Система передачи энергии на землю с орбитальной солнечной электростанции

Изобретение относится к энергетике и может найти применение при создании солнечных космических электростанций локального энергоснабжения Земли. Система передачи энергии на Землю с орбитальной солнечной электростанции содержит солнечную батарею, преобразователь электрического тока в СВЧ энергию, фазируемую антенную решетку, приемную выпрямительную антенну. Орбитальная солнечная электростанция выводится на геосинхронную орбиту с перигеем, равным 300…1000 км, над местом расположения приемной антенны на Земле. При этом в конструкцию станции вводятся два накопителя электрической энергии: первый накапливает электроэнергию, получаемую от солнечной батареи в процессе полета станции по орбите, второй накапливает электроэнергию от наземной приемной выпрямительной антенны во время сеанса передачи энергии на наземную приемную антенну по СВЧ лучу при пролете станции над наземной приемной антенной. Обеспечивается уменьшение размеров антенных систем СКЭС при сохранении относительно высокого КПД передачи энергии и возможность ее развертывания на рабочей орбите при использовании существующей транспортной ракетно-космической техники. 3 ил.

 

Изобретение относится к энергетике и сможет найти применение в системах различного назначения и, в частности, при создании системы локального энергоснабжения Земли.

Уровень техники

В последнее время значительный интерес вызывают исследования возможностей и перспектив энергоснабжения Земли из космоса путем преобразования солнечной энергии в электрическую и передачи ее на Землю с помощью направленного СВЧ излучения и последующего преобразования его в электрическую энергию. Эти исследования показали, что энергоснабжение Земли из космоса может:

1. Обеспечить передачу энергии непосредственно в районы ее потребления и, в первую очередь, в труднодоступные и высокоширотные без организации наземных линий электропередачи большой протяженности.

2. Сократить использование углеводородного топлива, добыча и сжигание которого оказывают вредное влияние на биосферу.

Облучение солнечных батарей солнечной энергией на орбите происходит практически 24 часа в сутки с неизменной интенсивностью 1,4 кВт/м2, что в 10-15 раз выше, чем на Земле.

В течение последних десятилетий опубликован ряд проектных исследований, посвященных будущим космическим электростанциям.

Идея создания солнечной космической электростанции (СКЭС) была выдвинута американским исследователем П. Глезером (см. Seince 162 (№3856), 857 (1968). В 1971 году на эту идею им был получен патент (см. Patent of USA, 3.781.647; 26.07.1971). Принцип идеи заключался в размещении космической части станции на геостационарной орбите (высота ~35800 км). Размещение станции на геостационарной орбите в экваториальной плоскости Земли позволяет ей при полете по орбите все время находиться практически над одним и тем же участком поверхности Земли и тем самым обеспечить постоянную передачу энергии на Землю.

Структурная схема СКЭС на геостационарной орбите (прототип) приведена на фиг. 1.

По данным проекта площадь передающей ФАР (3) на геостационарной орбите составляет ~1 км2, площадь солнечных батарей (1) около 60 км2, а площадь наземной приемной антенны (5) более 25 км2. Столь значительные размеры передающей и приемной антенн определяются большим расстоянием между ними. Важно отметить, что габариты системы передачи энергии зависят в основном от расстояния между пунктами приема и передачи энергии и принятого КПД передачи и даже существенное уменьшение площади солнечных батарей и, соответственно, передаваемой мощности не позволит уменьшить площади передающей и приемных антенн системы передачи энергии и не приведет к заметному снижению затрат на создание СКЭС.

Отличительной чертой конструкции СКЭС является наличие большого количества однотипных элементов, таких как элементы солнечных батарей, излучающие элементы антенн, усилители мощности, диоды, волноводы и т.п. Все это позволяет организовать массовое производство этих элементов и узлов, где их стоимость будет приближаться к стоимости исходных материалов.

