ПРИЛОЖЕНИЕ 1
Широкое практическое использование ЭРД стало возможным только в последние 10-15 лет [14, 35, 37, 38, 50, 51, 71, 77, 80, 81].
В частности, плазменные двигатели показали высокую эффективность в качестве исполнительных органов системы управления КА. Электрореактивные двигательные установки на базе двигателей типа СПД-70 и СПД-100 нашли применение на КА «Метеор», «Луч», «Космос», «Купон», «Галс» и др. В России планируется в рамках проекта «Марс–Фобос–грунт» применить ЭРД в качестве маршевой двигательной установки для полёта к Марсу.
Ионные двигатели представляют больший интерес прежде всего как маршевые двигатели для продолжительных космических полётов на большие расстояния. Например, в США успешно реализован проект «Deep Space», позволивший практически в автономном режиме совершить полет КА, оснащенного ионной ЭРДУ, к астероидам.
Как отмечалось, ЭРД имеют существенно более высокие удельные характеристики, чем химические ракетные двигатели, например, удельный импульс ЭРД достигает 1500 – 5000 с, что примерно на порядок выше, чем у химических двигателей (200 – 300 с). Поэтому для приращения скорости КА на одинаковую величину расход рабочего тела при использовании ЭРД будет существенно меньше. Однако, с другой стороны, тяга, создаваемая современными ЭРД, имеет относительно малые величины, и, следовательно, высокая эффективность их использования может быть достигнута только при длительных полетах, в частности при полете в корону Солнца.
Эти преимущества ЭРД уже реализованы в целом ряде отечественных и зарубежных проектов. В табл. П1.1 представлены годы запуска, КА, типы ЭРД, изготовители ЭРД и заказчики соответствующих проектов.
| Таблица | П1.1 | |||||||
| Год запуска | КА | Тип ЭРД | Изготовитель | Заказчик | ||||
| Зонд-2 | Плазменный | Россия | Россия | |||||
| U.S. Navy st. | – | GE | U.S. Navy | |||||
| Vela | – | TRW | USAF | |||||
| Advanced Vela | – | TRW | USAF | |||||
| U.S. Navy st. | – | AVCO | U.S. Navy | |||||
| LES‑6 | Плазменный | FHC+MIT | USAF | |||||
| Метеор-18 | СПД‑60 (Xe, плазм.) | Факел | Россия | |||||
| NOVA | – | RCA+APL | U.S. Navy | |||||
| TIP | – | RCA+APL | U.S. Navy | |||||
| INTELSAT‑V | – | TRW | Ford | |||||
| Метеор 3-1 | – | НИИЭМ | Россия | |||||
| Космос | СПД‑70 (Xe, плазм.) | Факел | Россия | |||||
| Луч | СПД‑70 (Xe, плазм.) | Факел | Россия | |||||
| Satcom‑1R | – | RRC | RCA | |||||
| Космос | СПД‑70 (Xe, плазм.) | Факел | Россия | |||||
| Gstar‑3 | – | RRC | RCA | |||||
| Telstar‑4 | – | – | LMAS | |||||
| COMETS | IES12 (Xe, ион.) | MELCO | NASDA | |||||
| ETS‑6 | IES12 (Xe, ион.) | MELCO | NASDA | |||||
| Галс | СПД‑100 (Xe, плазм.) | Факел | Россия | |||||
| Экспресс | СПД‑100 (Xe, плазм.) | Факел | Россия | |||||
| Электро | Аммоний | НИИЭМ | Россия | |||||
| HS-601 | XIPS‑13 (Xe, ион.) | Hughes | Hughes | |||||
| AMSAT P3D | – | IRS | AMSAT | |||||
Окончание табл. П.1.1
| Iridium | – | OAC | Iridium | ||
| Satcom‑GE1 | – | OAC | LMAS | ||
| ARTEMIS | RIT-10 (Xe, ион.) | RAE+MBB | ESA | ||
| HS‑702 | XIPS‑25 (Xe, ион.) | Hughes | Hughes | ||
| New Millenium | Xe, ион. | Hughes | NASA | ||
| Купон | СПД‑100 (Xe, плазм.) | Факел | Россия |
Типовая ЭРДУ включает в себя следующие основные компоненты:
- электрореактивные двигательные модули (ЭРДМ);
- энергоустановку ЭУ (включая систему преобразования и управления);
- систему хранения и подачи рабочего тела (СПХ);
- элементы конструкции и кабельную сеть для соединения подсистем ЭРДУ между собой и с подсистемами КА.
