Сонячні батареї для космосу. Ековатт: Акумулятори та сонячні батареї в космосі. Створення сонячних батарей на основі монокристалічного кремнію

Винахід відноситься до ракетно-космічній техніці, а саме до елементів конструкції сонячних батарей космічних апаратів. Несуча панель сонячної батареї космічного апарату містить раму і несучі верхнє і нижнє підстави. Між згаданими підставами і рамою герметично встановлені заповнювач у вигляді сот і перпендикулярно підставах силові перегородки. Для сполучення внутрішніх обсягів сот між собою кожен з варіантів винаходу передбачає виконання дренажних отворів в бічних поверхнях кожної стільники заповнювача і силових перегородках. Для сполучення внутрішніх обсягів сот із зовнішнім середовищем перший варіант винаходу передбачає виконання дренажних отворів по крайней мере в одному елементі рами, другий варіант винаходу передбачає виконання дренажних отворів в нижній підставі панелі рівномірно по площі його поверхні, а третій варіант винаходу передбачає виконання дренажних отворів по крайней заходу щодо одного елементі рами і в нижньому підставі панелі рівномірно по площі його поверхні. При цьому сумарні площі дренажних отворів в згаданих елементах конструкції несучої панелі визначаються з урахуванням сумарного обсягу газового середовища в сотах, коефіцієнтів витрати дренажних отворів і максимального по траєкторії польоту ракети-носія перепаду тисків газового середовища, що діє на підстави панелі. Винахід дозволяє підвищити конструктивну міцність несучих панелей сонячних батарей космічного апарату без збільшення їх маси, спростити технологію виготовлення та монтажу панелей і підвищити надійність їх експлуатації. 3 н.п. ф-ли, 4 іл.

Винахід відноситься до області аерогазодинаміки літальних апаратів (ЛА) і може бути використано в ракетобудуванні при проектуванні і створенні панелей сонячної батареї (СБ) космічних апаратів (КА), виконаних по тришарової несучою схемою.

Відомі і широко застосовуються в авіації при виготовленні елементів ЛА (фюзеляжу, оперення, крила і т.д.) панелі, виконані по тришарової несучою схемою, що містять каркас (раму), що несе верхнє і нижнє підстави, між якими встановлено заповнювач у вигляді сот.

Призначені для сприйняття і передачі розподілених навантажень, що діють на елементи ЛА, панелі, виконані по тришарової схемою зі стільниковим заповнювачем, забезпечують більшу жорсткість і високу несучу здатність. При навантаженні панелі жорсткий на зрушення і легкий стільниковий заповнювач сприймає поперечний зсув і оберігає тонкі несучі шари від втрати стійкості при поздовжньому стисканні.

До недоліків цього технічного рішення слід віднести збільшена вага елементів каркасу і несучих підстав панелей через значні перепади тисків, що діють на елементи панелі по траєкторії польоту ЛА при зміні висоти польоту ЛА.

Відомі застосовувані в ракетобудуванні панелі СБ КА, призначені для установки на них чутливих елементів (фотоелектричних перетворювачів) системи енергоживлення КА. Панелі також виконані по тришарової несучою схемою і містять раму, що несуть верхнє і нижнє підстави, між якими герметично встановлений заповнювач у вигляді сот, а також силові перегородки, герметично встановлені перпендикулярно підставах для збільшення жорсткості панелі. Для зменшення ваги конструкції панелей СБ раму, несучі основи і перегородки виконують з полегшених матеріалів.

Несучі панелі СБ КА, що застосовуються в ракетобудуванні, так само, як і панелі, що застосовуються в авіації, забезпечують більшу жорсткість і високу несучу здатність тришарової конструкції панелі СБ зі стільниковим заповнювачем.

До недоліків цього технічного рішення слід віднести знижену конструктивну міцність несучих панелей СБ і можливість втрати її загальної і місцевої стійкості при відхиленні в технології виготовлення і експлуатації панелі, обумовлені більш істотними аерогазодинамічного навантаженнями, що діють на елементи панелей СБ КА, в порівнянні з авіаційними навантаженнями. При цьому зовнішній тиск, що діє на панель СБ КА по траєкторії польоту ракети-носія (РН), змінюється в більш широких межах: від атмосферного (на рівні Землі при старті РН) до практично нульового при виведенні в міжпланетний простір, а тиск всередині герметичної панелі по траєкторії польоту РН залишається атмосферним.

Завданням винаходу є підвищення конструктивної міцності несучих панелей СБ КА без збільшення їх маси при виведенні КА ракетою-носієм в міжпланетний простір.

Завдання вирішується таким чином (варіант 1), що в несучій панелі СБ КА, що містить раму, що несуть верхнє і нижнє підстави, між якими герметично встановлений заповнювач у вигляді сот, силові перегородки, герметично встановлені перпендикулярно підставах, відповідно до винаходу в бічних поверхнях кожної стільники заповнювача і перегородках виконані наскрізні дренажні отвори, що повідомляють внутрішні обсяги сот між собою, а в рамі, по крайней мере в одному елементі рами, виконані дренажні отвори, що повідомляють внутрішні обсяги сот із зовнішнім середовищем, при цьому сумарну ефективну площу дренажних отворів в сотах, перегородках і рамі визначають із співвідношень:

S 2 [см 2] - сумарна площа дренажних отворів в рамі;

a, b - залежні від параметрів траєкторії ракети-носія коефіцієнти, аппроксимирующие криву залежності ефективної площі дренажних отворів в рамі від максимального по траєкторії перепаду тисків, що діє на підстави панелей.

