Какие солнечные батареи используют в космосе. Композитная сетчатая панель солнечных батарей для космических аппаратов. Солнечные батареи в небе

В последующие годы многие страны заинтересовались космической солнечной энергетикой, включая Японию, Китай и несколько европейских стран.

«Многие люди заинтересовались этим, но тогда было куда меньше технических возможностей и аппаратных средств», - говорит Яффе.

В 2009 году секретарь военно-морского флота США Рэй Мабус поставил ряд задач по снижению зависимости ВМС от иностранной нефти и увеличению использования альтернативных источников энергии. В том же году Яффе получил финансирование от научно-исследовательской лаборатории ВМС США, чтобы улучшить технологию, которая преобразовывала бы солнечную энергию, собранную в космосе, в другую форму энергии, которую можно было бы передать на Землю.

Как работает технология?

Хотя технология нуждается в усовершенствовании, основная идея довольно проста. Солнце посылает фотоны, энергетические пакеты света, во всех направлениях. Обычная солнечная панель преобразует эти фотоны в электроны постоянного электрического тока. Потом постоянный ток преобразуется в переменный и передается через электрическую сеть.

В космосе большой проблемой является то, как завести эту энергию в сеть.

С солнечными батареями в космосе ученым нужно найти самый эффективный способ передачи постоянного тока от солнечных отражателей на Землю. Ответ: электромагнитные волны вроде тех, что используются для передачи радиочастот или разогрева еды в микроволновой печи.

«Люди могут не связывать радиоволны с передачей энергии, потому что думают о них в связи с коммуникациями, радио, телевизорами или телефонами. Они не думают о них как о переносчиках энергии», - говорит Яффе. Но мы знаем, что микроволны (одна из разновидностей электромагнитных волн) переносят энергию - их энергия нагревает нашу еду.

Яффе называет технологию, над которой работает, модулем «сэндвич». На рисунке ниже показаны похожие на зеркала солнечные отражатели, концентрирующие фотоны солнца на массиве модулей типа сэндвич. Верхняя часть сэндвича получает солнечную энергию. Антенны на нижней боковой балке посылают радиоволны на Землю.

Изображение выше выполнено без соблюдения масштабов. Модули-сэндвичи должны быть три метра длиной, но их понадобится порядка 80 000. Массив таких модулей будет длиной в девять футбольных полей, примерно с километр. Это в девять раз больше, чем .

Вернувшись на Землю, содержащие энергию радиочастоты от космических солнечных панелей будут приниматься специальной антенной - ректенной - которая может быть три километра в диаметре.

«Она будет похожа на поле, усеянное проводами. Эти элементы ректенны будут принимать входящие радиоволны и преобразовывать их в электричество», - говорит Яффе.

Мощный пучок радиоволн можно отправить в любое место на Земле, так как направление пучка можно изменить с помощью метода под названием «ретродирективное управление лучом». Достаточно отправить «пилотный сигнал» из центра принимающей станции. Спутник видит сигнал и перенастраивает передатчик для передачи радиоволн на земную станцию.

Огромным преимуществом такой системы как для военных, так и гражданских лиц будет возможность передачи энергии на удаленные базы и места, куда будет логистически сложно и невероятно дорого доставлять дизельное топливо.

Гигантский луч энергии из космоса

Гигантский пучок радиоволн, идущих вниз от космоса на Землю, может напугать большинство людей, которые видели, как инопланетный корабль использует такие лучи, чтобы взрывать города. Но на самом деле вы даже не увидите радиолуч невооруженным глазом - радиосигналы текут вокруг нас повсюду и во всех направлениях.

Хотя эти радиосигналы содержат больше энергии, чем сигнал телевизора или радио, плотность сигнала все равно будет довольно низкой и не будет угрожать людям, самолетам или птицам, пролетающим через него. Конечно, технология еще не была проверена вне лаборатории, поэтому реальных доказательств ее безопасности пока нет.

Основной проблемой такой системы остается ее стоимость. И эта проблема касается всех участвующих сторон, будь то правительство, частные или коммерческие финансовые фонды.

Трудно сказать, сколько будет стоить полномасштабная реализация космической системы солнечной станции, но явно не меньше сотен миллионов долларов. Есть определенный предел того, насколько большой объект мы можем запустить в космос, да и ракеты тоже стоят недешево. Международную космическую станцию, например, строили в космосе по частям, поскольку не было достаточно большой или мощной ракеты, чтобы запустить полную систему в космос.

Задача Яффе - произвести прототип одной секции модуля «сэндвич», но не закончить проект. Он также тестирует модули в условиях, подобных космическим, чтобы гарантировать, что они смогут противостоять и продолжать работать в невероятной теплоте солнца в космосе.

Яффе пытается найти спонсоров, чтобы обеспечить финансирование продолжению своего проекта. Но подчеркивает, что долгосрочные энергетические проекты довольно сложно продавать, особенно когда он не может показать людям технологию в действии. Яффе считает, что реальным мотиватором будет международная конкуренция, как в 1950-х годах, когда Россия разработала первый спутник и обогнала США в космической гонке. Теперь же, похоже, Япония планирует выйти в этом проекте первой.

Даже без финансирования на государственном уровне небольшие предприятия вроде Solaren полагают, что космические солнечные станции станут реальностью в ближайшем будущем. Гари Спирнка, генеральный директор Solaren, строил долгую карьеру как в правительственном, так и частном секторе космической инженерии. Он годами наблюдал за тем, как правительство планирует и замораживает проекты таких станций, поэтому больше заинтересован в частном секторе.

