Лабораторная работа №2 Расчет параметров системы электропитания КА Цель работы: ознакомиться с видами и устройством систем энергопитания (СЭП) КА, рассчитать проектные характеристики элементов системы на основе солнечной энергоустановки. Теоретическая часть 1 Принцип работы и виды систем энергопитания Основными бортовыми системами космического аппарата дистанционного зондирования Земли являются: Целью СЭП является обеспечение электрической энергией всех приборов и механизмов КА, которым она требуется для функционирования. В общем виде структуру СЭП КА можно представить как на рисунке 1.1. Рисунок 1.1 – Структурная схема СЭП Источник электрической энергии – это устройство на борту КА, которое преобразует доступные в космическом пространстве виды энергии (солнечной, тепловой, атомной и ядерной) в электрическую энергию. Соответственно, в настоящее время, на борту КА используются следующие виды источников электропитания: 1) химические источники электропитания (аккумуляторные батареи); 2) фотоэлектрические преобразователи (солнечные батареи); 3) атомные и ядерные источники электропитания. 1.1 Аккумуляторные батареи Аккумуляторная батарея (АБ) является одним из основных элементов системы электропитания (СЭП) космического аппарата (КА), от её надёжного функционирования зависит продолжительность использования КА по назначению. Ресурс спутника во многом ограничивается деградацией характеристик АБ. Рассмотрим требования к АБ низкоорбитальных КА. В ходе эксплуатации АБ таких спутников подвергаются как минимум одному циклу зарядразряд на каждом витке полёта. Поэтому при сроке активного существования (САС) низкоорбитального КА 5 лет циклический ресурс АБ должен составлять не менее 30 тыс. циклов, а при САС 7 лет – не менее 40 тыс. циклов. Для достижения данных ресурсных характеристик глубину разряда (DOD) АБ ограничивают на уровне порядка 20 %. Особенностью полёта по низкой орбите является сравнительно короткий период времени, в течение которого должен быть осуществлён заряд АБ, а также существенное превышение нагрузки в ходе сеанса съёмки Земли или передачи целевой информации над средним уровнем потребления бортовой аппаратуры. В настоящее время практически завершился переход от никелькадмиевых (Ni-Cd), никель-металлогидридных (Ni-MH) и никель-водородных (Ni-H) космических АБ к батареям литий-ионной электрохимической системы. На сегодняшний день существует несколько схем построения литийионный аккумуляторных батарей (ЛИАБ): - последовательное включение аккумуляторов номинальной ёмкости; - параллельно-последовательная структура; - последовательно-параллельная структура. 1.1.1 Последовательная схема построения ЛИАБ На рисунке 1.2 представлена последовательная схема построения ЛИАБ. Рисунок 1.2 – Последовательная схема построения ЛИАБ Ввиду недопустимости перезаряда и переразряда литий-ионного аккумулятора в составе аккумуляторной батареи необходимо применение устройств выравнивания заряда между аккумуляторами и (зачастую) байпасных переключателей, предназначенных для исключения отказавшего аккумулятора из силовой цепи ЛИАБ. Основные недостатки последовательной схемы построения ЛИАБ: – при необходимости даже небольшого изменения ёмкости ЛИАБ следует заново создавать аккумулятор (включая дорогостоящую отработку); – отказ любого аккумулятора типа «обрыв» (холостой ход) означает отказ батареи в целом; – при изготовлении ЛИАБ необходимо тщательно подбирать аккумуляторы по электрическим параметрам, чтобы добиться их синхронной деградации. Для комплектации батареи дополнительно изготавливается ~ 20% аккумуляторов для подбора, что ведёт к увеличению стоимости АБ и не всегда обеспечивает эффективное решение проблемы, так как разница в уровне саморазряда аккумуляторов в 0,1 % приводит к сложностям в эксплуатации батареи. Первые отечественные космические ЛИАБ, разработанные ПАО «Сатурн», имели последовательную структуру. 