Завдання вирішується також таким чином (варіант 2), що в несучій панелі СБ КА, що містить раму, що несуть верхнє і нижнє підстави, між якими герметично встановлений заповнювач у вигляді сот, силові перегородки, герметично встановлені перпендикулярно підставах, відповідно до винаходу в бічних поверхнях кожної стільники заповнювач і перегородок виконані дренажні отвори, що повідомляють внутрішні обсяги сот між собою, а в нижньому підставі панелі рівномірно по площі його поверхні виконані дренажні отвори, що повідомляють внутрішні обсяги сот із зовнішнім середовищем, при цьому сумарну ефективну площу дренажних отворів в сотах, перегородках і нижньому підставі визначають із співвідношень:

S 1 [см 2] - сумарна площа дренажних отворів в торцевій поверхні сот;

S 3 [см 2] - сумарна площа дренажних отворів в нижній підставі;

V [м 3] - сумарний обсяг газового середовища в сотах;

μ.GIF; 1 - коефіцієнт витрати дренажних отворів в сотах і перегородках;

μ.GIF; 3 - коефіцієнт витрати дренажних отворів в нижній підставі;

Δ.GIF; Р [кгс / см 2] - максимальний по траєкторії польоту РН перепад тисків газового середовища, що діє на підстави панелі;

a, b - залежні від параметрів траєкторії ракети-носія коефіцієнти, аппроксимирующие криву залежності ефективної площі дренажних отворів в підставах панелей від максимального по траєкторії перепаду тисків, що діє на підстави панелі.

Завдання вирішується також таким чином (варіант 3), що в несучій панелі СБ КА, що містить раму, що несуть верхнє і нижнє підстави, між якими герметично встановлений заповнювач у вигляді сот, силові перегородки, герметично встановлені перпендикулярно підставах, відповідно до винаходу в бічних поверхнях кожної стільники заповнювач і перегородках виконані наскрізні дренажні отвори, що повідомляють внутрішні обсяги сот між собою, а в рамі, по крайней мере в одному елементі рами, і в нижньому підставі панелі рівномірно по площі його поверхні виконані дренажні отвори, що повідомляють внутрішні обсяги сот із зовнішнім середовищем, при цьому сумарну ефективну площу дренажних отворів в сотах, перегородках, рамі і нижньому підставі визначають із співвідношень:

S 1 [см 2] - сумарна площа дренажних отворів в торцевій поверхні сот;

S 2, S 3 [см 2] - сумарна площа дренажних отворів в рамі і нижньому підставі, відповідно;

V [м 3] - сумарний обсяг газового середовища в сотах;

μ.GIF; 1 - коефіцієнт витрати дренажних отворів в сотах і перегородках;

μ.GIF; 2, μ.GIF; 3 - коефіцієнт витрати дренажних отворів в рамі і нижньому підставі панелі, відповідно;

Δ.GIF; P [кгс / см 2] - максимальний по траєкторії польоту РН перепад тисків газового середовища, що діє на підстави панелі;

Технічними результатами винаходу є:

Зменшення перепадів тисків, що діють на заснування та чутливі елементи панелі СБ при мінімально допустимих перепадах тисків, що діють на стінки сот заповнювач;

Визначення ефективної площі дренажних отворів в сотах, рамі, несучих підставах і перегородках панелі;

Визначення впливу параметрів траєкторії (числа М, висоти польоту Н) на ефективну площу дренажних отворів.

Суть винаходу ілюструється схемами панелі СБ КА і графіком зміни надлишкових тисків, що діють на її елементи.

На фіг.1, 2 і 3 наведені схеми панелі СБ КА, виконаної відповідно у варіантах 1, 2 і 3, і виділені її фрагменти, де:

2 - верхнє підставу;

3 - нижня частина;

4 - заповнювач;

5 - перегородки;

6 - дренажні отвори;

7 - чутливі елементи.

Тут же стрілками показано напрямок перетікання газового середовища в сотах заповнювач панелі і її закінчення в зовнішнє середовище.

На фіг.4 приведена залежність максимального по траєкторії польоту РН перепаду тисків Δ.GIF; Р (Δ.GIF; Р \u003d Рвн-Рнар) газового середовища, що діє на підстави панелей, від відносної ефективної площі прохідних перетинів дренажних отворів μ.GIF; · S / V, де:

Рвн - тиск газового середовища всередині панелі (в сотах заповнювач);

Рнар - тиск газового середовища зовні панелі.

Несуча панель СБ КА (фіг.1, 2, 3) містить раму 1, що несуть верхнє підставу 2 і нижня частина 3, а також силові перегородки 5, встановлені перпендикулярно цих підстав. Між підставами герметично встановлений заповнювач 4 у вигляді сот. На верхньому підставі 2 встановлені чутливі елементи 7 системи енергоживлення КА.

У бічних поверхнях кожної стільники заповнювача 4 і силових перегородках 5, на відміну від прототипу, в будь-якому вигляді виконані дренажні отвори 6, повідомляють внутрішні обсяги сот між собою і з зовнішнім середовищем (див. Вид А і розріз по ВВ).

У варіанті 1 (фіг.1) внутрішні обсяги сот повідомляють із зовнішнім середовищем за допомогою дренажних отворів 6, виконаних в рамі 1, по крайней мере, в одному її елементі.

У варіанті 2 (фіг.2) внутрішні обсяги сот повідомляють із зовнішнім середовищем за допомогою дренажних отворів 6, виконаних в несучій нижньому підставі 3, рівномірно розташованих по площі його заснування.

У варіанті 3 (Фіг.3) внутрішні обсяги сот повідомляють із зовнішнім середовищем за допомогою дренажних отворів 6, виконаних в рамі 1, по крайней мере, в одному її елементі, а також в несучій нижньому підставі 3, рівномірно розташованих по площі його заснування.

Завдяки рівномірному розташуванню дренажних отворів по площі підстав панелі забезпечується рівномірний або близьке до рівномірного розподіл тиску в сотах заповнювач і, отже, перепадів тисків, що діють на підстави панелі. Тим самим виключають концентрації напружень в місцях стику елементів панелі від нерівномірних перепадів тисків, що призводить до спрощення технології виготовлення панелей і підвищенню надійності її експлуатації при наявності прихованих дефектів при її виготовленні, наприклад, при непроклейке окремих елементів сот заповнювач з несучими підставами.

