Содержание к диссертации
Введение
Глава 1 Перспективы развития систем генерирования электроэнергии космических аппаратов 14
1.1 Анализ современного состояния систем генерирования электроэнергии космических аппаратов 14
1.2 Концепция прагматичного космоса 19
1.2.1 Функциональное решение по средствам вывода малых космических аппаратов на орбиту Земли 20
1.2.2 Создание системы генерирования электроэнергии в части унифицированной космической платформы 21
1.3 Пути улучшения тактико-технических характеристик системы генерирования электроэнергия 24
1.4 Основные типы электрохимических аккумулирующих систем для космических аппаратов 26
1.4.1 Общие сведения 26
1.4.2 Никель-кадмиевая электрохимическая система 26
1.4.3 Никель-водородная электрохимическая система 33
1.4.4 Никель-металлогидридная электрохимическая система 35
1.4.5 Литий-ионная электрохимическая система 39
1.5 Выбор аккумуляторной батареи для проектируемого малого космического аппарата 45
Выводы по Главе 1 48
Глава 2 Исследование опытного образца никель-металлогидридной аккумуляторной батареи в условиях, максимально приближенным к штатной эксплуатации
2.1 Задачи и методика термовакуумных испытаний никель-металлогидридного аккумулятора 50
2.2 Особенности разработанной методики термовакуумных испытаний 52
2.3 Результаты термовакуумных испытаний опытного образца никель-металлогидридного аккумулятора 57
2.4 Расчет требуемой установленной емкости аккумуляторной батареи 75
2.5 Требования по тепловыделению аккумуляторной батареи 78
2.6 Требования по надежности аккумуляторной батареи 80
Выводы по Главе 2 83
Глава 3 Исследование электромагнитной совместимости аккумуляторной батареи и оборудования космического аппарата 85
3.1 Обоснование необходимости компенсации магнитного поля космического аппарата и постановка задачи исследования 85
3.2 Особенности методики измерения магнитного поля аккумуляторной батареи 86
3.3 Результаты исследование влияния электромагнитной совместимости аккумуляторной батареи на оборудование
космического аппарата 88
3.4 Расчет компенсационного электромагнитного исполнительного органа 98
3.5 Моделирование движения проектируемого малого космического аппарата относительно центра масс 103
3.5.1 Математическая модель магнитного поля Земли 104
3.5.2 Особенности моделирования движения малого космического аппарата относительно
центра масс 106
3.5.3 Результаты моделирования движения малого космического аппарата относительно центра масс 112
Выводы по Главе 3 118
Глава 4 Работа нового типа аккумуляторных батарей совместно с системой генерирования и контроля 120
4.1 Назначение и задачи аппаратуры регулирования и контроля 121
4.2 Анализ функций аппаратуры регулирования и контроля 122
4.3 Работа аппаратуры регулирования и контроля 127
4.4 Алгоритм управления и контроля аккумуляторной батареи 129
4.4.1 Заряд БХА 131
4.4.2 Разряд БХА 133
4.4.3 Ограничение нагрузки 135
Выводы по Главе 4 136
Глава 5 Физическая реализация и эксплуатация системы генерирования электроэнергии с никель-металлогидридными аккумуляторными батареями 137
5.1 Запуск на орбиту Земли космического аппарата «Кондор-Э» с никель-металлогидридными аккумуляторными батареями 137
5.2 Предназначение выведенного на Земную орбиту малого космического аппарата «Кондор-Э» 137
5.3 Эксплуатация аккумуляторных батарей на участке выведения, начальном участке и в орбитальном полете космического аппарата 139
Выводы по Главе 5 141
Заключение 142
Библиографический список использованных источников 144
- Функциональное решение по средствам вывода малых космических аппаратов на орбиту Земли
- Расчет требуемой установленной емкости аккумуляторной батареи
- Моделирование движения проектируемого малого космического аппарата относительно центра масс
- Предназначение выведенного на Земную орбиту малого космического аппарата «Кондор-Э»
Введение к работе
Актуальность темы. В настоящее время многие государства имеют на космических орбитах аппараты собственных разработок. Однако, немалое число стран использует космические аппараты (КА) на основе аренды для решения своих задач.
Направления развития и совершенствования технических и эксплуатационных характеристик КА изложены в федеральной космической программе, утвержденной правительством РФ, программах военно-космических сил и технических заданиях на разработку вновь проектируемых КА. Главной целью программ и технических заданий является удовлетворение растущих потребностей государственных структур, регионов и населения страны в космических средствах и услугах на основе расширения и повышения эффективности использования космического пространства для решения стоящих перед Россией задач в экономической, социальной, научной, культурной и других областях деятельности, а также в интересах безопасности страны, расширения международного сотрудничества в области космической деятельности и выполнения международных обязательств Россией в этой области.