1.1.2 Параллельно-последовательная схема построения ЛИАБ Для исключения недостатков последовательной схемы фирма «Saft» (Франция), а в последнее время и ПАО «Сатурн» строят батареи параллельнопоследовательной (PS) структуры (рисунок 1.3) Рисунок 1.3 – Параллельно-последовательная схема построения ЛИАБ Гибкость в создании ЛИАБ достигается параллельным соединением аккумуляторов в пакет до достижения необходимой емкости, последовательным соединением пакетов достигается заданное напряжение ЛИАБ. Производство крупной партии аккумуляторов для изготовления батареи существенно упрощает их подбор по электрическим параметрам, а параллельное соединение аккумуляторов в пакет в значительной степени нивелирует их электрические характеристики. Тем не менее, в лётных образцах батарей, выравнивания и имеющих (зачастую) PS-структуру, байпасные применяются переключатели. параллельно-последовательной структуры ЛИАБ: – наличие в её составе сложных электронных модулей; устройства Недостаток – необходимость корректировки алгоритма заряда в зависимости от количества сработавших байпасных переключателей. – при разработке аккумулятора необходимо исключить возможность его отказа типа «короткое замыкание», который может привести к закорачиванию и последующему тепловому разгону соседних аккумуляторов пакета. Батареи PS-структуры эксплуатируются совместно с блоками электроники, основными функциями которых является измерение напряжения и выравнивание уровня заряда пакетов аккумуляторов, а также приведение в действие байпасных аккумуляторов. переключателей Блоки электроники в случае являются критических достаточно отказов сложными электронными устройствами, например, измерение напряжения на пакете аккумуляторов должно производиться с точностью порядка 0,1 %, при этом должна быть обеспечена высокая надёжность, в том числе – исключение короткого замыкания пакета по измерительным цепям при любом отказе электроники. Задача включения байпасных переключателей ЛИАБ низкоорбитальных КА (в условиях малого количества кратковременных сеансов связи со спутником) также не является тривиальной. Отметим, что основной областью применения ЛИАБ такой структуры являются геостационарные телекоммуникационные КА. Первым российским низкоорбитальным спутником, оборудованным ЛИАБ, имеющей параллельнопоследовательную структуру стал, «Аист-2Д» разработки РКЦ «Прогресс», запущенный 28.04.16. 1.1.3 Последовательно-параллельная схема построения ЛИАБ Альтернативным путём является применение АБ последовательнопараллельной (SP) структуры (рисунок 1.4), в которых последовательно соединённые аккумуляторы малой ёмкости образуют цепочку, а путём параллельного соединения цепочек получается аккумуляторная батарея необходимой ёмкости. Рисунок 1.4 – Последовательно-параллельная схема построения ЛИАБ Для комплектации батарей фирма ABSL использует аккумуляторы Sony US18650HC [5], а фирма «Saft» – аккумуляторы MPS176065 и VES16 собственного