Вибір варіанту дренування панелей визначається допустимими експлуатаційними навантаженнями, що діють на підстави панелей по траєкторії польоту РН з урахуванням конструктивних і технологічних особливостей виготовлення панелей.

Сумарну ефективну площу дренажних отворів в рамі 1, в сотах заповнювач 4, перегородках 5 і нижньому підставі 3 для заданої траєкторії польоту РН визначають за співвідношеннями (1), (2) і (3), для варіантів 1, 2 і 3 відповідно, з урахуванням входять в ці співвідношення коефіцієнтів а, b, що залежать від параметрів траєкторії РН.

Формули (1), (2) і (3) містять математичний опис залежності відносної сумарної ефективної площі дренажних отворів μ.GIF; · S / V від максимального по траєкторії польоту РН перепаду тисків Δ.GIF; Р і отримані за результатами аналізу перебігу газового середовища в системі газодинамічних взаємопов'язаних ємностей, утворених дренованими сотами заповнювач 4 з силовими перегородками 5, верхнім підставою 2 і нижнім підставою 3 з подальшим її закінченням в зовнішнє середовище.

У ракетобудуванні раму 1 виконують з вуглепластика, несучі основи 2 і 3, а також силові перегородки 5 - з титану. Заповнювач 4 у вигляді сот виконують з алюмінієвого сплаву і герметично кріплять до верхнього підстави 2 і нижнього основи 3 панелі за допомогою, наприклад, авіаційного клею ВКВ-9. Також до верхнього підстави 2 кріплять чутливі елементи 7 СБ України.

Несуча панель СБ КА працює наступним чином.

Оскільки в бічних поверхнях кожної стільники заповнювача 4 і елементах панелі (фіг.1, 2 і 3), на відміну від прототипу, виконані дренажні отвори 6, при польоті КА в складі головного блоку РН, а також в автономному польоті КА, після скидання обтекателей головного блоку, відбувається перетікання газового середовища між сотами заповнювач 4, силовими перегородками 5 і витікання її через дренажні отвори в рамі 1 і нижньому підставі 6 в зовнішнє середовище (див. розріз по ВВ). Перетікання газового середовища відбувається з несуттєвим запізненням вирівнювання тиску в сотах заповнювач 4.

При цьому закінчення газового середовища з сот заповнювач 4 в зовнішнє середовище відбувається з дозвуковій швидкістю з незапіраніем її в сотах заповнювач 4, так як сумарні ефективні площі μ.GIF; 2 · S 2 дренажних отворів 6 в рамі 1 і μ.GIF; 3 · S 3 - в нижньому підставі 3 виконані більше або рівними сумарною ефективної площі μ.GIF; 1 · S 1 в сотах заповнювач 4 з силовими перегородками 5 (μ.GIF; 2 · S 2 ≥.GIF; μ.GIF; 1 · S 1, μ.GIF; 3 · S 3 ≥.GIF; μ.GIF; 1 · S 1).

При польоті КА в складі головного блоку РН реалізують максимальний перепад тисків Δ.GIF; Р (фіг.4), чинний на підстави панелей 2 і 3, відповідно до формулами (1), (2) і (3). При цьому газове середовище з сот заповнювач 4 перетікає в замкнутий об'єм під головним обтічником, максимально допустимий перепад тисків в якому, в порівнянні з зовнішнім по траєкторії польоту РН, визначають за відомим технічним рішенням з використанням системи дренування відсіку.

В автономному польоті КА всередині панелі корпусу встановлюється внутрішній тиск Р ВН, близьке до атмосферного (статичному навколишньої атмосфери). Перепади Δ.GIF; Р тисків при цьому між сотами заповнювач 4, а також внутрішнім тиском Рвн в сотах заповнювач 4 і зовнішнім середовищем Рнар, що діють на верхню підставу 2 і нижня частина 3 панелі, близькі до нуля.

Таким чином, зменшують перепади тисків, що діють на елементи панелей і встановлені на ній чутливі елементи системи енергоживлення КА. Тим самим підвищують конструктивну міцність СБ КА без збільшення маси КА, що призводить до виконання поставленого завдання.

Крім того, внаслідок зменшення перепадів тисків, що діють на елементи панелей, спрощується технологія виготовлення і монтажу панелі СБ КА і підвищується надійність її експлуатації.

Розрахунки, проведені для панелі корпусу, розробленої для КА "Ямал", виведеного РН "Протон", показали, що перепади тиску Δ.GIF; Р, що діють на підстави панелі, в порівнянні з прототипом, зменшуються на порядок і практично наближаються до нуля.

В даний час технічне рішення пройшло експериментальну перевірку і впроваджується на розроблюваних підприємством КА.

Технічне рішення може бути використано для різних типів КА: навколоземних, міжпланетних, автоматичних, пілотованих і інших КА.

Технічне рішення може бути застосовано і в авіації, наприклад, при використанні панелі СБ в складі елемента крила літака. В цьому випадку ефективну площу дренажних отворів в елементах панелі визначають з урахуванням максимальних перепадів тисків, що діють на елементи крила по траєкторії польоту літака.

література

1. Авіація. Енциклопедія. М .: ЦАГІ, 1994 г., стр. 529.

2. На рубежі двох століть (1996-2001 р). Під ред. акад. Ю.П.Семенова. М .: РКК "Енергія" імені С.П.Корольова, 2001, с. 834.

3. Патент RU 2145563 C1.

