารถกระจายระหว่างผู้บริโภคได้ง่าย ระบบอัตโนมัติของกระบวนการควบคุมการบินของยานอวกาศ (SC) ใด ๆ เป็นสิ่งที่คิดไม่ถึงหากไม่มีพลังงานไฟฟ้า พลังงานไฟฟ้าถูกใช้เพื่อขับเคลื่อนองค์ประกอบทั้งหมดของอุปกรณ์และอุปกรณ์ยานอวกาศ (กลุ่มขับเคลื่อน การควบคุม ระบบสื่อสาร เครื่องมือวัด การทำความร้อน ฯลฯ) ระบบจ่ายไฟ (PSS) ของยานอวกาศเป็นหนึ่งในระบบที่สำคัญที่สุดที่รับประกันการทำงานของยานอวกาศ ข้อกำหนดหลักสำหรับ SES: การจัดหาพลังงานที่จำเป็นเพื่อให้เที่ยวบินทั้งหมดเสร็จสมบูรณ์ การทำงานที่เชื่อถือได้ในสภาวะไร้น้ำหนัก ความน่าเชื่อถือที่จำเป็นซึ่งรับรองโดยความซ้ำซ้อน (ในแง่ของพลังงาน) ของแหล่งกำเนิดหลักและบัฟเฟอร์ การไม่มีการปล่อยและการบริโภค ก๊าซ ความสามารถในการทำงานในตำแหน่งใดก็ได้ในอวกาศ น้ำหนักขั้นต่ำ ต้นทุนขั้นต่ำ พลังงานไฟฟ้าทั้งหมดที่จำเป็นในการดำเนินการตามโปรแกรมการบิน (สำหรับการทำงานปกติและสำหรับการทำงานที่ผิดปกติ) จะต้องอยู่บนยานอวกาศ เนื่องจากการเติมสามารถทำได้เฉพาะในสถานีที่มีคนขับเท่านั้น ความน่าเชื่อถือของ SES ส่วนใหญ่ถูกกำหนดโดยความซ้ำซ้อนของแหล่งที่มา ตัวแปลง อุปกรณ์สวิตชิ่ง และเครือข่ายทุกประเภท ภาวะไร้น้ำหนักมีผลกระทบอย่างมากต่อของเหลวและก๊าซ ทำให้ต้องใช้แหล่งที่ไม่มีของเหลวอิสระ นอกจากนี้ยังช่วยให้มั่นใจถึงความสามารถในการทำงานของอุปกรณ์เมื่อเปลี่ยนตำแหน่งในอวกาศ เมื่อพิจารณาถึงปริมาตรภายในยานอวกาศที่น้อย แม้แต่ก๊าซจำนวนเล็กน้อยที่เข้าไปในยานอวกาศก็เปลี่ยนองค์ประกอบของบรรยากาศอย่างมีนัยสำคัญ ก๊าซที่ปล่อยออกมาจากแหล่งกำเนิดจะพาไอของด่างหรือกรดติดตัวไปด้วย ซึ่งนำไปสู่การกัดกร่อนและความล้มเหลว โดยหลักแล้วเกิดจากคอมพิวเตอร์ดิจิทัลและอุปกรณ์วิทยุ การใช้แหล่งข้อมูลดังกล่าวบนยานอวกาศเป็นสิ่งที่ไม่พึงปรารถนา 1. โครงสร้างของระบบจ่ายไฟยานอวกาศ ระบบจ่ายไฟหลักของยานอวกาศเป็นระบบไฟฟ้ากระแสตรง สิ่งนี้พิจารณาจากข้อเท็จจริงที่ว่าแหล่งที่มาส่วนใหญ่ที่สามารถใช้งานบนบอร์ดได้นั้นเป็นแหล่งจ่ายไฟ DC เครือข่ายไฟฟ้ากระแสสลับเป็นเครือข่ายเสริม ซึ่งใช้ในการจ่ายไฟให้กับผู้บริโภคจำนวนจำกัด เช่น ระบบควบคุมการจราจร แหล่งที่มาหลัก (รูปที่ 1.1) จะแปลงพลังงานใดๆ (สารเคมี แสง นิวเคลียร์) ให้เป็นพลังงานไฟฟ้า และต้องรับประกันการทำงานของผู้บริโภคตลอดเที่ยวบิน ปริมาณการใช้ไฟฟ้าระหว่างเที่ยวบินไม่สม่ำเสมอ: มีโหลดสูงสุด (โดยปกติในระหว่างการดำเนินการเพย์โหลด ดีออร์บิต ฯลฯ ) และช่วงเวลาที่โหลดมีน้อย เพื่อตอบโต้จุดสูงสุดของโหลด จะใช้แหล่งบัฟเฟอร์ เป็นครั้งแรกที่มีการใช้ระบบจ่ายไฟแบบไม่มีบัฟเฟอร์บนยานอวกาศกระสวยที่นำกลับมาใช้ใหม่ได้ สิ่งนี้อธิบายได้จากข้อเท็จจริงที่ว่าเครื่องบินใช้แหล่งที่มาหลักสามแหล่งโดยอิงจากเซลล์เชื้อเพลิง ซึ่งช่วยให้พลังงานที่สร้างขึ้นจากเซลล์เชื้อเพลิงแตกต่างกันไป 4 ลิขสิทธิ์ JSC Central Design Bureau BIBKOM & LLC Kniga-Service Agency ระบบจำหน่าย ตัวแปลง ตัวแปลง เครือข่าย แหล่งผู้บริโภค แหล่งหลัก แหล่งบัฟเฟอร์ รูปที่ 1.1 โครงสร้างของอุปกรณ์ของระบบจ่ายไฟอวกาศ แหล่งกำเนิดบัฟเฟอร์มีลักษณะเฉพาะคือพลังงานทั้งหมดที่ผลิตได้เท่ากับศูนย์ ชาร์จระหว่างโหลดเครือข่ายต่ำและปล่อยพลังงานในช่วงพีค โดยปกติแล้วแบตเตอรี่จะถูกใช้เป็นบัฟเฟอร์ เพื่อให้สอดคล้องกับคุณสมบัติของแบตเตอรี่กับแหล่งกำเนิดหลักและเครือข่ายจึงใช้ตัวแปลง (รูปที่ 1.1) ในกรณีแรกคือเครื่องชาร์จ ส่วนประการที่สองคือตัวปรับแรงดันไฟฟ้าที่ช่วยให้มั่นใจถึงความเสถียรของแรงดันไฟฟ้าในเครือข่าย ไฟฟ้าที่ผลิตได้จะต้องส่งมอบให้กับผู้บริโภคตามปริมาณที่ต้องการในเวลาที่กำหนดโดยมีคุณภาพที่ต้องการ งานเหล่านี้ได้รับการจัดการโดยระบบจำหน่ายและเครือข่ายไฟฟ้า ระบบจำหน่ายจะเชื่อมต่อผู้ใช้บริการเข้ากับแหล่งที่เหมาะสม จัดเตรียมระบบสำรอง (หากจำเป็น) และปิดระบบหากผู้ใช้บริการเกิดข้อผิดพลาด การดำเนินการทางเทคนิคของกระบวนการเหล่านี้ดำเนินการโดยใช้สวิตช์และอุปกรณ์ป้องกัน เครือข่ายไฟฟ้าจ่ายไฟฟ้าให้กับผู้บริโภค ควรมีน้ำหนักน้อยที่สุด แต่ในขณะเดียวกันก็มี 5 ลิขสิทธิ์ JSC Central Design Bureau BIBKOM & LLC Kniga-Service Agency สูญเสียกระแสไฟฟ้าเล็กน้อยและให้ความมั่นใจในการเชื่อมต่อที่เชื่อถือได้ระหว่างผู้บริโภคและแหล่งที่มา 2. การจำแนกแหล่งที่มาปฐมภูมิ เคมี องค์ประกอบของแบตเตอรี่พลังงานแสงอาทิตย์ เครื่องจักรไฟฟ้า เครื่องกำเนิดไฟฟ้า เชื้อเพลิง แมกนีโตไฮโดรไดนามิก แบตเตอรี่ เทอร์มิโอนิก กัลวานิก k และเทอร์โมอิเล็กทริก พลังงานไฟฟ้า เครื่องกล ความร้อน นิวเคลียร์ แสง รูปที่ 2.1. วิธีการรับพลังงานไฟฟ้าบนยานอวกาศ บนยานอวกาศ พลังงานสามารถใช้เป็นพลังงานหลักได้เพียงสามประเภทเท่านั้น ได้แก่ เคมี นิวเคลียร์ และแสงอาทิตย์ นอกจากนี้ พลังงานเคมีและนิวเคลียร์ยังถูกพรากไปจากโลก และพลังงานแสงอาทิตย์จะถูกจ่ายโดยตรงระหว่างการบิน มีสามวิธีที่เป็นไปได้ในการแปลงพลังงานเคมีเป็นพลังงานไฟฟ้าโดยตรง ซึ่งเรียกว่าวิธีการแปลงโดยตรง ในกรณีนี้ เราได้รับแหล่งที่มีประสิทธิภาพค่อนข้างสูง (ประมาณ 70%): เซลล์กัลวานิก แบตเตอรี่ และเซลล์เชื้อเพลิง (รูปที่ 2.1) 6 ลิขสิทธิ์ JSC Central Design Bureau BIBKOM & LLC Kniga-Service Agency เซลล์กัลวานิกจัดเก็บพลังงานเคมีโดยตรงในตัวเครื่อง และเมื่อมีการใช้งาน วงจรการทำงานจะสิ้นสุดลง ในแบตเตอรี่ การแปลงสองครั้งสามารถทำได้: เมื่อชาร์จ พลังงานเคมีจะถูกสะสม เมื่อคายประจุ พลังงานเคมีจะถูกแปลงเป็นพลังงานไฟฟ้า (ลูกศรในรูปที่ 2.1 แสดงทิศทางของการแปลงพลังงาน) เป็นครั้งแรกที่มีการใช้แบตเตอรี่อัลคาไลน์ซิลเวอร์สังกะสี (SZA) บนเครื่องเนื่องจากมีน้ำหนักเบาที่สุด สามารถทำงานในตำแหน่งใดก็ได้ และไม่ปล่อยก๊าซหรือใช้ก๊าซ SCA เป็นแรงผลักดันในการพัฒนาแบตเตอรี่จำนวนหนึ่ง ปัจจุบันแบตเตอรี่ถูกใช้กันอย่างแพร่หลายมากที่สุดเป็นแหล่งหลักและแหล่งบัฟเฟอร์ ในเซลล์เชื้อเพลิง พลังงานเคมีจะถูกเติมจากภายนอกอย่างต่อเนื่อง เซลล์เชื้อเพลิงที่ได้รับการพัฒนามากที่สุดคือเซลล์เชื้อเพลิงที่ใช้ H2 และ O2 เป็น "เชื้อเพลิง" ปฏิกิริยาทางเคมีของปฏิกิริยาออกซิเดชันของไฮโดรเจนถูกแยกออกเป็นสองอิเล็กโทรด เป็นผลให้เราได้รับพลังงานไฟฟ้า ความร้อน และน้ำ แหล่งกำเนิดนี้ค่อนข้างใช้งานยาก แต่มีมวลต่ำ อายุการใช้งานค่อนข้างยาวนาน (สูงสุด 5,000 ชั่วโมง) และประสิทธิภาพที่ดี เมื่อใช้ร่วมกับอุปกรณ์ที่สลายน้ำให้เป็น H2 และ O2 ก็สามารถให้แหล่งบัฟเฟอร์เต็มวงจรโดยมีอายุการใช้งานยาวนาน เบากว่าแบตเตอรี่ที่ดีที่สุด และมีประสิทธิภาพค่อนข้างสูง แหล่งพลังงานปฐมภูมิทั้งหมด (เคมี นิวเคลียร์ และแสง) สามารถใช้ในการผลิตความร้อนได้ การแปลงพลังงานความร้อนเป็นพลังงานไฟฟ้าสามารถทำได้สามวิธี: เครื่องกำเนิดไฟฟ้าเทอร์โมอิเล็กทริก เครื่องกำเนิดความร้อน (เทอร์โมไอออนิก) และเครื่องกำเนิดไฟฟ้าแมกนีโตไฮโดรไดนามิก (MHD) เครื่องกำเนิดไฟฟ้าเทอร์โมอิเล็กทริกเดิมมีประสิทธิภาพ 0.7% และใช้เป็นเครื่องวัดอุณหภูมิที่เรียกว่า "เทอร์โมคัปเปิล" การใช้เซมิคอนดักเตอร์ทำให้สามารถเพิ่มประสิทธิภาพได้ถึง 7-10% เครื่องกำเนิดไฟฟ้าแบบเทอร์โมอิเล็กทริกร่วมกับแหล่งความร้อนไอโซโทปก่อให้เกิดพลังงานไฟฟ้าพลังงานต่ำที่เชื่อถือได้และมีอายุการใช้งานยาวนาน ใช้บนเรือเป็นแหล่งเหตุฉุกเฉินขั้นสูง เครื่องกำเนิดความร้อนได้รับการออกแบบบนหลักการของหลอดอิเล็กตรอน มันมีประสิทธิภาพสูงกว่าเล็กน้อย แต่การมีอุณหภูมิสูงทำให้การใช้งานบนกระดานไม่มีเหตุผล ในช่วงทศวรรษที่ 80 ของศตวรรษที่ผ่านมา นักออกแบบเทคโนโลยีอวกาศหันมาให้ความสนใจกับเครื่องกำเนิดไฟฟ้าที่ใช้กันอย่างแพร่หลายในสภาวะภาคพื้นดิน แม้ว่าจะมีการแปลงพลังงานเป็นสามเท่า มีการสั่นสะเทือน และความซับซ้อนของการทำงานภายใต้สภาวะสุญญากาศ เครื่องกำเนิดไฟฟ้าเหล่านี้กลายเป็นเครื่องที่ถูกที่สุด ศึกษาอย่างละเอียด มีลักษณะที่ดีและมีประสิทธิภาพต่ำกว่า 40% เล็กน้อย และให้พลังงานมากในปริมาณน้อย (“กระสวย”) เมื่อใช้เครื่องกำเนิดไฟฟ้าจำเป็นต้องแก้ไขปัญหาการทำงานในสภาวะสุญญากาศขับเคลื่อนและรับรองเสถียรภาพของความถี่ แบตเตอรี่พลังงานแสงอาทิตย์ (SB) ใช้การแปลงพลังงานแสงอาทิตย์โดยตรงโดยใช้ตัวแปลงเซมิคอนดักเตอร์เป็นพลังงานไฟฟ้า SB มีประสิทธิภาพสูงถึง 30% แต่ลดความคล่องตัวของยานอวกาศ มีอายุการใช้งานสั้น และไม่ทำงานในส่วนเงาของวงโคจร ใน ปีที่ผ่านมา SB ดึงดูดความสนใจอย่างใกล้ชิดของนักวิทยาศาสตร์ทั่วโลก เนื่องจากพวกเขาสามารถได้รับประสิทธิภาพมากกว่า 40% การใช้แกลเลียมอาร์เซไนด์ทำให้ได้ SB ที่บางเฉียบ มวลต่ำ และมีอายุการใช้งานยาวนาน มีเหตุผลที่จะใช้มันในวงโคจรใกล้โลกเพื่อจ่ายไฟฟ้าให้กับสถานีอวกาศที่มีคนขับ แหล่งพลังงานไฟฟ้าทั้งหมดที่กล่าวมาข้างต้นมีราคาแพงมาก ดังนั้นต้นทุน 1 kWh ที่ได้รับจากแผงโซลาร์เซลล์จึงสูงถึง 40 ดอลลาร์ 3. แหล่งเคมีปัจจุบัน (CHIT) 3.1. ข้อมูลทั่วไปเกี่ยวกับแหล่งกำเนิดกระแสเคมี (CHS) แหล่งกำเนิดกระแสเคมี (CHS) คืออุปกรณ์ที่ให้พลังงาน ปฏิกิริยาเคมีแปลงเป็นพลังงานไฟฟ้าโดยตรงและในทางกลับกัน HIT ที่หลากหลาย ขนาดแตกต่างกัน คุณสมบัติการออกแบบและธรรมชาติของปฏิกิริยาที่ก่อตัวในปัจจุบันนั้นเกิดจากการใช้อย่างแพร่หลายในสภาวะและสาขาเทคโนโลยีต่างๆ ตามหลักการทำงาน HIT จะถูกแบ่งออกเป็นกลุ่มต่อไปนี้: เซลล์กัลวานิก (องค์ประกอบแบบใช้แล้วทิ้ง) องค์ประกอบเหล่านี้มีรีเอเจนต์จำนวนหนึ่งซึ่งหลังจากนั้นจะถูกใช้จนหมดและสูญเสียการทำงาน แบตเตอรี่ (เซลล์ที่นำกลับมาใช้ใหม่ ชาร์จใหม่ได้ หรือเปลี่ยนกลับได้) หลังจากการคายประจุ แบตเตอรี่สามารถชาร์จใหม่ได้โดยการส่งกระแสจากวงจรภายนอกไปในทิศทางตรงกันข้าม ในขณะที่สารดั้งเดิมจะถูกคืนสภาพจากผลิตภัณฑ์ที่ทำปฏิกิริยา แบตเตอรี่ส่วนใหญ่สามารถรองรับวงจรการชาร์จและคายประจุได้เป็นจำนวนมาก เซลล์เชื้อเพลิง. ในระหว่างการทำงาน รีเอเจนต์ส่วนใหม่จะถูกจ่ายให้กับเซลล์เชื้อเพลิงอย่างต่อเนื่อง และผลิตภัณฑ์ปฏิกิริยาจะถูกกำจัดออกพร้อมกัน จึงสามารถทำงานอย่างต่อเนื่องได้เป็นเวลานาน เนื่องจากแบตเตอรี่มีการใช้งานกันอย่างแพร่หลาย งานจริงมีวัตถุประสงค์เพื่อทำความคุ้นเคยกับประเภทที่พบบ่อยที่สุด 3.2แบตเตอรี่ซิลเวอร์สังกะสี แบตเตอรี่ซิลเวอร์สังกะสี (SC) เป็นแบตเตอรี่อัลคาไลน์รูปแบบหนึ่งที่มีอิเล็กโทรดสังกะสีเชิงลบและอิเล็กโทรดเงินบวก อิเล็กโทรไลต์เป็นสารละลายของโพแทสเซียมไฮดรอกไซด์บริสุทธิ์ทางเคมี โดยมีความเข้มข้นประมาณ 560 กรัม/ลิตร (ความหนาแน่นของอิเล็กโทรไลต์คือประมาณ 1.4) ปฏิกิริยาที่สร้างกระแสสามารถแสดงได้ด้วยสมการต่อไปนี้: 2Ag + Zn O การคายประจุของประจุ Ag2 O + Zn Ag 2O + Zn การคายประจุของ Ag + Zn O เมื่อชาร์จแบตเตอรี่บนอิเล็กโทรดบวก โลหะเงิน Ag จะถูกออกซิไดซ์ก่อน เซมิออกไซด์ Ag2O จากนั้นไปที่ออกไซด์ Ag0 จากรีดักชันเชิงลบของซิงค์ออกไซด์ (Zn0) ไปเป็นสังกะสีโลหะ (Zn) การเกิดปฏิกิริยาเคมีสองขั้นตอนจะกำหนดการชาร์จและการคายประจุแบตเตอรี่ SC สองขั้นตอน (ดูรูปที่ 3.3-3.4) นอกเหนือจากปฏิกิริยาหลักแล้ว อาจเกิดอาการไม่พึงประสงค์อีกหลายประการระหว่างการทำงานและการเก็บรักษาแบตเตอรี่ SC ปฏิกิริยาข้างเคียงประการหนึ่งคือการละลายของโลหะสังกะสี (การกัดกร่อน) ในตัวเอง พร้อมกับการปล่อยก๊าซไฮโดรเจน ที่อุณหภูมิ 20°C ไฮโดรเจน 0.3-0.4 มิลลิลิตรจะถูกปล่อยออกมาต่อวันจากความจุของแบตเตอรี่หนึ่งแอมแปร์ชั่วโมง ที่อุณหภูมิ 0°C - 0.13 มล. ที่อุณหภูมิ 40°C - 2 มล. สัญลักษณ์ของแบตเตอรี่สังกะสีเงินประกอบด้วยตัวอักษร ST ซึ่งระบุความเกี่ยวข้อง ตัวอักษรที่แสดงถึงประเภทการออกแบบและเวลาคายประจุ: 9 ลิขสิทธิ์ JSC Central Design Bureau BIBKOM & LLC Kniga-Service Agency K - สั้น (จาก 15 นาทีถึง 1 - รายชั่วโมง); C - ปานกลาง (ตั้งแต่ 1 ชั่วโมงถึง 10 ชั่วโมง) D - ระยะยาว (10 ชั่วโมงขึ้นไป) K - ปานกลาง, หลายรอบ; B - บัฟเฟอร์, หลายรอบ, และตัวเลขแสดงความจุของแบตเตอรี่แบบมีเงื่อนไข ผ่านเส้นเศษส่วนถึง เครื่องหมายแบตเตอรี่ระบุหมายเลขรุ่นเทคโนโลยีสี่หรือห้าหลัก แบตเตอรี่แบบชาร์จไฟได้เชื่อมต่อกันเป็นแบตเตอรี่แบบอนุกรมและสร้างแหล่งจ่ายไฟ 3.2.1 ลักษณะทางเทคนิคและการปฏิบัติงานหลัก: พลังงานเฉพาะ -<=130 Вт-ч/кг.