Более шестидесяти лет назад началась эра практической солнечной электроэнергетики. В 1954 году три американских ученых представили миру первые солнечные батареи, полученные на базе кремния. Перспективу получения бесплатной электроэнергии осознали очень быстро, и ведущие научные центры всего мира начали работать над созданием солнечных электроэнергетических установок. Первым «потребителем» солнечных батарей стала космическая отрасль. Именно здесь, как нигде более, нуждались в возобновляемых источниках энергии, так как бортовые батареи на спутниках довольно быстро исчерпывали свой ресурс.

И всего через четыре года солнечные батареи в космосе заступили на бессрочную трудовую вахту. В марте 1958 года США запустили спутник с солнечными батареями на борту. Менее чем через два месяца, 15 мая 1958 года, в Советском Союзе был выведен на эллиптическую орбиту вокруг Земли Спутник-3 с солнечными батареями на борту.

Первая отечественная солнечная электростанция в космосе

Кремниевые панели солнечных батарей были установлены на днище и в носовой части Спутника-3. Такое расположение позволило получать дополнительную электроэнергию практически непрерывно, независимо от положения спутника на орбите относительно солнца.

Третий искусственный спутник. Отчетливо видна солнечная батарея

Бортовые аккумуляторные батареи исчерпали свой ресурс за 20 дней, и 3 июня 1958 года большинство приборов, установленных на спутнике, были обесточены. Однако продолжали работать прибор для изучения излучения Солнца, радиопередатчик, отправляющий на землю получаемую информацию, радиомаяк. После истощения бортовых батарей эти устройства полностью перешли на питание от солнечных батарей. Радиомаяк работал практически тех пор, пока в 1960 году спутник не сгорел в атмосфере Земли.

Развитие отечественной космической фотоэнергетики

Об энергоснабжении космических аппаратов конструкторы задумывались еще на стадии проектирования самых первых ракет-носителей. Ведь в космосе батареи не заменить, значит, срок активной службы космического аппарата обусловлен только емкостью бортовых батарей. Первый и второй искусственные спутники земли были оснащены только бортовыми батареями, которые истощились через несколько недель работы. Начиная с третьего спутника, все последующие космические аппараты были оборудованы солнечными батареями.

Главным разработчиком и изготовителем космических солнечных электростанций было научно-производственное предприятие «Квант». Солнечные панели «Кванта» установлены практически на всех отечественных космических аппаратах. Вначале это были кремниевые солнечные батареи. Их мощность была ограничена как заданными размерами, так и весом. Но затем учеными «Кванта» были разработаны и изготовлены первые в мире солнечные батареи на основе совершенно нового полупроводника – арсенида галлия (GaAs).

Кроме того, были запущены в производство абсолютно новые гелиевые панели, которые не имели аналогов в мире. Этой новинкой стали высокоэффективные гелиевые панели на подложке, имеющей сетчатую или струнную структуру.

Гелиевые панели с сетчатой и струнной подложкой

Специально для установки на космических аппаратах с низкими орбитами были спроектированы и изготовлены кремниевые гелиевые панели с двусторонней чувствительностью. Например, для российского сегмента международной космической станции (космического аппарата «Звезда») были изготовлены панели на кремниевой основе с двусторонней чувствительностью, причем площадь одной панели составляла 72 м².

Солнечная батарея космического аппарата «Звезда»

Были также разработаны на базе аморфного кремния и запущены в производство гибкие солнечные батареи, имеющие прекрасные удельные весовые характеристики: при весе всего 400 г/м² эти батареи вырабатывали электроэнергию с показателем 220 Вт/кг.

Гибкая гелиевая батарея на базе аморфного кремния

Чтобы повысить эффективность солнечных элементов, в большом объеме проводились наземные исследования и испытания, которые выявляли отрицательные воздействия Большого Космоса на гелиевые панели. Это позволило перейти к изготовлению солнечных батарей для космических аппаратов различных типов со сроком активной работы до 15 лет.

Космические аппараты миссии «Венера»

В ноябре 1965 года с интервалом в четыре дня к нашей ближайшей соседке – Венере – стартовали два космических аппарата – «Венера-2» и «Венера-3». Это были два абсолютно одинаковых космических зонда, основная задача которых состояла в посадке на Венеру. На обоих космических аппаратах были установлены солнечные батареи на основе арсенида галлия, которые хорошо зарекомендовали себя на предыдущих околоземных аппаратах. За время полета вся аппаратура обоих зондов работала бесперебойно. Со станцией «Венера-2» было проведено 26 сеансов связи, со станцией «Венера-3» ─ 63. Таким образом, была подтверждена высочайшая надежность солнечных батарей этого типа.

Из-за сбоев аппаратуры управления была потеряна связь с «Венерой-2», но станция «Венера-3» продолжала свой путь. В конце декабря 1965 по команде с Земли была произведена коррекция траектории, и 1 марта 1966 года станция достигла Венеры.

Данные, полученные в результате полета этих двух станций, были учтены при подготовке новой миссии, и в июне 1967 года к Венере была запущена новая автоматическая станция «Венера-4». Так же, как и две ее предшественницы, она была оборудована арсенид-галлиевыми солнечными батареями общей площадью 2.4 м². Эти батареи поддерживали работу практически всей аппаратуры.

Станция «Венера-4». Внизу – спускаемый аппарат

18 октября 1967 года после отделения спускаемого аппарата и входа его в атмосферу Венеры станция продолжала свою работу на орбите, выполняя в том числе и роль ретранслятора сигналов с радиопередатчика спускаемого аппарата на Землю.

Космические аппараты миссии «Луна»

Солнечными батареями на базе арсенида галлия были «Луноход-1» и «Луноход-2». Солнечные батареи обоих аппаратов были смонтированы на откидывающихся крышках и служили верой и правдой весь срок работы. Причем на «Луноходе-1», программа и ресурс которого были рассчитаны на месяц работы, батареи проработали три месяца, втрое больше запланированного срока.