формула винаходу

1. Несуча панель сонячної батареї космічного апарату, що містить раму, що несуть верхнє і нижнє підстави, між якими герметично встановлені заповнювач у вигляді сот і перпендикулярно підставах силові перегородки, що відрізняється тим, що в бічних поверхнях кожної стільники заповнювача і силових перегородках виконані наскрізні дренажні отвори, повідомляють внутрішні обсяги сот між собою, а в принаймні одному елементі рами виконані дренажні отвори, що повідомляють внутрішні обсяги сот із зовнішнім середовищем, при цьому сумарна ефективна площа дренажних отворів в сотах, силових перегородках і рамі визначається з співвідношень

S 2 - сумарна площа дренажних отворів в рамі, см 2;

μ.GIF; 2 - коефіцієнт витрати дренажних отворів в рамі;

2. Несуча панель сонячної батареї космічного апарату, що містить раму, що несуть верхнє і нижнє підстави, між якими герметично встановлені заповнювач у вигляді сот і перпендикулярно підставах силові перегородки, що відрізняється тим, що в бічних поверхнях кожної стільники заповнювача і силових перегородках виконані дренажні отвори, що повідомляють внутрішні обсяги сот між собою, а в нижньому підставі панелі рівномірно по площі його поверхні виконані дренажні отвори, що повідомляють внутрішні обсяги сот із зовнішнім середовищем, при цьому сумарна ефективна площа дренажних отворів в сотах, силових перегородках і нижньому підставі панелі визначається з співвідношень

μ.GIF; 1 · S 1 /V\u003da·Δ.GIF; P -b,

де S 1 - сумарна площа дренажних отворів в бічних поверхнях сот і силових перегородках, см 2;

S 3 - сумарна площа дренажних отворів в нижній підставі панелі, см2;

V - сумарний обсяг газового середовища в сотах, м 3;

μ.GIF; 1 - коефіцієнт витрати дренажних отворів в бічних поверхнях сот і силових перегородках;

μ.GIF; 3 - коефіцієнт витрати дренажних отворів в нижній підставі панелі;

Δ.GIF; Р - максимальний по траєкторії польоту ракети-носія перепад тисків газового середовища, що діє на підстави панелі, кгс / см 2;

a, b - залежні від параметрів траєкторії ракети-носія коефіцієнти, аппроксимирующие криву залежності ефективної площі дренажних отворів в нижній підставі панелі від максимального по траєкторії перепаду тисків, що діє на підстави панелі.

3. Несуча панель сонячної батареї космічного апарату, що містить раму, що несуть верхнє і нижнє підстави, між якими герметично встановлені заповнювач у вигляді сот і перпендикулярно підставах силові перегородки, що відрізняється тим, що в бічних поверхнях кожної стільники заповнювача і силових перегородках виконані наскрізні дренажні отвори, повідомляють внутрішні обсяги сот між собою, а в принаймні одному елементі рами і в нижньому підставі панелі рівномірно по площі його поверхні виконані дренажні отвори, що повідомляють внутрішні обсяги сот із зовнішнім середовищем, при цьому сумарна ефективна площа дренажних отворів в сотах, силових перегородках, рамі і нижньому підставі панелі визначається з співвідношень

μ.GIF; 1 · S 1 /V\u003da·Δ.GIF; P -b,

μ.GIF; 2 · S 2 /V≥.GIF; μ.GIF; 1 · S 1 / V,

μ.GIF; 3 · S 3 /V≥.GIF; μ.GIF; 1 · S 1 / V,

де S 1 - сумарна площа дренажних отворів в бічних поверхнях сот і силових перегородках, см 2;

S 2, S 3 - сумарні площі дренажних отворів в рамі і нижньому підставі панелі відповідно, см 2;

V - сумарний обсяг газового середовища в сотах, м 3;

μ.GIF; 1 - коефіцієнт витрати дренажних отворів в бічних поверхнях сот і силових перегородках;

μ.GIF; 2, μ.GIF; 3 - коефіцієнти витрати дренажних отворів в рамі і нижньому підставі панелі відповідно;

a, b - залежні від параметрів траєкторії ракети-носія коефіцієнти, аппроксимирующие криву залежності ефективної площі дренажних отворів в рамі і нижньому підставі панелі від максимального по траєкторії перепаду тисків, що діє на підстави панелі.

Сонячна батарея на МКС

Сонячна батарея - кілька об'єднаних фотоелектричних перетворювачів (фотоелементів) - напівпровідникових пристроїв, прямо перетворюють сонячну енергію в постійний електричний струм, на відміну від сонячних колекторів, які виробляють нагрівання матеріалу-теплоносія.

Різні пристрої, що дозволяють перетворювати сонячне випромінювання в теплову та електричну енергію, є об'єктом дослідження геліоенергетики (від гелиос грец. Ήλιος, Helios -). Виробництво фотоелектричних елементів і сонячних колекторів розвивається в різних напрямках. Сонячні батареї бувають різного розміру: від вбудованих в мікрокалькулятори до займають даху автомобілів і будинків.

Історія

Перші прототипи сонячних батарей були створені італійським фотохіміком вірменського походження Джакомо Луїджі Чамічаном.

25 квітня 1954 року народження, фахівці компанії Bell Laboratories заявили про створення перших сонячних батарей на основі кремнію для отримання електричного струму. Це відкриття було зроблено трьома співробітниками компанії - Кельвіном Соулзером Фуллером (Calvin Souther Fuller), Деріл Чапін (Daryl Chapin) і Геральдом Пирсоном (Gerald Pearson). Вже через 4 роки, 17 березня 1958 році, в США був запущений перший з сонячними батареями - Vanguard 1. Лише через пару місяців, 15 травня 1958 року в СРСР був запущений Супутник-3, також з використанням сонячних батарей.

Використання в космосі

Сонячні батареї - один з основних способів отримання електричної енергії на: вони працюють довгий час без витрати будь-яких матеріалів, і в той же час є екологічно безпечними, на відміну від ядерних і.