При этом постоянно повышаются требования к КА - увеличение информационной пропускной способности и сроков активного существования (САС), снижение времени разработки и изготовления, уменьшение стоимости создания новых КА. Для спутников, таких как «Ресурс-ДК1» (масса 6,5 тонн), предназначенных для дистанционного зондирования Земли (ДЗЗ), срок активного существования 3 года уже не удовлетворяет поставленным задачам. Решение задачи создания менее энергозатратных, экологически чистых, более производительных КА предопределяет необходимость совершенствования характеристик бортовых систем путем поиска оригинальных технических подходов и идей.
В начале 90-х годов в условиях экономического кризиса и хронического недофинансирования отрасли развитие космической техники потребовало принятия новых концептуальных решений. Таким решением стала программа действий «прагматичный космос», выдвинутая ОАО «ВПК «НПО машиностроения» в 2002 г. на международном авиационно-космическом салоне (МАКС).
Одной из важнейших бортовых систем КА является система генерирования электроэнергии (СГЭ). Конструкция и характеристики СГЭ во многом определяют конструктивный облик, срок активного существования КА в полёте, его функциональные возможности, надежность, массогабаритные и экономические показатели, составляя до 25 % массы, объема и стоимости КА.
Ужесточение технических требований к КА, новые задачи, направленные на уменьшение массы и габаритов, формируют новые направления разработок и создания КА и мощных космических платформ (обеспечение функционирования бортовой нагрузки, что влечёт за собой необходимость поиска новых методов проектирования бортовой аппаратуры и новых технических решений для реализации рациональных режимов работы,
повышения надежности и автономности функционирования СГЭ в рамках принятой концепции «прагматичный космос», предусматривающей эффективность по критерию «характеристики-затраты»).
Вновь проектируемые СГЭ, обеспечивающие высокую потребляемую мощность и большую частоту циклирования аккумуляторной батареи (АБ) в течение длительного времени, не позволяют напрямую использовать ранее разработанные технические решения, в первую очередь из-за ограниченного срока службы накопителей АБ.
Таким образом, задача исследования работоспособности и качества функционирования АБ никель-металлогидридного типа в составе электротехнического комплекса КА является актуальной и может рассматриваться как имеющая самостоятельное значение по разработке СГЭ с увеличенным С АС.
Цель и задачи работы. Создание информационно-методической системы обслуживания накопителя энергии для малого космического аппарата на основе нового типа никель-металлогидридной аккумуляторной батареи с увеличенным сроком службы 19 НМГ 20.
Для достижения поставленной цели решаются следующие задачи:
1. Выбор типа аккумуляторной батареи, в наибольшей степени
удовлетворяющей требованиям, предъявляемым к аккумуляторным батареям
малого космического аппарата с увеличенным сроком службы (до 7 лет).
2. Разработка методики входного контроля АБ, регламентирующей
выполнение следующих операций:
тестирование показателей качества и характеристик АБ в соответствии с её паспортными данными;
проверка аккумуляторов АБ на герметичность;
проверка АБ на заданные циклограммы нагрузок МКА;
проверка возможности работы АБ в вакууме;
расчет и исследование тепловых режимов работы АБ и СГЭ на ее основе.
формирование требований к системе терморегулирования КА;
проведение термовакуумных испытаний АБ.
3. Доработка и экспериментальное подтверждение возможности
использования управляющего алгоритма и способа контроля нового накопителя
энергии.
4. Исследование собственного магнитного поля никель-
металлогидридной аккумуляторной батареи - 19 НМГ-20 и компенсация его.
5. Тестирование текущих зарядно-разрядных режимов работы АБ на
основе обработки телеметрических данных СГЭ МКА «Кондор-Э».
Поставленные задачи решались в том числе в процессе подготовки и ввода в эксплуатацию МКА «Кондор-Э».
Создаваемое информационно-методическое обеспечение проектирования и обслуживания накопителя энергии нового типа для МКА необходимо для последующей системной параметрической оптимизации СГЭ КА. В таблице 1 представлено разработанное информационно-методическое обеспечение проектирования и обслуживания накопителя энергии нового типа для МКА «Кондор-Э».
