CC BY
37УДК 629.786.2.064
энергобаланс научно-энергетического модуля при его автономном полете и интеграции в российский сегмент международной космической станции
© 2019 г. Елизаров Ю.С., Кузнецов А.в., Абдулхаликов р.м., Бидеев А.г., хамиц и.и.
Ракетно-космическая корпорация «Энергия» им. С.П. Королёва (РКК «Энергия») Ул. Ленина, 4А, г. Королёв, Московская обл., Российская Федерация, 141070, e-mail: post@rsce.ru
В статье представлены результаты решения задачи расчета энергобаланса научно-энергетического модуля (НЭМ) на наиболее трудном (с точки зрения обеспечения электроэнергией) участке его полета — до момента перевода его солнечных батарей в рабочее положение.
В ходе расчета принимались во внимание прогноз светотеневой обстановки и угла между плоскостью орбиты НЭМ и направлением на Солнце; циклограмма автономного полета НЭМ, учитывающая изменение его ориентации; циклограмма интеграции НЭМ в Российский сегмент МКС, в т. ч. стыковка и перестыковка НЭМ, развертывание солнечных батарей НЭМ.
Показана возможность осуществления штатной программы полета модуля, выявлена проблема реализации повторной стыковки и увода НЭМ в случае повторного промаха. Предложены мероприятия для решения указанной проблемы.
Ключевые слова: научно-энергетический модуль, энергобаланс, Российский сегмент МКС, автономный полет, стыковка, солнечные батареи, никель-водородная аккумуляторная батарея.
DOI 10.33950/spacetech-2308-7625-2019-4-38-44
power budget of the science AND power module DuRING ITS FREE FLIGHT and integration into the Russian segment
OF INTERNATIONAL SpACE STATION Elizarov Yu.S., Kuznetsov A.v., Abdulkhalikov R.M., Bideev A.G., Khamits I.I.
S.P. Korolev Rocket and Space Corporation Energia (RSC Energia) 4A Lenin str, Korolev, Moscow region, 141070, Russian Federation, e-mail:post@rsce.ru
The paper presents data obtained as a result of solving the power balance computation problem for the Science and Power Module (SPM) during the most difficult phase of its flight — up until the point in time when its solar arrays are deployed.
The calculation took into account: prediction of the lighting and shadowing environment and the angle between the SPM orbital plane and direction towards the Sun; timeline of the SPM free flight, which takes into account changes in its attitude; timeline of SPM integration into the ISS Russian Segment, including the SPM docking and re-docking and the SPM solar array deployment.
The feasibility of implementing the nominal flight plan of the module is demonstrated, a problem was identified with carrying out the SPM re-docking and pull-away maneuver in case of a repeated miss. Measures are proposed for solving the above problem.
Key words: Science and Power Module, power balance, iSS Russian Segment, free flight, docking, solar arrays, nickel-hydrogen storage battery.
ЕЛИЗАРОВ Ю.С.
КУЗНЕЦОВ А.В.
АБДУЛХАЛИКОВ P.M.
БИДЕЕВ А.Г.
ХАМИЦ И.И.
ЕЛИЗАРОВ Юрий Сергеевич — заместитель начальника отдела - начальник сектора РКК «Энергия», e-mail: post@rsce.ru
ELIZAROV Yuriy Sergeevich — Deputy Head of Department - Head of Subdepartment at RSC Energia, e-mail: post@rsce.ru
КУЗНЕЦОВ Андрей Владимирович — начальник сектора РКК «Энергия», e-mail: post@rsce.ru KUZNETSOV Andrey Vladimirovich — Head of Subdepartment at RSC Energia, e-mail: post@rsce.ru
АБДУЛХАЛИКОВ Рустам Маратович — начальник отдела РКК «Энергия», e-mail: rustam.abdulhalikov@rsce.ru
ABDULKHALIKOV Rustam Maratovich — Head of Department at RSC Energia, e-mail: rustam.abdulhalikov@rsce.ru
БИДЕЕВ Алексей Геннадьевич — кандидат технических наук, начальник отделения РКК «Энергия», e-mail: alexey.bideev@rsce.ru
BIDEEV Aleksey Gennadyevich — Candidate of Science (Engineering), Head of Division at RSC Energia, e-mail: alexey.bideev@rsce.ru
ХАМИЦ Игорь Игоревич — руководитель НТЦ РКК «Энергия», e-mail: igor.khamits@rsce.ru KHAMITS Igor Igorevich — Head of STC at RSC Energia, e-mail: igor.khamits@rsce.ru
Введение
В настоящее время РКК «Энергия» работает над созданием научно-энергетического модуля (НЭМ), который планируется ввести в состав Российского сегмента Международной космической станции (РС МКС) [1].
