UNIVERSITÉ NATIONALE EURASIENNE

Eux. L.N. Goumilyov

Faculté de Physique et Technologie

Département d'ingénierie et de technologie spatiales

RAPPORT

PAR PRODUCTION

PRATIQUE

ASTANA 2016

Introduction………………………………………………………………………………...........3

1 Informations générales sur l'alimentation électrique des engins spatiaux.……………....4

1.1 Sources primaires d'électricité……………………………4

1.2 Automatisation du système d'alimentation électrique.................................................. ......... ….5

2 Centrales solaires spatiales…………..…………………..…......6

2.1 Principe de fonctionnement et conception des batteries solaires………….…....6

3 Centrales électrochimiques spatiales…………………………..12

3.1 Sources de courant chimique……………………………………...13

3.2 Piles argent-zinc…………………....15

3.3 Piles nickel-cadmium………………………16

3.4 Batteries nickel-hydrogène……………………..17

4 Sélection des paramètres des panneaux solaires et du stockage tampon.........18

4.1 Calcul des paramètres du stockage tampon…………………………18

4.2 Calcul des paramètres des panneaux solaires……………………………..20

Conclusion………………………………………………………………………………….23

Liste des sources utilisées………………………………………………………...24

Spécifications...………………………………………………………………………………25

INTRODUCTION

L'un des systèmes embarqués les plus importants de tout vaisseau spatial, qui détermine principalement ses caractéristiques de performance, sa fiabilité, sa durée de vie et son efficacité économique, est le système d'alimentation électrique. Par conséquent, les problèmes de développement, de recherche et de création de systèmes d’alimentation électrique pour engins spatiaux sont d’une importance primordiale.

L'automatisation des processus de contrôle de vol de tout vaisseau spatial (SC) est impensable sans énergie électrique. L'énergie électrique est utilisée pour alimenter tous les éléments des dispositifs et équipements des engins spatiaux (groupe propulseur, commandes, systèmes de communication, instrumentation, chauffage, etc.).

En général, le système d'alimentation électrique génère de l'énergie, la convertit et la régule, la stocke pour les périodes de demande de pointe ou de fonctionnement fantôme et la distribue dans tout le vaisseau spatial. Le sous-système d'alimentation électrique peut également convertir et réguler la tension ou fournir une plage de niveaux de tension. Il allume et éteint fréquemment les équipements et, pour améliorer la fiabilité, protège contre les courts-circuits et isole les défauts. La conception du sous-système est affectée par le rayonnement cosmique, qui provoque la dégradation des panneaux solaires. La durée de vie d’une batterie chimique limite souvent la durée de vie d’un vaisseau spatial.

Les problèmes actuels sont l'étude des caractéristiques de fonctionnement des sources d'énergie spatiales. L'étude et l'exploration de l'espace extra-atmosphérique nécessitent le développement et la création d'engins spatiaux à diverses fins. Actuellement, les engins spatiaux automatiques sans pilote sont les plus largement utilisés pour la formation d'un système mondial de communication, de télévision, de navigation et de géodésie, le transfert d'informations, l'étude des conditions météorologiques et des ressources naturelles de la Terre, ainsi que l'exploration de l'espace lointain. Pour les créer, il est nécessaire de garantir des exigences très strictes en matière de précision de l'orientation de l'appareil dans l'espace et de correction des paramètres orbitaux, ce qui nécessite d'augmenter l'alimentation électrique des engins spatiaux.

Informations générales sur l'alimentation électrique des engins spatiaux.

La géométrie du vaisseau spatial, sa conception, sa masse et sa durée de vie active sont largement déterminées par le système d'alimentation électrique du vaisseau spatial. Système d'alimentation ou autrement appelé système d'alimentation électrique (PSS) vaisseau spatial - le système du vaisseau spatial qui alimente d'autres systèmes est l'un des systèmes les plus importants. Une panne du système d'alimentation électrique entraîne une panne de l'ensemble de l'appareil.

Le système d'alimentation électrique comprend généralement : une source d'électricité primaire et secondaire, des convertisseurs, des chargeurs et des automatismes de contrôle.

1.1 Sources d'énergie primaires

Différents générateurs d'énergie sont utilisés comme sources primaires :

Panneaux solaires;

Sources de courant chimiques :

Batteries;

Cellules galvaniques ;

Réservoirs de carburant;

Sources d'énergie radio-isotopiques ;

Réacteurs nucléaires.

La source principale comprend non seulement le générateur d'électricité lui-même, mais également les systèmes qui le desservent, par exemple le système d'orientation des panneaux solaires.

Les sources d'énergie sont souvent combinées, par exemple une batterie solaire avec une batterie chimique.

Réservoirs de carburant

Les piles à combustible ont des caractéristiques de poids, de taille et une densité de puissance élevées par rapport à une paire de batteries solaires et à une batterie chimique, résistent aux surcharges, ont une tension stable et sont silencieuses. Cependant, ils nécessitent un approvisionnement en carburant, ils sont donc utilisés sur des appareils dont la durée de séjour dans l'espace va de plusieurs jours à 1 à 2 mois.

Les piles à combustible hydrogène-oxygène sont principalement utilisées, car l'hydrogène fournit le pouvoir calorifique le plus élevé et, en outre, l'eau formée à la suite de la réaction peut être utilisée sur des engins spatiaux habités. Pour assurer le fonctionnement normal des piles à combustible, il est nécessaire d'assurer l'élimination de l'eau et de la chaleur générées par la réaction. Un autre facteur limitant est le coût relativement élevé de l’hydrogène et de l’oxygène liquides et la difficulté de les stocker.

Sources d'énergie radio-isotopiques

Les sources d'énergie radio-isotopiques sont utilisées principalement dans les cas suivants :

Durée de vol élevée ;

Missions dans les régions extérieures du système solaire, où le flux de rayonnement solaire est faible ;

Les satellites de reconnaissance équipés d'un radar à balayage latéral ne peuvent pas utiliser de panneaux solaires en raison de leurs orbites basses, mais ont un besoin énergétique élevé.

1.2 Automatisation du système d'alimentation électrique

Il comprend des dispositifs permettant de contrôler le fonctionnement de la centrale électrique, ainsi que de surveiller ses paramètres. Les tâches typiques sont les suivantes : maintenir les paramètres du système dans des plages spécifiées : tension, température, pression, commutation des modes de fonctionnement, par exemple, commutation vers une source d'alimentation de secours ; reconnaissance de pannes, protection de secours des alimentations électriques, notamment par courant ; transmission d'informations sur l'état du système de télémétrie et à la console de l'astronaute. Dans certains cas, il est possible de passer du contrôle automatique au contrôle manuel soit depuis la console de l'astronaute, soit par des commandes du centre de contrôle au sol.

Informations connexes.

L'invention concerne le domaine de l'énergie spatiale, en particulier les systèmes d'alimentation électrique embarqués pour engins spatiaux (SC). Selon l'invention, le système d'alimentation électrique d'un engin spatial est constitué d'une batterie solaire, d'un stabilisateur de tension, d'une batterie rechargeable, d'un régulateur de puissance extrême, le stabilisateur de tension de la batterie solaire et le dispositif de décharge de la batterie étant réalisés dans le forme d'onduleurs en pont avec un transformateur commun, tandis que l'entrée du chargeur est connectée à l'enroulement de sortie du transformateur, les dispositifs d'alimentation de charge avec leurs propres tensions de sortie AC ou DC sont connectés aux autres enroulements de sortie du transformateur, et un des dispositifs d'alimentation de charge est connecté au stabilisateur de batterie solaire et au dispositif de décharge de batterie. Le résultat technique consiste à étendre les capacités du système d'alimentation électrique du vaisseau spatial, à améliorer la qualité de la tension de sortie, à réduire les coûts de développement et de fabrication et à réduire le temps de développement du système. 1 malade.

Dessins pour le brevet RF 2396666

La présente invention concerne le domaine de l'énergie spatiale, plus spécifiquement les systèmes d'alimentation électrique embarqués (EPS) d'engins spatiaux (SC).

Les systèmes d'alimentation électrique des engins spatiaux sont largement connus, constitués d'une batterie solaire, d'une batterie rechargeable, ainsi que d'un ensemble d'équipements électroniques assurant le fonctionnement conjoint de ces sources pour la charge, la conversion de tension et la stabilisation de l'engin spatial.

Les caractéristiques tactiques et techniques du SEP, et pour la technologie spatiale, la plus importante d'entre elles est la puissance spécifique, c'est-à-dire le rapport entre la puissance générée par le système d'alimentation et sa masse (Pud=Psep/Msep) dépend principalement des caractéristiques massiques spécifiques des sources de courant utilisées, mais aussi dans une large mesure du schéma structurel adopté du PDS, formé par le complexe d'équipements électroniques du PDS, qui détermine les modes d'exploitation des sources et l'efficacité d'utilisation de leur potentiel.

Il existe des systèmes d'alimentation électriques pour engins spatiaux avec des schémas structurels qui assurent : la stabilisation de la tension continue sur la charge (avec une précision de 0,5 à 1,0 % de la valeur nominale), la stabilisation de la tension sur la batterie solaire, qui assure la suppression de l'énergie de celle-ci à proximité la caractéristique courant-tension optimale du point de fonctionnement (caractéristiques voltampères), et met également en œuvre des algorithmes de contrôle optimaux pour les modes de fonctionnement des batteries rechargeables, permettant d'assurer les paramètres capacitifs les plus élevés possibles lors du cycle à long terme des batteries en orbite. A titre d'exemple de tels systèmes d'alimentation, nous présentons le projet de système d'alimentation pour un engin spatial de communication géostationnaire dans l'article UNE PUISSANCE, POUR UN SATELLITE DE TÉLÉCOMMUNICATION. L.Croci, P.Galantini, C.Marana (Actes de la Conférence européenne sur la puissance spatiale tenue à Graz, Autriche, 23-27 août 1993 (ESA WPP-054, août 1993). PDS proposé d'une puissance de 5 kW, avec une tension de 42 V L'efficacité d'utilisation de la puissance de la batterie solaire est de 97 %, l'efficacité d'utilisation de la capacité de la batterie est de 80 % (à la fin de la durée de vie de 15 ans du vaisseau spatial).

Le schéma structurel du PDS prévoit la division de la batterie solaire en 16 sections, chacune étant régulée par son propre stabilisateur de tension shunt, et les sorties des sections sont connectées via des diodes de découplage à un bus stabilisé commun, qui maintient 42 V ± 1 %. Les stabilisateurs shunt maintiennent une tension de 42 V sur les sections de la batterie solaire, et la conception de la batterie solaire est réalisée de telle sorte qu'au bout de 15 ans le point de fonctionnement optimal de la caractéristique courant-tension corresponde à cette tension.

La grande majorité des systèmes d'alimentation électrique étrangers et un certain nombre d'engins spatiaux nationaux, tels que HS-702, A-2100 (États-Unis), Spacebus-3000, 4000 (Europe occidentale), Sesat, "Express-AM", " Yamal" (Russie), etc.

Dans l'article « Complexe d'instruments des systèmes d'alimentation par satellite avec régulation extrême de l'énergie des batteries solaires », auteurs V.S. Kudryashov, M.V. Nesterishin, A.V. Zhikharev, V.O. Elman, A.S., volume 47, avril 2004, n° 4) fournit une description du le schéma structurel d'un système de transmission d'énergie avec un régulateur de puissance extrême pour batterie solaire, montre l'effet d'une telle régulation sur le satellite de communication géostationnaire "Express-A", qui, selon les résultats des mesures de vol, s'élevait à une augmentation allant jusqu'à 5 % en puissance de sortie de la batterie. Selon le système avec un régulateur de batterie solaire extrême, les systèmes d'alimentation électrique de nombreux engins spatiaux nationaux sont réalisés, tels que les engins spatiaux géostationnaires "Gals", "Express", en orbite haute "Glonass-M", en orbite basse "Gonets". , etc.

Malgré les caractéristiques tactiques et techniques élevées des SEP des engins spatiaux modernes, ils présentent un inconvénient commun : ils ne sont pas universels, ce qui limite la portée de leur utilisation.

On sait que pour alimenter divers équipements d'un engin spatial particulier, plusieurs valeurs nominales de tension d'alimentation sont nécessaires, allant des unités aux dizaines et centaines de volts, tandis que dans le PDS implémenté, un seul bus d'alimentation CC avec une valeur nominale est formé, par exemple , 27 V, ou 40 V, ou 70 B, ou 100 B.

Lors du passage d'une tension d'alimentation d'un équipement à une autre, il est nécessaire de développer un nouveau système d'alimentation électrique avec une refonte radicale des sources de courant - batteries solaires et rechargeables - et avec les coûts de temps et financiers correspondants.

Cet inconvénient affecte particulièrement la création de nouvelles modifications d'engins spatiaux basées sur la version de base, qui constitue l'orientation principale de l'ingénierie des engins spatiaux modernes.

Un autre inconvénient des systèmes est la faible immunité au bruit des consommateurs d'électricité à bord du vaisseau spatial. Ceci s'explique par la présence d'une connexion galvanique entre les bus d'alimentation des équipements et les sources de courant. Par conséquent, lors de fluctuations soudaines de charge, par exemple lorsque des consommateurs individuels sont allumés ou éteints, des fluctuations de tension se produisent sur le bus de sortie commun du système d'alimentation, ce qu'on appelle. processus transitoires provoqués par des surtensions sur la résistance interne des sources de courant.

Un système d'alimentation électrique doté d'un nouveau schéma structurel est proposé, qui élimine les inconvénients mentionnés ci-dessus des systèmes d'alimentation électrique connus pour engins spatiaux.

La solution technique la plus proche de celle proposée est le système d'alimentation électrique autonome pour engin spatial selon le brevet RF 2297706, choisi comme prototype.

Le prototype présente les mêmes inconvénients que les analogues évoqués ci-dessus.

L'objectif de l'invention proposée est d'étendre les capacités du système d'alimentation électrique d'un engin spatial, d'améliorer la qualité de la tension de sortie, de réduire les coûts de développement et de fabrication, et de réduire le temps de développement du système.

L'essence de l'invention revendiquée est illustrée par le dessin.

Le système d'alimentation électrique est constitué d'une batterie solaire 1, d'une batterie 2, d'un stabilisateur de tension de batterie solaire 3, d'un dispositif de décharge de batterie 4, d'un chargeur de batterie 5, d'un régulateur de puissance de batterie solaire extrême 6, connectés par ses entrées à des dispositifs de décharge 4 et chargeur 5, et à un capteur de courant de la batterie solaire 7, et la sortie est avec un stabilisateur de tension de la batterie solaire 3.

Le stabilisateur 3 et le dispositif de décharge 4 sont réalisés sous la forme d'inverseurs en pont. Des descriptions de tels onduleurs en pont sont données, par exemple, dans les articles : « Convertisseurs de tension haute fréquence à commutation résonante », auteur A.V. Lukin (zh. ELECTROPOPITANIE, collection scientifique et technique numéro 1, édité par Yu.I. Konev. Association "Power Supply", M., 1993), The Series Connected Buck Boost Regulator For High Efficiency DC Voltage Regulator, auteur Arthur G. Birchenough (NASA Technical Memorandum 2003-212514, NASA Lewis Research Center, Cleveland, ON), ainsi que dans l'article SCHÉMA BLOC ET SOLUTIONS DE CIRCUITS POUR LES COMPLEXES D'AUTOMATISATION ET DE STABILISATION DU SEP DE SC GÉOSTATIONNAIRE NON SCELLÉ AVEC ISOLATION GALVANICA DES ÉQUIPEMENTS EMBARQUÉS DES BATTERIES SOLAIRES ET BATTERIE auteurs Polyakov S.A., Chernyshev A.I., Elman V.O., Kudrya seam B.C., voir "Systèmes électroniques et électromécaniques et appareils : Sam. travaux scientifiques du CPS "Polyus". - Tomsk : MGP « RASKO » à la maison d'édition « Radio et Communications », 2001, 568 p.

Les enroulements de sortie 9, 10 du stabilisateur et du dispositif de décharge sont respectivement connectés à un transformateur commun 8 en tant qu'enroulements primaires. La batterie solaire 1 est connectée au stabilisateur 3 par des bus plus et moins, et le capteur de courant mentionné 7 est installé dans l'un des bus. La batterie 2 est connectée au dispositif de décharge par des bus plus et moins. Le chargeur 5 est relié par son entrée à l'enroulement secondaire 11 du transformateur 8, et par sa sortie aux bus positif et négatif de la batterie 2.

Les dispositifs de puissance 13 des charges 14 avec leurs tensions nominales de sortie CA sont connectés aux enroulements secondaires 12 du transformateur 8, et les dispositifs de puissance 16 des charges 17 CC sont connectés aux enroulements secondaires 15 du transformateur 8 avec leurs tensions nominales, l'un des les dispositifs d'alimentation 18 des charges 19 de courant continu ou alternatif, connectés à l'enroulement secondaire 20 du transformateur 8, sont sélectionnés comme principaux et sont utilisés pour stabiliser la tension sur l'enroulement secondaire 20 du transformateur 8. A cet effet , le dispositif 18 est relié par des connexions de rétroaction au stabilisateur 3 et au dispositif de décharge 4.

La formation d'une tension alternative sur l'enroulement de sortie 9 du stabilisateur 3 est assurée par son circuit de commande 21, qui, selon une certaine loi, ouvre les transistors 22, 23 et 24, 25 respectivement par paires.

De manière similaire, une tension alternative est générée sur l'enroulement de sortie du dispositif 10 bits 4 par son circuit de commande de 26 transistors 27, 28 et 29, 30, respectivement.

Le régulateur de puissance extrême 6, prenant en compte les relevés du capteur de courant 7 et la tension sur la batterie solaire 1, produit un signal de correction pour modifier la loi d'ouverture des transistors du stabilisateur 3 afin qu'une tension s'établisse sur la batterie solaire batterie égale à la tension optimale de la caractéristique courant-tension (caractéristique I-V) de la batterie solaire.

Le système d'alimentation électrique fonctionne dans les modes principaux suivants.

1. Alimentation des charges à partir d’une batterie solaire.

Lorsque la puissance de la batterie solaire dépasse la puissance totale consommée par les charges, le pont stabilisateur 3, utilisant la rétroaction du dispositif 18 et du stabilisateur 3, sur l'enroulement secondaire 20 du transformateur 8 maintient une tension stable à un niveau qui assure la stabilité de tension requise sur la charge 19. Dans le même temps, sur les enroulements secondaires 11, 12, 15 du transformateur, maintenez également une tension alternative stable, en tenant compte des rapports de transformation des enroulements. La batterie 2 est complètement chargée. Le chargeur 5 et la décharge 4 sont éteints, le régulateur extrême 6 est éteint.

2. Chargez la batterie.

Lorsqu'il devient nécessaire de charger la batterie, le chargeur 5 génère un signal pour allumer la charge et le fournit en convertissant le courant alternatif de l'enroulement secondaire 11 du transformateur 8 en courant continu pour charger la batterie. Le signal pour allumer le chargeur 5 est également envoyé à l'entrée du régulateur extrême 6, qui allume le stabilisateur 3 en mode contrôle de puissance extrême de la batterie solaire. L'ampleur du courant de charge de la batterie est déterminée par la différence entre la puissance de la batterie solaire au point de fonctionnement optimal de ses caractéristiques courant-tension et la puissance totale des charges. Le dispositif de décharge est désactivé.