Таблица 1 - Информационно-методическое обеспечение проектирование и обслуживание накопителя энергии нового типа для проектируемого малого космического аппарата «Кондор-Э»
Методы исследования
При выполнении работы использованы методы теории электромагнитного поля, теории электрических цепей, математического моделирования электротехнических комплексов. Моделирование движения МКА относительно центра масс с модернизированной СГЭ осуществлялось по алгоритмам, разработанным АО ВПК «НПО Машиностроения».
Инструменты исследования Системы компьютерной математики Matlab/Simulink.
Научная новизна
-
Впервые обнаружено вредное влияние собственного магнитного поля никель-металлогидридной аккумуляторной батареи (НМГ АБ) нового типа на систему ориентации и стабилизации малого космического аппарата (МКА) при взаимодействии его с магнитным полем Земли. На основе выполненных исследований по снижению результирующего магнитного воздействия НМГ АБ сформулированы рекомендации по синтезу устройства компенсации и позиционированию его в непосредственной близости от чувствительных элементов системы ориентации и стабилизации МКА.
-
Разработано информационно-методическое обеспечение, необходимое для системной, параметрической и структурной оптимизации системы генерирования электроэнергии (СГЭ) МКА «Кондор-Э» с новым накопителем энергии (НМГ АБ).
3. В результате проведенных наземных термовакуумных испытаний НМГ АБ получены необходимые ее энергетические параметры (токи заряда-разряда, рабочее напряжение, емкость заряда) для условий открытого космоса.
Практическую ценность результатов работы составляют:
сформированные практические рекомендации по реализации режимов совместной работы накопителя энергии с аппаратурой регулирования и контроля СГЭ МКА «Кондор-Э». Выявлены и установлены режимные ограничения;
предложенные алгоритмы управления и способы контроля НМГ АБ по основным электрическим характеристикам, обеспечивающие заданные показатели качества (надежность Р>0,998, длительный ресурс - до 7 лет, безопасность эксплуатации) НМГ АБ в составе СГЭ МКА «Кондор-Э». Сформирован перечень команд, реализующих предложенные алгоритмы;
электрические параметры и характеристики компенсационного электромагнита в системе генерирования электроэнергии малого космического аппарата «Кондор-Э»;
разработанные средства по устранению вредного воздействия магнитного поля НМГ АБ в СГЭ МКА «Кондор-Э»: рассчитанные электрические параметры и характеристики компенсационного электромагнита;
применение совокупности всех разработанных средств в малом космическом аппарате «Кондор-Э», что позволило увеличить срок активного существования до 7 лет.
Достоверность и обоснованность полученных результатов
Достоверность и обоснованность результатов подтверждена использованием современных вычислительных средств и методов моделирования, апробацией предложенных методик исследования и анализа экспериментальных данных, совпадением теоретических расчетов и лабораторно - отработочных испытаний, наземными и летными испытаниями системы генерирования электроэнергии МКА «Кондор-Э».
Реализация работы
Основные результаты данной работы используются специалистами АО «ВПК «НПО машиностроения», ОАО «АВЭКС», ОАО «Корпорация «ВНИИЭМ», ОАО НИИ «Квант» при создании МКА «Кондор-Э» в системе генерирования электроэнергии. Промышленное внедрение основных результатов подтверждено соответствующим актом.
Основные результаты диссертационной работы использованы при проектировании новых комплексов энергопреобразующей аппаратуры СГЭ МКА АО «ВПК «НПО машиностроения».
Апробация работы Основные положения диссертационной работы докладывались и обсуждались на научных семинарах кафедры «Электротехнические комплексы
автономных объектов» НИУ МЭИ, XXXV-XXVIII Академических чтениях по космонавтике при Российской академии наук и Федеральном космическом агентстве (Москва 2011- 2014), Международной научно-технической конференции "Аэрокосмические технологии в нефтегазовом комплексе" (Москва 2009), XVII-XIX международных научно-технических конференциях студентов и аспирантов НИУ МЭИ.
Основные положения, выносимые на защиту
-
Предложенные методики проектирования и обслуживания АБ в составе СГЭ (методика термовакуумных испытаний, методика проверки АБ на герметичность, методика снятия магнитных характеристик АБ, методика компенсации магнитного поля АБ).
-
Алгоритм управления и способ контроля нового типа АБ для малого космического аппарата «Кондор-Э».
-
Информационно-методическое обеспечение МКА «Кондор-Э» и информационно-методическая основа для последующей системной параметрической и структурной оптимизации системы генерирования электроэнергии МКА в части накопителей энергии.
Публикации
Основное содержание диссертационной работы опубликовано в 16 печатных трудах, из них 6 публикаций в изданиях, которые входят в перечень, рекомендованных ВАК Министерства образования и науки Российской Федерации.
