Результат интеллектуальной деятельности: СИСТЕМА ЭЛЕКТРОСНАБЖЕНИЯ КОСМИЧЕСКОГО КОРАБЛЯ РАКЕТНО-КОСМИЧЕСКОГО КОМПЛЕКСА

Изобретение относится к области преобразовательной техники, в частности к бортовым системам электроснабжения, и может быть использовано при проектировании и создании систем электроснабжения космических кораблей ракетно-космических комплексов на основе солнечных и аккумуляторных батарей.

Известен секционированный пьезоэлектрический генератор (Полезная модель РФ RU 183847 U1, H02N 2/18. Секционированный пьезоэлектрический генератор / В.М. Цаплев, Б.Ч. И, С.И. Коновалов, Р.С. Коновалов, А.Е. Овсянников. Заявка 2018118666, от 21.05.2018. Опубл. 05.10.2018, Бюл. №28) [1], содержащий пьезоэлектрический преобразователь, размещенный в прочном плоском корпусе и выполненный в виде многослойного плоского круглого секционированного биморфного преобразователя, секции которого электрически соединены друг с другом и имеют по несколько склеенных и электрически соединенных между собой пьезоэлементов, с грузом в центре, включенный в цепь, состоящую из резистора, выпрямителя, накопительного конденсатора и аккумулятора с регулятором зарядного тока, при этом размеры секций пьезоэлектрического преобразователя имеют неодинаковые размеры и механически отделены друг от друга, а секции преобразователя могут быть соединены последовательно или параллельно.

Такой пьезоэлектрический генератор обладает увеличенным вырабатываемым напряжением при воздействии вибрации, сниженной собственной электрической емкостью, широкой частотной полосой пропускания и предназначен для выработки электроэнергии вибрирующего элемента какой-либо конструкции.

Известны корпусные детали ступеней ракет-носителей и космических кораблей с вафельной конструкцией обечайки из высокопрочных алюминиевых сплавов (Зайцев A.M., Шачнев С.Ю., Грубый С.В./ Оптимизация режимов резания при фрезеровании карманов обечайки с вафельной конструкцией // Космическая техника и технологии №3(30)/2020. С. 14-23) [2].

Известна система электроснабжения космического аппарата - аналог (Каргу Д.Л. Системы электроснабжения космических аппаратов / Д.Л. Каргу, Г.Б. Стеганов [и др.] - СПб: ВКА им. А.Ф. Можайского, 2013. -116 с.) [3], с разделенными шинами и с последовательно-параллельным включением стабилизатора напряжения, содержащая солнечные батареи, электрически связанные со стабилизатором напряжения, с зарядным устройством, аккумуляторной батареей и потребителями электроэнергии, разрядное устройство, электрически связанное зарядным устройством, с аккумуляторной батареей, стабилизатором напряжения и потребителями электроэнергии.

Недостатком этой системы электроснабжения является отсутствие возможности получения, преобразования и накопления электрической энергии от других возможных источников электроэнергии разной мощности.

Известна система электроснабжения космического аппарата - прототип (Пат. РФ RU 2598862 С2, H02J 7/35. Система электроснабжения космического аппарата / A.M. Безняков, Д.Л. Каргу, В.А. Кузнецов, П.А. Комаров, А.Е. Овсянников. Заявка №2015102425/07, от 26.01.2015. Опубл. 27.09.2016, Бюл. №27) [4], содержащая группу солнечных батарей прямого солнечного света, электрически связанную со стабилизатором напряжения, с зарядным устройством, группой солнечных батарей отраженного солнечного света, аккумуляторной батареей и группой потребителей, разрядное устройство, электрически связанное с зарядным устройством, с аккумуляторной батареей, стабилизатором напряжения и группой потребителей электроэнергии, группу солнечных батарей отраженного солнечного света, электрически связанную с контроллером заряда аккумуляторной батареи, с выпрямительным устройством, с аккумуляторной батареей и группой потребителей электроэнергии, причем аккумуляторная батарея электрически соединена с контроллером заряда аккумуляторной батареи, и генерирующий контур, электрически связанный с выпрямительным устройством, при этом аккумуляторная батарея имеет электрически соединенные коммутационные аппараты и аккумуляторы.