3. Alimentation de la charge à partir de la batterie.

Ce mode se forme lorsqu'un engin spatial entre dans l'ombre de la Terre ou de la Lune, dans d'éventuelles situations anormales avec perte d'orientation des panneaux solaires, ou lorsque l'engin spatial est lancé en orbite lorsque les panneaux solaires sont repliés. La sortie du panneau solaire est nulle et la charge est alimentée en déchargeant la batterie. Dans ce mode, la stabilisation de la tension sur l'enroulement secondaire 20 du transformateur 8 est assurée par un dispositif de décharge similaire au premier mode, utilisant le retour du dispositif 18 vers le dispositif de décharge. Le stabilisateur 3, le régulateur extrême 6, le chargeur 5 sont désactivés.

4. La charge est alimentée conjointement par une batterie solaire et une batterie.

Le mode est formé lorsque la puissance de la batterie solaire est insuffisante pour alimenter tous les consommateurs connectés, par exemple lorsque les charges de pointe sont activées, lors des manœuvres du vaisseau spatial pour la correction de l'orbite, lors des entrées et sorties du vaisseau spatial des zones d'ombre de l'orbite, etc.

Dans ce mode, le stabilisateur 3 par le régulateur extrême 6, suite à un signal du dispositif de décharge 4, est allumé en mode de contrôle de puissance extrême de la batterie solaire 1, et la puissance manquante pour alimenter les charges est ajoutée en déchargeant le batterie 2. La stabilisation de la tension sur l'enroulement secondaire 20 du transformateur 8 est assurée par le dispositif de décharge 4 utilisant le retour du dispositif 18 vers le dispositif de bit 4.

Le système d'alimentation électrique fonctionne de manière entièrement automatique.

Le système d'alimentation électrique proposé pour engin spatial présente les avantages suivants par rapport aux systèmes connus :

fournit en sortie les tensions nominales stables CC ou CA nécessaires pour alimenter diverses charges d'engins spatiaux, ce qui étend ses capacités d'application sur des engins spatiaux de différentes classes ou lors de la mise à niveau de dispositifs existants ;

meilleure qualité de la tension d'alimentation des charges grâce à une réduction des interférences, car les bus d'alimentation de charge sont isolés galvaniquement (via un transformateur) des bus sources de courant ;

un haut degré d'unification du système est assuré et la capacité de l'adapter aux conditions changeantes d'utilisation sur différents types d'engins spatiaux ou à leurs modifications avec une modification minimale en termes de dispositifs d'alimentation de charge, sans affecter les composants de base du système (solaire et batteries de batterie, stabilisateurs, chargeurs et dispositifs de décharge),

offre la possibilité de conception indépendante et d'optimisation des sources de courant par tension, de sélection de tailles standard de batteries, de générateurs à batterie solaire unique, etc.

Le temps et les coûts de développement et de fabrication d'un système d'alimentation électrique sont réduits.

Actuellement chez JSC "ISS" du nom. M.F. Reshetnev, en collaboration avec un certain nombre d'entreprises liées, développe le système d'alimentation électrique proposé et la fabrication de composants de laboratoire individuels de l'appareil est en cours. Les premiers échantillons de l'onduleur en pont ont atteint un rendement de 95 à 96,5 %.

À partir des documents d'information sur les brevets connus du demandeur, aucun ensemble de caractéristiques similaires à l'ensemble de caractéristiques de l'objet revendiqué n'a été trouvé.

RÉCLAMER

Le système d'alimentation électrique de l'engin spatial, constitué d'une batterie solaire reliée par ses bus plus et moins à un stabilisateur de tension, d'une batterie rechargeable reliée par ses bus plus et moins à l'entrée et à la sortie du chargeur, d'un régulateur de puissance extrême de la batterie solaire relié par ses entrées à un capteur de courant, installé dans l'un des bus entre la batterie solaire et les dispositifs stabilisateur de tension, décharge et chargeur de la batterie, et la sortie - avec le stabilisateur de tension de la batterie solaire, caractérisé en ce que la tension Le stabilisateur de la batterie solaire et le dispositif de décharge de la batterie sont réalisés sous la forme d'onduleurs en pont avec un transformateur commun, dans ce cas, l'entrée du chargeur est connectée à l'enroulement de sortie du transformateur et charge les dispositifs d'alimentation avec leur Les propres tensions nominales de sortie CA ou CC sont connectées aux autres enroulements de sortie du transformateur, et l'un des dispositifs d'alimentation de charge est connecté au stabilisateur de batterie solaire et au dispositif de décharge de batterie.

Titulaires du brevet RU 2598862 :

Utilisation : dans le domaine de l'électrotechnique pour l'alimentation électrique d'engins spatiaux à partir de sources primaires de différentes énergies. Le résultat technique est une fiabilité accrue de l’alimentation électrique. Le système d'alimentation électrique de l'engin spatial contient : un groupe de batteries solaires à lumière directe du soleil (1), un groupe de batteries solaires à lumière solaire réfléchie (7), un circuit générateur (8), un stabilisateur de tension (2), un chargeur ( 3), un dispositif de décharge (4), une batterie (5), un dispositif redresseur (9), un contrôleur de charge de batterie (10) et des consommateurs (6). La tension alternative provenant du circuit générateur (8) est convertie en tension constante dans le bloc (9) et est fournie à la première entrée du contrôleur de charge de batterie (10). La tension constante provenant des panneaux solaires de lumière solaire réfléchie (7) est fournie à la deuxième entrée du contrôleur de charge de batterie (10). La tension totale provenant du circuit de génération et des panneaux solaires de la lumière solaire réfléchie par la première sortie du contrôleur (10) va à la deuxième entrée de la batterie (5). De la deuxième sortie du contrôleur à la première entrée de la batterie (5), des signaux de commande sont reçus des commutateurs (15-21) ayant des contacts 1-3, et des commutateurs (22-25) ayant des contacts 1-2. Le nombre d'appareils de commutation commandés dépend du nombre de piles dans la batterie. Pour recharger la batterie sélectionnée (11-14) sur les interrupteurs correspondants, leurs premiers contacts s'ouvrent avec le troisième et se ferment avec le second, sur les interrupteurs correspondants les premier et deuxième contacts se ferment. La batterie correspondante ainsi connectée à la deuxième entrée de la batterie est rechargée avec le courant de charge nominal jusqu'à ce qu'une commande soit reçue du contrôleur (10) pour changer la batterie suivante. Le consommateur (6) reçoit de l'énergie des batteries restantes, en contournant celle déconnectée, à partir de la première sortie de batterie (5). 5 malades.

L'invention concerne la technologie spatiale et peut être utilisée dans le cadre d'un engin spatial stabilisé en rotation.

Un système d'alimentation électrique connu pour un vaisseau spatial avec des bus communs (analogiques), qui contient des panneaux solaires (la principale source d'énergie), une batterie et des consommateurs. L'inconvénient de ce système est que la tension dans ce système n'est pas stabilisée. Cela entraîne des pertes d'énergie dans les réseaux câblés et dans les stabilisateurs individuels intégrés des consommateurs.

L'invention concerne un système d'alimentation électrique connu pour un engin spatial avec des bus séparés et une connexion en parallèle d'un stabilisateur de tension (analogique), qui contient un chargeur, un dispositif de décharge et une batterie. Son inconvénient est l'impossibilité d'utiliser un régulateur de puissance extrême pour les panneaux solaires.

Le plus proche techniquement du système proposé est un système d'alimentation électrique pour engin spatial avec des bus séparés et avec une connexion série-parallèle d'un stabilisateur de tension 2 (prototype), qui contient également des panneaux solaires à lumière directe du soleil 1, un chargeur 3, une décharge dispositif 4, une batterie rechargeable 5 (Fig. 1). L'inconvénient de ce système d'alimentation est l'incapacité de recevoir, de convertir et d'accumuler de l'énergie électrique provenant de sources de puissance différentes, telles que l'énergie du champ magnétique terrestre et l'énergie de la lumière solaire réfléchie par la surface de la Terre.

L'objectif de l'invention est d'étendre les capacités du système d'alimentation électrique d'un engin spatial à recevoir, convertir et accumuler de l'électricité provenant de diverses sources primaires de puissance différente, ce qui permet d'augmenter la durée de vie active et l'alimentation électrique d'un engin spatial.

En figue. la figure 2 représente le système d'alimentation électrique d'un engin spatial stabilisé en rotation ; 3 - batterie contenant des appareils de commutation contrôlés par le contrôleur ; En figue. 4 est une vue du vaisseau spatial stabilisé en rotation de la Fig. La figure 5 montre schématiquement l'une des options pour le mouvement d'un vaisseau spatial stabilisé en rotation en orbite.

Le système d'alimentation électrique d'un vaisseau spatial à rotation stabilisée contient un groupe de panneaux solaires 7, conçus pour convertir la lumière solaire réfléchie par la Terre en énergie électrique, générant un circuit 8, qui est un ensemble de conducteurs (enroulement) situés le long du corps du vaisseau spatial. engin spatial, dans lequel une force électromotrice est induite pour compter la rotation de l'engin spatial autour de son axe dans le champ magnétique terrestre, un dispositif redresseur 9, un contrôleur de charge de batterie à partir de sources d'alimentation de puissance différente 10, une batterie 5 contenant une commutation commandée par un contrôleur des dispositifs 15 à 25 qui connectent ou déconnectent des batteries individuelles 11 à 14 au contrôleur 9 pour les recharger avec un faible courant (Fig. 2).

Le système fonctionne comme suit. Pendant le processus de mise en orbite du vaisseau spatial, celui-ci tourne de telle manière que l'axe de rotation de l'appareil et les panneaux solaires de lumière directe du soleil soient orientés vers le Soleil (Fig. 4). Lors du mouvement d'un engin spatial en rotation en orbite, le circuit générateur intercepte les lignes d'induction du champ magnétique terrestre à la vitesse de rotation de l'engin spatial autour de son axe. En conséquence, selon la loi de l'induction électromagnétique, une force électromotrice est induite dans le circuit générateur

où µ o est la constante magnétique, H est l'intensité du champ magnétique terrestre, S in est la surface du circuit générateur, N c est le nombre de tours du circuit, ω est la fréquence angulaire de rotation.

Lorsque le circuit générateur est fermé à la charge, le courant circule dans le circuit du circuit générateur consommateur. La puissance du circuit générateur dépend du couple de l'engin spatial autour de son axe

où J KA est le moment d'inertie du vaisseau spatial.

Ainsi, le circuit générateur constitue une source d’électricité supplémentaire à bord de l’engin spatial.

La tension alternative du circuit générateur 8 est redressée sur le bloc 9 et fournie à la première entrée du contrôleur de charge de batterie 10. La tension continue des panneaux solaires de lumière solaire réfléchie 7 est fournie à la deuxième entrée du contrôleur de charge de batterie 10. La tension totale de la première sortie du contrôleur 10 va à la deuxième entrée de la batterie 5. De la deuxième sortie du contrôleur à la première entrée de la batterie 5, les signaux de commande sont reçus des commutateurs 15 à 21, ayant des contacts 1. -3 et les commutateurs 22-25, ayant les contacts 1-2. Le nombre d'appareils de commutation commandés dépend du nombre de piles dans la batterie. Pour recharger la batterie sélectionnée (11-14) sur les interrupteurs correspondants, leurs premiers contacts s'ouvrent avec le troisième et se ferment avec le second, sur les interrupteurs correspondants les premier et deuxième contacts se ferment. La batterie correspondante ainsi connectée à la deuxième entrée de la batterie est rechargée avec un faible courant jusqu'à ce qu'une commande soit reçue du contrôleur 10 pour changer la batterie suivante. Le consommateur reçoit de l'énergie des batteries restantes, en contournant la batterie 5, qui est déconnectée de la première sortie.

Lorsque le vaisseau spatial est en orbite en position 1 (Fig. 4, 5), les panneaux solaires de lumière solaire réfléchie sont orientés vers la Terre. A ce moment, le chargeur 3 inclus dans le système d'alimentation électrique de l'engin spatial reçoit l'électricité des panneaux solaires à lumière directe du soleil 1, et le contrôleur de charge de la batterie 10 reçoit l'électricité des panneaux solaires à lumière solaire réfléchie 7 et du circuit générateur 8. Dans la position du vaisseau spatial 2, des panneaux solaires de rayonnement solaire direct. Les lumières 1 restent dirigées vers le Soleil, tandis que les cellules solaires de la lumière solaire réfléchie sont partiellement obscurcies. À ce moment, le chargeur 3 du système d'alimentation de l'engin spatial continue de recevoir de l'électricité des panneaux solaires à lumière directe du soleil, et le contrôleur 10 perd une partie de l'énergie du bloc 7, mais continue de recevoir de l'énergie du bloc 8 via le redresseur 9. Dans la position du vaisseau spatial 3, tous les groupes de panneaux solaires sont ombragés, le chargeur 3 ne reçoit pas d'électricité des panneaux solaires 1 et les consommateurs embarqués du vaisseau spatial reçoivent de l'électricité de la batterie. Le contrôleur de charge de batterie continue de recevoir de l'énergie du circuit générateur 8, rechargeant la batterie suivante. A la position du vaisseau spatial 4, les panneaux solaires à lumière solaire directe 1 sont à nouveau éclairés par le Soleil, tandis que les panneaux solaires à lumière solaire réfléchie sont partiellement obscurcis. À ce moment, le chargeur 3 du système d'alimentation de l'engin spatial continue de recevoir de l'électricité des panneaux solaires à lumière directe du soleil, et le contrôleur 10 perd une partie de l'énergie du bloc 7, mais continue de recevoir de l'énergie du bloc 8 via le redresseur 9.

Ainsi, le système d'alimentation électrique d'un vaisseau spatial stabilisé en rotation est capable de recevoir, de convertir et d'accumuler : a) l'énergie directe et réfléchie de la lumière solaire ; b) l'énergie cinétique de rotation de l'engin spatial dans le champ magnétique terrestre. Par ailleurs, le fonctionnement du système proposé est similaire à celui connu.

Le résultat technique - augmenter la durée de vie active et l'alimentation électrique de l'engin spatial - est obtenu grâce à l'utilisation d'un chargeur à microcontrôleur dans le cadre du système d'alimentation électrique de l'engin spatial, qui permet de charger la batterie à partir de sources d'énergie électrique de différentes puissances (reflétées lumière du soleil et énergie du champ magnétique terrestre).

La mise en œuvre pratique des unités fonctionnelles de la présente invention peut être réalisée comme suit.

Un enroulement triphasé à deux couches avec un fil de cuivre isolé peut être utilisé comme circuit générateur, ce qui rapprochera la forme de la courbe de force électromotrice d'une sinusoïde. Un circuit en pont d'un redresseur triphasé avec des diodes basse consommation de type D2 et D9 peut être utilisé comme redresseur, ce qui réduira l'ondulation de la tension redressée. Le microcontrôleur MAX 17710 peut être utilisé comme contrôleur de charge de batterie. Il peut fonctionner avec des sources instables avec une plage de puissance de sortie de 1 μW à 100 mW. L'appareil dispose d'un convertisseur élévateur intégré pour charger les batteries à partir de sources avec une tension de sortie typique de 0,75 V et d'un régulateur intégré pour protéger les batteries contre la surcharge. Les batteries lithium-ion dotées d'un sous-système d'égalisation de tension de batterie (système d'équilibrage) peuvent être utilisées comme batterie contenant des dispositifs de commutation contrôlés par un contrôleur. Il peut être implémenté sur la base du contrôleur MSP430F1232.

Ainsi, les particularités du dispositif proposé contribuent à atteindre cet objectif.

Sources d'informations

1. Maxime du monde analogique. Nouveaux microcircuits / Symmetron Group of Companies // Numéro 2, 2013. - 68 p.

2. Grilikhes V.A. Énergie solaire et vols spatiaux / V.A. Griliches, P.P. Orlov, L.B. Popov - M. : Nauka, 1984. - 211 p.

3. Kargu D.L. Systèmes d'alimentation électrique pour engins spatiaux / D.L. Kargu, G.B. Steganov [et autres] - Saint-Pétersbourg : VKA im. UN F. Mozhaisky, 2013. - 116 p.

4. Katsman M.M. Machines électriques / M.M. Katzman. - cahier de texte manuel pour les étudiants spéciaux écoles techniques. - 2e éd., révisée. et supplémentaire - M. : Plus haut. Shk., 1990. - 463 p.

5. Pryanishnikov V.A. Électronique. Cours magistral / V.A. Pryanishnikov - Saint-Pétersbourg : Krona Print LLC, 1998. - 400 p.

6. Rykovanov A.N. Systèmes d'alimentation par batterie Li-ion / A.N. Rykovanov // Electronique de puissance. - 2009. - N°1.

7. Chilin Yu.N. Modélisation et optimisation des systèmes d'alimentation des engins spatiaux / Yu.N. Chilin. - Saint-Pétersbourg : VIKA, 1995. - 277 p.

Système d'alimentation électrique pour vaisseau spatial contenant un groupe de batteries solaires exposées à la lumière directe du soleil, un chargeur qui reçoit l'électricité de batteries solaires exposées à la lumière directe du soleil, un dispositif de décharge qui alimente les consommateurs à partir d'une batterie, un stabilisateur de tension qui alimente les consommateurs à partir d'une batterie solaire exposée à la lumière directe du soleil. , caractérisé en ce qu'il contient en outre un groupe de panneaux solaires conçus pour convertir la lumière solaire réfléchie par la Terre en énergie électrique, un circuit générateur, qui est un ensemble de conducteurs (enroulement) situés sur le corps de l'engin spatial, dans lequel une force électromotrice est induit en raison de la rotation de l'engin spatial autour de son axe dans un champ magnétique le champ terrestre, un dispositif redresseur, et contient également un contrôleur de charge de batterie à partir de sources d'alimentation de puissance différente, une batterie, qui contient en outre des dispositifs de commutation contrôlés par le contrôleur qui connectez ou débranchez les batteries individuelles du contrôleur pour les recharger.

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Utilisation : dans le domaine de l'électrotechnique pour l'alimentation électrique d'engins spatiaux à partir de sources primaires de différentes énergies. Le résultat technique est une fiabilité accrue de l’alimentation électrique. Le système d'alimentation électrique de l'engin spatial contient : un groupe de batteries solaires à lumière solaire directe, un groupe de batteries solaires à lumière solaire réfléchie, un circuit générateur, un stabilisateur de tension, un chargeur, un dispositif de décharge, une batterie rechargeable, un dispositif redresseur, un contrôleur de charge de batterie et des consommateurs. La tension alternative du circuit générateur est convertie en tension constante dans l'unité et est fournie à la première entrée du contrôleur de charge de la batterie. La tension constante des panneaux solaires de la lumière solaire réfléchie est fournie à la deuxième entrée du contrôleur de charge de la batterie. La tension totale du circuit de génération et des panneaux solaires de la lumière solaire réfléchie par la première sortie du contrôleur va à la deuxième entrée de la batterie. De la deuxième sortie du contrôleur à la première entrée de la batterie, les signaux de commande sont reçus des commutateurs ayant des contacts 1 à 3 et des commutateurs ayant des contacts 1 à 2. Le nombre d'appareils de commutation commandés dépend du nombre de piles dans la batterie. Pour recharger la batterie sélectionnée, sur les interrupteurs correspondants leurs premiers contacts sont ouverts avec le troisième et fermés avec le second, sur les interrupteurs correspondants les premier et deuxième contacts sont fermés. La batterie correspondante ainsi connectée à la deuxième entrée de la batterie est rechargée avec le courant de charge nominal jusqu'à ce qu'une commande soit reçue du contrôleur pour changer la batterie suivante. Le consommateur reçoit l'énergie des batteries restantes, en contournant celle déconnectée, à partir de la première sortie de la batterie. 5 malades.