Ресурс - до 100 зарядно-разрядных циклов.
Срок службы - до 0.5 – 1 год.
Диапазон рабочих температур - от 0 до 40 С.
В чем причина установки серебряно-цинковых аккумуляторов на
борт космических аппаратов?
1.
Аккумулятор самый легкий из всех существующих. Удельная
энергия СЦ до 130 Вт-ч/кг, а у свинцового всего - 22. Это
объясняется тем, что у СЦ аккумуляторов используются
пористые электроды, в которых работает вся масса электрода,
а в свинцовых – сплошные, и реакция в них происходит
только в поверхностном слое.
2.
3.
10
Как видно из уравнения химической реакции в СЦ аккумуляторе
реакция происходит без выделения и поглощения газов, что
позволяет делать аккумуляторы герметизированными. Это
особенно важно для космических аппаратов с их малым
свободным объемом. Если бы происходило выделение или
поглащение газов, то
атмосфера КА наполнялась парами
щелочи, что отрицательно сказалось на работе электронной
аппаратуры, особенно БЦВМ.
В процессе работы аккумулятора не расходуется электролит, что
позволяет использовать небольшие количества электролита,
который находится в пластинах электродов и сепараторе.
Copyright ОАО «ЦКБ «БИБКОМ» & ООО «Aгентство Kнига-Cервис»
1.
2.
3.
Отсутствие «свободного» электролита позволяет использовать
аккумулятор в любом пространственном положении.
К недостаткам аккумулятора можно отнести:
Малый срок службы.
Двухступенчатость зарядно-разрядных характеристик, что
усложняет и удорожает зарядное устройство, и неудобно для
потребителей электроэнергии.
Высокая стоимость аккумулятора (серебро).
3.2.2. Устройство серебряно-цинковых аккумуляторов
Положительный электрод серебряно-цинкового аккумулятора
изготавливается из серебра. Характерной особенностью серебра является
легкость его восстановления до металла из соединений. Благодаря этому и
хорошей электропроводности на основе его соединений можно
конструировать разные химические источники тока.
Положительные электроды аккумуляторов изготавливаются из
порошка серебра, который прессуется на каркас из серебряной проволоки,
отрицательный электрод изготавливается из цинка. В серебряно-цинковых
аккумуляторах используется нерастворимый отрицательный электрод. В
этом электроде, благодаря применению высокопористого цинкового
электрода и малого количества электролита, который в основном
находится в порах электрода и сепараторного материала, обеспечиваются
значительно лучшие условия для работы цинкового электрода. В
отечественных аккумуляторах отрицательные электроды изготавливаются
так называемым намазным способом - паста из порошка цинка
намазывается на каркас из освинцованной медной проволоки, затем
осуществляется подпрессовка и прокалка.
Использование пористых электродов позволяет значительно
снизить массу аккумулятора (увеличить удельную энергию), поскольку в
процессе образования тока участвует весь объем электродов. Для того,
чтобы ионы успевали проникать внутрь электродов, их приходится делать
тонкими, поэтому в одном корпусе (банке) располагается большое
количество положительных Ag
и отрицательных Zn электродов,
разделенных изолирующим материалом - сепаратором.
В ходе разработки серебряно-цинковых аккумуляторов одной из
основных проблем явилась проблема сепарации, при малом электрическом
сопротивлении и хорошей химической стойкости в щелочи, сепарация
11
Copyright ОАО «ЦКБ «БИБКОМ» & ООО «Aгентство Kнига-Cервис»
должна препятствовать продвижению
через нее частиц серебра и
дендритов цинка.
В настоящее время в серебряно-цинковых аккумуляторах получила
применение сепарация из целлюлозы,
в которую «одевается»
отрицательный электрод (рис. 3.2). Эта сепарация не имеет сквозных пор,
через которые электролит мог бы свободно диффундировать от одного
электрода к другому.
Целлофановая сепарация после помещения ее в раствор щелочи
впитывает в себя электролит, набухает и увеличивает свою толщину в 2-5
раза. Перенос ионов через такую сепарацию происходит принудительно
(под влиянием электрического поля, возникающего в работающем
аккумуляторе).
Целлофановая пленка довольно легко подвергается окислению
окислами серебра и кислородом, выделяющимся на серебряном электроде
при перезаряде (заряд свыше номинальной емкости) аккумулятора. Для
уменьшения окисления сепаратора на положительный электрод одевается
дополнительная сепарация из капроновой ткани – «капроновый чулок».
Сборка аккумуляторных блоков в сосуде производится с таким
расчетом, что набухающая сепарация создает достаточное давление,
препятствующее сползанию активной массы отрицательного электрода и
уменьшению роста дендритов цинка.
Следует отметить, что целлофановая пленка не отвечает в полной
мере требованиям, предъявляемым к сепарации серебряно-цинковых
аккумуляторов. При определенных условиях дендриты цинка могут
прорастать через целлофан за счет восстановления цинка в толще
сепарации, замыкая пластины аккумулятора - основная причина малого
срока аккумулятора.
Постепенное химическое разрушение сепаратной пленки за счет
окисления является другой причиной, ограничивающей в настоящее
время срок службы серебряно-цинковых аккумуляторов.
Практически электролит в аккумуляторе не расходуется, поэтому
oбщее количество его обычно невелико - в порах активных масс и
сепарации. При неплотно закрытых пробках он начинает поглощать
углекислый газ из воздуха, что ведет к увеличению внутреннего
сопротивления аккумулятора.
С ростом числа разрядно-зарядных циклов уровень электролита
начинает понижаться за счет разложения воды в конце заряда.
12
Copyright ОАО «ЦКБ «БИБКОМ» & ООО «Aгентство Kнига-Cервис»
Сосуды
для
аккумуляторов
(банки)
(рис.3.1,поз.1), в которых
размещаются
пакеты
электродов, и крышки
(рис.3.1,поз.2)
изготавливаются
из
полистирола
или
полиамида
методом
штамповки или литья под
давлением. В крышке
аккумулятора
имеется
отверстие для заливки
электролита
и
вентиляции. Заливочное
отверстие
закрывается
газоотводной
пробкой Рис.3.1. Внешний вид аккумулятора
(см. рис.3.1 поз. 4). В
пробке предусматривается отверстие с клапаном для выпуска скопившихся газов. Пробки
водонепроницаемы и открываются только при опреде-ленном
избыточном давлении внутри аккумуляторного суда.
Сборка аккумуляторного блока (рис.3.2) производится следующим
образом: две отрицательные пластины 1 заворачиваются в целлофановую
пленку 2, а затем сгибаются по линии 3.
13
Copyright ОАО «ЦКБ «БИБКОМ» & ООО «Aгентство Kнига-Cервис»
1
2
3
4
Рис.3.2. Сборка электродов в аккумуляторный
блок:
1-отрицательный электроды,
2-целофан,
3- линия сгиба,
4- выводы отрицательных электродов.
Между
ними помещается положительный электрод, на который надет
капроновый мешок.
3.2.3. Основные рабочие характеристики серебряно-цинкового
аккумулятора:
а) Приведение в действие. Для этого необходимо выполнить три
операции: заливку и пропитку его электролитом, формирование
электродов, рабочий заряд. Процесс формирования электродов серебряноцинковых аккумуляторов сложен и занимает длительное время ~ от 70 до
100 часов, поэтому в последние годы разработаны и выпускаются
сухозаряженные аккумуляторы, способные работать непосредственно
после заливки электролитом и пропитки им сепарации и электродов;
Заряжаются обычно аккумуляторы номинальным током. Для
большинства серебряно-цинковых аккумуляторов им является ток 10-20
часового заряда.
б) Зарядно-разрядные характеристики.
На рис. 3.3. представлены зарядные характеристика аккумулятора.
Первая ступень (напряжение 1,62-1,65В) соответствует образованию полуокиси серебра и составляет около 25-50% от общей длительности заряда. Вторая ступень (напряжение 1,92-1,95В) соответствует
образованию окиси серебра, и заряд на этой ступени занимает около 70%
времени.
14
Copyright ОАО «ЦКБ «БИБКОМ» & ООО «Aгентство Kнига-Cервис»
Когда зарядное напряжение достигает 2В, начинается разложение
воды и выделение кислорода на положительном электроде. Продолжение
заряда аккумулятора не только бесполезно, но и вредно, поскольку при
этом происходит только разложение воды, выделяющийся на серебряных
электродах кислород окисляет целлофан, уменьшая его механическую
прочность.
Пологие участки зарядной характеристики имеют очень малый
наклон. Это объясняется тем, что потери в СЦ аккумуляторе малы.
Зарядная характеристика СЦ аккумулятора чрезвычайно неудобна в
работе:
а) зарядное устройство должно обеспечивать скачок напряжения.
Это должен быть источник тока (внутреннее сопротивление источника
должно быть большим, чтобы ток не зависел от сопротивления нагрузки);
U,
B
2Iн
2.0
Iз=Iн
10Iн
1.8
1.6
1.4
0.25
0.5
0.75
1.0
Qз/Qн
Рис.3.3. Зарядные характеристики при различных токах заряда
б) в силу пологости характеристик нельзя определить заряжен
аккумулятор или нет;
в) категорически запрещено включать на зарядку акку-муляторы
параллельно, поскольку у одного аккумулятора можно «высушить»
электролит, разлагая воду.
Заряд аккумулятора токами больше чем номинальный приводит к
тому, что он принимает меньший заряд (рис. 3.3), поскольку при
15
Copyright ОАО «ЦКБ «БИБКОМ» & ООО «Aгентство Kнига-Cервис»
увеличении тока заряда химические процессы происходят только на
поверхности электродов, что приводит к уменьшению емкости
аккумулятора.
в) Разряд
аккумулятора.
(разрядные кривые представлены на рис. 3.4.)
По оси аргументов использована относительная координата:
отношение отдаваемой емкости Qр (а-час) к емкости разряда при
номинальном разрядном токе Qн. С ростом разрядного тока величина
напряжения на клеммах аккумулятора падает,
уменьшается также
отдаваемая емкость (рис.3.4).
При разряде аккумулятора небольшими токами (Iраз=
แผงโซลาร์เซลล์ 6 แผง มองเห็นได้ชัดเจน ติดแน่นกับตัวเครื่อง เพื่อเพิ่มพลังในการติดตั้งดังกล่าว จำเป็นต้องมีการวางแนวตัวอุปกรณ์ให้หันไปทางดวงอาทิตย์อย่างต่อเนื่อง ซึ่งจำเป็นต้องมีการพัฒนาระบบควบคุมการวางแนวแบบเดิม
ระบบจ่ายพลังงานของยานอวกาศ (ระบบจ่ายไฟ, ธปท) - ระบบยานอวกาศซึ่งจ่ายพลังงานให้กับระบบอื่นถือเป็นระบบที่สำคัญที่สุดระบบหนึ่ง โดยจะกำหนดเรขาคณิตของยานอวกาศ การออกแบบ มวล และสิ่งมีชีวิตที่กระฉับกระเฉงในหลาย ๆ ด้าน ความล้มเหลวของระบบจ่ายไฟทำให้อุปกรณ์ทั้งหมดล้มเหลว
ระบบจ่ายไฟมักจะประกอบด้วย: แหล่งไฟฟ้าหลักและรอง ตัวแปลง เครื่องชาร์จ และระบบควบคุมอัตโนมัติ
พารามิเตอร์ของระบบ
กำลังไฟฟ้าที่ต้องการของโรงไฟฟ้าของอุปกรณ์นั้นเพิ่มขึ้นอย่างต่อเนื่องเมื่อมีการทำงานใหม่ ดังนั้นดาวเทียมโลกเทียมดวงแรก (พ.ศ. 2500) จึงมีโรงไฟฟ้าที่มีกำลังประมาณ 40 W อุปกรณ์ Molniya-1+ (1967) มีโรงไฟฟ้าที่ 460 W ดาวเทียมสื่อสาร Yakhsat 1B (2011) - 12 kW .
ปัจจุบัน อุปกรณ์บนยานอวกาศส่วนใหญ่ที่ผลิตในต่างประเทศใช้พลังงานจากแรงดันไฟฟ้าคงที่ 50 หรือ 100 โวลต์ หากจำเป็นต้องจัดเตรียมแรงดันไฟฟ้ากระแสสลับหรือแรงดันไฟฟ้าคงที่ให้กับผู้ใช้บริการด้วยค่าที่ไม่เป็นมาตรฐาน จะใช้ตัวแปลงเซมิคอนดักเตอร์แบบคงที่
แหล่งพลังงานปฐมภูมิ
เครื่องกำเนิดพลังงานต่างๆ ถูกใช้เป็นแหล่งหลัก:
- , โดยเฉพาะอย่างยิ่ง:
แหล่งที่มาหลักไม่เพียงแต่รวมถึงเครื่องกำเนิดไฟฟ้าเท่านั้น แต่ยังรวมถึงระบบที่ให้บริการด้วย เช่น ระบบการวางแนวแผงโซลาร์เซลล์
บ่อยครั้งที่แหล่งพลังงานมารวมกัน เช่น แบตเตอรี่พลังงานแสงอาทิตย์กับแบตเตอรี่เคมี
แผงเซลล์แสงอาทิตย์
ปัจจุบัน แผงโซลาร์เซลล์ถือเป็นหนึ่งในตัวเลือกที่เชื่อถือได้และได้รับการพิสูจน์แล้วมากที่สุดในการจ่ายพลังงานให้กับยานอวกาศ
พลังการแผ่รังสีของดวงอาทิตย์ในวงโคจรของโลกคือ 1367 วัตต์/ตร.ม. ซึ่งช่วยให้คุณได้รับพลังงานประมาณ 130 W ต่อพื้นผิวแผงโซลาร์เซลล์ 1 ตร.ม. (โดยมีประสิทธิภาพ 8...13%) แผงโซลาร์เซลล์จะอยู่ที่พื้นผิวด้านนอกของอุปกรณ์หรือบนแผงแข็งแบบหล่นลง เพื่อเพิ่มพลังงานที่ปล่อยออกมาจากแบตเตอรี่ให้สูงสุด ควรหันแนวตั้งฉากกับพื้นผิวไปทางดวงอาทิตย์ด้วยความแม่นยำ 10...15˚ ในกรณีของแผงที่แข็ง สามารถทำได้โดยการวางแนวของยานอวกาศเองหรือโดยระบบเครื่องกลไฟฟ้าอัตโนมัติเฉพาะสำหรับการกำหนดทิศทางของแผงโซลาร์เซลล์ ในขณะที่แผงสามารถเคลื่อนย้ายได้โดยสัมพันธ์กับตัวเครื่อง ดาวเทียมบางดวงใช้แบตเตอรี่ที่ไม่สามารถปรับทิศทางได้ โดยวางไว้บนพื้นผิวเพื่อให้ได้รับพลังงานที่ต้องการในตำแหน่งใดๆ ของอุปกรณ์
แผงโซลาร์เซลล์เสื่อมสภาพเมื่อเวลาผ่านไปเนื่องจากปัจจัยต่อไปนี้:
- การพังทลายของดาวตกช่วยลดคุณสมบัติทางแสงของพื้นผิวของโฟโตอิเล็กทริคคอนเวอร์เตอร์
- การแผ่รังสีที่ลดแรงดันไฟฟ้าด้วยแสง โดยเฉพาะในช่วงเปลวสุริยะและเมื่อบินในแถบรังสีของโลก
- การเปลี่ยนแปลงความร้อนเนื่องจากการระบายความร้อนอย่างล้ำลึกของโครงสร้างในพื้นที่ร่มเงาของวงโคจร การให้ความร้อนในพื้นที่ที่มีแสงสว่าง และในทางกลับกัน ปรากฏการณ์นี้จะทำลายการยึดส่วนประกอบแบตเตอรี่แต่ละส่วนและการเชื่อมต่อระหว่างส่วนประกอบเหล่านั้น
มีมาตรการหลายอย่างเพื่อปกป้องแบตเตอรี่จากปรากฏการณ์เหล่านี้ ระยะเวลาการทำงานที่มีประสิทธิภาพของแบตเตอรี่พลังงานแสงอาทิตย์คือหลายปี นี่เป็นหนึ่งในปัจจัยจำกัดที่กำหนดอายุการใช้งานของยานอวกาศ
เมื่อแบตเตอรี่ถูกบังเนื่องจากการซ้อมรบหรือเข้าไปในเงาของดาวเคราะห์ การผลิตพลังงานโดยโฟโตอิเล็กทริคคอนเวอร์เตอร์จะหยุดลง ดังนั้นระบบจ่ายไฟจึงเสริมด้วยแบตเตอรี่เคมี (แบตเตอรี่บัฟเฟอร์เคมี)
แบตเตอรี่แบบชาร์จไฟได้
เทคโนโลยีอวกาศที่พบมากที่สุดคือแบตเตอรี่นิกเกิลแคดเมียม เนื่องจากมีรอบการชาร์จและคายประจุมากที่สุดและมีความต้านทานการชาร์จไฟเกินได้ดีกว่า ปัจจัยเหล่านี้จะเกิดขึ้นก่อนเมื่ออุปกรณ์มีอายุการใช้งานนานกว่าหนึ่งปี ลักษณะสำคัญอีกประการหนึ่งของแบตเตอรี่เคมีคือพลังงานจำเพาะ ซึ่งเป็นตัวกำหนดลักษณะน้ำหนักและขนาดของแบตเตอรี่ คุณลักษณะที่สำคัญอีกประการหนึ่งคือความน่าเชื่อถือ เนื่องจากการสำรองแบตเตอรี่เคมีเป็นสิ่งที่ไม่พึงปรารถนาอย่างมากเนื่องจากมีมวลสูง แบตเตอรี่ที่ใช้ในเทคโนโลยีอวกาศมักจะถูกปิดผนึก ความหนาแน่นมักจะทำได้โดยใช้ซีลโลหะเซรามิก แบตเตอรี่ยังมีข้อกำหนดดังต่อไปนี้:
- ลักษณะน้ำหนักและขนาดเฉพาะสูง
- ลักษณะทางไฟฟ้าสูง
- อุณหภูมิในการทำงานที่หลากหลาย
- ความเป็นไปได้ในการชาร์จด้วยกระแสต่ำ
- กระแสคายประจุเองต่ำ
นอกเหนือจากฟังก์ชั่นหลักแล้ว แบตเตอรี่ยังสามารถทำหน้าที่เป็นตัวปรับแรงดันไฟฟ้าสำหรับเครือข่ายออนบอร์ดได้ เนื่องจากในช่วงอุณหภูมิการทำงาน แรงดันไฟฟ้าจะเปลี่ยนแปลงเล็กน้อยเมื่อกระแสโหลดเปลี่ยนแปลง
เซลล์เชื้อเพลิง
แหล่งพลังงานประเภทนี้ถูกใช้ครั้งแรกบนยานอวกาศราศีเมถุนในปี พ.ศ. 2509 เซลล์เชื้อเพลิงมีลักษณะด้านน้ำหนักและความหนาแน่นของพลังงานสูงเมื่อเปรียบเทียบกับแบตเตอรี่พลังงานแสงอาทิตย์และแบตเตอรี่เคมี ทนทานต่อการโอเวอร์โหลด มีแรงดันไฟฟ้าที่เสถียร และทำงานเงียบ อย่างไรก็ตามพวกเขาต้องการน้ำมันเชื้อเพลิงดังนั้นจึงใช้กับอุปกรณ์ที่มีระยะเวลาอยู่ในอวกาศตั้งแต่หลายวันถึง 1-2 เดือน
ส่วนใหญ่จะใช้เซลล์เชื้อเพลิงไฮโดรเจน-ออกซิเจน เนื่องจากไฮโดรเจนให้ค่าความร้อนสูงสุด และนอกจากนี้ น้ำที่เกิดขึ้นจากปฏิกิริยายังสามารถนำไปใช้กับยานอวกาศที่มีคนขับได้ เพื่อให้เซลล์เชื้อเพลิงทำงานได้ตามปกติ จำเป็นต้องให้แน่ใจว่ามีการกำจัดน้ำและความร้อนที่เกิดจากปฏิกิริยา ปัจจัยที่จำกัดอีกประการหนึ่งคือต้นทุนไฮโดรเจนและออกซิเจนเหลวค่อนข้างสูง และความยากลำบากในการจัดเก็บ
แหล่งที่มาของพลังงานไฟฟ้าสำหรับยานพาหนะในอวกาศ
ศาสตราจารย์ ลุคยาเนนโก มิคาอิล วาซิลีวิช
ศีรษะ ภาควิชาระบบควบคุมอัตโนมัติของมหาวิทยาลัยการบินและอวกาศแห่งรัฐไซบีเรียตั้งชื่อตามนักวิชาการ M.F. เรเชตเนียวา
การศึกษาและการสำรวจอวกาศจำเป็นต้องมีการพัฒนาและสร้างยานอวกาศเพื่อวัตถุประสงค์ต่างๆ ปัจจุบัน ยานอวกาศไร้คนขับแบบอัตโนมัติถูกใช้อย่างแพร่หลายมากที่สุดในการสร้างระบบการสื่อสาร โทรทัศน์ การนำทางและธรณีวิทยา การถ่ายโอนข้อมูล การศึกษาสภาพอากาศและทรัพยากรธรรมชาติของโลก ตลอดจนการสำรวจอวกาศลึก ในการสร้างสิ่งเหล่านี้จำเป็นต้องตรวจสอบให้แน่ใจว่ามีข้อกำหนดที่เข้มงวดมากสำหรับความแม่นยำของการวางแนวของอุปกรณ์ในอวกาศและการแก้ไขพารามิเตอร์วงโคจรและสิ่งนี้ต้องเพิ่มแหล่งจ่ายไฟของยานอวกาศ
หนึ่งในระบบออนบอร์ดที่สำคัญที่สุดของยานอวกาศใดๆ ซึ่งกำหนดลักษณะการทำงาน ความน่าเชื่อถือ อายุการใช้งาน และประสิทธิภาพทางเศรษฐกิจเป็นหลัก คือระบบจ่ายไฟ ดังนั้นปัญหาของการพัฒนาการวิจัยและการสร้างระบบจ่ายไฟสำหรับยานอวกาศจึงมีความสำคัญอย่างยิ่งและการแก้ปัญหาจะช่วยให้เข้าถึงระดับโลกในแง่ของตัวบ่งชี้มวลเฉพาะและอายุการใช้งาน
ในช่วงทศวรรษที่ผ่านมา บริษัทชั้นนำของโลกได้พยายามผลักดันให้เพิ่มการจ่ายพลังงานของยานอวกาศ ซึ่งช่วยให้สามารถเพิ่มพลังของน้ำหนักบรรทุกได้อย่างต่อเนื่องด้วยข้อจำกัดเดียวกันกับมวลของอุปกรณ์ที่กำหนดโดยผู้ให้บริการที่มีอยู่ ความสำเร็จดังกล่าวเกิดขึ้นได้ด้วยความพยายามของผู้พัฒนาส่วนประกอบทั้งหมดของระบบจ่ายไฟออนบอร์ดและเหนือสิ่งอื่นใดคือแหล่งพลังงาน
แหล่งไฟฟ้าหลักสำหรับยานอวกาศในปัจจุบันคือพลังงานแสงอาทิตย์และแบตเตอรี่แบบชาร์จไฟได้
แบตเตอรี่พลังงานแสงอาทิตย์ที่มีตัวแปลงไฟฟ้าโซลาร์เซลล์โมโนคริสตัลไลน์ชนิดซิลิคอนถึงขีดจำกัดทางกายภาพในแง่ของคุณลักษณะเฉพาะของมวลแล้ว ความคืบหน้าเพิ่มเติมในการพัฒนาเซลล์แสงอาทิตย์เป็นไปได้ด้วยการใช้เครื่องแปลงไฟฟ้าโซลาร์เซลล์โดยใช้วัสดุใหม่ โดยเฉพาะอย่างยิ่งแกลเลียมอาร์เซไนด์ ตัวแปลงไฟฟ้าโซลาร์เซลล์แบบสามขั้นตอนที่ทำจากแกลเลียมอาร์เซไนด์ได้ถูกนำมาใช้แล้วบนแพลตฟอร์ม HS-702 ของสหรัฐอเมริกา บน Spasebus-400 ของยุโรป ฯลฯ ซึ่งเพิ่มพลังของแบตเตอรี่พลังงานแสงอาทิตย์มากกว่าสองเท่า แม้ว่าเครื่องแปลงไฟฟ้าโซลาร์เซลล์ที่ทำจากแกลเลียมอาร์เซไนด์จะมีราคาสูงกว่า แต่การใช้งานจะทำให้สามารถเพิ่มพลังงานของแบตเตอรี่พลังงานแสงอาทิตย์ได้ 2-3 เท่าหรือที่พลังงานเท่ากันเพื่อลดพื้นที่ของแบตเตอรี่พลังงานแสงอาทิตย์ตามลำดับเมื่อเปรียบเทียบ ไปจนถึงตัวแปลงไฟฟ้าโซลาร์เซลล์แบบซิลิคอน
ภายใต้สภาวะวงโคจรค้างฟ้า การใช้โฟโตอิเล็กทริกคอนเวอร์เตอร์ที่มีแกลเลียมอาร์เซไนด์เป็นพื้นฐาน ทำให้สามารถจ่ายพลังงานจำเพาะของแบตเตอรี่พลังงานแสงอาทิตย์ขนาด 302 วัตต์ต่อตารางเมตรเมื่อเริ่มต้นการทำงาน และ 230 วัตต์ต่อตารางเมตรเมื่อสิ้นสุดอายุการใช้งาน (10 -15 ปี).