Однако одной из основных трудностей является доставка на орбиту огромного количества грузов, что на существующей транспортно-космической системе практически не осуществимо, в том числе из-за необходимости проведения большого числа пусков мощных ракет-носителей, ухудшающих и без того сложную экологическую ситуацию на Земле. Вывод на геостационарную орбиту такого количества грузов с последующей организацией крупномасштабных работ по сборке и настройке СКЭС требует разработки принципиально новой транспортной системы.. При этом необходимо отметить, что эффективность передачи энергии с геостационарной экваториальной орбиты в наиболее холодные высокоширотные области Земли существенно падает с увеличением широты, т.е. передача энергии с геостационарной орбиты в высокие широты практически является не целесообразной.

С целью уменьшения объемов выводимых на орбиту грузов с Земли в 1990 г. Дэвид Крисвел и Роберт Вальдрон предложили идею размещение СКЭС на Луне, предполагая, что большая часть материалов для лунной СКЭС будут добываться на самой Луне (Lunar power system to supply solar electric power to earth //25-th Inter-Society Energy Conference, Reno, Nevada, August 12-17, 1990//). Луна, являясь естественным спутником Земли, представляет большой интерес для размещения на ее поверхности долговременных средств преобразования солнечной энергии в энергию СВЧ излучения и передачи ее на Землю с целью решения энергетических и технологических задач будущего.

В 1990-1993 гг. в МРТИ РАН совместно с Исследовательским центром им. М.В. Келдыша были выполнены исследования по обоснованию принципов построения и определению основных параметров крупномасштабной лунно-космической системы энергоснабжения Земли. При этом предполагается организовать на Луне добычу минеральных ресурсов и переработку их с целью извлечения различных химических элементов, таких как кислород, алюминий, титан, цирконий, кремний и др., пригодных для производства, например солнечных батарей из кремния и других составных частей СКЭС и организовать их производство на лунной производственной базе. Ряд полученных результатов изложен в работах:

1. Eckov Yu.M, Koroteev A.S., Sviridonov A.I. Concept and Hardware for deploying the lunar station Suppling energy to Earth by Microwave Beam // Space Energy and Transportation, volume 1, number 3, pp 177-186, 1996.

2. Еськов Ю.М., Ключник A.B., Моторин Н.Г., Свиридонов А.И., Тюльпаков В.Н.

СВЧ излучающая система лунной электростанции // 28-ая московская международная конференция по теории и технике антенн, 22-24 сентября, 1998.

Раскрытие изобретения

Рассмотренные выше проекты энергоснабжения Земли из космоса отличаются грандиозными масштабами и затратами и могут быть реализованы лишь в отдаленной перспективе. В значительной степени это связано с размещением космической части станции на геостационарной орбите и на Луне.

Целью настоящего изобретения является значительное уменьшение размеров антенн системы передачи энергии при сохранении относительно высокого КПД передачи энергии с возможностью ее развертывания на орбите с использованием существующей транспортной ракетно-космической техники в ближайшей перспективе.

Достижение данной цели возможно путем размещения космической части станции, например, на геосинхронной орбите с высотой перигея 300-1000 км. Так как площади приемной и передающей антенн пропорциональны квадрату расстояния между ними, то размещение передающей части станции на такой орбите позволит существенно уменьшить площади антенных систем станции в 103-104 раз. При этом необходимым условием функционирования станции является введение в схему станции двух накопителей электрической энергии (фиг. 2). Первый (6), накапливает электроэнергию, получаемую от солнечных батарей, второй (7) от наземной приемной выпрямительной антенны (5).