«Луноход-2» проработал на поверхности Луны чуть более четырех месяцев, пройдя путь в 37 километров. Он мог бы работать еще, если бы не перегрев аппаратуры. Аппарат попал в свежий кратер с рыхлым грунтом. Долго буксовал, но в конце концов смог выбраться на задней передаче. Когда он выбирался из ямы, на крышку с солнечными панелями попало небольшое количество грунта. Для поддержания заданного теплового режима откинутые солнечные панели на ночь опускались на верхнее покрытие аппаратного отсека. После выхода из кратера при закрывании крышки грунт из нее попал на аппаратный отсек, став своеобразным теплоизолятором. Днем температура поднялась выше сотни градусов, аппаратура не выдержала и вышла из строя.

Современные солнечные панели, изготовленные с применением самых современных нанотехнологий, с применением новых полупроводниковых материалов позволили достичь эффективности до 35% при значительном снижении веса. И эти новые гелиевые панели верой и правдой служат на всех аппаратах, отправляемых как на околоземные орбиты, так и в дальний космос.

Изобретение относится к энергетическим системам космических объектов, основанным на прямом преобразовании лучистой энергии Солнца в электричество, и может быть использовано при создании космических солнечных батарей (СБ) большой площади. Известны солнечные батареи, содержащие каркас, размещенные на нем фотоэлементы, включающие два проводящих электрода, разделенных зазором, один из которых выполнен светопроницаемым Солнечные батареи на основе полупроводниковых структур различного типа обладают достаточно высоким КПД преобразования солнечной энергии. Недостатками известных СБ, основанных на внутреннем фотоэффекте, являются сложность структуры ФЭП с использованием в ней дефицитных материалов, например арсенида галлия; принципиальная ограниченность снизу толщины ФЭП ввиду многослойной, особенно варизонной, структуры преобразователя с применением подложек,различных оптических и защитных покрытий и вследствие этого относительно большая масса ФЭП, превышающая массу каркаса СБ, выполненного из высокопрочных материалов; чувствительность к воздействию космической среды, в частности к корпускулярным излучениям, что вызывает быструю деградацию рабочих характеристик,снижающую ресурс. В итоге данные недостатки приводят к высокой стоимости электроэнергии, вырабатываемой подобными СБ. Наиболее близкой к предлагаемому техническому решению является выбранная в качестве прототипа космическая солнечная батарея, содержащая несущий каркас, размещенные на нем фотоэлементы, включающие два проводящих электрода, разделенных зазором, один из которых выполнен светопроницаемым В качестве токогенерирующей области, образуемой между поверхностями ФЭП, в такой СБ используется гомо- или гетероструктурный слой (слои), на который нанесены электроды (например,оптический и барьерный) и необходимые покрытия. Токосъемные элементы могут быть выполнены в виде тонких проводящих сеток, образованных на поверхностях электродов. Несущий каркас представляет собой ферменную конструкцию из высокопрочных, например углепластиковых, стержневых элементов, на которую натянут ФЭП в виде гибких панелей на сетчатой подложке, закрепленных на каркасе по периферии. Известная СБ обладает достаточно высоким КПД (практически до 15-20%) и небольшой толщиной гибких панелей СБ (до 100-200 мкм), облегчающей хранение, транспортировку и развертывание СБ в рабочее состояние, например, из рулона. Недостатками известной СБ являются уже отмеченные выше, типичные для полупроводниковых ФЭП. Эти недостатки, в итоге, выражаются в недостаточно высоких удельных энергетических характеристиках (мощность не превышает 0,2 кВт/кг или 0,16 кВт/м 2) и эксплуатационно-технологических характеристиках (значительная за счет ФЭП удельная масса СБ, сложность изготовления, чувствительность к космическим воздействиям и др.), что приводит к повышенной стоимости выработки электроэнергии СБ данного типа. Целью изобретения является повышение удельной электрической мощности на единицу массы при одновременном повышении стойкости к внешним воздействиям в условиях космического пространства. Указанной цель достигается тем, что в космической солнечной батарее, содержащей несущий каркас, размещенные на нем фотоэлементы, включающий два проводящих электрода, разделенных зазором, один из которых выполнен светопроницаемым, на внутренней поверхности одного из электродов размещено покрытие из материала с работой выхода, меньшей работы выхода его материала, причем величина зазора не превышает длины свободного пробега фотоэлектронов. Сущность изобретения состоит в использовании в конструкции предлагаемой СБ в отличие от традиционных принципа внешнего фотоэффекта, при этом один из проводящих электродов выполняет функции фотокатода, из которого фотоэлектроны могут выбиваться преимущественно либо в направлении падающего света с теневой поверхности пленки, либо во встречном направлении с освещенной поверхности пленки. Фотоэлектроны захватываются другой пленкой с проводящим электродом, выполняющей функции анода. Поскольку катодная и анодная пленки выполнены из материалов с различной работой выхода электронов, то при воздействии на СБ светового потока между пленками устанавливается некоторая равновесная разность потенциалов (ЭДС порядка 0,6-0,8 В) при условии, что зазор между пленками меньше длины свободного пробега фотоэлектронов в среде зазора (это условие выполняется для космического вакуума при слабом внешнем магнитном поле). Наиболее существенно то, что проводящие (в том числе металлические) пленки могут быть выполнены гораздо более тонкими, чем полупроводниковые панели СБ порядка 0,5 мкм и менее, так что удельные характеристики предлагаемой СБ оказываются гораздо выше, чем у традиционных СБ. Кроме того, чувствительность электрофизических характеристик предлагаемой СБ к воздействию факторов космической среды (микрометеоритам, корпускулярным излучениям) является значительно более слабой. Производство пленок и сборка из них СБ на несущем каркасе технологически просты, а условия малой гравитации (невесомости) позволяют создавать легкие СБ весьма большой площади, а следовательно, и мощности. Преимущественным вариантом исполнения предлагаемой СБ является конструкция, где каждая из пленок с проводящим электродом выполнена в виде изолированных друг от друга полос, причем полосы разных пленок попарно образуют секции фотоэлектрического преобразователя, объединенные в последовательную цепь, в которой каждая тыльная полоса одной из секций преобразователя электрически связана с ориентируемой к Солнцу полосой соседней секции преобразователя, а токосъемные элементы электрически связаны с тыльной полосой на одном конце цепи и с ориентируемой к Солнцу полосой на противоположном конце цепи. Данная конструкция обладает повышенной технологичностью при построении СБ большой площади. При этом такая конструкция СБ позволяет уменьшить величину тока, протекающего по секциям ФЭП, в расчете на единицу вырабатываемой мощности и тем самым уменьшить толщину пленок, т.