การพัฒนาเครื่องแปลงไฟฟ้าโซลาร์เซลล์สี่ขั้นตอนจากแกลเลียมอาร์เซไนด์ที่มีประสิทธิภาพประมาณ 40% จะทำให้มีความหนาแน่นของพลังงานเซลล์แสงอาทิตย์สูงถึง 460 W/m2 ในช่วงเริ่มต้นการทำงาน และ 370 W/m2 เมื่อสิ้นสุดการทำงาน ชีวิตที่กระตือรือร้น ในอนาคตอันใกล้นี้ เราควรคาดหวังว่าจะมีการปรับปรุงลักษณะเฉพาะมวลของเซลล์แสงอาทิตย์อย่างมีนัยสำคัญ
ปัจจุบัน แบตเตอรี่ที่ใช้ระบบไฟฟ้าเคมีนิกเกิล-ไฮโดรเจนถูกนำมาใช้กันอย่างแพร่หลายในยานอวกาศ อย่างไรก็ตาม คุณลักษณะมวลพลังงานของแบตเตอรี่เหล่านี้ถึงขีดจำกัดแล้ว (70-80 Wh/kg) ความเป็นไปได้ในการปรับปรุงคุณลักษณะเฉพาะของแบตเตอรี่นิกเกิล-ไฮโดรเจนเพิ่มเติมนั้นมีจำกัดมากและต้องใช้ต้นทุนทางการเงินจำนวนมาก
เพื่อสร้างเทคโนโลยีอวกาศที่สามารถแข่งขันได้ จำเป็นต้องเปลี่ยนไปใช้แหล่งพลังงานไฟฟ้าเคมีชนิดใหม่ที่เหมาะสำหรับใช้เป็นส่วนหนึ่งของระบบจ่ายไฟสำหรับยานอวกาศที่มีแนวโน้มดี
ปัจจุบันตลาดเทคโนโลยีอวกาศกำลังเปิดตัวแบตเตอรี่ลิเธียมไอออนอย่างแข็งขัน เนื่องจากแบตเตอรี่ลิเธียมไอออนมีความหนาแน่นของพลังงานสูงกว่าเมื่อเทียบกับแบตเตอรี่นิกเกิลไฮโดรเจน
ข้อได้เปรียบหลักของแบตเตอรี่ลิเธียมไอออนคือการลดน้ำหนักเนื่องจากมีอัตราส่วนพลังงานต่อน้ำหนักที่สูงขึ้น อัตราส่วนพลังงานต่อน้ำหนักของแบตเตอรี่ลิเธียมไอออนจะสูงกว่า (125 Wh/kg) เมื่อเทียบกับค่าสูงสุดที่ได้รับสำหรับแบตเตอรี่นิกเกิลไฮโดรเจน (80 Wh/kg)
ข้อดีหลักของแบตเตอรี่ลิเธียมไอออนคือ:
- การลดน้ำหนักของแบตเตอรี่เนื่องจากอัตราส่วนพลังงานต่อน้ำหนักที่สูงขึ้น (การลดน้ำหนักของแบตเตอรี่คือ ~40%)
- การสร้างความร้อนต่ำและประสิทธิภาพพลังงานสูง (วงจรการคายประจุ) พร้อมการคายประจุเองต่ำมาก ซึ่งช่วยให้มั่นใจได้ถึงการควบคุมที่ง่ายที่สุดระหว่างการปล่อย วงโคจรการถ่ายโอน และการทำงานปกติ
- กระบวนการผลิตแบตเตอรี่ลิเธียมไอออนที่มีความก้าวหน้าทางเทคโนโลยีมากขึ้นเมื่อเปรียบเทียบกับแบตเตอรี่นิกเกิล-ไฮโดรเจน ซึ่งช่วยให้สามารถทำซ้ำคุณลักษณะต่างๆ ได้ดี มีความน่าเชื่อถือสูง และลดต้นทุน
ตามที่ผู้เชี่ยวชาญจาก SAFT (ฝรั่งเศส) การใช้แบตเตอรี่ลิเธียมไอออนบนดาวเทียมโทรคมนาคมที่มีกำลัง 15-20 kW จะช่วยลดมวลของแบตเตอรี่ลงได้ 300 กิโลกรัม (ค่าใช้จ่ายในการนำมวลที่มีประโยชน์ 1 กิโลกรัมขึ้นสู่วงโคจรคือ ~ 30,000 ดอลลาร์)
ลักษณะสำคัญของแบตเตอรี่ลิเธียมไอออน VES140 (พัฒนาโดย SAFT): รับประกันความจุ 39 A*h, แรงดันไฟฟ้าเฉลี่ย 3.6 V, แรงดันไฟฟ้าเมื่อสิ้นสุดการชาร์จ 4.1 V, พลังงาน 140 Wh, พลังงานจำเพาะ 126 Wh/kg น้ำหนัก 1.11 กก. สูง 250 มม. เส้นผ่านศูนย์กลาง 54 มม. แบตเตอรี่ VES140 มีคุณสมบัติสำหรับการใช้งานในอวกาศ
ในรัสเซีย ปัจจุบัน OJSC Saturn (Krasnodar) ได้พัฒนาและผลิตแบตเตอรี่ลิเธียมไอออน LIGP-120 ลักษณะสำคัญของแบตเตอรี่ LIGP-120: ความจุปกติ 120 Ah, แรงดันไฟฟ้าเฉลี่ย 3.64 V, พลังงานจำเพาะ 160 Wh/kg, น้ำหนัก 2.95 กก., สูง 260 มม., กว้าง 104.6 มม. และลึก 44.1 มม. แบตเตอรี่มีรูปทรงเป็นแท่งปริซึม ซึ่งให้ข้อได้เปรียบที่สำคัญในแง่ของพลังงานปริมาตรจำเพาะของแบตเตอรี่เมื่อเปรียบเทียบกับแบตเตอรี่ SAFT การเปลี่ยนขนาดทางเรขาคณิตของอิเล็กโทรดทำให้ได้แบตเตอรี่ที่มีความจุต่างกัน การออกแบบนี้ให้คุณลักษณะปริมาตรจำเพาะสูงสุดของแบตเตอรี่ และช่วยให้สามารถกำหนดค่าแบตเตอรี่ได้ เพื่อให้มั่นใจในสภาวะความร้อนที่เหมาะสมที่สุด
ระบบจ่ายไฟสมัยใหม่สำหรับยานอวกาศเป็นแหล่งพลังงานที่ซับซ้อน อุปกรณ์แปลงและจ่ายพลังงานที่รวมอยู่ในระบบควบคุมอัตโนมัติและออกแบบมาเพื่อจ่ายไฟให้กับโหลดออนบอร์ด แหล่งจ่ายไฟสำรองเป็นหน่วยแปลงพลังงานที่ซับซ้อนซึ่งประกอบด้วยตัวแปลงแรงดันไฟฟ้าพัลส์ที่เหมือนกันจำนวนหนึ่งซึ่งทำงานสำหรับโหลดทั่วไป ในเวอร์ชันดั้งเดิม ตัวแปลงแบบคลาสสิกที่มีรูปทรงสี่เหลี่ยมของกระแสและแรงดันไฟฟ้าขององค์ประกอบหลักและการควบคุมผ่านการมอดูเลตความกว้างพัลส์ถูกใช้เป็นตัวแปลงแรงดันไฟฟ้าแบบพัลส์
เพื่อปรับปรุงตัวบ่งชี้ทางเทคนิคและเศรษฐกิจของระบบจ่ายไฟของยานอวกาศ เช่น ความหนาแน่นของพลังงาน ประสิทธิภาพ ความเร็ว และความเข้ากันได้ทางแม่เหล็กไฟฟ้า เราเสนอให้ใช้ตัวแปลงแรงดันไฟฟ้ากึ่งเรโซแนนซ์ การศึกษาได้ดำเนินการเกี่ยวกับโหมดการทำงานของตัวแปลงแรงดันไฟฟ้าแบบอนุกรมกึ่งเรโซแนนซ์ที่เชื่อมต่อแบบขนานสองตัวพร้อมการสลับสวิตช์อิเล็กทรอนิกส์ที่ค่ากระแสเป็นศูนย์และกฎหมายควบคุมความถี่พัลส์ จากผลการสร้างแบบจำลองและการศึกษาลักษณะของต้นแบบของตัวแปลงแรงดันไฟฟ้าแบบกึ่งเรโซแนนซ์ ข้อดีของตัวแปลงประเภทนี้ได้รับการยืนยันแล้ว
ผลลัพธ์ที่ได้ช่วยให้เราสรุปได้ว่าตัวแปลงแรงดันไฟฟ้ากึ่งเรโซแนนซ์ที่นำเสนอจะพบการใช้งานที่กว้างขวางในระบบจ่ายไฟสำหรับระบบดิจิทัลและโทรคมนาคม เครื่องมือวัด อุปกรณ์ในกระบวนการผลิต ระบบอัตโนมัติและระบบกลศาสตร์ทางไกล ระบบรักษาความปลอดภัย ฯลฯ
ปัญหาในปัจจุบันคือการศึกษาคุณลักษณะการทำงานของแหล่งพลังงานในอวกาศ การพัฒนาแบบจำลองทางคณิตศาสตร์ และการศึกษาระบบพลังงานและไดนามิก
เพื่อจุดประสงค์เหล่านี้ เราได้พัฒนาและผลิตอุปกรณ์เฉพาะสำหรับศึกษาระบบจ่ายไฟของยานอวกาศ ซึ่งช่วยให้สามารถทดสอบแหล่งพลังงานบนเครื่องได้โดยอัตโนมัติ (แบตเตอรี่พลังงานแสงอาทิตย์และแบตเตอรี่แบบชาร์จไฟได้) และระบบจ่ายไฟโดยทั่วไป
นอกจากนี้ ยังได้พัฒนาและผลิตสถานีงานอัตโนมัติสำหรับศึกษาสภาวะพลังงาน-ความร้อนของแบตเตอรี่ลิเธียมไอออนและโมดูลแบตเตอรี่ รวมถึงฮาร์ดแวร์ที่ซับซ้อนสำหรับศึกษาลักษณะพลังงานและไดนามิกของเซลล์แสงอาทิตย์ชนิดแกลเลียมอาร์เซไนด์
สิ่งสำคัญของงานนี้คือการสร้างและวิจัยแหล่งไฟฟ้าทางเลือกสำหรับยานอวกาศ เราได้ทำการวิจัยเกี่ยวกับอุปกรณ์กักเก็บพลังงานมู่เล่ ซึ่งเป็นซุปเปอร์มู่เล่ที่ผสมผสานกับเครื่องจักรไฟฟ้า มู่เล่ที่หมุนในสุญญากาศบนตัวรองรับแม่เหล็กมีประสิทธิภาพ 100% อุปกรณ์กักเก็บพลังงานแบบล้อช่วยแรงแบบสองโรเตอร์มีคุณสมบัติที่ทำให้สามารถรับรู้การวางแนวเชิงมุมแบบสามเหลี่ยมได้ ในกรณีนี้ สามารถยกเว้นไจโรสโคปกำลัง (ไจโรดีน) ซึ่งเป็นระบบย่อยที่แยกอิสระได้ เช่น อุปกรณ์กักเก็บพลังงานแบบมู่เล่ผสมผสานฟังก์ชันของอุปกรณ์กักเก็บพลังงานและไจโรสโคปกำลังเข้าด้วยกัน
มีการวิจัยเกี่ยวกับระบบโยงไฟฟ้าไดนามิกเพื่อเป็นแหล่งพลังงานไฟฟ้าสำหรับยานอวกาศ จนถึงปัจจุบัน แบบจำลองทางคณิตศาสตร์ของระบบเคเบิลไฟฟ้าไดนามิกได้รับการพัฒนาเพื่อคำนวณกำลังสูงสุด พิจารณาการพึ่งพาคุณลักษณะพลังงานกับพารามิเตอร์ของวงโคจรและความยาวของสายโยง วิธีการได้รับการพัฒนาเพื่อกำหนดพารามิเตอร์ของระบบเคเบิลเพื่อให้แน่ใจว่ามีการสร้างพลังงานที่กำหนด พารามิเตอร์ของวงโคจร (ความสูงและความเอียง) ที่ทำให้การใช้ระบบโยงในโหมดการผลิตพลังงานมีประสิทธิภาพสูงสุดจะถูกกำหนด มีการตรวจสอบความสามารถของระบบเคเบิลเมื่อทำงานในโหมดฉุดลาก
การแนะนำ
พื้นที่จัดหาพลังงานแบตเตอรี่พลังงานแสงอาทิตย์
ปัจจุบันสิ่งสำคัญประการหนึ่งสำหรับการพัฒนาเชิงกลยุทธ์ของศักยภาพทางวิทยาศาสตร์และทางเทคนิคของสาธารณรัฐคือการสร้างอุตสาหกรรมอวกาศ เพื่อจุดประสงค์นี้ องค์การอวกาศแห่งชาติ (Kazcosmos) ก่อตั้งขึ้นในคาซัคสถานในปี 2550 ซึ่งกิจกรรมมุ่งเน้นไปที่การพัฒนาและการใช้เทคโนโลยีอวกาศเป้าหมายเป็นหลักและการพัฒนาวิทยาศาสตร์อวกาศเพื่อประโยชน์ของการพัฒนาสังคมและเศรษฐกิจของประเทศ .
