Какви слънчеви панели се използват в космоса. Слънчева батерия за малки космически кораби и метод за нейното производство. Космически кораб от мисията на Луната

В момента АЕЦ Квант работи в три основни направления на развитие на космическата фотоенергетика и нейната елементна база, а именно:

Създаване на слънчеви клетки на базата на монокристален силиций

Създадените силициеви слънчеви клетки в Научно-производственото предприятие „Квант” отговарят на световното ниво, което се потвърждава от изпълнението на редица чуждестранни поръчки за тяхното производство в интерес на Индия, Франция, Холандия, Чехия, Израел, и Китай. Тези батерии имат:

най-висока начална специфична енергийна характеристика ~ 200W/m2;
най-малкото разграждане през периода на активно съществуване;
двупосочна чувствителност, която се използва на нисколетящи космически кораби и позволява да се увеличи изходната мощност на слънчевите панели с 10-15% поради трансформацията на албедото на Земята (по-специално слънчевите панели за космическите кораби Заря, Звезда , руският сектор на МКС, SB за космическия кораб " Монитор-E").

Създаване на слънчеви клетки на базата на многостъпални фотоелектрически преобразуватели, използващи сложни полупроводникови материали върху чужди субстрати.

С помощта на слънчеви клетки, базирани на каскадни сложни хетеропреходни структури, използващи троични и кватернерни AIIIBV съединения, отложени върху чужд полупроводников субстрат, максимална ефективност в космически условия, най-добри резултати по отношение на плътност на мощността, активен живот и минимално разграждане през този период имат сега е постигнато. С помощта на такива слънчеви клетки се постига диапазон на ефективност от 25-30%. За цял клас обещаващи космически кораби, например големи геостационарни платформи, както и космически кораби, предназначени за транспортни операции в космоса с помощта на електрически задвижващи системи, само използването на такива високоефективни слънчеви панели може да постигне съвременни целеви задачи. Отчитайки това, както и използвайки дългогодишния опит в проектирането на слънчеви клетки на базата на GaAs, АЕЦ „Квант“ развива работа в тази посока.

Създаване на гъвкави тънкослойни слънчеви клетки на базата на аморфен силиций с максимални специфични енерго-масови характеристики и минимална цена.

Това е напълно ново направление в космическата фотоенергетика. Най-обещаващият вид такива фотоелектрически преобразуватели в момента са 3-каскадни фотоволтаични клетки на базата на аморфен силиций (a-Si). Първоначално създадени за целите на наземната фотоволтаика, слънчевите клетки от аморфен силиций в момента се разглеждат за използване в космически условия поради:

възможността за получаване на високи характеристики на енергийната маса на слънчевите клетки, 4-5 пъти по-високи от тези на слънчевите клетки, направени на базата на монокристален силиций, въпреки по-ниската им първоначална ефективност;
висока устойчивост на радиация;
възможността за намаляване с порядък и по-конкретна цена на слънчева батерия в сравнение с монокристалната версия.

Съществено предимство на гъвкавите тънкослойни слънчеви клетки е техният малък начален (транспортен) обем, възможността за създаване на лесно разгръщащи се ролкови слънчеви клетки на тяхна основа и др.

Наземната технология, усвоена от руско-американското съвместно предприятие Sovlax LLC (съоснователи на NPP Kvant, ECD Ltd., САЩ), се счита за основна технология за производство на фотоелектрически преобразуватели на базата на аморфен силиций за космически приложения. Тази технология осигурява формирането на каскадна трипреходна фотоволтаична структура на базата на a-Si сплави върху тънък лентов субстрат.

Съвременни проекти на АЕЦ "Квант" в областта на космическата фотоенергетика

МКС: Руски сегмент от модули Заря и Звезда със соларни преобразуватели с двупосочна чувствителност
Големи геостационарни платформи “SiSat”, “Express-A”, “Express-AM”, “KazSat” и др.
Космически апарати за дистанционно изследване на Земята и метеорология „Монитор-Е”, „Метеор-3” и др.

Основни характеристики на слънчеви батерии АЕЦ "Квант"

Основни характеристики	Монокристален	GalnP2-GalnAs-Ge тристепенен	Аморфен
Специфична мощност на SB при AM0, 25°C в оптималната точка на ток-напрежението, W/m 2	200	~350	90-100
Специфична мощност на SB при AM0, 60°C, в оптималната точка на ток-напрежението, W/m 2	165-170	~320	80-90
Относително тегло (според фотоформиращата част с изключение на рамката), kg/m2:
- мрежеста подложка - подложка от пчелна пита	1,7-1,85 1,4-1,5	1,9 1,6	0,3
Влошаване на работния ток за SAS, %
- 10 години GEO - 10 години ЛЪВ - 10 години в елиптични и междинни орбити	20 20 30	15 15 25	Радиация деградация ~7%

Изобретението се отнася до електротехниката, по-специално до устройства за генериране на електрическа енергия чрез преобразуване на светлинното лъчение в електрическа енергия и може да се използва при създаването и производството на малки космически кораби със слънчеви батерии (SB). Техническият резултат от изобретението е: повишаване на устойчивостта на захранването към топлинни удари, към въздействието на механични и термомеханични натоварвания, увеличаване на технологичността на дизайна, увеличаване на активния живот на захранващите устройства на космически кораби, увеличаване на функционалността чрез разширяване на температурата обхват на работа и оптимизиране на дизайна на захранването, опростяване на системата за превключване, което се постига чрез увеличаване на здравината на връзката на шунтови диоди и слънчеви клетки, увеличаване на възпроизводимостта на производствения процес на слънчеви панели за космически кораби чрез оптимизиране на технологията на производство на шунтови диоди и слънчеви клетки, както и комутационни шини, свързващи слънчеви клетки и шунтови диоди, които са многослойни. Соларна батерия за малки космически кораби съдържа: панели с модули със залепени към тях слънчеви клетки (СК), шунт диод; превключващи шини, свързващи предната и задната страна на шунтиращия диод със слънчевата клетка, докато шунтиращият диод е монтиран в изрез в ъгъла на слънчевата клетка, докато превключващите шини са направени многослойни, състоящи се от молибденово фолио, от двете страни от които съответно слой ванадий или титан, слой никел и слой сребро. 2 п. и 5 заплата ф., 4 ил., 3 табл.

Чертежи за RF патент 2525633

Техническа област

Състояние на техниката

Към SB се налагат следните изисквания: максимална енергийна ефективност при минимална маса, запазване на електрически и механични характеристики по време на съхранение, транспортиране на Земята и изстрелване в проектната орбита, дълъг активен живот (SAS) в орбита с минимална деградация, която се изразява при загуба на мощност. В съвременните системи за сигурност SAS достига 15 години и се изисква да се увеличи до 20 години.

