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Stromversorgungssystem unter Verwendung von Sonnenzellen für Raumflugkörper
oder Satelliten in einer Umlaufbahn Die ErSindung bezieht sich auf ein Stromversorgungssysten
gemäß dem Oberbegriff des Anspruches 1. Sie befaßt sich mit solchen Mitteln, mit
denen die Stromversorgung eines Raumfahrzeuges oder Satelliten in einer Umlaufbahn
verbessert werden kann, insbesondere mit solchen Verbesserungen, die das Sammeln,
Speichern und Verbrauchen von Sonnenenergie effektiver gestalten.
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Das Stromversorgungssystem für Raumflug-körper oder Satelliten in
einer Umlaufbahn umfaßt häufig Sperrschicht-Fotozellen , die einen Bruchteil der
einfallenden Sonnenenergie in elektrische Energie umwandeln. Weil die Größe des
Raumflugkörpers durch die Größe der Außenhülle der Trägerrakete begrenzt
ist,
neigt man z.Zt. dazu, Anordnungen von Sonnenzeilen vorzusehen, die in der Umlaufbahn
entfaltet werden können und dadurch dem einfallenden Sonnenlicht eine große Fläche
darbieten und Eine große Gruppe von Satelliten befindet sich in einer stationen
Erdumlaufbahn. Das ist eine Bahn, in der die Umlaufdauer mit der Dauer einer Erdumdrehung
übereinstimmt. Ein Raumflugkörper in einer solchen äquatorialen Umlaufbahn scheint,
von Erdboden aus beobachtet, stillzustehen. Die heutige Technik zum Einschießen
eines Raumflugkörpers in eine solche stationire Umlaufbahn benutzt eine Trägerrakete
mit Zusatzmotor, durch die der Raumflugkörper zunächst in eine elliptische Transfer-Umlaufbahn
gehoben wird, deren Apogäuni mit der Höhe der stationären Umlaufbahn übereinstimmt.
Der zusätzliche Raketenmotor wird benutzt, um den Raumflugkörper von Apogäum aus
in eine im wesentlichen kreisförmige stationäre Erdumlaufbahn zu überführen.
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Normalerweise geschieht dies während des vierten oder sechsten Umlaufes
in der Transfer-Umlaufbahn. Um die Fluglage des Raumflugkörpers während des Verweilens
auf der Transfer-Umlaufbahn und während der Brenndauer des Zusatzmotors zu stabilisieren,
läßt man den Raumflugkörper gewöhnlich mit 60 bis 200 Umdrehungen/Min. um die Achse
des Zusatzmotors rotieren.
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Die Sonnenzellen müssen daher unter zwei sehr verschiedenen Bedingungen
Strom liefern: 1. Während der Eigenrotation des Raumflugkörpers auf der Transfer-Umlaufbahn
, und 2. nach dem Einschießen in die stationäre Umlaufbahn, wenn eine große Anordnung
von Sonnenzellen entfaltet
und so ausgerichtet wird, daß sie dauernd
von der Sonne beschienen wird.
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Manche Raumflugkörper haben deshalb zwei verschiedene Anordnungen
von Sonnenzellen getragen, eine zur Benutzung während des Aufenthaltes in der Transfer-Umlaufbahn,
wenn der Raumflugkörper Spin-stabilisiert ist, und eine davon getrennte, entfaltete,
nach der Sonne ausgerichtete Sonnenzellenanordnung, die benutzt wird, wenn der Raumflugkörper
in seiner endlgültigen Position in der stationären Erdumlaufbahn ist.
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Die Verwendung verschiedener Sonnenzellenanordnungen ist jedoch nachteilig,
weil Sonnenzellen einmal verhältnismäßig teuer s-ind und zum anderen die in die
Umlaufbahn zu schieifenae Hasse unerwünscht groß wird. Es ist deshalb die Aufgabe
der vorliegenden Erfindung, die Anzahl der benötigten Sonnenzellen und die Masse
des Sonnenenergiesystems auf ein Minimum zu beschränken.
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Die Erfindung löst dies durch~ein Stromversorgungssystem gemäß dem
Kennzeichen des Anspruchs 1.
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Um die Anordnung der Sonnenzellen einfach und zuverlässig zu gestalten,
werden die Sonnenzellenflügel , die während des Verweilens in der Transfer-Umlaufbahn
benutzt und später für den Normalbetrieb in der endgültigen Umlaufbahn entfaltet
werden, vorzugsweise nicht kontinuierlich um die Peripherie des Raumflugkörpers
verteilt. Sie können stattdessen lediglich an
zwei gegenwoerliegenden
Seiten des Raumflugkörpers befestigt werden so daß der während des Pluges auf der
Transfer-Umlaufbahn erzeugte elektrische Str@m mit der Sp@in-Frequenz moduliert
ist und einer zwei-Weg-gleichgerichteten Sinuswelle gleicht.
