Обзор принципов построения и особенности функционирования существующих систем энергоснабжения

Из всех видов энергии электрическая является наиболее универсальной. По сравнению с другими видами энергии она имеет ряд преимуществ [1]:

- электрическая энергия легко преобразуется в другие виды энергии;

- КПД электрических установок значительно выше КПД установок, работающих на других видах энергии;

- электрическую энергию легко передавать по проводам к потребителю;

- электрическая энергия легко распределяется между потребителями.

Автоматизация процессов управления полетом любых космических

аппаратов немыслима без электрической энергии. Электрическая энергия используется для приведения в действие всех элементов устройств и оборудования КА.

Система энергоснабжения КА является одной из важнейших систем, обеспечивающих работоспособность КА. Система энергоснабжения КА предназначена для обеспечения электроэнергией в необходимом количестве и заданного количества приборов и агрегатов КА при его выведении на орбиту ИСЗ, автономном полете и спуске на Землю [2].

Основные требования, предъявляемые к системе энергоснабжения [4]:

- необходимый запас энергии для совершения всего полета;

- надежная работа в условиях невесомости;

- необходимая надежность, обеспечиваемая резервированием (по мощности) основного источника и буфера;

- отсутствие выделений и потребления газов;

- способность работать в любом положении в пространстве;

- минимальная масса;

- минимальная стоимость.

Система электроснабжения генерирует энергию, преобразует и регулирует её, запасает её для периодов пикового потребления или работы в тени, а также распределят её по космическому аппарату. Подсистема электроснабжения может также преобразовывать и регулировать напряжение или обеспечивать ряд уровней напряжений. Она часто включает и выключает аппаратуру и, для повышения надёжности, защищает от короткого замыкания и изолирует неисправности. Конструкция подсистемы зависит от космической радиации, которая вызывает деградацию солнечных батарей [2, 3].

Структурная схема системы энергоснабжения представлена на рисунке 1.1 [3]. Из рисунка видно, что подсистема энергоснабжения обеспечивает генерацию, хранение, распределение и управление потоками электроэнергии на борту космического аппарата.

Рисунок 1.1 - Структурная схема системы энергоснабжения КА

Рассмотрим основные компоненты системы энергоснабжения. Источник электрической энергии предназначен для генерирования энергии на борту космического аппарата. Для космических аппаратов наибольшее применение находят три типа источников энергии: массивы фотоэлектрических

преобразователей или солнечные батареи, статические источники энергии и динамические источники энергии. Классификация источников электрической энергии представлена на рисунке 1.2 [2, 6].

Рисунок 1.2 - Источники электрической энергии

Массивы фотоэлектрических преобразователей, или солнечные батареи, обеспечивают прямое преобразование энергии солнечного излучения в электрическую энергию [18].

Статические источники энергии используют источник тепла - обычно ядерный реактор, работающий на плутонии-238 или уране-235, для прямого преобразования тепловой энергии в электрическую энергию [13].

Динамические источники энергии также используют источник тепла - обычно концентраторы солнечного излучения, тепловыделяющие элементы на плутонии-238 или обогащенном уране.

Накопитель электрической энергии является неотъемлемой составной частью системы энергоснабжения космического аппарата [15]. Накопители энергии предназначены для накопления излишков энергии на участках работы потребителя с малой нагрузкой и расходования энергии, когда потребляемая энергия превосходит возможности источника энергии [2]. Накопление электроэнергии обеспечивается с помощью аккумуляторной батареи, хотя в некоторых случаях могут использоваться альтернативные варианты накопителей, например на базе маховиков или топливных элементов. Аккумуляторы бывают двух видов:

- первичные;

- вторичные.

Рисунок 1.3 - Виды аккумуляторных батарей

Подсистема распределения электрической энергии космического аппарата включает в свой состав кабели, средства обеспечения отказоустойчивости и коммутационные устройства, предназначенные для подключения и отключения бортового оборудования космического аппарата [10]. Кроме того, в состав рассматриваемой подсистемы входит дешифратор команд, обеспечивающий исполнение специальных команд на включение и отключение отдельных бортовых нагрузок. Подсистема распределения электрической энергии космического аппарата является уникальной частью его бортовой подсистемы энергоснабжения, и ее облик часто отражает особенности бортовых нагрузок и требования к коммутации электропитания конкретного космического аппарата.