Основните причини за деградация в орбита са смущения в структурата на активните елементи, а именно фотопреобразуватели (PC) и диоди под въздействието на радиация, както и смущения, произтичащи от въздействието на температурни промени и топлинни цикли. Различните орбити имат различни диапазони на температурни промени и честота на топлинни цикли. За условия на работа в геостационарна орбита горната стойност на температурата е +100 ° C, долната стойност е 170 ° C, броят на топлинните цикли е 2000. В ниски орбити обхватът на температурните промени е по-малък, горната стойност е + 100°C, долната стойност е 100°C, но броят на топлинните цикли е. Продължителността на активното съществуване в орбита е няколко десетки хиляди.

Известно е от състоянието на техниката (виж N. S. Rauschenbach. Принципите и технологията на преобразуване на фотоволтаична енергия. Ню Йорк, 1980), че слънчевата система се състои от отделни генератори, включително вериги от слънчеви клетки (SE), вътре в брояча на генераторите -успоредно със соларните елементи монтирайте шунтови диоди. В допълнение към шунтовите диоди, за да се осигури надеждна работа на SB, се използва диодна защита, която се осигурява от блокиращи диоди.

През последните години силициевите слънчеви клетки бяха заменени от по-ефективни слънчеви клетки, включително няколко каскади от хетеропреходи на базата на AzB5 съединения, които се отглеждат върху германиев субстрат (виж P. R. Sharps, M. A. Stan, D. J. Aiken, B. Clevenger, J. S. Hill и N. S. Fatemi. Високоефективни, многосъединителни клетки с монолитни байпасни диоди, NASA/CP.2005-213431). Всеки такъв SC е защитен от диод, разположен с SC в една и съща равнина, като диодът има същата дебелина като SC. Обикновено SC имат ъглови изрези, в които е поставен диод с триъгълна форма (вижте патенти на САЩ за изобретения US 6353176, US 6034322 и заявка за изобретение на САЩ US 2008/0000523).

Слънчева батерия за космически кораб, разположена върху панел от пчелна пита от въглеродни влакна, е известна от нивото на техниката. Носещата част на панела тип пчелна пита се състои от два слоя въглеродни влакна, между които има пълнеж тип пчелна пита от алуминиево фолио. Към повърхността от въглеродни влакна е залепен електроизолационен филм, предназначен за монтаж на соларни клетки. Енергогенериращата част на слънчевата батерия (модули) се състои от слънчеви клетки, свързани последователно или последователно успоредно една на друга с помощта на превключващи елементи с термомеханични компенсатори. Стъклена плоча е залепена към предната повърхност на всяка слънчева клетка (вижте GLOBASTAR. Дизайн и оформление на слънчев генератор за приложение в ниска околоземна орбита с оглед на търговските аспекти и качественото производство. D-81663 Мюнхен, Германия).

Недостатъците на добре познатата слънчева батерия на космическия кораб включват ниска технологичност на дизайна, малък диапазон на работна температура поради ниската якост на запоени и заварени връзки на шунтови диоди и слънчеви клетки. Високата вероятност от повреда на междуелементната комутация, изпъкнала над предната повърхност на SB по време на нейното производство и рутинна поддръжка, както и технологичната сложност на производството на междуелементна комутация поради необходимостта от поставяне на термомеханични компенсатори в тесни интер- празнини на елементите, води до ниска устойчивост на SB на топлинни и механични натоварвания .

Най-близкото по техническа същност и постигнат ефект техническо решение (прототип) е слънчева батерия за космически кораб, съдържаща панели със залепени към тях модули, състоящи се от последователно или последователно-паралелно свързани слънчеви клетки с комутационни шини, като комутационните шини са оборудвани с термомеханични компенсатори, като лицевата повърхност на всяка слънчева клетка е залепена към защитна стъклена плоча, която е допълнително оборудвана с еластични елементи с определена форма и размер, залепени към плоската или извита повърхност на рамката, където вътрешният обем на еластичните елементи се пълнят с уплътнител, за да образуват изпъкнал менискус, а слънчевите клетки се притискат към еластичните елементи и се фиксират неподвижно, а превключващите шини с термомеханични компенсатори и шунтови диоди се заваряват или запояват към задните контакти на слънчевата клетка в областите без уплътнител, а термомеханичните компенсатори са разположени между задната страна на слънчевата клетка и носещата повърхност на рамката в зони без уплътнител (вижте фиг. Патент на Руската федерация за изобретение RU 2250536).

Недостатъците на известната слънчева батерия за космически кораби включват ниска технологичност на дизайна, малък диапазон на работна температура поради ниската якост на запоените и заварени връзки на шунтовите диоди и слънчевата клетка и слабата устойчивост на слънчевата клетка на механични и термомеханични натоварвания. Молибденовата гума с дебелина 50 микрона и многослойно специално покритие е много твърда. При свързване на превключващи шини чрез заваряване, електрическите характеристики на шунтовите диоди се влошават и в някои случаи, поради твърдата шина, точката на заваряване се изтръгва заедно със силиция, което води до нисък добив на използваеми кристали след термичен цикъл тестове. При повишени температури настъпва деградация на слънчевата клетка след запояване и заваряване, което води до отделяне на контактите от слънчевата клетка и, като следствие, излизане от работното състояние на слънчевите клетки.

Предшестващото състояние на техниката познава метод за производство на SC на космически кораби с шунтиращ диод, включително производство на SC на базата на фотоволтаичен полупроводников субстрат, формиране на шунтови диоди на предната страна на SC, свързване на шунтови диоди и SC на SC на космически кораби, свързване с използване на SC превключващи шини (виж патент на САЩ за изобретение US6635507).

Към недостатъците известен методсе отнася до ниската възпроизводимост на производствения процес поради високата вероятност от отлепване (загуба на адхезия) на метализация на работните и неработните страни. Освен това при свързване на превключващи шини чрез заваряване е възможно слоевете на структурата да бъдат съединени накъсо от превключващата шина и точката на заваряване да бъде разкъсана заедно със структурата на субстрата, което води, като следствие, до нисък добив на използваеми кристали след термични циклични тестове.