Copyright JSC "CDB "BIBKOM" & LLC "Agence Kniga-Service" AGENCE FÉDÉRALE POUR L'ÉDUCATION INSTITUTION D'ENSEIGNEMENT D'ÉTAT D'ENSEIGNEMENT PROFESSIONNEL SUPÉRIEUR "UNIVERSITÉ AÉROSPATIALE D'ÉTAT DE SAMARA du nom de l'académicien S.P. REINE" M. A. PETROVICHEV, A. S. GURTOV SYSTÈME D'ALIMENTATION ÉLECTRIQUE DU COMPLEXE EMBARQUÉ DE CHARIOTS SPATIAUX Approuvé par le Conseil de rédaction et d'édition de l'Université comme outil pédagogique Maison d'édition SAMARA SSAU 2007 Copyright JSC "CDB "BIBKOM" & LLC "Kniga- Agence de service" UDC 629.78 .05 BBK 39.62 P306 C IONAL APPRECIATE N A O R I O E C T I O N S Programme éducatif innovant « Développement d'un centre de compétence et formation de spécialistes de classe mondiale dans le domaine des technologies aérospatiales et de géoinformation » Réviseurs PRI : Docteur en sciences techniques A. N. Kopt Ev , Chef adjoint du Département du Centre national de recherche scientifique "TsSKB - Progrès" S. I. Minenko P306 Petrovichev M. A. Système d'alimentation électrique pour le complexe embarqué d'engins spatiaux : manuel / M. A. Petrovichev, A. S. Gurtov - Samara : Maison d'édition de l'Université aérospatiale d'État de Samara , 2007. – 88 pp. : illustration ISBN 978-5-7883-0608-7 Le rôle et l'importance du système d'alimentation électrique d'un engin spatial, les composants de ce système, une attention particulière est accordée à l'examen des principes du fonctionnement et de la conception des alimentations, les caractéristiques de leur utilisation pour la technologie spatiale. Le manuel fournit du matériel de référence assez complet qui peut être utilisé dans la conception de cours et de diplômes par les étudiants de spécialités non électriques. Le manuel est destiné aux étudiants de la spécialité 160802 « Vaisseau spatial et étages supérieurs ». Il peut également être utile aux jeunes spécialistes de l'industrie des fusées et de l'espace. Préparé au Département de l'aviation. UDC 629.78.05 BBK 39.62 ISBN 978-5-7883-0608-7 2 Petrovichev M. A., Gurtov AS, 2007 Université aérospatiale d'État de Samara, 2007 Copyright JSC Central Design Bureau BIBKOM & LLC Kniga-Service Agency Système d'alimentation électrique à bord du complexe d'engins spatiaux De tous les types d’énergie, l’électrique est la plus universelle. Par rapport aux autres types d'énergie, elle présente de nombreux avantages : l'énergie électrique se transforme facilement en d'autres types d'énergie, le rendement des installations électriques est bien supérieur à celui des installations fonctionnant avec d'autres types d'énergie, l'énergie électrique est facile à transmise par des fils au consommateur, l’énergie électrique est facilement distribuée entre les consommateurs. L'automatisation des processus de contrôle de vol de tout vaisseau spatial (SC) est impensable sans énergie électrique. L'énergie électrique est utilisée pour alimenter tous les éléments des dispositifs et équipements des engins spatiaux (groupe propulseur, commandes, systèmes de communication, instrumentation, chauffage, etc.). Le système d'alimentation électrique (PSS) d'un engin spatial est l'un des systèmes les plus importants assurant le fonctionnement de l'engin spatial. Les principales exigences pour SES : l'approvisionnement en énergie nécessaire pour effectuer l'ensemble du vol, un fonctionnement fiable en apesanteur, la fiabilité nécessaire assurée par la redondance (en termes de puissance) de la source principale et du tampon, l'absence d'émissions et de consommation de gaz, capacité de fonctionner dans n'importe quelle position dans l'espace, poids minimal, coût minimum. Toute l'énergie électrique nécessaire à l'exécution du programme de vol (pour le fonctionnement normal, ainsi que pour certains fonctionnements anormaux) doit être à bord de l'engin spatial, puisque son réapprovisionnement n'est possible que pour les stations habitées. La fiabilité du SES est largement déterminée par la redondance de tous types de sources, convertisseurs, équipements de commutation et réseaux. L'apesanteur a un effet significatif sur les liquides et les gaz, obligeant à utiliser des sources ne contenant pas de liquides libres. Cela garantit également le fonctionnement de l'équipement lors du changement de position dans l'espace. Compte tenu du petit volume interne du vaisseau spatial, même une petite quantité de gaz qui y pénètre modifie considérablement la composition de l’atmosphère. Les gaz libérés par les sources transportent avec eux des vapeurs d'alcalis ou d'acides, qui entraînent de la corrosion et des pannes, principalement des ordinateurs numériques et des équipements radio. L’utilisation de telles sources à bord d’un vaisseau spatial n’est pas souhaitable. 1. Structure du système d'alimentation électrique de l'engin spatial Le système d'alimentation électrique principal de l'engin spatial est le système à courant continu. Ceci est dû au fait que la plupart des sources pouvant être utilisées à bord sont des sources CC. Le réseau AC est auxiliaire, utilisé pour alimenter un nombre limité de consommateurs, par exemple un système de contrôle du trafic. La source primaire (Fig. 1.1) convertit toute énergie (chimique, lumineuse, nucléaire) en énergie électrique et doit assurer le fonctionnement des consommateurs pendant tout le vol. La consommation électrique pendant le vol est inégale : il y a des pics de charge (généralement lors du fonctionnement de la charge utile, de la désorbitation, etc. ) et les moments où la charge est faible. Pour contrer les pics de charge, une source tampon est utilisée. Pour la première fois, un système d'alimentation électrique sans tampon a été utilisé sur le vaisseau spatial réutilisable Shuttle. Cela s'explique par le fait que l'avion utilise trois sources primaires basées sur des piles à combustible, ce qui permet de varier la puissance générée par celles-ci. 4 Copyright JSC Central Design Bureau BIBKOM & LLC Kniga-Service Agency Système de distribution Convertisseur Convertisseur Réseau Consommateur Source primaire Source tampon Fig.1.1. La structure de l'appareil du système d'alimentation électrique spatiale La source tampon se caractérise par le fait que l'énergie totale qu'elle produit est égale à zéro. Il se charge lors des faibles charges du réseau et libère de l'énergie lors des pics de charge. Généralement, les piles sont utilisées comme tampon. Pour faire correspondre les caractéristiques de la batterie avec la source primaire et le réseau, des convertisseurs sont utilisés (Fig. 1.1.). Dans le premier cas, il s'agit d'un chargeur, dans le second, d'un stabilisateur de tension qui assure la stabilité de la tension dans le réseau. L'électricité produite doit être livrée au consommateur dans la quantité requise, au moment spécifié, avec la qualité requise. Ces tâches sont assurées par le système de distribution et le réseau électrique. Le système de distribution connecte le consommateur à la source appropriée, assure la redondance (si nécessaire) et l'éteint si le consommateur est défectueux. La mise en œuvre technique de ces procédés s'effectue à l'aide d'équipements de commutation et de protection. Le réseau électrique livre l'électricité au consommateur. Il doit avoir un poids minimal, mais en même temps présenter de petites pertes d'électricité et assurer une connexion fiable entre le consommateur et la source. 2. Classification des sources primaires Chimique Élément de batterie solaire Générateur de machine électrique Combustible magnétohydrodynamique Batterie thermoionique Galvanique k et thermoélectrique Énergie électrique mécanique thermique nucléaire lumière Fig. 2.1. Méthodes d'obtention de l'énergie électrique à bord d'un engin spatial À bord d'un engin spatial, seuls trois types d'énergie peuvent être utilisés comme énergie primaire : chimique, nucléaire et solaire. De plus, l'énergie chimique et nucléaire est extraite de la Terre et l'énergie solaire est fournie directement pendant le vol. Il existe trois manières possibles de convertir directement l’énergie chimique en énergie électrique, appelée méthode de conversion directe. Dans ce cas, on obtient des sources avec un rendement assez élevé (environ 70 %) : cellules galvaniques, batteries et piles à combustible (Fig. 2.1). 6 Copyright JSC Central Design Bureau BIBKOM & LLC Kniga-Service Agency Les cellules galvaniques stockent l'énergie chimique directement dans le boîtier et, au fur et à mesure de sa consommation, le cycle de travail se termine. Dans les batteries, une double conversion est possible : lors de la charge, l'énergie chimique est accumulée, lors de la décharge, l'énergie chimique est convertie en énergie électrique (les flèches sur la Fig. 2.1 montrent le sens de la conversion de l'énergie). Pour la première fois, une pile alcaline argent-zinc (SZA) a été utilisée à bord car elle est la plus légère, peut fonctionner dans n'importe quelle position et n'émet ni ne consomme de gaz. SCA a donné une impulsion au développement d'un certain nombre de batteries. Actuellement, les batteries sont les plus largement utilisées comme sources primaires et tampons. Dans les piles à combustible, l’énergie chimique est continuellement renouvelée depuis l’extérieur. Les plus développées sont les piles à combustible qui utilisent le H2 et l’O2 comme « carburant ». La réaction chimique d'oxydation de l'hydrogène est séparée en deux électrodes. Nous obtenons ainsi de l’énergie électrique, de la chaleur et de l’eau. Cette source est assez difficile à exploiter, mais présente une faible masse, une durée de vie assez longue (jusqu'à 5 000 heures) et un bon rendement. En combinaison avec un appareil qui décompose l'eau en H2 et O2, il peut fournir un cycle complet d'une source tampon avec une longue durée de vie, est plus léger que la meilleure batterie et a un rendement assez élevé. Toutes les sources d’énergie primaires (chimiques, nucléaires et lumineuses) peuvent être utilisées pour produire de la chaleur. La conversion de l'énergie thermique en énergie électrique est possible de trois manières : un générateur thermoélectrique, un générateur thermoionique (thermoionique) et un générateur magnétohydrodynamique (MHD). Les générateurs thermoélectriques avaient à l'origine un rendement de 0,7 % et étaient utilisés comme mesureurs de température appelés « thermocouples ». L'utilisation de semi-conducteurs a permis d'augmenter le rendement à 7-10 %. Les générateurs thermoélectriques, associés à des sources de chaleur isotopiques, constituent des sources d'énergie électrique extrêmement fiables et durables, de faible puissance. Utilisé à bord comme source de super-urgence. Le générateur thermoionique est conçu sur le principe d'un tube électronique. Il a un rendement légèrement supérieur, mais la présence de températures élevées rend son utilisation à bord irrationnelle. Dans les années 80 du siècle dernier, les concepteurs de technologies spatiales ont porté leur attention sur les générateurs de machines, largement utilisés dans des conditions terrestres, malgré la triple conversion d'énergie, la présence de vibrations et la complexité de fonctionnement sous vide. Ces générateurs se sont révélés être les moins chers, étudiés en détail, ont de bonnes caractéristiques et un rendement légèrement inférieur à 40 %, et fournissent beaucoup de puissance dans un petit volume (« Shuttle »). Lors de l'utilisation de générateurs de machines électriques, il est nécessaire de résoudre les problèmes de leur fonctionnement dans des conditions de vide, de conduite et d'assurer la stabilité de la fréquence. Les batteries solaires (SB) utilisent la conversion directe de l'énergie solaire à l'aide de convertisseurs à semi-conducteurs en énergie électrique. Les SB ont une efficacité allant jusqu'à 30 %, mais nuisent à la maniabilité du vaisseau spatial, ont une courte durée de vie et ne fonctionnent pas dans la partie ombragée de l'orbite. Ces dernières années, les SB ont attiré l'attention des scientifiques du monde entier, car ils ont réussi à atteindre une efficacité de plus de 40 %. L'utilisation d'arséniure de gallium permet d'obtenir des SB ultra-fins, de faible masse, avec une longue durée de vie. Il est rationnel de l'utiliser sur des orbites proches de la Terre pour fournir de l'électricité aux stations spatiales habitées. Toutes les sources d'énergie électrique ci-dessus sont extrêmement coûteuses, de sorte que le coût de 1 kWh obtenu à partir de panneaux solaires atteint 40 $. 3. SOURCES DE COURANT CHIMIQUE (CHIT) 3.1. Informations générales sur les sources de courant chimique (CHS) Une source de courant chimique (CHS) est un dispositif dans lequel l'énergie d'une réaction chimique est directement convertie en énergie électrique et vice versa. Une grande variété de CCI, différant par leur taille, leurs caractéristiques de conception et la nature de la réaction génératrice de courant qui s'y produit, est due à leur utilisation généralisée dans diverses conditions et branches technologiques. Selon le principe de fonctionnement, les HIT sont répartis dans les groupes suivants : cellules galvaniques (éléments jetables), ces éléments contiennent une certaine réserve de réactifs, après quoi ils s'épuisent et perdent leur fonctionnalité ; piles (piles réutilisables, rechargeables ou réversibles). Après décharge, les batteries peuvent être rechargées en faisant passer le courant d'un circuit externe dans le sens inverse, tandis que les substances d'origine sont restaurées à partir des produits de réaction. La plupart des batteries peuvent gérer un grand nombre de cycles de charge-décharge ; réservoirs de carburant. Pendant le fonctionnement, de nouvelles portions de réactifs sont continuellement fournies aux piles à combustible et les produits de réaction sont simultanément éliminés, afin qu'elles puissent fonctionner en continu pendant une longue période. Les batteries étant les plus utilisées, ce travail vise à se familiariser avec les types les plus courants. 3.2 Piles argent-zinc Les piles argent-zinc (SC) sont une variante de la pile alcaline avec une électrode négative en zinc et une électrode positive en argent. L'électrolyte est une solution d'hydroxyde de potassium chimiquement pur avec une concentration d'environ 560 g/l (la densité de l'électrolyte est d'environ 1,4). La réaction génératrice de courant peut être représentée par les équations suivantes : 2Ag + Zn O décharge de charge Ag2 O + Zn Ag 2O + Zn décharge de charge Ag + Zn O. Lors de la charge de la batterie sur les électrodes positives, l'argent métallique Ag est d'abord oxydé pour devenir le semioxyde Ag2O, puis à l'oxyde Ag0, par réduction négative de l'oxyde de zinc (Zn0) en zinc métallique (Zn). La présence de deux étapes de la réaction chimique détermine deux étapes de charge et de décharge des batteries SC (voir Fig. 3.3-3.4). Outre les réactions principales, un certain nombre d'effets indésirables peuvent survenir lors du fonctionnement et du stockage des batteries SC. L'une des réactions secondaires est l'auto-dissolution du zinc métallique (corrosion), accompagnée du dégagement d'hydrogène gazeux. À une température de 20°C, 0,3 à 0,4 ml d'hydrogène sont libérés par jour à partir d'un ampère-heure de capacité de la batterie, à une température de 0°C à 0,13 ml, à une température de 40°C à 2 ml. Le symbole des batteries argent-zinc se compose des lettres STs, qui déterminent leur affiliation, des lettres caractérisant le type de conception et le temps de décharge : 9 Copyright JSC Central Design Bureau BIBKOM & LLC Kniga-Service Agency K - court (de 15 minutes à 1 - horaire); C - moyen (de 1 heure à 10 heures) ; D - à long terme (10 heures ou plus) ; K - moyen, multi-cycles ; B - tampon, multicycle et chiffres indiquant conditionnellement la capacité de la batterie. Un numéro à quatre ou cinq chiffres de la version technologique est indiqué par la ligne fractionnaire jusqu'au symbole de la batterie. Les batteries rechargeables connectées en série forment des batteries et forment une alimentation. 3.2.1 Principales caractéristiques techniques et opérationnelles : Énergie spécifique -<=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= 200ºC – nickel Ni. Pour assurer le fonctionnement normal des piles à combustible, des électrodes spéciales sont nécessaires (Fig. 3.20). Cette épaisseur de plaque est suffisante pour assurer une différence de pression entre liquide et gaz de ±0,5 atm. L'électrode doit être à deux couches. La première couche mince percée de petits trous est recouverte d'un agent mouillant, qui crée une force capillaire qui pousse le liquide vers le gaz. La deuxième partie, plus épaisse de l'électrode, comporte des trous de 30 à 50 microns, qui sont recouverts d'une substance non mouillante, qui tend à pousser le liquide vers l'électrolyte. Par exemple, la pression dans le liquide a augmenté. De ce fait, le liquide se déplace vers le gaz, la force de non-mouillage augmente, compensant la surpression. Actuellement, les électrodes sont fabriquées à partir de fil utilisant la technologie « métal-caoutchouc ». Théoriquement, les dimensions d’une pile à combustible peuvent être aussi grandes que l’on souhaite. Cependant, dans la pratique, plusieurs cellules sont regroupées en petits modules ou batteries, connectés soit en série, soit en parallèle. 3.5.2. Classification des piles à combustible Il existe différents types de piles à combustible. Ils peuvent être classés, par exemple, selon le combustible utilisé, la pression et la température de fonctionnement, ainsi que selon la méthode d'élimination de l'eau. a) par type de carburant : sur la base de H2 et O2. Le produit de la réaction est de la chaleur, de l’énergie électrique et de l’eau. Pour les engins spatiaux, il s’agit du type de carburant le plus pratique, puisque l’eau et l’oxygène peuvent être utilisés dans le système de survie (LCS). En principe, les piles à combustible peuvent fonctionner avec n’importe quel combustible. b) par température de fonctionnement : basse température – jusqu'à 100ºС (« Shuttle », « Gemini »). L'identification du groupe des piles à combustible basse température s'explique par les modalités de collecte de l'eau, puisque pour ces piles à combustible elle est à l'état liquide ; température moyenne – jusqu'à 260º–300ºС (« Apollo »). Ces piles à combustible se caractérisent par une vitesse de réaction maximale. haute température – 1000ºС. L'utilisation de telles piles à combustible sur des engins spatiaux est problématique en raison de la température élevée et de la difficulté d'évacuation de la chaleur. Des travaux intensifs sont en cours pour créer des piles à combustible pour les besoins terrestres, fonctionnant au gaz naturel et à l'oxygène de l'air à des températures de 500 à 7 000 °C avec un rendement d'environ 70 %. c) selon le mode de collecte de l'eau : mèche (comme dans une lampe à pétrole). Utilisé sur Gemeni, très lent à s'adapter ; 32 Copyright JSC "CDB "BIBKOM" & LLC "Agency Kniga-Service" évaporatif, typique des piles à combustible à moyenne température, où l'eau est à l'état gazeux ; dynamique : utilise une chambre à faible pression partielle d'eau, reliée à une chambre à hydrogène gazeux à l'aide d'une membrane à conductivité unidirectionnelle de l'eau. d) par type d'électrolyte : liquide, le KOH fondu est utilisé à une température d'environ 2500 C ; solide (membrane échangeuse d'ions), porteur de charge - ion hydrogène ; matrice, un matériau microporeux est utilisé - l'amiante, dans lequel un électrolyte liquide est versé. 3.5.3. Caractéristique courant-tension de la pile à combustible B 1,23 1 2 3 J A/cm2 0 50 100 150 200 250 Fig. 3.21. Caractéristiques courant-tension des piles à combustible Les caractéristiques courant-tension des piles à combustible oxygène-hydrogène (Fig. 3.21.) peuvent être divisées en trois sections en fonction du processus qui détermine la chute de tension. La FEM d'une telle pile à combustible est de 1,23 V. Section 1 : caractérisée par la consommation d'énergie pour organiser le processus chimique (polarisation chimique) (Fig. 3.21, section 1) ; 33 Copyright JSC Central Design Bureau BIBKOM & LLC Kniga-Service Agency La 2ème section est caractérisée par une chute de tension prédominante sur les éléments « ohmiques » - sur les électrodes et l'électrolyte ; 3ème section - les ions n'ont pas le temps de pénétrer dans les électrodes, manque de concentration ionique (polarisation de concentration). Une augmentation de la température de l'électrolyte entraîne une diminution des coûts énergétiques pour l'organisation du processus chimique et, à une température d'environ 20 000 C, le processus se déroule de manière indépendante. Un changement de température a peu d'effet sur l'ampleur de la chute de tension dans la section 2. Dans la section 3, l'augmentation initiale de la température entraîne une augmentation de l'énergie ionique - la pente diminue. Une augmentation de la température provoque une augmentation des vibrations des molécules d'électrolyte, ce qui entrave le mouvement des ions, et la vitesse de mouvement des ions diminue. Ainsi, il existe une température optimale de l'électrolyte à laquelle la chute de tension dans la section 3 sera minime. Pour un électrolyte KOH d'une concentration de 1,8, la température optimale est d'environ 250°C. Pour que l'électrolyte reste liquide, une pression d'environ 4,5 atm est nécessaire. Pour les piles à combustible, il n’existe aucune limitation thermodynamique en matière d’efficacité énergétique. Dans les piles à combustible existantes, 60 à 70 % de l'énergie du combustible est directement convertie en électricité. Les piles à combustible pourraient devenir dans un avenir proche une source d’énergie largement utilisée dans les transports, l’industrie et les ménages. Le coût élevé des piles à combustible a limité leur utilisation aux applications militaires et spatiales. Les utilisations prévues des piles à combustible comprennent les sources d'énergie portables pour les applications militaires et les sources d'énergie alternatives compactes pour les satellites terrestres à énergie solaire sur des orbites à longue ombre. La petite taille et le poids des éléments combustibles ont permis de les utiliser lors de vols habités vers la Lune. Les piles à combustible à bord du vaisseau spatial Apollo à trois places ont été utilisées pour alimenter les ordinateurs de bord et les systèmes de communication radio. Les piles à combustible peuvent être utilisées pour alimenter des équipements dans des zones éloignées, pour les véhicules tout-terrain, comme dans le secteur de la construction. Associée à un moteur électrique à courant continu, la pile à combustible constituera une source efficace de propulsion du véhicule. 