Структура и объем работы
Диссертация состоит из введения, пяти глав, заключения, списка использованных источников, перечня используемых терминов. Работа изложена на 222 страницах основного текста, содержит 122 рисунка, 66 таблиц, 5 приложений, библиографический список литературы насчитывает 60 наименований.
Функциональное решение по средствам вывода малых космических аппаратов на орбиту Земли
Пути, по которым должно проводиться улучшение показателей этих систем, являлись предметом дискуссии на всероссийских научно-технических семинарах по СГЭ. В ряде работ делается предложение о переходе на выходное напряжение постоянного тока до 230-250 В. Однако источники электропитания, работающие от такой сети постоянного тока, должны быть выполнены на базе инверторов, что не позволяет получить на выходе СГЭ напряжения с необходимыми уровнями гармонических составляющих, при выполнении ограничений по массе и объёму СГЭ. Уровень помех на выходе СГЭ в этом случае составляет не менее 10 %.
Создание мощных высоковольтных источников электропитания на базе регулируемых инверторов с прямоугольной формой напряжения связано с трудностями передачи этого напряжения через высоковольтный трансформатор, так как влияние паразитных параметров первичной обмотки на цепь первичной обмотки пропорционально квадрату коэффициента трансформации. Поэтому даже при относительно небольшой собственной ёмкости вторичной обмотки, но при высоком коэффициенте трансформации, высокой частоте преобразования, и крутом фронте напряжения существенно возрастает значение тока зарядки собственной ёмкости вторичной обмотки. При работе на выпрямитель с емкостным фильтром в пусковых режимах и при переключениях протекают большие токи в диодах выпрямителя и в транзисторах инвертора. Одним из путей решения проблемы передачи электроэнергии через высоковольтный трансформатор является использование синусоидальной или колоколообразной формы напряжения. Такая форма напряжения на первичной обмотке высоковольтного трансформатора должна быть обеспечена при изменении нагрузки в широких пределах (от максимальной до нуля).
Влияние выбросов напряжения источников электропитания можно устранить синхронизацией переключения транзисторов инверторов от передатчика или повышением частоты преобразования до уровня, обеспечивающего вывод выбросов за диапазон доплеровских частот. В ограниченных объёмах с учётом уровня развития компонентной базы высоковольтных источников обычно используется первый способ. Выбор оптимального варианта для построения источника электропитания на базе инвертора с выходной мощностью до 60 кВт при напряжении до 30 В требует проведения дальнейших исследований.
При возникновении аварийных режимов необходима защита нагрузки и источников электропитания. Эта защита наиболее актуальна в мощных высоковольтных устройствах.
НПО «Полюс» разработано устройство защиты цепей СГЭ и системы автономного электроснабжения от короткого замыкания на выходе. Устройство защиты выполнено на базе тиристоров, закорачивающих первичную сеть электроснабжения с последующим разрывом аварийной цепи контактной аппаратурой. В качестве датчика короткого замыкания используется диодная оптопара с высоковольтной развязкой на базе световода или реле на базе геркона с высоковольтной изоляцией.
В состав аппаратуры входят устройства, требующие высокостабильных балансных напряжений. Так, для навигационной аппаратуры требуется напряжение ±10 В с допустимой нестабильностью ±0.002 В при всех условиях эксплуатации. Получение таких прецизионных напряжений потребовало разработки термостатитующего устройства для поддержания неизменной температуры компонентов схемы источника электропитания. Время готовности источника в диапазоне температур от -50 до ±60 С не превышает 10 мин после подачи входного напряжения.
На КА «Кондор-Э» (производства АО «ВПК «НПО машиностроения») снижение массы и объема теплоотводов в составе СГЭ достигается охлаждением компонентов с помощью тепловой трубы испарительно-конденсационного типа. Термическое сопротивление разработанной плоской тепловой трубы при передаваемой мощности от 30 до 200 Вт составляет 0,2 -0.5 к/Вт. Благодаря тепловой трубе обеспечивается равномерная тепловая нагрузка радиатора, что существенно снижает его термическое сопротивление.
1.4 Основные типы электрохимических аккумулирующих систем для космических аппаратов
В космической отрасли широкое применение получили никель-кадмиевые (НК АБ), никель-водородные (НВ АБ), никель-металлогидридные (НМГ АБ) аккумуляторные батареи. В последние годы разработчики проявляют особый интерес к электрохимическим системам на основе литиевого электрода. Особенности технических характеристик как тех, так и других типов аккумуляторов, приводят к тому, что для каждой системы оказывается предпочтительной своя область применения, зависящая от условий эксплуатации аккумуляторов на орбите. Ниже рассматриваются свойства и особенности эксплуатации вышеперечисленных источников энергии. Вопросы, связанные с химическими источниками тока, рассматриваются в [25-40].