Регулирование электроэнергии на борту космического аппарата определяется используемым источником энергии. Задачи управления электроэнергией на борту космического аппарата разделяются на три большие группы [2, 3]:

- управление солнечной батареей;

- регулирование напряжения на выходной шине;

- управление зарядом аккумуляторной батареи.

Система энергоснабжения на современных КА является уже не простым генератором электрической энергии, а электростанцией с комплексом вспомогательных устройств и сложной автоматикой управления и контроля, от нормального функционирования которой зависит существование КА. Кроме того, для СЭС в общей массе КА может достигнуть 20-40% и оказывать влияние на его конструкцию и компоновку [2].

Рассмотрим типовые функции, выполняемые системой энергоснабжения [3]:

- обеспечение непрерывного снабжения электрической энергией нагрузок на борту космического аппарата в течение всего времени его полета;

- контроль и распределение электрической энергии между

потребителями на борту космического аппарата;

- выполнение требований по средней и пиковой мощности питания электрической нагрузки;

- обеспечение при необходимости преобразования электроэнергии с формированием шин переменного тока и шин постоянного тока с регулируемым напряжением;

- обеспечение возможностей командного управления и

телеметрического контроля со стороны наземной станции или автономной бортовой системы управления, с целью поддержания подсистемы энергоснабжения в работоспособном состоянии;

- защита бортового оборудования космического аппарата от последствий возможных отказов подсистемы энергоснабжения;

- подавление переходных напряжений в шинах электропитания и защита от отказов шин электропитания;

- обеспечение, при необходимости, возможностей для срабатывания пиротехнических устройств.

А конструкция и компоновка, в свою очередь, должны обеспечивать [2, 4]:

- удобство и безопасность транспортировки, монтажа и обслуживания на технической и стартовой позициях;

- оперативный и надежный контроль основных параметров системы энергоснабжения на всех этапах ее подготовки и эксплуатации;

- необходимую механическую прочность узлов и элементов при ускорениях и вибрациях, возникающих в процессе вывода КА на орбиту и в орбитальном поле;

- работоспособность в любом положении и пространстве.

Система энергоснабжения космического аппарата должна сохранять работоспособность в условиях космического пространства, а также иметь минимальные габаритные размеры и массу [16].

Выбор и проектирование системы энергоснабжения производят исходя из общих требований к системе энергоснабжения и конкретных, диктуемых целевой направленностью проектируемого КА. К ним относятся:

- необходимая среднесуточная и пиковая мощность, обеспечивающие функционирование потребителей электроэнергии;

- форма и степень стабильности выходного электрического напряжения;

- степень автоматизации контроля, диагностики и управления.

В настоящее время применяются следующие разновидности систем энергоснабжения космических аппаратов [11, 12, 18]:

- на основе химических источников тока;

- на основе солнечных энергетических установок;

- на основе ядерных энергетических установок.

Системы энергоснабжения на основе химических источников тока строится с использованием химических гальванических сухозаряженных серебряно-цинковых элементов. Такая система энергоснабжения обеспечивает бортовую аппаратуру КА постоянным током на участке выведения, орбитальном полете, на участках спуска и после приземления.

Наибольшее распространение получили системы энергоснабжения на основе солнечной энергоустановки с солнечными батареями. Их широкое применение обусловлено [2]:

- относительно небольшой массой системы;

- простотой конструкции;

- надежностью в работе;

- удовлетворительным КПД преобразования солнечной энергии в электрическую.

Недостатками такой системы энергоснабжения являются [3, 7]:

- необходимость ориентации солнечных батарей на Солнце;

- зависимость выходных характеристик солнечных батарей от температуры фотоэлектрических преобразователей;

- периодичность работы солнечных батарей из-за наличия на орбите участков, затененных Землей, или из-за затенения элементами конструкции;

- деградация ФЭП в радиационных поясах Земли.