34 Copyright JSC Central Design Bureau BIBKOM & LLC Kniga-Service Agency L'utilisation généralisée des piles à combustible nécessite des progrès technologiques importants, une réduction de leur coût et la capacité d'utiliser efficacement un carburant bon marché. Si ces conditions sont remplies, les piles à combustible rendront l’énergie électrique et mécanique largement disponible dans le monde entier. 3.5.4. Le dispositif d'une pile à combustible liquide TE avec un électrolyte liquide a été utilisé lors des vols Apollo vers la Lune. Du KOH fondu avec une concentration de 1,8 a été utilisé comme électrolyte. À des températures inférieures à 200 degrés, cet électrolyte ne conduit pas l'électricité. Pour fonctionner, il doit donc être préchauffé à l'aide d'une source. Le nickel est utilisé comme principal matériau de construction car il fonctionne bien à des températures élevées et est un catalyseur. La durée de vie d'une telle pile à combustible est d'environ 500 heures. Les principaux avantages : la possibilité d'obtenir une densité de courant élevée - jusqu'à 250 milliampères par centimètre carré, l'utilisation d'un catalyseur et d'un matériau de construction bon marché, puisque l'électrolyte ne participe pas à la réaction, la pile à combustible l'a en petites quantités, l'épaisseur de la cellule est donc de plusieurs millimètres. 35 Copyright JSC Central Design Bureau BIBKOM & LLC Book-Service Agency Fig. 3.22. Structure d'une pile à combustible liquide 1 – corps flexible en Ni, 2 – chambre à oxygène gazeux en Ni, 3 – électrode à oxygène, fil de Ni, 4 – électrolyte, KOH fondu, 5 – séparateur fluoroplastique, 6 – chambre à hydrogène gazeux, 7 – électrode négative, 8 – isolant. Inconvénients des piles à combustible à électrolyte liquide : pour commencer à fonctionner, la pile à combustible doit être chauffée à une température de 200-2500 C ; pour maintenir la pile à combustible en état de fonctionnement, il est nécessaire de consommer du courant électrique, qu'il soit nécessaire ou non à ce moment-là ou non ; durée de vie courte ; un bon système de refroidissement est nécessaire. Structurellement, la pile à combustible est réalisée sous la forme de deux moitiés constituées d'un boîtier en nickel (Fig. 3.22, élément 1), séparées (électriquement) par un isolant 8. Les électrodes sont à deux couches, constituées de fil de nickel. Les chambres à gaz 2 et 6 sont embouties en nickel et soudées en plusieurs endroits aux électrodes. Entre les électrodes, pour éviter les courts-circuits, se trouve un séparateur en plastique fluoré 5. Pour assurer la pression à l'intérieur de la pile à combustible, son corps 1 (Fig. 3.22) est rendu flexible. Le nombre requis de piles à combustible (pour obtenir une tension de 27 V, les piles à combustible sont connectées en série) est placé dans un cylindre, où une pression interne est créée. Le boîtier n'étant pas connecté au milieu extérieur, aucune bulle d'air ne se forme à l'intérieur, garantissant ainsi la fiabilité de la pile à combustible. Pour éliminer la chaleur et garantir la température souhaitée de l'électrolyte et de l'électrode H2, H2 est soufflé à travers une chambre à hydrogène. Avec l'hydrogène, les vapeurs de H2O sont évacuées de la chambre à gaz et se condensent par refroidissement. Une particularité d’une pile à combustible est que seuls H2 et O2 réagissent. Toutes les impuretés présentes dans les gaz s'accumulent dans les chambres à gaz, réduisant la zone de contact du H2 et de l'O2 avec l'électrolyte, et le courant ou la tension diminue. Pour éviter cela, les chambres à gaz sont périodiquement purgées et leur contenu est jeté. Les pertes de H2 et O2 dues au soufflage sont de 10 à 14 %. 3.5.5. Pile à combustible avec membrane échangeuse d'ions (IEM) Une pile à combustible basée sur l'IEM est utilisée sur la navette spatiale depuis de nombreuses années. Ces piles à combustible présentent de nombreux avantages par rapport aux piles à combustible à électrolyte liquide : longue durée de vie (jusqu'à 5 000 heures) ; disponibilité constante au travail; lorsqu'il n'y a pas de consommation d'énergie, aucun carburant n'est consommé. Les IOM utilisent l'ion le plus léger – H+ (Fig. 3.23.). Cela permet de dépenser un minimum d'énergie pour son mouvement et d'obtenir une vitesse de déplacement des ions élevée. Il existe 2 types d'IOM : 1. avec une température maximale de 42ºС ; 2. à base de fluor avec une température maximale de 82ºС. 37 Copyright JSC Central Design Bureau BIBKOM & LLC Book-Service Agency Fig. 3.23. Appareil FC avec membrane échangeuse d'ions 1 – chambre à oxygène gazeux, 2 – STR, 3 – système de collecte H2O, 4 – électrode positive, 5 – électrolyte solide – membrane échangeuse d'ions, 6 – électrode à hydrogène 7 – chambre à hydrogène gazeux. Les piles à combustible basées sur l'IOM sont à basse température. La densité de courant maximale du premier IOM est de 25 à 30 mA/cm2, celle du deuxième IOM peut atteindre 200 mA/cm2. Dans cette pile à combustible, du H2O se forme sur l’électrode à oxygène et de la chaleur est libérée. Les IOM sont essentiels à la température et à l’humidité. Lors du séchage, les IOM se fissurent (avec l'augmentation de la température), réduisant ainsi le courant de sortie. Les chambres à gaz sont en titane Ti, les électrodes sont en fil de titane recouvert d'une ou deux couches moléculaires de platine Pt. La collecte de l'eau dans les premières piles à combustible était réalisée à l'aide de mèches, dans les piles à combustible modernes, en utilisant une chambre à faible pression partielle d'eau et son aspiration dynamique. La durée de vie d'une pile à combustible moderne avec IOM atteint 5 000 heures. 3.5.6. Système énergétique basé sur les piles à combustible Comme indiqué ci-dessus, les piles à combustible ne peuvent fonctionner que s'il existe des systèmes de soutien. Le système de stockage et d'alimentation en composants (SCiP) des fluides de travail (Fig. 3.24.) assure le stockage de l'hydrogène et de l'oxygène et leur fourniture à la pile à combustible à une température et une pression données. Le système peut être construit sur la base d'une bouteille de gaz et d'un stockage cryogénique des fluides de travail. L'un des avantages du carburant hydrogène-oxygène est son système de stockage et d'alimentation ECG à haute teneur en H2 O Consommateurs STR Système de contrôle H Q Fig. 3.24. La structure du système d'alimentation électrique basée sur l'énergie spécifique des piles à combustible q = 2540 W-heure par kilogramme de masse. Le tableau montre que pour les piles à combustible hydrogène-oxygène, le stockage cryogénique des fluides de travail est le plus approprié. Tableau. Méthodes de stockage et d'approvisionnement en hydrogène et en oxygène №/№ Méthode de stockage Énergie spécifique, Wh/kg 1 sans systèmes de stockage et d'alimentation 2540 système de stockage à bouteilles 130 2 système de stockage à bouteilles métalliques 260 3 composite 4 système de stockage cryogénique 1580 système de stockage à bouteilles de gaz permet de stocker les réserves de carburant pendant une période assez longue avec de longues pauses de travail, assurer et réguler la pression donnée d'hydrogène et d'oxygène s'effectue simplement, mais les cylindres sont lourds, ce qui réduit considérablement l'énergie spécifique de la cellule solaire. Le SHP cryogénique fournit une valeur énergétique spécifique élevée, mais est très complexe, coûteux et permet un vol de 2 semaines maximum. La conservation des composants à l'état liquide s'effectue par « refroidissement », c'est-à-dire évaporation des composants. Par conséquent, s'il n'y a pas de consommation de composants, leur consommation se poursuit, fournissant un état liquide grâce à la chaleur d'évaporation. Un réservoir cryogénique est constitué de deux conteneurs polis insérés l'un dans l'autre, l'espace entre eux est évacué. Pendant le fonctionnement FC, la quantité requise d'oxygène et d'hydrogène dépend de l'électricité consommée. Pour obtenir la quantité requise d'hydrogène et d'oxygène gazeux, il y a un réchauffeur à l'intérieur du réservoir, contrôlé par la pression dans le réservoir. Le réservoir dispose également d'un ventilateur qui assure le mélange du liquide (ce qui est particulièrement important dans des conditions d'apesanteur). La protection contre la haute pression est assurée par une vanne de vidange. A la sortie du réservoir cryogénique se trouve une pompe qui fournit la pression de gaz nécessaire dans les chambres de travail de la pile à combustible. Compte tenu de la complexité du système cryogénique et des conditions particulières de son fonctionnement, il est clair pourquoi le premier accident avec une centrale solaire s'est produit sur Apollo 13, où un réservoir cryogénique d'oxygène a explosé. Un générateur électrochimique (ECG) est un générateur d'énergie électrique basé sur des piles à combustible combinées dans une batterie. Pour obtenir la tension requise, jusqu'à 30 piles à combustible sont connectées en série, tandis que les chambres à gaz de la pile à combustible sont alimentées les unes par rapport aux autres. Par conséquent, pour fournir de l'hydrogène et de l'oxygène à la pile à combustible, il est nécessaire d'utiliser des canalisations fabriquées de matériau isolant. En règle générale, l'alimentation en fluides de travail et la purge sont assurées par des canalisations connectées en parallèle. L'ECG comprend également des sous-systèmes d'évacuation de l'eau et de la chaleur. Le sous-système de collecte d'eau peut être statique utilisant des mèches ou créant un gradient de pression de vapeur d'eau depuis la zone de réaction électrochimique vers la cavité de séparation de l'humidité, ou dynamique avec circulation d'hydrogène à travers des chambres de séchage. L'eau est généralement utilisée dans le système de survie (LCS) de l'équipage. 40 Copyright JSC Central Design Bureau BIBKOM & LLC Kniga-Service Agency Le sous-système d'évacuation de la chaleur de la pile à combustible assure la collecte et le transfert de chaleur vers le système de contrôle thermique (TRS) du vaisseau spatial. Le système de contrôle (CS) assure le contrôle automatique de tous les éléments du système d'alimentation en fonction de la quantité d'électricité consommée. À titre d'exemple, considérons les principaux paramètres du système d'alimentation du vaisseau spatial réutilisable Shuttle basé sur des piles à combustible. Puissance, kW : 4 minimum 14 pointe maximum : 20 pour 60 minutes. 24 pendant 2 minutes Type de courant Tension continue constante, V 27,5 – 32,5 Intensité énergétique, kWh : 1 480 nominal 50 pour la charge utile 120 d'urgence Eau dans le liquide de refroidissement produit par l'ECG, kg 500 Oxygène pour le liquide de refroidissement stocké dans les réservoirs de la centrale électrique, kg 100 Ressource d'un cycle, jours. 7 Nombre de cycles 100 Ressource totale, heure 5000 Durée de vie, années 10 Durée de préparation avant le lancement, 24 heures Durée de maintien de la préparation pour 24 lancements, heure 4. Générateurs thermoélectriques Le problème de trouver des sources d'énergie capables de fournir de l'énergie de manière autonome le mode est très pertinent. En utilisant le principe de conversion directe de l'énergie thermique en énergie électrique 41 Copyright JSC Central Design Bureau BIBKOM & LLC Kniga-Service Agency nous permet de résoudre le problème. Parmi les systèmes connus utilisant ce principe (convertisseurs thermoioniques, thermoélectriques et générateurs MHD), avec une puissance électrique allant jusqu'à plusieurs kilowatts, une longue durée de vie (plus de dix ans), une fiabilité et une autonomie élevées, seuls disposent actuellement des systèmes avec convertisseurs thermoélectriques, qui les rend plus préférables pour une utilisation comme sources de courant autonomes. Principe de fonctionnement. Lorsqu'une extrémité du conducteur est chauffée, les vecteurs électriques se déplacent de l'extrémité chauffée vers l'extrémité froide, créant une différence de potentiel (Fig. 4.1a). T1 T1 - - T1 EMF T2 T2 + chaleur a) b) Fig. 4.1. Principe de fonctionnement d'un générateur thermoélectrique Pour supprimer la différence de potentiel, vous aurez besoin d'un deuxième conducteur dont une extrémité chauffera également et y créera une différence de potentiel (Fig. 4.1b). Si nous prenons des conducteurs issus du même matériau, alors la différence de potentiel totale sera toujours nulle. Les conducteurs doivent être constitués de matériaux différents. La meilleure paire de matériaux métalliques, le cuivre-constantan, a une force électromotrice de 46,3 millivolts à une différence de température de 1 000° et un rendement d'environ 0,7 %. L'efficacité d'un convertisseur thermoélectrique est déterminée par l'efficacité thermique et l'efficacité de conversion η = ηт *ηpr L'efficacité thermique dépend de la différence de température entre les extrémités chaude T2 et froide T1 ηт = (T2 - T1)/ T2, et pour un thermoélément métallique le maximum sera d'environ 80 %. Par conséquent, le rendement de conversion ne dépasse pas 10 %. Cela s'explique par le fait que dans le métal il y a des porteurs identiques - des électrons, et les différences de potentiel obtenues dans chaque conducteur sont soustraites (Fig. 4.1b). Une connexion de conducteurs chauffés est appelée « soudure chaude » ; une connexion qui n’est pas chauffée est appelée « soudure froide ». Un tel thermoélément n’est pas utilisé pour produire de l’électricité, mais pour mesurer la température et est appelé « thermocouple ». Pour produire de l'électricité, il est nécessaire d'augmenter l'efficacité de la conversion, ce qui peut être réalisé en utilisant des semi-conducteurs avec différents porteurs - p et n. Dans ce cas, le rendement de conversion devient nettement plus élevé. Cependant, pour les semi-conducteurs au silicium les plus courants, la température maximale est de 1 500 °C et le rendement global ne dépasse pas 7 à 10 %. Les matériaux semi-conducteurs utilisés dans ces générateurs doivent avoir le coefficient thermo-emf le plus élevé possible. , bonne conductivité électrique et faible conductivité thermique. p Plaques de liaison n p Chauffage Fig. 4.2. Conception d'un semi-conducteur TEG 43 Copyright JSC Central Design Bureau BIBKOM & LLC Kniga-Service Agency Cette dernière est nécessaire afin d'obtenir une différence de température significative entre les jonctions froides et chaudes des cristaux. Ces exigences sont mieux remplies par des matériaux semi-conducteurs fortement dopés (semi-métaux). 0,25 Tension, V 0,2 0,15 0,1 0,05 0 0 2 4 6 8 10 12 14 Courant, A Fig. 4.3. Caractéristiques courant-tension d'un TEG. La structure d'un TEG semi-conducteur est illustrée à la Fig. 4.2. Une batterie de thermoéléments est assemblée à partir de cristaux p et n placés entre les surfaces chauffées et refroidies (Fig. 4.2.). Les éléments semi-conducteurs p et n sont disposés en alternance de manière à ce que les forces électromotrices soient additionnées (indiquées par des flèches). Des plaques métalliques sont utilisées pour connecter des éléments semi-conducteurs. Étant donné que le fonctionnement d'un générateur thermoélectrique ne nécessite pas une grande pureté des matériaux utilisés, les générateurs sont relativement bon marché et fonctionnent avec succès dans des conditions de rayonnement pénétrant. Pour le chauffage, on peut utiliser la chaleur incidente (lumière du soleil, paroi d'une installation qui chauffe pendant le fonctionnement) et la chaleur d'un générateur spécial (radio-isotope, réacteur nucléaire). Malgré leur faible rendement, ne dépassant pas 10 %, les générateurs thermoélectriques sont largement utilisés pour alimenter les appareils électroniques portables. Cela s'explique par la facilité d'utilisation, la grande fiabilité et le faible coût. La caractéristique externe de l'un des thermoéléments (Fig. 4.3) diminue assez fortement, les courts-circuits ne sont donc pas dangereux pour un tel générateur, mais les TEG peuvent donc être utilisés comme sources individuelles. Riz. 4.4. Apparition du TEB de conception à anneau radial Dans les générateurs thermoélectriques industriels et expérimentaux (TEG) domestiques fonctionnant au gaz naturel, la puissance électrique maximale de l'unité ne dépasse pas 150 W. La puissance unitaire des TEG en fonctionnement avec chauffage du réacteur nucléaire atteint 5 kW. Les isotopes sont la source de chaleur la plus rationnelle pour les engins spatiaux. Cette combinaison de TEG semi-conducteur et d'isotope permet de créer des sources qui fonctionnent de manière fiable pendant de nombreuses années. Les TEG destinés à la technologie spatiale ont une faible puissance et sont utilisés comme sources de secours pour allumer des pièces pyrotechniques. Sur les satellites habitables, une telle source est trop lourde en raison de la radioprotection. Les batteries thermoélectriques (TEB) peuvent être plates ou en forme d'anneau radial. Un inconvénient courant des piles à combustible à géométrie plate est la dégradation significative de la puissance électrique et de l’efficacité du système lors de cycles thermiques répétés et en raison d’une augmentation de la résistance électrique interne. Ces inconvénients peuvent être éliminés en utilisant des piles à combustible à géométrie d'anneau radial (Fig. 4.4.). Il vous permet de réduire considérablement les pertes de chaleur à travers les éléments structurels.Les éléments cylindriques avec transfert de chaleur le long d'un rayon sont structurellement bien compatibles avec les structures d'échangeurs de chaleur tubulaires les plus courantes dans l'énergie nucléaire et le chauffage. Cela permet d'obtenir des caractéristiques énergétiques spécifiques plus élevées dans les structures cylindriques en réduisant la masse des éléments structurels. 45 Copyright JSC Central Design Bureau BIBKOM & LLC Kniga-Service Agency Actuellement, LLC FOTON de la société NPO RIF fabrique et teste des piles à combustible à anneau radial conception. Tableau. 4.1. Certains générateurs thermoélectriques produits en URSS Puissance thermique du RHS, W KP % puissance électrique du RTG, W Sortie électrique Masse Tension de démarrage de la production du RTG, kg RTG, V Ether- 720 MA 30 4,2 35 1250 1976 IED- 1 2200 80 3,6 24 2500 1976 Gong 315 18 5.7 14 600 1983 IEU1M 2200 120 (180) (3300) 5.4 5 28 2 (3) x 1990 1050 Abréviations adoptées dans le tableau 4.1: RIT-RadioSotope Fuel, Rit EG - RadioSotope Thermoelectric Générateur. Tableau 4.2. Générateurs thermoélectriques utilisés sur les satellites américains Caractéristiques SNAP-9A SNAP-11 IMP COMSAT Space Transit – 4 Dispositif Surveyor IMP COMSAT Carburant Pu238 Cm242 Pu238 Sr90 Puissance électrique maximale 25 21-25 25 30, W Efficacité, % 4,8 – 5,2 Poids, kg. 12,3 13,6 9,6 11,4 1-3 Ressource, mois 6 2-6 5-10 ans 5. Batteries solaires 46 Copyright JSC Central Design Bureau BIBKOM & LLC Kniga-Service Agency La conversion de l'énergie solaire directement en énergie électrique promet de grands avantages lorsqu'elle est utilisée. C’est pourquoi, dès 1958, l’URSS et les États-Unis développèrent et installèrent les premiers panneaux solaires à bord du vaisseau spatial. Une batterie solaire est un ensemble de convertisseurs lumière-électricité (LEC) et d'éléments structurels - des panneaux qui assurent la résistance mécanique, l'immuabilité géométrique et leur fixation à la structure du vaisseau spatial. En peu de temps, la théorie des photoconvertisseurs (PC) s'est développée rapidement et de nouvelles solutions de conception et technologiques ont été développées. Ainsi, le rendement des cellules solaires est passé de 7 % des premières cellules solaires à 42 % dans les installations expérimentales. La taille des cellules solaires est passée de 10*20 mm à 150*150 mm dans les batteries modernes, ce qui permet de réduire le poids grâce à la commutation des connexions et de réduire la surface de la batterie. La durée de vie a été augmentée grâce à l'utilisation d'une connexion FEP flexible, qui réduit les contraintes mécaniques dans les convertisseurs lors de la transition du côté éclairé à l'ombre et inversement. Les principaux avantages des panneaux solaires sont les suivants : l’énergie primaire nécessaire à la production d’électricité est située dans l’espace. Inconvénients : 1. durée de vie courte (avec la lumière du soleil, les microparticules provenant du Soleil tombent sur le FEP) ; 2. la maniabilité de l'engin spatial est considérablement détériorée non seulement en raison d'une augmentation significative du moment d'inertie de l'engin spatial, mais également en raison d'une diminution des vitesses angulaires et des accélérations maximales déterminées par la résistance des panneaux solaires ; 3. difficulté à placer les panneaux sous le carénage ; 4. coût élevé de l'électricité dû à l'utilisation d'une grande masse de silicium monocristallin (le coût de 1 kWh d'électricité atteint 40 $) ; 5. efficacité relativement faible (environ 15 %) ; 6. Il est rationnel de les utiliser uniquement sur des orbites proches de la Terre et pour des vols vers Mars et Vénus. 