СПОСОБ ЭНЕРГОСНАБЖЕНИЯ В ПОЛЕТЕ КОСМИЧЕСКОГО АППАРАТА С ЭЛЕКТРОХИМИЧЕСКИМИ ГЕНЕРАТОРАМИ
METHOD OF POWER SUPPLY OF SPACECRAFT WITH ELECTROCHEMICAL GENERATORS DURING FLIGHT

Изобретение относится к космической области и, в частности, к способам энергоснабжения в полете космических аппаратов (КА) с системой энергоснабжения на базе электрохимических генераторов (ЭХГ).
2
2
Прототипом предлагаемого способа энергоснабжения может служить известный способ энергоснабжения в полете КА с помощью электрохимических генераторов [1]. В качестве реагирующих рабочих веществ в ЭХГ обычно используют кислород и водород. Удельная масса ЭХГ около 20 кг/кВт, а удельный расход топлива и окислителя составляет около 0.4 кг/кВт·ч [1]. Например, для обеспечения электрической мощности в 4 кВт в течение 240 часов требуемая масса ЭХГ вместе с компонентами О и Н будет составлять около 460 кг. Для обеспечения энергопотребления корабля «Клипер» в течение 10 суток полета (среднесуточное энергопотребление 2,5 кВт) - около 290 кг [2].
Недостаток данного способа в том, что ЭХГ не допускают перезарядки, запас рабочего вещества в них используется однократно.
2
2
Задачей предлагаемого изобретения является увеличение продолжительности генерации электроэнергии без увеличения массы исходных химических компонентов О и Н на борту космического аппарата, повышение уровня электрической мощности без кратного увеличения массы системы энергоснабжения.
2
2
2
2
2
2
Эта задача решается тем, что в способе энергоснабжения в полете космического аппарата с электрохимическими генераторами, включающем получение электроэнергии на основе химической реакции О и H, перед окончанием выработки исходных химических компонентов O и H на борту космического аппарата для производства электроэнергии космический аппарат пристыковывают на орбите к космической энергетической платформе с электролизером, перекачивают в нее воду - продукт химической реакции электрохимических генераторов космического аппарата; после электролиза воды на платформе снабжают космический аппарат, состыкованный с космической энергетической платформой, продуктами электролиза воды - химическими компонентами О и Н для последующей электрохимической реакции в электрохимических генераторах на борту космического аппарата; отстыковывают космический аппарат от платформы и выводят его на рабочую орбиту; данный цикл повторяют необходимое число раз.
На чертеже изображена схема, иллюстрирующая предложенный способ, где
1 - космическая энергетическая платформа с электролизером;
2 - космический аппарат (КА) с электрохимическими генераторами.
2
2
2
2
2
2
Сущностью предлагаемого способа энергоснабжения в полете КА с ЭХГ является получение электроэнергии на основе химической реакции О и Н, заключающегося в том, что перед окончанием выработки исходных химических компонентов О и Н на борту КА 2 для производства электроэнергии КА 2 пристыковывают на орбите к космической энергетической платформе с электролизером 1, перекачивают в нее воду - продукт химической реакции ЭХГ КА 2; после электролиза воды на платформе 1 снабжают КА 2, состыкованный с космической энергетической платформой 1, продуктами электролиза воды - химическими компонентами O и H для последующей электрохимической реакции в ЭХГ на борту КА 2; отстыковывают КА 2 от космической энергетической платформы 1 и выводят его на рабочую орбиту; данный цикл повторяют необходимое число раз.
2
2
2
2
Таким образом, увеличивается продолжительность генерации электроэнергии без увеличения массы исходных химических компонентов О и Н на борту космического аппарата. Поскольку процесс преобразования химических компонентов O и Н в воду с выработкой электроэнергии и электролитическое разложение воды на компоненты
2
2
О и Н можно повторять многократно, то ограничением на количество циклов преобразования может служить только ресурс технических устройств.