Такая система электроснабжения космического аппарата позволяет получать, преобразовывать и накапливать электроэнергию от различных первичных источников разной мощности, что способствует увеличения срока активного существования и энерговооруженности космических аппаратов.

Недостатком такой системы электроснабжения космического аппарата является невозможность получения электроэнергии от источников, находящихся вне аппарата. В такой системе электроснабжения получение электроэнергии осуществляется только от первичных источников космического аппарата, стабилизированного вращением: это генерирующий контур, представляющий собой совокупность проводников (обмотку), расположенных вдоль корпуса космического аппарата, в которых наводится электродвижущая сила за счет вращения космического аппарата вокруг своей оси в магнитном поле Земли и группа солнечных батарей отраженного солнечного света, которая вырабатывает электроэнергию когда группа солнечных батарей прямого солнечного света затеняется.

Отличительными особенностями работы космического корабля от космического аппарата является отсутствие его стабилизации вращением вокруг собственной оси, а также необходимость удержания камеры сгорания его маршевого жидкостного ракетного двигателя в нейтральном положении в процессе выведения космического корабля ракетой-носителем для исключения соударения камеры сгорания с упорами в процессе воздействия на маршевый жидкостной ракетный двигатель «пассажирских» вибраций и ударов, вызванных работой двигателей ступеней ракеты-носителя и отделением ступеней, что создает риск потери работоспособности жидкостного ракетного двигателя космического корабля и его управляемости.

Удержание камеры сгорания жидкостного ракетного двигателя в нейтральном положении осуществляется рулевыми машинами системы управления вектором тяги космического корабля, которые в процессе выведения потребляют значительное количество электроэнергии от системы его электроснабжения. Для восполнения израсходованной электроэнергии необходимо либо увеличение аккумуляторов аккумуляторной батареи, что ведет к увеличению габаритов и массы космического корабля, либо использование для подзарядки аккумуляторной батареи какого-либо другого внешнего источника энергии.

Задачей изобретения является расширение возможностей системы электроснабжения космического корабля ракетно-космического комплекса по получению, преобразованию и накоплению электроэнергии от внешнего источника.

Техническим результатом изобретения является увеличение энерговооруженности космического корабля и увеличение срока его активного существования на орбите.

Технический результат достигается тем, что в системе электроснабжения космического корабля ракетно-космического комплекса, включающего космический корабль и ракету-носитель из одной и более ступеней, содержащей группу солнечных батарей, электрически связанную со стабилизатором напряжения, с зарядным устройством, аккумуляторной батареей и группой потребителей, а также разрядное устройство, электрически связанное с зарядным устройством, с аккумуляторной батареей, со стабилизатором напряжения и группой потребителей, причем аккумуляторная батарея электрически соединена с контроллером заряда аккумуляторной батареи, имеющей электрически соединенные коммутационные аппараты и аккумуляторы, в отличие от прототипа контроллер заряда аккумуляторной батареи электрически соединен с плюсовой и минусовой шинами групп из одного и более секционированных пьезоэлектрических генераторов и выпрямительных устройств, смонтированных на внутренних поверхностях стенок обечаек корпусов ступеней ракеты-носителя, причем плюсовая и минусовая шины ступеней ракеты-носителя и корабля соединены между собой быстроразъемными соединителями, а каждый секционированный пьезоэлектрический генератор выполнен в виде биморфного пьезоэлектрического преобразователя, подключенного к выпрямительному устройству, состоящему из резистора, параллельно которому подсоединены выводы переменного напряжения выпрямителя, при этом плюсовой и минусовой выводы выпрямителя соединены параллельно с выводами накопительного конденсатора и с плюсовой и минусовой шинами ступени.