При проектировании КА, оснащенных ЭРДУ, всегда возникает вопрос: не будет ли масса дополнительных подсистем ЭРДУ соизмерима (или даже превышать) с выигрышем в массе рабочего тела? Очевидно, что возможны ситуации, когда это основное преимущество ЭРД утратится.
С точки зрения критериев качества миссий к Солнцу [89] вопрос об эффективности применения ЭРДУ может оказаться спорным.
П1.1. Электрореактивные двигательные модули
В России в период разработки проекта «Солнечный зонд» одним из основных факторов, способствовавших использованию ЭРД, явилось создание в ОКБ «Факел» (г. Калининград) совместно с рядом других российских фирм семейства стационарных плазменных двигателей (СПД). Многие из них прошли полный цикл наземных испытаний, а некоторые (СПД-70 и СПД-100) - летно-космические испытания как в России, так и за рубежом: в США, Франции и Японии.
Надежность этих двигателей оценивается 0.956. Общее количество изготовленных и установленных на КА двигателей – 240 шт., подтвержденный ресурс при наземных испытаниях – 3100 ч при 4800 включениях.
Успешно прошли испытания двигатели второго поколения СПД-100 для КА «Галс». Надежность такого двигателя оценивается 0.935 при подтвержденном ресурсе 5200 ч. Эти двигатели могут быть использованы для коррекции, стабилизации и ориентации КА, а также для движения в межпланетном пространстве.
При проектных исследованиях вариантов КК «Солнечный зонд» наиболее подготовленными к применению в России оказались ЭРД типа СПД. Основные характеристики некоторых из двигателей семейства СПД, разработки ОКБ «Факел», приведены в табл. П1.2, где использованы следующие обозначения для номинальных характеристик единичного двигательного блока: N – мощность; P – тяга; t ‑ время ресурсной работы; I уд ‑ удельный импульс; КПД – коэффициент полезного действия, включая КПД преобразования напряжения; m – масса одного двигателя. Все эти характеристики получены для использования в качестве рабочего тела ксенона Хе.
Таблица П1.2
| Параметр | Модель | ||||
| СПД‑70 | СПД‑100 | СПД‑140 | СПД‑200 | СПД‑290 | |
| N, Вт | |||||
| Р, мН | |||||
| t, ч | - | 9 000 | 12 000 | ||
| I уд,c | |||||
| КПД | 0.6-0.7 | 0.6-0.7 | 0.6-0.7 | 0.5-0.7 | 0.5-0.7 |
| m, кг | 2-3 | 3-4 |
Кроме того, важно подчеркнуть, что в ходе наземных испытаний было показано, что эти характеристики могут регулироваться в относительно широком диапазоне. В качестве примера в табл. П1.3 показаны возможные диапазоны изменения основных параметров для некоторых моделей СПД.
Таблица П1.3
| Параметр | Модель | |||||||
| СПД‑70 | СПД ‑100 | СПД ‑140 | СПД ‑200 | |||||
| min | max | min | max | min | max | min | max | |
| N, Вт | ||||||||
| Р, мН | ||||||||
| I уд, c |
Все рассмотренные ЭРД типа СПД обладают достаточно хорошей надежностью: вероятность безотказной работы в течение ресурса более 0.8, что позволяет реализовать сравнительно простое резервирование ЭРДУ. Однако этот показатель был достигнут на номинальных режимах работы двигателей типа СПД-70 и СПД-100. Поэтому при разработке вариантов Солнечного зонда с ЭРДУ в качестве базовых двигателей были выбраны именно эти модели. Причем при естественном изменении мощности энергетической установки КА во время полета (например, при удалении от Солнца КА, оснащенного солнечными батареями) некоторые двигатели выключались или включались, а остальные должны были работать на номинальном режиме тяги.
Важно также отметить, что приведенные данные предполагали использование в качестве рабочего тела Хе (инертный газ ксенон). Однако экспериментально была подтверждена возможность использования в качестве рабочего тела Kr (инертный газ криптон), что позволило бы примерно в 10 раз снизить стоимость рабочего тела. В тоже время основные характеристики двигателя при переходе от Хе на Kr практически не изменились бы. Однако использование более легкого Kr увеличило бы (примерно в 1.2‑1.5 раза) удельный импульс двигателя при соответствующем увеличении энергетической цены тяги, что естественно при заданном уровне тяги привело бы к возрастанию потребляемой мощности.
