Типи конструкцій космічних сонячних батарей. Композитна сітчаста панель сонячних батарей для космічних апаратів Основи космічної сонячної енергетики

В 1945 були отримані дані розвідки про використання в армії США радіопереговорних пристроїв. Про це було повідомлено І.В. Сталіну, який негайно організував випуск ухвали про оснащення Радянської армії засобами радіозв'язку. Було створено Елементний електро-гальванічний інститут, згодом названий "Квант". За короткий часколективу інституту вдалося створити широку серію джерел струму, необхідні засобів радіотехнічного зв'язку.

Микола Степанович Лідоренко очолював Науково-виробниче підприємство (НВП) "Квант" із 1950 по 1984 роки.

З 1950 інститут займався створенням електрогенеруючих систем для проекту "Беркут". Суть проекту полягала у створенні системи протиракетної оборони Москви з використанням зенітних ракет. Н.С. Лідоренка було викликано до Третого головного управління при Раді Міністрів, і йому було запропоновано очолити роботи з цієї тематики, на той час секретної. Необхідно було створити систему забезпечення електроенергією зенітної установки та самої ракети в польоті. Використання генеруючих пристроїв на основі звичайних кислотних електролітіву ракеті було неможливо. Н.С. Лідоренко поставив завдання опрацювати джерела струму із сольовими (не водомісткими) електролітами. Сіль як електроліт пакувалась у сухому вигляді. Під час пуску ракети всередині акумулятора в потрібний момент спрацьовував піропатрон, тепло розплавляло сіль, і тільки після цього вироблявся електричний струм. Цей принцип був використаний у системі С-25.

1950 року до Н.С. Лідоренко звернувся Сергій Павлович Корольов, який працював над ракетою Р-2. Політ багатоступінчастої ракети перетворювався на складний технологічний процес. Колективом, керованим Н.С. Лідоренка були створені автономні системи енергозабезпечення ракети Р-2, а згодом і для ракети наступного покоління Р-5. Потрібні були джерела живлення великої потужності: необхідно було забезпечити харчуванням не тільки електросхеми самої ракети, а й ядерні заряди. З цією метою передбачалося використовувати теплові батареї.

У вересні 1955 року було розпочато будівництво атомного підводного човна К-3 "Ленінський комсомол". Це була вимушена відповідь на введення в дію в січні 1955 американського атомного підводного човна "Наутілус". Однією з найуразливіших ланок виявилися акумулятори. Як джерела струм Н.С. Лідоренко запропонував використовувати елементи на основі срібла та цинку. Енергоємність акумулятора була збільшена в 5 разів, так що пристрої здатні були давати близько 40 000 ампер/годин, з 1 млн Дж в пучку. Вже за два роки "Ленінський комсомол" вийшов на бойове чергування. Було продемонстровано надійність та ефективність створених під керівництвом Н.С. Лідоренко акумуляторних пристроїв, які виявилися в 3 рази потужнішими за їхній американський аналог.

Наступним етапом діяльності Н.С. Лідоренко була розробка електричних батарей для торпед. Складність полягала в необхідності самостійних джерел живлення за малого обсягу, проте вона була успішно подолана.

Особливе місце займають роботи над створенням знаменитої Королівської "сімки" - ракети Р-7. Вихідним пунктом у проведенні масштабних робіт з ракетної тематики була Постанова Ради Міністрів СРСР від 13 травня 1946, підписана І.В. Сталіним. Нині деякі журналісти тенденційно намагаються пояснити ту увагу, яку приділяло керівництво нашої країни космічним проектам, насамперед військовими інтересами. Це далеко не так, про що свідчать наявні документальні матеріали того часу. Хоча, безумовно, траплялися й винятки. Так, Н.С. Хрущов кілька разів із недовірою читав доповідні записки С.П. Корольова, але змушений був поставитися до проблеми серйозно тільки після повідомлення Голови КДБ про невдалий запуск американської ракети "Ред Стоун", з якого випливало, що американська машина здатна вивести супутник на орбіту розміром приблизно з апельсин. Але для самого Корольова набагато суттєвіше було те, що ракета Р-7 здатна була летіти в Космос.

4 жовтня 1957 року було здійснено успішний запуск Першого у світі штучного супутника Землі. Автономна системаенергоживлення супутника було розроблено Н.С. Лідоренко.

Другий радянський супутник був запущений із собакою Лайкою на борту. Системи, створені під керівництвом Н.С. Лідоренко, забезпечували життєдіяльність на супутнику з безліччю джерела струму різного призначення та конструкції.

У цей час Н.С. Лідоренко прийшов до розуміння можливості використання на той час нового, нескінченного джерела живлення – Сонячного світла. Сонячна енергія перетворювалася на електричну за допомогою фотоелементів на основі кремнієвих напівпровідників. У той час було завершено цикл фундаментальних робіт з фізики, і були відкриті фотоелементи (фотоперетворювачі), що працюють за принципом перетворення сонячного фотонного випромінювання, що падає.

Саме це джерело – сонячні батареї – було основним і практично нескінченним джерелом енергії для третього Радянського штучного супутника Землі – автоматичної орбітальної наукової лабораторії, що важила близько півтори тонни.

Почалася підготовка до першого польоту до Космосу людини. Безсонні ночі, довгий годинник напруженої роботи... І ось, настав цей день. Згадує Н.С. Лідоренко: "Усього за день до Гагарінського старту, на Раді Головних конструкторів, вирішується питання... Мовчать. Корольов: "Ну так, ще раз, яка ваша думка?" Корольов розписується, і ми всі - дванадцять підписів ззаду, і полетів Гагарін..."

За місяць до польоту Гагаріна - 4 березня 1961 - в перші в історії було здійснено перехоплення боєголовки стратегічної ракети. Джерелом живлення принципово нового виду техніки – протиракети В-1000 – була батарея, створена об'єднанням "Квант".