Выбор проектных параметров системы электроснабжения (СЭС) космического аппарата (КА) осуществляется на основании возможности реализации задач, ставящихся перед ней. Системы электроснабжения кораблей и модулей РС МКС в его текущей конфигурации, в т. ч. солнечные батареи (СБ), спроектированы, исходя из задачи обеспечения энергопитания собственных бортовых систем. Задача обеспечения электроэнергией других объектов станции не ставилась. При этом, для оценки характеристик спроектированной СЭС достаточно было проведения традиционного расчета энергобаланса, который сводился к определению энергопотребления бортовых систем
кораблей и модулей и энергоприхода (от СБ в автономном полете или по цепям объединенного питания при полете в составе МКС) для различных режимов функционирования.
Иначе обстоит дело с НЭМ, основной задачей которого является обеспечение электроэнергией РС МКС в целом. Основные проектные характеристики модуля, и особенно его СЭС, выбраны, исходя из потребностей РС МКС в электроэнергии. Так, ключевыми требованиями к модулю [1, 2] являются генерация электроэнергии среднегодовой мощностью не менее 18 кВт в начале эксплуатации и передача электроэнергии номинальным напряжением 120±2 В общей мощностью не более 12 кВт при полете в составе РС МКС из СЭС НЭМ в системы электропитания служебного модуля (СМ) и МЛМ по внешним фидерам, соединяемым при внекорабельной деятельности. В условиях затенения СБ элементами конструкции МКС для выполнения указанных требований максимальная
выходная мощность СБ должна составлять ~50 кВт. Для достижения этой величины разработаны [3] СБ с КПД фотоэлектрических преобразователей 28,5% и площадью 203,5 м2. Требуемые характеристики СЭС НЭМ на теневом участке орбиты обеспечивают 12 никель-водородных аккумуляторных батарей (НВАБ) суммарной емкостью ~40 кВт-ч. Таким образом, обеспечивается решение целевой задачи — обеспечение РС МКС электроэнергией.
Но для решения целевой задачи НЭМ должен выполнить основную служебную функцию — интегрироваться в РС МКС, для чего необходимо обеспечить энергобаланс при автономном полете НЭМ. При этом целесообразно использовать имеющиеся для выполнения целевой функции средства СЭС без размещения дополнительных «одноразовых» элементов.
Солнечные батареи НЭМ обеспечат энергонезависимость РС МКС. Но из-за значительной площади СБ, наряду с необходимостью их укладки под обтекателем ракеты космического назначения (РКН) при выведении модуля, в развернутом виде они не рассчитаны на нагрузки, которые возникают при автономном полете и стыковке НЭМ к РС МКС. Поэтому развертывание СБ НЭМ возможно только в составе РС МКС, что делает автономный полет НЭМ уникальным в сравнении с транспортными кораблями и модулями РС МКС, на которых СБ раскрываются уже на первых витках после отделения от ракеты-носителя. Единственным путем решения этой проблемы без размещения дополнительных средств было предусмотреть в схеме укладки СБ в транспортное положение возможность энергоприхода от внешних панелей (рис. 1).
В этих условиях расчет энергобаланса автономного полета НЭМ должен учитывать ряд нюансов, не существенных при аналогичных расчетах предшествующих модулей РС МКС. К таким нюансам можно отнести:
• точный прогноз светотеневой обстановки и угла р (между плоскостью орбиты НЭМ и направлением на Солнце);
• циклограмму автономного полета НЭМ, учитывающую изменение его ориентации;
• циклограмму интеграции НЭМ в РС МКС (в т. ч. стыковку и перестыковку НЭМ с осевого на боковой порт узлового модуля (УМ), развертывание СБ НЭМ).