В процессе движения передающей космической станции по геосинхронной орбите она накапливает электроэнергию от солнечной батареи, а при входе в рабочую зону сбрасывает ее на наземную приемную выпрямительную антенну по СВЧ лучу (фиг. 3). Площади передающей антенной решетки и приемной антенны могут быть определены из выражения Sпер.Sпр.=(τλR)2, где τ-параметр, определяющий эффективность передачи энергии, при τ=1,5 КПД передачи составляет 90%; λ-длинна волны; R-высота орбиты в перигеи на момент сброса (передачи) энергии на Землю. При высоте орбиты в перигее 300-1000 км общая площадь передающей и приемной антенн может быть сравнительно небольшой. Увеличение высоты орбиты приведет к увеличению необходимых размеров антенн, а существенное ее снижение к уменьшению времени жизни станции и к значительному уменьшению времени, в течение которого энергия может передаваться на приемную антенну. Параметры орбиты будут определяться также числом приемных антенн на Земле и их расположением. Такая система позволяет достаточно просто наращивать энергетику за счет увеличения числа небольших космических электростанций умеренной мощности. А соответствующим выбором орбиты можно обеспечить электроснабжение любого места на Земле, в том числе труднодоступные, включая высокоширотные полярные районы.

Существенную роль при выборе параметров орбиты играет режим работы системы. Рассмотрим случай, когда на земле имеется всего одна приемная антенна. За один период оборота накопление энергии будет происходить около 24 часов, а передача ее на Землю - в течение относительно короткого промежутка времени (десятки минут). При увеличении числа приемных позиций будет уменьшаться величина энергии передаваемой на каждую из них.

Краткое описание чертежей

Фиг. 1 Структурная схема СКЭС на геостационарной орбите.

Фиг. 2 Структурная схема системы передачи энергии на Землю с орбитальной солнечной электростанции.

Фиг. 3 Орбитальная солнечная электростанция на геосинхронной орбите.

Осуществление изобретения

Одним из центральных вопросов является выбор оптимальной длины волны СВЧ излучения для системы передачи энергии. Нижняя граница допустимых длин волн составляет 2,5-3 см. При дальнейшем уменьшении длины волны резко возрастают потери на атмосферном участке из-за облачности, осадков, пыли. В дожде интенсивностью 12,5 мм/час (сильный дождь) потери на трассе длиной 5 км составят около 8% при λ=1 см и 20% при λ=3 см. Непосредственное поглощение радиоволн СВЧ диапазона в ионосферной плазме невелико, но эффекты рефракции и соответствующее смещение СВЧ луча следует принимать во внимание. Увеличение длины волны СВЧ излучения свыше 15 см приведет к неоправданному увеличению размеров передающей и приемной антенн. Помимо физических ограничений, связанных с поглощением радиоволн в атмосфере, и технологических аспектов изготовления и доставки в космос крупногабаритных конструкций имеется ряд факторов, влияющих на выбор рабочей частоты системы. В частности, диапазоны 2,45; 5,8 и 24,125 ГГц (длины волн 12,2 5,1 и 1,24 см) были выделены международными организациями для использования в промышленных, научных и медицинских целях. Эти частоты не попадают в диапазон частот, выделенных для каналов связи, и согласуются международными стандартами. В качестве рабочей длины волны для системы по ряду факторов целесообразно выбрать длину волны из диапазона 15-5,1 см. Такой выбор позволит минимизировать размеры антенн, стоимость системы и получить достаточно высокий КПД передачи энергии.

При построении системы необходимо стремиться к оптимальному соотношению между размерами передающей антенны и приемной выпрямительной антеннами. Это оптимальное соотношение определяется стоимостью основных компонентов системы.

Для того, чтобы навести передающую антенну космической электростанции на приемную антенну и удерживать луч на ней в процессе движения станции по орбите в рабочей зоне, необходимо иметь антенну с электронным сканированием в небольшом секторе (~1°) для точного наведения на приемную антенну и с механическим сканированием в более широком секторе углов. Это может быть ФАР, элементами которой являются отдельные антенные модули диаметром 1-3 метра. В качестве СВЧ генератора может быть использован оптимизированный по КПД узкополосный электровакуумный усилитель (амплитрон, клистрон).