Благодаря такой конструкции системы электроснабжения космического корабля ракетно-космического комплекса, т.е. установке пьезоэлектрических генераторов на внутренних поверхностях корпусов ступеней ракеты-носителя при работающем двигателе ступени вырабатывается электроэнергия для подзарядки ее аккумуляторной батареи. По мере отделения с помощью быстроразъемных соединителей пьезоэлектрических генераторов предыдущей ступени ракеты-носителя выработка электроэнергии продолжается пьезоэлектрическими генераторами последующей ступени до полного отделения космического корабля от ракеты-носителя. Таким образом, в течение всей работы ракеты-носителя осуществляется подзарядка аккумуляторной батареи генерируемым электрическим током, что компенсирует потери электроэнергии на удержание маршевого двигателя космического корабля в нейтральном положении.

Так как заявленная совокупность существенных признаков системы электроснабжения космического корабля ракетно-космического комплекса позволяет решить поставленную задачу, то заявленная система электроснабжения космического корабля ракетно-космического комплекса соответствуют критерию "изобретательский уровень".

Заявленная система электроснабжения космического корабля ракетно-космического комплекса иллюстрируется фиг. 1 и фиг. 2.

На фиг. 1 изображен вариант схемы системы электроснабжения космического корабля ракетно-космического комплекса, включающего трехступенчатую ракету-носитель.

На фиг. 2 изображен вариант конструкционной схемы монтажа секционированных пьезоэлектрических генераторов на днищах карманов вафельной конструкции стенки внутренней поверхности корпуса ступени ракеты-носителя и их связей с плюсовой и минусовой шинами ступени ракеты-носителя.

Система электроснабжения космического корабля ракетно-космического комплекса, включающего ракету-носитель, состоящую из первой 1, второй 2 и третьей 3 ступеней и космический корабль 4, содержит группу солнечных батарей 5, электрически связанную со стабилизатором напряжения 6, с зарядным устройством 7, аккумуляторной батареей 8 и группой потребителей 9, а также разрядное устройство 10, электрически связанное с зарядным устройством 7, с аккумуляторной батареей 8, со стабилизатором напряжения 6 и группой потребителей 9, причем аккумуляторная батарея 8 электрически соединена с контроллером заряда аккумуляторной батареи 11. Аккумуляторной батарея 8 имеет электрически соединенные управляемые коммутационные аппараты 12 и аккумуляторы 13. Количество управляемых коммутационных аппаратов 12 зависит от числа аккумуляторов 13 в аккумуляторной батарее 8.

Контроллер заряда аккумуляторной батареи 11 космического корабля 4 электрически соединен с плюсовой 14 и минусовой 15 его шинами, которые через быстроразъемные соединители 16 электрически соединены с плюсовой 14 и минусовой 15 шинами последней ступени ракеты-носителя 3. Плюсовая 14 и минусовая 15 шины последней ступени и остальных ступеней ракеты-носителя также соединены между собой быстроразъемными соединителями 16.

Плюсовая 14 и минусовая 15 шины каждой ступени ракеты-носителя электрически соединены с группой из одного и более секционированных пьезоэлектрических генераторов 17 состоящих из биморфного пьезоэлектрического преобразователя 18 и выпрямительного устройства 19.

Каждое выпрямительное устройство 19 состоит из электрически соединенных между собой резистора 20, параллельно которому подсоединены выводы переменного напряжения выпрямителя 21, при этом плюсовой и минусовой выводы выпрямителя 21 соединены параллельно с выводами накопительного конденсатора 22 и с плюсовой 14 и минусовой 15 шинами ступени.

Максимальное количество электроэнергии от пьезоэлектрических генераторов 17 может быть получено при монтаже их на днищах 23 карманов 24 вафельных конструкций стенок 25 корпусов ступеней 1, 2, 3 ракеты-носителя благодаря максимальной амплитуде колебаний днищ 23 карманов 24, как самых тонких мест вафельной конструкции. Кроме этого, благодаря идентичности размеров карманов 24 пьезоэлектрические генераторы 17 работают практически на одной резонансной частоте днищ, что также повышает выработку электроэнергии.

Биморфные пьезоэлектрические преобразователи 18 в рассматриваемом варианте системы смонтированы на днищах 23 карманов 24 вафельных стенок 25 внутренних поверхностей корпусов ступеней ракеты-носителя. Выпрямительные устройства 19 смонтированы на биморфных пьезоэлектрических преобразователях 18 и его плюсовой и минусовой выводы электрически соединены соответственно с плюсовой 14 и минусовой 15 шинами ступени ракеты-носителя.