производства. В составе цилиндрических аккумуляторов имеется механический размыкатель цепи, «брейкер» (рис. 2). В случае перезаряда или перегрева аккумулятора происходит разложение материала катода, что приводит к повышению давления, изгибанию специальной мембраны и срабатыванию предохранителя. В результате происходит необратимый разрыв цепочки. Для защиты ЛИАБ от взрывного разрушения элемента помимо механического размыкателя аккумулятор снабжается предохранительным клапаном, который обеспечивает вскрытие корпуса аккумулятора при дальнейшем повышении давления. Кроме того, аккумулятор оборудован термопредохранителем – элементом, сопротивление которого возрастает с ростом температуры. При протекании повышенного тока температура и сопротивление термопредохранителя возрастают, и происходит ограничение тока до штатного значения, что предохраняет аккумулятор от срабатывания «брейкера» при импульсных нагрузках Рисунок 1.5 – Защитные устройства литий-ионных аккумуляторов малой ёмкости [1]:CID – current interrupt device – механический размыкатель цепи (брейкер); PTC – positive-temperature-coefficient component – термопредохранитель, элемент с положительным температурным коэффициентом сопротивления В связи с тем, что аккумулятор имеет защитные элементы, батареи с SPструктурой эксплуатируют без байпасных переключателей, а также с упрощёнными выравнивающими устройствами («Saft») или вообще отказываются от применения последних (ABSL). Таким образом: 1. Наиболее распространённым подходом к построению ЛИАБ низкоорбитальных КА является их комплектование из аккумуляторов малой ёмкости. 2. Самой распространённой и перспективной является схема построения ЛИАБ из цилиндрических аккумуляторов (в том числе, стандарта 18650) со встроенными устройствами защиты по последовательно-параллельной схеме. 3. Среди эксплуатирующихся в настоящий момент на орбите преобладают аккумуляторы с кобальтатными катодами, происходит переход на более современные материалы. 1.2 Солнечные батареи Солнечная батарея фотоэлектрических (СБ) – это преобразователей несколько (ФЭП) – объединённых полупроводниковых устройств, прямо преобразующих солнечную энергию в постоянный электрический ток. Принцип работы солнечных батарей основан на возникновении силы электрического тока при попадании солнечного света на фоточувствительные полупроводники (фотоэлектрические преобразователи), из которых состоит указанная солнечная батарея. На рисунке 1.6 приведен пример устройства панели кремниевой солнечной батареи. Рисунок 1.6 – Устройство солнечной батареи 1.2.1 Типы фотоэлектронных преобразователей В космических аппаратах применяют два вида солнечных батарей – кремниевые и арсенид-галлиевые на германиевой подложке. Солнечная преобразователей батарея (ФЭП). полупроводниковых состоит Это материалов. из множества небольшие Работа фотоэлектрических пластины, фотоэлементов сделанные из основана на фотоэлектрическом эффекте, то есть электрический ток возникает в них под действием солнечного света. К основным преимуществам кремниевых ФЭП относятся, что его запасы огромны, стоимость низкая, а технология изготовления пластин из него хорошо отработана. Однако, КПД кремниевых фотоэлементов не превышает 20 процентов. Альтернативой кремнию служат соединения А3В5, между которыми возможен полупроводниковый гетеропереход. Главным образом это соединения на основе арсенида галлия. Гетеропереход представляет собой место сочленения двух различных по химическому составу полупроводников. Современные ФЭП делают с несколькими Р-N переходами, как правило тремя, поэтому их называют трехпереходными, а также трехкаскадными. В них одиночные фотоэлементы (каскады) располагают друг за другом таким образом, что солнечный свет сначала попадает на верхний элемент, который поглощает фотоны с наибольшей энергией, то есть синий свет. Пропущенный верхним элементом свет проникает на следующий уровень и т.