Структурная схема системы энергоснабжения на основе солнечной энергетической установки представлена на рисунке 1.4 [2].

Рисунок 1.4 - Структурная схема системы энергоснабжения на основе солнечной энергетической установки: 1 - блок коммутации, 2 - солнечная батарея, 3 - буферный накопитель, 4 - автоматика контроля, 5, 6 - аккумуляторные батареи

Система энергоснабжения на основе солнечной энергетической установки включает в себя комплекс автоматики, осуществляющий поддержание оптимальных режимов заряда и разряда, поэлементный контроль аккумуляторов, что позволяет увеличить ресурс работы аккумуляторов и обеспечить высокое качество выходного напряжения[11].

Система энергоснабжения космических аппаратов на основе солнечной энергетической установки имеет два основных режима работы [2]:

- режим ориентации солнечной батареи на Солнце с cos0 = 1. При этом обеспечивается большая сила тока. Солнечная батарея обеспечивает как питание бортовой аппаратуры, так и заряд аккумуляторных батарей, который прекращается по сигналу, формируемому аккумулятором. Стабильное напряжение на выходе солнечной батареи поддерживается с помощью регулятора, ограничивающего мощность солнечной батареи;

- режим работы системы энергоснабжения при затенении солнечных батарей или при большом токе нагрузки. Мощность нагрузки обеспечивается за счет энергии, запасенной в накопителе.

Контроль за аккумуляторными батареями осуществляется по глубине разряда и напряжению на каждом аккумуляторе батареи [13, 14]. При достижении пороговых глубин разряда или напряжения подается сигнал в систему управления КА.

При освоении космического пространства возникают условия, когда применение солнечных установок становится затруднительным. В связи с этим возникает потребность в других видах энергетических установок. В настоящее время разрабатываются и создаются высокотемпературные ядерные энергетические установки для производства тепловой и электрической энергии [2].

Любой тип ядерных энергетических установок включает в себя три основных элемента:

- источник первичной энергии - ядерный реактор;

- преобразователь первичной энергии в электрическую;

- устройство для отвода части первичной энергии в окружающее пространство.

Существуют три пути использования ядерной энергии:

- в виде кинетической энергии частиц;

- в виде электрической энергии частиц;

- в виде тепловой энергии.

На практике широкое распространение получили ядерные энергетические установки, в которых первичной энергией является тепловая. Структурная схема ядерной энергетической установки представлена на рисунке 1.5 [2]:

Рисунок 1.5 - Упрощенная схема ядерной энергетической установки: 1 - ядерный реактор, 2 - преобразователь тепловой энергии, 3 - устройство для отвода теплоты (холодильник - излучатель).

Сплошными линиями на рисунке показаны подвод и отвод тепловой энергии с помощью контура теплоносителя. В схемах, где отсутствуют один или оба контура теплоносителя (штриховые линии), теплота непосредственно из источника передается в преобразователь и отводится с следствии теплопроводности соответствующих соединительных устройств.

Также при разработке и создании космических аппаратов применяются системы энергоснабжения, структурные схемы которых представлены на рисунках 1.6, 1.7 [4].

Рисунок 1.6 - Структурные схемы СЭС: а) с общими силовыми шинами; б) параллельная; в) параллельно-последовательная

На начальном этапе развития космической техники наибольшее распространение получила структура системы энергоснабжения с силовыми шинами первичного источника питания, накопителя энергии и нагрузки (рис. 1.6, а). В такой системе напряжение на солнечной батарее (СБ) и на выходной шине питания нагрузки (Н) определяется напряжением аккумуляторной батареи (АБ), что приводит к невозможности оптимизации режима работы СБ при изменении условий ее эксплуатации и значительной нестабильности выходного напряжения системы энергоснабжения[2,15]. Увеличение числа задач и их усложнение, требуют применение новых подходов к проектированию бортовых систем и предопределили переход к использованию централизованных систем энергоснабжения с раздельными силовыми шинами СБ - АБ - Н (рис. 1.6, б, в, рис. 1.7), позволяющих согласовывать режимы источников энергии с нагрузкой и тем самым существенно повысить энергетическую эффективность, понизить массу СЭС и увеличить ресурс КА [7]. В систему энергоснабжения дополнительно введены зарядные устройства (ЗУ), разрядные устройства (РУ) и регуляторы напряжений (РН).