Система электроснабжения космического корабля 4 ракетно-космического комплекса работает следующим образом.

В процессе вывода космического корабля 4 ракетно-космического комплекса на орбиту ракетой-носителем солнечные батареи 5 системы электроснабжения космического корабля сложены и не генерируют электроэнергию. При этом электропитание рулевых машин системы управления вектором тяги маршевого двигателя космического корабля 4, являющихся одними из потребителей 9 электроэнергии, при удержании камеры сгорания маршевого двигателя в нейтральном положении в процессе выведения космического корабля 4 на орбиту ракетой-носителем осуществляется от аккумуляторной батареи 8. В процессе работы двигателя каждой ступени ракеты-носителя смонтированные на внутренней поверхности корпуса ступени один и более секционированных пьезоэлектрических генераторов 17 состоящих из биморфного пьезоэлектрического преобразователя 18 и выпрямительного устройства 19 генерируют электроэнергию, электрический ток которой по плюсовым 14 и минусовым 15 шинам ракеты-носителя и космического корабля через быстроразъемные соединители 16 поступает на контроллер заряда аккумуляторной батареи 11, откуда через коммутационные аппараты 12 поступает в аккумуляторы 13. Контроллер заряда аккумуляторной батареи 11 включает управляемый коммутационный аппарат 12 заряжаемого аккумулятора 13 аккумуляторной батареи 8, и он подзаряжается номинальным зарядным током до поступления команды от контроллера заряда аккумуляторной батареи 11 на смену очередного аккумулятора 13. Группа потребителей 9 получает питание от оставшихся аккумуляторов 13 в обход отключенного для подзарядки.

После завершения работы данной ступени она отделяется от ракеты-носителя, ее плюсовая 14 и минусовая 15 шины с помощью быстроразъемных соединителей 16 вместе с одним и более секционированными пьезоэлектрическими генераторами 17 отключаются от системы электроснабжения космического корабля 4 ракетно-космического комплекса. Далее происходит включение двигателя следующей ступени ракеты-носителя, после чего смонтированные на внутренней поверхности корпуса этой ступени один и более секционированных пьезоэлектрических генераторов 17 состоящих из биморфного пьезоэлектрического преобразователя 18 и выпрямительного устройства 19 генерируют электроэнергию, электрический ток которой по плюсовым 14 и минусовым 15 шинам ракеты-носителя и космического корабля через быстроразъемные соединители 16 поступает на контроллер заряда аккумуляторной батареи 11, откуда через управляемые коммутационные аппараты 12 поступает в аккумуляторы 13. Контроллер заряда аккумуляторной батареи 11 включает управляемый коммутационный аппарат 12 заряжаемого аккумулятора 13 аккумуляторной батареи 8, и он подзаряжается номинальным зарядным током до поступления команды от контроллера заряда аккумуляторной батареи 11 на смену очередного аккумулятора 13. Группа потребителей 9 получает питание от оставшихся аккумуляторов 13 в обход отключенного для подзарядки.

После завершения работы последней ступени 3 ракеты-носителя она отделяется от космического корабля 4, ее плюсовая 14 и минусовая 15 шины с помощью быстроразъемных соединителей 16 вместе с одним и более секционированными пьезоэлектрическими генераторами 17 отключаются от системы электроснабжения космического корабля ракетно-космического комплекса.

После раскрытия группы солнечных батарей 5 космического корабля 4 электроснабжение группы потребителей 9 от группы солнечных батарей 5 осуществляется через стабилизатор напряжения 6. При необходимости заряда аккумуляторной батареи 8 подключается зарядное устройство 7. При недостаточной мощности группы солнечных батарей 5 или ее отсутствии подключается разрядное устройство 10. При этом в режиме заряда входное напряжение зарядного устройства 7 определяется напряжением группы солнечных батарей 5, тем самым максимальное входное напряжение зарядного устройства 7 совпадает с максимальным напряжением на группе солнечных батарей 5. В режиме разряда разрядное устройство 10 обеспечивает согласование уровней напряжение на аккумуляторной батареи 8 и на группе потребителей 9, т.е. максимальное выходное напряжение разрядного устройства 10 определяется величиной стабилизированного напряжения на группе потребителей 9. С целью реализации экстремального регулирования мощности группы солнечных батарей 5 обеспечивается подбор напряжения на аккумуляторной батареи 8 с учетом дрейфа напряжения оптимальной точки вольт-амперной характеристики группы солнечных батарей 5, поэтому глубина регулирования зарядного устройства 7 для низкоорбитальных полетов космического корабля 4 с резкопеременными графиками нагрузки в группе потребителей 9 значительна.