Принципиальная схема (а) и конструкция (б) (в упрощенном виде) ЭРД типа СПД представлены на рис. П1.1.
а)
| 
б)
|
| Рис. | П1.1 |
ЭРД типа СПД состоит из следующих подсистем:
анодный блок состоит из газоразрядной камеры, магнитной катушки, магнитопровода, анода-газораспределителя;
катодный блок состоит из нагревателя, поджигного электрода, катода.
Принцип работы ДУ включает две основные операции:
- генерацию ионов Хе или Кг с помощью электронного удара;
- последующее ускорение ионов в скрещенных магнитном и электрическом полях.
Регулирование расхода рабочего тела в двигателе происходит в зависимости от величины разрядного тока и обеспечивается термодросселем путем изменения его накала, регулирующегося по сигналам с датчика разрядного тока от блока электропитания.
Как уже отмечалось, ЭРД в зависимости от типа и режима использования могут иметь удельный импульс в диапазоне 1500 – 5000 с, что обеспечивает значительное сокращение запасов рабочего тела. Запас рабочего тела в зависимости от величины суммарного импульса I S и при заданной величине I уд может быть проиллюстрирован данными, приведенными в табл. П1.4.
Таблица П1.4
| Удельный импульс для различных типов двигателя | I S, H×c | |||||||
| 104 | 105 | 106 | 107 | 108 | ||||
| ЖРД, I уд ~ 200 с | 5 кг | 50 кг | 500 кг | 5 000 кг | 50 000 кг | |||
| ЭРД | I уд = 1500 с | 0.66 кг | 6.6 кг | 66 кг | 660 кг | 6 600 кг | ||
| I уд = 2000 с | 0.5 кг | 5 кг | 50 кг | 500 кг | 5 000 кг | |||
| I уд = 3000 с | 0.33 кг | 3.3 кг | 33 кг | 330 кг | 3 300 кг | |||
| I уд = 5000 с | 0.2 кг | 2 кг | 20 кг | 200 кг | 2 000 кг | |||
Из таблицы видно, что при малых импульсах тяги (~104 H×c) запас рабочего тела даже для традиционных химических двигателей невелик и переход к новым типам двигателей не является необходимым. Однако при средних и больших суммарных импульсах тяги (105-107 H×c) такой переход может обеспечить существенную экономию рабочего тела и снижение суммарной массы двигательной установки.
П1.2. Основные характеристики энергетических установок
Как видно из вышесказанного, использование ЭРД для изменения траекторий КА требует мощных энергетических установок. В принципе в космосе могут быть использованы источники энергии трех типов:
химические источники энергии;
ядерные источники энергии;
лучевые (в первую очередь – солнечные) источники энергии.
Источники энергии для первых двух типов являются полностью автономными. Последний источник находится за пределами КА, и лучистая энергия поступает на него извне.
П1.2.1. Химические источники энергии
Химические источники энергии обладают относительно малой энергоемкостью и поэтому для КА, предполагающих длительное непрерывное использование ЭРДУ, могут играть лишь вспомогательную роль (буферные аккумуляторы энергии).
Самые высокие удельные характеристики имеют серно-натриевые аккумуляторные батареи в сочетании с использованием радиоизотопного термоэлектронного (эмиссионного) генератора (РИГЭГ) или ядерной энергоустановки (ЯЭУ). Это объясняется необходимостью нагрева серно-натриевых аккумуляторных батарей до температуры 300÷350ОС. При работе в качестве первичного источника тока РИТЭГ или ЯЭУ возникает избыточная тепловая энергия, которую необходимо отводить в космическое пространство или можно использовать для обогрева аппаратуры КА, в частности серно-натриевых аккумуляторных батарей.
П1.2.2. Ядерные источники энергии
В начале 80-х годов в связи с потребностями дополнительного увеличения бортовой энергетики КА начались исследования возможностей полета КА с ЯЭУ. При этом предполагалось применить ЭРДУ для разгона КА с орбиты Земли на межпланетную траекторию для полета к планетам Солнечной системы.