5.1. Convertisseurs photoélectriques Le rayonnement solaire en tant que source primaire d'énergie présente un certain nombre de caractéristiques spécifiques qui doivent être prises en compte lors de la détermination des voies et méthodes rationnelles d'utilisation de cette source. Plusieurs caractéristiques du Soleil peuvent être identifiées comme source d’énergie dans l’espace où passe la trajectoire de vol du vaisseau spatial. Les caractéristiques énergétiques sont la dépendance de la densité du flux du rayonnement solaire sur la longueur d'onde et la distance au Soleil sur la surface perpendiculaire au flux lumineux. Le soleil a un spectre de rayonnement continu. La répartition de l'énergie dans le spectre solaire est très inégale et la véritable courbe de densité spectrale a une forme plutôt complexe, mais la répartition de l'énergie dans le spectre solaire est assez proche du spectre d'un corps noir à une température de 58 000 K (Fig. 5.1 .). La majeure partie de l’énergie solaire tombe sur la partie courte du spectre – bleu et ultraviolet. La partie longue du spectre, ayant une faible énergie, n'est pas capable de créer de l'électricité, mais conduit au chauffage des panneaux solaires, ils essaient donc de s'en débarrasser. Les premières batteries solaires utilisaient un revêtement protecteur bleu (ne transmettant pas la partie rouge et infrarouge du spectre) ; aujourd'hui les photoconvertisseurs sont rendus transparents pour cette partie du spectre. 2500 Énergie spécifique 2000 1500 1000 500 0 0 0,5 1 1,5 2 2,5 3 3,5 4 Longueur d'onde, µm Fig. 5.1 Caractéristiques spectrales du rayonnement solaire 48 Copyright JSC Central Design Bureau BIBKOM & LLC Kniga-Service Agency En raison de la taille finie et plutôt grande du Soleil, les rayons du soleil ne sont pas parallèles et ont un certain paramètre angulaire. Ce paramètre est particulièrement important lorsque l'énergie solaire est concentrée. Tableau. Caractéristiques énergétiques et géométriques du rayonnement solaire Paramètre Mercure Énergie E, 9250 W/m2 Angle, ψ, 81 arcsec. Vénus Terre Mars Jupiter Saturne 2730 1373 610 52 15,4 44 32 21 7 4 Le tableau montre qu'il est rationnel d'utiliser le rayonnement solaire dans la plage Vénus-Mars. Les principales énergies utiles utilisées à bord sont l’électricité, la mécanique, la thermique et la lumière. Divers équipements embarqués consomment principalement de l’énergie électrique. Il convient de noter que le rayonnement solaire est la seule source primaire dont l'énergie peut être directement convertie en tous les types d'énergie utiles (Fig. 5.2). 49 Copyright JSC Central Design Bureau BIBKOM & LLC Kniga-Service Agency Lumière du soleil Photoconvertisseurs Électricité Sources de chaleur solaire Voile solaire Convertisseurs directs. conversion de machine à chaleur. Riz. 5.2. Concentrateurs spatiaux Lumière Énergie mécanique. Schéma des principales méthodes de conversion de l'énergie solaire en En tant que convertisseur de lumière en électricité, les convertisseurs basés sur des jonctions pn, en silicium et, plus rarement, en arséniure de gallium, sont les plus largement utilisés. Un convertisseur photoélectrique (PVC) est une plaque plate dont la taille varie de 20*10 mm à 180*180 mm. La cellule photovoltaïque est basée sur une jonction pn formée par les tranches semi-conductrices correspondantes (Fig. 5.3, éléments 3 et 4). Le FEP est recouvert d'un revêtement protecteur 1. Le revêtement protecteur remplit plusieurs fonctions : a) protège la jonction de l'introduction d'impuretés dans les semi-conducteurs (les flux de microparticules se déplacent avec le flux de lumière solaire) ; b) la surface du revêtement protecteur doit avoir un faible pouvoir réfléchissant afin que l'énergie des rayons du soleil soit utilisée au maximum ; c) jusqu'à récemment, le revêtement protecteur était bleu pour protéger contre la partie rouge du spectre. Actuellement, le revêtement protecteur est transparent jusqu’à la partie rouge du spectre. Le collecteur de courant 2 (Fig. 5.3.) doit, d'une part, être situé sur toute la surface pour réduire la résistance de transition. 50 Copyright JSC Central Design Bureau BIBKOM & LLC Kniga-Service Agency est différente - son domaine doit couvrir le moins possible le semi-conducteur. En pratique, le collecteur de courant 2 est réalisé sous forme de bandes métalliques, occupant environ 11 % de la surface des cellules solaires (11 % des cellules solaires ne sont pas éclairées par le Soleil et ne produisent pas d'électricité). La cellule solaire elle-même est le plus souvent constituée de deux semi-conducteurs de type n et p, le semi-conducteur n étant rendu mince (Fig. 5.3, élément 3) afin que la lumière le traverse sans dépenser son énergie, et dans la deuxième couche épaisse ( Fig. 30, point 4) dégageait de l'énergie, libérant le porteur. L'épaisseur de la couche P doit être supérieure au libre parcours d'un photon lumineux (environ 0,5 mm). Actuellement, le collecteur de courant inférieur 5 est réalisé en forme de miroir et l'épaisseur du semi-conducteur p est réduite de moitié. Le collecteur de courant inférieur 5 pour panneaux solaires des satellites volant à basse altitude est réalisé de manière massive et réfléchissant des deux côtés. Il s'est avéré que la lumière et la chaleur réfléchies par la surface de la Terre réchauffent la cellule solaire et réduisent son énergie de 20 %. Dans les derniers développements de cellules solaires, trois couches de semi-conducteurs sont utilisées, l'énergie réfléchie par la Terre est utilisée, l'efficacité des cellules solaires augmente en conséquence de 20 %. Le principe de fonctionnement d'une cellule photovoltaïque repose sur le fait qu'un photon de lumière, ayant traversé un mince semi-conducteur n, dégage son énergie dans une épaisse couche p, créant une paire électron-trou qui se déplace vers la région correspondante. . 51 Copyright JSC Central Design Bureau BIBKOM & LLC Book-Service Agency 1 2 3 4 5 Fig. 5.3 Structure d'un convertisseur photoélectrique 1 - revêtement protecteur, 2 - collecteur de courant, 3 - semi-conducteur n, 4 - semi-conducteur p, 5 - collecteur de courant et miroir métallique. La force électromotrice d'une cellule solaire au silicium au niveau de l'orbite terrestre (le flux lumineux est perpendiculaire à la plaque de la cellule solaire) est d'environ 0,6 V. La caractéristique courant-tension d'une cellule solaire idéale est une combinaison des caractéristiques d'une source de tension. (la valeur de la tension ne dépend pas du courant de charge) et une source de courant (la valeur du courant ne dépend pas de la résistance de la charge) (Fig. 5.4. courbe 1). La chute de tension avec l'augmentation du courant de charge est due à la présence de résistances des collecteurs de courant et du semi-conducteur lui-même. Lorsqu’une cellule solaire est court-circuitée, le courant est limité puisque sa valeur est déterminée par le nombre de photons. D'une part, cette caractéristique d'une cellule solaire est bonne, puisqu'il est impossible de l'endommager même en cas de court-circuit. D'un autre côté, il est parfois nécessaire d'augmenter légèrement le courant, mais la cellule solaire ne peut pas le faire et produit une tension nulle, c'est-à-dire qu'elle coupe la charge. Modules photovoltaïques avec un revêtement protecteur en verre trempé texturé à base de silicium monocristallin conversion de lumière photoélectrique - 15-20 %. Tension, les éléments V ont un rendement élevé 1 0,6 2 0,4 0,2 0 0 0,01 0,02 Densité de courant 0,03 A/cm2 Fig.5.4. Caractéristiques courant-tension d'une cellule solaire au silicium : 1 - cellule solaire idéale, 2 - cellule solaire réelle. L'efficacité des panneaux solaires a été portée à une valeur record de 42,8 pour cent. Le précédent record était de 40,7 pour cent, mais dans un domaine où les gains de 0,2 pour cent sont la norme et où 1 pour cent constitue une avancée décisive, il s'agit d'une étape très importante. Pour parvenir à ce résultat, il a fallu les efforts combinés d’un certain nombre de laboratoires, de centres de recherche et d’entreprises commerciales. L’objectif ultime est de créer un panneau solaire portable et peu coûteux. Les scientifiques ont été chargés de porter l'efficacité à 50 pour cent. La prochaine étape du projet est actuellement en cours de lancement : le passage de la recherche en laboratoire à la création d'un prototype fonctionnel. On estime que cela prendra trois ans et nécessitera environ cent millions de dollars. 53 Copyright JSC Central Design Bureau BIBKOM & LLC Kniga-Service Agency Les principales pertes d'énergie dans les batteries solaires sont associées à la réflexion d'une partie du rayonnement solaire depuis la surface, au passage d'une partie du rayonnement à travers le convertisseur sans absorption, au résistance du convertisseur et autres processus physiques. Dans une batterie au silicium créée par l'Université du Delaware, pour réduire les pertes, la lumière du soleil est divisée par un système optique spécial en trois régions avec des niveaux d'énergie différents et dirigée vers trois cellules de sensibilité différente : élevée, moyenne et faible. 5.2. Batteries solaires Les batteries solaires des engins spatiaux sont des dispositifs électromécaniques complexes qui assurent la connexion électrique des cellules solaires, leur placement sur une seule base de support, la solidité et la stabilité de l'ensemble de la structure lors des vibrations et des manœuvres, le placement sous le carénage, la possibilité de déploiement, installation et orientation dans l'espace. Les batteries solaires (SB) peuvent être orientées ou non. L'orientation du SB peut être effectuée selon une ou deux coordonnées. Les SB non orientables sont fixés rigidement au corps du vaisseau spatial ou font partie intégrante du corps du vaisseau spatial. En fonction des caractéristiques mécaniques du support porteur, ou substrat, le SB est divisé en structures à surfaces portantes rigides, semi-rigides et flexibles. La structure de support rigide du SB se présente sous la forme d'une aile, sur laquelle sont superposés des FEP, présente des fréquences de résonance élevées et de faibles déflexions des panneaux. La puissance spécifique de tels panneaux solaires est de 20 à 40 W/kg de structure. Les panneaux solaires flexibles ont un substrat sans rigidité à la flexion, sont déployés et maintenus en position à l'aide de mâts repliables, de poutres ou de pantographes. La conception des SB à surface portante flexible peut être de deux types : roulés ou roulés, pliables ou emballés. Puissance spécifique – 40-80 W/kg. La principale contribution à la masse des cellules solaires provient des cellules solaires. Il est donc urgent de réduire leur épaisseur et d’augmenter leur efficacité. Les plus prometteuses à cet égard sont les cellules solaires ultrafines (jusqu'à 50 μm) et l'utilisation de cellules solaires de grande taille. On s’attend à ce que la densité de puissance augmente jusqu’à 200 W/kg. 54 Copyright JSC Central Design Bureau BIBKOM & LLC Kniga-Service Agency Pour obtenir la tension et le courant requis, les cellules photovoltaïques doivent être connectées en série et en parallèle. L’ancien type de cellules solaires combinait jusqu’à plusieurs centaines de milliers d’éléments. Cela entraînait un poids important de câbles de connexion, mais lorsque jusqu'à 80 % des cellules solaires tombaient en panne, la batterie continuait de fonctionner. Les cellules photovoltaïques actuellement utilisées sont de grande taille et créent un courant allant jusqu'à 6 A par élément. Pour obtenir une tension de 27 V et un courant de 200A, il faut connecter 54-55 éléments en série et 34 branches en parallèle. Ainsi, la batterie solaire ne contient que 1870 cellules. Lors de la connexion électrique des cellules photovoltaïques, un dilemme se pose : effectuez toutes les connexions (à la fois en série et en parallèle) - nous obtenons une grande fiabilité du SB, mais une masse importante ; si nous connectons toutes les 54 à 55 cellules photovoltaïques en série et connectons ces "branches " en parallèle - nous obtenons une masse minimale, mais aussi une faible fiabilité et une durée de vie courte. Deuxième problème : lors de l'utilisation du SB, l'interaction du courant circulant dans les fils de connexion du SB et du champ magnétique terrestre conduit à la génération d'une force et d'un couple qui font tourner le vaisseau spatial. Le troisième problème est lié à l’électrification statique des panneaux SB. L'accumulation progressive d'une charge d'électricité statique à la surface de la cellule solaire peut provoquer une panne et des dommages à la cellule solaire. Pour éliminer ce phénomène, des films conducteurs sont collés sur les panneaux SB (efficacité réduite). 5.3 Convertisseurs photoélectriques spatiaux et batteries solaires Les exigences croissantes en matière de systèmes embarqués dans les engins spatiaux (SC) conduisent à la nécessité de créer des batteries solaires (SB) avec des caractéristiques énergétiques et de performance plus élevées et une durée de vie accrue. La manière la plus prometteuse de résoudre ces problèmes consiste à créer des SB basés sur des convertisseurs photoélectriques à base d'arséniure de gallium et de composés associés. Les convertisseurs solaires photovoltaïques (PVC) à base d'arséniure de gallium offrent une augmentation significative de l'efficacité, de la production d'énergie spécifique et de la résistance aux radiations des panneaux solaires spatiaux par rapport aux batteries à base de silicium. Les cellules photovoltaïques basées sur AsGa fournissent : 55 Copyright JSC Central Design Bureau BIBKOM & LLC Kniga-Service Agency Un rendement plus élevé, atteignant jusqu'à 25 % dans des conditions spatiales dans les cellules photovoltaïques avec une jonction pn en GaAs et jusqu'à 30 % dans celles en cascade FEP. Améliorer la résistance aux radiations, assurant une augmentation de la durée de vie du satellite jusqu'à 15 ans en orbite géostationnaire. Possibilité de travailler à des degrés élevés de concentration de rayonnement solaire tout en augmentant simultanément l'efficacité jusqu'à 30-35 %. Au cours des dernières décennies, une vaste expérience nationale et étrangère a été accumulée dans l'exploitation de cellules solaires spatiales et de cellules solaires à base de GaAs et de composés. Il a été démontré que les photovoltaïques GaAs offrent une augmentation de l'efficacité, de la production d'énergie spécifique, de la résistance aux radiations et d'autres paramètres par rapport aux cellules solaires au silicium. Le coefficient d'absorption élevé du rayonnement solaire dans l'arséniure de gallium permet de maintenir un rendement élevé tout en réduisant l'épaisseur de la structure de la cellule solaire à moins de 10 microns, ce qui garantit une réduction de la consommation d'arséniure de gallium de plus d'un ordre de grandeur et, comme en conséquence, une réduction de 2 à 3 fois du poids des cellules solaires. Dans de telles cellules solaires à couches minces avec une épaisseur de région active de l'ordre de 5 microns, il est possible d'atteindre une sensibilité bilatérale élevée et d'augmenter la production d'énergie dans l'espace de 20 à 25 % en utilisant l'albédo terrestre. Les cellules photovoltaïques GaAs, outre leur efficacité accrue, offrent également une meilleure résistance aux rayonnements, ce qui double environ la durée de vie des panneaux solaires spatiaux. Comme le montrent des études à long terme sur la dégradation des SB spatiaux sous l'influence de l'exposition aux rayonnements, le degré de dégradation dépend de manière significative des paramètres orbitaux de l'engin spatial (SC). Pour les engins spatiaux en orbite basse (770 km), la dégradation des SB à base de silicium et GaAs-GaAlAs est respectivement de 15 % et 5 % pendant 5 ans de séjour en orbite de l'engin spatial. Pour les engins spatiaux en orbite géostationnaire, la dégradation est de 31 % (Si) et 16 % (GaAs) pendant 15 ans en orbite. Pour les orbites à risque de rayonnement (7 400 km avec un angle d'inclinaison de 50°), la dégradation reste de 49 % (Si) et 22 % (GaAs) en 5 ans en orbite. Par conséquent, l’utilisation de batteries à base de GaAs pour alimenter les engins spatiaux offre un effet économique significatif par rapport aux panneaux solaires à base de silicium, malgré le coût plus élevé de ces panneaux solaires. Un avantage extrêmement important des cellules photovoltaïques GaAs est leur capacité à convertir efficacement le rayonnement solaire concentré de 100 à 1 000 fois. Cela permet de réduire la consommation de matériaux semi-conducteurs GaAs proportionnellement au degré de concentration et donc de réduire significativement le coût de l'électricité solaire. Des avantages supplémentaires lors de la transition vers la concentration des SB dans l'espace sont : la possibilité d'organiser la protection du photoconvertisseur par les éléments de conception du système de concentration contre les rayonnements ionisants ; la possibilité de sélectionner le mode thermique de la cellule solaire, assurant le recuit thermique des défauts de rayonnement ; améliorer la résistance aux rayonnements des cellules solaires fonctionnant à une densité de photocourant accrue en raison du « recuit » de photons et d’injection des défauts de rayonnement. Dans les cellules photovoltaïques en cascade, une augmentation significative du rendement peut être obtenue jusqu'à 25-27 % et jusqu'à des valeurs de l'ordre de 30-35 % avec une irradiation concentrée. Ces dernières années, à l'Institut Physicotechnique A.F. Ioffe, des cellules solaires AlGaAs/GaAs ont été créées, dans lesquelles, grâce à une photosensibilité améliorée dans la région « violette » du spectre, des valeurs d'efficacité de 23 à 25 % ont été atteintes, proches à la limite théorique pour une cellule solaire avec une seule jonction pn. L'ajout de matériaux à espacement étroit à base d'InP/InGaAs et d'AlGaSb/GaSb à ces cellules photovoltaïques a permis de créer des cellules photovoltaïques en cascade couplées mécaniquement avec un rendement allant jusqu'à 28 %, qui ont non seulement un rendement élevé, mais également un rayonnement accru. résistance, ce qui permettra de créer sur leur base des centrales solaires spatiales avec une durée de vie accrue. 5.4. Cellules solaires produites par la centrale éolienne solaire 57 Copyright JSC Central Design Bureau BIBKOM & LLC Book-Service Agency Fig. 5.5 Apparence des cellules solaires produites par la centrale éolienne solaire La centrale éolienne solaire (Krasnodar) produit des cellules photovoltaïques à base de silicium monocristallin, de type p et de type n, en utilisant sa propre technologie (Fig. 5.6), fournissant des éléments à paramètres élevés et une large gamme d'applications à un prix relativement bas. Les éléments ont la structure : Fig. 5.6. Structure FEP 1 - texture avec revêtement antireflet 2 - n+ (p+) - Si, 3 - p (n) - Si, 4 - p+ (n+) - Si, 5 - métal, 6 - lumière du soleil. Tous les éléments, de type n et p, sont transparents dans la région infrarouge du spectre, ce qui entraîne moins d'échauffement des éléments au soleil et, par conséquent, une augmentation de leur efficacité (Fig. 5.7). 58 1-lumière du soleil 2 – rayons infrarouges Copyright JSC Central Design Bureau BIBKOM & LLC Book-Service Agency Fig. 5.7. FEC avec une structure qui transmet la partie rouge du spectre La société Solar Wind a été l'une des premières au monde à se lancer dans la production industrielle de cellules solaires à sensibilité bidirectionnelle sur silicium de type p et n. L'entreprise produit diverses modifications d'éléments à base de pseudo-carrés (Fig. 5.5) de dimensions : 103,5x103,5 mm, 125x125 mm, 156x156 mm, ainsi que leurs pièces. Caractéristiques courant-tension typiques : à l'aide de l'exemple 1 2 Fig. 5.8. Les caractéristiques courant-tension d'une cellule solaire PV 125x125 en silicium avec une résistivité faible (élément 2) et élevée (élément 1) sont présentées dans la Fig. 5.8 Tableau. Caractéristiques électriques des cellules solaires : Dia- Courant de puissance, Tension maximale - Compteur maximal, Court-circuit, XX, V ost, V mm par exemple, Courant V, A A mm t 59 Copyright OJSC Central Design Bureau BIBKOM & LLC Agency Book -Service" 85x85 100 102,8x102,8 135 103,5x103,5 125 125x125 150 2,1 2,4 3,2 3,6 3,2 3,6 4,6 5,2 0,59 0,61 - 0,59 0,61 - 0,59 0,61 - 0,59 0,61 - 0,49 1,85 - 0,9 2,14 1,05 0,49 2,9 - 1,4 3,3 1,6 - 0,49 2,9 - 1,4 3,3 1,6 - 0,49 4,1 - 2,0 4,7 2,3 - Actuellement, on produit principalement des cellules photovoltaïques pseudo-carrées avec des côtés de 100 à 175 mm. Des modules photovoltaïques individuels d'une puissance crête de 5 à 160 W sont disponibles à la vente. Des modules de puissance supérieure (jusqu'à 200 W) sont fabriqués sur commande. Tous les modules ont un couvercle en verre transparent et un cadre en aluminium durable. Les batteries solaires avec un revêtement protecteur en verre ordinaire utilisent des cellules photovoltaïques avec un rendement de 12 % et plus (en moyenne 13-16 %). 