Рис. 1. НЭМ на этапе автономного полета
расчетная модель
Показателем соблюдения энергобаланса на борту НЭМ является текущий уровень электрической емкости его аккумуляторных батарей (АБ) W. Суммарная электрическая емкость АБ НЭМ на момент перехода на бортовое питание на стартовом комплексе (W(() составляет 39,60 кВт-ч. При нахождении НЭМ на теневом участке витка или при недостатке мощности СБ на освещенном участке питание бортовых систем НЭМ осуществляется от АБ и, как следствие, происходит их разряд. Заряд АБ осуществляется от СБ на освещенном участке витка в случае, если мощность СБ превышает электропотребление бортовых систем.
Расчет производится для следующих этапов полета НЭМ:
• выведение (СБ НЭМ расположены под обтекателем, энергоприход отсутствует);
• автономный полет (энергоприход от внешних панелей СБ, находящихся в зачекованном состоянии; НЭМ в инер-циальной ориентации; внешние панели СБ обращены на Солнце);
• сближение, причаливание, стыковка (энергоприход от внешних панелей СБ, находящихся в зачекованном состоянии; НЭМ в орбитальной ориентации; энергоприход от внешних панелей СБ зависит от угла Р);
• перестыковка НЭМ с осевого на боковой порт УМ (полет НЭМ в составе МКС; энергоприход от внешних панелей СБ зависит от угла Р);
• раскрытие и выдвижение СБ (полет НЭМ в составе МКС; энергоприход от внешних панелей СБ зависит от угла Р).
Система энергоснабжения НЭМ состоит из следующих составных частей (рис. 2):
• СБ (2 шт.);
• НВАБ (12 шт.)
• аппаратура регулирования и контроля.
Энергия, получаемая от АБ при разряде батареи на ¿-м интервале, рассчитывается по предложенной авторами формуле:
ДЖ
¿(разряда)
= (Р
¿СБ120
P¿общ)
I АБр
1
= ( Т - Т-0 • (1)
Тогда энергия, восполняемая в АБ при заряде на ¿-м интервале, рассчитывается по формуле:
= (РС
Р
КбУлЗ^ - (2)
генерируемая мощность СБ на
ДЖ(
¿(заря
где РС
шине 120 В на ¿-ом участке; Р.
¿общ
общая мощность нагрузки на шине 120 В на ¿-ом интервале; ^АБз — КПД АБ по току на заряде; ^АБр — КПД АБ по напряжению на разряде; ^ЗРУ — КПД в каналах заряда-разряда; ^ — время конца ¿-го интервала; — время начала ¿-го интервала (соответствуют концу ^ - 1)-го интервала).
Таким образом, для определения величины изменения уровня заряда АБ за ¿-й интервал времени необходимо знать генерируемую мощность СБ на шине 120 В и общую мощность нагрузки на шине 120 В (потребление бортовых систем) на этом интервале.
Рис. 2. Состав системы электроснабжения НЭМ с основными характеристиками
Определение генерируемой мощности
СБ. По заказу РКК «Энергия» на факультете вычислительной математики и кибернетики МГУ им. М.В. Ломоносова в рамках составной части ОКР «МКС/ СПО/МГУ» разработано «Специальное программное обеспечение для расчета затенения солнечных батарей КА РС МКС» (СПО). В СПО реализована разработанная РКК «Энергия» методика [4] точного расчета мощности СБ с учетом затенения батарей планетой и конструктивными элементами КА, вольтампер-ных характеристик ФЭП и блокирующих диодов, раскладки ФЭП на панелях СБ и схемы их электрического соединения.
Таким образом, с использованием СПО определяется ^¿СБ120 (генерируемая мощность СБ на шине 120 Вт на ¿-ом участке) для расчета по формулам (1) и (2).
Расчет нагрузки на СЭС НЭМ. Циклограмма автономного полета НЭМ разработана на этапе эскизного проекта и подлежит уточнению при формировании программы полета модуля перед его запуском. В соответствии с разработанной циклограммой, автономный полет НЭМ включает следующие участки:
• выведение на опорную околоземную орбиту;
• полет после отделения от ракеты-носителя (с учетом корректирующих импульсов и сеансов связи);
• сближение и причаливание к РС МКС;
• стыковка к надирному порту УМ;
• перестыковка с надирного на боковой порт УМ.