е.еще более снизить массу СБ. В предлагаемой СБ на поверхность пленки с проводящим электродом (фотокатода) нанесено покрытие, уменьшающее величину работы выхода электронов из этой пленки. Это можно осуществить, например, путем оксидирования соответствующей металлической (например,алюминиевой) пленки. При расположении анода над фотокатодом первый должен быть светопроницаемым,поэтому в данном варианте предлагаемой СБ проводящая пленка, ориентируемая к Солнцу, может быть выполнена перфорированной или сетчатой структуры с минимально возможным затенением катодной пленки. Сущность изобретения поясняется чертежами, где на фиг.1 показана схема СБ с пленочным фотокатодом, ориентированным к Солнцу; на фиг.2 показана схема СБ с фотокатодом на тыльной поверхности; на фиг.3 показана принципиальная схема СБ с секционированием; на фиг.4 представлена эквивалентная электрическая схема СБ; на фиг.5 представлен вариант конструктивного исполнения СБ. Как показано на фиг.1, СБ содержит размещенные на несущем диэлектрическом каркасе 1 проводящие пленки, одна из которых служит фотоэмиссионным катодом 2, а другая анодом 3. Пленка 2 расположена вдоль поверхности, ориентируемой к солнечному световому потоку 4. Через токосъемные элементы 5 проводящие пленки могут быть подключены к нагрузке 6. По другому варианту исполнения СБ, показанному на фиг.2, фотокатод 2 может располагаться вдоль тыльной поверхности, а анодная пленка 3 выполнена светопроницаемой, в частности перфорированной или изготовленной в виде тонкопроволочной сетки. Материалами электродов могут служить такие металлы, как алюминий, серебро, золото, платина, некоторые сплавы, оксиды щелочных металлов и другие соединения. Различная работа выхода электронов получена для пленок из одного и того же металла за счет оксидирования одной из них или иной поверхностной обработки. Как показано на фиг.3, катодная и анодная пленки могут быть выполнены в виде изолированных друг от друга полос 7 и 8, причем полосы одного типа (анодные) электрически связаны с полосами другого типа (катодными) по контактным стыкам (швам) 9 так, что здесь ФЭП большой площади представляет собой систему (цепь) последовательно связанных электрогенерирующих секций 10 меньших размеров. Каждая секция увеличивает напряжение, подаваемое на нагрузку 6, в соответствии с эквивалентной электрической схемой цепи, показанной на фиг.4. Как показано на фиг.5, конструктивно СБ со схемой по фиг.3 может содержать раскладной или сборный каркас с продольными 11 и поперечными 12 несущими элементами. Фрагменты ФЭП 13 в виде состыкованных разнотипных полос натянуты на каркас с пропусканием их через поперечные элементы 12 и закреплением по кромкам на тех же элементах 12, например, с помощью диэлектрических эластичных полотен (сеток, расчалок и т.п.) 14. Жесткость СБ в развернутом состоянии обеспечивается растяжками 15, стягивающими концы продольных стержневых элементов 11, шарнирно сочлененных в их центральных частях. Функционирование и эксплуатация СБ согласно изобретению осуществляется следующим образом. В космическое пространство выводится либо вся СБ в сложенном виде, либо ее фрагменты, собираемые затем в единую систему. Развернутая в рабочее состояние СБ ориентируется на Солнце одной из своих пленочных поверхностей в зависимости от типа фотокатода (см. фиг.1 и 2). Вследствие возникающей при этом электронной эмиссии в зазоре между пленками появляется электрическое поле, создающее разность потенциалов анодной и катодной пленок, равную разности работ выхода этих пленок. При подключении к СБ через токосъемные элементы 5 некоторой нагрузки 6 в цепи ФЭП возникает электрический ток, обеспечивающий питание нагрузки необходимой электроэнергией. Преимущественная область применения предлагаемых СБ высокие, в частности геостационарные, орбиты, где минимально воздействие атмосферы, магнитного поля планеты и ее гравитационного градиента, что позволяет создавать СБ весьма большой площади, а следовательно, большой мощности. Технико-экономическая эффективность предлагаемого изобретения может быть подтверждена следующими оценками. Известно, что КПД энергопреобразования при внешнем фотоэффекте составляет 2-10% Учитывая, что мощность солнечного светового потока у Земли составляет примерно 1,4 кВт/м 2 , электрическая мощность, вырабатываемая единицей поверхности СБ, составит порядка 0,051400 70 Вт/м 2 , если принять КПД 5% Этот показатель заметно хуже, чем у серийных кремниевых СБ, где достигается 110 Вт/м 2 . Однако толщина пленок может быть доведена до 0,5 мкм. Тогда масса 1 м 2 пленки, например, из алюминии составит 110,510 -6 2,710 3 1,3510 -3 кг 1,35 г для толщины 0,5 мкм. Отсюда удельная электрическая мощность (по массе ФЭП) с учетом использования двух пленок составит Для ФЭП с удельной массой 25 10 г/м 2 и каркаса с такой же в среднем удельной массой, т. е. если удельная масса солнечной батареи примерно 20 г/м 2 , удельная электрическая мощность СБ составит Этот основной показатель предлагаемой СБ почти в 20 раз превышает такой же показатель для перспективных полупроводниковых СБ, достигающий 200 Вт/кг, причем для реализации предлагаемой СБ не требуется дефицитных материалов и сложных технологий, поскольку получение очень тонких проводящих пленок является практически освоенным процессом. Стоимость создания предлагаемых СБ следует ожидать на уровне стоимости их выведения на орбиту, а поскольку последняя пропорциональна массе СБ, то выигрыш в стоимости выработки электроэнергии с помощью предлагаемых СБ становится достаточно очевидным. Кроме того, предлагаемые СБ характеризуются более длительным ресурсом и менее жесткими эксплуатационными требованиями. Предлагаемые СБ допускают возможность их эффективного использования в качестве управляющих (солнечно-парусных) органов ориентации и коррекции орбиты космических объектов. Перспективы совершенствования предлагаемых СБ связаны в основном с созданием особо тонких проводящих пленок (менее 0,1 мкм) и сверхлегких несущих каркасов. Соответствующие исследования ведутся в области устройств типа "солнечный парус". Источники информации 1. Колтун М.М. Солнечные элементы. М. Наука, 1987 г. стр.136-154. 2. Грилихес В.А. и др. Солнечная энергия и космические полеты. М. Наука, 1984г. стр.144 (прототип).

