CC BY
22
УДК 620.17
РЕЗУЛЬТАТЫ МОДЕЛИРОВАНИЯ УДАРНОГО ВОЗДЕЙСТВИЯ МАЛОРАЗМЕРНЫХ ЧАСТИЦ НА СОЛНЕЧНЫЕ ЭЛЕМЕНТЫ КОСМИЧЕСКОГО АППАРАТА
П.С. Гончаров, М.В. Житный, А.Л. Копейка, Э.Г. Синельников,
А.М. Денисов
В статье представлены результаты экспериментальных исследований влияния воздействия ударников, имитирующих малоразмерные твердые частицы космического мусора, на электрические характеристики солнечных элементов космического назначения. Описана используемая лабораторная база и порядок проведения измерений. Показаны типовые повреждения солнечных элементов в результате кинетического воздействия малоразмерных твердых частиц. Приведены коэффициенты деградации электрических характеристик солнечных элементов.
Ключевые слова: космический мусор, солнечный элемент, солнечная батарея, космический аппарат.
Рост числа количества космических аппаратов, выводимых в околоземное пространство, привел к возникновению проблемы повреждения действующих космических аппаратов твердыми частицами космического мусора (ЧКМ), представляющими собой фрагменты ракетно-космической техники и образующимися в результате разрушения космических аппаратов. Столкновение космического аппарата (КА) с такой твердой частицей с высокой вероятностью приводит к повреждению его элементов, а в ряде случаев и к выводу его из строя. Одним из элементов КА, наиболее подверженных воздействию ЧКМ, является солнечная батарея (СБ), что обусловлено достаточно большой площадью СБ, размер которой определяется требуемым уровнем степени преобразования солнечного излучения в электрическую энергию, необходимую для функционирования КА.
Следует отметить, что в отличие от повреждения других элементов КА, повреждение одного и нескольких элементов или сборок элементов СБ не приводит к немедленному выходу КА из строя, что связано с особенностями конструкции самой СБ. Так, например, при анализе опыта эксплуатации солнечных батарей служебного модуля международной космической станции был выявлен отказ ряда створок некоторых генераторов одной из панелей СБ, что в конечном счете привело не к полному выходу панели СБ из строя, а лишь к соответствующему снижению генерируемого тока [1].
Однако, в зависимости от степени повреждения СБ, недостаточный уровень электрической энергии получаемой бортовым оборудованием КА от СБ может существенно сократить срок его активного существования или ограничить возможность его использования в соответствии с целевым назначением. При этом размеры и скорость твердой частицы техногенного происхождения оказывают значительное влияние на характер повреждения как отдельных элементов СБ, так и СБ в целом. Так, проведенные исследо-
83
вания показали, что в случае высокоскоростного воздействия (порядка 1520 км/с) микрометрических твердых частиц на элемент СБ вместо сквозного пробития возникает его частичное повреждение, однако возникающий при этом эффект шунтирования, приводит к резкому снижению полезной мощности, обеспечиваемой сборкой, в которую входит этот элемент, а в ряде случаев и к его короткому замыканию [2].
Скорости частиц, находящихся в околоземном пространстве, располагаются в пределах достаточно большого диапазона. Вместе с тем, результаты расчетов вероятных скоростей встречи ЧКМ и КА, проведенных с использованием специальной методики [3], позволяют сделать вывод о возможности столкновения ЧКМ и КА и при малых значениях относительных скоростей встречи, находящихся в диапазоне от 0,1 до 1 км/с. При этом в зависимости от конструкции и размеров КА столкновения с частицами, имеющими невысокие скорости, также могут приводить к выводу КА из строя. Так, например, находящие в настоящее время широкое применение малоразмерные космические аппараты типа CubSat, в силу предъявляемых к ним ограничений по массе [4], не могут иметь защиту от ударного воздействия ЧКМ и поэтому гораздо сильнее подвержены такому воздействию. При этом столкновение такого КА с частицей, обладающей скоростью, превышающей 1 км/с, с высокой вероятностью приведет к полному выводу из строя космического аппарата. Проведенные эксперименты показали, что при столкновении такого КА с ЧКМ при разных значениях относительных скоростей встречи происходит полное разрушение КА с образованием большого числа фрагментов [5].
Таким образом, данные обстоятельства определили условия проведения настоящих экспериментальных исследований, а также выбор экспериментальной установки.