Техническото решение (прототип), което е най-близко по техническа същност и постигнат ефект, е метод за производство на слънчеви клетки на космически кораби с интегриран шунт диод, включващ производство на слънчеви клетки на основата на фотоволтаичен полупроводников субстрат с вдлъбнатини за поставяне на дискретни шунтови диоди, производство на дискретни шунтови диоди на базата на полупроводников субстрат, инсталиране на дискретни шунтови диоди в вдлъбнатини, контакт на слънчеви клетки с шунтови диоди, използващи превключващи шини (виж патент на САЩ за изобретението US 5616185).

Недостатъците на известния метод на производство включват ниска възпроизводимост на производствения процес поради високата вероятност от отлепване (загуба на адхезия) на метализация по време на образуването на метализация на неработната страна. В допълнение, при рязане на кристали се образуват пукнатини върху силициеви монокристални субстрати, а при свързване на превключващи шини чрез заваряване точката на заваряване се изтръгва заедно със силиция, което в резултат на това води до нисък добив на използваеми кристали след термично циклични тестове (термични удари).

Разкриване на изобретението

Техническият резултат от заявеното изобретение е:

Повишаване на устойчивостта на слънчевите панели към термични удари, към въздействието на механични и термомеханични натоварвания, увеличаване на технологичността на дизайна, увеличаване на активния живот на слънчевите панели на космически кораби, увеличаване на функционалността чрез разширяване на температурния диапазон на работа и оптимизиране на дизайна на слънчевите панели,

Опростяване на системата за превключване, което се постига чрез увеличаване на здравината на връзката между шунтови диоди и соларни клетки,

Повишаване на възпроизводимостта на производствения процес на слънчеви панели за космически кораби чрез оптимизиране на технологията на производство на шунтови диоди и слънчеви панели, както и комутационни шини, свързващи слънчеви клетки и шунтови диоди, които са направени многослойни.

Техническият резултат от претендираното изобретение се постига от факта, че слънчевата батерия на малки космически кораби съдържа:

Байпас диод;

в този случай комутационните шини са направени многослойни, състоящи се от молибденово фолио, от двете страни на което последователно са нанесени съответно слой ванадий или титан, слой никел и слой сребро.

В предпочитано изпълнение дебелината на молибденовото фолио е 8-12 микрона, общата дебелина на слоевете от ванадий или титан и никел е 0,1-0,3 микрона, а дебелината на сребърния слой е 2,7-6 микрона.

Метод за производство на слънчева батерия за малки космически кораби включва:

Свързване на слънчеви клетки с шунтови диоди чрез превключване

в този случай превключващите шини са направени от многослойно молибденово фолио, от двете страни на което последователно са нанесени съответно слой ванадий или титан, слой никел и слой сребро.

В предпочитано изпълнение, слой от ванадий или титан, слой от никел и слой от сребро се нанасят последователно от двете страни върху подготвеното молибденово фолио чрез вакуумно магнетронно разпрашване при температура на молибденовото фолио от 110-130°C с предварителен йон бомбардиране и молибденово фолио с формирани слоеве от ванадий или титан, никел и сребро се отгряват във вакуум при температура 300-350°C.

Кратко описание на чертежите

Характеристиките и същността на претендираното изобретение са обяснени в следващото подробно описание, илюстрирано с чертежи, които показват следното.

Фигура 1 показва слънчева клетка с шунт диод, монтиран отстрани, използвайки превключващи шини.

Фигура 2 схематично показва структурата слой по слой на превключването

Фигура 3 показва алгоритъм за метода на производство на космически кораб SB.

Фигура 4 показва стойностите на вътрешните механични напрежения, изчислени от експериментално измерени деформации в металните слоеве на превключващи шини, образувани при различни температури на молибденово фолио.

На фиг.4 графиките в скоби показват оптималния работен температурен диапазон на молибденовото фолио по време на отлагането. Фигура 1 показва следното:

1 - шунт диод;

2 - превключваща шина, свързваща предната страна на шунтиращия диод (1) със слънчевата клетка (4);

3 - превключваща шина, свързваща обратната страна на шунтиращия диод (1) със слънчевата клетка (4);

4 - слънчева клетка (SC);

Фигура 2 показва следното:

5 - подготвено молибденово фолио;

6 - слой от ванадий или титан;

7 - никелов слой;

8 - слой сребро.

Изпълнение и пример за изпълнение на изобретението

Заявеният метод е използван при прилагането на групова технология за производство на слънчеви панели за космически кораби и се състои от следната последователност от технологични операции (виж фиг. 3): производство на слънчеви клетки на базата на фотоволтаичен полупроводников субстрат, производство на шунт диоди на основата на фотоволтаичен полупроводников субстрат, производство на превключващи шини, което включва подготовката на молибденово фолио и метализиране на подготвеното молибденово фолио чрез вакуумно магнетронно разпръскване от двете страни със слоеве от ванадий, никел и сребро при температура на молибденовото фолио от 110- 130 ° C с предварително йонно бомбардиране, след това отгряване на молибденовото фолио с образуваните слоеве от ванадий или титан, никел и сребро във вакуум при температура 300-350 ° C, заваряване на превключващи шини към шунтови диоди, тестване на шунтови диоди за термичен цикъл и термичен шок, свързване на слънчеви клетки към шунтови диоди с помощта на превключващи шини и извършване на мониторинг на изхода на слънчевата батерия на космическия кораб.

Дебелината на молибденовото фолио беше избрана въз основа на най-голямата сила на издърпване на заварената превключваща шина към предната и задната страна на шунтиращия диод след изпитване на термичен шок.

Силата на отделяне на заварената превключваща шина от шунтовия диод се определя, както следва: молибденовото фолио се приготвя на няколко етапа, след което молибденовото фолио се изтънява до следните дебелини: 6±0,1 µm, 7,5±0,1 µm, 10± 0,1 µm, 13±0,1 µm. След това върху подготвеното молибденово фолио се нанасят слоеве от ванадий, никел и сребро, като се използва вакуумно магнетронно разпрашване от двете страни при температура на молибденовото фолио от 110-130 ° C с предварително йонно бомбардиране.

След това молибденовото фолио с формирани слоеве от ванадий или титан, никел и сребро се отгрява във вакуум при температура 300-350 ° C и от молибденовото фолио се изрязват превключващи шини. След това беше извършено контролно заваряване на комутационните шини към предната и обратната страна на шунтиращите диоди и контрол на силата на отделяне на комутационните шини от шунтиращите диоди (виж таблица 1).