Никель-кадмиевые аккумуляторы выпускаются уже более пятидесяти лет, поэтому их структура и свойства наиболее полно изучены. Структура НК призматического аккумулятора представлена на рис. 1.2.
Номинальное напряжение герметичных аккумуляторов данной электрохимической системы составляет порядка 1,2 В. Зарядная кривая аккумулятора данного типа, выпускаемого французской фирмой SAFT, при различных температурах и токе заряда 0,1 С (С-емкость аккумулятора) представлена на рис. 1.3.
Как видно из рисунка 1.3, разность напряжений при полном заряде между кривыми температур 0 С и +50 С для АБ составляет 0,2 В. После окончания заряда потенциал поверхности заряженного электрода постепенно снижается, т. е. возникает процесс саморазряда. Уровни заряженности поверхностных и глубинных слоев электрода выравниваются, в результате чего уменьшается скорость саморазряда.
Тепловыделение в герметичном НК АБ зависит от степени его заряженности. При сообщении ему 70 % емкости начинается выделение кислорода и разогрев АБ. К концу заряда в стандартном режиме, (током 0,1 С), температура АБ может увеличится на 10-15 С. При ускоренном заряде АБ (током 0,3 С, рис. 1.4) температура может подняться на 40-45 С.
Расчет требуемой установленной емкости аккумуляторной батареи
АБ не теряет работоспособности при равных токах заряда-разряда 8-9А (0,4-0,45 QH) И выполняет функции стабилизатора напряжения в пределах 27-28 В;
При низком давлении в вакуумной камере 1,8 10" мм рт. ст. АБ показала работоспособность при режиме максимально приближенном к штатной циклограмме энергопотребления изделия.
Разработанная методика позволила: - проверить расчетные данные проектирования опытного образца герметичной АБ 19 НМГ-20; - оценить конструктивные особенности АБ, контроль сборки; - проверить основные энергетические параметры (зарядные-разрядные токи, емкость), возможность работы в вакууме; - проверить требование к конструкции, которая должна осуществлять необходимый теплоотвод. Впервые применение данной методики позволило сократить время тестирования работоспособности с 14 до 7 суток [20];
Результат работы по предлагаемой методике позволил использовать эту методику в дальнейшей работе при изготовлении АБ для КА «Кондор-Э» «Бауманец-2», производства АО «ВПК «НПО машиностроения».
Расчет требуемой установленной емкости аккумуляторной батареи При полете МКА возможны различные варианты работы источников энергии. Анализируя циклограмму нагрузок и рассчитывая баланс мощностей, необходимо определить количество АБ на борту МКА. Расчет установленной емкости аккумуляторной батареи определяется по наиболее нагруженной циклограмме нагрузок проектируемого МКА на участке выведения (рис. 2.15). Вт tl- за 60 секунд до запуска КА система отключается от аэродромного питания; t04 - время выхода КА на орбиту и отделение КА от ОИА (окончание участка выведения) и перевод работы СУД в режим демпфирования, а затем грубый режим орбитальной ориентации при раскрытии БС и антенны РСА;
Произведем расчет тепловыделения одной НМГ АБ в режиме работы КА. За один зарядно-разрядный цикл примем заряд током 6 А (0,3 QH) в течение 5 часов, разряд током 20 А в течение 2,5 часов. Результаты испытаний макетов аккумуляторов НМГ-20 показали, что величина среднего зарядного напряжения при заряде током 6 А (0,3 QH) в среднем составляет 1,4 В, величина среднего разрядного напряжения при разряде током 20 А - 1,25 В.
Поскольку процесс разряда НМГ аккумуляторов протекает с поглощением тепла, основная задача системы терморегулирования КА - обеспечить подвод теплого воздуха с целью недопущения снижения рабочей температуры ниже заданного значения. Средняя мощность тепловыделения при полном разряде для АБ 19 НМГ-20 составит 30,78 Вт, что является не хуже чем у НК электрохимических систем (батареи 51Г6,11М05,11М075,17М049).
Ресурс АБ в летной эксплуатации должен составлять не менее 120 % от срока активного существования КА с суммарным количеством зарядно-разрядных циклов не менее 300 при глубине разряда до 20 Ач.