В государственном предприятии "Красная Звезда" была проработана схема ЯЭУ в диапазоне полезных мощностей Рt = 15 ÷ 500 кВт, которые возможно использовать для изучения дальнего космоса с продолжительностью активного функционирования до 7 лет. Две ЯЭУ типа «Топаз» прошли успешное испытание в космическом пространстве в течение 1 года на КА «Космос-1818» и «Космос-1867».
С учетом данных результатов исследований по проектным и действующим ЯЭУ в России и за рубежом были построены зависимости удельной массы ЯЭУ от уровня их мощности. Эти данные представлены в табл. П1.5.
Таблица П1.5
| Тип генератора | Мощность, кВт | Удельная масса, кг/кВт | страна | Завершенность |
| СНАП-10А | 0.5 | США | ЛКИ | |
| «Космос— 1900» | 3.0 | СССР | серия | |
| "Топаз-1" | 6.0 | СССР | ЛКИ | |
| "Топаз-2" | 6.0 | 160-180 | СССР | Стенд |
| На основе “Топаз-1” | 100.0 | СССР | проект | |
| На основе “Топаз-1,2” | 70.0 | СССР | проект | |
| СП-100 | 75.0 | |США | проект | |
| СП 100 разные схемы | 30.0 | США | Проект | |
| На основе "Топаз" | 40.0 | СССР | Проект | |
| СП-100. развитие | 20.0 | США | Проект | |
| Зонд к Юпитеру | 18.0 | США | Проект | |
| буксир с ЭРД | 20.0 | СССР | Проект | |
| Экспедиция на Марс –1 | 12.0 | СССР | Проект | |
| Экспедиция на Марс –2 | 7.0 | СССР | Проект |
Соответствующая зависимость массы ЯЭУ от мощности реактора представлена на рис. П1.2.
| |
| Рис. | П1.2 |
До приведения в рабочее состояние ЯЭУ поддерживается в подкритическом состоянии в любой ситуации (включая аварийную) начиная со стартовой позиции. При достижении заданной орбиты (подтвержденной прямыми траекторными измерениями) снимается блокировка по радиокоманде с Земли.
Высота орбиты выбирается из условия длительного пассивного существования КА и его ЯЭУ после прекращения функционирования (около 300 лет), что считается достаточным для распада продуктов деления до уровня, допустимого при любых авариях с ЯЭУ. Этот способ изоляции ЯЭУ гарантирует безопасность населения Земли.
Выполненный комплекс работ и результаты испытаний показали перспективность использования установок подобного типа в качестве источников электроэнергетики КА с длительно потребляемой мощностью в несколько киловатт и даже десятков киловатт с ресурсом до 7 лет.
Кроме того, не менее важно, что выполненный при создании ЯЭУ «Топаз» комплекс работ позволил кооперации российских предприятий приобрести уникальный опыт эксплуатации космических комплексов, содержащихЯЭУ и ЭРДУ, а также решить целый ряд организационных задач, включая разработку международных документов, устанавливающих порядок эксплуатации таких систем.
В качестве базового примера принципиального устройства ЯЭУ рассмотрим ЯЭУ «Топаз-100». В ее составвходят следующие основные подсистемы:
термоэмиссионный реактор-преобразователь;
теневая радиационная зашита;
система теплоотвода;
система подачи цезия;
система автоматического управления, состоящая из подсистем ЯЭУ и систем электроснабжения;
силовая конструкция.
На рис. П.13 изображены функциональная схема (а) и упрощенная конструкция реактора-преобразователя ЯЭУ (б).
а)
| 
б)
| |
| Рис. | П1.3 | |
На рис. П1.3, а обозначены: 1 – система подачи цезия; 2 – реактор-преобразователь; 3 – теплоноситель; 4 – блок отсеков теневой радиационной защиты; 5 – приводы органов системы управления; 6 – индукционный электрический насос; 7 – коллектор холодильника-излучателя; 8 – система электрических коммутаций; 9 – холодильник-излучатель на тепловых трубах.
Термоэмиссионный реактор-преобразователь на тепловых нейтронах имеет активную зону с набором дисков их замедлителя гидрида циркония, в отверстиях которого располагаются электрогенерирующие каналы. Активная зона с торцевыми отражателями заключена в корпус, отделяющий ее от бокового отражателя.