В качестве условий для проведения экспериментальных исследований воздействия ударников (имитаторов ЧКМ) на солнечный элемент (СЭ) СБ приняты следующие:
температура окружающей среды, 0С: 25 ± 5; относительная влажность воздуха, %: 65 ± 15; атмосферное давление, кПа: 101,3±4,0; диаметр ударника, мм: 2,5; материал ударника: сталь ШХ 9 (ШХ 15); скорость ударника, м/с: 210 ± 1%.
Значение скорости ударника, которое необходимо обеспечивать в ходе проведения экспериментальных исследований, определялось в серии предварительных испытаний, проводимых для оценивания воздействия ударника на ячейку аналогичного элемента СБ, и обусловливалось необходимостью выполнения требования сквозного пробития ячейки без ее полного разрушения. В рамках проводимых исследований под минимальной скоростью сквозного пробития принималось значение скорости встречи ударника с мишенной обстановкой, при котором вся запасенная кинетическая энергия затрачивается только на сквозное пробитие. Таким образом, в рамках предварительных испытаний было определено значение минималь-
84
ной скорости сквозного пробития ячейки исследуемого образца ударником, размеры и масса которого аналогичны характеристикам ударника, используемого в основном эксперименте. Определение минимальной скорости сквозного пробития проводилось в соответствии с аттестованной методикой [6]. На основании полученного значения минимальной скорости сквозного пробития было принято значение скорости ударника для основной экспериментальной программы, равное 210 м/с.
В качестве экспериментальной установки, имитирующей кинетическое воздействие ЧКМ на элемент СБ, использовался экспериментальный баллистический комплекс БС-3. Разгон ударника производился с использованием входящей в комплекс газодинамической импульсной пневматической метательной установки, упрощенная схема которой представлена на рис.1.
Рис. 1. Схема пневматической метательной установки: 1 - ствол; 2 - фиксатор положения метаемого тела, находящегося в казенной части ствола установки; 3 - электропневмоклапан; 4 - манометр;
5 - вентиль для сброса остаточного давления из системы;
6 -накопитель; 7 - метаемое тело; 8 - устройство сопряжения пневмосистемы и ствола; 9 - редуктор; 10 - сосуд высокого давления
Отличительными особенностями примененной газодинамической импульсной пневматической метательной установки являются следующие:
высокая точность воспроизведения скорости ударника (разброс скорости ударника не превышает 1% от заданной величины скорости ударника);
возможность обеспечения скорости ударника в диапазоне от 80 до 800 м/с;
возможность использования в качестве рабочего тела различных газов (при этом использование сжатого воздуха в качестве рабочего тела обеспечивает минимальную стоимость эксперимента);
высокая экологичность;
возможность использования ударников различного размера (что достигается применением сменных стволов и специальных ведущих устройств);
4
V_у
возможность имитации многоэлементного осколочного поля, возникающего при пробитии первого экрана разнесенной защиты и фрагментации ударника, что достигается за счет использования ударника, сформированного из готовых элементов, каждый из которых является имитатором элементов осколочного поля;
малое время подготовки к проведению эксперимента.
Измерение скорости ударника осуществлялось в соответствии с аттестованной методикой определения скорости метаемого тела [6].
Испытываемые образцы представляют собой шесть объединенных кремниевых ячеек, имеющих общее электрическое соединение и размещенных на стекловолоконной сетчатой подложке. Размер каждой ячейки составляет 15 на 15 мм.
Солнечные элементы и несущая панель имеют сложную конструкцию, состоящую из нескольких слоев, выполненных из различных материалов. В общем виде структура солнечного элемента может быть представлена в следующем виде (рис. 2).
Испытываемые в настоящем исследовании образы СЭ представляют собой совокупность слоев под номерами №1 - №5, что обусловливается целями проведения экспериментальных исследований.
К основным электрическим характеристикам солнечного элемента, определяемых в ходе экспериментальных исследований, относятся следующие:
т мА
плотность тока короткого замыкания 3 к з,—-;
' см
напряжение холостого хода и хх, В;
мА
плотность тока в точке максимальной мощности 3 р
см
напряжение в точке макс. мощности и р максимальная мощность Ртах, Вт/м2.
тах> '
тах;
Рис. 2. Общая структура солнечного элемента: 1 - стеклянное покрытие; 2 - слой клея; 3 - пластина полупроводника; 4 - слой припоя на тыльной стороне пластины полупроводника; 5 - изолирующий слой из стекловолокна; 6 - алюминиевая плоская пластинка над сотовым слоем; 7 - сотовая панель; 8 - алюминиевая пластина под сотовым слоем; 9 - слой терморегулирующего покрытия
86
Измерение характеристик образцов до проведения экспериментов и после его проведения осуществлялось с использованием лабораторной установки, моделирующей солнечное излучение, измерительная схема которой приведена на рис. 3.