Передающая ФАР может быть создана также и на основе твердотельных приборов. В этом случае передающая антенна выполняется в виде печатной полупроводниковой структуры. Основные преимущества твердотельной ФАР по сравнению с электровакуумными приборами состоит в ее большой надежности и долговечности. Удельная стоимость современных твердотельных источников излучения, их размеры и вес постоянно снижаются, особенно в низкочастотной части СВЧ диапазона (0,9…2,4 ГГц). Недостатком твердотельной ФАР является большая чувствительность к тепловым перегрузкам.

Излучающая ФАР формирует пучок, пятно которого на поверхности Земли будет иметь форму эллипса, эксцентриситет которого будет изменяться при движении станции по орбите. В точке максимального сближения с приемной антенной пятно примет форму окружности.

В последнее время появилась возможность создания эффективных и компактных накопителей энергии. Масса обычного литиевого аккумулятора, имеющего удельная запасенную энергию 280 Вт⋅час/кг, заряжаемого от источника мощностью 100 кВт в течении суток, составит около 9 т, в ближайшей перспективе эта масса может быть существенно снижена.

Приемная выпрямительная антенна имеет вид плоской печатной антенной решетки с дипольными излучателями. Выпрямительные диоды в массовом производстве имеют небольшую стоимость и высокий КПД преобразования (80-90%). Антенна имеет небольшую удельную массу и может быстро разворачиваться в требуемом районе.

Система передачи энергии на Землю с орбитальной солнечной электростанции, содержащая солнечную батарею, преобразователь электрического тока в СВЧ энергию, фазируемую антенную решетку, приемную выпрямительную антенну, отличающаяся тем, что орбитальная солнечная электростанция выводится на геосинхронную орбиту с перигеем, равным 300…1000 км, над местом расположения приемной антенны на Земле, при этом в конструкцию станции вводятся два накопителя электрической энергии, первый накапливает электроэнергию, получаемую от солнечной батареи в процессе полета станции по орбите, второй накапливает электроэнергию от наземной приемной выпрямительной антенны во время сеанса передачи энергии на наземную приемную антенну по СВЧ лучу при пролете станции над наземной приемной антенной.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к эксплуатации солнечной батареи (СБ) космического аппарата (КА). Способ включает измерение тока СБ при задаваемых параметрах орбиты и углового положения СБ и КА и сравнение значений тока СБ, измеренных на текущем и предшествующих этапах полета.

Изобретение относится к эксплуатации солнечной батареи (СБ) космического аппарата (КА). Способ включает измерение тока СБ при задаваемых параметрах орбиты и углового положения СБ и КА и сравнение значений тока СБ, измеренных на текущем и предшествующих этапах полета.
Изобретение относится к эксплуатации солнечных батарей (СБ) космического аппарата (КА). Способ включает измерение тока СБ при задаваемых параметрах орбиты и углового положения СБ и КА и сравнение значений тока СБ, измеренных на текущем и предшествующих этапах полета.
Изобретение относится к эксплуатации солнечных батарей (СБ) космического аппарата (КА). Способ включает измерение тока СБ при задаваемых параметрах орбиты и углового положения СБ и КА и сравнение значений тока СБ, измеренных на текущем и предшествующих этапах полета.

Изобретение относится к области энергетики и может применяться для электроснабжения космических аппаратов, в частности космических спутников. В генераторе электрической энергии, содержащем преобразователь тепловой энергии в электрическую с магнитной системой из постоянных магнитов и ферромагнитных пластин, принимающей солнечную тепловую энергию, между двумя ферромагнитными пластинами установлены постоянные магниты и обмотка.

Изобретение относится преимущественно, к приводам поворотных конструкций космического аппарата, например панелей солнечных батарей или антенн. Устройство представляет собой приводную пружину один конец, которой закреплен на приводном ролике, конструктивно связанном с одной из поворотных деталей, изготовленную путем скручивания пружинной ленты в спираль.