В боковом отражателе располагаются поворотные органы регулирования – 12 цилиндров, которые разбиты на четыре группы, по три в каждой. Кинематические органы регулирования объединяются в группы с помощью распределительных механизмов. Каждая группа органов регулирования управляется своим приводом.
Система коммутации включает в себя верхнюю и нижнюю камеры с расположенными на них коммутационными камерами с элементами, соединяющими каналы последовательно-параллельной цепи для обеспечения требуемых электрических параметров на клеммах термоэмиссионного реактора-преобразователя.
Для уменьшения утечек водорода из гидридциркониевого замедлителя максимальная температура теплоносителя ограничивается 600°С. Температура эмиттеров электрогенерирующих каналов не превышает 1600°С. Этот уровень температур в сочетании с конструктивными мероприятиями для достаточной геометрической стабильности эмиттерных узлов должен обеспечить длительный ресурс работы электрогенерирующего канала.
Радиационная защита теневого типа состоит - как один из возможных вариантов - из слоев тяжелой (U-238) и легкой (гидрид лития) компонент: теневой угол выбирается из условия обеспечения "тени" заданного диаметра в дозовой плоскостиКА с расположением холодильника-излучателя в тени этого конуса. В радиационной защите предусматриваются каналы для прохода кинематических элементов приводов органов регулирования реактора, расположенных за радиационной защитой. Для уменьшения рассеянного излучения трубопроводы, теплоносители и электрокоммуникации располагаются в специальных углублениях на внешней поверхности радиационной защиты.
В реакторе-преобразователе применяется регенеративная система подачи рабочего тела цезия с односторонней диффузией примесных газов из электрогенерирующих каналов в цезиевую камеру, через которую производится прокачка паров цезия с расходом, достаточным для достижения возможно более низких концентраций примесных газов в межэлектродном зазоре электрогенерирующих каналов.
Система теплоотвода включаетхолодильник-излучатель на тепловых трубах, электромагнитный насос, жидкометаллический контур, компенсационный бак. Прокачка теплоносителя осуществляется индукционным электромагнитным насосом, который может работать в нескольких режимах по расходу теплоносителя: предпусковом, пусковом, номинальном и форсированном. Необходимый расход на этих режимах обеспечивается изменением параметров системы питания электромагнитного насоса.
Холодильник-излучатель состоит из нескольких коллекторов теплоносителя и вваренных в них тепловых труб с артериальной капиллярной структурой. Если режимы ЯЭУ резко различаются по уровням мощностей, то в холодильнике-излучателе целесообразно использовать газорегулируемые тепловые трубы.
Система автоматического управления включает в себя регулятор режимов с логическим устройством, определяющим задание по нейтронному, токовому и температурному каналам управления, быстродействующий регулятор напряжения, обеспечивающий перераспределение тока термоэмиссионного реактора-преобразователя постоянной величины между потребителем борта и нагрузкой, установленной в контуре теплоносителя, систему питания электромагнитного насоса. Может быть дополнительно предусмотрена система преобразования постоянного тока реактора в переменный или постоянный ток более высокого напряжения для питания ЭРДУ. В табл. П1.6 даны основные технические характеристики ЯЭУ
«Топаз-100».
Таблица П1.6
| № | Параметр | Характеристика |
| Полезная электрическая мощность, кВт | ||
| Тип реактора, замедлитель | На тепловых нейтронах, гидрид циркония | |
| Тип преобразования тепловой энергии в электрическую | термоэмиссионный | |
| Рабочее тело в межэлектродном зазоре преобразователя | цезий | |
| Система подачи цезия регенеративная, КПД преобразователя, % | ||
| Радиационная защита - тяжелый компонент | обедненный U238/ LiН | |
| Допустимые дозы излучения в плоскости приборного отсека: гамма- излучения, рад * | 106 | |
| Расстояние от термоэмиссионного реактора-преобразователя до приборного отсека, м | ||
| Тип ЭМН | 600 индуктивный | |
| Тип холодильника - излучателя | Раздвижной, на тепловых трубах | |
| Напряжение на клеммах САУ, В | 115±6 | |
| Ресурс работы, лет | До 3 | |
| Полная масса, кг | ||
| Габариты ЯЭУ в стартовом положении: максимальный диаметр, м длина, м | 3.6 ~ 4.0 ** | |
| Габариты ЯЭУ в рабочем положении: максимальный диаметр, м длина, м | 2.0 - 4.0 ~ 8.0 ** |
* в течение 3 лет работы при мощности 100 кВт на расстоянии 15 м, без дополнительной защиты;