Мощность нагрузки на СЭС НЭМ (на шине 120 В) на ¿-м участке автономного
полета НЭМ рассчитывается, исходя из электропотребления составных частей бортовых систем (приборов, агрегатов и пр.):
P,
Р =-
"бщ П 120/28,5 '
где Р;БС — потребление бортовых систем НЭМ; ^ 120/28 5 — КПД преобразователей напряжения.
Полученные значения Робщ для расчетов по формулам (1) и (2) в привязке к циклограмме автономного полета НЭМ приведены на рис. 3.
Учет влияния изменения угла р. Изменение угла между плоскостью орбиты НЭМ и направлением на Солнце (угол Р) приводит к изменению длительности теневого участка орбиты, а, следовательно, оказывает значительное влияние на энергобаланс НЭМ. На момент проведения расчета запуск НЭМ предполагалось осуществить в конце 2019 г., поэтому учитывался прогноз изменения угла р на 2019 г. (рис. 4).
На рис. 4 указаны также ограничения американской стороны на угол р при стыковке объектов к МКС: |р| < 60°.
По предоставленному прогнозу угла р получена зависимость [5] длительности теневого участка орбиты НЭМ на этапе автономного полета (т ) от в:
^ тени'' Г
Т Ф т = Т ,
тени др П '
где ф = arccos( cosßl );
cosß
ß 1 = arcsin( R + H
R
(3)
h 3200
03
od 3100
■o
tN
Й
tv:
3
&
x
hH
S
to tu
о
3=
0 О
Рис
зооо-
2 900 2 800 2 700 2 600 2 500 2 400 2 300 2 200
Oj S 3 и s ® в M - О щ. о S s ^
tz н Щ к ~ '■V e tr; 3 - г £ Я s H K
^ ^ -¡Ч 2 с Э <-. 5 35 О и — Й ^ g - JJ =
— 2 о. а О- о о Ü s и 3, z ~ ^
с п 1-М (-Н у Cl Ü aj s
н п Kop ¥
:8 3 L H о гз
- " а 3 >—1 С" £
| Дежурный режим nft fl n n n n Fl fl fl | fl Дежурный режим hhlihxn . пп ■ hl^hn
0
10
45
15 20 25 30 35 Время автономного полета, ч
3. Нагрузка на шине 120 В системы электроснабжения НЭМ на различных участках полета модуля
50
Гдр — драконический период орбиты НЭМ (принят 92 мин); Re — экваториальный радиус Земли; H — высота орбиты НЭМ.
Из формулы (3) видно, что изменение высоты орбиты НЭМ в процессе его автономного полета оказывает несущественное влияние на расчет длительности теневого участка, так как это изменение значительно меньше экваториального радиуса Земли. В связи с этим, для расчета достаточно использовать в качестве Н высоту круговой орбиты МКС (=419 км).
Таким образом, определяется длительность теневого участка орбиты т ,
^ 1 тени'
учитываемая при задании длительности расчетных интервалов (£. - £;-1).
Отмечено, что график изменения угла р в интервале дат с 1 ноября по 31 декабря
201 9 г. проходит свою полную фазу. То есть, характер изменения энергобаланса возможно понять, анализируя этот интервал. Таким образом, целесообразно проведение расчета энергобаланса для дат запуска НЭМ, лежащих в упомянутом интервале.
результаты проведенного расчета
В результате проведенного расчета получен график зависимости уровня заряжен-ности АБ НЭМ на момент окончания развертывания СБ от даты старта модуля (рис. 5). В расчете также учитывалась возможность осуществления повторной стыковки НЭМ в случае промаха при первой попытке и ограничения на р при стыковках объектов к МКС.
Рис. 4. Прогноз изменения угла р на 2019 г.: ■
космической станции
Дата в 2019 г.