д. Поскольку многопереходные ФЭП работают со значительно большей частью солнечного спектра, эффективность фотоэлектрического преобразования у них выше, чем у однопереходных, и составляет около 30 процентов. При этом фотоактивная толщина трехкаскадной структуры составляет всего 5–6 мкм. У арсенид-галлиевых фотоэлементов есть еще несколько преимуществ перед кремниевыми. Например, вдвое большая устойчивость к высоким температурам. Кроме того, арсенид-галлиевые батареи обладают высокой радиационной стойкостью, поэтому их применяют на спутниках, работающих внутри радиационных поясов Земли или на пересекающих их орбитах. 2 Расчет параметров системы электропитания Для определения основных характеристик СЭП необходимо построить график (циклограмму) электропотребления бортовой аппаратуры космического аппарата и уровня освещённости солнечных батарей. В качестве исходных данных часто известно только энергопотребление бортовых систем в том или ином режиме (таблица 2.1) Таблица 2.1 – Режимы энергопотребления обеспечивающих систем Наименование системы Режим энергопотребления Бортовая системы контроля и управления 1. Постоянный – используется во время (БСКУ) всего полета КА 2. Связь – используется в процессе сеанса связи с Землей Система управления движением (СУД) 1. Поддержание ориентации – используется постоянно 2. Переход – режим переориентации. Например, из солнечной ориентации в «надир» при подготовке к съемке или передаче информации на Землю СЭП Постоянный СОТР Постоянный РЛЦИ Работает только при передаче целевой информации на Землю В свою очередь для целевой аппаратуры могут быть известны пиковое энергопотребление и допустимое время работы в сутки (для целевой аппаратуры). 2.2 Построение циклограммы работы космического аппарата Циклограмма разрабатывается проектантом на штатные сутки работы космического аппарата. Опираясь на значения высоты орбиты определяется период обращения КА и количество витков, которые совершает аппарат. 3 T = 2 a2 , где – гравитационный параметр Земли = 398602 км3 / с 2 , а – большая полуось орбиты. Разработчик должен понимать, как работает космический аппарат на каждом витке орбиты. Должно быть предусмотрено время включения того или иного режима бортовой аппаратуры. В таблице 2.2 приведен пример работы КА ДЗЗ на первом и последнем витках орбиты в штатных сутках полёта. 10 11 12 СР СУТОЧНОЕ, Вт ОСВЕЩЁН % 9 СУММА, Вт ∆𝑡, мин 8 СЭП+СОТР, Вт 7 СУД, Вт 6 БСКУ, Вт 5 СУММА ЦА, Вт 4 АИС, Вт 3 ОЭА, Вт 2 ∆𝑡 + 𝑡𝑖−1 , мин 1 № витка Таблица 2.2 – Пример работы КА ДЗЗ на первом и последнем витках орбиты 0 0 4 4 20 50 116 190 36 0 4 4 20 50 116 190 36 0 4 4 20 50 116 190 56 0 4 4 20 50 116 190 56 0 4 4 20 60 116 200 66 0 4 4 20 60 116 200 66 100 4 104 20 50 116 320 76 100 4 104 20 50 116 320 76 0 4 4 20 60 116 200 81 0 4 4 20 60 116 200 81 0 4 4 20 50 116 190 93 0 4 4 20 50 116 190 2280 100 … … … … 16 1395 0 … 4 … 4 … 20 … 50 … 116 … 190 … … 0 36 1431 0 4 4 20 50 116 190 6840 0 1431 0 4 4 20 50 116 190 9 1440 0 4 4 20 50 116 190 1440 0 4 4 20 50 116 190 1 36 20 10 10 5 12 СУММА 0 6840 0 100 3800 100 50 2000 50 0 3200 0 50 1000 50 100 100 1710 100 0 287950 В столбце №2 указываются временные интервалы, соответствующие тому или иному событию, происходящему на орбите. В частности, на первом витке орбиты: 36 минут – это продолжительность времени тени. 20 минут продолжительность 100% освещенность солнечных батарей. 