6. Sources secondaires d'électricité Les sources secondaires convertissent une tension d'une amplitude et d'une fréquence en une tension d'une autre amplitude et fréquence. Pour assurer le fonctionnement des différents équipements embarqués, il est nécessaire de disposer de plusieurs tensions. Il est plus pratique de les obtenir en utilisant une tension alternative, c'est pourquoi il y a un convertisseur DC-AC de 500 (1 000) Hz, 40 V à bord. Il existe 2 méthodes de conversion : les convertisseurs dynamiques et statiques. Un convertisseur dynamique est une combinaison d'un moteur à courant continu et d'un générateur à courant alternatif dans une seule machine. Le régulateur de tension et de fréquence d'une telle machine est un dispositif complexe et représente environ la moitié de la masse du convertisseur lui-même. 60 Copyright JSC Central Design Bureau BIBKOM & LLC Kniga-Service Agency Inconvénients : 1. ne fonctionne pas dans des conditions de vide, 2. crée de grandes interférences avec les équipements électroniques, 3. crée des vibrations, 4. nécessite un entretien constant, 5. poids de vol important, 6. faible efficacité, 7. fiabilité insuffisamment élevée. Actuellement, des convertisseurs DC-AC à transistors statiques fiables (onduleurs) d'une puissance de plusieurs kilowatts ont été créés pour les engins spatiaux, qui sont supérieurs en paramètres de base aux convertisseurs de machines électriques. L'efficacité des convertisseurs à transistors peut atteindre 60 à 70 %. Par rapport aux convertisseurs de machines électriques, les convertisseurs statiques présentent les avantages suivants : le temps pour atteindre le mode de fonctionnement est 5 à 10 fois inférieur et est d'une fraction de seconde ; les courants d'appel sont plusieurs fois inférieurs ; meilleure qualité des processus transitoires ; aucun bruit acoustique n'est créé pendant le fonctionnement du convertisseur ; longue durée de vie, faible poids et dimensions. Ils sont soumis à des exigences strictes : l'instabilité de fréquence n'est pas pire que 10-4, l'écart d'amplitude de tension n'est pas supérieur à ± 5 %, la forme de la tension alternative ne doit pas différer de plus de quelques% de la tension harmonique. de transistors en silicium permet de créer des convertisseurs fonctionnant à des températures allant jusqu'à 80-1000С. Les dispositifs semi-conducteurs fonctionnent dans des convertisseurs en mode commutation. Ce mode vous permet de contrôler une charge d'énergie assez importante à l'aide d'appareils relativement peu gourmands en énergie. Il est possible d'améliorer encore les caractéristiques de sortie des convertisseurs statiques grâce à l'utilisation de filtres supplémentaires, en augmentant le nombre d'étages de conversion, etc. 61 Copyright JSC Central Design Bureau BIBKOM & LLC Kniga-Service Agency La fiabilité des convertisseurs à semi-conducteurs est augmentée par la duplication et des éléments redondants, ce qui a pratiquement peu d'effet sur l'augmentation de leurs dimensions et de leur poids par rapport aux convertisseurs de machines électriques. Les caractéristiques techniques du convertisseur sont données dans le tableau 1. L'appareil est conçu pour alimenter des équipements spéciaux avec un courant alternatif d'une fréquence stabilisée de 500 Hz et une tension stabilisée de 40 V. Tableau 1 n° 1 2 3 4 5 6 7 8 9 Tension d'alimentation, V 27+4 -3 Tension de fréquence de sortie, Hz Tension de sortie, V : monophasé triphasé Facteur de distorsion non linéaire, % pour sortie monophasée pour sortie triphasée Puissances de sortie, VA : sortie monophasée sortie triphasée Facteur de puissance des charges : monophasé (inductif) triphasé (inductif ou capacitif) Efficacité, pas moins de Poids , kg, pas plus Durée de vie, heure 6.1. Schéma fonctionnel du convertisseur 62 Valeur numérique Nom du paramètre 500 40+1,2 –1,2 40+2 -2 5 10 0…65 0…115 0,7 0,8…1 0,62 12,5 1000 Copyright OJSC Central Design Bureau BIBKOM & LLC Agency Book -Service" Le principe de la construction d'un convertisseur statique est basée sur la division des fonctions entre les éléments individuels. En figue. 6.1. Le schéma fonctionnel du convertisseur statique est présenté. Il se compose des blocs suivants : 1 - oscillateur maître à quartz ; 2 - préamplificateur ; Répartiteur triphasé ; 4 - préamplificateur ; 5 - amplificateur de puissance à tension triphasée ; 6 - filtre de tension de sortie triphasée ; 7 - relais ; 8 - régulateur de tension de sortie triphasé ; 9 - circuit à retard ; 10 - amplificateur de puissance à tension monophasée ; 11 - filtre de tension de sortie monophasé ; 12 - additionneur de diodes ; 13 - régulateur de tension de sortie monophasé ; 14 – sortie triphasée ; 15 – sortie monophasée. L'oscillateur maître à quartz 1 (Fig. 6.1.) est conçu pour générer une tension alternative d'une fréquence stable. Il comprend (voir schéma fonctionnel Fig. 6.2) un excitateur à quartz 1, un tampon-formeur 1 2 7 3 4 5 6 14 8 15 9 10 11 63 12 13 Copyright JSC Central Design Bureau BIBKOM & LLC Book Agency Service" Fig.6.1. Schéma fonctionnel du convertisseur statique 2, des blocs de diviseurs de fréquence 3 et de l'amplificateur de sortie 4. L'excitateur à quartz 1 (KZG) fournit la stabilité spécifiée de la tension de sortie de l'oscillateur maître à quartz en fréquence. A la sortie de l'excitateur à quartz, des impulsions de forme arbitraire sont générées avec une fréquence de répétition de 24 kHz, qui sont fournies à l'entrée de l'étage tampon. L'étage tampon 2 (Fig. 6.2) découple l'excitateur à quartz du diviseur de fréquence et génère des impulsions avec un front montant raide pour déclencher les diviseurs de fréquence. Le bloc diviseur de fréquence 3 se compose de quatre diviseurs de fréquence de déclenchement avec un facteur de division total de 16. À partir de la sortie du bloc diviseur de fréquence, rectangulaire 2 1 24 kHz 3 24 kHz 4 1,5 kHz 1,5 kHz Fig. 6.2. Schéma fonctionnel d'un oscillateur à quartz maître. 1 - excitateur à quartz, 2 - étage tampon, 3 - bloc diviseur de fréquence, 4 - amplificateur de sortie. des impulsions avec une fréquence de répétition de 1,5 kHz sont fournies à l'entrée de l'amplificateur de sortie 4, où elles sont amplifiées en puissance et fournies à l'entrée du séparateur de phase 3 (Fig. 6.1.). Le préamplificateur 2 (voir Fig. 6.1) sert à amplifier la tension de sortie de l'oscillateur maître à quartz et élimine la réaction de l'entrée du séparateur de phase vers la sortie KZG. Le préamplificateur fonctionne en mode clé. Le répartiteur de phase 3 (Fig. 6.1) est conçu pour produire trois tensions rectangulaires avec une fréquence de 500 Hz, décalées en phase de 120 degrés. La stabilité de la fréquence du séparateur de phase est assurée en la synchronisant avec un oscillateur maître à quartz. Le préamplificateur 4 (Fig. 6.1.) est conçu pour amplifier le signal du séparateur de phase en termes de puissance et éliminer l'influence des changements de charge de l'appareil sur la précision de l'angle de déphasage et la stabilité de la synchronisation du séparateur de phase. C'est un diviseur par 3. Les amplificateurs de puissance 5, 10 sont conçus pour amplifier la puissance des tensions monophasées et triphasées. Un amplificateur de puissance triphasé se compose de trois amplificateurs à transistors, réalisés dans un circuit push-pull avec une sortie de transformateur. Les transistors fonctionnent en mode commutation, les enroulements de sortie des transformateurs sont connectés dans un circuit en triangle. Les transistors de l'amplificateur de puissance sont déclenchés par des impulsions rectangulaires. Les filtres de tension de sortie monophasés 11 et triphasés 6 convertissent les tensions rectangulaires des amplificateurs de puissance en tensions sinusoïdales. Ils sont constitués de selfs et de condensateurs qui forment un circuit oscillant en série. Ce circuit est accordé en résonance à l'harmonique fondamentale. Les régulateurs de tension monophasés 13 et triphasés 8 sont conçus pour stabiliser les tensions de sortie monophasées et triphasées en influençant les tensions d'alimentation des amplificateurs de puissance monophasés et triphasés. Ils sont réalisés selon un circuit en pont. Lors de la création d'un tel convertisseur, toutes ces exigences sont divisées en divers éléments. La source des oscillations est un oscillateur à quartz qui produit des oscillations de forme arbitraire, mais à une fréquence stable de 24 kHz. L'instabilité est de 10-4...10-6 %. Puisqu'il est impossible de produire du quartz à une fréquence de 500 Hz et afin de réduire le poids, l'oscillateur à quartz génère une fréquence de 24 kHz. Cette fréquence est alors divisée par 16 fois. 65 Copyright OJSC Central Design Bureau BIBKOM & LLC Kniga-Service Agency De la sortie du diviseur, nous obtenons une tension rectangulaire avec une fréquence de 1500 Hz. À l'aide d'un séparateur de phase, la tension est divisée par 3 et décalée de 120º, nous obtenons une tension rectangulaire triphasée. Trois préamplificateurs amènent cette tension à la valeur souhaitée pour piloter les amplificateurs de puissance. Trois amplificateurs de puissance fournissent la puissance de sortie nécessaire, et après les filtres nous obtenons une tension sinusoïdale. Le voltmètre détermine l'écart de la tension par rapport à la valeur spécifiée et contrôle le régulateur de tension. Si la tension mesurée dépasse la valeur spécifiée, le système de contrôle et d'alarme (SCIS) éteint ce convertisseur et allume celui de secours. De plus, le signal de l'oscillateur à quartz entre dans le SCI. En général, le convertisseur statique utilise 2 oscillateurs à quartz. Si l'un d'eux tombe en panne, le SKIS allume l'autre. Tous les processus dans ce convertisseur se déroulent avec des tensions rectangulaires, c'est-à-dire que les transistors fonctionnent en mode commutation et ont deux états : activé et désactivé. Ce mode se caractérise par le fait que la puissance dissipée par les transistors est faible. Cela conduit à une efficacité accrue, à des radiateurs plus petits et à une réduction du poids de l'ensemble du convertisseur. De plus, en filtrant la tension carrée, il est possible d’obtenir une tension harmonique avec beaucoup moins de distorsion. 6.2. Méthodes pour augmenter la fiabilité d'un convertisseur statique En règle générale, le convertisseur est une source d'alimentation pour les systèmes vitaux et l'existence de l'engin spatial dépend de sa fiabilité. Augmenter la fiabilité d'un convertisseur statistique est l'une des tâches principales de sa conception. Il existe 3 manières d'augmenter la fiabilité : 1. redondance de l'ensemble du produit, 2. redondance de blocs individuels, 3. redondance des seuls éléments peu fiables (transistors). 66 Copyright JSC Central Design Bureau BIBKOM & LLC Kniga-Service Agency En règle générale, deux convertisseurs sont installés à bord : le principal et celui de secours. Le passage de l'un à l'autre s'effectue automatiquement grâce à SKIS. L'utilisation d'unités de sauvegarde dans le cadre d'un seul appareil peut augmenter considérablement sa fiabilité. Cependant, une telle redondance est associée à la difficulté d'identifier une unité défaillante, d'éteindre celle en panne et d'allumer celle de secours, car les éléments de commutation eux-mêmes peuvent s'avérer moins fiables. Dans le convertisseur considéré, seul l'oscillateur à cristal est réservé. La redondance d'éléments peu fiables est la plus courante et la plus rationnelle, car la masse de l'appareil augmente légèrement et la probabilité de panne diminue considérablement. 7. Systèmes de distribution d'électricité Le système de distribution d'électricité comprend : les fils électriques, les équipements d'installation et d'installation, les appareils de distribution, les équipements de commutation, les dispositifs de protection contre les interférences et l'électricité statique, les dispositifs de surveillance du fonctionnement des sources et des consommateurs. En fonction de l'objectif et du nombre d'éléments entrants, le système de distribution d'énergie électrique est le composant le plus important de l'équipement électrique de l'engin spatial et détermine en grande partie ses performances techniques et opérationnelles. L'importance et la complexité des fonctions assurées par le système de distribution d'énergie électrique, ainsi que la spécificité de ses conditions de fonctionnement, imposent des exigences élevées à ce système, dont la réalisation doit garantir la fiabilité et la fiabilité de l'approvisionnement en électricité des consommateurs des engins spatiaux. . Il existe 3 types de systèmes de distribution : centralisés, décentralisés et combinés. Le système d'alimentation électrique centralisé de l'engin spatial se caractérise par le fait que toutes les sources sont connectées à un seul dispositif de distribution (Fig. 7.1), appelé unité centrale de distribution (CDU). En figue. 7.1 deux sources d'énergie électrique I1 et I2 via les fusibles F1 et F2 à l'aide des interrupteurs B1 et B2 sont connectées à l'appareillage central. Tous les consommateurs Pi reçoivent de l’énergie de la CIA. L’avantage d’un tel système est que l’alimentation électrique est possible tant qu’au moins une source d’électricité est opérationnelle. La distribution centralisée présente beaucoup plus d'inconvénients. 1. Faible qualité de l’électricité, déterminée par le fait que les consommateurs s’allument et s’éteignent tout le temps. D'où les surtensions. 2. Réseau électrique lourd, puisqu'il faut tirer des fils de toutes les sources vers la CIA, puis de la CIA vers tous les consommateurs. 3. Si la CIA échoue, tous les consommateurs sont hors tension. CIA F1 B1 I1 F2 P1 B2 I2 P2 Fig. 7.1. Système d'alimentation électrique centralisé L'électricité décentralisée suppose idéalement que RU1 dispose d'une source I1 F1 B1 I2 B2 potr de distribution que chaque consommateur dispose de sa propre électricité. à RU2 68 k pot r F2 Fig.7.2. Système d'alimentation électrique décentralisé des engins spatiaux Copyright JSC Central Design Bureau BIBKOM & LLC Kniga-Service Agency En réalité, dans un système de distribution décentralisé, une source dessert son propre groupe de consommateurs (Fig. 7.2) via ses propres dispositifs de distribution. Les avantages d'un tel système sont une qualité d'électricité légèrement meilleure (moins de consommateurs, moins de surtensions) et un poids réduit du réseau (la source et les consommateurs sont situés à proximité). Il y a un inconvénient dans ce système, mais il est plus important : si la source tombe en panne, tous les consommateurs de son groupe se retrouvent sans électricité. Un tel système est principalement utilisé dans des expériences d'accompagnement, lorsque ce groupe d'instruments est alimenté par une source distincte non connectée au réseau général de l'engin spatial. Les systèmes de distribution considérés sont limitatifs. En pratique, de tels systèmes ne sont jamais utilisés. Les systèmes réels sont généralement intermédiaires. Distribution de puissance combinée F1 B1 RU 1 P1 I1 B4 B5 V3 P3 F2 I2 P2 V2 RU 2 P4 Fig. 7.3. Système de distribution d'électricité combiné 69 Copyright JSC Central Design Bureau BIBKOM & LLC Kniga-Service Agency Considérons un système de distribution d'électricité combiné (Fig. 7.3.) basé sur deux sources. Chaque source d'énergie électrique possède dans son circuit un équipement de protection, un appareil de commutation et un appareil de distribution (par exemple, pour la source I1, la protection F1 et l'appareillage RU1). Le plus souvent, un bus ordinaire est utilisé comme dispositif de distribution. Chaque bus possède son propre groupe de consommateurs connectés. En fonctionnement normal, le système de distribution peut fonctionner de manière décentralisée (B1 et B2 sont activés) et de manière centralisée (B3 est également activé). Ce dernier mode se produit par exemple lorsqu'un consommateur connecté à l'appareillage ne dispose pas de suffisamment d'électricité provenant de la source I1. Les interrupteurs B4 et B5 sont nécessaires dans les situations d'urgence. Si l'une des sources tombe en panne, elle est éteinte et l'appareillage reçoit de l'électricité d'une seule source. Par exemple, si la source I1 tombe en panne, B1 et B4 sont désactivés et RU1 peut être alimenté via B3 ou B5. En cas de panne de l'appareillage, cet appareillage est désactivé et les deux sources fonctionnent pour le deuxième appareil. Par exemple, RU2 a échoué. B2, B3 et B4 sont éteints, B1 et B5 sont allumés. Ainsi, le système de distribution combiné assure une redondance complète des sources et de l'appareillage. Comment gérer les consommateurs connectés à un appareillage en panne ? Les consommateurs sont divisés en quatre groupes (la figure 7.3 ne montre pas les équipements de protection des consommateurs et de commutation). Les consommateurs du groupe P1 n'influencent pas la suite du vol et servent par exemple à assurer le confort des membres de l'équipage (éclairage, chauffage, etc.). Ils sont répartis entre les centres de distribution et connectés à nous via une seule ligne. Les consommateurs du groupe P2 peuvent se connecter à l'un ou l'autre appareillage. Les consommateurs du groupe P3 sont constamment connectés aux deux appareillages, les fils de chaque appareillage vont au consommateur dans différents câbles et, en règle générale, le long de différents côtés du vaisseau spatial. De plus, ces consommateurs sont directement connectés à une source. 70 Copyright JSC Central Design Bureau BIBKOM & LLC Kniga-Service Agency Les consommateurs du groupe P4, en plus de ceux indiqués pour le groupe P3, ont leur propre source de « super-urgence ». Il s'agit principalement de pièces pyrotechniques. Par exemple, il est impossible d'abaisser le véhicule de descente sans le séparer du compartiment d'instrumentation. Ainsi, le système présente une fiabilité et une flexibilité opérationnelle élevées. En réalité, il existe plusieurs systèmes de ce type à bord d'un engin spatial (système DC de sources d'alimentation primaires, système AC, système de source tampon), différant par le nombre de consommateurs, le degré de leur importance pour la fiabilité de l'engin spatial, etc. 8 Réseau électrique Les réseaux électriques ont un certain nombre d'exigences spécifiques. 1) Assurer une alimentation électrique fiable et ininterrompue aux consommateurs dans toutes les conditions de fonctionnement. Ce problème est résolu en construisant conjointement les systèmes de configuration, de distribution et de protection du réseau. 2) Garantir une électricité de haute qualité reçue par les consommateurs. Cela est dû au fait que de nombreux consommateurs sont critiques quant à l'amplitude de la tension (en particulier la réduction) ou à la fréquence. 3) Assurer la protection des équipements contre les interférences résultant du fonctionnement des équipements électriques et de l'électricité statique. La propagation des interférences est possible de deux manières. Directement depuis la source des interférences, il se propage le long des fils du réseau. Pour se protéger contre ce type d'interférences, des filtres sont installés dans le réseau afin de limiter la propagation des interférences sur l'ensemble du réseau. La deuxième façon dont les interférences se produisent est due aux champs magnétiques et électriques qui existent à l’intérieur du vaisseau spatial. D'un point de vue électrique, les fils du réseau ont une capacité et une inductance, de sorte que les champs y induisent des interférences CEM (dans certains cas, l'ampleur des impulsions d'interférence peut atteindre des valeurs élevées). Une attention particulière doit être portée à l’électricité statique atmosphérique. Compte tenu de la vitesse élevée du vaisseau spatial, et malgré le petit nombre de charges, le potentiel sur certaines parties du corps du vaisseau spatial peut atteindre des valeurs importantes. Par conséquent, certaines parties de la conception du vaisseau spatial 71 Copyright JSC Central Design Bureau BIBKOM & LLC Kniga-Service Agency doivent être connectées électriquement non seulement par contact, mais également à l'aide de pneus à métallisation spéciale. L'atmosphère terrestre possède son propre potentiel, qui évolue avec l'altitude. Ceci doit être pris en compte lors des manœuvres du vaisseau spatial. Le type de réseau électrique est déterminé par le type d'avion, sa destination et les exigences spécifiques du système d'alimentation électrique. Le réseau électrique est classé selon sa destination, les principaux paramètres électriques du système d'alimentation, le type de courant, la tension, la fréquence, la configuration du réseau, etc. Selon sa destination, les réseaux sont divisés en alimentation (principale) et distribution (secondaire). distribution). La partie alimentation est la partie du réseau électrique allant de la source d'énergie au dispositif de distribution, ainsi que les tronçons entre les dispositifs de distribution. Le réseau de distribution sert à transmettre et à distribuer l'énergie électrique de l'appareillage aux consommateurs. La section du réseau de distribution qui alimente un groupe de consommateurs à partir de l'appareillage via un dispositif de protection commun est appelée départ. Selon les principaux paramètres électriques, les réseaux sont divisés en réseaux DC (27 V), réseaux triphasés (40 V, 500 ou 1000 Hz) et réseaux AC monophasés (40 V, 500 Hz). Les réseaux DC sont généralement utilisés dans les systèmes primaires. Selon le système de transport d'énergie, les réseaux sont divisés en réseaux à deux fils non mis à la terre, à deux fils mis à la terre et unifilaires pour le courant alternatif continu et monophasé, et en réseaux à trois et quatre fils pour les circuits triphasés. Un réseau à deux fils non mis à la terre (Fig. 8.1, élément 1) présente un avantage important - lorsqu'un des fils est court-circuité avec le corps, le réseau continue de fonctionner, mais le réseau est lourd (deux fils - direct « plus » et inversez « moins »). En règle générale, une batterie à faible résistance interne est utilisée comme tampon dans le réseau, de sorte que le niveau d'interférence dans le réseau (entre les fils) est faible. La principale interférence se produit entre le réseau et le logement, son niveau est assez élevé. L'équipement de commutation et de protection est connecté à un fil positif. Un réseau à deux fils mis à la terre est connecté au corps du vaisseau spatial en un point. Il est également lourd, mais le niveau d'interférence est bien inférieur. Un inconvénient important de ce réseau est que lorsque le fil positif est court-circuité avec le corps, le réseau met le consommateur hors tension. 