ограничение со стороны Американского сегмента Международной
Дата старта НЭМ
Рис. 5. Заряженность аккумуляторных батарей (АБ) НЭМ к моменту окончания развертывания солнечных батарей (СБ)
В результате проведенной работы:
• разработана методика, позволяющая с высокой точностью рассчитывать энергобаланс КА, стыкуемых к МКС;
• показано, что штатная программа полета НЭМ может быть реализована с точки зрения энергобаланса при любых углах в;
• выданы следующие рекомендации по возможным мерам предотвращения нештатной ситуации (при повторной стыковке модуля), связанной с полным исчерпанием емкости АБ до перевода СБ в рабочее положение:
1) наложение дополнительного ограничения на даты старта НЭМ. При этом, в случае возникновения нештатных ситуаций, приводящих к увеличению времени перестыковки, раскрытия и выдвижения СБ, сохраняется вероятность полного исчерпания емкости АБ;
2) доработка электрических схем системы управления бортовым комплексом и СЭС НЭМ для обеспечения возможности питания бортовых систем НЭМ от РС МКС при нахождении НЭМ на осевом порте УМ (до начала перестыковки). При этом практически исключается вероятность полного исчерпания емкости АБ до окончательного развертывания СБ. Однако появляется необходимость доработки существующей материальной части и изготовления новой;
3) проработка возможности раскрытия СБ НЭМ сразу после стыковки модуля к осевому порту УМ (перестыковка с раскрытыми СБ). Реализация данного варианта позволит избежать упомянутой нештатной ситуации путем заряда АБ, вплоть до W, до начала операций
перестыковки. Кроме того, раскрытая СБ гарантирует энергоприход в процессе перестыковки.
По результатам дальнейшей проработки, в т. ч. расчета нагрузок на СБ в процессе перестыковки НЭМ, принято решение о реализации рекомендации № 3.
Список литературы
1. Микрин Е.А. Перспективы развития отечественной пилотируемой космонавтики (к 110-летию со дня рождения С.П. Королёва) // Космическая техника и технологии. 2017. № 1(16). С. 5-11.
2. Бидеев А.Г., Семин А.Ю., Кузнецов А.В., Ахмедов М.Р. Проектирование системы энергоснабжения научно-энергетического модуля для Российского сегмента Международной космической станции // Космическая техника и технологии. 2015. № 2(9). С. 64-74.
3. Раушенбах Г. Справочник по проектированию солнечных батарей. М.: Энергоатомиздат, 1983. 360 с.
4. Ахмедов М.Р., Бидеев А.Г., Макарова Е.Ю., Сазонов В.В., Хамиц И.И. Сравнительный анализ расчетной и экспериментальной производительности солнечных батарей орбитального космического аппарата на примере служебного модуля Российского сегмента МКС // Космическая техника и технологии. 2018. № 3(22). С. 69-81.
5. Иванов Н.М., Лысенко Л.Н. Баллистика и навигация космических аппаратов (3-е изд.). М.: МГТУ им. Н.Э. Баумана, 2016. 528 с.
Статья поступила в редакцию 05.04.2019 г.
Reference
1. Mikrin E.A. Perspektivy razvitiya otechestvennoi pilotiruemoi kosmonavtiki (k 110-letiy so dnya rozhdeniya S.P. Koroleva) [Outlook for our country's manned spaceflight development (to mark the 110th anniversary of S.P. Korolev)]. Kosmicheskaya tekhnika i tekhnologii, 2017, no. 1(16), pp. 5-11.
2. Bideev A.G., Semin A.Yu., Kuznetsov A.V., Akhmedov M.R. Proektirovanie sistemy energosnabzheniya nauchno-energeticheskogo modulya dlya Rossiyskogo segmenta Mezhdunarodnoy kosmicheskoy stantsii [Designing a power supply system of the science and power module for the International Space Station Russian segment]. Kosmicheskaya tekhnika i tekhnologii, 2015, no. 2(9), pp. 64-74.
3. Raushenbakh G. Spravochnik po proektirovaniyu solnechnykh batarei [Handbook on solar array design]. Moscow, Energoatomizdatpubl., 1983. 360p.
4. Akhmedov M.R., Bideev A.G., Makarova E.Yu., Sazonov V.V., Khamits I.I. Sravnitel'nyi analiz raschetnoi i eksperimental'noi proizvoditel'nosti solnechnykh batarei orbital'nogo kosmicheskogo apparata na primere sluzhebnogo modulya Rossiiskogo segmenta MKS [Comparative analysis of calculated and experimentally measured output capacity of the orbital space vehicle solar batteries on the example of the Service Module of the International Space Station Russian segment]. Kosmicheskaya tekhnika i tekhnologii, 2018, no. 3(22),pp. 69-81.
5. Ivanov N.M., Lysenko L.N. Ballistika i navigatciya kosmicheskikh apparatov [Ballistics and navigation of spacecraft]. 3rd edition. Moscow, Bauman Moscow State Technical University publ., 2016. 528p.
