W 1945 roku uzyskano dane wywiadowcze dotyczące stosowania radiodomofonów w armii amerykańskiej. Powiadomiono o tym I.V. Stalina, który natychmiast zorganizował wydanie dekretu o wyposażeniu armii radzieckiej w łączność radiową. Powstał Instytut Elektrogalwanizacji Żywiołów, nazwany później „Kwantowym”. W krótkim czasie pracownikom Instytutu udało się stworzyć szeroką gamę źródeł prądu niezbędnych w radiokomunikacji.
Nikołaj Stiepanowicz Lidorenko kierował Przedsiębiorstwem Badawczo-Produkcyjnym (EJ) „Kwant” w latach 1950–1984.
Od 1950 roku instytut zajmuje się tworzeniem systemów wytwarzania energii dla projektu Berkut. Istotą projektu było stworzenie dla Moskwy systemu obrony przeciwrakietowej z wykorzystaniem rakiet przeciwlotniczych. NS Lidorenko został wezwany do III Zarządu Głównego Rady Ministrów i poproszono go o poprowadzenie prac nad tajnym wówczas tematem. Konieczne było stworzenie systemu zasilania w energię elektryczną instalacji przeciwlotniczej i samej rakiety w locie. Zastosowanie w rakiecie urządzeń generujących opartych na konwencjonalnych elektrolitach kwasowych było niemożliwe. NS Lidorenko postawił sobie za zadanie opracowanie źródeł prądu z elektrolitami solankowymi (nie zawierającymi wody). Sól jako elektrolit pakowano na sucho. Podczas wystrzeliwania rakiety znajdującej się wewnątrz baterii, w odpowiednim momencie wystrzelił charłak, ciepło stopiło sól i dopiero potem została wytworzona Elektryczność. Zasadę tę zastosowano w systemie S-25.
W 1950 roku do N.S. Do Lidorenko zwrócił się Siergiej Pawłowicz Korolew, który pracował nad rakietą R-2. Lot rakiety wielostopniowej stał się złożonym procesem technologicznym. Zespół kierowany przez N.S. Lidorenko stworzono autonomiczne systemy zasilania rakiety R-2, a później kolejnej generacji rakiety R-5. Wymagane były źródła zasilania o dużej mocy: konieczne było zasilanie nie tylko obwodów elektrycznych samej rakiety, ale także ładunków jądrowych. Do tych celów miały wykorzystywać baterie termiczne.
We wrześniu 1955 r. Rozpoczęła się budowa atomowego okrętu podwodnego K-3 „Leninski Komsomoł”. Była to wymuszona odpowiedź na wprowadzenie do służby w styczniu 1955 roku amerykańskiego nuklearnego okrętu podwodnego Nautilus. Baterie były jednym z najbardziej wrażliwych ogniw. Jako źródła bieżącego N.S. Lidorenko zaproponował zastosowanie pierwiastków na bazie srebra i cynku. Pojemność energetyczną akumulatora zwiększono pięciokrotnie, dzięki czemu urządzenia były w stanie wytworzyć około 40 000 amperów na godzinę przy 1 milionie dżuli w wiązce. Dwa lata później „Leninski Komsomoł” poszedł na służbę bojową. Niezawodność i skuteczność tych stworzonych pod przewodnictwem N.S. Urządzenia akumulatorowe Lidorenko, które okazały się 3 razy mocniejsze od ich amerykańskiego odpowiednika.
Kolejny etap N.S. Lidorenko polegał na opracowaniu akumulatorów elektrycznych do torped. Trudność polegała na konieczności stosowania niezależnych źródeł zasilania o małej objętości, ale udało się ją pokonać.