** размер уточняется в процессе проектирования.
Что касается ресурсных характеристик ЯЭУ, то следует отметить, что для каждого типоразмера ЯЭУ они практически не связаны с массой ЯЭУ и очень слабо зависят от мощности ЯЭУ в диапазоне, определяемом удельной плотностью преобразования 2 – 3 Вт/см3. Это свойство рассматриваемой ЯЭУ обеспечивается соответствующим выбором конструктивных и теплофизических параметров, определяющих ресурс ЯЭУ. В частности:
загрузка Ц-235 дляРП-25 обеспечивает его функционирование в течение не менее 7 лет при удельной плотности преобразования 2–3 Вт/см3, в том числе в течение 1 года при удельной плотности преобразования 5–6 Вт/см3;
для реализуемых вЯЭУ второго поколения системах гидридного замедлителя при выбранном уровне температур теплоносителя возможная утечка водорода не оказывает заметного влияния на ресурсреактора-преобразователя;
стабильность характеристик созданных унифицированных многоэлементных электрогенерирующих каналов, определяемых в первую очередь стабильностью геометрических параметров эмиттерного узла, содержащего топливную композицию, в соответствии с результатами петлевых испытанийэлектрогенерирующих каналов может быть обеспечена для рассматриваемых значений мощностей и ресурсов;
использование в конструкции ЯЭУ второго поколения регенеративной цезиевой системы, холодильника-излучателя на тепловых трубах и оптимальной схемы управления приводами органов регулирования практически исключает, по крайней мере для ресурсов до 10 лет, влияние на ресурс ЯЭУ таких факторов, как запас цезия, сохранение излучающей площади холодильника-излучателя и механический ресурс приводов.
Таким образом, для выбранного типоразмера ЯЭУ изменение мощности в указанном диапазоне ее ресурс не изменит, а масса ЯЭУотслеживает изменение массы системы теплоотвода, связанное с изменением отводимой отреактора-преобразователя мощности.
Основными особенностями эксплуатацииЯЭУ второго поколения являются:
полное завершение цикла изготовления и снаряженияЯЭУ на заводе-изготовителе;
эксплуатацияЯЭУ в составе КА, предусматривающая минимум контрольных операций на техническом и стартовом комплексах, а также наличие на этих комплексах контролирующей дозиметрической аппаратуры, при этом никаких дополнительных мер обеспечения безопасности не требуется;
при подготовке к старту необходимо терморегулированиеЯЭУ, обеспечивающее отсутствие замерзания теплоносителя (температура замерзания теплоносителя 115°С;
нахождение ЯЭУ в космосе в выключенном состоянии (режим хранения) в течение длительного времени (несколько лет) при условии поддержания температуры теплоносителя выше точки замерзания. Это может быть обеспечено при освещении ЯЭУ Солнцем или периодическом подогревании теплоносителя от вспомогательного источника энергии, при этом энергозатраты составят около 100 Вт в виде кратковременных импульсов.
Важно также отметить, что при создании системы электропитания (СЭП) КА должна быть рассмотрена возможность совмещения функций аккумуляторной батареи, обеспечивающей работу системы автоматического управления ЯЭУ, с аккумуляторной батарей, питающей бортовую аппаратуруКА. Кроме того, целесообразно изучить вариант создания секционной многофункциональной аккумуляторной батареи и возможность ее частичного (одной из секций) сброса с КА после окончания ее работы, после вывода на номинальный режим ЯЭУ (например, пусковая аккумуляторная батарея). Это позволит избавиться от "балластной" массы на борту КА.
Разработанная концепция безопасностиЯЭУ второго поколения целиком удовлетворяет принципам, установленным международными документами, в частности принципам, принятым Резолюцией Генеральной Ассамблеи ООН 47/68 от 14.12.1992 г.
П1.2.3. Солнечные источники энергии
Первичная лучистая энергия, в первую очередь – солнечная, может быть преобразована в электрическую энергию или непосредственно с помощью фотоэлектрического преобразования, или через тепловую энергию.