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Weitere Besonderheiten und Kennzeichen der Erfindung werden anhand
der nachfolgenden Figurenbeschreibung deutlich: Es zeigen: Fig. 1 ein BLockdiagramm
für ein Stromversorgungssystem für einen Raumflugkörper oder einen Satelliten, Fig.
2 in schematischer DarsteLlung die Sonnenzellenanordnung des Stromversorgungssystems
gemäß Fig. 1, un Fig. 3a und 3b eine Abwandlung der Anordnung gemäß Figur 2.
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Raumflugkörper besitzen gewöhnlich einen Akkumulator zur Stromversorgung
, wenn sich der Raumflugkörper im Erdschatten befindet. Der Akkumulator kann zur
Erzielung einer ständigen Leistungsabgabe in Verbindung mit dem Sonnenenergiesystem
verwendet werden, in-dem er von den Sonnenzellen Energie aufnimmt,
wenn
die Sonnenzellenleistung die Belastung übersteigt,und energie an die Last abgibt,
wenn die Leistung der Sonnenzellen Fig. 1 zeigt eine der Möglichkeiten, dieses zu
verwirklichen. F;ine Anordnung 11 aus Sonnenzellen wandelt Sonnenenergie in elektrische
Energie um. Sie kann, wie zuvor besctrieben, während des Fluges in der Transfer-Umlaufbahn
aus zwei Platten bestehen bzw. aus diesen Platten zusammen mit weiteren entfalteten
Platten, die sämtlich zur Sonne ausgerichtet sind, wenn sich der Raumkörper auf
seiner endgültigen Umlaufbahn befindet. Die Sonnenzellenanordnung 11 liegt zwischen
den beiden Hauptstromversorgungsleitungen 12 und 13 und ist an diese über Scbleifringe-
angekoppelt, die ein Verschwenken der Anordnung erlauben. Zwischen den Hauptversorgungsleitungen
12 und 13 liegt ferner ein Akkumulator 14 in Reihe mit einem Laderegler 15 und einem
Entladeregler 16, die-ihrerseits parallel geschaltet sind.
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Ein Sonnenzellenregler 17 beschränkt die an die Last auf-den leitungen-12
und 13 bzw. an den Akkumulator 14 abgegebene Energie, wenn die Ausgangsleistung
der Sonnenzellen, deren Bedarf übersteigt, so daß die vorgeschriebene Spannung auf
den Hauptversorgungsleitungen 12 und 13 erhalten bleibt.
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Der Sonnensellenregler 17 ist ein Nebenschlußregler, der den überschüssigen
Strom aus den Sonnenzellen ableitet . Dies kann durch Umwandlung in Verlustwärme
, durch Umschalten oder durch beides geschehen.
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Der Akkumulator 14 wird mit einem Strom aufgeladen,dessen
Höhe
vom Laderegler 15 bestiriit wird, und gibt an die Hauptversorgungsleitungen unter
der Kontrolle durch den Entladeregler 16 Energie ab. Eia zwischen die Hauptversorgungsleitungen
12 und 13 geiegter Meßverstärker 18 nißt deren Spannung gegeneinander und übermittelt
ihren Wert an die drei Regler 15,16 und 17 , um eine Differenz zwischen den momentanen
Wert der Versorgungsspannung und der gewünschten Versorgungsspannung als Referenzspannung
auf Null zu bringen.
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Dieses System arbeitet wie folgt : Wenn der Raumflugkörper um seine
eigene Achse rotiert und die Ausgangsleistung der Sonnenzellen mit der Spin-Frequenz
moduliert ist, dann wird die Hauptversorg1ungsspannung durch den Laderegler 15 bzw.
den Entladeregler 16 des Akkumulators 14 konstant gehalten, wobei der Laderegler
alle überschüssige Soenenenergie in den Akkumulator ableitet, während der Entladeregler
dem Akkumulator Strom entzieht, um die Leistung der Sonnenzellen zu unterstützen-,
wenn diese unzureichend ist. Der Sonnenzellenregler 17 ist nur wirksam, um zu verhindern,
daß der Akkumulator überladen wird, was vorkommen kann, wenn die mittlere Leistung
der Sonnenzellen den Leistungsbedarf des Raumflugkörpers übersteigt Es gibt verschiedene
Methoden, um den Ladungszustand des Akkumulators zu erfassen und jede dieser Methoden
kann benutzt werden, um den Sonnenzellenregler 17 in Tätigkeit zu setzen.