10 минут – включился СУД для перевода КА из солнечной ориентации, при этом освещенность солнечных батарей снизилась до 50%. Затем, 10 минут работает целевая ОЭА, при этом солнечные батареи не заряжают АБ. После этого, в течение 5 минут вновь работает СУД КА, чтобы перевести КА в солнечную ориентацию. В столбцах № 4,5 и 7-9 указывается потребление целевой аппаратуры и обеспечивающих систем в моменте. Таким образом, для того чтобы найти среднесуточное энергопотребление КА необходимо разделить сумму из столбца 11 на количество минут в сутках. На основе данных, пример которых показан в таблице 2.2 строится циклограмма работы КА (рисунок 2.1). Рисунок 2.2 – График электропотребления БА КА и уровня освещённости панелей БС В результате формирования циклограммы работы КА полученные значения среднесуточного энергопотребления заносятся в таблицу. В таблице 2.3 приведен пример такой таблицы для МКА «АИСТ-3». Таблица 2.3 – Сводка среднесуточного электропотребления БА Наименование аппаратуры 1 ОЭА «Аргус-М» 2 Радиолиния передачи целевой информации 3 Дозиметр контроля радиационной обстановки (Телескоп-2) 4 Аппаратура автоматической идентификации судов (АИС) 5 Радиолокационный комплекс (РЛК) 6 КЭДО 7 Бортовая система контроля и управления 8 Система управления движением 9 Система электропитания 10 Система обеспечения теплового режима 11 Двигательная установка Резерв Итого Среднесуточное электропотребление, Вт 4 2 1 3,5 1,5 3 15 60 20 70 5 15 200 2.3 Расчет основных параметров АБ Необходимая ёмкость АБ рассчитывается по формуле: С= 𝑊АБ , 𝑈СР ∙ 𝐾𝑃 где 𝑊АБ – необходимая энергия аккумуляторной батареи; 𝑈СР – среднее напряжение аккумуляторной батареи; 𝐾𝑃 – коэффициент, учитывающий количество циклов заряда-разряда (при расчётах принимается 0,2). Необходимая энергия аккумуляторной батареи определяется уровнем максимального разряда АБ при работе МКА. Из графика электропотребления БА, приведённого на рисунке 2.1 следует, что максимальный разряд АБ происходит на теневом участке орбиты. аккумуляторной батареи определяется по формуле: 𝑊АБ СУТ 𝑃СР ∙ 𝑡Т = , 𝜂РУ ∙ 𝜂ЗУ ∙ 60 Необходимая энергия СУТ где 𝑃СР – среднесуточная мощность нагрузки; 𝑡Т – длительность теневого участка орбиты (в минутах); 𝜂РУ – средний КПД разрядного устройства (при расчётах принимается 0,95); 𝜂ЗУ – средний КПД зарядного устройства (при расчётах принимается 0,95). Продолжительность теневого участка орбиты на высотах до 1000 км можно приближенно оценить: 𝑡Т = 0,3 ∙ Т 2.4 Расчет параметров СБ Расчет требуемой мощности ФЭП производится по соотношению: 𝑃БФ РСУТ СР = ∙𝑘 , 𝜂АБ ∙ 𝑐𝑜𝑠𝛼 ФЭП где РСУТ СР - среднесуточная мощность нагрузки; 𝜂АБ = 0,9 - среднее значение КПД аккумуляторной батареи; cosα - уровень освещённости панелей БС; 𝑘ФЭП = 1,2 - коэффициент деградации ФЭП. Требуемая площадь под размещение ФЭП определяется по формуле: 𝑆БФ = РБФ УД РБФ ∙ 1,2, УД где 𝑃БФ – удельная мощность ФЭП. Задание 1) Ознакомиться с теоретической частью лабораторной работы. 