Практическая реализация основных функциональных узлов предлагаемого изобретения может быть выполнена следующим образом.

В качестве выпрямителя выпрямительного устройства 19 может быть использована мостовая схема с маломощными диодами типа Д2 или Д9, что позволит снизить пульсацию выпрямленного напряжения [5]. В качестве контроллера заряда аккумуляторной батареи 12 может быть использован микроконтроллер МАХ 17710. Он может работать с нестабильными источниками, имеющими диапазон выходных мощностей от 1 мкВт до 100 мВт. Устройство имеет встроенный повышающий преобразователь для заряда элементов питания от источников с типовым значением выходного напряжения 0.75 В и встроенный регулятор для защиты батарей от перезаряда [6]. В качестве аккумуляторной батареи 8, содержащей управляемые контроллером 11 коммутационные аппараты 12, могут быть использованы литий-ионные аккумуляторные батареи с подсистемой выравнивания напряжения аккумуляторов (системы балансировки). Она может быть выполнена на основе контроллера MSP430F1232 [7]. Стабилизатор напряжения 6, зарядное 7 и разрядное 10 устройства могут быть выполнены с применением отечественных блоков автоматики и стабилизации 17MO14 и 17MO26 [8]. Крепление биморфных пьезоэлектрических преобразователей 18 на днищах 23 карманов 24 вафельных стенок 25 внутренних поверхностей корпусов ступеней ракеты-носителя и выпрямительных устройств 19 на биморфных пьезоэлектрических преобразователях 18 может быть осуществлено с помощью клея, например из силиконовой смолы.

Таким образом, отличительные признаки предлагаемого устройства способствуют решению поставленной задачи и достижению технического результата.

Литература

1. Полезная модель РФ RU 183847 U1, H02N 2/18. Секционированный пьезоэлектрический генератор / В.М. Цаплев, Б.Ч. И, С.И. Коновалов, Р.С. Коновалов, А.Е. Овсянников. Заявка 2018118666 от 21.05.2018. Опубл. 05.10.2018, Бюл. №28.

2. Зайцев A.M., Шачнев С.Ю., Грубый С.В. / Оптимизация режимов резания при фрезеровании карманов обечайки с вафельной конструкцией // Космическая техника и технологии №3(30)/2020. С. 14-23.

3. Каргу Д.Л. Системы электроснабжения космических аппаратов / Д.Л. Каргу, Г.Б. Стеганов [и др.] - СПб: ВКА им. А.Ф. Можайского, 2013. - 116 с.

4. Патент РФ RU 2598862 С2, H02J 7/35. Система электроснабжения космического аппарата / A.M. Безняков, Д.Л. Каргу, В.А. Кузнецов, П.А. Комаров, А.Е. Овсянников. Заявка №2015102425/07, от 26.01.2015. Опубл. 27.09.2016, Бюл. №27.

5. Прянишников В.А. Электроника. Курс лекций / В.А. Прянишников - СПб: ООО «Крона принт», 1998. - 400 с.

6. Аналоговый мир Maxim. Новые микросхемы / Группа компаний симметрон // Выпуск №2, 2013. - 68 с.

7. Рыкованов А.Н. Системы питания Li-ion аккумуляторных батарей / А.Н. Рыкованов // Силовая Электроника. - 2009. - №1.

8. Черная М.М. Исследование и разработка энергопреобразующей аппаратуры высоковольтных систем электропитания космических аппаратов: дис.… канд. техн. наук. Томск, 2017. 140 с.