การวิจัยอวกาศทางวิทยาศาสตร์ในคาซคอสมอสส่วนใหญ่ดำเนินการที่ศูนย์วิจัยและเทคโนโลยีอวกาศแห่งชาติ JSC (NTSKIT JSC) ซึ่งรวมถึงสถาบันวิจัยสี่แห่ง: สถาบันดาราศาสตร์ฟิสิกส์ที่ตั้งชื่อตาม วี.จี. Fesenkova, สถาบันไอโอโนสเฟียร์, สถาบันวิจัยอวกาศ, สถาบันวิศวกรรมอวกาศและเทคโนโลยี JSC "NTSKIT" มีฐานการทดลองขนาดใหญ่: กลุ่มอุปกรณ์ตรวจวัดที่ทันสมัย สถานที่ทดสอบ หอดูดาว ศูนย์วิทยาศาสตร์สำหรับการดำเนินการวิจัยทางวิทยาศาสตร์พื้นฐานและประยุกต์ในสาขากิจกรรมอวกาศตามลำดับความสำคัญที่ได้รับอนุมัติ
บริษัท ร่วมหุ้น "ศูนย์วิจัยและเทคโนโลยีอวกาศแห่งชาติ" JSC "NTSKIT" ได้รับการจัดตั้งขึ้นผ่านการปรับโครงสร้างองค์กรของรัฐวิสาหกิจของพรรครีพับลิกันโดยมีสิทธิ์ในการจัดการเศรษฐกิจ "ศูนย์วิจัยดาราศาสตร์ฟิสิกส์" และบริษัทในเครือบนพื้นฐานของพระราชกฤษฎีกาของรัฐบาล สาธารณรัฐคาซัคสถาน ฉบับที่ 38 ลงวันที่ 22 มกราคม พ.ศ. 2551
หัวข้อหลักของกิจกรรมของบริษัทร่วมหุ้นคือการดำเนินกิจกรรมการวิจัย การพัฒนา การผลิต และกิจกรรมทางเศรษฐกิจในด้านการวิจัยและเทคโนโลยีอวกาศ
หนึ่งในระบบออนบอร์ดที่สำคัญที่สุดของยานอวกาศใดๆ ซึ่งกำหนดลักษณะการทำงาน ความน่าเชื่อถือ อายุการใช้งาน และประสิทธิภาพทางเศรษฐกิจเป็นหลัก คือระบบจ่ายไฟ ดังนั้นปัญหาในการพัฒนา การวิจัย และการสร้างระบบจ่ายไฟสำหรับยานอวกาศจึงมีความสำคัญอย่างยิ่ง
ระบบอัตโนมัติของกระบวนการควบคุมการบินของยานอวกาศ (SC) ใด ๆ เป็นสิ่งที่คิดไม่ถึงหากไม่มีพลังงานไฟฟ้า พลังงานไฟฟ้าถูกใช้เพื่อขับเคลื่อนองค์ประกอบทั้งหมดของอุปกรณ์และอุปกรณ์ยานอวกาศ (กลุ่มขับเคลื่อน การควบคุม ระบบสื่อสาร เครื่องมือวัด การทำความร้อน ฯลฯ)
โดยทั่วไป ระบบจ่ายไฟจะสร้างพลังงาน แปลงและควบคุมพลังงาน จัดเก็บไว้ในช่วงเวลาที่มีความต้องการสูงสุดหรือปฏิบัติการในเงามืด และกระจายพลังงานไปทั่วยานอวกาศ ระบบย่อยของแหล่งจ่ายไฟอาจแปลงและควบคุมแรงดันไฟฟ้าหรือจัดให้มีระดับแรงดันไฟฟ้าหลายระดับ โดยจะเปิดและปิดอุปกรณ์บ่อยครั้ง และเพื่อปรับปรุงความน่าเชื่อถือ ป้องกันการลัดวงจร และแยกข้อผิดพลาด การออกแบบระบบย่อยได้รับผลกระทบจากรังสีคอสมิกซึ่งทำให้แผงโซลาร์เซลล์เสื่อมสภาพ อายุการใช้งานของแบตเตอรี่เคมีมักจะจำกัดอายุการใช้งานของยานอวกาศ
ปัญหาปัจจุบันคือการศึกษาลักษณะการทำงานของแหล่งพลังงานในอวกาศ การศึกษาและการสำรวจอวกาศจำเป็นต้องมีการพัฒนาและสร้างยานอวกาศเพื่อวัตถุประสงค์ต่างๆ ปัจจุบัน ยานอวกาศไร้คนขับแบบอัตโนมัติถูกใช้อย่างแพร่หลายมากที่สุดในการสร้างระบบการสื่อสาร โทรทัศน์ การนำทางและธรณีวิทยา การถ่ายโอนข้อมูล การศึกษาสภาพอากาศและทรัพยากรธรรมชาติของโลก ตลอดจนการสำรวจอวกาศลึก ในการสร้างสิ่งเหล่านี้จำเป็นต้องตรวจสอบให้แน่ใจว่ามีข้อกำหนดที่เข้มงวดมากสำหรับความแม่นยำของการวางแนวของอุปกรณ์ในอวกาศและการแก้ไขพารามิเตอร์วงโคจรและสิ่งนี้ต้องเพิ่มแหล่งจ่ายไฟของยานอวกาศ
1. ข้อมูลทั่วไปเกี่ยวกับ JSC “NCIT”
ดำเนินงานวิจัยและพัฒนาเพื่อสร้างฮาร์ดแวร์และซอฟต์แวร์สำหรับระบบแก้ไขส่วนต่างและอุปกรณ์นำทางสำหรับผู้บริโภค
การสร้างแบบจำลองเชิงวัตถุและการพัฒนาซอฟต์แวร์และฮาร์ดแวร์สำหรับระบบการสร้างแบบจำลอง 3 มิติขนาดใหญ่โดยใช้เทคโนโลยีนำทางด้วยดาวเทียมและระยะเลเซอร์
การพัฒนาแบบจำลองทางวิศวกรรมของอุปกรณ์วิทยาศาสตร์ที่ซับซ้อนสำหรับการวัดในตัวและรวบรวมข้อมูลทางวิทยาศาสตร์และซอฟต์แวร์เป้าหมายสำหรับการดำเนินงาน
การสร้างวิทยาศาสตร์ วิธีการ และซอฟต์แวร์สำหรับการแก้ปัญหาการวิเคราะห์ที่ซับซ้อนและการพยากรณ์การพัฒนาเทคโนโลยีอวกาศในสาธารณรัฐคาซัคสถาน
การสร้างซอฟต์แวร์และการสนับสนุนทางคณิตศาสตร์และแบบจำลองยานอวกาศและระบบย่อย
การพัฒนาตัวอย่างทดลองของอุปกรณ์ อุปกรณ์ ส่วนประกอบ และระบบย่อยไมโครแซทเทลไลท์
การสร้างการสนับสนุนทางวิทยาศาสตร์และระเบียบวิธีและฐานด้านกฎระเบียบและทางเทคนิคสำหรับการแก้ปัญหากฎระเบียบทางเทคนิค
การควบคุมข้อกำหนดสำหรับการพัฒนา การออกแบบ การสร้าง การดำเนินงานของเทคโนโลยีอวกาศ เพื่อให้มั่นใจในความปลอดภัย การประเมิน และการยืนยันการปฏิบัติตาม
ตามพระราชกฤษฎีกาของรัฐบาลฉบับที่ 38 วันที่ 22 มกราคม 2551 "ในการปรับโครงสร้างองค์กรของรัฐวิสาหกิจของพรรครีพับลิกัน" ศูนย์วิจัยฟิสิกส์ดาราศาสตร์ "ขององค์การอวกาศแห่งชาติของสาธารณรัฐคาซัคสถานและรัฐวิสาหกิจในเครือ" RSE "ศูนย์ฟิสิกส์ดาราศาสตร์" การวิจัย” และบริษัทในเครือ “สถาบันไอโอโนสเฟียร์”, “สถาบันดาราศาสตร์ฟิสิกส์ที่ตั้งชื่อตาม วี.จี. Fesenkov", "Institute of Space Research" ได้รับการจัดระเบียบใหม่ผ่านการควบรวมกิจการและการเปลี่ยนแปลงเป็นบริษัทร่วมหุ้น "National Center for Space Research and Technology" โดยรัฐมีส่วนร่วม 100% ในทุนจดทะเบียน
หนังสือรับรองการจดทะเบียนของรัฐของ JSC "NTSKIT" - หมายเลข 93168-1910-AO หมายเลขประจำตัว 080740009161 ลงวันที่ 16 กรกฎาคม 2551 จดทะเบียนกับกระทรวงยุติธรรมแห่งอัลมาตีกระทรวงยุติธรรมแห่งสาธารณรัฐคาซัคสถาน
.2 ลักษณะทั่วไปขององค์กร
บริษัทร่วมหุ้น "ศูนย์วิจัยและเทคโนโลยีอวกาศแห่งชาติ" จดทะเบียนเมื่อวันที่ 16 กรกฎาคม พ.ศ. 2551
ในช่วงระหว่างปี 2547 ถึง 15 กรกฎาคม 2551 JSC NTsKIT เป็น "ศูนย์วิจัยดาราศาสตร์ฟิสิกส์" ของรัฐวิสาหกิจของพรรครีพับลิกันอย่างถูกกฎหมาย (มีสิทธิ์ในการจัดการทางเศรษฐกิจ) ซึ่งสร้างขึ้นตามคำสั่งของรัฐบาลแห่งสาธารณรัฐคาซัคสถาน ลงวันที่ 5 มีนาคม 2547 ฉบับที่ 280 “ ออกรัฐวิสาหกิจของพรรครีพับลิกันบางแห่งของกระทรวงศึกษาธิการและวิทยาศาสตร์แห่งสาธารณรัฐคาซัคสถาน” RSE ถูกสร้างขึ้นบนพื้นฐานของการปรับโครงสร้างองค์กรใหม่และการควบรวมกิจการของรัฐวิสาหกิจของสาธารณรัฐ "สถาบันวิจัยอวกาศ", "สถาบันไอโอโนสเฟียร์" และ "สถาบันดาราศาสตร์ฟิสิกส์ที่ตั้งชื่อตาม V.G. Fesenkov" ซึ่งได้รับสถานะทางกฎหมายของ บริษัท ย่อยของรัฐวิสาหกิจ
ตามคำสั่งของรัฐบาลแห่งสาธารณรัฐคาซัคสถานลงวันที่ 29 พฤษภาคม 2550 ฉบับที่ 438 "ปัญหาขององค์การอวกาศแห่งชาติ" RSE "ศูนย์วิจัยดาราศาสตร์ฟิสิกส์" (พร้อมสิทธิ์ในการจัดการทางเศรษฐกิจ) ถูกโอนไปยังเขตอำนาจศาลของ องค์การอวกาศแห่งชาติแห่งสาธารณรัฐคาซัคสถาน
สถาบันวิจัยอวกาศของ Academy of Sciences ของ Kazakh SSR จัดขึ้นตามมติคณะรัฐมนตรีของรัฐมนตรีของ Kazakh SSR หมายเลข 470 เมื่อวันที่ 12 สิงหาคม 1991 ผู้ก่อตั้งและผู้อำนวยการคนแรกของสถาบันคือผู้ได้รับรางวัล State Prize of the USSR ผู้ถือเครื่องราชอิสริยาภรณ์เลนินธงแดงของแรงงาน "Parasat" นักวิชาการของ National Academy of Sciences แห่งสาธารณรัฐคาซัคสถาน Sultangazin Umirzak มาคมูโตวิช (2479 - 2548) ในเดือนมกราคม พ.ศ. 2554 สถาบันได้รับการตั้งชื่อตามนักวิชาการ U.M. สุลต่านกาซินา.
หัวข้อกิจกรรมของสถาบันคือการทำการวิจัยพื้นฐานและประยุกต์ภายใต้กรอบของรัฐ อุตสาหกรรม โปรแกรมและโครงการระหว่างประเทศ ตลอดจนการทำงานภายใต้ทุนสนับสนุนจากกองทุนในประเทศและต่างประเทศในสาขาการสำรวจระยะไกลของโลก (ERS) การตรวจสอบอวกาศ การสร้างแบบจำลองข้อมูลทางภูมิศาสตร์ และวิทยาศาสตร์วัสดุอวกาศ
สถาบันวิจัยอวกาศในฐานะองค์กรแม่ได้ประสานงานการวิจัยของสถาบันของสถาบันวิทยาศาสตร์แห่งชาติแห่งสาธารณรัฐคาซัคสถานและองค์กรแผนกอื่น ๆ ในการพัฒนาและดำเนินการตามโครงการวิจัยและการทดลองทางวิทยาศาสตร์ของคาซัคสถานทั้งสี่โครงการบนเรือเมียร์ วงโคจรที่ซับซ้อนโดยการมีส่วนร่วมของนักบินอวกาศ T.O. Aubakirov (1991) และด้วยการมีส่วนร่วมของนักบินอวกาศ T.A. Musabaev - (1994, 1998) บนสถานีอวกาศนานาชาติ - โดยการมีส่วนร่วมของนักบินอวกาศ T.A. Musabaev (2544).
สถาบันวิจัยอวกาศตั้งชื่อตามนักวิชาการ U.M. Sultangazina เป็นส่วนหนึ่งของ JSC NTsKIT ในฐานะนิติบุคคลแยกต่างหากในสถานะของห้างหุ้นส่วนจำกัดความรับผิดในเครือ
ตั้งแต่ปี 2014สถาบันและเครื่องมือการบริหารของ JSC "NCIT" ถูกรวมเข้าไว้ในโครงสร้างเดียว โดยคงไว้ซึ่งองค์ประกอบบุคลากรและขอบเขตการวิจัย 1.3 ประเภทกิจกรรมของ JSC "NCIT"
การประสานงาน การสนับสนุน และการดำเนินกิจกรรมการวิจัย การวิจัยอวกาศขั้นพื้นฐานและประยุกต์ การกำหนดทิศทางหลักและแผนสำหรับการวิจัยทางวิทยาศาสตร์ การส่งงานวิจัยทางวิทยาศาสตร์ที่เสร็จสมบูรณ์ไปยังองค์การอวกาศแห่งชาติของสาธารณรัฐคาซัคสถาน การส่งข้อสรุปและข้อเสนอแนะต่อองค์การอวกาศแห่งชาติของสาธารณรัฐคาซัคสถานตามรายงานประจำปีขององค์กรวิทยาศาสตร์เกี่ยวกับกิจกรรมทางวิทยาศาสตร์และวิทยาศาสตร์ - เทคนิค การสนับสนุนและการดำเนินการออกแบบทดลองและการผลิตและกิจกรรมทางเศรษฐกิจ การสร้างระบบสารสนเทศทางภูมิศาสตร์โดยใช้วิธีการสำรวจอวกาศ การรับ การประมวลผล การแจกจ่าย การแลกเปลี่ยนที่เทียบเท่าและการขายข้อมูลการสำรวจระยะไกลของโลกจากอวกาศ การพัฒนาและการดำเนินงานทรัพย์สินอวกาศเพื่อวัตถุประสงค์ต่างๆ ระบบการสื่อสารอวกาศ การนำทาง และการสำรวจระยะไกล ให้บริการด้านวิศวกรรมและให้คำปรึกษา การทำวิจัยการตลาด การดำเนินกิจกรรมที่เป็นนวัตกรรม แจ้งกิจกรรมขององค์การอวกาศแห่งชาติ - สาธารณรัฐคาซัคสถาน และส่งเสริมความสำเร็จทางวิทยาศาสตร์ การโฆษณาชวนเชื่อความสำเร็จของวิทยาศาสตร์และเทคโนโลยีอวกาศองค์กร ดำเนินการประชุมระดับนานาชาติและรีพับลิกัน การประชุม สัมมนา การประชุม นิทรรศการ การตีพิมพ์วารสารวิทยาศาสตร์ ผลงาน และข้อมูลเกี่ยวกับกิจกรรมขององค์การอวกาศแห่งชาติแห่งสาธารณรัฐคาซัคสถาน การฝึกอบรมบุคลากรทางวิทยาศาสตร์ที่มีคุณสมบัติสูง การคุ้มครองทรัพย์สินทางปัญญา การพัฒนาเอกสารด้านกฎระเบียบและกฎหมาย องค์ประกอบของบุคลากร รวม - ผู้เชี่ยวชาญและนักวิทยาศาสตร์ที่มีคุณสมบัติเหมาะสม 450 คน ในจำนวนนี้มีแพทย์ด้านวิทยาศาสตร์ 27 คน ผู้สมัครวิทยาศาสตร์ 73 คน นักวิชาการ 2 คน สมาชิกที่เกี่ยวข้อง 2 คน และแพทย์ปริญญาเอก 3 คน โครงสร้างตรงกลาง กรมการสำรวจระยะไกล งานวิจัยหลัก: การพัฒนาเทคโนโลยีสำหรับการรับ การเก็บถาวร การประมวลผล และการแสดงข้อมูลการสำรวจระยะไกล ดำเนินการวิจัยทางวิทยาศาสตร์พื้นฐานและประยุกต์ในด้านการศึกษาลักษณะสเปกตรัมของวัตถุบนพื้นผิวโลก การตรวจสอบพื้นที่ของที่ดินเพื่อเกษตรกรรมและสิ่งแวดล้อม สถานการณ์ฉุกเฉิน (น้ำท่วม น้ำท่วม ไฟไหม้) การตีความข้อมูลดาวเทียมตามสเปกตรัมต่างๆ เชิงพื้นที่ และความละเอียดทางโลกโดยอาศัยการวิเคราะห์ชุดข้อมูลระยะยาว การสำรวจระยะไกลและสถานะของพื้นผิวโลก ดำเนินการวิจัยดาวเทียมย่อย การจัดตั้งศูนย์สถานการณ์ภาคส่วนและระดับภูมิภาคเพื่อติดตามสถานการณ์ฉุกเฉินในพื้นที่ ภาควิชาการสร้างแบบจำลองข้อมูลทางภูมิศาสตร์ การพัฒนาแบบจำลองเชิงตัวเลขการถ่ายโอนคลื่นสั้นและรังสีความร้อนในชั้นบรรยากาศเพื่อแก้ไขภาพถ่ายดาวเทียมและการคำนวณพารามิเตอร์ทางกายภาพของบรรยากาศโดยอาศัยข้อมูลดาวเทียม การสร้างแบบจำลองข้อมูลทางภูมิศาสตร์ของ "การวิเคราะห์ความเสี่ยง" เพื่อกำหนดระดับอิทธิพลของปัจจัยทางธรรมชาติและที่มนุษย์สร้างขึ้นต่อการพัฒนาสถานการณ์ฉุกเฉินบนท่อหลัก การสร้างวิธีการและเทคโนโลยีอัตโนมัติสำหรับโฟโตแกรมเมทรีดิจิทัล วิธีการและอัลกอริธึมการคำนวณสำหรับการวิเคราะห์อินเทอร์เฟอโรเมตริกของข้อมูลการสำรวจระยะไกล ภาควิชาวิทยาศาสตร์วัสดุอวกาศและวิศวกรรมเครื่องมือ การสร้างเทคโนโลยีสำหรับการผลิตวัสดุโครงสร้างและการใช้งานเพื่อการบินและอวกาศตลอดจนผลิตภัณฑ์ที่ทำจากวัสดุเหล่านี้ การพัฒนาวิธีการเชิงคุณภาพ การวิเคราะห์ และเชิงตัวเลขเพื่อศึกษาปัญหาที่ไม่คงที่ในพลศาสตร์ของเทห์ฟากฟ้าเทียมและเทห์ฟากฟ้าตามธรรมชาติ การพัฒนาแบบจำลองทางคณิตศาสตร์ใหม่และวิธีการจัดเตรียมการเคลื่อนที่ของยานอวกาศตามโปรแกรม กรมสารสนเทศและการสนับสนุนการศึกษา (อัสตานา) องค์กรการฝึกอบรมขั้นสูงและการฝึกอบรมซ้ำของผู้เชี่ยวชาญสำหรับอุตสาหกรรมอวกาศของคาซัคสถาน ศูนย์รับข้อมูลอวกาศ (อัลมาตี) และศูนย์วิทยาศาสตร์และการศึกษาเพื่อการตรวจสอบอวกาศเพื่อการใช้ประโยชน์โดยรวม (อัสตานา) การรับ การเก็บถาวร และการประมวลผลข้อมูลภาพถ่ายดาวเทียมจากยานอวกาศ Aqua/MODIS, Terra/MODIS, SuomiNPP (สหรัฐอเมริกา) เป็นประจำ มีใบรับรองระดับสากล DTOO "II" (สถาบันไอโอโนสเฟียร์) เรื่องของกิจกรรมDTOO "Institute of the Ionosphere" กำลังดำเนินการวิจัยพื้นฐาน เชิงสำรวจ และประยุกต์ในสาขาฟิสิกส์แสงอาทิตย์-บก และธรณีพลศาสตร์: สนามไอโอโนสเฟียร์และสนามแม่เหล็กโลก สภาพอากาศในอวกาศ การตรวจสอบรังสีในอวกาศใกล้โลก ธรณีพลศาสตร์ภาคพื้นดินและธรณีฟิสิกส์ของ เปลือกโลกของคาซัคสถาน การสร้างระบบพยากรณ์การสะสมของแร่ธาตุ ธรณีวิทยา และการทำแผนที่ DTOO "AFIF" (สถาบันดาราศาสตร์ฟิสิกส์ตั้งชื่อตาม Fesenkov) DTOO "IKTT" (สถาบันวิศวกรรมอวกาศและเทคโนโลยี) ห้างหุ้นส่วนจำกัดความรับผิดบริษัทย่อย "สถาบันวิศวกรรมอวกาศและเทคโนโลยี"(ต่อไปนี้เรียกว่า DTOO “Institute of Space Engineering and Technology”) ก่อตั้งขึ้นตามคำสั่งของ National Space Agency of the Republic of Kazakhstan No. 65/OD ลงวันที่ 17 สิงหาคม 2552 DTOO "สถาบันเทคโนโลยีอวกาศและเทคโนโลยี" จดทะเบียนเมื่อวันที่ 23 ธันวาคม 2552 ผู้ก่อตั้งสถาบันเทคโนโลยีอวกาศและเทคโนโลยี จำกัด แต่เพียงผู้เดียวคือศูนย์ร่วมหุ้นเพื่อการวิจัยอวกาศและเทคโนโลยีแห่งชาติ 2. ข้อมูลทั่วไปเกี่ยวกับแหล่งจ่ายไฟของยานอวกาศ