2) Рассчитать параметры системы электропитания КА при условии: − в состав целевой аппаратуры входит ОЭА/РСА (в зависимости от варианта) и АИС. Аппаратура АИС работает постоянно и потребляет 3,5 Вт, а съемочная целевая аппаратура должна включаться не менее 5 раз в сутки на освещенной части витка; − целевая информации должна передаваться на Землю не менее двух раз в сутки в течение 10 минут с помощью радиолинии передачи целевой информации (РЛЦИ); − связь с наземным комплексом управления должна устанавливаться на 10 минут не менее 4 раз в сутки; − СУД должен включаться на 10 минут для обеспечения переориентации КА до и после работы ЦА и РЛЦИ; − средний косинус освещенности при расчётах принимается 0,5; − на КА применяются арсенид-галлиевые ФЭП. Удельная мощность УД таких ФЭП составляет 𝑃БФ = 255 Вт/м2. 3) Разработать циклограмму работы КА на типовые сутки полета. 4) Составить сводку среднесуточного электропотребления бортовых обеспечивающих систем и полезной нагрузки. 5) На основании циклограммы определить необходимую среднесуточную потребляемую мощность. Рассчитать требуемую ёмкость АБ и требуемую площадь СБ. Напряжение бортовой сети принять 27 В. 6) Ответить на контрольные вопросы. Варианты Номер вариант а, № Электропотребле ние ПН при работе, Вт 1 Тип полезн ой нагрузк и ОЭА 100 Допустим ое время работы в сутки, мин 60 2 РСА 150 62 3 РСА 110 58 4 ОЭА 160 64 Состав обеспечивающих систем постоянное энергопотребление/потреб ление в пике, Вт БСКУ 20/60 СУД 50/60 СЭП 20 СОТР 96 РЛЦИ 70 БСКУ 30/80 СУД 50/80 СЭП 25 СОТР 100 РЛЦИ 50 БСКУ 20/70 СУД 50/60 СЭП 30 СОТР 80 РЛЦИ 100 Высот а орбит ы, км БСКУ 40/80 СУД 50/80 СЭП 20 570 490 510 600 5 РСА 120 45 6 ОЭА 140 40 7 РСА 130 70 8 ОЭА 170 68 9 ОЭА 95 50 10 РСА 105 54 11 РСА 120 64 12 ОЭА 140 45 13 РСА 100 40 14 ОЭА 150 60 СОТР 75 РЛЦИ 85 БСКУ 20/60 СУД 50/60 СЭП 20 СОТР 96 РЛЦИ 70 БСКУ 30/80 СУД 40/80 СЭП 40 СОТР 90 РЛЦИ 105 БСКУ 20/60 СУД 50/60 СЭП 20 СОТР 96 РЛЦИ 70 БСКУ 20/70 СУД 50/60 СЭП 30 СОТР 80 РЛЦИ 100 БСКУ 20/60 СУД 50/60 СЭП 20 СОТР 96 РЛЦИ 70 БСКУ 30/80 СУД 50/80 СЭП 25 СОТР 100 РЛЦИ 50 БСКУ 20/75 СУД 50/60 СЭП 30 СОТР 80 РЛЦИ 90 БСКУ 20/70 СУД 50/60 СЭП 30 СОТР 80 РЛЦИ 100 БСКУ 40/80 СУД 50/80 СЭП 20 СОТР 75 РЛЦИ 85 БСКУ 30/80 СУД 50/80 СЭП 25 СОТР 100 РЛЦИ 50 500 560 510 550 520 485 530 540 490 510 15 РСА 140 68 16 ОЭА 130 70 17 РСА 85 68 18 РСА 100 50 19 ОЭА 150 54 20 РСА 110 62 21 ОЭА 160 58 22 РСА 120 64 23 РСА 140 45 24 ОЭА 130 40 25 РСА 170 70 БСКУ 40/80 СУД 50/80 СЭП 20 СОТР 75 РЛЦИ 85 БСКУ 30/80 СУД 40/80 СЭП 40 СОТР 90 РЛЦИ 105 БСКУ 20/70 СУД 50/60 СЭП 30 СОТР 80 РЛЦИ 100 БСКУ 40/80 СУД 50/80 СЭП 20 СОТР 75 РЛЦИ 85 БСКУ 20/70 СУД 50/80 СЭП 20 СОТР 86 РЛЦИ 75 БСКУ 20/60 СУД 50/60 СЭП 20 СОТР 96 РЛЦИ 70 БСКУ 30/80 СУД 50/80 СЭП 25 СОТР 100 РЛЦИ 50 БСКУ 40/80 СУД 50/80 СЭП 20 СОТР 75 РЛЦИ 85 БСКУ 30/80 СУД 50/80 СЭП 25 СОТР 100 РЛЦИ 50 БСКУ 40/80 СУД 50/80 СЭП 20 СОТР 75 РЛЦИ 85 БСКУ 30/80 СУД 40/80 600 570 500 560 510 550 520 485 530 540 510 СЭП 40 СОТР 90 РЛЦИ 105 Контрольные вопросы 1) Что входит в состав системы энергопитания КА? 2) Какие схемы построения ЛИАБ существуют? 3) Какие типы ФЭП существуют? 4) От чего зависит требуемая для работы КА мощность ФЭП? 5) Как рассчитывается требуемая площадь под размещение ФЭП? 6) Как рассчитывается необходимая ёмкость АБ? 7) От чего зависит необходимая энергия аккумуляторной батареи? 8) Что показывает циклограмма работы КА?