Szczególne miejsce zajmują prace nad stworzeniem słynnej Królewskiej „siódemki” – rakiety R-7. Punktem wyjścia do prowadzenia zakrojonych na szeroką skalę prac nad tematami rakietowymi był dekret Rady Ministrów ZSRR z 13 maja 1946 r. podpisany przez I.V. Stalina. Obecnie część dziennikarzy tendencyjnie próbuje tłumaczyć uwagę, jaką kierownictwo naszego kraju poświęca projektom kosmicznym, przede wszystkim interesami wojskowymi. Jest to dalekie od prawdy, o czym świadczą dostępne materiały dokumentalne z tamtego okresu. Chociaż oczywiście zdarzały się wyjątki. Synowie. Chruszczow kilkakrotnie czytał notatki S.P. z nieufnością. Korolewa, ale został zmuszony do poważnego potraktowania problemu dopiero po komunikacie Przewodniczącego KGB o nieudanym wystrzeleniu amerykańskiej rakiety Red Stone, z którego wynikało, że amerykańska maszyna była w stanie wystrzelić satelitę wielkości mniej więcej pomarańczowy na orbitę. Ale dla samego Korolewa znacznie ważniejsze było to, że rakieta R-7 była w stanie polecieć w kosmos.
4 października 1957 roku pomyślnie wystrzelono na orbitę pierwszego na świecie sztucznego satelitę Ziemi. Autonomiczny system zasilania satelity został opracowany przez N.S. Lidorenko.
Drugi radziecki satelita został wystrzelony z psem Łajką na pokładzie. Systemy stworzone pod kierunkiem N.S. Lidorenko zapewnił wsparcie życia na satelicie za pomocą różnych źródeł prądu do różnych celów i projektów.
W tym okresie N.S. Lidorenko zrozumiał możliwość wykorzystania w tym czasie nowego, nieskończonego źródła energii - światła słonecznego. Energia słoneczna została zamieniona na energię elektryczną za pomocą fotokomórek opartych na półprzewodnikach krzemowych. Zakończono wówczas cykl podstawowych prac z zakresu fizyki i odkryto fotokomórki (fotokonwertery), działające na zasadzie przetwarzania padającego promieniowania fotonowego.
To właśnie to źródło - baterie słoneczne - było głównym i praktycznie niewyczerpanym źródłem energii dla trzeciego radzieckiego sztucznego satelity Ziemi - automatycznego satelity orbitalnego. laboratorium naukowe waży około półtora tony.
Rozpoczęły się przygotowania do pierwszego załogowego lotu kosmicznego. Nieprzespane noce, długie godziny ciężkiej pracy... I oto nadszedł ten dzień. Przypomina N.S. Lidorenko: „Tylko dzień przed startem Gagarina, na Radzie Głównych Projektantów rozstrzygana jest kwestia… Milczą. Korolev: „No cóż, jeszcze raz, jakie jest twoje zdanie?” Znów publiczność milczy „Więc oddawanie moczu traktuję jako znak zgody.” Korolew podpisuje, a my wszyscy - dwanaście podpisów za nami, a Gagarin poleciał… ”
Na miesiąc przed lotem Gagarina – 4 marca 1961 r. – po raz pierwszy w historii przechwycono głowicę rakiety strategicznej. Źródłem zasilania zupełnie nowego typu sprzętu - przeciwrakietowego V-1000 - była bateria stworzona przez stowarzyszenie Kvant.
W 1961 roku rozpoczęły się prace nad stworzeniem statek kosmiczny klasa „Zenith” - ze złożonymi systemami pojedynczego zasilania z dużych bloków, które obejmowały od 20 do 50 akumulatorów.
W odpowiedzi na wydarzenie z 12 kwietnia 1961 roku prezydent USA John F. Kennedy oświadczył: „Rosjanie otworzyli tę dekadę. My ją zamkniemy”. Ogłosił zamiar wysłania człowieka na Księżyc.
W Stanach Zjednoczonych zaczęto poważnie myśleć o umieszczeniu broni w kosmosie. Na początku lat 60. wojsko i politycy USA planowali militaryzację Księżyca – idealnego miejsca na stanowisko dowodzenia i wojskową bazę rakietową. Ze słów Stanleya Gardnera, dowódcy Sił Powietrznych USA: „Za dwie lub trzy dekady Księżyc pod względem swojego znaczenia gospodarczego, technicznego i militarnego będzie miał w naszych oczach nie mniejszą wartość niż niektóre kluczowe obszary na Ziemi, dla którego miały miejsce główne starcia militarne”.
Fizyk Zh. Alferov przeprowadził serię badań nad właściwościami półprzewodników heterostrukturalnych - kryształów wytworzonych przez człowieka, powstałych w wyniku osadzania się warstwa po warstwie różnych składników w jedną warstwę atomową.