เรขาคณิตของยานอวกาศ การออกแบบ มวล และสิ่งมีชีวิตส่วนใหญ่ถูกกำหนดโดยระบบจ่ายไฟของยานอวกาศ ระบบจ่ายไฟหรือเรียกอีกอย่างว่าระบบจ่ายไฟ (PSS) ของยานอวกาศ - ระบบของยานอวกาศที่ให้พลังงานแก่ระบบอื่นถือเป็นระบบที่สำคัญที่สุดระบบหนึ่ง ความล้มเหลวของระบบจ่ายไฟทำให้อุปกรณ์ทั้งหมดล้มเหลว ระบบจ่ายไฟมักจะประกอบด้วย: แหล่งไฟฟ้าหลักและรอง ตัวแปลง เครื่องชาร์จ และระบบควบคุมอัตโนมัติ แหล่งพลังงานปฐมภูมิ เครื่องกำเนิดพลังงานต่างๆ ถูกใช้เป็นแหล่งหลัก: แผงเซลล์แสงอาทิตย์ แหล่งที่มาของสารเคมีในปัจจุบัน: แบตเตอรี่; เซลล์กัลวานิก เซลล์เชื้อเพลิง; แหล่งพลังงานไอโซโทปรังสี เครื่องปฏิกรณ์นิวเคลียร์ แหล่งที่มาหลักไม่เพียงแต่รวมถึงเครื่องกำเนิดไฟฟ้าเท่านั้น แต่ยังรวมถึงระบบที่ให้บริการด้วย เช่น ระบบการวางแนวแผงโซลาร์เซลล์ บ่อยครั้งที่แหล่งพลังงานมารวมกัน เช่น แบตเตอรี่พลังงานแสงอาทิตย์กับแบตเตอรี่เคมี เซลล์เชื้อเพลิง เซลล์เชื้อเพลิงมีลักษณะน้ำหนักและขนาดสูง และมีความหนาแน่นของพลังงานเมื่อเปรียบเทียบกับแบตเตอรี่พลังงานแสงอาทิตย์และแบตเตอรี่เคมี ทนทานต่อการโอเวอร์โหลด มีแรงดันไฟฟ้าคงที่ และทำงานเงียบ อย่างไรก็ตามพวกเขาต้องการน้ำมันเชื้อเพลิงดังนั้นจึงใช้กับอุปกรณ์ที่มีระยะเวลาอยู่ในอวกาศตั้งแต่หลายวันถึง 1-2 เดือน ส่วนใหญ่จะใช้เซลล์เชื้อเพลิงไฮโดรเจน-ออกซิเจน เนื่องจากไฮโดรเจนให้ค่าความร้อนสูงสุด และนอกจากนี้ น้ำที่เกิดขึ้นจากปฏิกิริยายังสามารถนำไปใช้กับยานอวกาศที่มีคนขับได้ เพื่อให้เซลล์เชื้อเพลิงทำงานได้ตามปกติ จำเป็นต้องให้แน่ใจว่ามีการกำจัดน้ำและความร้อนที่เกิดจากปฏิกิริยา ปัจจัยที่จำกัดอีกประการหนึ่งคือต้นทุนไฮโดรเจนและออกซิเจนเหลวค่อนข้างสูง และความยากลำบากในการจัดเก็บ แหล่งพลังงานไอโซโทปรังสี แหล่งพลังงานไอโซโทปรังสีจะใช้ในกรณีต่อไปนี้เป็นหลัก: ระยะเวลาการบินที่ยาวนาน ภารกิจไปยังบริเวณรอบนอกของระบบสุริยะซึ่งมีฟลักซ์ของการแผ่รังสีดวงอาทิตย์ต่ำ ดาวเทียมสอดแนมที่มีเรดาร์สแกนด้านข้างไม่สามารถใช้แผงโซลาร์เซลล์ได้เนื่องจากมีวงโคจรต่ำ แต่มีความต้องการพลังงานสูง ระบบอัตโนมัติของระบบจ่ายไฟ รวมถึงอุปกรณ์สำหรับควบคุมการทำงานของโรงไฟฟ้าตลอดจนการตรวจสอบพารามิเตอร์ งานทั่วไปคือ: การรักษาพารามิเตอร์ของระบบให้อยู่ในช่วงที่กำหนด: แรงดันไฟฟ้า อุณหภูมิ ความดัน การสลับโหมดการทำงาน เช่น การสลับไปเป็นแหล่งพลังงานสำรอง การรับรู้ความล้มเหลว การป้องกันฉุกเฉินของแหล่งจ่ายไฟ โดยเฉพาะอย่างยิ่งในปัจจุบัน การส่งข้อมูลเกี่ยวกับสถานะของระบบสำหรับการวัดทางไกลและไปยังคอนโซลนักบินอวกาศ ในบางกรณี สามารถเปลี่ยนจากการควบคุมแบบอัตโนมัติเป็นแบบแมนนวลได้จากคอนโซลของนักบินอวกาศหรือโดยคำสั่งจากศูนย์ควบคุมภาคพื้นดิน .1 หลักการทำงานและการออกแบบแบตเตอรี่พลังงานแสงอาทิตย์
แบตเตอรี่พลังงานแสงอาทิตย์ใช้เครื่องกำเนิดแรงดันไฟฟ้าที่ประกอบด้วยเซลล์แสงอาทิตย์ ซึ่งเป็นอุปกรณ์สำหรับแปลงพลังงานแสงจากแสงอาทิตย์เป็นพลังงานไฟฟ้าโดยตรง การทำงานของ FEP ขึ้นอยู่กับเอฟเฟกต์โฟโตอิเล็กทริกภายใน เช่น เกี่ยวกับการปรากฏตัวของ EMF ภายใต้อิทธิพลของแสงแดด ตัวแปลงไฟฟ้าโซลาร์เซลล์เซมิคอนดักเตอร์ (SPV) เป็นอุปกรณ์ที่แปลงพลังงานรังสีแสงอาทิตย์เป็นพลังงานไฟฟ้าโดยตรง หลักการทำงานของเซลล์แสงอาทิตย์ขึ้นอยู่กับอันตรกิริยาของแสงแดดกับคริสตัลเซมิคอนดักเตอร์ ซึ่งในระหว่างนั้นโฟตอนจะปล่อยอิเล็กตรอนในคริสตัลซึ่งเป็นตัวพาประจุไฟฟ้า ภูมิภาคที่มีสนามไฟฟ้าแรงสูงที่สร้างขึ้นเป็นพิเศษภายใต้อิทธิพลของจุดเชื่อมต่อ p-n ที่เรียกว่าดักจับอิเล็กตรอนที่ปล่อยออกมาและแยกพวกมันออกในลักษณะที่กระแสไฟฟ้าและพลังงานไฟฟ้าเกิดขึ้นในวงจรโหลด ตอนนี้เรามาดูกระบวนการนี้โดยละเอียดมากขึ้นอีกหน่อย แม้ว่าจะมีการลดความซับซ้อนลงอย่างมากก็ตาม เริ่มต้นด้วยการดูการดูดกลืนแสงในโลหะและเซมิคอนดักเตอร์บริสุทธิ์ เมื่อกระแสโฟตอนกระทบกับพื้นผิวของโลหะ โฟตอนบางส่วนจะสะท้อนออกมา และส่วนที่เหลือจะถูกดูดซับโดยโลหะ พลังงานของส่วนที่สองของโฟตอนจะเพิ่มความกว้างของการสั่นของโครงตาข่ายและความเร็วของการเคลื่อนที่ที่วุ่นวายของอิเล็กตรอนอิสระ หากพลังงานโฟตอนค่อนข้างสูง ก็อาจเพียงพอที่จะทำให้อิเล็กตรอนหลุดออกจากโลหะได้ ทำให้มีพลังงานเท่ากับหรือมากกว่าฟังก์ชันการทำงานของโลหะที่กำหนด นี่คือเอฟเฟกต์โฟโตอิเล็กทริคภายนอก ด้วยพลังงานโฟตอนที่ต่ำกว่า พลังงานของมันจะไปทำให้โลหะร้อนขึ้นในที่สุด มีการสังเกตภาพที่แตกต่างออกไปเมื่อเซมิคอนดักเตอร์สัมผัสกับโฟตอนฟลักซ์ ซึ่งแตกต่างจากโลหะ สารกึ่งตัวนำที่เป็นผลึกในรูปแบบบริสุทธิ์ (ปราศจากสิ่งเจือปน) หากไม่ได้รับผลกระทบจากปัจจัยภายนอกใดๆ (อุณหภูมิ สนามไฟฟ้า การแผ่รังสีแสง ฯลฯ) จะไม่มีอิเล็กตรอนอิสระแยกออกจากอะตอมของโครงตาข่ายคริสตัลของ เซมิคอนดักเตอร์ ข้าว. 2.1 - การดูดกลืนแสงในโลหะและเซมิคอนดักเตอร์: 1 - แถบเติม (วาเลนซ์), 2 - ช่องว่างของแถบ, 3 - แถบการนำไฟฟ้า, 4 - อิเล็กตรอน อย่างไรก็ตาม เนื่องจากวัสดุเซมิคอนดักเตอร์อยู่ภายใต้อิทธิพลของอุณหภูมิบางระดับเสมอ (โดยส่วนใหญ่มักเป็นอุณหภูมิห้อง) อิเล็กตรอนส่วนเล็กๆ จึงสามารถได้รับพลังงานเพียงพอที่จะแยกพวกมันออกจากอะตอมของพวกมัน เนื่องจากการสั่นสะเทือนทางความร้อน อิเล็กตรอนดังกล่าวจะเป็นอิสระและสามารถมีส่วนร่วมในการถ่ายโอนไฟฟ้าได้ อะตอมของเซมิคอนดักเตอร์ที่สูญเสียอิเล็กตรอนไปจะได้ประจุบวกเท่ากับประจุของอิเล็กตรอน อย่างไรก็ตาม สถานที่ในอะตอมที่ไม่ถูกครอบครองโดยอิเล็กตรอนสามารถถูกครอบครองโดยอิเล็กตรอนจากอะตอมข้างเคียงได้ ในกรณีนี้ อะตอมแรกจะเป็นกลาง และอะตอมข้างเคียงจะมีประจุบวก พื้นที่ว่างในอะตอมเนื่องจากการก่อตัวของอิเล็กตรอนอิสระนั้นเทียบเท่ากับอนุภาคที่มีประจุบวกที่เรียกว่ารู พลังงานที่อิเล็กตรอนครอบครองในสถานะที่จับกับอะตอมจะอยู่ภายในแถบเติม (เวเลนซ์) พลังงานของอิเล็กตรอนอิสระค่อนข้างสูงและอยู่ในแถบพลังงานที่สูงกว่า - แถบการนำไฟฟ้า ระหว่างนั้นคือเขตต้องห้ามนั่นคือ โซนของค่าพลังงานดังกล่าวซึ่งอิเล็กตรอนของวัสดุเซมิคอนดักเตอร์ที่กำหนดไม่สามารถมีได้ทั้งในขอบเขตหรือในสถานะอิสระ ช่องว่างแถบความถี่สำหรับเซมิคอนดักเตอร์ส่วนใหญ่อยู่ในช่วง 0.1 - 1.5 eV สำหรับค่าช่องว่างของแบนด์ที่มากกว่า 2.0 eV เรากำลังเผชิญกับไดอิเล็กทริก ถ้าพลังงานโฟตอนเท่ากับหรือเกินกว่าช่องว่างของแถบความถี่ อิเล็กตรอนตัวหนึ่งจะถูกแยกออกจากอะตอมและถ่ายโอนจากแถบเวเลนซ์ไปยังแถบการนำไฟฟ้า ความเข้มข้นของอิเล็กตรอนและรูที่เพิ่มขึ้นทำให้ค่าการนำไฟฟ้าของเซมิคอนดักเตอร์เพิ่มขึ้น ค่าการนำไฟฟ้าปัจจุบันในเซมิคอนดักเตอร์ผลึกเดี่ยวบริสุทธิ์ที่เกิดขึ้นภายใต้อิทธิพลของปัจจัยภายนอกเรียกว่าค่าการนำไฟฟ้าภายใน เมื่ออิทธิพลภายนอกหายไป คู่อิเล็กตรอนที่มีรูอิสระจะรวมตัวกันอีกครั้ง และความนำไฟฟ้าภายในของเซมิคอนดักเตอร์มีแนวโน้มเป็นศูนย์ ไม่มีเซมิคอนดักเตอร์บริสุทธิ์ในอุดมคติใดมีเพียงค่าการนำไฟฟ้าของตัวเองเท่านั้น โดยทั่วไป เซมิคอนดักเตอร์จะมีค่าการนำไฟฟ้าแบบอิเล็กทรอนิกส์ (ชนิด n) หรือรู (ชนิด p) ประเภทของการนำไฟฟ้าถูกกำหนดโดยความจุของอะตอมของเซมิคอนดักเตอร์และความจุของอะตอมของสารเจือปนแบบแอคทีฟที่ฝังอยู่ในโครงตาข่ายคริสตัล ตัวอย่างเช่น สำหรับซิลิคอน (กลุ่ม IV ของตารางธาตุ Mendeleev) สิ่งเจือปนที่ใช้งานอยู่ ได้แก่ โบรอน อลูมิเนียม แกลเลียม อินเดียม แทลเลียม (กลุ่ม III) หรือฟอสฟอรัส สารหนู พลวง บิสมัท (กลุ่ม V) ตาข่ายคริสตัลซิลิคอนมีรูปร่างซึ่งอะตอมของซิลิคอนแต่ละอะตอมที่อยู่ในบริเวณตาข่ายนั้นเชื่อมต่อกับอะตอมของซิลิคอนใกล้เคียงอีกสี่อะตอมโดยสิ่งที่เรียกว่าพันธะโควาเลนต์หรือคู่อิเล็กทรอนิกส์ องค์ประกอบกลุ่ม V (ผู้บริจาค) ซึ่งฝังอยู่ในตำแหน่งของโครงผลึกซิลิคอน มีพันธะโควาเลนต์ระหว่างอิเล็กตรอน 4 ตัวกับอิเล็กตรอน 4 ตัวของอะตอมซิลิคอนที่อยู่ใกล้เคียง และอิเล็กตรอนตัวที่ 5 สามารถถูกปล่อยออกมาได้อย่างง่ายดาย องค์ประกอบกลุ่มที่ 3 (ตัวรับ) ฝังอยู่ในตำแหน่งของโครงผลึกซิลิคอน ดึงดูดอิเล็กตรอนจากอะตอมซิลิคอนที่อยู่ใกล้เคียงกันเพื่อสร้างพันธะโควาเลนต์ 4 พันธะ จึงเกิดเป็นรู อะตอมนี้สามารถดึงดูดอิเล็กตรอนจากอะตอมซิลิคอนที่อยู่ใกล้เคียงได้ เป็นต้น เซลล์แสงอาทิตย์คือโฟโตเซลล์เซมิคอนดักเตอร์ที่มีชั้นเกท ซึ่งการทำงานขึ้นอยู่กับเอฟเฟกต์โฟโตอิเล็กทริกที่เพิ่งกล่าวถึงไป ดังนั้นกลไกการทำงานของ FEP จึงเป็นดังนี้ (รูปที่ 2.2) ผลึก FEP ประกอบด้วยบริเวณ p และ n ซึ่งมีรูและการนำไฟฟ้าของอิเล็กตรอนตามลำดับ ทางแยก p-n (ชั้นกั้น) ถูกสร้างขึ้นระหว่างภูมิภาคเหล่านี้ ความหนา 10-4 - 10-6 ซม. เนื่องจากมีอิเล็กตรอนมากกว่าที่ด้านหนึ่งของทางแยก pn และมีรูอยู่อีกด้านหนึ่ง พาหะกระแสอิสระแต่ละตัวมีแนวโน้มที่จะแพร่กระจายไปยังส่วนนั้นของเซลล์แสงอาทิตย์ซึ่งมีไม่เพียงพอ เป็นผลให้เกิดสมดุลไดนามิกของประจุที่รอยต่อ p-n ในความมืด และประจุอวกาศสองชั้นเกิดขึ้น โดยประจุลบจะเกิดขึ้นที่ฝั่ง p และประจุบวกจะเกิดขึ้นที่ฝั่ง n สิ่งกีดขวางที่อาจเกิดขึ้น (หรือความต่างศักย์ไฟฟ้าสัมผัส) จะป้องกันการแพร่กระจายของอิเล็กตรอนและรูผ่านทางรอยต่อ p-n ต่อไป ความต่างศักย์ไฟฟ้าของการสัมผัส Uк นั้นส่งตรงจาก n-region ไปยัง p-region การเปลี่ยนอิเล็กตรอนจากภูมิภาค n ไปเป็นภูมิภาค p ต้องใช้ค่าใช้จ่ายในการทำงาน Uк · e ซึ่งเปลี่ยนเป็นพลังงานศักย์ของอิเล็กตรอน ด้วยเหตุนี้ ระดับพลังงานทั้งหมดในภูมิภาค p จึงถูกยกขึ้นสัมพันธ์กับระดับพลังงานในภูมิภาค n ด้วยค่าของสิ่งกีดขวางที่อาจเกิดขึ้น Uk · e ในรูป การเคลื่อนไหวขึ้นตามแนวแกนกำหนดสอดคล้องกับการเพิ่มขึ้น ในพลังงานของอิเล็กตรอนและพลังงานของรูลดลง ข้าว. 2.2 - หลักการทำงานของเซลล์แสงอาทิตย์ (อิเล็กตรอนระบุด้วยจุด รูระบุด้วยวงกลม) ดังนั้น สิ่งกีดขวางที่อาจเกิดขึ้นจึงเป็นอุปสรรคสำหรับผู้ให้บริการส่วนใหญ่ (ในทิศทางไปข้างหน้า) แต่ไม่ได้แสดงถึงการต่อต้านใด ๆ สำหรับผู้ให้บริการรายย่อย (ในทิศทางตรงกันข้าม) ภายใต้อิทธิพลของแสงแดด (โฟตอนของพลังงานบางอย่าง) อะตอมของเซมิคอนดักเตอร์จะตื่นเต้นและคู่อิเล็กตรอนรูเพิ่มเติม (ส่วนเกิน) จะปรากฏในคริสตัลทั้งในบริเวณ p- และ n (รูปที่ 2.2, b ). การมีสิ่งกีดขวางที่อาจเกิดขึ้นที่จุดเชื่อมต่อ p-n ทำให้เกิดการแยกพาหะส่วนน้อย (ประจุ) เพิ่มเติม เพื่อให้อิเล็กตรอนส่วนเกินสะสมในภูมิภาค n และรูส่วนเกินในภูมิภาค p ซึ่งไม่มีเวลารวมตัวกันใหม่ก่อนที่จะพวกมัน เข้าใกล้ทางแยก p-n ในกรณีนี้ การชดเชยบางส่วนของประจุพื้นที่ที่ทางแยก p-n จะเกิดขึ้น และสนามไฟฟ้าที่สร้างขึ้นโดยพวกมันซึ่งพุ่งตรงต่อความต่างศักย์หน้าสัมผัสจะเพิ่มขึ้น ซึ่งเมื่อรวมกันแล้วจะนำไปสู่การลดลงของสิ่งกีดขวางที่อาจเกิดขึ้น ผลที่ได้คือความต่างศักย์ U จะถูกสร้างขึ้นระหว่างอิเล็กโทรด ฉ ซึ่งโดยพื้นฐานแล้วคือภาพถ่าย-EMF หากโหลดไฟฟ้าภายนอกรวมอยู่ในวงจร PV กระแสไฟฟ้าจะไหลเข้าไป - การไหลของอิเล็กตรอนจากบริเวณ n ไปยังบริเวณ p ซึ่งพวกมันรวมตัวกันอีกครั้งด้วยรู ลักษณะเฉพาะของโวลต์-แอมแปร์ และโวลต์-กำลังของเซลล์แสงอาทิตย์แสดงไว้ในรูปที่ 2.3 ซึ่งเห็นได้ชัดว่าในการดึงพลังงานไฟฟ้าสูงสุดออกจากเซลล์แสงอาทิตย์นั้น จำเป็นต้องรับประกันการทำงานในช่วงที่ค่อนข้างแคบ แรงดันไฟขาออก (0.35 - 0.45 V) น้ำหนัก 1 ม 2SB 6...10 กก. โดย 40% เป็นมวลของ FEP จากโฟโตเซลล์ซึ่งมีขนาดเฉลี่ยไม่เกิน 20 มม. เครื่องกำเนิดแรงดันไฟฟ้าจะถูกหมุนโดยการเชื่อมต่อแบบอนุกรมกับค่าแรงดันไฟฟ้าที่ต้องการเช่นกับค่าเล็กน้อยที่ 27 V ข้าว. 2.3 - การขึ้นอยู่กับแรงดันไฟฟ้าและกำลังจำเพาะต่อความหนาแน่นกระแส PV เครื่องกำเนิดแรงดันไฟฟ้าซึ่งมีขนาดโดยรวมประมาณ 100 x 150 มม. ติดตั้งบนแผงโซลาร์เซลล์และเชื่อมต่อแบบอนุกรมเพื่อให้ได้พลังงานที่ต้องการที่เอาต์พุตของระบบพลังงานแสงอาทิตย์ นอกจากเซลล์แสงอาทิตย์ชนิดซิลิคอนซึ่งยังคงใช้ใน CEC แสงอาทิตย์ส่วนใหญ่แล้ว เซลล์แสงอาทิตย์ที่ใช้แกลเลียมอาร์เซไนด์และแคดเมียมซัลไฟด์ยังเป็นที่สนใจมากที่สุด มีอุณหภูมิในการทำงานสูงกว่าเซลล์แสงอาทิตย์ชนิดซิลิคอน (และเซลล์แสงอาทิตย์ที่ใช้แกลเลียมอาร์เซไนด์จะมีประสิทธิภาพที่สูงกว่าทั้งทางทฤษฎีและในทางปฏิบัติ) ควรสังเกตว่าเมื่อช่องว่างแถบของเซมิคอนดักเตอร์เพิ่มขึ้น แรงดันไฟฟ้าวงจรเปิดและประสิทธิภาพทางทฤษฎีของเซลล์แสงอาทิตย์ก็จะเพิ่มขึ้น อย่างไรก็ตาม เมื่อช่องว่างของแถบความถี่มากกว่า 1.5 eV ประสิทธิภาพของเซลล์แสงอาทิตย์จะเริ่มลดลง เนื่องจากสัดส่วนโฟตอนที่เพิ่มขึ้นไม่สามารถสร้างคู่อิเล็กตรอน-รูได้ ดังนั้นจึงมีช่องว่างแถบความถี่ที่เหมาะสมที่สุด (1.4 - 1.5 eV) ซึ่งประสิทธิภาพของเซลล์แสงอาทิตย์ถึงค่าสูงสุดที่เป็นไปได้ 3. โรงไฟฟ้าอวกาศเคมีไฟฟ้า