о о
5
О О
Рис. 3. Измерительная схема лабораторной установки: 1 - образец СЭ; 2 - температурный датчик; 3 - прецизионный резистор; 4 - цепь измерения тока; 5 - измеритель на базе ЭПН;
6 - ЭПН; 7 - цепь измерения напряжения; 8 - термостабилизирующее
устройство
Лабораторная установка включает в себя следующие основные элементы, в соответствии с требованиям, изложенным в [4]:
- эталонный фотоэлектрический прибор, соответствующий характеристикам испытываемых образцов;
- средство измерения температуры эталонного прибора и испытываемых образцов;
- имитатор солнечного излучения, спектр которого близок к спектру солнечного излучения и рабочая зона измерений которого превышает зону, занимаемую испытываемым образцом;
- термостабилизирующее устройство, предназначенное для поддержания постоянной температуры испытываемого образца и эталонного прибора, и включающее в себя датчик температуры и устройство охлаждения;
- радиометр;
- электронная программируемая нагрузка типа АТН-8120 с напряжением питания до 120В, током нагрузки до 240А, потребляемой мощностью до 1200Вт, предназначенная для обеспечения снятия вольт-амперной характеристики (ВАХ) испытываемого образца СБ.
Применение термостабилизирующего устройства является обязательным требованием, что обусловлено сильным влиянием температуры исследуемого образца на определяемую вольт-амперную характеристику. Так, с ростом температуры исследуемого образца, которая естественным образом повышается в условиях освещенности мощным источником светового излучения при отсутствии термостабилизирующего устройства, будет происходить уменьшение мощности исследуемого элемента.
Определение ВАХ проводилось с учетом требований, предъявляемых к испытаниям при постоянном искусственном солнечном излучении, изложенным в [4], и в рамках проводимого исследования заключалось в выполнении следующих основных этапов:
87
калибровка лабораторной установки для условий, когда размеры испытываемых образцов соответствуют используемому эталонному прибору, после проведения мероприятий по термостабилизации эталонного прибора;
помещение в лабораторную установку испытываемого образца и его термостабилизация;
измерение вольт-амперных характеристик и температуры испытываемого образца;
проведение ударного воздействия на исследуемые образцы с помощью пневматической баллистической установки, заключающегося в ударном повреждении одной ячейки СБ;
определение ВАХ исследуемого образца после проведения ударного воздействия в соответствии с [7] (данные заносятся в протокол испытания);
обработка результатов измерений;
определение коэффициентов деградации характеристик солнечного элемента.
Определение коэффициентов деградации электрических характеристик СЭ принято рассчитывать на основании следующих выражений: коэффициент деградации плотности тока короткого замыкания
Т возд (у ) 7 _ ^к.з г^возд/
•кз --То-,
• к.з
где /в<ззд - плотность тока короткого замыкания СЭ после испытаний;
Увозд - параметры ударника; /°.з - плотность тока короткого замыкания
СЭ до испытания;
коэффициент деградации напряжения холостого хода
и возд (у ) 7 _ и х.х возд /
^.х ---0-,
и х.х
где их^ - напряжение холостого хода СЭ после испытания; Увозд -
параметры ударника; и°х - напряжение холостого хода СЭ до испытания;
коэффициент деградации плотности тока в точке максимальной мощности
Твозд (у ) к _ ^Ртах^возд/
/
'Р тах т О
•Ртах
где т/^роз^х - плотность тока короткого замыкания СЭ в точке максимальной мощности после испытания; Увозд - параметры ударника; /ртах-
плотность тока короткого замыкания СЭ в точке максимальной мощности до испытания;
коэффициент деградации напряжения в точке максимальной мощности
k
Лвозд ( у ) — UP maxVУ возд/
UP max тт0 '
U P max
где upffix - напряжение холостого хода СЭ в точке максимальной мощности после испытания; Хвозд - параметры ударника;
Up max - напряжение холостого хода СЭ в точке максимальной мощности до испытания;
коэффициент деградации максимальной мощности
Рвозд (у ) k _ ' та^л возд / kP max _ о '
Р
max
где P^g* - максимальная мощность СЭ после испытания;
У возд - параметры ударника; Pmax - максимальная мощность СЭ до испытания.
В ходе экспериментальных исследований были проведены испытания 50 тестовых образцов. Обработка полученных результатов проводилась на основе методического подхода, включающего определение следующих основных параметров:
среднего значения исследуемого параметра:
_ 1 п
X — X! Xj , ni—1
где Xj - измеренное значение исследуемого параметра (напряжение холостого хода, ток короткого замыкания); п - число значений, принятых для расчетов.