У 1961 році розпочалася також робота над створенням космічних апаратів класу "Зеніт" - зі складними системами єдиного живлення з великих блоків, до яких входило від 20 до 50 батарей.

У відповідь на подію 12 квітня 1961 року президент США Джон Кеннеді заявив: "Російські відкрили це десятиліття. Ми закриємо його". Він повідомив про намір відправити людину на Місяць.

У США всерйоз почали думати про розміщення зброї у космосі. На початку 60-х американські військові та політики будували плани мілітаризації Місяця – ідеального місця для командного пункту та військової ракетної бази. Зі слів Стенлі Гарднера, командувача ВПС США: "Через два чи три десятиліття Місяць за своїм економічним, технічним та військовим значенням матиме в наших очах не менше цінності, ніж ті чи інші ключові райони на Землі, заради володіння якими відбувалися основні військові зіткнення" .

Фізик Ж. Алфьоров провів серію досліджень за властивостями гетероструктурних напівплідників - рукотворних кристалів, створених методом пошарового напилення різних компонентів в один атомний шар.

Н.С. Лідоренко прийняв рішення про негайне впровадження у масштабний експеримент та техніку цієї теорії. На Радянському автоматичному космічному апараті - Місяцеході вперше у світі були встановлені сонячні батареї, що працюють на арсеніді галію і здатні витримувати високі температури понад 140-150 градусів за Цельсієм. Батареї було встановлено на відкидній кришці Місяця. 17 листопада 1970 року о 7 годині 20 хвилині за Московським часом Місяць-1 торкнувся поверхні Місяця. Із Центру управління польотом надійшла команда на включення сонячних батарей. Довгий час від сонячних батарей не було відгуку, але потім пройшов сигнал, і сонячні батареї чудово показали себе за весь час роботи апарату. За перший день Місяцехід пройшов 197 метрів, за другий - вже півтора кілометри. . Але ризик виправдався.

Колективом "Кванту" було приблизно в цей же час вирішено завдання створення прецизійної системи термолігулювання підвищеної надійності, яка допускала відхилення температури у приміщенні не більше 0,05 градуса. Установка успішно працює у Мавзолеї В.І. Леніна вже понад 40 років. Вона виявилася затребуваною і в інших країнах.

Найважливішим етапом діяльності Н.С. Лідоренко було створення систем енергозабезпечення пілотованих орбітальних станцій. У 1973 році на орбіту було виведено першу з таких станцій - станцію "Салют" - з величезними крилами сонячних батарей. Це було важливе технічне досягнення фахівців "Кванта". Сонячні батареї складені з панелей з арсеніду галію. Під час роботи станції на освітленій Сонцем стороні Землі надлишок електроенергії перетворювався на електричні акумулятори, і ця схема давала практично невичерпне енергопостачання космічного корабля.

Успішна та ефективна роботасонячних батарей та заснованих на їх використанні систем енергозабезпечення на станціях "Салют", "Мир" та інших космічних апаратах підтвердила правильність стратегії розвитку космічної енергетики, запропонованої Н.С. Лідоренко.

1982 року за створення систем космічної енергетики колектив НВП "Квант" був нагороджений Орденом Леніна.

Створені колективом "Кванту", керованим Н.С. Лідоренко, джерела електроживлення живлять практично всі військові та космічні системи нашої країни. Розробки цього колективу називають кровоносною системою вітчизняної зброї.

1984 року Микола Степанович залишив посаду Головного конструктора НВО "Квант". Він залишав квітуче підприємство, яке називали "Імперія Лідоренко".

Н.С. Лідоренко вирішив повернутись до фундаментальної науки. Як один з напрямків він вирішив використати свій новий спосіб прикладного рішенняпроблеми перетворення енергії. Відправною точкою став той факт, що людство навчилося використовувати лише 40% від енергії, що виробляється. Існують нові підходи, що дозволяють збільшити надію підвищити ефективність електроенергетики на 50% і більше. Однією з основних ідей Н.С. Лідоренко полягає у можливості та необхідності пошуку нових фундаментальних елементарних джерел енергії.

Джерела матеріалу: Матеріал складено на основі даних, раніше неодноразово опублікованих у пресі, а також на основі кінофільму "Пастка для Сонця" (режисер - О. Воробйов, ефір 19.04.1996)

Успішна та ефективна робота сонячних батарей та заснованих на їх використанні систем енергозабезпечення космічних апаратів – підтвердження правильності стратегії розвитку космічної енергетики, запропонованої Н.С. Лідоренко.

В даний час у НВП «Квант» ведуться роботи з трьох основних напрямків розвитку космічної фотоенергетики та її елементної бази, а саме:

Створення сонячних батарей на основі монокристалічного кремнію

Створені в НВП «Квант» кремнієві сонячні батареї відповідають світовому рівню, що було підтверджено при виконанні низки зарубіжних замовлень щодо їх виготовлення на користь Індії, Франції, Голландії, Чехії, Ізраїлю, Китаю. Ці батареї мають:

• найвищою початковою питомою енергетичною характеристикою ~ 200Вт/м2;
• найменшою деградацією за термін активного існування;
• двосторонньої чутливістю, що використовується на низьколітаючих 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»).

Створює сонячні батареї на основі багатокаскадних фотоелектричних перетворювачів з використанням складних напівпровідникових матеріалів на сторонніх підкладках.

За допомогою сонячних елементів на основі каскадних складних гетероперехідних структур, що використовують потрійні і четвертні сполуки АIIIВV, що наносяться на сторонню напівпровідникову підкладку, в даний час досягнуто максимальний ккд в умовах космосу, найкращі результати по питомій потужності, терміну активного існування і терміну активного існування. За допомогою подібних сонячних елементів освоєно діапазон ккд 25-30%. Для цілого класу перспективних космічних апаратів, наприклад великих геостаціонарних платформ, а також космічних апаратів, призначених для транспортних операцій у космосі з використанням електрореактивних рухових установок, можливість виконати сучасні цільові завдання дозволяє тільки використання подібних високоефективних сонячних батарей. Враховуючи це, а також використовуючи багаторічний досвідпроектування сонячних батарей на основі GaAs, НВП «Квант» розвиває роботи у вказаному напрямку.