Недостатком системы энергоснабжения параллельной структуры является "жесткая" связь в одном направлении (через диод) шин СБ и нагрузки (Н), что резко снижает управляемость системы, так как не позволяет регулировать напряжение СБ в оптимальной рабочей точке при изменении условий эксплуатации (температура, освещенность и т.п.) [14].

В СЭС параллельно-последовательной структуры шины источников энергии и нагрузки разделены между собой преобразующими устройствами (ЗУ, РУ, РН). Это дает возможность перераспределения потоков энергии в СЭС по любому алгоритму и закону. Система энергоснабжения становится полностью управляемой.

Рисунок 1.7 - Структурные схемы СЭС: а) с последовательным соединением ЗУ и РУ; б) с подключением ЗУ и РУ к шине СБ

В системе энергоснабжения выполненной по последовательной структуре (рис. 1.7, а) передача энергии от СБ в нагрузку всегда осуществляется через два преобразующих устройства (ЗУ и РУ), поэтому ее использование ограничено т возможно только на КА с резко-переменными графиками нагрузки и значительными теневыми участками, т.е., только на объектах, на которых большая часть энергии должна сначала запасаться в АБ, а затем передаваться в нагрузку [13, 17].

На рисунке 1.7, б, представлена схема СЭС с подключением ЗУ и РУ к выходной шине СБ, которую можно классифицировать как производную параллельно-последовательной структуры (рис. 1.6, в). Отличие заключается в том, что выход РУ подключен к шине СБ. Такое переключение выхода РУ с шины питания нагрузки на шину СБ ведет к увеличению потерь энергии в СЭС, т.к. передача энергии от АБ в нагрузку осуществляется через два последовательно соединенных устройства - РУ и РН. Однако при этом обеспечиваются более качественные параметры электропитания, поскольку один регулятор РН стабилизирует выходное напряжение. Стабилизатор напряжения СН обеспечивает электропитание дополнительной нагрузки Н2 малой мощности с другим уровнем напряжения. Количество дополнительных стабилизаторов напряжения СН и шин питания бортовых потребителей с уровнем напряжения, отличающимся от значения основной стабилизированной шины питания нагрузки Н1, может быть произвольным.

Представленные упрощенные структурные схемы являются базовыми, которые значительно уточняются при разработке структурно -

функциональных схем и проведении энергетического расчета СЭС. При этом уточняется требуемое количество АБ и секций СБ, учитывается целый ряд специфических требований конкретного КА, обусловленных его функциональным назначением, конструктивным исполнением, условиями терморегулирования и т.д.

1.2 Средства автоматики системы энергоснабжения

Автоматика системы энергоснабжения - это совокупность устройств для автоматического управления работой системы энергоснабжения КА и контроля ее параметров. Автоматика осуществляет поддержание параметров системы (напряжение, температура, давление и т.д.) в заданном диапазоне: переключения, связанные с изменением режима работы источников электроэнергии или их агрегатов, распознавание отказов и аварийную защиту источников, токовую защиту агрегатов системы энергоснабжения и т.д. Иногда возможен переход с автоматического управления системой на ручное и обратно [8, 9].

К средствам автоматики системы энергоснабжения КА относятся:

- датчики (чувствительные элементы, сигнализаторы);

- электронные блоки, обеспечивающие усиление, преобразование и обработку сигналов и команд;

- блоки электросиловой коммутации и исполнительные органы (клапаны, регуляторы).

