История электротехники
Шрифт:
В настоящее время в качестве таких источников используются солнечная, атомная (реакторы и радиоизотопные источники) и химическая энергия, преобразуемая безмашинным (прямым) способом в электрическую на основе фотоэлектрических, термоэлектрических, термоэмиссионных и электрохимических процессов, где одним из основных факторов оптимальности является КПД преобразования. В перспективе для достижения более высоких мощностей рассматриваются такие динамические системы, в которых солнечная энергия преобразуется в теплоту, используемую затем в паротурбинном и газотурбинном циклах для вращения турбоэлектрогенераторов.
На рис. 8.1 представлены ориентировочные области оптимального применения различных типов энергосистем в космических задачах в зависимости от уровня требуемой электрической мощности и
Ядерные установки обеспечивают высокие мощности, но опасность аварийного радиационного загрязнения, уровень радиопомех и относительно большая стоимость в ряде случаев ограничивают возможность их широкого использования в космосе.
Радиоизотопные системы с термоэлектрическими преобразователями имеют относительно большой срок службы, но обладают невысоким КПД, что ухудшает их удельные массогабаритные характеристики. Такие системы также потенциально радиационно опасны.
Электрохимические генераторы (ЭХГ) представляют собой конструкцию из топливных элементов и системы автоматики, обеспечивающей стабильность температуры и давления подводимых реагентов водород-кислород и удаление воды после реакции [8.49, 8.50].
Теоретически КПД ЭХГ приближается к 100%. В США и России разработаны варианты таких космических генераторов на водороде и кислороде со щелочными и кислотными электролитами. В частности, энергообеспечение программы высадки человека на Луну осуществлялось на базе ЭХГ. В последующем при создании космических кораблей многоразового использования типа «Шатл» (США) и «Буран» (Россия) были созданы ЭХГ с более высокими удельными энергетическими параметрами, способные генерировать электрическую мощность до 40 кВт при удельной мощности порядка 70 Вт/кг. Достигнутый срок службы составлял более 5 тыс. ч.
Первый наш искусственный спутник Земли, запущенный в 1957 г., обеспечивался электроэнергией от химических источников тока — аккумуляторов серебряно-цинковой системы, разработанных во Всесоюзном научно-исследовательском институте источников тока (ВНИИТ), возглавляемом Н.С. Лидоренко.
Однако наиболее широкое применение в космических программах России, США и других стран в настоящее время получили системы на основе солнечных батарей (СБ) с фотоэлектрическим способом прямого преобразования в сочетании с энергоемкими аккумуляторами, допускающими значительное число разрядно-зарядных циклов. Это связано с возможностью использования неиссякаемого солнечного излучения, в то время как в остальных системах источник первичной энергии в том или ином виде должен транспортироваться с Земли и в конечном счете расходуется полностью. Такая система энергопитания была впервые реализована в СССР (1969 г.) на третьем искусственном спутнике Земли. В дальнейшем такие крупнейшие космические проекты, как автоматические межпланетные станции к Венере, Марсу, комете Галлея, аппараты «Луноход», действующие на поверхности Луны, долговременные орбитальные станции «Салют» и «Мир», группы аппаратов космической связи и метрологии общим количеством более двух тысяч, обеспечивались энергопитанием от солнечных батарей в сочетании с соответствующими аккумуляторами.
Широкое внедрение СБ в космическую автономную энергетику потребовало решения ряда серьезных научно-технических проблем [8.44–8.48].
Помимо чисто физической проблемы создания эффективного полупроводникового материала для солнечных элементов (СЭ) необходимо было разработать новые конструкционные материалы, такие как сверхтонкие стеклянные покрытия, оптически прозрачные полимерные материалы, материалы для несущей
Сложность решения проблемы обусловливалась весьма жесткими условиями длительной эксплуатации в открытом космосе. Кроме устойчивости к механическим воздействиям (ударным и вибрационным) на стадии запуска СБ должны были сохранять электрофизические параметры в условиях глубокого вакуума, при мощном радиационном облучении и резком термоциклировании. Впоследствии возникли проблемы с электризацией и наведенными потенциалами, экранизацией электромагнитного воздействия мощных батарей на аппаратуру космического корабля, а также защитой их от собственной атмосферы корабля (газов двигателей). Ряд требований носил противоречивый характер. Так, например, для достижения высокого КПД преобразования требовался кремний с низким удельным сопротивлением (порядка 10 Ом/см), в то время как для обеспечения радиационной стойкости оптимальным был высокоомный кремний (порядка 100 Ом/см); для защиты фотоэлементов и обеспечения минимальной массы требовалось сверхтонкое стеклянное оптически прозрачное покрытие, а для радиационной защиты — более толстое стекло, содержащее примеси тяжелых металлов.
Важнейшими этапами в развитии солнечной энергетики в последние годы являлись [8.41]:
1. Создание кремниевых СЭ, прозрачных в инфракрасной области спектра, что обеспечило понижение равновесной рабочей температуры СБ при их работе в космическом пространстве на 15–20 °С и соответственно повышение удельной мощности на 10%. Дополнительным преимуществом явилось снижение диапазона термоциклических нагрузок, которым подвергаются батареи при работе в космосе, что повысило их надежность и ресурс.
Прозрачные в инфракрасной области спектра СЭ на специальных каркасах успешно использовались на космических аппаратах серии «Космос». Полученная при этом весьма существенная для эксплуатации равновесная рабочая температура СЭ на уровне 48–52°С явилась значительным достижением в мировой практике.
2. Создание СЭ с двусторонней чувствительностью с целью использования отраженного от Земли излучения, особенно на низких орбитах.
Используя специальную полупроводниковую структуру (n+—p—p+) с нанесением на фронтальную и тыльную поверхности симметричных гребенчатых контактов, удалось получить высокую эффективность преобразования светового излучения, поступающего одновременно или попеременно на обе поверхности. По равновесной температуре преимущества двусторонних прозрачных для инфракрасного излучения элементов также сохраняются.
Эксплуатация таких элементов на низкоорбитальных станциях «Салют-2» и «Салют-5» (высота орбиты 350 км) показала, что имеется дополнительный прирост тока СБ на 17–20%. Двусторонняя СБ на аппарате «Космос-1870», выведенном на орбиту в 1987 г., дала средний прирост на 12%.
При толщине двустороннего СЭ менее 150мкм возможно получение практически одинаковой чувствительности СЭ с обеих сторон. Учитывая среднее значение отраженного от Земли прямого солнечного излучения 28–34%, можно ожидать такого же уровня мощности солнечных панелей низкоорбитальных аппаратов, как у действующих на орбитах до 1500 км.
Указанные разработки были выполнены в России значительно раньше зарубежных и имеют широкие перспективы применения для космических аппаратов нового поколения.
3. Разработка СЭ и батарей на основе арсенида галлия, основные преимущества которых по сравнению с кремниевыми: большой начальный КПД (20%), вдвое меньшие потери при возрастании рабочей температуры, существенно большая радиационная стойкость и работоспособность
при температуре 150 °С. В совокупности эти факторы делают арсенид-галлиевые солнечные панели предпочтительными для использования на КА для широкого класса орбит, особенно для аппаратов с большим сроком активного существования. Преимущества арсенид-галлиевых панелей во многих случаях преобладают над их недостатками: большими по сравнению с кремнием удельной массе и начальной стоимостью. Привлекателен конечный выигрыш, который может получить потребитель по основным характеристикам, используя арсенид-галлиевые панели в течение длительного срока на аппаратах различного назначения.