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

Це зовсім новий напрямок у космічній фотоенергетиці. Найбільш перспективним типом таких фотоелектричних перетворювачів в даний час є 3-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 енергомасових характеристик сонячних батарей, у 4-5 разів вищі, ніж у сонячних батарей, виготовлених на основі монокристалічного кремнію, незважаючи на їх менший початковий ккд;
• високої радіаційної стійкості;
• можливості зниження на порядок та більш питомої вартості сонячної батареї порівняно з монокристалічним варіантом.

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

Як базова технологія виготовлення фотоелектричних перетворювачів на основі аморфного кремнію для космічного застосування розглядається освоєна спільним російсько-американським підприємством ТОВ «Совлакс» (співзасновники НВП «Квант», ЄСD Ltd., USA) технологія наземного застосування. Ця технологія забезпечує формування каскадної триперехідної фотоелектричної структури на основі сплавів a-Si на тонкій стрічковій підкладці.

Сучасні проекти НВП «Квант» у галузі космічної фотоенергетики

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

Винахід відноситься до ракетно-космічної техніки, а саме елементів конструкції сонячних батарей космічних апаратів. Панель сонячної батареї космічного апарату, що несе, містить раму і несучі верхню і нижню основи. Між згаданими основами та рамою герметично встановлені заповнювач у вигляді стільників та перпендикулярно основам силові перегородки. Для повідомлення внутрішніх обсягів стільників між собою кожен з варіантів винаходу передбачає виконання дренажних отворів у бічних поверхнях кожної стільники заповнювача та силових перегородках. Для повідомлення внутрішніх обсягів сот із зовнішнім середовищем перший варіант винаходу передбачає виконання дренажних отворів принаймні 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 мері в одному елементі рами і в нижній підставі панелі рівномірно площі його поверхні. При цьому сумарні площі дренажних отворів у згаданих елементах конструкції несучої панелі визначаються з урахуванням сумарного обсягу газового середовища в сотах, коефіцієнтів витрати дренажних отворів і максимального траєкторії польоту ракети-носія перепаду тисків газового середовища, що діє на підставі панелі. Винахід дозволяє підвищити конструктивну міцність несучих панелей сонячних батарей космічного апарату без збільшення їхньої маси, спростити технологію виготовлення та монтажу панелей та підвищити надійність їх експлуатації. 3 н.п. ф-ли, 4 іл.

Винахід відноситься до галузі аерогазодинаміки літальних апаратів (ЛА) і може бути використане в ракетобудуванні при проектуванні та створенні панелей сонячної батареї (СБ) космічних апаратів (КА), виконаних за тришаровою схемою, що несе.

Відомі і широко застосовуються в авіації при виготовленні елементів ЛА (фюзеляжу, оперення, крила і т.д.) панелі, виконані за тришаровою схемою, що несе, містять каркас (раму), що несе верхню і нижню основи, між якими встановлений заповнювач у вигляді сот .

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

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

Відомі панелі СБ КА, що застосовуються в ракетобудуванні, призначені для встановлення на них чутливих елементів (фотоелектричних перетворювачів) системи енергоживлення КА. Панелі також виконані за тришаровою схемою, що несе, і містять раму, що несуть верхню і нижню основи, між якими герметично встановлений заповнювач у вигляді сот, а також силові перегородки, герметично встановлені перпендикулярно основ для збільшення жорсткості панелі . Для зменшення ваги конструкції панелей СБ раму, несучі підстави та перегородки виконують із полегшених матеріалів.

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

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

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

Завдання вирішується таким чином (варіант 1), що в несучій панелі СБ КА, що містить раму, що несуть верхню і нижню основи, між якими герметично встановлений заповнювач у вигляді сот, силові перегородки, герметично встановлені перпендикулярно основ, згідно винаходу в бічних поверхнях кожної стільники заповнювача і перегородках виконані наскрізні дренажні отвори, що повідомляють внутрішні об'єми сот між собою, а в рамі, принаймні в одному елементі рами, виконані дренажні отвори, що повідомляють внутрішні об'єми сот з зовнішнім середовищем, при цьому сумарну ефективну площу дренажних отворів і сот рамі визначають із співвідношень:

S 2 [см 2 ] - Сумарна площа дренажних отворів у рамі;

a, b - коефіцієнти, що залежать від параметрів траєкторії ракети-носія, апроксимують 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 верхню і нижню основи, між якими герметично встановлений заповнювач у вигляді сот, силові перегородки, герметично встановлені перпендикулярно основ, згідно винаходу в бічних поверхнях кожної стільники заповнювача і перегородок виконані дренажні отвори, що повідомляють внутрішні об'єми стільників між собою, а в нижній підставі панелі рівномірно по площі його поверхні виконані дренажні отвори, що повідомляють внутрішні обсяги стільників із зовнішнім середовищем, при цьому сумарну ефективну площу дренажних отворів в сотах, перегородок визначають із співвідношень:

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

S 3 [см 2 ] - Сумарна площа дренажних отворів у нижній підставі;

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

μ.GIF; 1 - коефіцієнт витрати дренажних отворів у стільниках та перегородках;

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

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

a, b - коефіцієнти, що залежать від параметрів траєкторії ракети-носія, апроксимують 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 верхню і нижню основи, між якими герметично встановлений заповнювач у вигляді сот, силові перегородки, герметично встановлені перпендикулярно основ, згідно винаходу в бічних поверхнях кожної стільники заповнювача і перегородках виконані наскрізні дренажні отвори, що повідомляють внутрішні об'єми сот між собою, а в рамі, принаймні в одному елементі рами, і в нижній підставі панелі рівномірно по площі його поверхні виконані дренажні отвори, що повідомляють внутрішні об'єми сот із зовнішнім середовищем, цьому сумарну ефективну площу дренажних отворів у стільниках, перегородках, рамі та нижній підставі визначають із співвідношень:

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

S 2 , S 3 [см 2 ] - сумарна площа дренажних отворів у рамі та нижній підставі, відповідно;

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

μ.GIF; 1 - коефіцієнт витрати дренажних отворів у стільниках та перегородках;

μ.GIF; 2 , μ.GIF; 3 - коефіцієнт витрати дренажних отворів у рамі та нижній підставі панелі, відповідно;

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

Технічними результатами винаходу є:

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

Визначення ефективної площі дренажних отворів у стільниках, рамі, несучих підставах та перегородках панелі;

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

Сутність винаходу ілюструється схемами панелі СБ КА та 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 - верхня основа;

3 - нижня основа;

4 – заповнювач;

5 – перегородки;

6 – дренажні отвори;

7 – чутливі елементи.

Тут же стрілками показано напрямок перетікання газового середовища в стільниках заповнювача панелі та її закінчення в зовнішнє середовище.

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

Рвн - тиск газового середовища всередині панелі (у сотах заповнювача);

Рнар – тиск газового середовища зовні панелі.

Несуча панель СБ КА (фіг.1, 2, 3) містить раму 1, що несуть верхню основу 2 і нижню основу 3, а також силові перегородки 5, встановлені перпендикулярно до цих основ. Між основами герметично встановлений заповнювач 4 у вигляді сот. На верхній основі 2 встановлені чутливі елементи 7 системи енергоживлення КА.

У бічних поверхнях кожної стільники заповнювача 4 і силових перегородках 5, на відміну від прототипу, в кожному варіанті виконані дренажні отвори 6, що повідомляють внутрішні об'єми сот між собою і із зовнішнім середовищем (див. вид А і розріз по ВР).

У варіанті 1 (фіг.1) внутрішні об'єми сот повідомляють із зовнішнім середовищем за допомогою дренажних отворів 6, виконаних у рамі 1, принаймні, в одному її елементі.

У варіанті 2 (фіг.2) внутрішні об'єми сот повідомляють із зовнішнім середовищем за допомогою дренажних отворів 6, виконаних у несучому нижньому підставі 3, рівномірно розташованих по площі його основи.

У варіанті 3 (фіг.3) внутрішні об'єми сот повідомляють із зовнішнім середовищем за допомогою дренажних отворів 6, виконаних у рамі 1, принаймні, в одному її елементі, а також в нижній нижній підставі 3, рівномірно розташованих по площі його основи.

Завдяки рівномірному розташуванню дренажних отворів по площі основ панелі забезпечується рівномірне або близьке до рівномірний розподілтиску в стільниках заповнювача і, отже, перепадів тисків, що діють на основи панелі. Тим самим виключають концентрації напруг у місцях стику елементів панелі від нерівномірних перепадів тисків, що призводить до спрощення технології виготовлення панелей та підвищення надійності її експлуатації за наявності прихованих дефектів при її виготовленні, наприклад, при непроклейці окремих елементів сот заповнювача з несучими основами.

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

Сумарну ефективну площу дренажних отворів у рамі 1, в сотах заповнювача 4, перегородках 5 і нижній підставі 3 для заданої траєкторії польоту РН визначають за співвідношенням (1), (2) і (3), для варіантів 1, 2 і 3 відповідно, обліком входять у ці співвідношення коефіцієнтів а, b, які від параметрів траєкторії РН.

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

У ракетобудуванні раму 1 виконують з вуглепластику, що несуть основи 2 і 3, а також силові перегородки 5 - з титану. Заповнювач 4 у вигляді сот виконують з алюмінієвого сплавуі герметично кріплять до верхньої основи 2 і нижньої основи панелі 3 за допомогою, наприклад, авіаційного клею ВКВ-9. Також до верхньої основи 2 кріплять чутливі елементи 7 СБ.

Несуча панель СБ КА працює в такий спосіб.

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 у складі головного блоку РН, а також в автономному польоті КА після скидання обтічників головного блоку, відбувається перетікання газового середовища між стільниками заповнювача 4, силовими перегородками 5 і закінчення її через дренажні отвори в рамі 1 і нижній підставі 6 в зовнішнє середовище (див. розріз ВВ). Перетікання газового середовища відбувається з несуттєвим запізненням вирівнювання тиску в сотах заповнювача 4.

При цьому закінчення газового середовища зі сотів заповнювача 4 в зовнішнє середовище відбувається з дозвуковою швидкістю з незапиранням її в сотах заповнювача 4, так як сумарні ефективні площі μ.GIF; 2 · S 2 дренажних отворів 6 у рамі 1 та μ.GIF; 3 ·S 3 - у нижній підставі 3 виконані більше або рівними сумарної ефективної площі μ.GIF; 1 ·S 1 в сотах заповнювача 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 у складі головного блоку РН реалізують максимальний перепад тиску GIF; Р (фіг.4), що діє на підстави панелей 2 і 3, відповідно до формул (1), (2) і (3). При цьому газове середовище із сот заповнювача 4 перетікає в замкнутий об'єм під головним обтічником, максимально допустимий перепад тисків в якому, порівняно із зовнішнім траєкторією польоту РН, визначають за відомим технічним рішенням з використанням системи дренування відсіку .

В автономному польоті КА всередині панелі корпусу встановлюється внутрішній тиск РВН, близький до атмосферного (статичного навколишньої атмосфери). Перепади Δ.GIF; Р тисків при цьому між сотами заповнювача 4, а також внутрішнім тиском Рвн в сотах заповнювача 4 і зовнішнім середовищем Рнар, що діють на верхню основу 2 і нижню основу панелі 3, близькі до нуля.

Таким чином, зменшують перепади тисків, що діють 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 та монтажу панелі СБ КА та підвищується надійність її експлуатації.