แหล่งกำเนิดกระแสไฟฟ้าเคมีไฟฟ้า (ECS) เป็นพื้นฐานของ CEU เคมีไฟฟ้าใดๆ ประกอบด้วยอิเล็กโทรด ซึ่งโดยปกติจะเป็นสารออกฤทธิ์ อิเล็กโทรไลต์ ตัวคั่น และโครงสร้างภายนอก (ภาชนะ) สารละลายที่เป็นน้ำของด่าง KOH มักจะใช้เป็นอิเล็กโทรไลต์สำหรับ ECHIT ที่ใช้กับยานอวกาศ ลองพิจารณาแผนภาพแบบง่ายและการออกแบบ ECHIT สังกะสีเงิน (รูปที่ 3.1) อิเล็กโทรดขั้วบวกคือตัวนำกระแสไฟแบบลวดตาข่ายซึ่งกดผงเงินโลหะ แล้วเผาในเตาอบที่อุณหภูมิประมาณ 400°C ซึ่งทำให้อิเล็กโทรดมีความแข็งแรงและความพรุนที่จำเป็น อิเล็กโทรดลบคือมวลที่กดลงบนกริดตัวนำกระแสไฟฟ้า ซึ่งประกอบด้วยซิงค์ออกไซด์ (70 - 75%) และฝุ่นสังกะสี (25 - 30%) ที่ขั้วลบ (Zn) ตัวออกซิไดซ์ของสารออกฤทธิ์จะทำปฏิกิริยากับซิงค์ไฮดรอกไซด์ Zn(OH) 2และด้านบวก (AgO) - ปฏิกิริยาการลดลงของสารออกฤทธิ์เป็นเงินบริสุทธิ์ กระแสไฟฟ้าถูกปล่อยออกสู่วงจรภายนอกในรูปของการไหลของอิเล็กตรอน ในอิเล็กโทรไลต์ วงจรไฟฟ้าจะถูกปิดโดยการไหลของไอออน OHˉ จากขั้วบวกไปยังขั้วลบ ตัวแยกมีความจำเป็นเบื้องต้นเพื่อป้องกันการสัมผัส (และทำให้เกิดการลัดวงจร) ของอิเล็กโทรด นอกจากนี้ ยังลดการคายประจุเองของ ECHI และจำเป็นเพื่อให้แน่ใจว่าการทำงานแบบย้อนกลับได้ตลอดรอบการคายประจุหลายรอบ ข้าว. 3.1 หลักการทำงานของ ECHIT ซิลเวอร์สังกะสี: อิเล็กโทรดบวก (AgO), 2 - โหลดไฟฟ้า อิเล็กโทรดเชิงลบ (Zn), 4 - ภาชนะ, 5 - ตัวแยก หลังนี้เกิดจากความจริงที่ว่าด้วยการแยกไม่เพียงพอ สารละลายคอลลอยด์ของซิลเวอร์ออกไซด์ที่ไปถึงขั้วลบจะถูกลดลงแบบคาโธดิกในรูปแบบของเกลียวเงินบาง ๆ ที่มุ่งตรงไปยังอิเล็กโทรดบวกและไอออนของสังกะสีก็จะลดลงในรูปแบบของเกลียวที่เติบโตไปทาง ขั้วบวก ทั้งหมดนี้สามารถนำไปสู่การลัดวงจรของอิเล็กโทรดในรอบแรกของการทำงาน ตัวแยก (ตัวแยก) ที่เหมาะสมที่สุดสำหรับ ECIT ซิลเวอร์สังกะสีคือฟิล์มของเซลลูโลสไฮเดรต (กระดาษแก้ว) ซึ่งขยายตัวในอิเล็กโทรไลต์ ทำให้การประกอบแน่น ซึ่งป้องกันไม่ให้อิเล็กโทรดสังกะสีละลาย เช่นเดียวกับการงอกของรูปเข็ม ผลึกเงินและสังกะสี (เดนไดรต์) ภาชนะ ECHIT สังกะสีเงินมักทำจากพลาสติก (โพลีเอไมด์เรซินหรือโพลีสไตรีน) และมีรูปร่างเป็นรูปสี่เหลี่ยมผืนผ้า สำหรับ ECHIT ประเภทอื่นๆ ภาชนะสามารถสร้างขึ้นได้ เช่น เหล็กชุบนิกเกิล เมื่อชาร์จ ECIT สังกะสีและซิลเวอร์ออกไซด์จะลดลงบนอิเล็กโทรด ดังนั้น การปล่อย ECHIT จึงเป็นกระบวนการปล่อยกระแสไฟฟ้าเข้าสู่วงจรภายนอก และประจุ ECHIT คือกระบวนการจ่ายไฟฟ้าจากภายนอกเพื่อคืนสภาพสารดั้งเดิมจากผลิตภัณฑ์ที่ทำปฏิกิริยา ตามลักษณะของงาน ECHIT จะถูกแบ่งออกเป็นเซลล์กัลวานิก (แหล่งกระแสหลัก) ซึ่งอนุญาตให้ใช้สารออกฤทธิ์ได้เพียงครั้งเดียวและแบตเตอรี่ไฟฟ้า (แหล่งกระแสทุติยภูมิ) ซึ่งอนุญาตให้ใช้สารออกฤทธิ์ซ้ำ ๆ เนื่องจาก ความเป็นไปได้ในการกู้คืนโดยการชาร์จจากแหล่งไฟฟ้าภายนอก CEU ที่ใช้ ECHIT ใช้แบตเตอรี่ไฟฟ้าที่มีโหมดคายประจุแบบใช้แล้วทิ้งหรือนำกลับมาใช้ใหม่ได้ เช่นเดียวกับเซลล์เชื้อเพลิงไฮโดรเจน-ออกซิเจน 3.1 แหล่งกำเนิดสารเคมีในปัจจุบัน
แรงเคลื่อนไฟฟ้า (EMF) ของแหล่งกำเนิดสารเคมีคือค่าความต่างศักย์ของอิเล็กโทรดเมื่อวงจรภายนอกเปิดอยู่: ที่ไหน และ - ตามลำดับศักย์ไฟฟ้าของขั้วบวกและขั้วลบ ความต้านทานภายในรวม R แหล่งสารเคมี(ความต้านทานกระแสคงที่) ประกอบด้วยความต้านทานโอห์มมิก และความต้านทานโพลาไรเซชัน :
ที่ไหน - EMF ของโพลาไรซ์; - ความแรงของกระแสคายประจุ ความต้านทานโพลาไรซ์ เกิดจากการเปลี่ยนแปลงศักย์ไฟฟ้าของอิเล็กโทรด และ เมื่อกระแสไหลและขึ้นอยู่กับระดับประจุ ความแรงของกระแสคายประจุ องค์ประกอบของอิเล็กโทรด และความบริสุทธิ์ของอิเล็กโทรไลต์ ;
,
ที่ไหน และ และ .
ความสามารถในการคายประจุ Q (Ah) ของแหล่งสารเคมีคือปริมาณไฟฟ้าที่จ่ายออกจากแหล่งกำเนิดในระหว่างการคายประจุที่อุณหภูมิอิเล็กโทรไลต์ ความดันโดยรอบ กระแสคายประจุ และแรงดันไฟฟ้าสุดท้าย: ,
และในกรณีทั่วไปให้มีกระแสคงที่ระหว่างคายประจุ ที่ไหน - มูลค่าปัจจุบันของกระแสจำหน่าย, A; - เวลาจำหน่าย, ชม. ,
ที่ไหน และ .
แบตเตอรี่ซิลเวอร์-สังกะสี, แคดเมียม-นิกเกิล และนิกเกิล-ไฮโดรเจน ถือเป็นแหล่งจ่ายสารเคมีในปัจจุบัน 3.2 แบตเตอรี่ซิลเวอร์สังกะสี
แบตเตอรี่สังกะสีเงินเนื่องจากมีมวลและปริมาตรต่ำกว่าและมีความจุเท่ากันและมีความต้านทานภายในต่ำกว่าที่แรงดันไฟฟ้าที่กำหนด จึงแพร่หลายในอุปกรณ์ไฟฟ้าในอวกาศ สารออกฤทธิ์ของอิเล็กโทรดบวกของแบตเตอรี่คือซิลเวอร์ออกไซด์ AgO และแผ่นลบคือสังกะสีโลหะ สารละลายที่เป็นน้ำของ KOH ที่เป็นด่างซึ่งมีความหนาแน่น 1.46 กรัม/ลูกบาศก์เซนติเมตร ถูกใช้เป็นอิเล็กโทรไลต์ 3.
แบตเตอรี่จะถูกชาร์จและคายประจุเป็นสองขั้นตอน ในระหว่างการคายประจุทั้งสองขั้นตอน จะเกิดปฏิกิริยาออกซิเดชันของซิงค์ที่ขั้วลบ 2OH ˉ ปลดประจำการ → ZnO + H 2โอ+2อี ที่อิเล็กโทรดบวก ปฏิกิริยาการลดซิลเวอร์เกิดขึ้นในสองขั้นตอน ในระยะแรก ไดวาเลนต์ซิลเวอร์ออกไซด์จะถูกรีดิวซ์เป็นโมโนวาเลนต์: 2AgO + 2e + H 2โอ ปลดประจำการ → Ag 2O + 2OH ˉ แรงเคลื่อนไฟฟ้าของแบตเตอรี่คือ 1.82.. 1.86 V ในขั้นที่สอง เมื่อแบตเตอรี่หมดประมาณ 30% โมโนวาเลนต์ซิลเวอร์ออกไซด์จะลดลงเป็นสีเงินเมทัลลิก: 2O+2e+H 2โอ ปลดประจำการ → 2Ag + 2OH ˉ แรงเคลื่อนไฟฟ้าของแบตเตอรี่ ณ เวลาที่เปลี่ยนจากระยะแรกของการคายประจุไปยังระยะที่สองลดลงเป็น 1.52.. 1.56 V. เป็นผลให้เส้นโค้ง 2 ของการเปลี่ยนแปลงแรงเคลื่อนไฟฟ้าระหว่างการคายประจุด้วยกระแสไฟที่กำหนด (รูปที่ 3.2) มี ลักษณะการกระโดด เมื่อมีการคายประจุเพิ่มเติม แรงเคลื่อนไฟฟ้าของแบตเตอรี่จะยังคงคงที่จนกว่าแบตเตอรี่จะคายประจุจนหมด เมื่อชาร์จ ปฏิกิริยาจะเกิดขึ้นในสองขั้นตอน แรงดันไฟฟ้ากระชากและ EMF เกิดขึ้นเมื่อแบตเตอรี่มีประจุอยู่ประมาณ 30% (เส้นโค้ง 1) ในสถานะนี้ พื้นผิวของอิเล็กโทรดถูกปกคลุมไปด้วยซิลเวอร์ออกไซด์ไดวาเลนต์ ข้าว. 3.2 - EMF ของแบตเตอรี่ระหว่างการชาร์จ (1) และการคายประจุ (2) เมื่อสิ้นสุดประจุ เมื่อปฏิกิริยาออกซิเดชันของเงินจากโมโนวาเลนต์ถึงไดวาเลนต์ตลอดความหนาทั้งหมดของอิเล็กโทรดหยุดลง การปล่อยออกซิเจนจะเริ่มขึ้นตามสมการ โอ้ ปลดประจำการ → 2ชม 2O+4e+O 2
ในกรณีนี้ แรงเคลื่อนไฟฟ้าของแบตเตอรี่จะเพิ่มขึ้น 0.2...0.3 V (ดูรูป 5.1 ส่วนเส้นประบนเส้นโค้ง 1) ออกซิเจนที่ปล่อยออกมาระหว่างการชาร์จใหม่จะเร่งกระบวนการทำลายพารามิเตอร์กระดาษแก้วของแบตเตอรี่และการเกิดไฟฟ้าลัดวงจรภายใน ในระหว่างกระบวนการชาร์จ ซิงค์ออกไซด์ทั้งหมดสามารถรีดิวซ์เป็นโลหะสังกะสีได้ เมื่อทำการชาร์จใหม่ซิงค์ออกไซด์ของอิเล็กโทรไลต์จะถูกเรียกคืนซึ่งอยู่ในรูขุมขนของอิเล็กโทรดจากนั้นในตัวแยกของแผ่นลบซึ่งมีบทบาทในการเล่นโดยฟิล์มกระดาษแก้วหลายชั้น สังกะสีจะถูกปล่อยออกมาในรูปของผลึกที่เติบโตไปทางอิเล็กโทรดบวก ทำให้เกิดซิงค์เดนไดรต์ ผลึกดังกล่าวสามารถเจาะฟิล์มกระดาษแก้วและทำให้เกิดการลัดวงจรของอิเล็กโทรดได้ เดนไดรต์สังกะสีไม่เกิดปฏิกิริยาย้อนกลับ ดังนั้นแม้แต่การชาร์จไฟเกินในระยะสั้นก็เป็นอันตราย 3.3 แบตเตอรี่นิกเกิลแคดเมียม
สารออกฤทธิ์ของอิเล็กโทรดลบในแบตเตอรี่นิกเกิลแคดเมียมคือโลหะแคดเมียม อิเล็กโทรไลต์ในแบตเตอรี่เป็นสารละลายในน้ำของโพแทสเซียมที่มีฤทธิ์กัดกร่อน KOH มีความหนาแน่น 1.18 ... 1.40 กรัม/ซม. 3.
แบตเตอรี่นิกเกิลแคดเมียมใช้ปฏิกิริยารีดอกซ์ระหว่างแคดเมียมและนิกเกิลออกไซด์ไฮเดรต: 2Ni(OH) 3→ ซีดี(OH) 2+ 2Ni(OH) 2
วิธีง่ายๆ ปฏิกิริยาเคมีที่อิเล็กโทรดสามารถเขียนได้ดังนี้ บนอิเล็กโทรดลบระหว่างการคายประจุจะเกิดปฏิกิริยาออกซิเดชันของแคดเมียม: 2e → ซีดี ++
แคดเมียมไอออนจับกับไฮดรอกซิลไอออนของอัลคาไลทำให้เกิดแคดเมียมไฮเดรต: 2e + 2OH ˉ ปลดประจำการ → ซีดี(OH) 2.
บนอิเล็กโทรดบวก ในระหว่างการคายประจุ นิกเกิลจะลดลงจากไตรวาเลนต์เป็นไดวาเลนต์: 2Ni(OH) 3+2อี ปลดประจำการ → 2ไน(โอ)2 +2OH ˉ ลดความซับซ้อนคือองค์ประกอบของไฮดรอกไซด์ไม่ตรงกับสูตรของมันทุกประการ เกลือแคดเมียมและนิกเกิลละลายได้ในน้ำเล็กน้อย ดังนั้นความเข้มข้นของแคดเมียมไอออน ++, นิ ++, นิ +++ถูกกำหนดโดยความเข้มข้นของ KOH ซึ่งค่าแรงเคลื่อนไฟฟ้าของแบตเตอรี่ขึ้นอยู่กับอิเล็กโทรไลต์ทางอ้อม แรงเคลื่อนไฟฟ้าของแบตเตอรี่ที่ชาร์จใหม่คือ 1.45 V ภายในไม่กี่วันหลังจากสิ้นสุดการชาร์จ EMF จะลดลงเหลือ 1.36 V 3.4 แบตเตอรี่นิกเกิล-ไฮโดรเจน
แบตเตอรี่แบบชาร์จไฟได้นิกเกิล-ไฮโดรเจน (HBAB) ซึ่งมีความน่าเชื่อถือสูง อายุการใช้งานยาวนานและพลังงานจำเพาะ และมีตัวบ่งชี้ประสิทธิภาพที่ยอดเยี่ยม จะพบการใช้งานในยานอวกาศได้อย่างกว้างขวางแทนแบตเตอรี่นิกเกิลแคดเมียม ในการใช้งาน LVAB ในวงโคจรโลกต่ำ (LEO) ต้องใช้ทรัพยากรประมาณ 30,000 รอบในระยะเวลาห้าปี การใช้แบตเตอรี่ใน LEO ที่มีความลึกต่ำ (DOD) ส่งผลให้พลังงานจำเพาะที่รับประกันลดลงที่สอดคล้องกัน (สามารถทำได้ 30,000 รอบโดยมี DOD 40%) การปั่นจักรยานอย่างต่อเนื่องเป็นเวลาสามปีในโหมด LEO ที่ GR = 30% ของ NVAB มาตรฐานสิบสองรายการ (RNH-30-1) ที่มีความจุ 30 A ชั่วโมงแสดงให้เห็นว่า NVAB ทั้งหมดทำงานอย่างเสถียรเป็นเวลา 14,600 รอบ ระดับพลังงานจำเพาะที่ได้รับสำหรับ NVAB ในสภาวะของวงโคจรใกล้โลกคือ 40 Wh/kg ที่ความลึกการปล่อยประจุ 100% ทรัพยากรที่ 30% GR คือ 30,000 รอบ 4/ การเลือกพารามิเตอร์สำหรับแผงโซลาร์เซลล์และการจัดเก็บบัฟเฟอร์
ข้อมูลเริ่มต้น: จำกัดมวลของยานอวกาศ - MP = สูงสุด 15 กก. ความสูงของวงโคจรวงกลมคือ h = 450 km; มวลของระบบเป้าหมายไม่เกิน 0.5 กก. ความถี่ในการส่ง - 24 GHz; การใช้แรงดันไฟฟ้า - 3.3 - 3.6 V; การใช้พลังงานขั้นต่ำของตัวรับส่งสัญญาณคือ 300 mW; การใช้พลังงานของเครื่องยนต์พลาสม่าไอออน - 155 W; ระยะเวลาของการดำรงอยู่คือ 2-3 ปี 4.1 การคำนวณพารามิเตอร์การจัดเก็บบัฟเฟอร์
การคำนวณพารามิเตอร์ของอุปกรณ์จัดเก็บบัฟเฟอร์ (BN) จากแบตเตอรี่แบบชาร์จไฟได้และการกำหนดองค์ประกอบจะดำเนินการตามข้อ จำกัด ที่กำหนดกับแบตเตอรี่ในแง่ของการชาร์จและการคายประจุกระแสความจุการคายประจุรวมความลึกของการปล่อยครั้งเดียวความน่าเชื่อถืออุณหภูมิในการทำงาน เงื่อนไข ฯลฯ เมื่อคำนวณพารามิเตอร์ของแบตเตอรี่นิกเกิลไฮโดรเจนเราจะใช้คุณลักษณะและสูตรต่อไปนี้ [ผู้เขียน "การออกแบบยานอวกาศอัตโนมัติ": D.I. Kozlov, G.N. อันชาคอฟ, V.F. อการ์คอฟ, ยู.จี. Antonov § 7.5] เช่นเดียวกับคุณลักษณะทางเทคนิคของแหล่งที่มา AB HB-50 NIAI ข้อมูลที่นำมาจากไซต์ [#"justify">แรงเคลื่อนไฟฟ้าของแบตเตอรี่ที่ชาร์จใหม่คือ 1.45 V ภายในไม่กี่วันหลังจากนั้น เมื่อสิ้นสุดการชาร์จ emf จะลดลงเหลือ 1.36 V. · ชาร์จกระแสสูงสุด 30 A; · ความแรงของกระแสคายประจุ 12 - 50A ในสภาวะคงที่และสูงถึง 120 A ในโหมดพัลซิ่งนานสูงสุด 1 นาที · ปล่อยความลึกสูงสุดถึง 54Ah; · เมื่อใช้งานแบตเตอรี่ (โดยเฉพาะอย่างยิ่งในโหมดการปั่นจักรยานที่มีกระแสประจุและกระแสคายประจุสูง) จำเป็นต้องตรวจสอบให้แน่ใจว่าสภาวะการทำงานของความร้อนของแบตเตอรี่อยู่ในช่วง 10...30°C เพื่อจุดประสงค์นี้ จำเป็นต้องจัดให้มีการติดตั้งแบตเตอรี่ในช่องที่ปิดสนิทของยานอวกาศ และจัดให้มีการระบายความร้อนด้วยอากาศสำหรับแต่ละยูนิต สูตรที่ใช้ในการคำนวณพารามิเตอร์ของแบตเตอรี่นิกเกิลแคดเมียม: แรงดันไฟฟ้าของแหล่งไฟฟ้าเคมีแตกต่างจาก EMF โดยค่าของแรงดันไฟฟ้าตกในวงจรภายในซึ่งกำหนดโดยความต้านทานภายในทั้งหมดและกระแสไหล: , (1)
, (2)
ที่ไหน และ - แรงดันไฟฟ้าคายประจุและการชาร์จที่แหล่งกำเนิดตามลำดับ และ - ความแรงของกระแสคายประจุและกระแสประจุตามลำดับ สำหรับเซลล์กัลวานิกที่ใช้แล้วทิ้ง แรงดันไฟฟ้าจะถูกกำหนดให้เป็นคายประจุ .