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Wenn sich der Raumflugkörper in seiner endgültigen Umlaufbahn befindet
und die entfalteten , der Sonne zugekehrten Sonnenzellen sehr viel mehr Leistung
erzeugen, und wenn die Dauer der Licht- bzw. der Schatteneinwirkung so bemessen
ist daß nur verhältnismäßig wenig Leistung zum Nachladen des
Akkumulators
erforderlich ist, dann wird eine andere Arbeitsweise des Systems angewandt. In diesem
Ball wird der Ladestrom des Akkumulators auf einen Wert begrenzt, der zu optimal
Verhalten und optimaler Lebensdauer des Akkumulators führt, während der Sonnenzellenregler
17 bei Sonnenlicht verwendet wird, um die Haup-tversorgltngsspannullg zu stabilisieren.
Wenn die Ausgangsleistung der Sonnenzellen unter den Leistnngsbedarf absinkt, z.B.
wenn der Raumflugkörper in den Erdschatten eintritt, dann kann der Entladeregler
16 benutzt werden , um die Hauptversorgungsspannung aufrechtzuerhalten.
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Die Temperatur der Sonnenzellen ist ein Faktor, der die Ausgangsleistung
der Sonnenzellen und auch die Zellenspannung, bei der das Leistungsmaximum auftritt,
beeinflußt.
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Auf der Transfer-Umlaufbahn ist die Sonnenzellentemperatur verhältnismäßig
gering, typisch -10 °O-bis + 25 00, weil der Raumflugkörper rotiert und möglicherweise
auch nicht die optimale Fluglage in Hinblick auf den Sonnenvektor aufweist.
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Im Nornalbetrieb in der endgültigen Umlaufbahn' sind' die Sonnenzellen
permanent der Sonne zugekehrt, so daß eine höhere Sonnenzellentemperatur auftritt,
typisch + 50 °C bis + 70 00.
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Es kommt hinzu, daß die Ausgangsleistung der Sonnenzellen und die
Spannung, bei der diese Leistung' auftritt, beide mit der Aufenthaltsdauer in der
Umlaufbahn abnehmen, weil bei den Sonnenzellen wegen der einfallenden hochenergetischen
Korpuskularstrahlung eine Degradation auftritt. Um die maximale Leistung aus den
Sonnenzellen herauszuholen, sollten sie deshalb so miteinander verbunden sein, daß
die mittlere Betriebstemperatur
der Zellen unter den Arbeitsoedingungen
in der endgültigen Umlaufbahn geringer liegt, typisch bei 320 mV, und höher t, typisch
bei 450 mV, Wenn der Raumflugkörper sich zu Anfang in der Transfer-Umlaufbahn befindet.
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Wenn eine einzige Sonnenzellenanordnung gewählt wird, um beiden Bedingungen
zu genügen, dann muß als Betriebsspannung der Sonnenzellen die für den Betrieb in
der endgültigen Umlaufbahn vorgesehene Spannung gewählt werden. Dies liegt daran,
daß die Ausgangsleistung der So-nenzellen annähernd linear abnimmt, weivn die Betriebsspannung
unter den optimalen Wert absinkt, jedoch steil auf iTul abfällt, wenn die 3etriebsspannung
über- den optimalen Wert hinaus erhöht wird. Eine Sonnenzellenanordnung , die für
den Betrieb in der endgültigen Umlaufbahn optimiert ist, verhält sich demnach in
der Transferphase nicht optimal. Die Ausgangssleistung liegt hier etwa 15% bis 25%
niedriger, als wenn die Sonnenzellenanordnung auf die Betriebsbedingungen in der
Transfer-Umlaufbahn optimiert wäre.
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Für beide Flugbahnen lassen sich annähernd optimale Bedingungen erreichen,
wenn 1.während der Transfer-Phase eine höhere Hauptversorgungsspannung verwendet
wird, und 2.die Anzahl der in Reihe miteinander verbundenen Sonnenzellen für beide
Betriebsarten unterschiedlich eingestellt wird. Die Hauptversorgungsspannung kann
sehr einfach verändert werden, in dem man eine
Widerstands/Potentiometer-Kette
im Meßverstärker 18 umschaltet.
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Die Sonnenzellenanordnung kann abgeändert werden, indem man die Verbindungspunkte
von Sonnenzellengruppierungen oder Baugruppen in der Gesamtsonnenzellenanordnung
umschaltet.
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Ein hiermit verknüpftes Problem betrifft die Zuverlässigkeit der Schaltmittel.
Es ist zu wünschen, daß kein einziger Fehler zu einem Leistungsverlust führen kann
oder daß schlimmstenfalls die Anordnung in den Zustand wie in der endgültigen Umlaufbahn
zurückkehrt.