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

В даний час технічне рішення пройшло експериментальну перевірку і впроваджується на КА, що розробляються підприємством.

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

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

Література

1. Авіація. Енциклопедія. М: ЦАГІ, 1994 р., стор 529.

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

3. Патент UA 2145563 C1.

формула винаходу

1. Несуча панель сонячної батареї космічного апарату, що містить раму, що несуть верхню і нижню основи, між якими герметично встановлені заповнювач у вигляді сот і перпендикулярно основам силові перегородки, що відрізняється тим, що в бічних поверхнях кожної стільники заповнювача і силових перегородках повідомляють внутрішні об'єми сот між собою, а принаймні одному елементі рами виконані дренажні отвори, що повідомляють внутрішні об'єми сот із зовнішнім середовищем, при цьому сумарна ефективна площа дренажних отворів в стільниках, силових перегородках і рамі визначається зі співвідношень

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

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

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

2. Несуча панель сонячної батареї космічного апарату, що містить раму, що несуть верхню і нижню основи, між якими герметично встановлені заповнювач у вигляді сот і перпендикулярно основам силові перегородки, що відрізняється тим, що в бічних поверхнях кожної стільники заповнювача і силових перегородках виконані дренаж. внутрішні об'єми стільник між собою, а в нижній підставі панелі рівномірно по площі його поверхні виконані дренажні отвори, що повідомляють внутрішні об'єми стільник із зовнішнім середовищем, при цьому сумарна ефективна площа дренажних отворів в стільниках, силових перегородках і нижній підставі панелі визначається зі співвідношень

μ.GIF; 1 ·S 1 /V=a·Δ.GIF; P-b,

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

S 3 - сумарна площа дренажних отворів у нижній підставі панелі, см 2;

V - сумарний обсяг газового середовища в сотах, м3;

μ.GIF; 1 - коефіцієнт витрати дренажних отворів у бічних поверхнях стільників і силових перегородках;

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

Δ.GIF; Р - максимальний 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, що апроксимують криву залежності ефективної площі дренажних отворів в нижній підставі панелі від максимального траєкторії перепаду тисків, що діє на підставі панелі.

3. Несуча панель сонячної батареї космічного апарату, що містить раму, що несуть верхню і нижню основи, між якими герметично встановлені заповнювач у вигляді сот і перпендикулярно основам силові перегородки, що відрізняється тим, що в бічних поверхнях кожної стільники заповнювача і силових перегородках повідомляють внутрішні об'єми сот між собою, а принаймні одному елементі рами і в нижній підставі панелі рівномірно по площі його поверхні виконані дренажні отвори, що повідомляють внутрішні об'єми сот із зовнішнім середовищем, при цьому сумарна ефективна площа дренажних отворів в сотах, силових перегородках, рамі та нижній підставі панелі визначається із співвідношень

μ.GIF; 1 ·S 1 /V=a·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 у бічних поверхнях сот і силових перегородках, см 2 ;

S 2 , S 3 - сумарні площі дренажних отворів у рамі та нижній підставі панелі відповідно, см 2 ;

V - сумарний обсяг газового середовища в сотах, м3;

μ.GIF; 1 - коефіцієнт витрати дренажних отворів у бічних поверхнях стільників і силових перегородках;

μ.GIF; 2 , μ.GIF; 3 - коефіцієнти витрати дренажних отворів у рамі та нижній підставі панелі відповідно;

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

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

Днями у Колорадо відбулася конференція «Нове покоління суборбітальних дослідників», на якій обговорювалися, зокрема, проекти будівництва космічних сонячних станцій. І якщо раніше подібні ідеї ніхто всерйоз не сприймав, то зараз вони справді близькі до реалізації.

Так, Конгрес США готує план поступового переходу Америки від викопного палива на космічну енергетику. За впровадження проекту відповідатиме спеціально створений департамент космосу, активну роль у його роботі відіграватимуть NASA, міністерство енергетики та інші організації.

До жовтня нинішнього року міністерство юстиції має надати Конгресу всі необхідні зміни та доповнення до чинного федерального законодавства, щоб розпочати будівництво космічних сонячних електростанцій. У рамках програми на початковому етапі планується розробити системи ядерних космічних двигунів, щоб застосовувати кораблі багаторазового використання для космічної логістики та будівництва геліоустановок на орбіті.

В активній розробці також технології, що дозволяють перетворити сонячне світло на електрику та телепортувати його на Землю.

Зокрема, фахівці Каліфорнійського технологічного інституту пропонують висвітлювати планету за допомогою орбітальних «килимів-літаків». Це системи з 2500 панелей товщиною 25 мм і довжиною в 2/3 футбольного поля. Елементи такої станції доставлятимуть на орбіту ракети на кшталт Space Launch System — американської надважкої ракети-носія, що розробляється NASA. Космічна електростанція створюється у рамках SSPI (Space Solar Power Initiative) – партнерського проекту Каліфорнійського технологічного університетута компанії Northrup Grumman. Остання інвестувала $17,5 млн, щоб протягом наступних трьох років розробити основні компоненти системи. Ініціативу також підтримали дослідники у лабораторії Jet Propulsion у NASA.

За словами професора Каліфорнійського технологічного університету Гаррі Етуотера, який очолив Space Solar Power Initiative, «килими-літаки» перетворять сонячну енергію на радіохвилі та відправляють їх на землю. Енергія передаватиметься за принципом фазованих ґрат, які використовують у радарних системах. Це дозволить створювати потік, що рухається у будь-якому напрямку.

Сонячні панелі складаються з плиток розміром 10х10 см і вагою близько 0,8 г, що забезпечить порівняно невисоку вартість запуску конструкції. Кожна плитка передаватиме перетворену енергію автономно і якщо одна з них вийде з ладу, інші продовжуватимуть працювати. Втрата кількох елементів через сонячні спалахи або дрібні метеорити не завдасть шкоди електростанції. За розрахунками вчених, за масового виробництва вартість електрики від такого джерела буде меншою, ніж при використанні вугілля чи природного газу.

