CC BY
119
Секция «Автоматика и электроника»
УДК 621.311.61
В. М. Гаврилов, Д. А. Селюжицкий Научный руководитель - И. А.Кудрявцев Самарский государственный аэрокосмический университет имени академика С. П. Королева, Самара
СИСТЕМА ЭНЕРГООБЕСПЕЧЕНИЯ МИКРОСПУТНИКА
Работа посвящена системе энергопитания микроспутника, состоящей из солнечных батарей, аккумуляторов и платы управления электроэнергией. Рассматриваются аспекты применения солнечных батарей, выбор аккумуляторов и варианты построения системы управления.
Создание и использование микро- и наноспутни-ков для проведения научных экспериментов и исследований в условиях космоса и невесомости в настоящее время вызывает большой интерес у ученых по всему миру. Это связано с относительной дешевизной запуска подобных космических аппаратов в виде попутной нагрузки. На микроспутнике устанавливается различная аппаратура, для функционирования которой нужна электроэнергия. Для обеспечения устройств электроэнергией на спутник устанавливается система энергопитания (СЭП), которая состоит из солнечных батарей (СБ), аккумуляторов и модуля управления электроэнергией. Эффективность работы СЭП зависит от выбранных типов СБ и аккумуляторов, способа соединения отдельных панелей СБ, и системы управления электроэнергией. В состав системы управления электроэнергией входят блок работы с СБ, блок заряда аккумуляторов и модуль, управляющий работой обоих блоков. Функции СЭП сводятся к трем задачам: питание аппаратуры, зарядка аккумуляторов от СБ на освещаемой Солнцем части орбиты и обеспечение электроэнергией от аккумуляторов на неосвещаемой части орбиты.
В качестве объекта рассмотрения был выбран микроспутник, имеющий форму куба с ребром 0,4 м.
В работе приведены характеристики солнечных батарей из таких материалов, как Si и GaAs. Главное отличие последних в большей отдаваемой мощности, за счет чего можно уменьшить количество размещаемых на спутнике панелей СБ. Был произведен расчет, в результате которого выяснено сколько мощности можно получить от СБ на одной грани при
перпендикулярном падении света на нее. Результаты оценочного расчета показали, что получаемая мощность изменяется в пределах от 21 до 41 Вт в зависимости от типа СБ (при использовании 70 % площади грани). Также важным фактором, определяющим вырабатываемую мощность, является способ соединения отдельных граней куба. Анализ показал, что оптимальным является соединение, при котором все стороны включены параллельно через диоды (см. рис. 1). При таком соединении в случае повреждения одной из граней, блок СБ продолжит работу, вырабатывая меньшее количество мощности.
В процессе полета спутник будет вращаться с некоторой угловой скоростью. Это будет влиять на значение вырабатываемой мощности, так как при вращении будет меняться освещенность граней куба. Чтобы оценить степень влияния вращения микроспутника на вырабатываемую мощность, была разработана математическая модель, описывающая зависимость мощности, вырабатываемой СБ при произвольной ориентации спутника кубической формы.
Рис. 1. Соединение сторон
Рис. 2. Структурная схема системы управления электроэнергией
Актуальные проблемы авиации и космонавтики. Технические науки
В модели рассматриваются три грани куба, который может поворачиваться в двух плоскостях. Моделирование показало, что в зависимости от ориентации микроспутника, мощность может изменяться почти в 2 раза.
Анализ существующих типов аккумуляторов показал, что для микроспутника целесообразно использовать один из двух типов аккумуляторов: никель-кадмиевые или литий-ионные. Выбор в пользу последних был сделан вследствие того, что они имеют большее рабочее напряжение, большую плотность энергии и характеризуются отсутствием эффекта памяти. Модуль заряда литий-ионных аккумуляторов состоит из: блока управления зарядом аккумуляторов, блока контроля состояния, передающего информацию о состоянии аккумуляторов микроконтроллеру, блока защиты по току и напряжению.