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Figur 2 illustriert eine annehmbare liöglichkeit , wie man die Unterabschnitte
der Sonnenzellenanordnung umschalten kann. Die Rechtecke 19 in Fig. 2 stellen Sonnenzellen-Baugruppen
dar, die Nummern in den Rechtecken, das sind hier 6 und 30, bedeuten die Anzahl
der parallel und hintereinander geschalteten Sonnenzellen in jeder Baugruppe. Die
Zahlen sind jedoch lediglich beispielhaft gewählt und stehen in keinem besonderen
Zusammenhang mit der Erfindung. Es sind 4 Kontaktsätze 20 gezeichnet, die zu einem
einzigen Vierpol-Umschaltrelais 21 gehören, und ein Vielfaches von sechs Baugruppen
19 entweder, nämlich für den Betrieb während der Transferphase, zu drei gleichen
parallelen Strängen 22 verbinden, von denen jeder aus einen Vielfachen von zwei
Baugruppen Iii Reihe besteht, oder, nämlich für den Betrieb in der endgültigen Umlaufbahn
zu zwei gleichen parallelen Strängen 23 verbinden, von denen jeder aus einem Vielfachen
von drei Baugruppen in Reihe besteht.
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Das Relais kann ein magne-t-isches Stromstoßrelais oder ein federbelastetes
Relais sein, welches dauern'der Erregung bedarf,
um den Betriebszustand
für die Transfer-Phase aufrechtzuerhalten.
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Im vorliegenden Beispiel ist als Vielfaches von sechs die zwei gev@hlt
und der dreisträng@ge Aufb@@ ist durch @@e Amordnung von 120 Zellen in Reihe mal
18 Zellen parallel mit einer Betriebsspannung von 446 mV gegeben, während der zweisträngige
Aufbau durch eine Anordnung von 180 Zellen in Reihe mal 12 Zellen parallel mit einer
Betriebsspannung vor 298 mV gegeben ist.
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Eine Verfeinerung der Anordnung zeigt Fig. 3a, wo drei Gleichrichterdioden
24 über gewisse Kontakte 20 des Relais 21 gelegt sind, um die Folgen von einzelnen
Kontaktfehlern auSzuschalten. Die Dioden können entweder Einzeldioden Wie in Fig.
3a sein oder Diodenvierer wie in Fig. 3b gezeigt, um Funktionseinbußen wegen einzelner
Diodenausfälle zu verhindern.
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Aus Vorstehendem ist ersichtlich geworden, daß die beschriebenen
Anordnungen ein Stromversorgungssystem mit folgenden-Merkmalen ermöglichen: 1. Ein
Stromversorgungssystem für einen Raumflugkörper oder einen Satelliten in einer Erdumlaufbahn,
in dem eine Anordnung aus Sonnenzellen zur Stromerzeugung während des Aufenthaltes
in der Trans fer-Umlaufbahn spater in der endgültigen Flugbahn wenigstens ein Teil
der entfaltenen Sonnenzellenanordnung für den Normalbetrieb darstellt.
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2. Ein System wie unter Punkt 1 in dem ungeachtet der Spin-modulierten
Ausgangssleistung der Sonnenzellen während der
Transfer-Phase eine
geregelte Versorgungsspannung erhalten wird. indem ein Akkumulator-Laderegler vorgesehen
ist, der überschässige Sc@@enz@@@enenergie dem Akkumulator zuführt, und indem ein
Akkumulator-Entladeregler vorgesehen ist, der aus dem Akkumulator Energie in die
Versorgungsleitungen einspeist, wenn die Ausgangsleistung der Sonnenzellen unzureichend
ist, wobei ein Überladen des Akkumulators verhindert wird, indem man einen Hauptregler
für die Sonnenzellen oder einen gleichwertigen Hilfsregler in Tätigkeit setzt, wenn
erforderlich.
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3. Ein System wie unter 1 oder 2, in dem die geregelte Hauptversorgungsspannung
unter endgültigen Betriebsbedingungen auf einen Wert eingestellt ist und unter Transferbedingungen
auf einen anderen, höheren Wert eingestellt ist, um die Ausgangsleistung des Sonnenzellensystems
unter beiden Bedingungen zu optimieren.
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4. Ern System wie unter Punkten 1 bis 3, in dem die in der Sonnenzellenanordnung
vereinten Sonnenzellen in der Weise umgeschaltet werden, daJ die Zellen in der Transfer-Phase
und, im endgültigen Betriebs zustand nahezu mit maximaler Leistung arbeiten und
in beiden Fällen eine einzige Hauptversorgungsspannung Liefern.
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Was die Steuerung des Umschaltens des Relais zum Umordnen der einzelnen
Baugruppen betrifft, so kann dies innerhalb des Satelliten automatisch ausgelöst
werden, wenn die endgültige Flugbahn erreicht wird, das Unschalten kann jedoch auch-durch
ein Befehlssignal von einer Bodenstation ausgelöst werden.
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-Patentansprüche-