Відсоток наземних сонячних установоку загальному балансі енергозабезпечення багатьох країн світу стає дедалі вищим. Але можливості таких електростанцій обмежені: ночами та за сильної хмарності сонячні батареї втрачають здатність виробляти електрику. Тому ідеальний варіант – розмістити геліоелектростанції на орбіті, де день не змінюється вночі, а хмари не створюють перешкод між Сонцем та панелями. Головною перевагою будівництва електростанції у космосі є її потенційна ефективність. Сонячні батареї, розташовані в космосі, можуть генерувати енергії вдесятеро більше батарей, розміщених на Землі.

Ідея орбітальних електростанцій розроблялася давно, вчені з NASA та Пентагону займаються подібними дослідженнями ще з 60-х років. Раніше втілення подібних проектівгальмувала висока вартість транспортування, але з розвитком технологій космічні електростанції можуть у найближчому майбутньому стати реальністю.

Вже є кілька цікавих проектів щодо будівництва сонячних установок на орбіті. Крім Space Solar Power Initiative, американці розробляють орбітальну сонячну панель, яка поглинатиме сонячне випромінювання і передаватиме електронні пучки за допомогою радіохвиль на земний ресивер. Авторами розробки стали спеціалісти з науково-дослідної лабораторії ВМС США. Вони збудували компактний сонячний модуль, на одній стороні якого обладнана фотовольтаїчна панель. Всередині панелі встановлена ​​електроніка, що перетворює прямий струм радіочастоту для передачі сигналу, інша сторона підтримує антену для передачі електронних пучків на Землю.

За словами провідного автора розробки Поля Джаффе, що нижча частота електронного пучка, що несе енергію, то надійнішою буде її передача в погану погоду. А при частоті 2.45 ГГц можна отримувати енергію навіть у сезон дощів. Сонячний ресивер забезпечить енергією всі військові операції, про дизельні генератори можна буде назавжди забути.

США не єдина країна, яка планує отримувати електроенергію із космосу. Жорстка боротьба за традиційні енергетичні ресурси змусила багато держав шукати альтернативні джерела енергії.

Японська агенція з освоєння космосу JAXA розробила для встановлення на орбіті Землі фотоелектричну платформу. Зібрана за допомогою установки сонячна енергія надходитиме на приймальні станції Землі і перетворюється на електрику. Збір сонячної енергії вестиметься на висоті 36 тис. км.

Така система, що складається з серії наземних та орбітальних станцій, має почати працювати вже у 2030 р., її загальна потужність складе 1 ГВт, що можна порівняти зі стандартною атомною електростанцією. Для цього в Японії планується побудувати штучний острів завдовжки 3 км, на якому розгорнуть мережу з 5 млрд антен для перетворення на електрику радіохвиль надвисоких частот. Той, хто очолив розробку науковий співробітник JAXA Сусумі Сасакі впевнений, що розміщення сонячних акумуляторів у космосі призведе до революції в енергетиці, дозволивши з часом повністю відмовитись від традиційних джерел енергії.

Аналогічні плани є й у Китаю, який збудує на орбіті Землі сонячну електростанцію розміром більше, ніж Міжнародна космічна станція. Загальна площа сонячних панелейустановки становитиме 5-6 тис. кв. км. Згідно з розрахунками експертів така станція збиратиме сонячні промені 99% часу, причому космічні геліопанелі зможуть генерувати в 10 разів більше електрики на одиницю площі, ніж наземні аналоги. Передбачається, що для передачі на наземний колектор електроенергія, що виробляється, буде перетворюватися в мікрохвилі або лазерний промінь. Початок будівництва заплановано на 2030 р., вартість проекту становитиме близько $1 трлн.

Світові інженери оцінюють можливості будівництва сонячних космічних електростанцій не тільки на орбіті, а й у областях, ближчих до Сонця, біля Меркурія. У цьому випадку сонячних батарей знадобиться майже в 100 разів менше. При цьому приймальні пристроїможна винести з поверхні Землі до стратосфери, що дозволить здійснити ефективну передачу енергії в міліметровому та субміліметровому діапазонах.

Розробляються проекти місячних сонячних електростанцій.

Наприклад, японська компанія Shimizu запропонувала створити пояс із сонячних батарей, протягнутий по всьому екватору Місяця на 11 тис. км та шириною 400 км.

Його розмістять на зворотній сторонісупутника Землі, щоб система постійно знаходилася під сонячним промінням. Зв'язати панелі можна буде за допомогою звичайних кабелів силових або оптичних систем. Електрику, що генерується, планується передавати за допомогою великих антен, а отримувати за допомогою спеціальних ресиверів на Землі.

Теоретично проект виглядає чудово, залишається придумати, як доставити сотні тисяч панелей на супутник Землі і там їх встановити, а так само як доставляти енергію з Місяця на нашу планету, не втративши дорогою значну її частину: адже доведеться подолати 364 тис. км. Тож ідеї створення місячних електростанцій надто далекі від реальності, і якщо вони й реалізуються, то дуже нескоро.

Тетяна Громова

Винахід відноситься до енергетичних систем космічних об'єктів, заснованих на прямому перетворенні променистої енергії Сонця в електрику, і може бути використане при створенні сонячних сонячних батарей великої площі. Сутність: у космічній сонячній батареї, що містить несучий каркас, розміщені на ньому фотоелементи, що включають два провідні електроди, розділених зазором, один з яких виконаний світлопроникним, на внутрішній поверхні розміщено покриття з матеріалів з роботою виходу, меншої роботи виходу матеріалу електрода, причому величина зазору не перевищує довжину вільного пробігу фотоелектронів. 5 іл.