В докладе предлагается способ построения системы управления электроэнергией, в основу которого положен контроль напряжения на шине питания и управление током заряда аккумуляторов.
Принцип работы системы управления электроэнергией заключается в постоянном слежении за напряжением на шине питания. При появлении спутника на освещенной стороне орбиты, напряжение начинает возрастать, и система управления периодически тестирует нагрузочную способность СБ. Как только вырабатываемой мощности станет достаточно для питания спутника, система управления электроэнергией переведет все системы на питание от солнечных батарей. После этого система управления будет обеспечивать наибольший требуемый ток зарядки аккумуляторов, одновременно следя, чтобы напряжение на шине питания не опустилось до определенного порога. Автоматическая подстройка тока заряда будет производиться до тех пор, пока спутник не зайдет в тень Земли. Структурная схема системы управления электроэнергией приведена на рис. 2.
© Гаврилов В. М., Селюжицкий Д. А., Кудрявцев И. А., 2010
УДК 621.382
А. В. Карпенко Научный руководитель - А. Б. Базилевский Сибирский государственный аэрокосмический университет имени академика М. Ф. Решетнева, Красноярск
МЕТОДИКА НАХОЖДЕНИЯ ЕМКОСТИ ФОТОПРЕОБРАЗОВАТЕЛЯ ПО ПЕРЕХОДНЫМ ПРОЦЕССАМ
Рассматриваются методы экспериментальных исследований динамических характеристик фотоэлектрических преобразователей, методы исследования емкости и ее влияние на динамические характеристики.
При разработке системы электропитания космического аппарата (КА) применяют два типа стабилизаторов напряжения. Шунтовой стабилизатор с балластным резистором или шунтовой стабилизатор без балластного типа (ШСБТ). В настоящее время ШСБТ считается более перспективным в использовании что является оправданным при использовании многокаскадных фотопреобразователей (ФП) обладающих меньшей емкостью в сравнении с однокас-кадными (так как их емкость меньше однокаскад-ных). При разработке системы электропитания космического аппарата, в состав которой входит ШСБТ, решающее значение имеют динамические свойства первичного источника питания (солнечного элемента). Что вызвано необходимостью ограничения тока через ключи стабилизатора.
Динамические характеристики первичного источника тока включают в себя емкость, индуктивность солнечного элемента и кабельной линии КА. Индуктивность кабельной линии определяется геометрией КА и солнечных панелей. Емкость солнечного элемента определяется типом фотопреобразователя и его режимом работы.
Для оценки емкости солнечного элемента существует несколько методов анализа.
Частотный метод основан на получении логарифмической частотной характеристики системы, при введении управляемой нагрузкой возмущающе-
го «малого» сигнала, амплитуда которого много меньше напряжения в текущей точке, в диапазоне от холостого хода до короткого замыкания.)
Резонансный метод. Метод основан на резонансе ЬС контура ФП. Индуктивность включенная последовательно с ФП образует с емкостью ФП резонансный ЬС^-контур, что позволяет вычислить искомую величину емкости.
Временной анализ основан на переходных процессах (IIII) вызванных скачкообразным изменением тока нагрузки ФП.
Частотный метод и резонансный метод применимы как к световым, так и к темновым характеристикам однокаскадных ФП так как для них имеет место однозначное соответствие. Для многокаскадных ФП такого соответствия нет, в связи с чем возникает необходимость использования метода временного анализа.
В данной работе рассматривается метод, основанный на временном анализе. Нетривиальность задачи нахождения величины емкости заключается в том, что емкость ФП не является постоянной величиной, а ее величина зависит от положения рабочей точки на ВАХ ФП (напряжения ФП), что подтверждается в [3, с. 127].
В качестве схемы замещения солнечного элемента используется схема представленная в [2, с. 23]. Представив диод нелинейным сопротивлением находим дифференциальное уравнение описывающие