Бортовая система управления (БСУ) передает в систему

электроснабжения управляющие команды и принимает от нее сигналы, характеризующие состояние системы энергоснабжения. Количество команд управления и сигналов диагностики определяется типом системы энергоснабжения, устанавливаемой на борту КА, однако принципы организации взаимодействия одинаковы для всех КА [9].

Управление системой энергоснабжения осуществляется по сигналам (по кодовым командам) от наземного комплекса управления (НКУ). Для диагностики системы энергоснабжения формируются признаки, по которым осуществляется [9, 10]:

- отключение определенных нагрузок и их восстановление при снятии признаков, формируемых по сигналам от системы энергоснабжения;

- приведение системы управления в исходное (выключенное) состояние.

Особым режимом взаимодействия системы управления с системой

энергоснабжения является так называемый режим «тестирования», в котором осуществляется контроль запаса и восстановления емкости аккумулятора СЭС. В этом режиме по командам с НКУ производится принудительный разряд системы энергоснабжения до формирования последнего сигнала ограничения нагрузки (ОН), при этом система энергоснабжения не реагирует на его появление [4]. Режим проводится при оперативном контроле НКУ за температурой СЭС и прекращается в случае превышения определенного значения температуры. В системе управления введена защита от ошибочной выдачи команд на тестирование батарей.

Наиболее распространенными являются следующие системы энергоснабжения [4, 16]:

- схема с отслеживанием устройства отслеживания и выборки максимальной мощности солнечных батарей (PPT);

- система прямой передачи электроэнергии от солнечных батарей.

Система с PPT представлена на рисунке 1.8.

Рисунок 1.8 - Простейшая схема с PPT

PPT представляет собой последовательно соединенное устройство, которое извлекает из солнечных батарей ровно столько энергии, сколько нужно [11].

PPT - это высокочастотный коммутационный преобразователь напряжения постоянного тока, который посредством изменения рабочего цикла может регулировать выходное напряжение [3]. PPT измеряет выходную мощность солнечных батарей и регулирует напряжение, повышая или понижая его, в зависимости от электропотребления спутника. PPT является достаточно сложным устройством, и чаще используется система с прямой передачи электроэнергии от солнечных батарей.

Принцип работы системы с прямой передачей электроэнергии от солнечных батарей заключается в следующем. Электроэнергия от солнечных батарей напрямую передается на блок аккумуляторных батарей и нагрузку. Но может возникнуть проблема: лишняя (избыточная) мощность солнечных батарей должна быть ограничена, чтобы избежать внутреннего перегрева спутника. Это можно сделать, добавив шунтирующий регулятор. Это устройство параллельно соединено с солнечными батареями. Когда выходное напряжение солнечных батарей превышает некоторый предел, шунтирующий регулятор ограничивает его. Обычно реализован один из двух способов ограничения:

- посредством отключения клемм соответствующих солнечных панелей;

- регулирование напряжение с помощью операционного усилителя и транзистора.

Схема без регулирования напряжения на шине питания представлена на рисунке 1.9.

Рисунок 1.9 - Схема без регулирования напряжения на шине питания

Напряжение солнечных батарей минус падение напряжения на блокирующем диоде равно напряжению на шине электропитания, когда солнечные батареи освещаются. Когда солнечные батареи не освещаются, напряжение на шине равно напряжению аккумуляторных батарей. Возможен также случай работы солнечных и аккумуляторных батарей одновременно, когда нагрузка требует большого тока [7, 11].

Когда нагрузка не требует большого тока, то солнечные батареи выдают довольно стабильное напряжение, поэтому напряжение на шине электропитания не будет сильно варьироваться, когда солнечные панели освещаются. Когда солнечные батареи не освещаются, напряжение нагрузки равно напряжению аккумуляторных батарей, которое изменяется, т. к. батареи находятся в процессе разрядки.

Теперь рассмотрим схему с контролированием заряда батареи, но без регулирования напряжения на шине питания. Эта схема представлена на рисунке 1.10.