выборочного среднего квадратического отклонения отдельного измерения (Sx):
Sx
i
п
X (xi - x) i—1
п -1
значения средней квадратической ошибки результатов всех измерений (sx):
S- — S'— — i _1
X (xj - x )2
4п Ц п (п -1)
величины доверительного интервала с учетом выбранного значения коэффициента Стьюдента:
Ax — t•Sx; 89
значения исследуемого параметра с учетом найденного доверительного интервала (10):
х = х ± Ах .
Исключение грубых погрешностей измерений реализовано на основе критерия Граббса [8].
При проведении моделирования воздействия имитаторов частиц космического мусора на испытываемые образцы солнечных элементов, используемых в составе солнечной батареи космического аппарата, были получены повреждения солнечных элементов, имеющие различный характер. Основные виды повреждений представлены на рис. 4.
Рис. 4. Типовые повреждения образцов СЭ
Типовая вольт-амперная характеристика одного из испытываемых образцов СЭ, снятая до и после проведения испытаний, представлена на рис. 5.
Результаты обработки данных, полученных в ходе проведения экспериментальных исследований воздействия имитаторов частиц космического мусора на солнечные элементы космических аппаратов, приведены в табл. 1,2.
до проведения испытания — — ■ после проведения испытания
Рис. 5. Вольт-амперные характеристики образца СЭ
90
Таблица 1
Изменение основных электрических характеристик СЭ_
№ Наименование характеристики До испытаний После испытания
1 Напряжение холостого хода, В 1,597±0,013 1,545±0,021
2 Плотность тока короткого замыкания, мА/см2 4,75±0,18 2,67±0,45
3 Напряжение при Р=Ртах, В 1,247±0,035 0,927±0,195
4 Плотность тока при Р=Ртах, мА/см2 3,41±0,23 1,63±0,52
5 Максимальная удельная мощность (Ртах), Вт/м2 42±2 18±1
Таблица 2
Коэффициенты деградации электрических характеристик СЭ
№ Наименование характеристики Значение коэф. деградации
1 Плотность тока короткого замыкания 0,56±0,08
2 Напряжение холостого хода 0,97±0,01
3 Плотность тока в точке максимальной мощности 0,48±0,09
4 Напряжение в точке максимальной мощности 0,75+0,03
5 Максимальная удельная мощность 0,43±0,09
Анализ данных табл. 1 и 2 позволяет сделать следующие основные выводы:
при повреждении ячейки, входящей в сборку, в случае если не повреждены проводники всей сборки, напряжение холостого хода, обеспечиваемое этой сборкой, уменьшается незначительно;
значение силы тока короткого замыкания существенно уменьшается при повреждении ячейки испытываемой сборки, так в среднем, при повреждении одной ячейки ток короткого замыкания уменьшается более чем на 40%;
отмечается существенное снижение максимальной мощности, обеспечиваемой сборкой, после повреждения одной из ее ячеек, превышающее 50%.
Таким образом, с учетом результатов как данного исследования, так и результатов, полученных в других работах [1], следует заключить, что в случае повреждения незначительной части элементов, составляющих СБ большой площади, энергетические параметры такой СБ изменятся незначительно. Однако для случая повреждения солнечных элементов малоразмерных СБ, например, используемых в КА типа СиЬ8а1;, вызванное таким повреждением существенное (более 50%) снижение мощности, обеспечиваемой СБ, может значительно сократить время активного существования такого КА.
Список литературы
1. Зернов А.С., Николаев В.Д. Опыт эксплуатации солнечных батарей служебного модуля международной космической станции // Труды МАИ. Космическая техника и технологии, 2016. Вып. 1 (12). С. 2938.
2. Новиков Л.С., Надирадзе А.Б., Бедняков С.А., Гаврюшин А.В. Шунтирование элементов солнечных батарей при одиночных ударах твердых частиц // Труды МАИ. Космическая техника и технологии, 2000. Вып. 1. С. 45-56.
3. Гончаров П.С., Житный М.В. Методика подготовки данных для экспериментальных исследований взаимодействия высокоскоростных частиц с элементами конструкции космического аппарата // Известия Тульского государственного университета, 2017. Вып. 11. Ч. 3. С. 68-75.
4. CubeSat Design Specification Rev.13 The CubeSat Program [Электронный ресурс] // ^besat.org: Сервер Калифорнийского государственного университета, 2020. URL: https://static1.squarespace.com/static/ 5418c 831 e4b0fa4ecac1bacd/t/56e9b62337013b6c063a655a/1458157095454/cds rev13 fi nal2.pdf (дата обращения: 15.04.2020).