Изобретение относится к способу управления автономной системой электроснабжения космического аппарата. Для этого управляют стабилизатором напряжения и зарядно-разрядными устройствами в зависимости от входного и выходного напряжения системы при контроле степени заряженности и разряженности аккумуляторных батарей в блоке, выдают запрет на работу соответствующего зарядного устройства при достижении предельного уровня заряженности данной аккумуляторной батареи, снимают запрет при достижении определенного уровня разряженности данной аккумуляторной батареи, запрещают работу соответствующего разрядного устройства при достижении предельного уровня разряженности данной аккумуляторной батареи, снимают этот запрет при достижении определенного уровня заряженности данной аккумуляторной батареи, контролируют ток солнечной батареи, снимают блокировку работы преобразователя напряжения после превышения тока солнечной батареи заранее заданного значения, при аварийном разряде аккумуляторных батарей, в зависимости от величины их остаточной емкости включают режим аварийного экономичного разряда аккумуляторных батарей и, при необходимости, включают блок автономного управления приводом солнечной батареи для получения солнечной батареей максимальной освещенности от Солнца, а в случае не устранения аварийного режима, блокируют работу всех разрядных устройств.
При управлении космическим аппаратом с использованием исправного бортового компьютера при входе в теневой участок запускают таймер, предусмотренный в блоке управления космического аппарата, с продолжительностью, равной максимальной продолжительности теневого участка; после выхода из теневого участка при неисправном бортовом компьютере, по сигналу таймера космический аппарат переводят в режим работы с использованием автономного контура управления, а при исправном бортовом компьютере по информации от бортового баллистического программного обеспечения отключают таймер, и управление космического аппарата осуществляют по информации исправного бортового компьютера.

Изобретение относится к области космической техники. Способ контроля производительности солнечной батареи космического аппарата с инерционными исполнительными органами содержит этапы, на которых:- включают ориентацию солнечной батареи нормалью к рабочей поверхности на Солнце;- измеряют ток от солнечной батареи и контроль производительности солнечной батареи по результатам сравнения текущих измеренных значений тока и значений тока, измеренных на предыдущих этапах полета; - выполняют построение и поддержание в орбитальной системе координат ориентации космического аппарата;- последовательно разворачивают солнечную батарею в фиксированные положения;- измеряют ток от солнечной батареи в моменты касания видимым с космического аппарата диском Солнца верхней границы атмосферы Земли на заходе Солнца на витках;- определяют текущее значение расстояния от Земли до Солнца;- в ходе полета повторяют вышеописанные действия и контроль производительности солнечной батареи выполняют по результатам сравнения текущих и полученных на предыдущих этапах полета значений тока от солнечной батареи.

Использование: в области электротехники, для электропитания космических аппаратов (КА). Технический результат - повышение функциональной надежности системы электропитания.

Изобретение относится к энергетике и может найти применение при создании солнечных космических электростанций локального энергоснабжения Земли. Система передачи энергии на Землю с орбитальной солнечной электростанции содержит солнечную батарею, преобразователь электрического тока в СВЧ энергию, фазируемую антенную решетку, приемную выпрямительную антенну. Орбитальная солнечная электростанция выводится на геосинхронную орбиту с перигеем, равным 300…1000 км, над местом расположения приемной антенны на Земле. При этом в конструкцию станции вводятся два накопителя электрической энергии: первый накапливает электроэнергию, получаемую от солнечной батареи в процессе полета станции по орбите, второй накапливает электроэнергию от наземной приемной выпрямительной антенны во время сеанса передачи энергии на наземную приемную антенну по СВЧ лучу при пролете станции над наземной приемной антенной. Обеспечивается уменьшение размеров антенных систем СКЭС при сохранении относительно высокого КПД передачи энергии и возможность ее развертывания на рабочей орбите при использовании существующей транспортной ракетно-космической техники. 3 ил.

Наверх