Винахід відноситься до енергетичних систем космічних об'єктів, заснованих на прямому перетворенні променистої енергії Сонця в електрику, і може бути використане при створенні космічних сонячних батарей великої площі. Відомі сонячні батареї, що містять каркас, розміщені на ньому фотоелементи, що включають два провідні електроди, розділених зазором, один з яких виконаний світлопроникним Сонячні батареї на основі напівпровідникових структур різного типу мають досить високий ККД перетворення сонячної енергії. Недоліками відомих СБ, заснованих на внутрішньому фотоефекті, є складність структури ФЕП з використанням дефіцитних матеріалів, наприклад арсеніду галію; принципова обмеженість знизу товщини ФЕП з огляду на багатошарову, особливо варізонну, структуру перетворювача із застосуванням підкладок, різних оптичних та захисних покриттів і внаслідок цього відносно велика маса ФЕП, що перевищує масу каркаса СБ, виконаного з високоміцних матеріалів; чутливість до впливу космічного середовища, зокрема до корпускулярних випромінювань, що викликає швидку деградацію робочих характеристик, що знижує ресурс. У результаті ці недоліки призводять до високої вартості електроенергії, що виробляється подібними до СБ. Найбільш близькою до пропонованого технічного рішення є обрана як прототип космічна сонячна батарея, що містить несучий каркас, розміщені на ньому фотоелементи, що включають два провідні електроди, розділених зазором, один з яких виконаний світлопроникним В якості струмогенеруючої області, що утворюється між поверхнями ФЕП, в такій СБ використовується гомо- або гетероструктурний шар (шари), на який нанесені електроди (наприклад, оптичний та бар'єрний) та необхідні покриття. Струмознімні елементи можуть бути виконані у вигляді тонких сіток, що утворюють на поверхнях електродів. Несучий каркас є ферменною конструкцією з високоміцних, наприклад вуглепластикових, стрижневих елементів, на яку натягнуті ФЕП у вигляді гнучких панелей на сітчастій підкладці, закріплених на каркасі по периферії. Відома СБ має досить високий ККД (практично до 15-20%) і невелику товщину гнучких панелей СБ (до 100-200 мкм), що полегшує зберігання, транспортування і розгортання СБ в робочий стан, наприклад, з рулону. Недоліками відомої СБ є вже зазначені вище, типові напівпровідникових ФЕП. Ці недоліки, в результаті, виражаються у недостатньо високих питомих енергетичних характеристиках (потужність не перевищує 0,2 кВт/кг або 0,16 кВт/м 2 ) та експлуатаційно-технологічних характеристиках (значна за рахунок ФЕП питома маса СБ, складність виготовлення, чутливість до космічних впливів та ін. ), що призводить до підвищеної вартості вироблення електроенергії СБ цього типу. Метою винаходу є підвищення питомої електричної потужності на одиницю маси за одночасного підвищення стійкості до зовнішніх впливів в умовах космічного простору. Зазначеною метою досягається тим, що в космічній сонячній батареї, що містить несучий каркас, розміщені на ньому фотоелементи, що включає два провідні електроди, розділених зазором, один з яких виконаний світлопроникним, на внутрішній поверхні одного з електродів розміщено покриття з матеріалу з роботою виходу, меншої роботи виходу його матеріалу, причому величина зазору вбирається у довжини вільного пробігу фотоелектронів. Сутність винаходу полягає у використанні в конструкції пропонованої СБ на відміну від традиційних принципу зовнішнього фотоефекту, при цьому один з електродів, що проводять, виконує функції фотокатода, з якого фотоелектрони можуть вибиватися переважно або в напрямку падаючого світла з тіньової поверхні плівки, або у зустрічному напрямку з освітленої поверхні плівки. Фотоелектрони захоплюються іншою плівкою з електродом, що проводить, виконує функції анода. Оскільки катодна та анодна плівки виконані з матеріалів з різною роботою виходу електронів, то при впливі на СБ світлового потоку між плівками встановлюється деяка рівноважна різниця потенціалів (ЕРС порядку 0,6-0,8 В) за умови, що зазор між плівками менше довжини вільного пробігу фотоелектронів серед зазору (ця умова виконується для космічного вакууму при слабкому зовнішньому магнітному полі). Найсуттєвішим є те, що провідні (в тому числі металеві) плівки можна виготовляти значно тоншими за напівпровідникові панелі SB порядку 0,5 мкм або менше, так що питомі характеристики запропонованих SB значно вищі, ніж у традиційних SB. Крім того, чутливість електрофізичних характеристик пропонованої СБ до впливу факторів космічного середовища (мікрометеоритам, корпускулярним випромінюванням) є значно слабшою. Виробництво плівок і складання з них СБ на каркасі, що несе, технологічно прості, а умови малої гравітації (невагомості) дозволяють створювати легкі СБ дуже великої площі, а отже, і потужності. Переважним варіантом виконання пропонованої СБ є конструкція, де кожна з плівок з провідним електродом виконана у вигляді ізольованих один від одного смуг, причому смуги різних плівок попарно утворюють секції фотоелектричного перетворювача, об'єднані в послідовний ланцюг, в якій кожна тильна смуга однієї з секцій з орієнтованою до Сонця смугою сусідньої секції перетворювача, а струмознімальні елементи електрично пов'язані з тильною смугою на одному кінці ланцюга і з смугою, що орієнтується до Сонця, на протилежному кінці ланцюга. Дана конструкція має підвищену технологічність при побудові СБ великої площі. При цьому така конструкція СБ дозволяє зменшити величину струму, що протікає по секціях ФЕП, в розрахунку на одиницю потужності, що виробляється і тим самим зменшити товщину плівок, тобто ще більше знизити масу СБ. У пропонованій СБ на поверхню плівки з електродом, що проводить (фотокатода) нанесено