Однак при польотах на великій відстані від Сонця (за орбітою) їх використання стає проблематичним, так як потік сонячної енергії обернено пропорційний квадрату відстані від Сонця. При польотах ж до і, навпаки, потужність сонячних батарей значно зростає (в районі Венери в 2 рази, в районі Меркурія в 6 разів).

Ефективність фотоелементів і модулів

Потужність потоку сонячного випромінювання на вході в атмосферу (AM0), становить близько +1366 ват на квадратний метр (див. Також AM1, AM1.5, AM1.5G, AM1.5D). У той же час, питома потужність сонячного випромінювання в Європі в дуже хмарну погоду навіть удень може бути менше 100 Вт / м². За допомогою поширених промислово вироблених сонячних батарей можна перетворити цю енергію в електрику з ефективністю 9-24%. При цьому ціна батареї складе близько 1-3 доларів США за Ватт номінальної потужності. При промислової генерації електрики за допомогою фотоелементів ціна за кВт · год складе 0,25 дол. На думку Європейської Асоціації фотовольтаїки (EPIA), до 2020 року вартість електроенергії, що виробляється «сонячними» системами, знизиться до рівня менше 0,10 € за кВт · ч для промислових установок і менш 0,15 € за кВт · год для установок в житлових будинках.

У 2009 році компанія Spectrolab (дочірня фірма Boeing) продемонструвала сонячний елемент з ефективністю 41,6%. У січні 2011 року очікувалося надходження на ринок сонячних елементів цієї фірми з ефективністю 39%. У 2011 році каліфорнійська компанія Solar Junction домоглася ККД фотоелемента розміром 5,5 × 5,5 мм в 43,5%, що на 1,2% перевищило попередній рекорд.

У 2012 році компанія Morgan Solar створила систему Sun Simba з поліметилметакрилату (оргскла), германію та арсеніду галію, об'єднавши концентратор з панеллю, на якій встановлено фотоелемент. ККД системи при нерухомому положенні панелі склав 26-30% (в залежності від пори року і кута, під яким знаходиться Сонце), в два рази перевищивши практичний ККД фотоелементів на основі кристалічного кремнію.

У 2013 році компанія Sharp створила тришаровий фотоелемент розміром 4х4 мм на індієвий-галій-арсенідной основі з ККД 44,4%, а група фахівців з Інституту систем сонячної енергії суспільства Фраунгофера, компаній Soitec, CEA-Leti і Берлінського центру імені Гельмгольца створили фотоелемент, використовує лінзи Френеля з ККД 44,7%, перевершивши своє власне досягнення в 43,6%. У 2014 році Інститут сонячних енергосистем Фраунгофер створили сонячні батареї, в яких завдяки фокусуванні лінзою світла на дуже маленькому фотоелементі ККД склав 46%.

У 2014 році іспанські вчені розробили фотоелектричний елемент з кремнію, здатний перетворювати в електрику інфрачервоне випромінювання Сонця.

Перспективним напрямком є \u200b\u200bстворення фотоелементів на основі наноантенн, що працюють на безпосередньому випрямленні струмів, що наводяться в антені малих розмірів (близько 200-300 нм) світлом (т. Е. Електромагнітним випромінюванням частоти близько 500 ТГц). Наноантени не вимагають дорогої сировини для виробництва і мають потенційний ККД до 85%.

Максимальні значення ефективності фотоелементів і модулів,
досягнуті в лабораторних умовах

Тип	Коефіцієнт фотоелектричного перетворення,%
кремнієві
Si (кристалічний)	24,7
Si (полікристалічний)	20,3
Si (тонкоплівкова передача)	16,6
Si (тонкоплівковий субмодуль)	10,4
III-V
GaAs (кристалічний)	25,1
GaAs (тонкоплівковий)	24,5
GaAs (полікристалічний)	18,2
InP (кристалічний)	21,9
Тонкі плівки халькогенідів
CIGS (фотоелемент)	19,9
CIGS (субмодуль)	16,6
CdTe (фотоелемент)	16,5
Аморфний / нанокристалічним кремній
Si (аморфний)	9,5
Si (нанокристалічний)	10,1
фотохімічні
На базі органічних барвників	10,4
На базі органічних барвників (субмодуль)	7,9
органічні
органічний полімер	5,15
багатошарові
GaInP / GaAs / Ge	32,0
GaInP / GaAs	30,3
GaAs / CIS (тонкоплівковий)	25,8
a-Si / mc-Si (тонкий субмодуль)	11,7

Фактори, що впливають на ефективність фотоелементів

Особливості будови фотоелементів викликають зниження продуктивності панелей з ростом температури.

З робочої характеристики фотоелектричної панелі видно, що для досягнення найбільшої ефективності потрібно правильний підбір опору навантаження. Для цього фотоелектричні панелі не підключають безпосередньо до навантаження, а використовують контролер управління фотоелектричними системами, що забезпечує оптимальний режим роботи панелей.

виробництво

Дуже часто поодинокі фотоелементи не виробляє достатньої потужності. Тому певна кількість фотоелементів з'єднується в так звані фотоелектричні сонячні модулі та між скляними пластинами монтується зміцнення. Ця збірка може бути повністю автоматизована.

Це фотоелектричні перетворювачі - напівпровідникові пристрої, що перетворюють сонячну енергію в постійний електричний струм. Простіше кажучи, це основні елементи пристрою, яке ми називаємо «сонячними батареями».

За допомогою таких батарей на космічних орбітах працюють штучні супутники Землі. Роблять такі батареї в Краснодарі - на заводі «Сатурн».

Підприємство в Краснодарі входить в структуру Федерального космічного агентства, але володіє «Сатурном» компанія «Очаково», яка в буквальному сенсі врятувала це виробництво в 90-і роки.