След това бяха проведени тестове за термичен шок върху заварени превключващи шини към шунтови диоди, които се състоеха от провеждане на 450 цикъла на термичен шок от температура от -180°C (течни азотни пари) до 120°C на специализирано оборудване. След това бяха измерени електрическите параметри на шунтовите диоди, които показаха леко увеличение на напрежението напред на фона на постоянни стойности на токове на утечка и обратно напрежение. След това се наблюдава силата на отделяне на превключващите шини от шунтовите диоди (виж Таблица 2).

В резултат на тестовете беше установено увеличение на силата на разкъсване за всички варианти на дебелината на превключващите шини от шунтовите диоди с лека промяна в електрическите характеристики на шунтовите диоди. Въз основа на таблица 2 беше установено, че оптималната дебелина на молибденовото фолио е 10 ± 0,1 μm, тъй като се осигурява максимална сила за откъсване на шината от шунтовия диод.

Температурата на молибденовото фолио по време на технологичната операция на отлагане на метал е избрана въз основа на минималните напрежения в получената структура (виж фиг. 4). Вътрешните напрежения бяха определени, както следва: единични конзолни микролъчи бяха формирани чрез магнетронно разпръскване на V-Ni-Ag метални филми върху подготвено молибденово фолио с фотолитография и плазмено-химично ецване на метали. Получените проби от единични конзолни микролъчи бяха изследвани с помощта на оптичен микроскоп Axio Imager от Carl Zeiss при увеличение от 6000x. Измерени са размерите на гредовата конструкция и посоката на деформация. Формата на деформацията се определя от отклонението на микролъчите в различни точки по дължината им от повърхността. След това, използвайки математическа обработка по формулата на Stoney, бяха изчислени стойностите на напрежението на гредите. Кривината на гредата беше намерена чрез измерване на деформацията на стеблото на единичен конзолен микролъч. Тези режими бяха избрани въз основа на съображения за възпроизводимост технологичен процес, което се осигурява, ако при свързване на превключващи шини чрез заваряване точката на заваряване не се издърпва (виж таблица 3).

Съгласно предложения метод за проектиране и производство са произведени SB за космически кораби с малки размери, включително неопаковани триъгълни шунтови диоди с обратно напрежение 100 V и прав ток 2 A и каскадни фотопреобразуватели на базата на връзки A 3 V 5.

Преди да се използва заявеното техническо решение, бяха използвани сребърни превключващи шини, които бяха заварени към шунтиращи диоди и слънчеви клетки. Тестването на диодите показа ниска устойчивост на термични удари (структурата беше разрушена след 10-15 термични удара от -180°C до +100°C), а процентът на подходящи диоди според електрическите характеристики на етапа на термичен цикъл не беше повече от 70% подходящи диоди след сглобяване, а в останалите 30% е настъпило разрушаване на структурата в зоната на заваряване (разрушаване на междинния слой на основните материали при излагане на високи и ниски температури), като се наблюдава здравината на заварената връзка. Силата на отделяне на метализацията от кристала е 50-100 g/mm 2 , а след използване на това техническо решение е повече от 150 g/mm 2 , в резултат на което процентът на добив на използваеми диоди на етапа на термоциклиране се увеличи до 85%.

ФОРМУЛА НА ИЗОБРЕТЕНИЕТО

1. Слънчева батерия за малки космически кораби съдържа:

Панели с модули със залепени към тях слънчеви клетки (СК),

Байпас диод;

Превключващи пръти, заварени към предната и задната страна на шунтиращите диоди и свързващи предната и задната страна на шунтиращия диод към слънчевата клетка, докато шунтиращият диод е инсталиран в изрез в ъгъла на слънчевата клетка,

характеризиращ се с това

Превключващите шини са направени многослойни, състоящи се от молибденово фолио, от двете страни на което последователно са нанесени съответно слой ванадий или титан, слой никел и слой сребро.

2. Слънчева батерия съгласно претенция 1, характеризираща се с това, че дебелината на молибденовото фолио е 8-12 микрона.

3. Слънчева батерия съгласно претенция 2, характеризираща се с това, че общата дебелина на слоевете от ванадий или титан и никел е 0,1-0,3 микрона.

4. Слънчева батерия съгласно претенция 3, характеризираща се с това, че дебелината на сребърния слой е 2,7-6 микрона.

5. Метод за производство на слънчева батерия за малки космически кораби, включващ:

Производство на слънчеви клетки (СК) на основата на фотоволтаичен полупроводников субстрат с изрез в ъгъла за шунтови диоди,

Производство на шунтови диоди на базата на фотоволтаичен полупроводников субстрат,

Производство на превключващи автобуси,

Заваряване на превключващи шини към предната и задната страна на шунтиращи диоди,

Монтаж на шунтови диоди в изреза в ъгъла на соларната клетка,

Свързване на слънчеви клетки с шунтови диоди с помощта на превключващи шини,

характеризиращ се с това

превключвателните шини са изработени от многослойно молибденово фолио, от двете страни на което последователно са нанесени съответно слой ванадий или титан, слой никел и слой сребро.

6. Метод съгласно претенция 5, характеризиращ се с това, че слой от ванадий или титан, слой от никел и слой от сребро се нанасят последователно от двете страни върху подготвеното молибденово фолио чрез вакуумно магнетронно разпрашване при температура на молибденовото фолио 110°С. -130°C с предварителна йонна бомбардировка.

7. Метод съгласно претенция 6, характеризиращ се с това, че молибденовото фолио с формирани слоеве от ванадий или титан, никел и сребро се отгрява във вакуум при температура 300-350°С.

Това са фотоволтаични преобразуватели - полупроводникови устройства, които преобразуват слънчевата енергия в пряка енергия. електрически ток. Просто казано, това са основните елементи на устройството, което наричаме „слънчеви панели“. С помощта на такива батерии те работят в космически орбити. изкуствени спътнициЗемята. Такива батерии се правят тук, в Краснодар - в завода Сатурн. Ръководството на завода покани автора на този блог да разгледа производствения процес и да напише за него в своя дневник.

1. Предприятието в Краснодар е част от Федералната космическа агенция, но Saturn е собственост на компанията Ochakovo, която буквално спаси това производство през 90-те години. Собствениците на Очаково купиха контролния пакет, който почти отиде при американците. Очаково инвестира много тук, закупи модерно оборудване, успя да задържи специалисти и сега Сатурн е един от двата лидера на руския пазар за производство на слънчеви и акумулаторни батерии за нуждите на космическата индустрия - гражданска и военна. Всички печалби, които Сатурн получава, остават тук в Краснодар и отиват за развитието на производствената база.

2. И така, всичко започва тук - на така наречения сайт. газова фазова епитаксия. В тази стая има газов реактор, в който върху германиева подложка за три часа се отглежда кристален слой, който ще послужи за основа на бъдеща слънчева клетка. Цената на подобна инсталация е около три милиона евро.