Также, используя данный способ энергоснабжения, можно увеличивать среднесуточную электрическую мощность, выдаваемую системой энергоснабжения без кратного увеличения массы системы, уменьшая продолжительность полета без подзарядки. Например, система энергоснабжения была рассчитана на среднесуточную мощность 4 кВт. Удельная масса ЭХГ около 20 кг/кВт, таким образом, масса ЭХГ равна приблизительно 80 кг. Требуется увеличить среднесуточную мощность в два раза, для этого увеличивается масса ЭХГ и становится равной приблизительно 160 кг, а масса химических компонентов остается той же за счет сокращения времени полета без подзарядки. Общая масса системы энергоснабжения повышается на 17,4% и становится равной около 540 кг.
-7
o
Поясним целесообразность использования данного способа на примерах. Данный способ энергоснабжения может применяться для космических аппаратов, предназначенных для работ, требующих условия микрогравитации, например КА для производства в космосе материалов с уникальными свойствами и биопрепаратов, и в этой связи требующих большого энергопотребления в течение длительного времени. При этом необходимо поддержание заданного уровня микрогравитации (современные требования к микрогравитационной обстановке на борту КА, для работ, требующих условия микрогравитации, указывают на необходимость ужесточения требований к уровню микрогравитационной обстановки до значений 10 g [5], [6], [7]).
Использование для этих целей аккумуляторных батарей нецелесообразно, так как аккумуляторные батареи (АБ), по сравнению с ЭХГ, имеют низкую удельную энергоемкость [1], [3], [4]. Для обеспечения электрической мощности в 4 кВт в течение 240 часов требуемая масса АБ будет составлять не менее 6400 кг.
-4
o
Солнечные батареи (СБ) требуют ориентации панелей СБ на солнце для обеспечения максимального токосъема (максимальный токосъем достигается при падении солнечных лучей на панели СБ под углом 90 градусов). Поддержание постоянной ориентации приводит к ухудшению микрогравитационной обстановки на борту КА, например для ТГК «Прогресс» в режиме полета со стабилизацией методом закрутки вокруг оси направления СБ на Солнце уровень микрогравитационной обстановки может достигать значений ~4,5·10 g.
Тот же недостаток характерен для солнечных концентраторов с тепловым электромашинным преобразованием. Кроме того, весомый вклад в ухудшение микрогравитационной обстановки на борту КА будет вносить работа турбины и компрессора, неотъемлемых элементов процесса преобразования тепловой энергии в электрическую, с помощью тепловой машины.
Ядерные установки обладают недостатками, связаными, главным образом, с требованиями безопасности. Создание экранов, защищающих космонавтов и аппаратуру от радиоактивных проникающих излучений, сильно утяжелит установку. Непростым делом будут динамические маневры по сближению и стыковке с КА, на борту которого будет ядерная энергоустановка. Жесткие ядерные излучения могут вызвать необратимые негативные изменения в организмах космонавтов и оказать вредное воздействие на технологические процессы производства материалов (возникновение дефектов структуры в кристаллах, ухудшение качества биологически активных препаратов и т.д.) [1].
При предлагаемом способе энергообеспечения в полете КА система энергоснабжения во время автономного полета КА не оказывает влияния на уровень микрогравитационной обстановки, так как в процессе электрохимической реакции не происходит силовых воздействий на КА, однако обеспечивает высокий уровень электрической мощности в течение длительного времени.
Данный способ энергоснабжения также может применяться для многоразовых пилотируемых КА, использующих аэродинамическое торможение в атмосферах планет. Например, для решения целевой задачи требуется увеличить продолжительность автономного полета многоразового транспортного пилотируемого космического корабля (МТПКК) типа «Клипер» в два раза. Для этого увеличивают в два раза запас компонентов системы жизнеобеспечения, а запас химических компонентов системы энергоснабжения остается без изменений, так как их количество, в процессе выработки, можно восполнить во время стыковки с энергетической платформой.