Власники «Очаківське» викупили контрольний пакет акцій, який мало не пішов до американців. «Очаківське» вклала сюди великі кошти, закупила сучасне обладнання, зуміла утримати фахівців і тепер «Сатурн» - один з двох лідерів на російському ринку виробництва сонячних і акумуляторних батарей для потреб космічної галузі - цивільної та військової. Весь прибуток, яку отримує «Сатурн», залишається тут, в Краснодарі, і йде на розвиток виробничої бази.

Отже, все починається тут - на ділянці т.зв. газофазной епітаксії. У цьому приміщенні стоїть газовий реактор, в якому на підкладці з германію протягом трьох годин вирощується кристалічний шар, який служитиме основою для майбутнього фотоелемента. Вартість такої установки - близько трьох мільйонів євро.

Після цього підкладці належить пройти ще довгий шлях: на обидві сторони фотоелемента завдадуть електричні контакти (причому на робочій стороні контакт матиме «малюнок-гребінку», розміри якої ретельно розраховуються, щоб забезпечити максимальне проходження сонячного світла), на підкладці з'явиться покриття, що просвітлює і т . Д. - всього понад два десятки технологічних операцій на різних установках, перш ніж фотоелемент стане основою сонячної батареї.

Ось, наприклад, установка фотолитографии. Тут на фотоелементах формуються «малюнки» електричних контактів. Машина робить всі операції автоматично, за заданою програмою. Тут і світло відповідний, який не шкодить світлочутливому шару фотоелемента - як раніше, в епоху аналогової фотографії, ми користувалися «червоними» лампами.

У вакуумі установки напилення за допомогою електронного променя наносяться електричні контакти і діелектрики, а також наносяться покриття, що просвітлюють (вони збільшують струм, що виробляється фотоелементом на 30%).

Ну ось, фотоелемент готовий і можна приступати до складання сонячної батареї. До поверхні фотоелемента припаиваются шини, щоб потім з'єднати їх один з одним, а на них наклеюється захисне скло, без якого в космосі, в умовах радіації, фотоелемент може не витримати навантажень. І хоча товщина скла всього 0,12 мм, батарея з такими фотоелементами буде довго працювати на орбіті (на високих орбітах більше п'ятнадцяти років).

Електричне з'єднання фотоелементів між собою здійснюється срібними контактами (їх називають шинками) товщиною всього 0,02 мм.

Щоб отримати потрібне напруження в мережі, що виробляється сонячною батареєю, фотоелементи з'єднуються послідовно. Ось так виглядає секція послідовно з'єднаних фотоелементів (фотоелектричних перетворювачів - так правильно).

Нарешті, сонячна батарея зібрана. Тут показана тільки частина батареї - панель в форматі макета. Таких панелей на супутнику може бути до восьми, в залежності від того, яка потрібна потужність. На сучасних супутниках зв'язку вона досягає 10 кВт. Такі панелі будуть змонтовані на супутнику, в космосі вони розкриються, як крила і з їх допомогою ми будемо дивитися супутникове телебачення, користуватися супутниковим інтернетом, навігаційними системами (супутники «Глонасс» використовують краснодарські сонячні батареї).

Коли космічний апарат освітлюється Сонцем, що виробляється сонячною батареєю електроенергія живить системи апарату, а надлишок енергії запасається в акумуляторної батареї.

Коли космічний апарат знаходиться в тіні від Землі, апаратом використовується електроенергія, запасені в акумуляторної батареї. Нікель-воднева батарея, володіючи високою енергоємністю (60 Вт год / кг) і практично невичерпним ресурсом, широко використовується на космічних апаратах. Виробництво таких батарей - ще одна частина роботи заводу «Сатурн».

На цьому знімку збірку нікель-водневої акумуляторної батареї виробляє кавалер медалі ордена «За заслуги перед Вітчизною» II ступеня Анатолій Дмитрович Панін.

Ділянка зборки нікель-водневих акумуляторів. Начинка акумулятора готується до розміщення в корпусі. Начинка - це позитивні і негативні електроди, розділені сепараторной папером - в них і відбувається перетворення і накопичення енергії.

Установка для електронно-променевого зварювання в вакуумі, за допомогою якої виготовляється корпус акумулятора з тонкого металу.

Ділянка цеху, де корпусу і деталі акумуляторів випробовуються на вплив підвищеного тиску.

У зв'язку з тим, що накопичення енергії в акумуляторі супроводжується утворенням водню, і тиск усередині акумулятора підвищується, випробування на герметичність - невід'ємна частина процесу виготовлення акумуляторів.

Корпус нікель-водневого акумулятора - дуже важлива деталь всього пристрою, що працює в космосі. Корпус розрахований на тиск 60 кг · с / см2, при випробуваннях розрив стався при тиску 148 кг · с / см2.

Перевірені на міцність акумулятори заправляють електролітом і воднем, після чого вони готові до роботи.

Корпус нікель-водневої акумуляторної батареї виготовляється зі спеціального сплаву металів і повинен бути механічно міцним, легким і володіти високою теплопровідністю. Акумулятори встановлюються в осередки і між собою не стикаються.

Акумулятори і зібрані з них батареї піддаються електричним випробуванням на установках власного виробництва. У космосі вже неможливо буде нічого поправити і замінити, тому тут ревно випробовують кожен виріб.

Вся космічна техніка піддається випробуванням на механічні дії за допомогою вібраційних стендів, які імітують навантаження при виведенні космічного апарату на орбіту.

В цілому завод «Сатурн» справив саме сприятливе враження. Виробництво добре організовано, цеху чисті і світлі, народ працює кваліфікований, спілкуватися з такими фахівцями - одне задоволення і дуже цікаво людині, хоч в якійсь мірі цікавиться нашим космосом.