3. След това субстратът все още има да извърви дълъг път: електрическите контакти ще бъдат приложени към двете страни на фотоклетката (освен това от работната страна контактът ще има "модел на гребен", чиито размери са внимателно изчислени за да се осигури максимално преминаване на слънчева светлина), върху покритието на субстрата ще се появи антирефлексно покритие и т.н. - общо повече от две дузини технологични операции в различни инсталации, преди фотоклетката да стане основата на слънчевата батерия.

4. Ето, например, фотолитографска инсталация. Тук се формират „модели“ от електрически контакти върху фотоклетки. Машината извършва всички операции автоматично, по зададена програма. Тук светлината е подходяща, която не уврежда фоточувствителния слой на фотоклетката - както преди, в ерата на аналоговата фотография, използвахме "червени" лампи.

5. Във вакуума на разпрашващата инсталация с помощта на електронен лъч се нанасят електрически контакти и диелектрици, а също така се нанасят антирефлексни покрития (увеличават тока, генериран от фотоклетката с 30%).

6. Е, фотоклетката е готова и можете да започнете да сглобявате слънчевата батерия. Към повърхността на фотоклетката са запоени шини, за да се свържат помежду им, а върху тях е залепено защитно стъкло, без което в космоса, при условия на радиация, фотоклетката може да не издържи натоварванията. И въпреки че дебелината на стъклото е само 0,12 mm, батерия с такива фотоклетки ще работи дълго време в орбита (на високи орбити повече от петнадесет години).

6а

6б

7. Електрическото свързване на фотоклетките помежду си се осъществява със сребърни контакти (наричат се шини) с дебелина само 0,02 mm.

8. За да се получи необходимото мрежово напрежение, генерирано от слънчевата батерия, фотоклетките се свързват последователно. Ето как изглежда секция от последователно свързани фотоклетки (фотоелектрически преобразуватели - така е правилно).

9. Накрая слънчевата батерия е сглобена. Тук е показана само част от батерията - панелът във формат на макет. В един сателит може да има до осем такива панела в зависимост от това колко мощност е необходима. На съвременните комуникационни спътници тя достига 10 kW. Такива панели ще бъдат монтирани на сателит, в космоса ще се отварят като крила и с тяхна помощ ще гледаме сателитна телевизия, ще ползваме сателитен интернет, навигационни системи (сателитите ГЛОНАСС използват соларни панели Краснодар).

9а

10. Когато космически кораб е осветен от Слънцето, електричеството, генерирано от слънчевата батерия, захранва системите на космическия кораб, а излишната енергия се съхранява в батерията. Когато космическият кораб е в сянката на Земята, устройството използва електричество, съхранявано в батерията. Никел-водородната батерия с висок енергиен капацитет (60 Wh/kg) и практически неизчерпаем ресурс се използва широко в космическите кораби. Производството на такива батерии е друга част от работата на завода Сатурн.

На тази снимка сглобяването на никел-водородна батерия се извършва от Анатолий Дмитриевич Панин, носител на медала на Ордена за заслуги към отечеството, II степен.

10а

11. Зона за монтаж на никел-водородни батерии. Съдържанието на батерията е подготвено за поставяне в корпуса. Пълнежът е положителни и отрицателни електроди, разделени със сепараторна хартия - именно в тях се извършва трансформацията и натрупването на енергия.

12. Инсталация за електронно лъчево заваряване във вакуум, с помощта на която се изработва корпуса на батерията от тънък метал.

13. Секция от цеха, където корпусите и частите на батериите се тестват за високо налягане.
Поради факта, че натрупването на енергия в батерията е придружено от образуването на водород и налягането вътре в батерията се увеличава, тестът за течове е неразделна част от процеса на производство на батерията.

14. Корпусът на никел-водородната батерия е много важна част от цялото устройство, работещо в космоса. Корпусът е проектиран за налягане от 60 kg s/cm 2 по време на изпитването, разкъсване е настъпило при налягане 148 kg s/cm 2.

15. Тестваните батерии се зареждат с електролит и водород, след което са готови за работа.

16. Корпусът на никел-водородната батерия е изработен от специална метална сплав и трябва да е механично здрав, лек и с висока топлопроводимост. Батериите са монтирани в клетки и не се допират една в друга.

17. Акумулаторните батерии и сглобените от тях батерии се подлагат на електрически тестове на инсталации собствено производство. В космоса вече няма да е възможно да се коригира или замени каквото и да било, така че всеки продукт се тества внимателно тук.

17а

17б

18. Цялата космическа техника се подлага на механично изпитване с помощта на вибрационни стендове, които симулират натоварванията при изстрелване на космически кораб в орбита.

18а

19. Като цяло растението Сатурн направи най-благоприятно впечатление. Производството е добре организирано, цеховете са чисти и светли, хората, които работят са квалифицирани, общуването с такива специалисти е удоволствие и много интересно за човек, който поне до известна степен се интересува от нашето пространство. Оставих Сатурн вътре в страхотно настроение- Винаги е хубаво да погледнете място тук, където не се занимават с празни приказки и не раздават документи, а вършат истинска, сериозна работа, успешно се конкурират с подобни производители в други страни. В Русия щеше да има повече от това.

Снимки: © drugoi

P.S. Блог на вицепрезидента по маркетинг в Очаково

Изобретението се отнася до ракетно-космическата техника, а именно до структурни елементи на слънчеви батерии на космически кораби. Носещият панел на слънчевата батерия на космическия кораб съдържа рамка и носещи горна и долна основа. Между споменатите основи и рамката са херметично монтирани перпендикулярно на основите пълнеж във формата на пчелна пита и носещи прегради. За свързване на вътрешните обеми на пчелните пити един с друг, всеки от вариантите на изобретението предвижда осигуряване на дренажни отвори в страничните повърхности на всяка пчелна пита на пълнителя и носещите прегради. За да се съобщят вътрешните обеми на пчелните пити с външната среда, първата версия на изобретението включва изработване на дренажни отвори в поне един елемент на рамката, втората версия на изобретението предвижда изработване на дренажни отвори в долната основа на панела равномерно площта му, а третият вариант на изобретението предвижда извършване на дренажни отвори поне в един елемент на рамката и в долната основа на панела равномерно по повърхността му. В този случай общите площи на дренажните отвори в споменатите конструктивни елементи на носещия панел се определят, като се вземат предвид общият обем на газовата среда в клетките, дебитите на дренажните отвори и максималната разлика в налягането на газообразната среда по траекторията на полета на ракетата носител, действаща върху основите на панела. Изобретението позволява да се увеличи структурната здравина на носещите панели на слънчеви батерии на космически кораб, без да се увеличава тяхната маса, да се опрости технологията за производство и монтаж на панели и да се повиши надеждността на тяхната работа. 3 н.п. f-ly, 4 ил.