5. Назаренко А.И. Моделирование космического мусора // Механика, управление и автоматика. М.: ИКИ РАН, 2013. 216 с.
6. Синельников Э.Г. [и др.]. Методика определения скорости сквозного пробития мишенной обстановки // Труды Военно-космической академии им. А.Ф. Можайского. СПб., 2016. № 652. C. 34 - 41.
7. ГОСТ Р МЭК 60904-1-2013. Приборы фотоэлектрические. Измерение вольтамперных характеристик. Часть 1. Дата введения 2015-01-01.
8. ГОСТ Р 8.736-2011. Измерения прямые многократные. Методы обработки результатов измерений. Основные положения. Дата введения 2011-12-13. М.: Стандартинформ. 2013. 19с.
Гончаров Павел Сергеевич, канд. техн. наук, доцент, начальник отдела, vka@mil.ru, Россия, Санкт-Петербург, Военно-космическая академия имени А.Ф. Можайского,
Житный Михаил Владимирович, канд. технических наук, доцент, старший научный сотрудник, mikelen2arambler. ru, Россия, Санкт-Петербург, Военно-космическая академия имени А. Ф.Можайского,
Копейка Александр Леонидович, научный сотрудник, koppya252@mail. ru, Россия, Санкт-Петербург, Военно-космическая академия имени А. Ф. Можайского,
Синельников Эдуард Геннадьевич, старший научный сотрудник, vka@mil.ru, Россия, Санкт-Петербург, Военно-космическая академия имени А. Ф.Можайского,
Денисов Андрей Михайлович, кандидат технических наук, доцент, докторант, vka@mil.ru, Россия, Санкт-Петербург, Военно-космическая академия имени А. Ф.Можайского
RESULTS MODELING THE SHOCK INFLUENCE OF SMALL PARTICLES ON SOLAR
ELEMENTS OF A SPACE VEHICLE
P.S. Goncharov, МУ. Zhitnyy, A.L. Kopeyka, E.G. Sinelnikov, A.M. Denisov
92
The article presents the results of experimental studies of the impact of impactors simulating small-sized solid particles of space debris on the electrical characteristics of solar cells for space purposes. The laboratory base used and the measurement procedure are described. Typical solar cell damage resulting from the kinetic effects of small solid particles is shown. The degradation coefficients of the electrical characteristics of solar cells are given.
Key words: space debris, solar cell, solar battery, spacecraft.
Goncharov Pavel Sergeevich, candidate of technical science, head of department, vkaamil. ru, Russia, Saint-Petersburg, Military Space Academy,
Zhitnyy Mihail Vladimirovich, candidate of technical science, docent, senior researcher, mikelen2@rrambler.ru, Russia, Saint-Petersburg, Military Space Academy,
Kopeyka Alexander Leonidovich, researcher, koppya252@mail.ru, Russia, St. Petersburg, Russia, Saint-Petersburg, Military Space Academy,
Sinelnikov Eduard Gennadievich, senior researcher, vka@,mil.ru, Russia, St. Petersburg, Russia, Saint-Petersburg, Military Space Academy,
Denisov Andrei Mikhailovich, candidate of technical science, docent, doctoral candidate, vka@,mil.ru, Russia, St. Petersburg, Russia, Saint-Petersburg, Military Space Academy
УДК 004.056
АНАЛИЗ МЕТОДОВ ОЦЕНКИ УРОВНЯ ЗАЩИЩЕННОСТИ ИНФОРМАЦИОННЫХ СИСТЕМ В ПРОЦЕССЕ ИХ ЭКСПЛУАТАЦИИ
С.Ю. Борзенкова, Е.Е. Казарина
В статье рассматривается проблема оценки защищенности информационных систем. Проведен анализ математических методов, дающие на выходе количественные показатели с целью выявления применимости методов для оценки реального уровня защищенности с точки зрения удобства их использования, взаимосвязи с используемыми механизмами защиты и гибкостью к постоянно изменяющимся угрозам безопасности.
Ключевые слова: оценка уровня защищенности, информационная безопасность, угрозы, уязвимости, критерии, методы.
Исследование проблем оценки реального уровня защищенности критически важных информационных систем (далее - ИС) в процессе их эксплуатации является одним из приоритетных направлений в развитии информационной безопасности. Оценка реального уровня защищенности ИС является основой построения всей системы защиты информации для каждой конкретной организации, а также определяет вектор развития уже существующей системы защиты, акцентируя её уязвимые стороны.