Рисунок 1.10 - Схема с контролированием заряда батареи, но без
регулирования напряжения на шине питания

Данная схема работает подобно описанной выше, но теперь зарядка батарей контролируется зарядным устройством. Зарядное устройство должно иметь входное напряжение большее, чем напряжение батареи при зарядке, поэтому напряжение солнечных батарей должно быть хотя бы на 0.5В выше, чем конечное напряжение зарядки аккумуляторных батарей [11].

С помощью зарядного контура батареи защищены от перезарядки. Когда солнечные панели освещаются, диод батарей обратно смещен. Этот диод предотвращает зарядку батарей через контур. В тени Земли напряжение солнечных батарей равно нулю, и диод батарей будет прямо смещен, тем самым, позволяя батареям разряжаться через себя на нагрузку.

Когда напряжение на шине электропитания обеспечивается аккумуляторными батареями, то оно изменяется, т. к. напряжение батарей при разрядке уменьшается. Особенно если много элементов последовательно соединено в одну батарею, напряжение на шине может изменяться в большом диапазоне.

Если нагрузка критична к качеству напряжения, то в данную схему необходимо добавить преобразователь напряжения постоянного тока (DC-DC преобразователь).

Схема с частичным регулированием напряжения на шине питания представлена на рисунке 1.11.

Рисунок 1.11 - Схема с частичным регулированием

напряжения на шине питания

Преимущество данной схемы - более стабильное напряжение на нагрузке.

Повышающий регулятор преобразует напряжение батареи в заранее заданное напряжение независимо от напряжения батарей. Диод батарей должен быть выбран так, чтобы при заранее заданном значении напряжения он был обратно смещен, когда солнечные панели освещаются. Иначе аккумуляторные батареи будут разряжаться, даже когда солнечные батареи вырабатывают электроэнергию.

Недостаток этой системы - низкий кпд из-за потерь в повышающем преобразователе и из-за падения напряжения на диоде аккумуляторных батарей.

Напряжение на нагрузке определяется напряжением солнечных батарей или напряжением аккумуляторных батарей. Если нагрузка требует напряжения питания более низкого уровня, то необходимо использовать дополнительный преобразователь напряжения (DC-DC).

Одна из проблем в том, что когда аккумуляторные батареи заряжаются, повышающий преобразователь будет потреблять мощность со стороны зарядного устройства [15]. Это может привести к тому, что зарядное устройство не заряжает батареи как следует. Это делает систему еще более неэффективной.

Схема с полным регулированием напряжения на шине электропитания, представленная на рисунке 1.12, работает подобно схеме с частичным регулированием, однако она обеспечивает более стабильное напряжение нагрузки.

Рисунок 1.12 - Схема с полным регулированием напряжения на шине питания

Именно DC-DC преобразователь обеспечивает стабильное напряжение нагрузки, и этот преобразователь должен выдавать одинаковое выходное напряжение, независимо от того, чем оно обеспечивается - солнечными батареями или аккумуляторными батареями [14, 15].

В зависимости от глубины разрядки и температуры аккумуляторных батарей, напряжение аккумуляторных батарей может быть как выше, так и ниже напряжения нагрузки. Поэтому преобразователь должен обеспечивать как повышение, так и понижение входного напряжения. Данная схема также страдает от потерь в преобразователе напряжения.

Сравним основные типы архитектур системы энергоснабжения и результаты сравнения внесем в таблицу 1.1.

Таблица 1.1

Основные типы архитектур системы энергоснабжения

Продолжение таблицы 1.1

Таким образом, сравнивая все вышеперечисленные типы архитектур систем энергоснабжения остановим свой выбор на системе с PPT, ввиду того, что она более надежна при проектировании нашей системы энергоснабжения.

1.3 Постановка задачи управления

Система энергоснабжения КА является основным источником электропитания аппаратуры жизнеобеспечения КА и полезной нагрузки.

Данная имитационная модель станет основой для проектирования системы энергоснабжения реальных космических аппаратов типа CubeSat.

Имитационная модель позволит отследить изменение основных параметров системы энергоснабжения при движении КА по орбите: выходная мощность солнечных батарей, ёмкость и уровень заряда аккумуляторных батарей, напряжение и т.д.