Размещение для этой цели на МТПКК «Клипер» СБ нецелесообразно, так как невозможно полностью защитить элементы конструкции СБ от аэродинамических и тепловых потоков при аэродинамическом торможении и выведении КА на околопланетную орбиту, что может привести к их частичному или полному уничтожению, потере работоспособности, а также к повреждению конструкции самого КА. Также элементы конструкции СБ будут отрицательно влиять на аэродинамическое качество корабля, что может увеличить величину перегрузки при аэродинамическом торможении, и сделать невозможной посадку на аэродром.
Другой пример: требуется в течение длительного времени обеспечить электроэнергией многоразовый пилотируемый космический аппарат, предназначенный для перевозки экипажа между околоземной и окололунной орбитами на базе МТПКК типа «Клипер». Данный КА осуществляет торможение в атмосфере Земли до первой космической скорости и стыкуется с околоземной орбитальной станцией, где экипаж переходит на МТПКК типа «Клипер» и отправляется на Землю. В межорбитальный пилотируемый КА переходит новый экипаж, который отправляется для решения целевых задач на окололунную орбиту. Посадка на Землю данного КА не предусмотрена. Увеличить продолжительность работы системы энергоснабжения данного КА можно посредством предлагаемого способа энергоснабжения. То есть после стыковки с околоземной орбитальной станцией межорбитальный пилотируемый КА стыкуется с космической энергетической платформой, где восполняет запас химических компонентов для работы ЭХГ. Построение системы энергоснабжения данного КА на базе СБ нецелесообразно по вышеназванным причинам.
Данный способ энергоснабжения может также применяться для пилотируемых космических аппаратов, предназначенных для полетов за пределами пояса астероидов, например для исследования спутников Юпитера, доставляемых на околоюпитерианскую орбиту с помощью межпланетного экспедиционного комплекса, оснащенного ядерной энергетической установкой. Увеличить продолжительность работы системы энергоснабжения данного КА можно посредством предлагаемого способа энергоснабжения, где в качестве космической энергетической платформы будет выступать межпланетный экспедиционный комплекс с ядерной энергоустановкой. Построение системы энергоснабжения данного КА на базе СБ нецелесообразно, так как среднее расстояние от Солнца до Юпитера составляет примерно 778 млн. км, что примерно в 5,19 раз больше расстояния от Солнца до Земли. Это значит, что для получения той же, что и на орбите Земли, электрической мощности на орбите Юпитера придется увеличить площадь панелей СБ более чем в 26 раз.
Список использованной литературы
1. Авдуевский B.C., Лесков Л.В. Работает невесомость. - М.: Молодая гвардия, 1988. С.164-171.
2. Брюханов Н.А. Проект «Клипер». - М.: «Новости космонавтики» №7, 2005 г., с.5.
3. Коротеев А.С., Кошеляев Е.М., Решмин А.И. Космическая электроэнергетика сегодня и завтра. - М.: Известия академии наук. Энергетика. №5, 2001. С.3-16.
4. Козлов Д.И., Аншаков Г.П., Агарков В.Ф. и др. Конструирование автоматических космических аппаратов. - М.: Машиностроение, 1996. С.364-377.
5. Земсков B.C., Белокурова И.Н., Раухман М.Р., Шалимов В.П. Неоднородность распределения компонентов в поперечных сечениях кристаллов, выращенных методом Бриджмена в космическом полете - результат гравитационной чувствительности расплава (обзор работ ИМЕТ РАН). // Тезисы. VII Симпозиум «Механика невесомости. Итоги и перспективы фундаментальных исследований гравитационно-чувствительных систем». 11-14 апреля 2000, М., Изд. ИПМех. С.70-72.
6. Земсков B.C. Концепция космической системы для высоких технологий в условиях предельно низкой гравитации. // Тезисы II Российской конф. по космическому материаловедению (КМ-2003). - Калуга: НИЦ Космического материаловедения, июнь 2003, с.56.
7. Жариков Е.В., Сенченков А.С., Егоров А.В. Низко-энергетические методы управления процессами массопереноса при получении материалов в космосе. // Тезисы II Российской конф. по космическому материаловедению (КМ-2003). - Калуга: НИЦ Космического материаловедения, июнь 2003, с.26.