72 Copyright JSC Central Design Bureau BIBKOM & LLC Kniga-Service Agency Dans un réseau monofilaire (Fig. 8.1, élément 3), le corps du vaisseau spatial est utilisé comme fil de retour. Dans ce cas, le réseau est presque deux fois plus léger, la qualité de l'électricité est meilleure, puisque la résistance électrique du boîtier est bien inférieure à celle du fil du réseau. réseau I P I P I P R Fig.8.1. Types de réseaux 1 – réseau à deux fils non mis à la terre ; 2 – réseau à deux fils mis à la terre ; 3 – réseau unifilaire. Un réseau monofilaire est utilisé dans de nombreux systèmes de transport et est appelé réseau « avion ». La technologie des fusées et de l'espace (RST) se caractérise par des processus de désamarrage. Lors de la lente séparation des blocs du vaisseau spatial entre eux à l'aide d'un réseau monofilaire, un arc se brûle, c'est pourquoi jusqu'à récemment, le réseau monofilaire n'a pas été utilisé dans RCT. Le système réutilisable de la navette spatiale utilise un réseau monofilaire, ce qui permet de réaliser des économies significatives en termes de poids de câblage. Un réseau à trois fils avec un neutre connecté au corps du vaisseau spatial vous permet de connecter les consommateurs à la tension de phase et de ligne. Selon le système de distribution, les réseaux sont classés en centralisés, mixtes, décentralisés et séparés. 9. Équipements de commutation Les équipements de commutation sont utilisés pour contrôler les sources et les consommateurs d'énergie électrique. Il est divisé en équipements à commande directe (manuelle) et à distance. Les équipements à action directe - boutons, interrupteurs, interrupteurs, interrupteurs de fin de course et interrupteurs de voie - sont destinés au contrôle des circuits de faible puissance des engins spatiaux habités. Il existe trois types d'interrupteurs et d'interrupteurs : à bascule, à poussoir et rotatif. Ils servent à fermer ou ouvrir des circuits pendant longtemps. Selon le nombre de circuits commutés, les interrupteurs et les interrupteurs peuvent être à un circuit, à deux circuits ou à trois circuits. Les interrupteurs de fin de course et les interrupteurs appartiennent à des dispositifs à poussée, seul le pressage n'est pas effectué par l'équipage, mais par un dispositif spécial d'un mécanisme électrifié. Les interrupteurs de fin de course servent à l'arrêt fixe du mécanisme lorsque leurs dispositifs de sortie atteignent des positions extrêmes, au blocage, à la signalisation et au contrôle programmé des mécanismes. Les interrupteurs de fin de course sont souvent utilisés pour signaler l'amarrage des vaisseaux spatiaux, la séparation des blocs et la fermeture des écoutilles et des portes. Les équipements à distance comprennent les appareils électromagnétiques (contact, relais) et électroniques (sans contact). Le relais est basé sur un système magnétique ouvert 1 3 4 (Fig. 9.1.), une armature mobile 3, qui est sous l'influence d'un champ magnétique créé par le courant de la bobine 5. Fig. 9.1. Dispositif relais 1 – fil magnétique 2 – ressort de rappel 2 3 – induit mobile 5 4 – groupe de contacts 5 – l'enroulement 1 tourne, fermant les contacts 4. Lorsque l'alimentation de l'enroulement 5 est coupée, le ressort 2 ramène l'armature à sa position d'origine. Dans la technologie spatiale, en raison des particularités de l’environnement du vaisseau spatial, en plus des relais conventionnels, des relais spéciaux sont utilisés. Les relais conventionnels sont utilisés dans les cabines pressurisées, car dans des conditions de vide, l'arc qui se produit lorsque les contacts sont ouverts ne peut pas être éteint. 74 Copyright JSC Central Design Bureau BIBKOM & LLC Kniga-Service Agency Pour travailler sous vide, des relais spéciaux sont utilisés, placés dans un flacon en verre, ou des relais utilisant des interrupteurs à lames. 1 2 3 4 Fig. 9.2. Dispositif de commutation Reed : 1 corps en verre, 2 – contact mobile, 3 – aimant, 4 – contact fixe. + N 1 2 3 4 Fig. 9.3. Le dispositif d'un interrupteur à lames à relais polarisé est un tube de verre (Fig. 9.2.1) rempli d'un gaz neutre, dans lequel se trouvent les groupes de contacts 2 et 4. Un aimant permanent 3 est fixé à l'un des contacts. Si un aimant permanent un champ est créé autour de l'interrupteur à lames, puis le contact 2 se ferme avec le contact 3. 75 Copyright JSC Central Design Bureau BIBKOM & LLC Kniga-Service Agency L'état passant des relais considérés se produit uniquement lorsque le courant circule à travers l'enroulement. Il s’agit d’une consommation irrationnelle d’électricité et d’une génération de chaleur inutile. Un relais qui maintient l'une des deux positions sans que le courant ne circule dans les enroulements est appelé polarisé. Un relais polarisé n'a pas de ressort de rappel et l'armature mobile est un aimant permanent (Fig. 9.3, rep. 3). Lorsque l'alimentation est appliquée à l'enroulement gauche 1, l'induit magnétique est projeté vers la gauche, le flux magnétique créé par l'induit dans le système magnétique 2 maintient l'induit dans une nouvelle position après que l'alimentation soit coupée de l'enroulement 1. La force de le maintien de l'armature dans l'une des positions est tel que pour le lancer dans une autre position, une surcharge de plus de 150 g est nécessaire. Un exemple de dispositif de commutation électronique est présenté dans la section « Équipement de protection ». 10. Équipement de protection L'augmentation de la fiabilité du système d'alimentation électrique de l'engin spatial est obtenue en utilisant un équipement de protection qui assure la déconnexion (isolation) de l'élément défectueux. La sélectivité de la protection s'entend comme sa capacité à sélectionner celui qui est défectueux parmi tous les éléments du système et à l'isoler. Le principal paramètre de classification de la protection est le paramètre électrique : courant, tension et puissance. La raison de l'augmentation du courant ne peut être que le consommateur, il est donc nécessaire de protéger le réseau et la source d'électricité du consommateur défectueux. La protection des sources constitue un nouveau défi par rapport aux sources terrestres. En vol, une certaine quantité d'énergie est nécessaire pour l'effectuer. S'il est dépensé de manière irrationnelle (alimenter un consommateur défectueux), il se peut qu'il ne suffise pas à accomplir les tâches de vol. La protection contre la tension doit être double. Une tension excessive entraîne une surchauffe des consommateurs, car la puissance libérée est proportionnelle au carré de la tension. Les éléments semi-conducteurs sont traversés par une tension accrue. La durée de vie de la plupart des appareils électriques est inversement proportionnelle au carré de la tension. 76 Copyright OJSC Central Design Bureau BIBKOM & LLC Kniga-Service Agency La basse tension entraîne une panne des équipements électroniques et une surchauffe des moteurs électriques. Malgré tout ce qui a été dit, la protection contre les surtensions n'est pratiquement pas utilisée à bord du vaisseau spatial. Cela s'explique par le fait que les principales sources d'électricité utilisées à bord ne peuvent en principe pas produire une tension supérieure à une certaine tension, cela n'a donc aucun sens d'installer une protection contre les surtensions. Actuellement, il existe une tendance à augmenter la durée de vie des batteries solaires en raison de la redondance du nombre d'éléments, due à la surtension au début du fonctionnement, de sorte qu'à la fin du fonctionnement, la tension produite par la batterie solaire devrait être noté. Pendant toute la durée de fonctionnement, la tension est maintenue à sa valeur nominale à l'aide d'un convertisseur approprié, en cas de panne dont la tension peut dépasser les valeurs admissibles. Dans ce cas, une protection contre les surtensions est requise. La protection contre les sous-tensions n'est pas prévue, les équipements de commutation à distance sont réglés sur une tension de commutation de 19 V. Si la tension du réseau est inférieure à cette valeur, les consommateurs ne sont pas allumés. La protection électrique n'est pratiquement pas utilisée, mais une protection contre la surchauffe est parfois utilisée. Selon le nombre d'opérations, la protection peut être soit jetable, soit réutilisable. La protection jetable (fusibles) après déclenchement devient impropre à une utilisation ultérieure. Pour une telle protection, le courant de déclenchement ne peut pas être déterminé. Elle est déterminée indirectement. Un certain pourcentage est prélevé sur le lot, les courants de fonctionnement sont déterminés, s'ils correspondent aux normes, le lot est considéré comme adapté. En raison de l'impossibilité de déterminer le courant de fonctionnement réel de chaque appareil, la tolérance de l'appareil est augmentée de +/- 15 %. Protection de courant jetable – fusibles. Un fusible SP en verre se compose d'un tube en verre 2, de pointes métalliques estampées 1 et d'un fil calibré 3 (Fig. 10.1). Le courant de déclenchement des fusibles Icrit est d'un courant nominal et demi indiqué sur le fusible. Si le fusible indique un courant de 2 A, alors le fusible se déclenchera à un courant de 3 A (+15%...-15%). Icrit. =1,5* Inom. Cela s'explique par le fait que le consommateur est « autorisé » à consommer du courant 20 % de plus que le courant nominal. Valeur minimale du courant de fonctionnement Iav.min. = Icrit *0,85= Inom. *0,85*1,5 = 1,275 Inom, c'est-à-dire qu'entre le courant maximum autorisé du consommateur et le courant minimum de déclenchement du fusible, il y a un écart de 0,075 Inom pour les imprévus Fig. 10.1. Fusible en verre 1 – capuchon en métal estampé, 2 – corps en verre, 3 – fil qui brûle. Riz. 10.2. Circonstances du fusible (augmentation de la température ambiante, etc.). Pour augmenter le contact du fusible avec les raccords, il est réalisé sous la forme d'un « couteau » (Fig. 10.2.) Les courants élevés sont caractérisés par des consommateurs ayant une composante inductive importante du courant, ce qui rend difficile l'extinction du arc. Les fusibles pour de tels courants ont des capuchons tournés (pour augmenter la surface de contact), remplis (Fig. 10.3, élément 4) d'un matériau qui libère un grand volume de gaz lorsqu'il est chauffé. A cause du gaz, lorsque le fil 3 grille, la pression augmente et l'arc s'éteint plus vite. 78 Copyright JSC Central Design Bureau BIBKOM & LLC Kniga-Service Agency Des difficultés surviennent lors de la protection des consommateurs avec un courant de démarrage important (Fig. 10.4.). Si le fusible est sélectionné pour le courant d'appel, il ne sautera pas lorsque le courant dépasse le courant nominal. Si la protection est sélectionnée en fonction du courant nominal du consommateur, le fusible se déclenchera au démarrage et un tel consommateur ne pourra pas être allumé. 1 2 3 4 Fig. 10.3. Fusible pour courants élevés 1 - capuchons tournés, 2 - corps en carton électrique, 3 - fil, 4 - matériau qui libère une grande quantité de gaz lorsqu'il est chauffé. Pour protéger ces consommateurs, des fusibles ont été créés, composés de deux parties : sans inertie et à inertie thermique. Ces fusibles sont appelés fusibles à fusible lent. Le ressort 5 (Fig. 10.4) n'a pas d'inertie thermique et se déclenche à un courant supérieur au courant de démarrage. Le circuit électrique se coupe très rapidement, donc l'arc s'éteint rapidement. La jonction de deux plaques n'a pas le temps de s'échauffer au démarrage (en raison de la masse importante) avant que la soudure ne fonde. Ce n'est que si le courant dépasse le courant nominal pendant une longue période que la fusion se produit. Grâce au ressort 5, la plaque supérieure 6 (Fig. 10.4) commence à glisser le long de la plaque inférieure et au moment de la rupture elle acquiert une vitesse assez élevée. L'arc s'éteint rapidement. 79 Copyright JSC Central Design Bureau BIBKOM & LLC Book-Service Agency Fig. 10.4. Fusible inertiel 1 – capuchon, 5 – ressort, 6 – élément à inertie thermique. La protection de courant réutilisable repose sur l'utilisation de structures mécaniques utilisant des éléments bimétalliques (disjoncteurs) ou sur la base de circuits électroniques avec des thyristors comme éléments de puissance. Dans de nombreux cas, la protection électronique change également. Étant donné que la résistance des thyristors désactivés est extrêmement élevée (le courant de fuite varie de plusieurs dizaines de microampères). En figue. 10.5. Un schéma expliquant le principe de fonctionnement d'une telle protection est présenté. Dans l'état initial (Fig. 10.5.), les thyristors Тв et Т0 sont bloqués, le courant traversant Potr est nul, le condensateur est déchargé. Lorsque la tension de commande est appliquée à T0, le thyristor devient passant et sa résistance devient nulle. (Fig. 10.6.). Un courant égal au courant Pot traverse T0 et Ri. Grâce au circuit R1 – C – Ri, le condensateur est chargé à la tension du secteur. Si le pot de courant dépasse la valeur admissible, une tension suffisante pour allumer le thyristor est fournie de l'amplificateur US à l'électrode de commande TV. Résistance TV P de r R1 c 27V TV T0 US Ri Fig. 10.5. Schéma de protection des thyristors réutilisables Potr - consommateur, 80 Copyright JSC Central Design Bureau BIBKOM & LLC Kniga-Service Agency T0 - thyristor principal, Ri - courantomètre, C - condensateur pour désactiver T0, TV - thyristor auxiliaire, US - amplificateur, R1 – résistance pour charger le condensateur Pot p R1 c I P de p Ri Fig. 10.6. devient égal à zéro et le condensateur C se décharge via Tv, Ri et T0 (la résistance Tv est 0, Fig. 10.7.). Pendant un certain temps, le courant du condensateur Ic dépasse le courant du consommateur, le thyristor s'éteint et le consommateur est hors tension. Puisque R1 est choisi pour être suffisamment grand, le courant Tv qui le traverse est suffisamment petit et Tv s'éteindra. Le projet est revenu à sa position initiale. 81 Copyright JSC Central Design Bureau BIBKOM & LLC Kniga-Service Agency Consommation c IConsommation T0 IC Ri Fig. 10.7. Protection différentielle de courant F2 F3. F4 F5 En considérant F1 P I1 F2 D1 I2 D2 F3 F1 I1 P I2 Fig. 10.8. Protection contre le courant différentiel. Les systèmes de distribution d'électricité ont indiqué des cas où le consommateur recevait de l'énergie de deux sources ou plus. 82 Copyright JSC Central Design Bureau BIBKOM & LLC Book-Service Agency Dans la Fig. 10.8. (en haut) montre l’inclusion d’un tel consommateur. Les sources I1 et I2 sont reliées par leurs fils au consommateur P. Le fusible F1 est connecté en série avec P. Pour éliminer la possibilité de courts-circuits de fils provenant de sources, des fusibles F2-F3 et F4-F5 sont installés aux extrémités des fils. Le circuit devrait fonctionner comme suit. Par exemple, lorsqu'un fil est en court-circuit sur la ligne provenant de la source I1, les fusibles F2 et F3 devraient griller. Le consommateur doit être alimenté par la source I2. En fait, le courant de court-circuit circule depuis I1 et I2. Étant donné que la propagation admissible des courants de réponse des fusibles est élevée (15 %), le fusible F4 ou F5 peut se déclencher, déconnectant le consommateur de la ligne de travail. Et alors seulement, le fusible F2 fonctionnera. Le consommateur est déconnecté des deux sources. La protection n'est pas sélective. Pour éliminer ce phénomène, vous pouvez utiliser un circuit à diodes (figure du bas). Dans le cas que nous avons considéré, le courant de court-circuit proviendra uniquement de la source I1. Le fusible F2 se déclenchera et éteindra la section d'urgence du circuit. Le consommateur reçoit de l'énergie de la source I1. Contenu Système d'alimentation électrique du complexe embarqué des engins spatiaux……………………………………. 3 1. Structure du système d'alimentation électrique……………………... 4 2. Classification des sources primaires………………… 6 83 Copyright JSC Central Design Bureau BIBKOM & LLC Book-Service Agency 3. Sources de courant chimiques…………………………… 3.1. Informations générales sur les sources de courant chimique (CHS) 3.2.Piles argent-zinc……………………… 3.2.1. Caractéristiques techniques et opérationnelles de base…………………………………………………………….. 3.2.2. Conception de batteries argent-zinc 3.3.3. Principales caractéristiques de performances d'une batterie argent-zinc…………………………………………………………... 3.2.4. Caractéristiques de certaines batteries industrielles argent-zinc…………………….…….. 3.3. Piles nickel-zinc…………………….….. 3.4. Batteries prismatiques et cylindriques scellées au lithium-ion et batteries basées sur celles-ci……. 3.5. Piles à combustible……………………………..…….. 3.5.1. Principe de fonctionnement……………………………. ..… 3.5.2. Classification des piles à combustible………… 3.5.3. Caractéristiques courant-tension de la pile à combustible……………………… 3.5.4. Conception d'une pile à combustible liquide. 3.5.5. Pile à combustible avec membrane échangeuse d'ions (IEM)………………………………………………………… 3.5.6 Système énergétique basé sur les piles à combustible……… 4. Générateurs thermoélectriques……… …… … 5. Batteries solaires………………………………………… 5.1. Convertisseurs photoélectriques………………….. 5.2. Batteries solaires ……………………………… 5.3 Convertisseurs photovoltaïques spatiaux et batteries solaires …………………………………………………… 5.4 Cellules solaires produites par le vent solaire usine ……… ……………………………………………. 6. Sources secondaires d'électricité……………… 6.1. Schéma fonctionnel du convertisseur……… 6.2. Moyens d'augmenter la fiabilité du convertisseur statique…………………………………… … 7. Systèmes de distribution d'électricité…… ……..……….. 8. Réseau électrique…………………………………………………… 9. Équipements de commutation………………… …………… 10. Équipements de protection …………………………………… Liste des références…………………………………….. 84 8 8 9 10 11 14 18 21 25 29 29 32 33 35 37 38 42 47 48 54 55 58 61 63 67 68 72 74 77 87 Copyright JSC Central Design Bureau BIBKOM & LLC Book-Service Agency Références 1. Centrales électriques d'engins spatiaux./ S.A. Podchivalov, E.I. Ivanov et autres ; sous la direction générale. D.D. Neviarovsky V.S. Viktorova. –M. : Energoizdat, 1981.- 223 p. 85 Copyright JSC Central Design Bureau BIBKOM & LLC Book-Service Agency 2. Tuzov, V.P. Appareils électriques pour avions; Cahier de texte manuel pour l'aviation spécial non électrique universités/ – M. : Vyssh. école, 1987. – 152 p. 3. Grilikhes, V.A. Énergie solaire et vols spatiaux / V. A. Grilikhes, P. P. Orlov, L. B. Popov. –M. : Nauka, 1984. - 216 p. 4. Koltun, V.M. Éléments solaires/V.M. Koltun. – M. : Nauka, 1987. 192 p. 5. Kravets, V. G. Fondamentaux du contrôle des vols spatiaux / V. G. Kravets, V. E. Lyubinsky. – M. : Génie Mécanique, 1983.- 224 p. 5. Systèmes d'énergie spatiale / V. A. Vanke, L. V. Leskov, A. V. Lukyanov. – M. : Génie Mécanique, 1990. – 144 p. 6. Corliss, W. Sources d'énergie basées sur des isotopes radioactifs / W. Corliss, D. Harvey, -M. : Mir, 1967. - 414 p. 7. Petrovichev, M.A. Systèmes d'équipement aéronautique. Atelier de laboratoire / M.A.Petrovichev, E.I.Davydov. - Samara : Izvvo Sam. État aérospatial Université, 2004. - 80 p. 8. Générateurs thermoélectriques, http://www.rif.vrn.ru/new/index.html. 9. Piles nickel-hydrure métallique. 2006, e-battery.ru 10. Lavrus, V.S. Sources d'énergie / V.S. Lavrus // NiT, 1997 11. Piles à combustible à oxyde solide ; collection d'articles scientifiques et techniques. – Snejinsk; Maison d'édition RFNC - VNIITF, 2003. - 376 P. 12. Batteries solaires d'OJSC "Saturne" dans les programmes spatiaux./ http://www.saturn.kuban.ru/2.html 13. Entreprise de batteries "RIGEL" 2004. / http://www.rigel.ru/rigel/akk/index.html 14. Cellules solaires produites par la centrale éolienne solaire./ [email protégé] [email protégé] 86 Copyright OJSC "CDB "BIBKOM" & LLC "Agence Kniga-Service" Publication pédagogique Petrovichev Mikhaïl Alexandrovitch Gurtov Alexandre Sergueïevitch SYSTÈME D'ALIMENTATION ÉLECTRIQUE DU COMPLEXE EMBARQUÉ DE CHARIOTS SPATIAUX Manuel pédagogique Rédacteur technique A. G. Prokhorov Traitement éditorial T. Yu. D eptsova Mise en page informatique T. Yu. D eptsova Mise en page T. Yu. D eptsova Signé pour impression le 22/10/07. Format 60x84 1/16. Papier offset. Impression offset. Pech. l. 5.5. Tirage 120 exemplaires. Commande. IP-15/2007 Université aérospatiale d'État de Samara. 443086 Samara, Moskovskoe shosse, 34. Maison d'édition de l'Université aérospatiale d'État de Samara. 443086 Samara, autoroute Moskovskoe, 34. 87