NS Lidorenko postanowił natychmiast wprowadzić tę teorię do eksperymentu i techniki na dużą skalę. Po raz pierwszy na świecie na radzieckim automatycznym statku kosmicznym Łunochod, działającym na arsenku galu i zdolnym wytrzymać wysokie temperatury powyżej 140-150 stopni Celsjusza. Baterie zostały zainstalowane na uchylnej pokrywie Lunokhoda. 17 listopada 1970 o godzinie 7:20 czasu moskiewskiego Łunochod-1 dotknął powierzchni Księżyca. Z Centrum Kontroli Misji otrzymano polecenie włączenia paneli słonecznych. Przez długi czas nie było żadnej reakcji ze strony paneli słonecznych, ale potem sygnał minął i panele słoneczne pokazywały się doskonale przez cały czas pracy urządzenia. Pierwszego dnia Łunochod przejechał 197 metrów, drugiego już półtora kilometra. Po 4 miesiącach, 12 kwietnia, pojawiły się trudności: Łunochod uderzył w krater… Ostatecznie podjęto ryzykowną decyzję zrobione - zamknąć pokrywę z baterią słoneczną i na ślepo wrócić. Ale ryzyko się opłaciło.
Mniej więcej w tym samym czasie zespół Kvanta rozwiązał problem stworzenia precyzyjnego systemu termofuzji o zwiększonej niezawodności, który pozwalałby na odchylenia temperatury pokojowej nie większe niż 0,05 stopnia. Instalacja z powodzeniem działa w Mauzoleum V.I. Lenina od ponad 40 lat. Okazało się, że jest zapotrzebowanie w wielu innych krajach.
Najważniejszym etapem działalności N.S. Lidorenko polegało na stworzeniu systemów zasilania dla ludzi stacje orbitalne. W 1973 roku na orbitę wystrzelono pierwszą z tych stacji, stację Salut, wyposażoną w ogromne skrzydła paneli słonecznych. Było to ważne osiągnięcie techniczne specjalistów Kvant. Ogniwa słoneczne składały się z paneli z arsenku galu. Podczas pracy stacji po stronie Ziemi oświetlonej przez Słońce nadmiar energii elektrycznej był przekazywany do akumulatorów elektrycznych, a ten schemat zapewniał prawie niewyczerpane zasilanie statku kosmicznego.
udany i efektywna praca baterie słoneczne i systemy zasilania oparte na ich zastosowaniu na stacjach „Salut”, „Mir” i innych statkach kosmicznych potwierdziły słuszność strategii rozwoju energii kosmicznej zaproponowanej przez N.S. Lidorenko.
W 1982 r. Za stworzenie kosmicznych systemów energetycznych personel EJ „Kvant” został odznaczony Orderem Lenina.
Stworzony przez zespół Kvant kierowany przez N.S. Lidorenko, źródła energii zasilają prawie wszystkie systemy wojskowe i kosmiczne naszego kraju. Rozwój tego zespołu nazywa się układem krążenia broni domowej.
W 1984 r. Nikołaj Stiepanowicz opuścił stanowisko głównego projektanta NPO Kvant. Opuścił kwitnące przedsiębiorstwo, które nazwano „Imperium Lidorenko”.
NS Lidorenko postanowił wrócić do nauk podstawowych. Jako jeden z kierunków zdecydował się zastosować swoją nową metodę zastosowane rozwiązanie problemy konwersji energii. Punktem wyjścia był fakt, że ludzkość nauczyła się wykorzystywać jedynie 40% wytwarzanej energii. Dostępne są nowe podejścia, które zwiększają nadzieję na zwiększenie wydajności elektroenergetyki o 50% lub więcej. Jedna z głównych idei N.S. Lidorenko polega na możliwości i konieczności poszukiwania nowych podstawowych elementarnych źródeł energii.
Źródła materiału: Materiał opracowano na podstawie danych wielokrotnie publikowanych w prasie, a także na podstawie filmu „Pułapka na słońce” (reżyser – A. Worobiow, wyemitowany 19.04.1996)
Skuteczna i wydajna praca baterii słonecznych oraz systemów zasilania statków kosmicznych w oparciu o ich zastosowanie jest potwierdzeniem słuszności zaproponowanej przez N.S. Lidorenko.
