История электротехники

Примером может служить применение на самолете мультиплексных систем управления потребителями электроэнергии.

В середине 70-х годов в связи с появлением на борту летательного аппарата новых типов радиоэлектронного оборудования возникла необходимость генерирования электрической энергии большей мощности — от нескольких мегаватт до сотен мегаватт.

В опытно-конструкторских организациях и научных центрах были проведены исследования различных источников получения такой энергии (электромеханические генераторы; накопители электрической энергии; МГД-генераторы).

В качестве электромеханического генератора был использован синхронный бесконтактный генератор с электромагнитным возбуждением, воздушным охлаждением и кратковременным режимом работы (до 100 с). Благодаря тепловой инерции генератора температура элементов за время работы не достигала предельных значений, что позволяло снизить его удельную массу до 0,2 кг/кВт.

Под руководством Д.А. Бута на кафедре электрических машин в МАИ проведены теоретические исследования возможностей использования в качестве мощного источника электроэнергии МГД-генераторов и различных видов накопителей электроэнергии.

В конце 70-х годов за рубежом и в нашей стране рассматривалась концепция единой электроэнергетической системы, суть которой заключалась в следующем.

На существующих типах самолетов используются в основном два вида энергии — электрическая и гидравлическая. Обе системы соизмеримы как по количеству генерируемой энергии, так и по протяженности систем распределения. Очевидно, что наличие на летательном аппарате двух различных систем, имеющих во многом одинаковое назначение, вызывает определенные трудности в эксплуатации, организации структур, усложняет проведение мероприятий по их модернизации. Появление всережимных самолетов обусловило применение специальных устройств в виде демпферов, гидравлических агрегатов, управляемых по заданным законам электроавтоматикой. Появились смешанные системы управления, получившие название электрогидравлических систем.

Вместе с тем гидравлические системы, выполняющие, как правило, функции приводов органов управления самолетом, в принципе могут быть заменены соответствующими электрическими приводами.

Сравнение основных параметров гидропривода и электропривода показывает, что электропривод уступает гидроприводу по удельной массе и быстродействию.

Существенное преимущество электрическая система по отношению к гидравлической имеет в эксплуатационных затратах, органичном сочетании электроавтоматики и собственно привода.

Перспектива использования полностью электрической системы связана с применением нового типа высокоскоростного электропривода на базе вентильного двигателя с постоянными магнитами высокой энергии.

8.4.2. ЭЛЕКТРОТЕХНИЧЕСКИЕ СИСТЕМЫ КОСМИЧЕСКИХ АППАРАТОВ (КА)

Энергетические установки КА. Темпы освоения космического пространства в значительной степени определяются развитием автономных источников электропитания разнообразных космических аппаратов и в перспективе стационарных станций на поверхностях Луны, Марса и других планет [8.37–8.43].

Уровень требуемой электрической мощности непрерывно повышается и в ближайшее десятилетие может достигнуть нескольких мегаватт при длительности работы свыше 20 лет.

Жесткие специфические требования к космическим источникам питания: высокие удельные массогабаритные параметры, высокая надежность в условиях отсутствия (либо ограниченного) обслуживания, длительный ресурс работы, устойчивость к воздействию окружающей среды (вакуум, невесомость, радиационное излучение, температурные перепады), механическим стартовым и посадочным перегрузкам и другим факторам — накладывают жесткие ограничения на выбор первичного источника энергии.

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 ресурса работы.

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].

^{Рис. 8.1. Области оптимального использования различных типов автономных источников тока}

^{1 — аккумуляторные батареи; 2 — солнечные батареи; 3 — электрохимические генераторы; 4 — ядерные реакторы; 5 — радио изотопные источники}

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.