В последнее время весьма существенный прогресс достигнут (особенно в США, Германии и Китае) в сфере разработки и производства солнечных батарей (СБ) на базе фотоэлектрических преобразователей (ФЭП). Поэтому главным направлением развития солнечной энергетики являются СБ.
Концентраторы солнечной энергии, использующие ее для генерации тепла, пока существенно проигрывает СБ. В первую очередь, это – следствие относительно высоких массовых характеристик агрегата в целом и повышенных требований к системе ориентации концентратора на Солнце. Например, концентраторы солнечной тепловой энергии параболического типа требуют строгой (в пределах нескольких угловых минут) ориентации на Солнце. Это обстоятельство обычно не учитывается при оценочных расчетах, но на практике может играть весьма важную роль.
В то же время небольшие отклонения направления солнечных лучей от перпендикуляра к поверхности СБ в пределах нескольких угловых градусов не оказывает заметного влияния на величину потока облучения СБ, что позволяет не предъявлять слишком высоких требований к системе ориентации СБ.
В период проектных исследований в рамках темы РКА «Солнечный зонд» широкое распространение получили СБ на базе ФЭП двух типов: кремниевые ФЭП (Si) и арсенидно-галлиевые ФЭП (ArGa).
При оценке общих параметров энергетических установок на СБ необходимо учитывать:
уровень энергии солнечного облучения ФЭП;
коэффициент преобразования энергии излучения Солнца в электрическую в ФЭП;
деградацию ФЭП в процессе эксплуатации.
Уровень энергии солнечного облучения, действующего на единицу площади ФЭП, перпендикулярно сориентированной к потоку излучения, в основном определяется интенсивностью солнечного излучения. В табл. П1.7 указаны средние оценки интенсивности солнечного излучения на орбитах планет земной группы.
Таблица П1.7
| На расстоянии равном радиусу орбиты планеты | Интенсивность излучения, кВт/м2 |
| Меркурий | 11,1 |
| Венера | 2,65 |
| Земля | 1,36 |
| Марс | 0,598 |
Из табл. П1.7 видно, что в пределах планет земной группы интенсивность излучения меняется более, чем на порядок.
Коэффициент преобразования энергии излучения Солнца в электрическую h (или в некоторых работах – коэффициент полезного действия (КПД)) в ФЭП зависит от материала, температуры и степени деградации.
По данным табл. П1.8 можно проследить основную тенденцию зависимости коэффициента преобразования h от температуры СБ для наиболее распространенных материалов ФЭП: кремния Si и арсенида галлия ArGa.
В обоих случаях падение h аппроксимируется кусочно-линейной зависимостью, причем эта зависимость для кремниевых ФЭП имеет заметный излом при t » 140о С.
Таблица П1.8
| h для различных материалов, % | Температура, ОС | |||
| -20 | ||||
| Si | 5,3 | |||
| ArGa | 19,5 | 12,5 |
Как видно из цифр, при повышенных температурах (более 100о С) ФЭП, изготовленные на основе кристаллов кремния (Si), существенно уступают ФЭП на основе кристаллов арсенида галлия (GaAs), однако последние значительно дороже.
Таким образом, при росте температуры СБ коэффициент преобразования и, следовательно, удельная мощность существенно снижается, т.е. температура поверхности СБ, освещенная солнечным потоком, является важным фактором эффективной работы СБ.
Если считать, что СБ охлаждается с двух сторон посредством собственного излучения, то температуру СБ можно оценить по формуле
 ,
| (П1.1) |
где I С ‑ интенсивность солнечного облучения; s ‑ постоянная Стефана-Больцмана (5.67×10-11 кВт/(м2×К4); Е – степень черноты (0,975).
Таким образом, если КА, оснащенный СБ, будет находится вблизи одной из указанных в табл. П1.7 планет, то поверхности СБ, развернутые перпендикулярно к солнечным лучам, будут нагреваться до температур, представленных в табл. П1.9.
Таблице П1.9
| Планета | Меркурий | Венера | Земля | Марс |
| Температура Т СБ,ОС | 130,5 | -2 |
При движении КА по околоземной траектории, например при его разгоне с помощью ЭРДУ, температура поверхностей СБ зависит от высоты полета КА (табл. П1.10).
Таблицу П1.10
| Высота полета Н, км | ||||||||
| Температура, ОС |
Естественно, что в процессе эксплуатации СБ в открытом космосе или в околоземном пространстве показатели коэффициента преобразования ФЭП ухудшаются (деградируют), т.е. удельная мощность СБ как источника электроэнергии будет падать.