Согласно принятой методике расчета все возможные отказы батарей разделяются на внезапные и параметрические. Первые связаны с внезапной потерей работоспособности, вторые - с постепенным выходом контролируемых параметров за допустимые пределы. Полная надежность батареи (вероятность безотказной работы) Р определяется произведением надежностей по внезапным Рвн и параметрическим Рпар отказам:
В свою очередь, величина надежности батареи по внезапным отказам Рвн, если данные виды отказов независимы, равна произведению вероятности отсутствия отказов каждого вида: Р=ПР, (2.5) Внезапные отказы характеризуются своими Л- характеристиками (интенсивностями отказов). Величины Pi связаны с Л- характеристиками соотношением: Pi=e- +v, (2.6) где - интенсивность отказов /-го вида, N -количество аккумуляторов в батарее, t - продолжительность работы батареи (мес).
К отказам параметрического типа для рассматриваемой батареи относится падение емкости ниже оговоренного в ТЗ показателя. Оценка надежности батареи по этому параметру может быть проведена только при наличии достаточного массива данных по результатам предварительных и ресурсных испытаний. По опыту аналогичных разработок, надежность по этому виду отказов для аналогичных батарей составляет 0,999500.
Вероятность безотказной работы (ВБР) батареи составляет:
Р=0,998627-0,999500=0,998128. Расчет вероятности безотказной работы выполнен на основе статистических данных по эксплуатации никель-кадмиевых АБ для КА производства АО «ВПК «НПО машиностроения»; полученное значение вероятности безотказной работы составило 0,998128. Рассматриваемая АБ обладает улучшенными эксплуатационными характеристиками (САС до 7 лет) и по этой причине вероятность безотказной работы может быть принята: Р 0,998.
Накопленный опыт эксплуатации аккумуляторных батарей на летательных аппаратах показывает, что правильное обслуживание аккумуляторов увеличивает срок их службы минимум в 2 раза. Для подтверждения работоспособности разработанного опытного никель-металлогидридного аккумулятора в условиях, заданных исходными техническими требованиями, проведён комплекс термовакуумных испытаний для аккумуляторных батарей.
В результате проведенных наземных термовакуумных испытаний никель-металлогидридной аккумуляторной батареи получены необходимые энергетические параметры изделия (токи заряда-разряда, рабочее напряжение, емкость заряда) для условий открытого космоса.
При полете МКА возможны различные варианты работы источников энергии. Анализируя циклограмму нагрузок и рассчитывая баланс мощностей, приходим к тому, что на борту МКА будет находиться 4 никель-металлогидридных АБ и аппаратура регулирования и контроля в качестве регулятора заряда и разряда, а также регулятор напряжения АБ.
Поскольку процесс разряда НМГ аккумуляторов протекает с поглощением тепла, основная задача системы терморегулирования КА, состоит в обеспечении подвода теплого воздуха с целью недопущения снижения рабочей температуры ниже заданного значения.
Расчет вероятности безотказной работы выполнен на основе статистических данных по эксплуатации никель-кадмиевых АБ для КА производства АО «ВПК «НПО машиностроения»; полученное значение вероятности безотказной работы составило 0,998128. Рассматриваемая АБ обладает улучшенными эксплуатационными характеристиками (САС до 7 лет) и по этой причине вероятность безотказной работы может быть принята: Р 0,998.
Моделирование движения проектируемого малого космического аппарата относительно центра масс
Для защиты СГЭ от нерасчетного повышенного энергопотребления изделия АРК формирует и выдает в локальный контроллер сигнал ограничение нагрузки - «ОН», транслируемый далее в центральный бортовой компьютер (ЦБК). Сигнал «ОН» формируется по наличию любого одного из двух факторов: 1) появление запрета разряда АБ в любых двух и более подсистемах, где п - номер подсистемы; 2) уменьшение напряжения на выходных шинах СГЭ до уровня (26,5 ±0,2) В.
При получении сигнала «ОН» ЦБК прекращает отработку запланированных целевых работ и отключает периодически включаемую нагрузку до выяснения причины нештатного функционирования СГЭ, оставляя включенной только дежурную нагрузку. Если происходит поворот БС по крену, то поворот продолжается до окончания программы поворота, если происходит поворот по тангажу, то поворот продолжается только до первого программного останова и дальнейшая программа не выполняется.