покриття, що зменшує величину роботи виходу електронів з цієї плівки. Це можна здійснити, наприклад, шляхом оксидування відповідної металевої (наприклад, алюмінієвої) плівки. При розташуванні анода над фотокатодом перший повинен бути світлопроникним, тому в даному варіанті пропонованої СБ провідна плівка, що орієнтується до Сонця, може бути виконана перфорованої або сітчастої структури з мінімально можливим затіненням катодної плівки. Сутність винаходу пояснюється кресленнями, де на фіг.1 зображено схема СБ з плівковим фотокатодом, орієнтованим до Сонця; на фіг.2 зображено схема СБ з фотокатодом на тильній поверхні; на фіг.3 показана принципова схема СБ із секціонуванням; на фіг.4 представлена ​​еквівалентна електрична схема СБ; на фіг.5 представлений варіант конструктивного виконанняСБ. Як показано на фіг.1, СБ містить розміщені на несучому діелектричному каркасі 1 плівки, що проводять, одна з яких служить фотоемісійним катодом 2, а інша анодом 3. Плівка 2 розташована вздовж поверхні, орієнтованої до сонячного світлового потоку 4. Через струмознімальні елементи 5 провідні плівки можуть бути підключені до навантаження 6. За іншим варіантом виконання СБ, показаному на фіг.2, фотокатод 2 може розташовуватися вздовж тильної поверхні, а анодна плівка 3 виконана світлопроникною, зокрема перфорованої або виготовленої у вигляді дротяної сітки. Матеріалами електродів можуть бути такі метали, як алюміній, срібло, золото, платина, деякі сплави, оксиди лужних металів та інші сполуки. Різна робота виходу електронів отримана для плівок з того самого металу за рахунок оксидування однієї з них або іншої поверхневої обробки. Як показано на фіг.3, катодна та анодна плівки можуть бути виконані у вигляді ізольованих один від одного смуг 7 і 8, причому смуги одного типу (анодні) електрично пов'язані зі смугами іншого типу (катодними) по контактних стиках (швам) 9 так, що тут ФЕП великої площі являє собою систему (ланцюг) послідовно пов'язаних електрогенеруючих секцій 10 менших розмірів. Кожна секція збільшує напругу, що подається на навантаження 6, відповідно до еквівалентної електричною схемою ланцюга, показаної на фіг.4. Як показано на фіг.5, конструктивно СБ зі схемою на фіг.3 може містити розкладний або збірний каркас з поздовжніми 11 і поперечними 12 несучими елементами. Фрагменти ФЕП 13 у вигляді стикованих різнотипних смуг натягнуті на каркас з пропусканням їх через поперечні елементи 12 і закріпленням по кромках на тих же елементах 12, наприклад, за допомогою діелектричних еластичних полотен (сіток, розчалок тощо) 14. Жорсткість СБ розгорнутому стані забезпечується розтяжками 15, стягують кінці поздовжніх стрижневих елементів 11, шарнірно зчленованих в їх центральних частинах. Функціонування та експлуатація СБ згідно винаходу здійснюється наступним чином. У космічний простір виводиться або вся СБ у складеному вигляді, або її фрагменти, які потім збираються в єдину систему. Розгорнута в робочий стан СБ орієнтується на Сонці однієї зі своїх плівкових поверхонь залежно від типу фотокатода (див. фіг.1 та 2). Внаслідок електронної емісії, що виникає при цьому, в зазорі між плівками з'являється електричне поле, що створює різницю потенціалів анодної і катодної плівок, рівну різниці робіт виходу цих плівок. При підключенні до СБ через струмознімні елементи 5 деякого навантаження 6 ланцюга ФЭП виникає електричний струм, що забезпечує харчування навантаження необхідною електроенергією. Переважна сфера застосування пропонованих СБ високі, зокрема геостаціонарні, орбіти, де мінімальний вплив атмосфери, магнітного поля планети та її гравітаційного градієнта, що дозволяє створювати СБ дуже велику площу, а отже, велику потужність. Техніко-економічна ефективність запропонованого винаходу може бути підтверджена такими оцінками. Відомо, що ККД енергоперетворення при зовнішньому фотоефекті становить 2-10%. , якщо прийняти ККД 5% Цей показник помітно гірший, ніж у серійних кремнієвих СБ, де досягається 110 Вт/м 2 . Однак товщина плівок може бути доведена до 05 мкм. Тоді маса 1 м 2 плівки, наприклад, алюмінію складе 110,510 -6 2,710 3 1,3510 -3 кг 1,35 г для товщини 0,5 мкм. Звідси питома електрична потужність (за масою ФЕП) з урахуванням використання двох плівок становитиме для ФЕП з питомою масою 25 10 г/м 2 і каркаса з такою ж у середньому питомою масою, т.е. е. якщо питома маса сонячної батареї приблизно 20 г/м 2 , питома електрична потужність СБ становитиме Цей основний показник пропонованої СБ майже в 20 разів перевищує такий же показник для перспективних напівпровідникових СБ, що досягає 200 Вт/кг, причому для реалізації пропонованої СБ не потрібно дефіцитних матеріалів і складних технологій, оскільки отримання дуже тонких плівок, що проводять, є практично освоєним процесом. Вартість створення пропонованих РБ слід очікувати на рівні вартості їх виведення на орбіту, а оскільки остання пропорційна масі РБ, то виграш вартості вироблення електроенергії за допомогою пропонованих РБ стає досить очевидним. Крім того, пропоновані СБ характеризуються більш тривалим ресурсом та менш жорсткими експлуатаційними вимогами. Пропоновані СБ допускають можливість їх ефективного використання як керуючих (сонячно-парусних) органів орієнтації та корекції орбіти космічних об'єктів. Перспективи вдосконалення пропонованих СБ пов'язані в основному зі створенням особливо тонких плівок, що проводять (менше 0,1 мкм) і надлегких несучих каркасів. Відповідні дослідження ведуться в галузі пристроїв типу "сонячний вітрило". Джерела інформації 1. Колтун М.М. Сонячні елементи. М. Наука, 1987 стор.136-154. 2. Гриліхес В.А. та ін Сонячна енергія та космічні польоти. М. Наука, 1984р. стор.144 (прототип).