Промышленность \ Конструкция и прочность газотурбинных установок

Состав и компоновка фотоэлектрических батарей систем энергоснабжения космических аппаратов, страница 2

9.1     Основные понятия надежности. 249

9.2     Основные составляющие надежности. 255

9.2.1     Надежность деталей и узлов. 255

9.2.2     Наличие ошибок в проектах. 255

9.3     Основные расчеты показателей надежности. 256

9.3.1     Структурные схемы. Условия применимости  метода структурных схем.. 256

9.3.2     Нормирование надежности элементов схемы.. 256

9.3.3     Прочностная, физическая надежность элементов СЭС.. 258

9.3.4     Схемные методы повышения надежности. Резервирование. 259

9.3.5     Оптимальное резервирование замещением при ограничении массы СЭС.. 259

9.4     Примеры расчета надежности СЭС.. 263

9.4.1     Схема надежности СЭС. Расчет надежности СЭС.. 263

9.4.2     Расчет надежности рамы фотоэлектрической батареи. 269

Список использованной и рекомендуемой литературы.. 274

Перечень условных обозначений, символов, единиц, сокращений и терминов

r - плотность материала;

e фп - степень черноты;

d - толщина материала;

w - угловая скорость;

e - угловое ускорение;

j - угол поворота;

s(tmax) - дисперсия допустимых значений максимально действующего напряжения;

s(ttB,t) - дисперсия допустимых значений предела длительной прочности;

t - тангенциальное напряжение;

tmax - максимально действующее напряжение;

ttB,t - предел длительной прочности;

sв – предел прочности на растяжение;

[t]K - допускаемое напряжение кручения;

AS, A – коэффициент поглощения;

C – жесткость;

C0 – теплоемкость;

dN - диаметр зубчатых колес;

F(t) - функция распределения вероятностей случайных величин;

G – модуль упругости при сдвиге;

I - момент инерции панели;

i - передаточное отношение механизма;

J0 - момент инерции солнечной батареи;

L – длина;

Mкр – крутящий момент;

Mп – масса панели солнечной батареи;

Mпог – погонная масса панели солнечной батареи;

Mр – масса рамы солнечной батареи;

P(t) - вероятность безотказной работы;

Q – количество теплоты;

Q(t) - вероятность появления отказов;

S – площадь;

 - средняя продолжительность одного сеанса технического обслуживания;

T – температура;

U – передаточное отношение редуктора;

z – число зубьев зубчатого колеса;

АБ – аккумуляторная батарея;

БАРК – бортовая аппаратура регулирования и контроля;

БЛУ – блок логики управления;

БФ – батарея фотоэлектрическая;

БХ – батарея химическая;

в.д. – восточная долгота;

дБ – децибелл;

ДС – датчик Солнца;

ДУ – двигательная установка;

Е - модуль упругости;

з.д. – западная долгота;

ЗН – зона нечувствительности;

ЗРУ – зарядно-разрядное устройство;

ЗУ – запоминающее устройство;

ИК – инфракрасный;

ИСЗ – искусственный спутник Земли;

КА – космический аппарат;

КМ – композиционный материал;

КТДУ – комплексная тормозная двигательная установка;

ЛА – летательный аппарат;

ОПС – орбитальная пилотируемая станция;

РИМ – регулятор избыточной мощности;

РН – ракета-носитель;

СА – спускаемый аппарат;

СБ – солнечная батарея;

СЗ – сотовый заполнитель;

СОСБ – система ориентации солнечной батареи;

СЭ – солнечный элемент;

СЭС – система электроснабжения;

УФ – ультрафиолетовый;

ФП – фотоэлектрический преобразователь.

Введение

При разработке третьего искусственного спутника Земли единственным источником энергоснабжения его оборудования и приборов были признаны СБ, прямо преобразующие солнечную энергию в электрическую. Они собраны из фотопреобразователей, скоммутированных для обеспечения требуемых выходных значений тока и напряжения. Основными преимуществами СБ являются: отработанность технологии их изготовления, гарантированная надежность работы в космосе, отсутствие движущихся узлов и деталей, отсутствие ионизирующего излучения, простота отвода тепловой энергии.

Требования к уровню мощности бортовых электрических энергоустановок будущих спутников, орбитальных станций и других космических аппаратов значительно выше современного среднего уровня, составляющего 0.5…5 кВт. В космических полетах целесообразно применять солнечные энергодвигательные установки, в которых электроракетные двигатели получают питание от солнечных батарей. Использование таких двигателей открывает новые возможности в освоении космического пространства.

Повышение мощности существующих систем энергопитания КА до многих киловатт при сохранении прежней технологии невозможно из-за огромного увеличения массы систем. Поэтому ведутся работы по уменьшению массы как СБ, так и АБ, так как СБ, имея большую площадь, является источником дополнительного аэродинамического торможения при полетах на низких околоземных орбитах, и, кроме того, СБ повышают инерционность космического аппарата, снижая его маневренность. Уменьшение массы СБ обеспечивается повышением КПД СБ, уменьшением толщины фотопреобразователей и увеличением их площади, а также совершенствованием конструкции самой СБ.

В настоящее время накоплен значительный опыт в разработке конструктивных элементов и механизмов СБ. В подавляющем большинстве они разрабатывались для спутников Земли, ориентированных одной из осей на Землю или Солнце. Варианты их исполнения отличаются формой и законом ориентации солнечных батарей, алгоритмами управления, режимами функционирования СБ и АБ.

СБ в настоящее время остается основным источником питания космических систем, но конструкция ее претерпела значительные изменения.

В книге использованы различные разработки СЭС и ее компонентов: проектная документация на СЭС изделия СМ-КИ, разработанная в КБ-3 ГКБ "Южное", г. Днепропетровск; курсовые и дипломные проекты по специальности "Энергетические установки космических летательных аппаратов", разработанные в ХАИ на кафедре «Энергетические установки и двигатели космических аппаратов» в 1995-2000 гг.

Скачать файл