ความสามารถในการคายประจุ Q (Ah) ของแหล่งสารเคมีคือปริมาณไฟฟ้าที่จ่ายโดยแหล่งกำเนิดในระหว่างการคายประจุที่อุณหภูมิอิเล็กโทรไลต์ ความดันโดยรอบ กระแสคายประจุ และแรงดันไฟฟ้าสุดท้าย: , (3)
กำลังการผลิตที่กำหนดของแหล่งกำเนิดกระแสไฟฟ้าของสารเคมีคือกำลังการผลิตที่แหล่งกำเนิดต้องส่งมอบภายใต้สภาวะการทำงานที่ระบุโดยเงื่อนไขทางเทคนิค สำหรับแบตเตอรี่ KA กระแสไฟที่กำหนดและกระแสคายประจุมักจะถือเป็นกระแสของโหมดคายประจุหนึ่งหรือสองหรือ 10 ชั่วโมง การคายประจุเองคือการสูญเสียความจุโดยแหล่งสารเคมีอย่างไร้ประโยชน์เมื่อวงจรภายนอกเปิดอยู่ โดยทั่วไป การปลดปล่อยตัวเองจะแสดงเป็น % ต่อวันของการจัดเก็บ: (4)
ที่ไหน และ - ภาชนะบรรจุแหล่งสารเคมีก่อนและหลังการเก็บรักษา T - เวลาจัดเก็บวัน พลังงานจำเพาะของแหล่งกำเนิดสารเคมีในปัจจุบันคืออัตราส่วนของพลังงานที่จ่ายต่อมวล: (5)
ค่าพลังงานจำเพาะไม่เพียงแต่ขึ้นอยู่กับชนิดของแหล่งกำเนิดเท่านั้น แต่ยังขึ้นอยู่กับความแรงของกระแสคายประจุด้วย เช่น จากอำนาจที่ได้รับ ดังนั้นแหล่งเคมีไฟฟ้าจึงมีลักษณะเฉพาะที่สมบูรณ์ยิ่งขึ้นโดยการพึ่งพาพลังงานจำเพาะกับพลังงานจำเพาะ การคำนวณพารามิเตอร์: ลองกำหนดเวลาคายประจุสูงสุดและต่ำสุดจากสูตร: ดังนั้นระยะเวลาคายประจุสูงสุดคือ: ;
เวลาปล่อยขั้นต่ำ: .
ตามมาว่าเวลาคายประจุทำให้ดาวเทียมที่ออกแบบสามารถใช้กระแสไฟฟ้าได้โดยเฉลี่ย 167 นาทีหรือ 2.8 ชั่วโมง เนื่องจากการติดตั้งเป้าหมายของเราใช้ 89 mA เวลาคายประจุจึงไม่มีนัยสำคัญซึ่งส่งผลเชิงบวกต่อการจ่ายไฟ ไฟฟ้าช็อตระบบดาวเทียมที่สำคัญอื่นๆ พิจารณาแรงดันคายประจุและความต้านทานภายในรวมของแบตเตอรี่จากสูตร: ; (1)
(2)
.
จากนี้จะเห็นได้ว่าแรงดันไฟฟ้าประจุสามารถจ่ายได้อย่างเพียงพอโดยใช้แผงโซลาร์เซลล์ แม้ว่าพื้นที่จะมีขนาดไม่ใหญ่นักก็ตาม คุณสามารถกำหนดการคายประจุเองได้โดยใช้สูตร: (4)
ลองใช้เวลาการทำงานของแบตเตอรี่ T = 0.923 ชั่วโมง, Q 1= 50 (อา) และคิว 2 = 6 (Ah) เป็นเวลาสามสิบนาทีของการทำงาน: ,
นั่นคือด้วยการใช้กระแสไฟขั้นต่ำ 12 A ใน 30 นาทีแบตเตอรี่จะหมดลง 95% โดยมีวงจรเปิด มาหาพลังงานจำเพาะของแหล่งเคมีโดยใช้สูตร: ,
นั่นคือแหล่งเคมี 1 กิโลกรัมสามารถให้พลังงาน 61.2 W ต่อชั่วโมง ซึ่งเหมาะสำหรับการติดตั้งเป้าหมายของเราซึ่งทำงานที่กำลังสูงสุด 370 mW 4.2 การคำนวณพารามิเตอร์แผงโซลาร์เซลล์
เพื่อคำนวณพารามิเตอร์หลักของระบบความปลอดภัยที่ส่งผลต่อการออกแบบยานอวกาศนั่นเอง ลักษณะทางเทคนิคมาใช้ประโยชน์กันเถอะ สูตรต่อไปนี้[“การออกแบบยานอวกาศอัตโนมัติ” ผู้แต่ง: D.I. Kozlov, G.N. อันชาคอฟ, V.F. อการ์คอฟ, ยู.จี. โทนอฟ § 7.5]: การคำนวณพารามิเตอร์ SB จะขึ้นอยู่กับการกำหนดพื้นที่และมวล การคำนวณกำลัง SB ทำได้โดยใช้สูตร: (6)
ที่ไหน - เอสบี พาวเวอร์; ร n - กำลังโหลดเฉลี่ยรายวัน (โดยไม่คำนึงถึงความต้องการของ SEP) - เวลาการวางแนวของ SB ถึงดวงอาทิตย์ต่อการปฏิวัติ ที ต - เวลาที่ SB ไม่ติดสว่าง - ประสิทธิภาพของตัวควบคุมพลังงานส่วนเกิน SB คือ 0.85; - ประสิทธิภาพของตัวควบคุมการปล่อย BN เท่ากับ 0.85 ร .3- ประสิทธิภาพของตัวควบคุมการชาร์จ BN เท่ากับ 0.9 - ประสิทธิภาพของแบตเตอรี่ BN คือ 0.8 พื้นที่ของแบตเตอรี่พลังงานแสงอาทิตย์คำนวณโดยสูตร: (7)
ที่ไหน - พลังเฉพาะของ SB ที่ได้รับ: W/ม 2ที่ = 60°C และ 85 วัตต์/ม 2ที่ = 110°C สำหรับวัสดุ FEP KSP; W/ม 2ที่ = 60°C และ 100 วัตต์/ม 2ที่ = 110°C สำหรับวัสดุ FEP; W/ม 2ที่ = 60°C และ 160 วัตต์/ม 2ที่ = 110°C สำหรับวัสดุ PV Ga - As; - ปัจจัยด้านความปลอดภัย โดยคำนึงถึงการเสื่อมสลายของเซลล์แสงอาทิตย์เนื่องจากการแผ่รังสี เท่ากับ 1.2 สำหรับระยะเวลาการทำงานสองถึงสามปี และ 1.4 สำหรับระยะเวลาการทำงานห้าปี เติมปัจจัยที่คำนวณโดยสูตร 1,12; -
ประสิทธิภาพของ SB = 0.97 มวลของ SB ถูกกำหนดตามพารามิเตอร์เฉพาะ ในการออกแบบ SB ที่มีอยู่ในปัจจุบัน แรงดึงดูดเฉพาะจำนวน = 2.77 กก./ม 2สำหรับซิลิคอนและ = 4.5 กก./ม 2สำหรับเซลล์แสงอาทิตย์ชนิดแกลเลียมอาร์เซไนด์ มวล SB คำนวณโดยใช้สูตร: (8)
ในการเริ่มคำนวณ PDS คุณต้องเลือกแผงโซลาร์เซลล์ เมื่อพิจารณาแผงโซลาร์เซลล์ต่างๆ ทางเลือกมีดังนี้: แบตเตอรี่พลังงานแสงอาทิตย์ขององค์กร Saturn OJSC ที่ใช้โฟโตคอนเวอร์เตอร์ GaAs ที่มีคุณสมบัติดังต่อไปนี้ พารามิเตอร์พื้นฐานของ SB พารามิเตอร์ของ SBSB อิงตามอายุการใช้งาน GaAs FPS Active, ปี 15 ประสิทธิภาพที่อุณหภูมิ 28°C, % 28 กำลังเฉพาะ, W/m 2170กำลังสูงสุด, วัตต์/ม 2381แรงโน้มถ่วงจำเพาะ กก./ม 2ความหนา 1.6FEP, µm150 ± 20 นอกจากนี้ ในการคำนวณ คุณจะต้องทราบระยะเวลาการโคจรของดาวเทียมในวงโคจรโลกต่ำ ข้อมูลที่นำมาจากไซต์: · ในช่วง 160 กม. คาบการโคจรประมาณ 88 นาที · มากถึง 2,000 กม. ระยะเวลาประมาณ 127 นาที ในการคำนวณเราใช้ค่าเฉลี่ย - ประมาณ 100 นาที ในกรณีนี้คือระยะเวลาการส่องสว่าง แผงเซลล์แสงอาทิตย์ยานอวกาศที่อยู่ในวงโคจรนั้นยาวกว่า (ประมาณ 60 นาที) มากกว่าเวลาที่พวกมันอยู่ในเงามืดประมาณ 40 นาที กำลังโหลด เท่ากับผลรวมของกำลังที่ต้องการของระบบขับเคลื่อน อุปกรณ์เป้าหมาย กำลังชาร์จ และเท่ากับ 220 W (ค่านี้ใช้กับส่วนที่เกิน 25 W) แทนที่ค่าที่ทราบทั้งหมดลงในสูตรเราจะได้: ,
.
ในการกำหนดพื้นที่ของแผง SB เราจะนำวัสดุ Ga-As PV ไปใช้ที่อุณหภูมิการทำงาน = 60°C ดาวเทียมใช้งานมาแล้ว 2-3 ปี และใช้สูตรดังนี้ ,
แทนที่ข้อมูลเดิมเราจะได้: หลังจากคำนวณแล้วเราก็จะได้ ,
แต่คำนึงถึงการชาร์จแบตเตอรี่ไม่บ่อยนักในการใช้งาน เทคโนโลยีที่ทันสมัยในการพัฒนาระบบอื่น ๆ และยังคำนึงถึงความจริงที่ว่ากำลังโหลดนั้นมีระยะขอบประมาณ 25 W จึงสามารถลดพื้นที่ของระบบจ่ายไฟลงเหลือ 3.6 m2
สิ่งประดิษฐ์นี้เกี่ยวข้องกับสาขาพลังงานอวกาศ โดยเฉพาะอย่างยิ่งระบบจ่ายไฟบนยานอวกาศสำหรับยานอวกาศ (SC) ตามการประดิษฐ์ ระบบจ่ายไฟของยานอวกาศประกอบด้วยแบตเตอรี่พลังงานแสงอาทิตย์ เครื่องควบคุมแรงดันไฟฟ้า แบตเตอรี่แบบชาร์จไฟได้ เครื่องควบคุมกำลังไฟสูง และเครื่องควบคุมแรงดันไฟฟ้าของแบตเตอรี่พลังงานแสงอาทิตย์และอุปกรณ์คายประจุของแบตเตอรี่ทำขึ้นใน รูปแบบของบริดจ์อินเวอร์เตอร์ที่มีหม้อแปลงทั่วไปในขณะที่อินพุต ที่ชาร์จเชื่อมต่อกับขดลวดเอาต์พุตของหม้อแปลง อุปกรณ์กำลังโหลดที่มีพิกัดแรงดันไฟฟ้าเอาต์พุต AC หรือ DC ของตัวเองเชื่อมต่อกับขดลวดเอาต์พุตอื่นของหม้อแปลง และหนึ่งในอุปกรณ์กำลังโหลดเชื่อมต่อกับตัวปรับความเสถียรของแบตเตอรี่พลังงานแสงอาทิตย์และการคายประจุแบตเตอรี่ อุปกรณ์. ผลลัพธ์ทางเทคนิคคือการขยายขีดความสามารถของระบบจ่ายไฟของยานอวกาศ ปรับปรุงคุณภาพของแรงดันไฟฟ้าขาออก ลดต้นทุนการพัฒนาและการผลิต และลดเวลาในการพัฒนาระบบ ป่วย 1 ราย
ภาพวาดสำหรับสิทธิบัตร RF 2396666
สิ่งประดิษฐ์ปัจจุบันเกี่ยวข้องกับสาขาพลังงานอวกาศ โดยเฉพาะระบบจ่ายไฟออนบอร์ด (EPS) ของยานอวกาศ (SC)
ระบบจ่ายไฟของยานอวกาศเป็นที่รู้จักอย่างกว้างขวาง ซึ่งประกอบด้วยแบตเตอรี่พลังงานแสงอาทิตย์ แบตเตอรี่แบบชาร์จไฟได้ รวมถึงชุดอุปกรณ์อิเล็กทรอนิกส์ที่รับประกันการทำงานร่วมกันของแหล่งเหล่านี้สำหรับโหลดยานอวกาศ การแปลงแรงดันไฟฟ้า และความเสถียร
ลักษณะทางยุทธวิธีและทางเทคนิคของ SEP และสำหรับเทคโนโลยีอวกาศสิ่งที่สำคัญที่สุดคือพลังเฉพาะเช่น อัตราส่วนของกำลังไฟฟ้าที่สร้างโดยระบบจ่ายไฟต่อมวล (Pud=Psep/Msep) ขึ้นอยู่กับคุณลักษณะมวลเฉพาะของแหล่งจ่ายกระแสไฟที่ใช้เป็นหลัก แต่ยังรวมถึงขอบเขตขนาดใหญ่ในแผนภาพโครงสร้างที่นำมาใช้ของ PDS ที่เกิดขึ้นด้วย โดยความซับซ้อนของอุปกรณ์อิเล็กทรอนิกส์ของ PDS ซึ่งกำหนดรูปแบบการใช้ประโยชน์จากแหล่งที่มาและประสิทธิภาพของการใช้ศักยภาพของพวกเขา
มีระบบจ่ายไฟของยานอวกาศที่รู้จักกันดีพร้อมไดอะแกรมโครงสร้างที่ให้: การรักษาเสถียรภาพของแรงดันไฟฟ้ากระแสตรงบนโหลด (ด้วยความแม่นยำ 0.5-1.0% ของค่าเล็กน้อย) การรักษาเสถียรภาพของแรงดันไฟฟ้าบนแบตเตอรี่พลังงานแสงอาทิตย์ซึ่งช่วยให้มั่นใจได้ถึงการกำจัดพลังงานออกจากบริเวณใกล้เคียง คุณลักษณะแรงดันไฟฟ้าปัจจุบันของจุดทำงานที่เหมาะสมที่สุด (คุณลักษณะโวลต์-แอมแปร์) และยังใช้อัลกอริธึมการควบคุมที่เหมาะสมที่สุดสำหรับโหมดการทำงานของแบตเตอรี่แบบชาร์จไฟได้ ทำให้สามารถรับประกันพารามิเตอร์ตัวเก็บประจุสูงสุดที่เป็นไปได้ในระหว่างการปั่นจักรยานระยะยาวของแบตเตอรี่ในวงโคจร เป็นตัวอย่างของระบบจ่ายไฟดังกล่าว เรานำเสนอโครงการระบบจ่ายไฟสำหรับยานอวกาศการสื่อสารแบบค้างฟ้าในบทความ A POWER สำหรับดาวเทียมโทรคมนาคม L.Croci, P.Galantini, C.Marana (การดำเนินการประชุม European Space Power Conference จัดขึ้นที่เมืองกราซ ประเทศออสเตรีย 23-27 สิงหาคม 1993 (ESA WPP-054, สิงหาคม 1993) เสนอ PDS ด้วยกำลัง 5 kW พร้อมด้วย แรงดันไฟฟ้า 42 V ประสิทธิภาพการใช้พลังงานของแบตเตอรี่พลังงานแสงอาทิตย์คือ 97% ประสิทธิภาพการใช้ความจุของแบตเตอรี่คือ 80% (เมื่อสิ้นสุดอายุการใช้งาน 15 ปีของยานอวกาศ)
แผนภาพโครงสร้างของ PDS จัดให้มีการแบ่งแบตเตอรี่พลังงานแสงอาทิตย์ออกเป็น 16 ส่วนซึ่งแต่ละส่วนถูกควบคุมโดยตัวปรับแรงดันไฟฟ้าแบบแบ่งของตัวเองและเอาต์พุตของส่วนต่างๆ จะเชื่อมต่อผ่านไดโอดแบบแยกส่วนกับบัสที่มีความเสถียรทั่วไป ซึ่งคงไว้ 42 โวลต์ ± 1% ตัวกันโคลงแบบแบ่งจะรักษาแรงดันไฟฟ้าที่ 42 V ในส่วนของแบตเตอรี่พลังงานแสงอาทิตย์และการออกแบบแบตเตอรี่พลังงานแสงอาทิตย์จะดำเนินการเพื่อให้เมื่อสิ้นสุด 15 ปีจุดทำงานที่เหมาะสมที่สุดของคุณสมบัติแรงดันไฟฟ้าในปัจจุบันจะสอดคล้องกับแรงดันไฟฟ้านี้
ระบบจ่ายไฟจากต่างประเทศส่วนใหญ่และยานอวกาศในประเทศจำนวนหนึ่งเช่น HS-702, A-2100 (USA), Spacebus-3000, 4000 ( ยุโรปตะวันตก), Sesat, Express-AM, Yamal (รัสเซีย) ฯลฯ
ในบทความ "เครื่องมือที่ซับซ้อนของระบบจ่ายไฟผ่านดาวเทียมที่มีการควบคุมพลังงานแบตเตอรี่พลังงานแสงอาทิตย์อย่างเข้มงวด" ผู้เขียน V.S. Kudryashov, M.V. Nesterishin, A.V. Zhikharev, V.O. Elman, A.S. เล่มที่ 47, เมษายน 2547, ฉบับที่ 4) ให้คำอธิบายของ แผนภาพโครงสร้างของระบบส่งกำลังที่มีตัวควบคุมพลังงานแบตเตอรี่พลังงานแสงอาทิตย์ที่รุนแรงแสดงให้เห็นถึงผลกระทบของกฎระเบียบดังกล่าวต่อดาวเทียมสื่อสารค้างฟ้า "Express-A" ซึ่งตามผลการวัดการบินนั้นเพิ่มขึ้นถึง 5% ในพลังงานแบตเตอรี่เอาท์พุต ตามโครงการที่มีตัวควบคุมแบตเตอรี่พลังงานแสงอาทิตย์ขั้นสูง ระบบจ่ายไฟของยานอวกาศในประเทศจำนวนมากถูกสร้างขึ้น เช่น ยานอวกาศค้างฟ้า "Gals", "Express", วงโคจรสูง "Glonass-M", "Gonets" วงโคจรต่ำ ฯลฯ
เมื่อถึงจุดสูงสุดแล้ว ลักษณะทางยุทธวิธีและทางเทคนิค SEP ของยานอวกาศสมัยใหม่มีข้อเสียเปรียบร่วมกัน - ไม่เป็นสากลซึ่งจำกัดขอบเขตการใช้งาน