Изобретението се отнася до областта на аерогазодинамиката самолет(LA) и може да се използва в ракетната наука при проектирането и създаването на слънчеви батерийни панели (SB) за космически кораби (SC), направени по трислойна носеща схема.

Известни и широко използвани в авиацията при производството на елементи на самолети (фюзелаж, опашка, крило и др.) са панелите, изработени по трислойна носеща схема, съдържаща рамка (рамка), поддържаща горната и долната основа, между който е монтиран пълнител с форма на пчелна пита.

Проектирани да поемат и предават разпределени натоварвания, действащи върху елементите на самолета, панелите, изработени по трислойна схема с ядро от пчелна пита, осигуряват по-голяма твърдост и висока товароносимост. Когато панелът е натоварен, твърдата на срязване и лека сърцевина от пчелна пита абсорбира напречното срязване и предпазва тънките носещи слоеве от загуба на стабилност по време на надлъжно компресиране.

Недостатъците на това техническо решение включват увеличеното тегло на елементите на рамката и носещите основи на панелите поради значителни разлики в налягането, действащи върху елементите на панела по траекторията на полета на самолета, когато се променя височината на полета на самолета.

Известни са панели SB на космически кораби, използвани в ракетната наука, предназначени за инсталиране върху тях на чувствителни елементи (фотоелектрически преобразуватели) на системата за захранване на космическия кораб. Панелите също са изработени по трислойна носеща схема и съдържат рамка, поддържаща горната и долната основа, между които е херметично монтиран пълнеж във формата на пчелна пита, както и носещи прегради, херметично монтирани перпендикулярно на основите за увеличаване на твърдостта на панела. За да се намали теглото на панелната конструкция SB, рамката, носещите основи и преградите са изработени от леки материали.

Носещи панели SB космически кораби, използвани в ракетната техника, както и панели, използвани в авиацията, осигуряват по-голяма твърдост и висока товароносимост на трислойната структура на панела SB с пчелна пита.

Недостатъците на това техническо решение включват намалената конструктивна здравина на носещите SB панели и възможността за загуба на общата и локална устойчивост при отклонение в технологията на производство и експлоатация на панела, поради по-значителни аеродинамични натоварвания. действащи върху елементите на SB панелите на космическия кораб, в сравнение с авиационни натоварвания. В този случай външното налягане, действащо върху SC панела на космическия кораб по траекторията на полета на ракетата-носител (LV), варира в по-широк диапазон: от атмосферно (на нивото на Земята при изстрелването на LV) до практически нула при изстрелване в междупланетното пространство и налягането вътре в запечатания панел по траекторията на полета на ракетата-носител остава атмосферно.

Целта на изобретението е да се увеличи структурната здравина на носещите панели на космическия кораб, без да се увеличава тяхната маса, когато космическият кораб бъде изстрелян в междупланетното пространство от ракета носител.

Проблемът се решава по този начин (вариант 1), че в носещия панел SB KA, съдържащ рамка, носещи горна и долна основа, между които херметично е монтиран пълнеж във формата на пчелна пита, херметично са монтирани носещи прегради. монтирани перпендикулярно на основите, съгласно изобретението, в страничните повърхности на всяка пчелна пита от пълнителя и преградите има проходни дренажни отвори, свързващи вътрешните обеми на пчелните пити един с друг, а в рамката, поне в един елемент от рамката има дренажни отвори, свързващи вътрешните обеми на пчелните пити с външната среда, докато общата ефективна площ на дренажните отвори в пчелните пити, преградите и рамката се определя от съотношенията:

S 2 [cm 2] - общата площ на дренажните отвори в рамката;

a, b са коефициенти в зависимост от параметрите на траекторията на ракетата-носител, приближаващи кривата на зависимостта на ефективната площ на дренажните отвори в рамката от максималния спад на налягането по траекторията, действаща върху основите на панелите.

Проблемът се решава и по този начин (вариант 2), че в носещия панел СБ КА, съдържащ рамка, носещи горна и долна основа, между които херметично е монтиран пълнеж във формата на пчелна пита, се поставят носещи прегради. херметично монтирани перпендикулярно на основите, съгласно изобретението, в страничните повърхности на всеки пълнител и прегради за пчелна пита са направени дренажни отвори, свързващи вътрешните обеми на пчелните пити помежду си, а в долната основа на панела, равномерно напречно неговата повърхност се правят дренажни отвори, свързващи вътрешните обеми на пчелните пити с външната среда, а общата ефективна площ на дренажните отвори в пчелните пити, преградите и долната основа се определя от съотношенията:

S 1 [cm 2] - общата площ на дренажните отвори в крайната повърхност на пчелната пита;

S 3 [cm 2] - общата площ на дренажните отвори в долната основа;

V [m 3 ] - общ обем на газовата среда в пчелните пити;

μ.GIF; 1 - дебит на дренажни отвори в пчелни пити и прегради;

μ.GIF; 3 - дебит на дренажни отвори в долната основа;

Δ.GIF; P [kgf/cm 2 ] - максималната разлика в налягането на газовата среда по траекторията на полета на ракетата-носител, действаща върху основата на панела;

a, b са коефициенти в зависимост от параметрите на траекторията на ракетата-носител, апроксимиращи кривата на зависимостта на ефективната площ на дренажните отвори в основите на панелите от максималната разлика в налягането по траекторията, действаща върху основите на панела.