Изобретение относится к ракетно-космической технике, а именно к элементам конструкции солнечных батарей космических аппаратов. Несущая панель солнечной батареи космического аппарата содержит раму и несущие верхнее и нижнее основания. Между упомянутыми основаниями и рамой герметично установлены заполнитель в виде сот и перпендикулярно основаниям силовые перегородки. Для сообщения внутренних объемов сот между собой каждый из вариантов изобретения предусматривает выполнение дренажных отверстий в боковых поверхностях каждой соты заполнителя и силовых перегородках. Для сообщения внутренних объемов сот с наружной средой первый вариант изобретения предусматривает выполнение дренажных отверстий по крайней мере в одном элементе рамы, второй вариант изобретения предусматривает выполнение дренажных отверстий в нижнем основании панели равномерно по площади его поверхности, а третий вариант изобретения предусматривает выполнение дренажных отверстий по крайней мере в одном элементе рамы и в нижнем основании панели равномерно по площади его поверхности. При этом суммарные площади дренажных отверстий в упомянутых элементах конструкции несущей панели определяются с учетом суммарного объема газовой среды в сотах, коэффициентов расхода дренажных отверстий и максимального по траектории полета ракеты-носителя перепада давлений газовой среды, действующего на основания панели. Изобретение позволяет повысить конструктивную прочность несущих панелей солнечных батарей космического аппарата без увеличения их массы, упростить технологию изготовления и монтажа панелей и повысить надежность их эксплуатации. 3 н.п. ф-лы, 4 ил.

Изобретение относится к области аэрогазодинамики летательных аппаратов (ЛА) и может быть использовано в ракетостроении при проектировании и создании панелей солнечной батареи (СБ) космических аппаратов (КА), выполненных по трехслойной несущей схеме.

Известны и широко применяются в авиации при изготовлении элементов ЛА (фюзеляжа, оперения, крыла и т.д.) панели, выполненные по трехслойной несущей схеме, содержащие каркас (раму), несущее верхнее и нижнее основания, между которыми установлен заполнитель в виде сот .

Предназначенные для восприятия и передачи распределенных нагрузок, действующих на элементы ЛА, панели, выполненные по трехслойной схеме с сотовым заполнителем, обеспечивают большую жесткость и высокую несущую способность. При нагружении панели жесткий на сдвиг и легкий сотовый заполнитель воспринимает поперечный сдвиг и предохраняет тонкие несущие слои от потери устойчивости при продольном сжатии.

К недостаткам этого технического решения следует отнести увеличенный вес элементов каркаса и несущих оснований панелей из-за значительных перепадов давлений, действующих на элементы панели по траектории полета ЛА при изменении высоты полета ЛА.

Известны применяемые в ракетостроении панели СБ КА, предназначенные для установки на них чувствительных элементов (фотоэлектрических преобразователей) системы энергопитания КА. Панели также выполнены по трехслойной несущей схеме и содержат раму, несущие верхнее и нижнее основания, между которыми герметично установлен заполнитель в виде сот, а также силовые перегородки, герметично установленные перпендикулярно основаниям для увеличения жесткости панели . Для уменьшения веса конструкции панелей СБ раму, несущие основания и перегородки выполняют из облегченных материалов.

Несущие панели СБ КА, применяемые в ракетостроении, так же, как и панели, применяемые в авиации, обеспечивают большую жесткость и высокую несущую способность трехслойной конструкции панели СБ с сотовым заполнителем.