6 panneaux solaires sont bien visibles, rigidement fixés à la carrosserie. Pour maximiser la puissance d'une telle installation, une orientation constante du corps de l'appareil vers le Soleil est nécessaire, ce qui a nécessité le développement d'un système de contrôle d'orientation original.

Système d'alimentation électrique du vaisseau spatial (système d'alimentation électrique, BOT) - le système du vaisseau spatial, qui alimente d'autres systèmes, est l'un des systèmes les plus importants ; à bien des égards, il détermine la géométrie du vaisseau spatial, sa conception, sa masse et sa vie active. Une panne du système d'alimentation électrique entraîne une panne de l'ensemble de l'appareil.

Le système d'alimentation électrique comprend généralement : une source d'électricité primaire et secondaire, des convertisseurs, des chargeurs et des automatismes de contrôle.

Paramètres système

La puissance requise de la centrale électrique de l'appareil augmente constamment à mesure que de nouvelles tâches sont maîtrisées. Ainsi, le premier satellite artificiel de la Terre (1957) avait une centrale électrique d'une puissance d'environ 40 W, l'appareil Molniya-1+ (1967) avait une centrale électrique de 460 W, le satellite de communication Yakhsat 1B (2011) - 12 kW .

Aujourd’hui, la plupart des équipements embarqués sur les engins spatiaux de fabrication étrangère sont alimentés par une tension constante de 50 ou 100 volts. S'il est nécessaire de fournir au consommateur une tension alternative ou une tension constante d'une valeur non standard, des convertisseurs statiques à semi-conducteurs sont utilisés.

Sources d'énergie primaires

Différents générateurs d'énergie sont utilisés comme sources primaires :

• , en particulier:

La source principale comprend non seulement le générateur d'électricité lui-même, mais également les systèmes qui le desservent, par exemple un système d'orientation des panneaux solaires.

Les sources d'énergie sont souvent combinées, par exemple une batterie solaire avec une batterie chimique.

Panneaux solaires

Aujourd'hui, les panneaux solaires sont considérés comme l'une des options les plus fiables et les plus éprouvées pour fournir de l'énergie à un vaisseau spatial.

La puissance de rayonnement du Soleil sur l'orbite terrestre est de 1 367 W/m². Cela vous permet de recevoir environ 130 W pour 1 m² de surface de panneau solaire (avec un rendement de 8...13 %). Les panneaux solaires sont situés soit sur la surface extérieure de l'appareil, soit sur des panneaux rigides rabattables. Pour maximiser l'énergie libérée par les batteries, la perpendiculaire à leur surface doit être dirigée vers le Soleil avec une précision de 10...15˚. Dans le cas de panneaux rigides, ceci est réalisé soit par l'orientation de l'engin spatial lui-même, soit par un système électromécanique autonome spécialisé pour orienter les panneaux solaires, tandis que les panneaux sont mobiles par rapport au corps de l'appareil. Certains satellites utilisent des batteries non orientables, qu'ils placent à la surface afin que l'énergie requise soit fournie à n'importe quelle position de l'appareil.

Les panneaux solaires se dégradent avec le temps en raison des facteurs suivants :

• l'érosion météoritique réduisant les propriétés optiques de la surface des convertisseurs photoélectriques ;
• les rayonnements qui diminuent la phototension, en particulier lors des éruptions solaires et lors des vols dans la ceinture de rayonnement terrestre ;
• les chocs thermiques dus au refroidissement profond de la structure dans les zones ombragées de l'orbite, à l'échauffement dans les zones éclairées et vice versa. Ce phénomène détruit la fixation des éléments individuels de la batterie et les connexions entre eux.

Il existe un certain nombre de mesures pour protéger les batteries de ces phénomènes. La durée de fonctionnement effective des batteries solaires est de plusieurs années ; c'est l'un des facteurs limitants qui déterminent la durée de vie active d'un engin spatial.

Lorsque les batteries sont ombragées à la suite de manœuvres ou lorsqu'elles entrent dans l'ombre d'une planète, la production d'énergie par les convertisseurs photoélectriques s'arrête, le système d'alimentation est donc complété par des batteries chimiques (batteries tampons chimiques).

Batteries rechargeables

Les batteries nickel-cadmium les plus courantes dans la technologie spatiale sont celles qui offrent le plus grand nombre de cycles de charge-décharge et ont une meilleure résistance aux surcharges. Ces facteurs apparaissent lorsque l'appareil a une durée de vie supérieure à un an. Une autre caractéristique importante d’une batterie chimique est l’énergie spécifique, qui détermine les caractéristiques de poids et de taille de la batterie. Une autre caractéristique importante est la fiabilité, car la redondance des batteries chimiques est hautement indésirable en raison de leur masse élevée. Les batteries utilisées dans la technologie spatiale sont généralement scellées ; l'étanchéité est généralement obtenue à l'aide de joints céramo-métalliques. Les batteries ont également les exigences suivantes :

• caractéristiques de poids spécifique et de taille élevées ;
• caractéristiques électriques élevées;
• large plage de températures de fonctionnement ;
• possibilité de charger avec des courants faibles ;
• faibles courants d'autodécharge.

En plus de sa fonction principale, la batterie peut jouer le rôle de stabilisateur de tension pour le réseau de bord, car dans la plage de température de fonctionnement, sa tension change peu lorsque le courant de charge change.

Réservoirs de carburant

Ce type de source d’énergie a été utilisé pour la première fois sur le vaisseau spatial Gemini en 1966. Les piles à combustible ont des caractéristiques pondérales et une densité de puissance élevées par rapport à une paire de batteries solaires et à une batterie chimique, résistent aux surcharges, ont une tension stable et sont silencieuses. Cependant, ils nécessitent un approvisionnement en carburant, ils sont donc utilisés sur des appareils dont la durée de séjour dans l'espace va de plusieurs jours à 1 à 2 mois.

Les piles à combustible hydrogène-oxygène sont principalement utilisées, car l'hydrogène fournit le pouvoir calorifique le plus élevé et, en outre, l'eau formée à la suite de la réaction peut être utilisée sur des engins spatiaux habités. Pour assurer le fonctionnement normal des piles à combustible, il est nécessaire d'assurer l'élimination de l'eau et de la chaleur générées par la réaction. Un autre facteur limitant est le coût relativement élevé de l’hydrogène et de l’oxygène liquides et la difficulté de les stocker.