Понад шістдесят років тому почалася ера практичної сонячної електроенергетики. У 1954 році три американських вчених представили світу перші сонячні батареї, отримані на базі кремнію. Перспективу отримання безкоштовної електроенергії усвідомили дуже швидко, і провідні наукові центри всього світу почали працювати над створенням сонячних електроенергетичних установок. Першим «споживачем» сонячних батарей стала космічна галузь. Саме тут, як ніде більше, потребували поновлюваних джерелах енергії, так як бортові батареї на супутниках досить швидко вичерпували свій ресурс.

І все через чотири роки сонячні батареї в космосі заступили на безстрокову трудову вахту. У березні 1958 року США запустили супутник з сонячними батареями на борту. Менш ніж через два місяці, 15 травня 1958 року, в Радянському Союзі був виведений на еліптичну орбіту навколо Землі Супутник-3 з сонячними батареями на борту.

Перша вітчизняна сонячна електростанція в космосі

Кремнієві панелі сонячних батарей були встановлені на днище і в носовій частині Супутника-3. Таке розташування дозволило отримувати додаткову електроенергію практично безперервно, незалежно від положення супутника на орбіті щодо сонця.

Третій штучний супутник. Чітко видно сонячна батарея

Бортові акумуляторні батареї вичерпали свій ресурс за 20 днів, і 3 червня 1958 року більшість приладів, встановлених на супутнику, були знеструмлені. Однак продовжували працювати прилад для вивчення випромінювання Сонця, радіопередавач, що відправляє на землю отриману інформацію, радіомаяк. Після виснаження бортових батарей ці пристрої повністю перейшли на харчування від сонячних батарей. Радіомаяк працював практично тих пір, поки в 1960 році супутник не згорів в атмосфері Землі.

Розвиток вітчизняної космічної фотоенергетики

Про енергопостачанні космічних апаратів конструктори замислювалися ще на стадії проектування найперших ракет-носіїв. Адже в космосі батареї не замінити, значить, термін активної служби космічного апарату обумовлений тільки ємністю бортових батарей. Перший і другий штучні супутники землі були оснащені тільки бортовими батареями, які виснажилися через кілька тижнів роботи. Починаючи з третього супутника, всі наступні космічні апарати були обладнані сонячними батареями.

Головним розробником і виробником космічних сонячних електростанцій було науково-виробниче підприємство «Квант». Сонячні панелі «Кванта» установлені практично на всіх вітчизняних космічних апаратах. Спочатку це були кремнієві сонячні батареї. Їх потужність була обмежена як заданими розмірами, так і вагою. Але потім вченими «Кванта» були розроблені і виготовлені перші в світі сонячні батареї на основі абсолютно нового напівпровідника - арсеніду галію (GaAs).

Крім того, були запущені у виробництво абсолютно нові гелієві панелі, які не мали аналогів в світі. Цією новинкою стали високоефективні гелієві панелі на підкладці, що має сітчасту або струнную структуру.

Гелієві панелі з сітчастою шестиструнній підкладкою

Спеціально для установки на космічних апаратах з низькими орбітами були спроектовані і виготовлені кремнієві гелієві панелі з двостороннім чутливістю. Наприклад, для російського сегмента Міжнародної космічної станції (космічного апарату «Зірка») були виготовлені панелі на кремнієвій основі з двосторонньої чутливістю, причому площа однієї панелі становила 72 м².

Сонячна батарея космічного апарату «Зірка»

Були також розроблені на базі аморфного кремнію і запущені у виробництво гнучкі сонячні батареї, які мають прекрасні питомі вагові характеристики: при вазі всього 400 г / м² ці батареї виробляли електроенергію з показником 220 Вт / кг.

Гнучка гелиевая батарея на базі аморфного кремнію

Щоб підвищити ефективність сонячних елементів, у великому обсязі проводилися наземні дослідження і випробування, які виявляли негативні впливи Великого Космосу на гелієві панелі. Це дозволило перейти до виготовлення сонячних батарей для космічних апаратів різних типів з терміном активної роботи до 15 років.

Космічні апарати місії «Венера»

У листопаді 1965 з інтервалом в чотири дні до нашої найближчої сусідки - Венері - стартували два космічні апарати - "Венера-2» і «Венера-3». Це були два абсолютно однакових космічних зонда, основне завдання яких полягало в посадці на Венеру. На обох космічних апаратах були встановлені сонячні батареї на основі арсеніду галію, які добре зарекомендували себе на попередніх навколоземних апаратах. За час польоту вся апаратура обох зондів працювала безперебійно. Зі станцією «Венера-2» було проведено 26 сеансів зв'язку, зі станцією «Венера-3» ─ 63. Таким чином, була підтверджена висока надійність сонячних батарей цього типу.

Через збої апаратури управління було втрачено зв'язок з «Венерою-2», але станція «Венера-3» продовжувала свій шлях. В кінці грудня 1965 по команді з Землі була проведена корекція траєкторії, і 1 березня 1966 року станція досягла Венери.

Дані, отримані в результаті польоту цих двох станцій, були враховані при підготовці нової місії, і в червні 1967 року до Венери була запущена нова автоматична станція «Венера-4». Так само, як і дві її попередниці, вона була обладнана арсенід-галієві сонячними батареями загальною площею 2.4 м². Ці батареї підтримували роботу практично всю апаратуру.

Станція «Венера-4». Внизу - апарат, що спускається

18 жовтня 1967 роки після відділення апарату, що спускається і входу його в атмосферу Венери станція продовжувала свою роботу на орбіті, виконуючи в тому числі і роль ретранслятора сигналів з радіопередавача спускається на Землю.

Космічні апарати місії «Місяць»

Сонячними батареями на базі арсеніду галію були «Луноход-1» і «Місяцехід-2». Сонячні батареї обох апаратів були змонтовані на відкидаються кришках і служили вірою і правдою весь термін роботи. Причому на «Місяцеході-1», програма і ресурс якого були розраховані на місяць роботи, батареї пропрацювали три місяці, втричі більше від запланованого терміну.