К недостаткам этого технического решения следует отнести пониженную конструктивную прочность несущих панелей СБ и возможность потери ее общей и местной устойчивости при отклонении в технологии изготовления и эксплуатации панели, обусловленные более существенными аэрогазодинамическими нагрузками, действующими на элементы панелей СБ КА, по сравнению с авиационными нагрузками. При этом наружное давление, действующее на панель СБ КА по траектории полета ракеты-носителя (РН), изменяется в более широких пределах: от атмосферного (на уровне Земли при старте РН) до практически нулевого при выводе в межпланетное пространство, а давление внутри герметичной панели по траектории полета РН остается атмосферным.

Задачей изобретения является повышение конструктивной прочности несущих панелей СБ КА без увеличения их массы при выводе КА ракетой-носителем в межпланетное пространство.

Задача решается таким образом (вариант 1), что в несущей панели СБ КА, содержащей раму, несущие верхнее и нижнее основания, между которыми герметично установлен заполнитель в виде сот, силовые перегородки, герметично установленные перпендикулярно основаниям, согласно изобретению в боковых поверхностях каждой соты заполнителя и перегородках выполнены сквозные дренажные отверстия, сообщающие внутренние объемы сот между собой, а в раме, по крайней мере в одном элементе рамы, выполнены дренажные отверстия, сообщающие внутренние объемы сот с наружной средой, при этом суммарную эффективную площадь дренажных отверстий в сотах, перегородках и раме определяют из соотношений:

S 2 [см 2 ] - суммарная площадь дренажных отверстий в раме;

a, b - зависящие от параметров траектории ракеты-носителя коэффициенты, аппроксимирующие кривую зависимости эффективной площади дренажных отверстий в раме от максимального по траектории перепада давлений, действующего на основания панелей.

Задача решается также таким образом (вариант 2), что в несущей панели СБ КА, содержащей раму, несущие верхнее и нижнее основания, между которыми герметично установлен заполнитель в виде сот, силовые перегородки, герметично установленные перпендикулярно основаниям, согласно изобретению в боковых поверхностях каждой соты заполнителя и перегородок выполнены дренажные отверстия, сообщающие внутренние объемы сот между собой, а в нижнем основании панели равномерно по площади его поверхности выполнены дренажные отверстия, сообщающие внутренние объемы сот с наружной средой, при этом суммарную эффективную площадь дренажных отверстий в сотах, перегородках и нижнем основании определяют из соотношений:

S 1 [см 2 ] - суммарная площадь дренажных отверстий в торцевой поверхности сот;

S 3 [см 2 ] - суммарная площадь дренажных отверстий в нижнем основании;

V [м 3 ] - суммарный объем газовой среды в сотах;

μ.GIF; 1 - коэффициент расхода дренажных отверстий в сотах и перегородках;

μ.GIF; 3 - коэффициент расхода дренажных отверстий в нижнем основании;

Δ.GIF; Р [кгс/см 2 ] - максимальный по траектории полета РН перепад давлений газовой среды, действующий на основания панели;

a, b - зависящие от параметров траектории ракеты-носителя коэффициенты, аппроксимирующие кривую зависимости эффективной площади дренажных отверстий в основаниях панелей от максимального по траектории перепада давлений, действующего на основания панели.

Задача решается также таким образом (вариант 3), что в несущей панели СБ КА, содержащей раму, несущие верхнее и нижнее основания, между которыми герметично установлен заполнитель в виде сот, силовые перегородки, герметично установленные перпендикулярно основаниям, согласно изобретению в боковых поверхностях каждой соты заполнителя и перегородках выполнены сквозные дренажные отверстия, сообщающие внутренние объемы сот между собой, а в раме, по крайней мере в одном элементе рамы, и в нижнем основании панели равномерно по площади его поверхности выполнены дренажные отверстия, сообщающие внутренние объемы сот с наружной средой, при этом суммарную эффективную площадь дренажных отверстий в сотах, перегородках, раме и нижнем основании определяют из соотношений:

S 1 [см 2 ] - суммарная площадь дренажных отверстий в торцевой поверхности сот;

S 2 , S 3 [см 2 ] - суммарная площадь дренажных отверстий в раме и нижнем основании, соответственно;

V [м 3 ] - суммарный объем газовой среды в сотах;

μ.GIF; 1 - коэффициент расхода дренажных отверстий в сотах и перегородках;

μ.GIF; 2 , μ.GIF; 3 - коэффициент расхода дренажных отверстий в раме и нижнем основании панели, соответственно;

Δ.GIF; P [кгс/см 2 ] - максимальный по траектории полета РН перепад давлений газовой среды, действующий на основания панели;

Техническими результатами изобретения являются:

Уменьшение перепадов давлений, действующих на основания и чувствительные элементы панели СБ при минимально допустимых перепадах давлений, действующих на стенки сот заполнителя;

Определение эффективной площади дренажных отверстий в сотах, раме, несущих основаниях и перегородках панели;

Определение влияния параметров траектории (числа М, высоты полета Н) на эффективную площадь дренажных отверстий.

Сущность изобретения иллюстрируется схемами панели СБ КА и графиком изменения избыточных давлений, действующих на ее элементы.

На фиг.1, 2 и 3 приведены схемы панели СБ КА, выполненной соответственно в вариантах 1, 2 и 3, и выделены ее фрагменты, где:

2 - верхнее основание;

3 - нижнее основание;

4 - заполнитель;

5 - перегородки;

6 - дренажные отверстия;

7 - чувствительные элементы.

Здесь же стрелками показано направление перетекания газовой среды в сотах заполнителя панели и ее истечение в наружную среду.

На фиг.4 приведена зависимость максимального по траектории полета РН перепада давлений Δ.GIF; Р(Δ.GIF; Р=Рвн-Рнар) газовой среды, действующего на основания панелей, от относительной эффективной площади проходных сечений дренажных отверстий μ.GIF; ·S/V, где:

Рвн - давление газовой среды внутри панели (в сотах заполнителя);

Рнар - давление газовой среды снаружи панели.