Пропадание сигнала «ОН» происходит автоматически: - по факту заряда и при разрешении разряда АБ в не менее трех подсистемах; - при повышении напряжения до (27,2 ± 0,2) В. Дальнейшее проведение работ на борту космического аппарата возможно только после заряда всех АБ до датчиков давления. В приложении Г приведены блок схемы разработанных алгоритмов ограничения нагрузки. Выводы по Главе 4 1 При полете космического аппарата по орбите возможны различные варианты совместной работы источников энергии (СБ и АБ) проектируемого МКА. Эксплуатация НМГ АБ сопряжена с рядом требований на условия их эксплуатации. Эти требования накладываются на совместное функционирование всей системы генерирования МКА. В связи с этим, функционирование НМГ АБ в МКА без аппаратуры регулирования и контроля, реализующей разработанные алгоритмы эксплуатации недопустимо. 2 Разработан алгоритм и способ контроля аккумуляторной батареи 19 НМГ-20 по физическим параметрам, обеспечивающий высокую надежность, длительный ресурс (не менее 5-7 лет) и безопасность эксплуатации АБ в составе СГЭ малого космического аппарата «Кондор-Э». Сформирован перечень команд, реализующих этот алгоритм.
Физическая реализация и эксплуатация системы генерирования электроэнергии с никель-металлогидридными аккумуляторными батареями Запуск на орбиту Земли космического аппарата «Кондор-Э» с никель-металлогидридными аккумуляторными батареями
Запуск МКА «Кондор-Э» на орбиту Земли произведен 19 декабря 2014 года, с помощью ракеты-носителя легкого класса «Стрела» (созданной в НПО Машиностроения на базе PC-18).
Запущенный МКА «Кондор-Э» оборудован радиолокатором S-диапазона и параболической антенной (разработка ОКБ МЭИ) и может получать изображения в двух режимах. В детальном режиме полоса обзора составляет 10 на 10—20 км, разрешение — 1—2 метра на точку. В панорамном режиме полоса обзора имеет ширину 20—160 км, а разрешение составляет 5—20 м. Радиолокатор разработан в Концерне радиостроения «Вега». Масса аппарата — 850 кг, скорость передачи данных — до 350 мбит/с.
МКА «Кондор-Э» предназначен для получения высококачественных изображений, необходимых для мониторинга земной поверхности и океанов, экологического мониторинга и эффективного управления природными ресурсами. Космическая система «Кондор-Э» на базе малых КА обеспечивает: картографирование территорий, изучение и контроль природных ресурсов, океанологические исследования прибрежных акваторий и шельфовых зон, экологические исследования, информационное обеспечение при чрезвычайных ситуациях. На рис. 5.1. представлен МКА «Кондор-Э» с новым типом НМГ АБ. На МКА «Кондор-Э» вместо тяжелой фазированной антенной решетки (ФАР) применена развертываемая параболическая антенна, (см. рисунок 5.2) Многофункциональный радиолокатор обеспечивает съемку местности с высоким разрешением в пределах двух полос захвата, шириной по 500 км. Бортовой радиолокатор малого КА способен обеспечивать проведение стереоскопических и интерферометрических съемок для построения цифровых моделей рельефа местности [7].
В составе орбитальной группировки одновременно могут функционировать несколько малых КА. Наземный сегмент системы состоит из центра управления полетом и ряда других пунктов приема и обработки данных для повышения оперативности получения информации.
МКА «Кондор-Э» от аналогичных современных зарубежных (ERS, RadarSat, COSMO-SkyMed,) и отечественных (Ресурс-П) программ, проект отличается малой массой (850 кг против 2-3 т) и относительно низкой стоимостью (в 4-5 раз дешевле зарубежных аналогов) при высоких технических характеристиках. В таблице № 1.2 (стр. 13) приведены для сравнения КА с заданным ресурсом.
Разработанный в НПО Машиностроения малый КА «Кондор-Э» построен на основе принципов «прагматичного космоса», что получилось весьма эффективно по критерию «характеристики-затраты»: его стоимость составляет сумму, за которую западные компании берутся провести только эскизное проектирование космической системы. Благодаря этому обстоятельству проект «Кондор-Э» становится одной из рентабельных космических систем дистанционного зондирования Земли в мире.
Предназначение выведенного на Земную орбиту малого космического аппарата «Кондор-Э»
Вся избыточная мощность БС не может быть использована для заряда АБ, необходимо ограничить мощность, отдаваемую БС, стабилизация выходного напряжения в этом случае осуществляется РИМ. Управление последовательностью и режимами работы регуляторов осуществляется через предварительные усилители мощности единым устройством управления, что позволяет обеспечить высокую точность стабилизации выходного напряжения за счет общего для всех регуляторов измерительного органа и, соответственно, исключения разнесения уставок напряжения различных типов регуляторов. Регулирование избыточной мощности БС осуществляется регулятором параллельного типа, что обеспечивает минимальное собственное потребление регулятора при отсутствии избыточной мощности БС, так как при этом регулятор закрыт и отсутствует потребление в его силовых цепях. Регулятор открывается только при наличии избыточной мощности БС, которая не может быть использована нагрузкой и для заряда АБ.