«Луноход-2» пропрацював на поверхні Місяця трохи більше чотирьох місяців, пройшовши шлях в 37 кілометрів. Він міг би працювати ще, якби не перегрів апаратури. Апарат потрапив в свіжий кратер з рихлим грунтом. Довго буксував, але врешті-решт зміг вибратися на задній передачі. Коли він вибирався з ями, на кришку з сонячними панелями потрапило невелика кількість грунту. Для підтримки заданого теплового режиму відкинуті сонячні панелі на ніч опускалися на верхнє покриття апаратного відсіку. Після виходу з кратера при закриванні кришки грунт з неї потрапив на апаратний відсік, ставши своєрідним утеплювачем. Вдень температура піднялася вище сотні градусів, апаратура не витримала і вийшла з ладу.

Сучасні сонячні панелі, виготовлені із застосуванням найсучасніших нанотехнологій, із застосуванням нових напівпровідникових матеріалів дозволили досягти ефективності до 35% при значному зниженні ваги. І ці нові гелієві панелі вірою і правдою служать на всіх апаратах, що відправляються як на навколоземні орбіти, так і в дальній космос.

В даний час в НПП «Квант» ведуться роботи за трьома основними напрямками розвитку космічної фотоенергетики і її елементної бази, а саме:

Створення сонячних батарей на основі монокристалічного кремнію

Створені в НПП «Квант» кремнієві сонячні батареї відповідають світовому рівню, що було підтверджено під час виконання ряду зарубіжних замовлень по їх виготовленню в інтересах Індії, Франції, Голландії, Чехії, Ізраїлю, Китаю. Ці батареї володіють:

найвищої початкової питомої енергетичної характеристикою ~ 200Вт / м 2;
найменшою деградацією за термін активного існування;
двосторонньої чутливістю, що використовується на низколетящих космічних апаратах і дозволяє збільшити вихідну потужність сонячних батарей на 10-15% за рахунок перетворення альбедо Землі (зокрема, сонячні батареї для КА «Зоря», «Зірка», російського сектора МКС, СБ для КА « монітор-Е »).

Створення сонячних батарей на основі багатокаскадних фотоелектричних перетворювачів з використанням складних напівпровідникових матеріалів на сторонніх підкладках.

За допомогою сонячних елементів на основі каскадних складних гетеропереходних структур, які використовують потрійні і четвертні сполуки АIIIВV, що наносяться на чужорідну напівпровідникову підкладку, в даний час досягнуті максимальний ккд в умовах космосу, найкращі результати за питомою потужністю, терміну активного існування і мінімальної деградації за цей термін. C допомогою подібних сонячних елементів освоєний діапазон ккд 25-30%. Для цілого класу перспективних космічних апаратів, наприклад, великих геостаціонарних платформ, а також космічних апаратів, призначених для транспортних операцій в космосі з використанням електрореактивних рухових установок, можливість виконати сучасні цільові завдання дозволяє тільки використання подібних високоефективних сонячних батарей. З огляду на це, а також використовуючи багаторічний досвід проектування сонячних батарей на основі GaAs, НВП «Квант» розвиває роботи в зазначеному напрямку.

Створення гнучких тонкоплівкових сонячних батарей на основі аморфного кремнію з максимальною питомою енергомассового характеристикою і мінімальною вартістю.

Це абсолютно новий напрямок в космічній фото-енергетика. Найбільш перспективним типом таких фотоелектричних перетворювачів в даний час є 3-х-каскадні ФЕП на основі аморфного кремнію (a-Si). Спочатку створені для цілей наземної фотоенергетики сонячні батареї з аморфного кремнію в даний час розглядаються для використання в умовах космосу, внаслідок:

можливості отримання високих енергомассового характеристик сонячних батарей, в 4-5 разів вище, ніж у сонячних батарей, виготовлених на основі монокристалічного кремнію, незважаючи на їх менший початковий ккд;
високою радіаційної стійкості;
можливості зниження на порядок і більше питомої вартості сонячної батареї в порівнянні з монокристалічним варіантом.

Істотною перевагою гнучких тонкоплівкових сонячних батарей є їх малий стартовий (транспортний) обсяг, можливість створення на їх основі легко розгортаються сонячних батарей рулонного типу і т.д.

В якості базової технології виготовлення фотоелектричних перетворювачів на основі аморфного кремнію для космічного застосування розглядається освоєна спільним російсько-американським підприємством ТОВ «Совлакс» (співзасновники НВП «Квант», ЕСD Ltd., USA) технологія наземного застосування. Ця технологія забезпечує формування каскадної трехпереходной фотоелектричної структури на основі сплавів a-Si на тонкій стрічкової підкладці.

Сучасні проекти НВП «Квант» в області космічної фотоенергетики

МКС: Російський сегмент з модулів «Зоря» і «Зірка» з сонячними перетворювачами з двосторонньої чутливістю
Великі геостаціонарні платформи «СіСат», «Експрес-А», «Експрес-АМ», «КазСат» і ін.
Космічні апарати для дистанційного зондування Землі та метеорології «Монітор-Е», «Метеор-3» та ін.

Основні характеристики сонячних батарей НВП «Квант»

Основні характеристики	моно-кристалічний	GalnP2-GalnAs-Ge трехкаскадного	аморфний
Питома потужність СБ при АМ0, 25 ° С в оптимальній точці ВАХ, Вт / м 2	200	~350	90-100
Питома потужність СБ при АМ0, 60 ° C, в оптимальній точці ВАХ, Вт / м 2	165-170	~320	80-90
Питома маса (по фотообрази частини без урахування каркаса), кг / м 2:
- сітчаста підкладка - стільниковий підкладка	1,7-1,85 1,4-1,5	1,9 1,6	0,3
Деградація робочого струму за САС,%
- 10 років GEO - 10 років LEO - 10 років на еліптичній і проміжної орбітах	20 20 30	15 15 25	Радіаційна деградація ~7%