Считается, что первоначальный (в начале ресурса) коэффициент преобразования ФЭП будет составлять для Si ~13% и для GaAs ~15% при температуре ФЭП около 20о С. Соответственно первоначальная мощность, снимаемая с 1 м2 СБ будет составлять ~180 Вт/м2 (Si) и ~210 Вт/м2 (GaAs).
Принято считать также, что эксплуатация СБ нецелесообразна при уменьшении коэффициента преобразования до 10%. При этом удельная мощность для батарей обоих типов будет составлять ~140 Вт/м2. Однако данное общее положение не исключает возможности дополнительной эксплуатации СБ.
При полете КА, оснащенного СБ, в околоземном пространстве темп деградации ФЭП существенно зависит от траектории разгона КА, так как определяется условиями внешней среды, в частности воздействием заряженных частиц при прохождении КА через радиационные пояса Земли.
Кроме того, износ СБ зависит от ряда других факторов, например от вспышек на Солнце, приводящих к изменению на несколько порядков параметров «солнечного ветра», в частности к изменению потока фотонов от Солнца.
В настоящее время разработаны различные защитные покрытия СБ, играющие существенную роль в длительности эффективного жизненного цикла ФЭП.
Об оптимистичных характеристиках полета КА вблизи Земли говорят следующие цифры. При полете вне радиационных поясов Земли эффективность ФЭП снижается до допустимого уровня (h ~ 10%) за 10‑15 лет. При полете в сфере радиационных поясов Земли аналогичное снижение эффективности происходит менее чем за 5 лет.
С точки зрения критериев предпочтения различных вариантов источников электроэнергии, обеспечивающих работу ЭРДУ, важной характеристикой СБ является их суммарная масса.
За последние десять – пятнадцать лет наблюдалось существенное улучшение массовых характеристик СБ. Так, например, на международной космической станции (МКС) масса 1 м2 СБ (включая подкрепляющие конструкции) составила 5 кг. С учетом этого «массовая цена» мощности СБ составит ~25 кг/кВт в начале ресурса и около 35 кг/кВт – в конце. В то же время наиболее совершенные отечественные СБ на сотовой основе могут иметь удельную массу ~2 кг/м2 (10 – 15 кг/кВт соответственно), а в ряде зарубежных работ (США, Германия) анонсированы СБ с удельной массой 1 кг/м2 (10 – 15 кг/кВт соответственно). По данным Исследовательского центра им. Келдыша в ближайшей перспективе можно ожидать появления ФЭП с параметрами, указанными в табл. П1.11.
Использование СБ для энергоснабжения КА на траекториях полета, близких к Солнцу, сопряжено с рядом особенностей условий их эксплуатации. Как отмечалось, рост интенсивности лучистого потока приводит к повышению температуры фотопреобразователей, которая в районе орбит Меркурия может достигать Т сб » 230°С, что может привести к резкому падению напряжения и уменьшению коэффициента преобразования СБ, а возрастающая интенсивность потоков заряженных частиц – протонов – к усилению процессов деградации характеристик за счет радиационных повреждений ФЭП.
Таблица П1.11
| Тип ФЭП | ArGa | Si | ||
| 1996 г. | 2010 г. | 1996 г. | 2010 г. | |
| h (10 лет), % | 6.2-8.0 | 12.5 | 9.8-13 | 16.5 |
| Мощность, снимаемая с 1 м2, Вт/м2 | 55-100 | 85-145 | ||
| удельная масса, кг/м2 | 0.8-1 | 0.3-0.5 | 1-1.5 | 0.3-0.5 |
| «массовая цена» мощности, Вт/кг | 55-125 | 240-480 | 55-145 | 370-630 |
Относительная стоимость мощности, Долл
Поиск по сайту©2015-2024 poisk-ru.ru
Все права принадлежать их авторам. Данный сайт не претендует на авторства, а предоставляет бесплатное использование. Дата создания страницы: 2020-05-09 Нарушение авторских прав и Нарушение персональных данных |
Поиск по сайту: Читайте также: Деталирование сборочного чертежа Когда производственнику особенно важно наличие гибких производственных мощностей? Собственные движения и пространственные скорости звезд |