Проектирование системы обеспечения теплового режима модуля аккумуляторных батарей наноспутника формата CubeSat

Язык труда и переводы:
УДК:
629.7.05
Дата публикации:
25 января 2022, 12:19
Категория:
Секция 02. Летательные аппараты. Проектирование и конструкция
Авторы
Елисов Николай Алексеевич
Самарский университет
Ломака Игорь Андреевич
Самарский университет
Болтов Елисей Александрович
Самарский университет
Шафран Степан Вячеславович
Самарский университет
Кумарин Алексей Андреевич
Самарский университет
Аннотация:
Рассмотрен подход к проектированию системы обеспечения теплового режима модуля аккумуляторных батарей наноспутника, состоящий из двух этапов. Первый этап включает в себя оценку максимальных потерь энергии модуля аккумуляторных батарей при полете наноспутника на теневой стороне орбиты. Второй этап заключается в расчете процесса теплопередачи между компонентами модуля аккумуляторных батарей. В качестве нагревателя системы обеспечения теплового режима используются группы резисторов, смонтированных на печатной плате блока аккумуляторных батарей. Тепловой контакт между нагревателем и аккумуляторной батарей обеспечивается с помощью термопасты. Эффективность предлагаемого подхода была подтверждена экспериментально.
Ключевые слова:
наноспутник CubeSat, тепловая модель, система обеспечения теплового режима, бортовая система
Основной текст труда

На сегодняшний день наноспутники (НС) формата CubeSat используются при реализации широкого спектра космических миссий. Это произошло благодаря стремительному развитию электронной компонентной базы, что позволило снизить массу, габариты и энергопотребление бортовых систем НС, а также минимизировать сроки и стоимость разработки аппаратов данного класса.

Следует отметить, что формат CubeSat накладывает ограничения на конструкцию аппарата: невысокая энергетика и небольшой объем пространства для размещения полезной нагрузки и бортовых систем. В процессе орбитального полета бортовые системы НС могут быть подвержены перепадам температуры в диапазоне –40...50 °C [1, 2].

Наиболее критичной бортовой системой НС является система электропитания (СЭП) — отказ этой системы приводит к полному отказу НС. Типовая СЭП состоит из следующих элементов: контроллер электропитания, аккумуляторная батарея (АКБ), совокупность солнечных батарей. Наибольшее распространение в СЭП НС получили литий-ионные батареи (Li‑ion) [3] вследствие их серийного производства, наличия готовых схемотехнических решений и низкой стоимости. Наиболее чувствительными к изменению температуры характеристиками таких АКБ являются: емкость, внутреннее сопротивление и параметры режима заряда и разряда. Особенно на них влияют низкие температуры, которые возникают на теневом участке орбиты. Например, производители не рекомендуют заряжать Li-ion АКБ при отрицательных температурах [4].

В связи с этим возникает задача обеспечения допустимого режима эксплуатации АКБ в процессе полета НС (эксплуатация при положительных температурах). Данная задача решалась в два этапа. На первом этапе была проведена оценка теплоемкости модуля АКБ. Была составлена математическая модель тепловых связей между компонентами модуля АКБ. Структурно модуль АКБ был представлен в виде следующей последовательности: печатная плата АКБ, блок резисторов, термопаста, нижний ложемент АКБ, АКБ, верхний ложемент АКБ.

Математическая модель тепловой связи между смежными компонентами строилась на вычислении объемов элементов и площадей контактов смежных элементов. Математическая модель была верифицирована в результате комплекса наземных испытаний модуля АКБ в термовакуумной камере (ТВК). Испытания проводились в следующей последовательности: модуль АКБ устанавливался внутрь ТВК; в течение порядка шести часов происходила дегазация модуля АКБ и стабилизация параметров внутреннего объема ТВК; производилась подача электрической мощности (7 Вт) на блок резисторов, которая нагревала АКБ. В процессе испытаний контролировались температуры нижнего и верхнего ложементов АКБ.

Разработанная математическая модель позволила с высокой достоверностью описать процесс нагрева АКБ (среднее отклонение не превысило 1 °C). Параметром согласования математической модели и измерений являлся коэффициент излучения ложементов АКБ. По результатам термовакуумных испытаний была оценена теплоемкость узла АКБ, которая составила c = 360 Дж/K.

На втором этапе подхода производилась оценка «сверху» тепловых потерь модуля АКБ НС при полете на теневом участке орбиты. При этом реальная геометрия модуля АКБ заменялась параллелепипедом эквивалентной площади. Было показано, что поток излучаемой энергии модуля АКБ составит 6,2 Вт при температуре блока АКБ T = 0 °C.

Таким образом, разработанный подход подтвердил, что выбранная мощность нагревателей АКБ (7 Вт) обеспечивает требование по температурному режиму.

Грант
Работа выполнена в рамках государственного задания Министерства науки и высшего образования Российской Федерации (тема № 0777-2020-0018).
Литература
  1. Rossi S., Ivanov A. Thermal model for CubeSat: a simple and easy model from the SwissCube's thermal flight data // International Astronautical Conference: Proceedings of International Astronautical Conference. Beijing, 2013. Pp. 9919–9928
  2. Salinas G.S., Botello-Ramirez E., Avalos E. Thermal Analysis of a 3U-Cubesat, a Case Study of Pakal Satellite // 8th International Conference on Fluid Flow, Heat and Mass Transfer: Proceedings of International Conference on Fluid Flow, Heat and Mass Transfer. Virtual Conference, 2021. Pp. 137-1–137-8. DOI: 10.11159/ffhmt21.137
  3. GOMspace. Available at: https://gomspace.com/home.aspx (accessed December 22, 2021).
  4. NCR-18650B Datasheet. Available at: https://www.imrbatteries.com/content/panasonic_ncr18650b-2.pdf (accessed December 22, 2021).
Ваш браузер устарел и не обеспечивает полноценную и безопасную работу с сайтом.
Установите актуальную версию вашего браузера или одну из современных альтернатив.