Несущая панель СБ КА (фиг.1, 2, 3) содержит раму 1, несущие верхнее основание 2 и нижнее основание 3, а также силовые перегородки 5, установленные перпендикулярно этим основаниям. Между основаниями герметично установлен заполнитель 4 в виде сот. На верхнем основании 2 установлены чувствительные элементы 7 системы энергопитания КА.

В боковых поверхностях каждой соты заполнителя 4 и силовых перегородках 5, в отличие от прототипа, в каждом варианте выполнены дренажные отверстия 6, сообщающие внутренние объемы сот между собой и с наружной средой (см. вид А и разрез по ВВ).

В варианте 1 (фиг.1) внутренние объемы сот сообщают с наружной средой посредством дренажных отверстий 6, выполненных в раме 1, по крайней мере, в одном ее элементе.

В варианте 2 (фиг.2) внутренние объемы сот сообщают с наружной средой посредством дренажных отверстий 6, выполненных в несущем нижнем основании 3, равномерно расположенных по площади его основания.

В варианте 3 (фиг.3) внутренние объемы сот сообщают с наружной средой посредством дренажных отверстий 6, выполненных в раме 1, по крайней мере, в одном ее элементе, а также в несущем нижнем основании 3, равномерно расположенных по площади его основания.

Благодаря равномерному расположению дренажных отверстий по площади оснований панели обеспечивается равномерное или близкое к равномерному распределение давления в сотах заполнителя и, следовательно, перепадов давлений, действующих на основания панели. Тем самым исключают концентрации напряжений в местах стыка элементов панели от неравномерных перепадов давлений, что приводит к упрощению технологии изготовления панелей и повышению надежности ее эксплуатации при наличии скрытых дефектов при ее изготовлении, например, при непроклейке отдельных элементов сот заполнителя с несущими основаниями.

Выбор варианта дренирования панелей определяется допустимыми эксплуатационными нагрузками, действующими на основания панелей по траектории полета РН с учетом конструктивных и технологических особенностей изготовления панелей.

Суммарную эффективную площадь дренажных отверстий в раме 1, в сотах заполнителя 4, перегородках 5 и нижнем основании 3 для заданной траектории полета РН определяют по соотношениям (1), (2) и (3), для вариантов 1, 2 и 3 соответственно, с учетом входящих в эти соотношения коэффициентов а, b, зависящих от параметров траектории РН.

Формулы (1), (2) и (3) содержат математическое описание зависимости относительной суммарной эффективной площади дренажных отверстий μ.GIF; ·S/V от максимального по траектории полета РН перепада давлений Δ.GIF; Р и получены по результатам анализа течения газовой среды в системе газодинамических взаимосвязанных емкостей, образованных дренированными сотами заполнителя 4 с силовыми перегородками 5, верхним основанием 2 и нижним основанием 3 с последующим ее истечением в наружную среду.

В ракетостроении раму 1 выполняют из углепластика, несущие основания 2 и 3, а также силовые перегородки 5 - из титана. Заполнитель 4 в виде сот выполняют из алюминиевого сплава и герметично крепят к верхнему основанию 2 и нижнему основанию 3 панели с помощью, например, авиационного клея ВКВ-9. Также к верхнему основанию 2 крепят чувствительные элементы 7 СБ.

Несущая панель СБ КА работает следующим образом.

Поскольку в боковых поверхностях каждой соты заполнителя 4 и элементах панели (фиг.1, 2 и 3), в отличие от прототипа, выполнены дренажные отверстия 6, при полете КА в составе головного блока РН, а также в автономном полете КА, после сброса обтекателей головного блока, происходит перетекание газовой среды между сотами заполнителя 4, силовыми перегородками 5 и истечение ее через дренажные отверстия в раме 1 и нижнем основании 6 в наружную среду (см. разрез по ВВ). Перетекание газовой среды происходит с несущественным запаздыванием выравнивания давления в сотах заполнителя 4.

При этом истечение газовой среды из сот заполнителя 4 в наружную среду происходит с дозвуковой скоростью с незапиранием ее в сотах заполнителя 4, так как суммарные эффективные площади μ.GIF; 2 ·S 2 дренажных отверстий 6 в раме 1 и μ.GIF; 3 ·S 3 - в нижнем основании 3 выполнены больше или равными суммарной эффективной площади μ.GIF; 1 ·S 1 в сотах заполнителя 4 с силовыми перегородками 5 (μ.GIF; 2 ·S 2 ≥.GIF; μ.GIF; 1 ·S 1 , μ.GIF; 3 ·S 3 ≥.GIF; μ.GIF; 1 ·S 1).

При полете КА в составе головного блока РН реализуют максимальный перепад давлений Δ.GIF; Р (фиг.4), действующий на основания панелей 2 и 3, в соответствии с формулами (1), (2) и (3). При этом газовая среда из сот заполнителя 4 перетекает в замкнутый объем под головным обтекателем, максимально допустимый перепад давлений в котором, по сравнению с наружным по траектории полета РН, определяют по известному техническому решению с использованием системы дренирования отсека .

В автономном полете КА внутри панели корпуса устанавливается внутреннее давление Р ВН, близкое к атмосферному (статическому окружающей атмосферы). Перепады Δ.GIF; Р давлений при этом между сотами заполнителя 4, а также внутренним давлением Рвн в сотах заполнителя 4 и наружной средой Рнар, действующие на верхнее основание 2 и нижнее основание 3 панели, близки к нулю.