เป็นที่ทราบกันดีว่าในการจ่ายไฟให้กับอุปกรณ์ต่าง ๆ ของยานอวกาศนั้น ๆ จำเป็นต้องมีการจัดอันดับแรงดันไฟฟ้าหลายระดับตั้งแต่หน่วยถึงสิบและร้อยโวลต์ ในขณะที่ PDS ที่นำมาใช้นั้นบัสจ่ายไฟ DC ตัวเดียวที่มีหนึ่งระดับจะเกิดขึ้น , 27 V หรือ 40 V หรือ 70 B หรือ 100 B
เมื่อเปลี่ยนจากพิกัดแรงดันไฟฟ้าของแหล่งจ่ายของอุปกรณ์หนึ่งไปยังอีกอุปกรณ์หนึ่ง จำเป็นต้องมีการพัฒนา ระบบใหม่แหล่งจ่ายไฟที่มีการประมวลผลที่รุนแรงของแหล่งจ่ายกระแส - พลังงานแสงอาทิตย์และแบตเตอรี่แบบชาร์จไฟได้พร้อมเวลาและต้นทุนทางการเงินที่สอดคล้องกัน
ข้อเสียเปรียบนี้ส่งผลกระทบอย่างยิ่งต่อการสร้างการดัดแปลงยานอวกาศใหม่โดยใช้เวอร์ชันพื้นฐานซึ่งเป็นทิศทางหลักในวิศวกรรมยานอวกาศสมัยใหม่
ข้อเสียอีกประการหนึ่งของระบบคือการป้องกันเสียงรบกวนต่ำของผู้ใช้ไฟฟ้าบนยานอวกาศ สิ่งนี้อธิบายได้โดยการมีอยู่ของการเชื่อมต่อไฟฟ้าระหว่างบัสกำลังของอุปกรณ์และแหล่งกำเนิดกระแส ดังนั้นในระหว่างที่โหลดมีความผันผวนอย่างกะทันหัน เช่น เมื่อผู้บริโภคแต่ละรายเปิดหรือปิด ความผันผวนของแรงดันไฟฟ้าจะเกิดขึ้นบนบัสเอาท์พุตทั่วไปของระบบจ่ายไฟ ที่เรียกว่า กระบวนการชั่วคราวที่เกิดจากแรงดันไฟกระชากบนความต้านทานภายในของแหล่งจ่ายกระแสไฟฟ้า
มีการเสนอระบบจ่ายไฟพร้อมแผนภาพโครงสร้างใหม่ซึ่งช่วยลดข้อเสียที่กล่าวข้างต้นของระบบจ่ายไฟที่รู้จักสำหรับยานอวกาศ
ใกล้ที่สุด โซลูชันทางเทคนิคที่จะเสนอคือ ระบบอัตโนมัติแหล่งจ่ายไฟยานอวกาศตามสิทธิบัตร RF 2297706 เลือกเป็นต้นแบบ
ต้นแบบมีข้อเสียเช่นเดียวกับระบบอะนาล็อกที่กล่าวถึงข้างต้น
วัตถุประสงค์ของการประดิษฐ์ที่เสนอคือเพื่อขยายขีดความสามารถของระบบจ่ายไฟของยานอวกาศ ปรับปรุงคุณภาพของแรงดันไฟขาออก ลดต้นทุนการพัฒนาและการผลิต และลดเวลาในการพัฒนาระบบ
สาระสำคัญของการประดิษฐ์ที่อ้างสิทธิ์นั้นแสดงไว้ด้วยภาพวาด
ระบบจ่ายไฟประกอบด้วยแบตเตอรี่พลังงานแสงอาทิตย์ 1, แบตเตอรี่ 2, ตัวปรับแรงดันไฟฟ้าแบตเตอรี่พลังงานแสงอาทิตย์ 3, อุปกรณ์คายประจุแบตเตอรี่ 4, เครื่องชาร์จแบตเตอรี่ 5, เครื่องควบคุมพลังงานแบตเตอรี่พลังงานแสงอาทิตย์ระดับสูงสุด 6 เชื่อมต่อด้วยอินพุตไปยังอุปกรณ์คายประจุ 4 และ เครื่องชาร์จ 5 และต่อเซ็นเซอร์ กระแสของแบตเตอรี่พลังงานแสงอาทิตย์ 7 และเอาต์พุตอยู่กับตัวปรับแรงดันไฟฟ้าของแบตเตอรี่พลังงานแสงอาทิตย์ 3
โคลง 3 และอุปกรณ์คายประจุ 4 ทำในรูปแบบของบริดจ์อินเวอร์เตอร์ คำอธิบายของอินเวอร์เตอร์บริดจ์ดังกล่าวมีให้ในบทความ: “ ตัวแปลงแรงดันไฟฟ้าความถี่สูงพร้อมสวิตช์เรโซแนนซ์” ผู้เขียน A.V. Lukin (zh. ELECTROPOPITANIE การรวบรวมทางวิทยาศาสตร์และทางเทคนิคฉบับที่ 1 แก้ไขโดย Yu.I. Konev. Association "พาวเวอร์ซัพพลาย", M., 1993), ซีรีส์ที่เชื่อมต่อตัวควบคุมการเพิ่มบั๊กสำหรับการควบคุมแรงดันไฟฟ้ากระแสตรงประสิทธิภาพสูง, ผู้เขียน Arthur G. Birchenough (บันทึกข้อตกลงทางเทคนิคของ NASA 2003-212514, ศูนย์วิจัย NASA Lewis, Cleveland, ON) รวมถึง ในบทความบล็อกไดอะแกรมและโซลูชั่นวงจรสำหรับระบบอัตโนมัติและคอมเพล็กซ์ความเสถียรของเดือนกันยายนของ SC GEOSTATIONARY ที่ไม่ปิดผนึกพร้อมการแยก GALVANICA ของอุปกรณ์ออนบอร์ดจากแบตเตอรี่พลังงานแสงอาทิตย์และแบตเตอรี่ ผู้เขียน Polyakov S.A., Chernyshev A.I., Elman V.O., Kudrya seam B.C. ดู "ระบบอิเล็กทรอนิกส์และระบบเครื่องกลไฟฟ้า และอุปกรณ์ : ส. งานทางวิทยาศาสตร์ SPC "โพลีอัส" - Tomsk: MGP “RASKO” ที่สำนักพิมพ์ “วิทยุและการสื่อสาร”, 2544, 568 หน้า
ขดลวดเอาต์พุต 9, 10 ของโคลงและอุปกรณ์จ่ายไฟเชื่อมต่อตามลำดับกับหม้อแปลงทั่วไป 8 เป็นขดลวดหลัก แบตเตอรี่พลังงานแสงอาทิตย์ 1 เชื่อมต่อกับโคลง 3 ด้วยบัสบวกและลบและมีการติดตั้งเซ็นเซอร์ปัจจุบัน 7 ที่กล่าวถึงในรถบัสคันหนึ่ง แบตเตอรี่ 2 เชื่อมต่อกับอุปกรณ์คายประจุด้วยบัสบวกและลบ เครื่องชาร์จ 5 เชื่อมต่อโดยอินพุตเข้ากับขดลวดทุติยภูมิ 11 ของหม้อแปลง 8 และโดยเอาต์พุตไปยังบัสบวกและลบของแบตเตอรี่ 2
อุปกรณ์จ่ายไฟ 13 ของโหลด 14 ที่มีพิกัดแรงดันไฟฟ้าเอาต์พุต AC เชื่อมต่อกับขดลวดทุติยภูมิ 12 ของหม้อแปลง 8 และอุปกรณ์ไฟฟ้า 16 ของโหลด 17 ของ DC เชื่อมต่อกับขดลวดทุติยภูมิ 15 ของหม้อแปลง 8 ด้วยพิกัดแรงดันไฟฟ้า หนึ่งใน อุปกรณ์ไฟฟ้า 18 ของโหลด 19 ของ DC หรือ AC เชื่อมต่อกับขดลวดทุติยภูมิ 20 ของหม้อแปลง 8 ถูกเลือกเป็นอุปกรณ์หลักและใช้เพื่อรักษาเสถียรภาพแรงดันไฟฟ้าบนขดลวดทุติยภูมิ 20 ของหม้อแปลง 8 เพื่อจุดประสงค์นี้ อุปกรณ์ 18 ถูกเชื่อมต่อโดยการเชื่อมต่อป้อนกลับกับตัวทำให้คงตัว 3 และอุปกรณ์คายประจุ 4
การก่อตัวของแรงดันไฟฟ้ากระแสสลับบนขดลวดเอาต์พุต 9 ของโคลง 3 นั้นได้รับการรับรองโดยวงจรควบคุม 21 ซึ่งตามกฎหมายบางประการจะเปิดทรานซิสเตอร์ 22, 23 และ 24, 25 เป็นคู่ตามลำดับ
ในทำนองเดียวกันแรงดันไฟฟ้ากระแสสลับจะถูกสร้างขึ้นที่ขดลวดเอาต์พุตของอุปกรณ์ 10 บิต 4 โดยวงจรควบคุมของทรานซิสเตอร์ 26 ตัว 27, 28 และ 29, 30 ตามลำดับ
ตัวควบคุมกำลังไฟสูงสุด 6 โดยคำนึงถึงการอ่านเซ็นเซอร์ปัจจุบัน 7 และแรงดันไฟฟ้าของแบตเตอรี่พลังงานแสงอาทิตย์ 1 สร้างสัญญาณแก้ไขเพื่อเปลี่ยนกฎการเปิดของทรานซิสเตอร์ของโคลง 3 เพื่อให้แรงดันไฟฟ้าถูกสร้างขึ้นบนแสงอาทิตย์ แบตเตอรี่เท่ากับแรงดันไฟฟ้าที่เหมาะสมที่สุดของคุณลักษณะแรงดันไฟฟ้าปัจจุบัน (คุณลักษณะ I-V) ของแบตเตอรี่พลังงานแสงอาทิตย์
ระบบจ่ายไฟทำงานในโหมดหลักดังต่อไปนี้
1. แหล่งจ่ายไฟของโหลดจากแบตเตอรี่พลังงานแสงอาทิตย์
เมื่อพลังงานของแบตเตอรี่พลังงานแสงอาทิตย์เกินพลังงานทั้งหมดที่ใช้โดยโหลด ให้ใช้ตัวกันโคลงสะพาน 3 ข้อเสนอแนะอุปกรณ์ 18 และโคลง 3 บนขดลวดทุติยภูมิ 20 ของหม้อแปลง 8 แรงดันไฟฟ้าที่เสถียรจะยังคงอยู่ในระดับที่ช่วยให้มั่นใจถึงความเสถียรของแรงดันไฟฟ้าที่ต้องการบนโหลด 19 ในเวลาเดียวกันแรงดันไฟฟ้ากระแสสลับที่เสถียรจะยังคงอยู่บนขดลวดทุติยภูมิ 11, 12, 15 ของหม้อแปลงโดยคำนึงถึงอัตราส่วนการเปลี่ยนแปลงของขดลวด แบตเตอรี่ 2 ชาร์จเต็มแล้ว เครื่องชาร์จ 5 และดิสชาร์จ 4 ปิดอยู่ ส่วนตัวควบคุมระดับสูงสุด 6 ปิดอยู่
2. ชาร์จแบตเตอรี่
เมื่อจำเป็นต้องชาร์จแบตเตอรี่ เครื่องชาร์จ 5 จะสร้างสัญญาณเพื่อเปิดการชาร์จและให้พลังงานโดยการแปลงกระแสสลับจากขดลวดทุติยภูมิ 11 ของหม้อแปลง 8 เป็นกระแสตรงเพื่อชาร์จแบตเตอรี่ สัญญาณสำหรับการเปิดเครื่องชาร์จ 5 จะถูกส่งไปยังอินพุตของตัวควบคุมระดับสูงสุด 6 ซึ่งจะเปิดโคลง 3 ในโหมดควบคุมพลังงานขั้นสูงสุดของแบตเตอรี่พลังงานแสงอาทิตย์ ขนาดของกระแสการชาร์จของแบตเตอรี่ถูกกำหนดโดยความแตกต่างระหว่างกำลังของแบตเตอรี่พลังงานแสงอาทิตย์ที่จุดทำงานที่เหมาะสมที่สุดของคุณลักษณะแรงดันไฟฟ้าในปัจจุบันและกำลังไฟทั้งหมดของโหลด อุปกรณ์คายประจุถูกปิดใช้งาน
3. จ่ายไฟให้กับโหลดจากแบตเตอรี่
โหมดนี้เกิดขึ้นเมื่อยานอวกาศเข้าสู่เงาของโลกหรือดวงจันทร์ ในสถานการณ์ที่ผิดปกติที่อาจเกิดขึ้นโดยสูญเสียทิศทางของแผงโซลาร์เซลล์ หรือเมื่อยานอวกาศถูกปล่อยขึ้นสู่วงโคจรเมื่อแผงโซลาร์เซลล์ถูกพับ เอาต์พุตของแผงโซลาร์เซลล์เป็นศูนย์ และโหลดใช้พลังงานจากการคายประจุแบตเตอรี่ ในโหมดนี้ความเสถียรของแรงดันไฟฟ้าบนขดลวดทุติยภูมิ 20 ของหม้อแปลง 8 นั้นมาจากอุปกรณ์คายประจุที่คล้ายกับโหมดแรกโดยใช้การตอบรับจากอุปกรณ์ 18 ไปยังอุปกรณ์คายประจุ โคลง 3, ตัวควบคุมขั้นสูง 6, เครื่องชาร์จ 5 ถูกปิดใช้งาน
4. โหลดใช้พลังงานร่วมกันจากแบตเตอรี่พลังงานแสงอาทิตย์และแบตเตอรี่
โหมดนี้จะเกิดขึ้นเมื่อมีพลังงานจากแบตเตอรี่พลังงานแสงอาทิตย์ไม่เพียงพอที่จะจ่ายไฟให้กับผู้บริโภคที่เชื่อมต่ออยู่ทั้งหมด เช่น เมื่อเปิดใช้งานโหลดสูงสุด ระหว่างการซ้อมรบของยานอวกาศเพื่อแก้ไขวงโคจร ระหว่างการเข้ายานอวกาศและออกจากพื้นที่เงาของวงโคจร เป็นต้น
ในโหมดนี้ โคลง 3 โดยตัวควบคุมระดับสูงสุด 6 ตามสัญญาณจากอุปกรณ์คายประจุ 4 จะถูกเปิดเป็นโหมดควบคุมพลังงานขั้นสูงสุดของแบตเตอรี่พลังงานแสงอาทิตย์ 1 และพลังงานที่ขาดหายไปในการจ่ายไฟให้กับโหลดจะถูกเพิ่มโดยการคายประจุ แบตเตอรี่ 2. เสถียรภาพแรงดันไฟฟ้าบนขดลวดทุติยภูมิ 20 ของหม้อแปลง 8 นั้นมาจากอุปกรณ์คายประจุ 4 โดยใช้การตอบรับจากอุปกรณ์ 18 ถึงอุปกรณ์บิต 4
ระบบจ่ายไฟทำงานอัตโนมัติเต็มรูปแบบ
ระบบจ่ายไฟของยานอวกาศที่นำเสนอมีข้อดีเหนือระบบที่รู้จักดังต่อไปนี้:
ให้คะแนนแรงดันไฟฟ้ากระแสตรงหรือกระแสสลับที่เสถียรที่เอาต์พุตซึ่งจำเป็นต่อการจ่ายพลังงานให้กับโหลดยานอวกาศที่หลากหลาย ซึ่งจะขยายขีดความสามารถในการใช้งานบนยานอวกาศประเภทต่างๆ หรือเมื่ออัพเกรดอุปกรณ์ที่มีอยู่
มากกว่า คุณภาพสูงจ่ายแรงดันไฟฟ้าให้กับโหลดเนื่องจากการรบกวนลดลงเพราะว่า บัสกำลังโหลดเป็นแบบไฟฟ้า (ผ่านหม้อแปลง) ที่แยกได้จากบัสต้นทางในปัจจุบัน
รับประกันการรวมระบบในระดับสูงและความสามารถในการปรับให้เข้ากับสภาพการใช้งานที่เปลี่ยนแปลงไปในยานอวกาศประเภทต่าง ๆ หรือการดัดแปลงโดยมีการปรับเปลี่ยนน้อยที่สุดในแง่ของอุปกรณ์กำลังโหลดโดยไม่กระทบต่อส่วนประกอบพื้นฐานของระบบ (แสงอาทิตย์และ แบตเตอรี่แบตเตอรี่, โคลง, เครื่องชาร์จและอุปกรณ์คายประจุ),
ให้ความเป็นไปได้ของการออกแบบที่เป็นอิสระและการเพิ่มประสิทธิภาพของแหล่งจ่ายกระแสไฟฟ้าด้วยแรงดันไฟฟ้า การเลือกขนาดมาตรฐานของแบตเตอรี่ เครื่องกำเนิดแบตเตอรี่พลังงานแสงอาทิตย์เดี่ยว ฯลฯ
เวลาและต้นทุนในการพัฒนาและการผลิตระบบจ่ายไฟลดลง
ปัจจุบันอยู่ที่ JSC "ISS" ตั้งชื่อตาม M.F. Reshetnev” ร่วมกับองค์กรที่เกี่ยวข้องจำนวนหนึ่ง กำลังพัฒนาระบบจ่ายไฟที่นำเสนอ และกำลังดำเนินการผลิตส่วนประกอบในห้องปฏิบัติการแต่ละส่วนของอุปกรณ์ ตัวอย่างแรกของบริดจ์อินเวอร์เตอร์มีประสิทธิภาพ 95-96.5%
จากเอกสารข้อมูลสิทธิบัตรที่ผู้ยื่นคำขอทราบ ไม่พบชุดคุณลักษณะที่คล้ายกับชุดคุณลักษณะของวัตถุที่อ้างสิทธิ์
เรียกร้อง
ระบบจ่ายไฟของยานอวกาศ ประกอบด้วยแบตเตอรี่พลังงานแสงอาทิตย์ที่เชื่อมต่อด้วยบัสบวกและลบเข้ากับตัวปรับแรงดันไฟฟ้า แบตเตอรี่แบบชาร์จได้ซึ่งเชื่อมต่อด้วยบัสบวกและลบเข้ากับอินพุตและเอาต์พุตของเครื่องชาร์จ ซึ่งเป็นตัวควบคุมพลังงานขั้นสูงสุดของแบตเตอรี่พลังงานแสงอาทิตย์ เชื่อมต่อโดยอินพุตกับเซ็นเซอร์ปัจจุบันซึ่งติดตั้งในหนึ่งในรถบัสระหว่างแบตเตอรี่พลังงานแสงอาทิตย์กับตัวปรับแรงดันไฟฟ้าอุปกรณ์คายประจุและเครื่องชาร์จของแบตเตอรี่และเอาต์พุต - พร้อมตัวปรับแรงดันไฟฟ้าของแบตเตอรี่พลังงานแสงอาทิตย์โดยมีลักษณะเฉพาะคือแรงดันไฟฟ้า โคลงของแบตเตอรี่พลังงานแสงอาทิตย์และอุปกรณ์คายประจุของแบตเตอรี่ทำในรูปแบบของบริดจ์อินเวอร์เตอร์พร้อมหม้อแปลงทั่วไปในกรณีนี้อินพุตของเครื่องชาร์จเชื่อมต่อกับขดลวดเอาต์พุตของหม้อแปลงและอุปกรณ์โหลดพลังงานด้วย อัตราแรงดันไฟฟ้าเอาต์พุต AC หรือ DC ของตัวเองเชื่อมต่อกับขดลวดเอาต์พุตอื่นของหม้อแปลง และอุปกรณ์กำลังโหลดตัวใดตัวหนึ่งเชื่อมต่อกับตัวปรับเสถียรภาพแบตเตอรี่พลังงานแสงอาทิตย์และอุปกรณ์คายประจุแบตเตอรี่