Для разработки имитационной модели системы энергоснабжения наноспутника необходимо разработать математическую модель и реализовать эту модель в среде моделирования MatLab/Simulink.

Математическая модель должна включать в себя следующее:

- математическую модель движения наноспутника;

- математическую модель солнечной батареи;

- математическую модель аккумуляторной батареи;

- математическую модель зарядно-разрядного устройства.

Далее, на основе разработанных математических моделей необходимо разработать алгоритмы функционирования компонентов системы энергоснабжения, а именно:

- алгоритм работы системы энергоснабжения наноспутника;

- алгоритм расчета мощности солнечной батареи;

- алгоритм работы аккумуляторной батареи;

- алгоритм работы зарядно-разрядного устройства.

И на основе этих алгоритмов, используя MatLab/Simulink, смоделировать процесс работы системы энергоснабжения наноспутника.

Полученную модель необходимо протестировать, а затем провести анализ полученных результатов.

В разделе безопасность жизнедеятельности необходимо провести анализ условий труда, анализ оборудования и микроклимата.

Также нужно провести технико-экономическое обоснование данной работы. Технико-экономическое обоснование работы должно включать анализ трудового оборудования используемого в работе, анализ программного обеспечения, используемого в работе. Так же нужно рассчитать сроки реализации проекта, затраты на разработку системы и цену реализации.

Техническая часть

Выбор спутника

Проанализировав рынок спутниковых систем для класса наноспутников, я остановил свой выбор на наноспутнике CubeSat (рис. 2.1). CubeSat является форматом сверхмалых спутников для исследовательских работ имеющих объём от 1 до 3 литров и массу от 1.33 кг и более. «CubeSat-ы» используют шасси-каркас спецификации CubeSatи выборочные комплектующие – COTS электронику и прочие узлы. С начала 1999 года Калифорнийский политехнический университет совместно со Стэнфордским университетом разработал спецификацию CubeSat для помощи университетам со всего мира реализовывать космические исследовательские проекты. [15].

Рисунок 2.1 - Норвежский CubeSat NCube-2

Из множества разных платформ и типов спутников CubeSat, мой выбор пал на наноспутник компании Pumpkin Inc. MISC 3 3U конфигурации (рис. 2.2).

Рисунок 2.2 - Наноспутник Cubesat MISC3

Приведем основные характеристики наноспутника Cubesat MISC 3 [16]:

Применение:

- наноспутник общего назначения 3U конфигурации для миссии по наблюдению Земли.

Технические характеристики спутника:

- 3U конфигурация;

- модульная и настраиваемая архитектура;

- объём полезной нагрузки до 1300 см³;

- множество конфигурации установки солнечной панели;

- возможность установки GPS приёмника;

- поддерживает минимум 3 разъединительных переключателей.

Встроенные подсистемы спутника:

- корпус Pumpkin CubeSat Kit™ Pro;

- развертываемые солнечные панели PMDSAS 5-го поколения с 46 солнечными элементами тройного стыка (1 ватт BOL каждая);

- система стабилизации КА MAI-400 с двойным датчиком горизонта для контроля высоты;

- солнечный интерфейсный модуль SIM компании Pumpkin;

- интерфейсный модуль системы ориентации ADCS компании Pumpkin;

- СВЧ приемопередатчик AstroDev™ Lithium-2™;

- СВЧ разветвитель/фазовращатель AstroDev™ UHF splitter/phaser

- модуль батареи Pumpkin Battery Module 1 (BM 1) с объемом аккумулятора на 40Вт-ч и 2S2P элементной конфигурации;

- система энергоснабжения Clyde Space XUEPS с 6-ю каналами, включающий в себя:

- нерегулируемый VBATT выход;

- регулируемые +5V_SYS и VCC_SYS выходы;

- материнская плата Pumpkin Motherboard (MB) с выборочным встраиваемым процессорным модулем Pumpkin Pluggable Processor Module (PPM);