Проблемът се решава и по този начин (вариант 3), че в носещия панел СБ КА, съдържащ рамка, носещи горна и долна основа, между които херметично е монтиран пълнеж във формата на пчелна пита, се поставят носещи прегради. херметично монтирани перпендикулярно на основите, съгласно изобретението, в страничните повърхности на всяка пчелна пита пълнителят и преградите имат проходни дренажни отвори, свързващи вътрешните обеми на пчелните пити един с друг, а в рамката, поне в един елемент от рамка, а в долната основа на панела се правят дренажни отвори равномерно по повърхността му, свързващи вътрешните обеми на пчелните пити с външната среда, с В този случай общата ефективна площ на дренажните отвори в пчелните пити , прегради, рамка и долна основа се определя от съотношенията:

S 1 [cm 2] - общата площ на дренажните отвори в крайната повърхност на пчелната пита;

S 2, S 3 [cm 2] - общата площ на дренажните отвори съответно в рамката и долната основа;

V [m 3 ] - общ обем на газовата среда в пчелните пити;

μ.GIF; 1 - дебит на дренажни отвори в пчелни пити и прегради;

μ.GIF; 2 , μ.GIF; 3 - дебит на дренажните отвори съответно в рамката и долната основа на панела;

Техническите резултати от изобретението са:

Намаляване на падовете на налягане, действащи върху основите и чувствителните елементи на панела SB с минимално допустимите падове на налягане, действащи върху стените на сърцевината на пчелната пита;

Определяне на ефективната площ на дренажните отвори в пчелни пити, рамки, носещи основи и панелни прегради;

Определяне на влиянието на параметрите на траекторията (число на Мах, височина на полета H) върху ефективната площ на дренажните отвори.

Същността на изобретението се илюстрира с диаграми на SC панела и графика на промените в свръхналягането, действащо върху неговите елементи.

Фигури 1, 2 и 3 показват диаграми на панела SB на космическия кораб, направени съответно във варианти 1, 2 и 3, и неговите фрагменти са подчертани, където:

2 - горна основа;

3 - долна основа;

4 - пълнител;

5 - прегради;

6 - дренажни отвори;

7 - чувствителни елементи.

Тук стрелките показват посоката на движение на газовата среда в пчелните пити на панелния пълнител и изтичането му във външната среда.

Фигура 4 показва зависимостта на максималния спад на налягането по траекторията на полета на ракетата носител Δ.GIF; P(Δ.GIF; P=Pvn-Pnar) на газовата среда, действаща върху основите на панелите, от относителната ефективна площ на проточните сечения на дренажните отвори μ.GIF; S/V, където:

Pvn - налягане на газовата среда вътре в панела (в пчелните пити на пълнителя);

Pnar е налягането на газовата среда извън панела.

Носещият панел SB космически кораб (фиг. 1, 2, 3) съдържа рамка 1, поддържаща горна основа 2 и долна основа 3, както и носещи прегради 5, монтирани перпендикулярно на тези основи. Между основите е херметически монтиран пълнител 4 под формата на пчелна пита. Сензорните елементи 7 на системата за захранване на космическия кораб са монтирани на горната основа 2.

В страничните повърхности на всяко ядро на пчелна пита 4 и носещи прегради 5, за разлика от прототипа, във всяка версия има дренажни отвори 6, свързващи вътрешните обеми на пчелните пити един с друг и с външната среда (вижте изглед А и разрез по протежение на BB).

При вариант 1 (фиг. 1) вътрешните обеми на пчелната пита се свързват с външната среда чрез дренажни отвори 6, направени в рамката 1, поне в един от нейните елементи.

При вариант 2 (фиг. 2) вътрешните обеми на пчелната пита комуникират с външната среда чрез дренажни отвори 6, направени в носещата долна основа 3, равномерно разположени по площта на нейната основа.

При вариант 3 (фиг. 3) вътрешните обеми на пчелната пита се свързват с външната среда чрез дренажни отвори 6, направени в рамката 1, поне в един от нейните елементи, както и в носещата долна основа 3, равномерно разположени по площта на основата му.

Благодарение на равномерното разположение на дренажните отвори по площта на панелните основи се осигурява равномерно или почти равномерно разпределение на налягането в агрегатните пчелни пити и следователно разликите в налягането, действащи върху панелните основи. Това елиминира концентрациите на напрежение в кръстовищата на панелните елементи поради неравномерни разлики в налягането, което води до опростяване на технологията за производство на панела и повишаване на надеждността на работата му при наличие на скрити дефекти по време на производството му, например, когато отделни елементи от сърцевината на пчелната пита не са залепени към носещите основи.

Изборът на опция за дренаж на панела се определя от допустимите експлоатационни натоварвания, действащи върху основите на панелите по траекторията на полета на ракетата-носител, като се вземат предвид конструктивните и технологичните характеристики на производството на панели.

Общата ефективна площ на дренажните отвори в рамката 1, в пчелните пити за пълнене 4, преградите 5 и долната основа 3 за дадена траектория на полета на ракетата-носител се определя от съотношения (1), (2) и (3) , съответно за варианти 1, 2 и 3, като се вземат предвид коефициентите a и b, включени в тези отношения, които зависят от параметрите на траекторията на ракетата-носител.

Формули (1), (2) и (3) съдържат математическо описаниезависимост на относителната обща ефективна площ на дренажните отвори μ.GIF; ·S/V от максималния спад на налягането по траекторията на полета на НН Δ.GIF; P и са получени от резултатите от анализ на потока на газова среда в система от газодинамични взаимосвързани контейнери, образувани от дренирани пчелни пити от пълнител 4 със силови прегради 5, горна основа 2 и долна основа 3 с последващото му изтичане в външната среда.

В ракетната наука рамка 1 е изработена от въглеродни влакна, носещи основи 2 и 3, както и носещи прегради 5 са направени от титан. Сърцевината 4 под формата на пчелна пита е изработена от алуминиева сплав и е херметично закрепена към горната основа 2 и долната основа 3 на панела с помощта, например, на авиационно лепило VKV-9. Освен това чувствителните елементи 7 SB са прикрепени към горната основа 2.

Носещият панел SB KA работи по следния начин.

Тъй като в страничните повърхности на всяка пчелна пита на пълнителя 4 и панелните елементи (фиг. 1, 2 и 3), за разлика от прототипа, са направени дренажни отвори 6, по време на полета на космическия кораб като част от главното устройство на ракетата носител, както и при автономния полет на космическия кораб, след падане на блока на главата на обтекателите, газовата среда протича между пчелните пити на пълнителя 4, силовите прегради 5 и изтича през дренажните отвори в рамката 1 и долната основа 6 във външната среда (виж раздела покрай експлозива). Потокът на газовата среда става с незначително забавяне при изравняване на налягането в пчелните пити на пълнителя 4.

В този случай изтичането на газовата среда от пчелните пити на пълнителя 4 във външната среда става с дозвукова скорост, без да се блокира в пчелните пити на пълнителя 4, тъй като общите ефективни площи μ.GIF; 2 ·S 2 дренажни отвора 6 в рамка 1 и μ.GIF; 3 ·S 3 - в долната основа 3 се правят по-големи или равни на общата ефективна площ μ.GIF; 1 ·S 1 в пчелната пита на пълнител 4 с мощностни дялове 5 (μ.GIF; 2 ·S 2 ≥.GIF; μ.GIF; 1 ·S 1 , μ.GIF; 3 ·S 3 ≥.GIF; μ. GIF; 1·S 1).