АБ через диоды вольтодобавки подключены непосредственно к выходным шинам АРК. РЗ и РР включены последовательно с АБ для компенсации разности напряжения между выходными регулируемыми шинами и АБ. Поскольку напряжение АБ выбрано ниже выходного напряжения АРК, РР добавляет недостающее напряжение, а РЗ «гасит» избыточное напряжение. Контроль параметров АБ, управление включением и отключением РЗ и РР в зависимости от состояния АБ осуществляется сигнально-командным устройством. Управление РЗ и РР по внешним командам осуществляется от логического устройства (ЛУ) через СКУ. Равномерная нагрузка всех 4-х АБ обеспечивается использованием отдельных регуляторов для каждой АБ, работающих от общего устройства управления. Устройства, формирующие сигналы ТМ и ЛК, имеют свой предварительный усилитель ТМ. Четыре УМ объединяются на выходном фильтре. АРК содержит четыре РИМ, каждый из которых работает на свою секцию БС. Четыре РИМ объединяются на выходном фильтре. Формирователь сигнала «ОН» формирует и выдает в ЛК сигнал на отключение части нагрузки.
Для обеспечения необходимого уровня надежности в РИМ, РЗ и РР применено резервирование ЭРИ методом глубокого секционирования с отключением вышедшего их строя элемента. Суть метода состоит в расчленении функционального элемента блока на большое количество параллельно включенных секций с последовательно включенной перемычкой-предохранителем.
В орбитальном полете контроль работы СГЭ осуществляет центральный бортовой компьютер (ЦБК) по программе полетного контроля СГЭ.
Алгоритм управления нового типа аккумуляторной батареи Проблема контроля и регулирования накопителя энергии и устранения разбаланса его элементов является одной из сложных в СГЭ. Для создания и реализации алгоритма управления АБ, требуется сформировать перечень команд, реализующих этот алгоритм. Логическая схема эксплуатации батареи должна предусматривать построение оптимальных алгоритмов управления ее функционирования.
Одним из главных условий обеспечения длительной эксплуатации АБ является создание наиболее благоприятного режима работы АБ - режима работы в основном по счетчику ампер-часов (САЧ), при котором прекращение заряда осуществляется по восполнению разрядной емкости.
Учитывая заданные требования, и результаты наземных испытаний аккумуляторов, алгоритм эксплуатации можно сформулировать следующим образом:
Существуют две основные задачи, которые следует решать при разработке оптимального алгоритма. Одна из них - защита батареи от перезаряда, другая - защита батареи от переразряда. эксплуатации АБ для МКА накладывают некоторые изменения к общепринятым алгоритмам. К таким особенностям относятся: - осуществление первичного полного заряда при наземной подготовке, - длительный разряд до полного снятия емкости переменной токовой нагрузкой в процессе орбитального полета. - заряд АБ во время полета от СБ. Таким образом, наиболее актуальным в данном контексте является обеспечение защиты батареи от переразряда. Традиционно защита батареи от переразряда осуществляется путем отключения сеансно-работающей аппаратуры: - при устойчивом снижении напряжения БХА до заданной минимальной величины (22±0,15) В; - при устойчивом снижении напряжения на любом из аккумуляторов до минимально допустимой величины (0,8±0,15) В. С целью исключения переполюсовки отдельных аккумуляторов в (случае возникновении нештатных ситуаций), которая может иметь место за счет различий в степени разряженности аккумуляторов батареи рекомендуется осуществлять:
Ток разгрузки от внешнего источника начинает поступать при напряжении аккумулятора (1,15 + 0,05) В. Далее, чем меньше напряжение аккумулятора, тем больше указанный ток разгрузки. Максимальная величина тока разгрузки одного любого аккумулятора 6 А. Сумма токов разгрузки всех аккумуляторов ограничивается величиной 9 А.
При наличии нескольких «слабых» аккумуляторов, указанный суммарный ток перераспределяется между ними в соответствии с величиной напряжения на них, обеспечивая тем самым нивелирование характеристик аккумуляторов в батареи.
При получении сигнала о замыкании контактов одного из двух датчиков давления АБ, АРК формирует и исполняет команду «Запрет заряда» АБ, а одновременно с этим локальный контролер производит: «обнуление» счета ампер-часов АБ;