Таким образом, уменьшают перепады давлений, действующие на элементы панелей и установленные на ней чувствительные элементы системы энергопитания КА. Тем самым повышают конструктивную прочность СБ КА без увеличения массы КА, что приводит к выполнению поставленной задачи.

Кроме того, вследствие уменьшения перепадов давлений, действующих на элементы панелей, упрощается технология изготовления и монтажа панели СБ КА и повышается надежность ее эксплуатации.

Расчеты, проведенные для панели корпуса, разработанной для КА "Ямал" , выводимого РН "Протон", показали, что перепады давлений Δ.GIF; Р, действующие на основания панели, по сравнению с прототипом, уменьшаются на порядок и практически приближаются к нулю.

В настоящее время техническое решение прошло экспериментальную проверку и внедряется на разрабатываемых предприятием КА.

Техническое решение может быть использовано для различных типов КА: околоземных, межпланетных, автоматических, пилотируемых и других КА.

Техническое решение может быть применено и в авиации, например, при использовании панели СБ в составе элемента крыла самолета. В этом случае эффективную площадь дренажных отверстий в элементах панели определяют с учетом максимальных перепадов давлений, действующих на элементы крыла по траектории полета самолета.

Литература

1. Авиация. Энциклопедия. М.: ЦАГИ, 1994 г., стр. 529.

2. На рубеже двух веков (1996-2001 г.). Под ред. акад. Ю.П.Семенова. М.: РКК "Энергия" имени С.П.Королева, 2001 г., стр. 834.

3. Патент RU 2145563 C1.

Формула изобретения

1. Несущая панель солнечной батареи космического аппарата, содержащая раму, несущие верхнее и нижнее основания, между которыми герметично установлены заполнитель в виде сот и перпендикулярно основаниям силовые перегородки, отличающаяся тем, что в боковых поверхностях каждой соты заполнителя и силовых перегородках выполнены сквозные дренажные отверстия, сообщающие внутренние объемы сот между собой, а в по крайней мере одном элементе рамы выполнены дренажные отверстия, сообщающие внутренние объемы сот с наружной средой, при этом суммарная эффективная площадь дренажных отверстий в сотах, силовых перегородках и раме определяется из соотношений

S 2 - суммарная площадь дренажных отверстий в раме, см 2 ;

μ.GIF; 2 - коэффициент расхода дренажных отверстий в раме;

2. Несущая панель солнечной батареи космического аппарата, содержащая раму, несущие верхнее и нижнее основания, между которыми герметично установлены заполнитель в виде сот и перпендикулярно основаниям силовые перегородки, отличающаяся тем, что в боковых поверхностях каждой соты заполнителя и силовых перегородках выполнены дренажные отверстия, сообщающие внутренние объемы сот между собой, а в нижнем основании панели равномерно по площади его поверхности выполнены дренажные отверстия, сообщающие внутренние объемы сот с наружной средой, при этом суммарная эффективная площадь дренажных отверстий в сотах, силовых перегородках и нижнем основании панели определяется из соотношений

μ.GIF; 1 ·S 1 /V=a·Δ.GIF; P -b ,

где S 1 - суммарная площадь дренажных отверстий в боковых поверхностях сот и силовых перегородках, см 2 ;

S 3 - суммарная площадь дренажных отверстий в нижнем основании панели, см 2 ;

V - суммарный объем газовой среды в сотах, м 3 ;

μ.GIF; 1 - коэффициент расхода дренажных отверстий в боковых поверхностях сот и силовых перегородках;

μ.GIF; 3 - коэффициент расхода дренажных отверстий в нижнем основании панели;

Δ.GIF; Р - максимальный по траектории полета ракеты-носителя перепад давлений газовой среды, действующий на основания панели, кгс/см 2 ;

a, b - зависящие от параметров траектории ракеты-носителя коэффициенты, аппроксимирующие кривую зависимости эффективной площади дренажных отверстий в нижнем основании панели от максимального по траектории перепада давлений, действующего на основания панели.

3. Несущая панель солнечной батареи космического аппарата, содержащая раму, несущие верхнее и нижнее основания, между которыми герметично установлены заполнитель в виде сот и перпендикулярно основаниям силовые перегородки, отличающаяся тем, что в боковых поверхностях каждой соты заполнителя и силовых перегородках выполнены сквозные дренажные отверстия, сообщающие внутренние объемы сот между собой, а в по крайней мере одном элементе рамы и в нижнем основании панели равномерно по площади его поверхности выполнены дренажные отверстия, сообщающие внутренние объемы сот с наружной средой, при этом суммарная эффективная площадь дренажных отверстий в сотах, силовых перегородках, раме и нижнем основании панели определяется из соотношений

μ.GIF; 1 ·S 1 /V=a·Δ.GIF; P -b ,

μ.GIF; 2 ·S 2 /V≥.GIF; μ.GIF; 1 ·S 1 /V,

μ.GIF; 3 ·S 3 /V≥.GIF; μ.GIF; 1 ·S 1 /V,

где S 1 - суммарная площадь дренажных отверстий в боковых поверхностях сот и силовых перегородках, см 2 ;

S 2 , S 3 - суммарные площади дренажных отверстий в раме и нижнем основании панели соответственно, см 2 ;

V - суммарный объем газовой среды в сотах, м 3 ;

μ.GIF; 1 - коэффициент расхода дренажных отверстий в боковых поверхностях сот и силовых перегородках;

μ.GIF; 2 , μ.GIF; 3 - коэффициенты расхода дренажных отверстий в раме и нижнем основании панели соответственно;

a, b - зависящие от параметров траектории ракеты-носителя коэффициенты, аппроксимирующие кривую зависимости эффективной площади дренажных отверстий в раме и нижнем основании панели от максимального по траектории перепада давлений, действующего на основания панели.