По време на полета на космическия кораб като част от главното устройство LV се реализира максимален спад на налягането Δ.GIF; P (Фиг.4), действащ върху основите на панели 2 и 3, в съответствие с формули (1), (2) и (3). В този случай газовата среда от пчелната пита на пълнителя 4 се влива в затворен обем под обтекателя на главата, максимално допустимата разлика в налягането, в която, в сравнение с външната по траекторията на полета на ракетата-носител, се определя от известно техническо решение, използващо дренажна система от отделение.

По време на автономния полет на космическия кораб вътре в панела на тялото се създава вътрешно налягане P VN, близко до атмосферното (статично налягане на околната атмосфера). Промени Δ.GIF; В този случай налягането P между пчелните пити на пълнителя 4, както и вътрешното налягане Pvn в пчелните пити на пълнителя 4 и външната среда Pnar, действащи върху горната основа 2 и долната основа 3 на панела, са близки до нулата.

По този начин се намаляват паданията на налягането, действащи върху елементите на панела и чувствителните елементи на инсталираната върху него система за захранване на космически кораб. По този начин се повишава структурната здравина на космическия кораб SB без увеличаване на масата на космическия кораб, което води до изпълнение на поставената задача.

Освен това, поради намаляването на разликите в налягането, действащо върху елементите на панела, технологията на производство и монтаж на панела на космическия кораб SB се опростява и се повишава надеждността на неговата работа.

Изчисленията, извършени за панела на тялото, разработен за космическия кораб Ямал, изстрелян от ракетата носител Протон, показаха, че налягането пада Δ.GIF; P, действащ върху основата на панела, в сравнение с прототипа, намалява с порядък и практически се доближава до нула.

В момента техническото решение е преминало експериментално тестване и се внедрява на космически кораби, разработвани от предприятието.

Техническото решение може да се използва за различни видове космически кораби: околоземни, междупланетни, автоматични, пилотирани и други космически кораби.

Техническото решение може да се приложи и в авиацията, например при използване на панела SB като част от елемент на крилото на самолет. В този случай ефективната площ на дренажните отвори в елементите на панела се определя, като се вземат предвид максималните разлики в налягането, действащи върху елементите на крилото по траекторията на полета на самолета.

Литература

1. Авиация. Енциклопедия. М.: ЦАГИ, 1994, с.

2. На границата на два века (1996-2001). Изд. акад. Ю.П. Семенова. М.: РСК "Енергия" на името на С. П. Королев, 2001, с. 834.

3. Патент RU 2145563 C1.

Формула на изобретението

1. Носещ панел на слънчева батерия на космически кораб, съдържащ рамка, поддържаща горна и долна основа, между които е херметично монтиран пълнител с форма на пчелна пита и силови прегради, перпендикулярни на основите, характеризиращи се с това, че в тях са направени проходни дренажни отвори страничните повърхности на всяка пита на пълнителя и силовите прегради, свързващи вътрешните обеми на пчелните пити помежду си, като в поне един рамков елемент има дренажни отвори, свързващи вътрешните обеми на пчелните пити с външната среда, докато общият ефективната площ на дренажните отвори в пчелните пити, носещите прегради и рамката се определя от съотношенията

S 2 - обща площ на дренажните отвори в рамката, cm 2;

μ.GIF; 2 - дебит на дренажни отвори в рамката;

2. Носещ панел на слънчева батерия на космически кораб, съдържащ рамка, поддържаща горна и долна основа, между които херметично е монтиран пълнител с форма на пчелна пита и силови прегради, перпендикулярни на основите, характеризиращи се с това, че в основата са направени дренажни отвори страничните повърхности на всяка пчелна пита на пълнителя и силовите прегради, свързващи вътрешните обеми на пчелните пити помежду си, а в долната основа на панела се правят дренажни отвори равномерно по повърхността му, свързващи вътрешните обеми на пчелните пити с външна среда, докато общата ефективна площ на дренажните отвори в пчелните пити, силовите прегради и долната основа на панела се определя от съотношенията

μ.GIF; 1 ·S 1 /V=a·Δ.GIF; П-б,

където S 1 е общата площ на дренажните отвори в страничните повърхности на пчелните пити и силовите прегради, cm 2;

S 3 - обща площ на дренажните отвори в долната основа на панела, cm 2;

V е общият обем на газовата среда в клетките, m3;

μ.GIF; 1 - дебит на дренажни отвори в страничните повърхности на пчелни пити и силови прегради;

μ.GIF; 3 - дебит на дренажни отвори в долната основа на панела;

Δ.GIF; P е максималната разлика в налягането на газовата среда по траекторията на полета на ракетата-носител, действаща върху основата на панела, kgf / cm 2;

a, b са коефициенти в зависимост от параметрите на траекторията на ракетата-носител, приближаващи кривата на зависимостта на ефективната площ на дренажните отвори в долната основа на панела от максималния спад на налягането по траекторията, действаща върху основата на панела.

3. Носещ панел на слънчева батерия на космически кораб, съдържащ рамка, поддържаща горна и долна основа, между които е херметично монтиран пълнител с форма на пчелна пита и силови прегради, перпендикулярни на основите, характеризиращи се с това, че в тях са направени проходни дренажни отвори страничните повърхности на всяка пчелна пита на пълнежните и силовите прегради, свързващи вътрешните обеми на пчелните пити помежду си, като в поне един елемент на рамката и в долната основа на панела са направени равномерно дренажни отвори по повърхността му площ, свързваща вътрешните обеми на пчелните пити с външната среда, докато общата ефективна площ на дренажните отвори в пчелните пити, силовите прегради, рамката и долната основа на панела се определя от отношенията

μ.GIF; 1 ·S 1 /V=a·Δ.GIF; П-б,

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,

S 2, S 3 - общата площ на дренажните отвори съответно в рамката и долната основа на панела, cm 2;

V е общият обем на газовата среда в клетките, m3;

μ.GIF; 1 - дебит на дренажни отвори в страничните повърхности на пчелни пити и силови прегради;

μ.GIF; 2 , μ.GIF; 3 - коефициенти на поток на дренажни отвори съответно в рамката и долната основа на панела;

a, b са коефициенти в зависимост от параметрите на траекторията на ракетата-носител, апроксимиращи кривата на зависимостта на ефективната площ на дренажните отвори в рамката и долната основа на панела от максималната разлика в налягането по траекторията, действаща върху основата на панела.