Wynalazek dotyczy technologii rakietowej i kosmicznej, a w szczególności elementów konstrukcyjnych paneli słonecznych statków kosmicznych. Panel nośny baterii słonecznej statku kosmicznego zawiera ramę oraz górną i dolną podstawę nośną. Pomiędzy wymienionymi podstawami a ościeżnicą hermetycznie zamontowany jest wypełniacz w postaci plastrów miodu, a prostopadłe do podstaw znajdują się przegrody nośne. Aby połączyć ze sobą objętości wewnętrzne plastrów miodu, każdy z wariantów wynalazku przewiduje wykonanie otworów drenażowych w powierzchniach bocznych każdego plastra miodu przegród wypełniających i zasilających. Aby skomunikować wewnętrzne objętości plastrów miodu ze środowiskiem zewnętrznym, pierwszy wariant wynalazku przewiduje wykonanie otworów drenażowych w co najmniej jednym elemencie ramy, drugi wariant wynalazku przewiduje wykonanie otworów drenażowych w dolnej podstawie panelu równomiernie na całej powierzchni, zaś trzeci wariant wynalazku przewiduje wykonanie otworów drenażowych co najmniej w jednym elemencie ramy oraz w dolnej podstawie panelu równomiernie na całej jego powierzchni. W tym przypadku sumaryczną powierzchnię otworów drenażowych we wspomnianych elementach konstrukcyjnych płyty nośnej ustala się biorąc pod uwagę całkowitą objętość środowisko gazowe w plastrach miodu, współczynniki przepływu otworów drenażowych i maksymalne ciśnienie różnicowe ośrodka gazowego na torze lotu rakiety nośnej działającej na podstawę panelu. EFEKT: wynalazek umożliwia zwiększenie wytrzymałości konstrukcyjnej paneli słonecznych statków kosmicznych bez zwiększania ich masy, uproszczenie technologii wytwarzania i montażu paneli oraz zwiększenie niezawodności ich działania. 3 n.p. f-ly, 4 chory.
Wynalazek dotyczy dziedziny aerodynamiki samolot(LA) i może być stosowany w nauce o rakietach przy projektowaniu i tworzeniu paneli słonecznych (SB) statków kosmicznych (SC) wykonanych według schematu trójwarstwowego nośnika.
Znane i szeroko stosowane w lotnictwie do produkcji elementów samolotów (kadłub, usterzenie, skrzydło itp.) są panelami wykonanymi według trójwarstwowego schematu nośnego, zawierającego ramę (ramę) nośną górną i dolną podstawę, pomiędzy którymi znajduje się zainstalowany jest wypełniacz o strukturze plastra miodu.
Zaprojektowane do odbioru i przenoszenia obciążeń rozproszonych działających na elementy samolotu, panele wykonane w układzie trójwarstwowym z wypełniaczem o strukturze plastra miodu zapewniają większą sztywność i dużą nośność. Kiedy panel jest obciążony, lekki i twardy na ścinanie wypełniacz o strukturze plastra miodu wytrzymuje ścinanie poprzeczne i chroni cienkie warstwy nośne przed wyboczeniem pod wpływem ściskania wzdłużnego.
Wadą tego rozwiązania technicznego jest zwiększony ciężar elementów ramy i podstaw nośnych paneli na skutek znacznych spadków ciśnienia działających na elementy panelowe wzdłuż toru lotu statku powietrznego, gdy zmienia się wysokość lotu samolotu.
Znany stosowany w rakietach naukowych panel kosmiczny statku kosmicznego SC, przeznaczony do instalowania na nich wrażliwych elementów (przetworników fotoelektrycznych) systemu zasilania statku kosmicznego. Panele są również wykonane w trójwarstwowym schemacie nośnym i zawierają ramę, na której znajdują się górna i dolna podstawa, pomiędzy którymi hermetycznie instaluje się wypełniacz w postaci plastrów miodu, a także przegrody nośne, hermetycznie instalowane prostopadle do podstawy zwiększające sztywność panelu. Aby zmniejszyć ciężar konstrukcji z płyt SB, ramę, podstawy nośne i przegrody wykonano z lekkich materiałów.
Płyty nośne SC stosowane w rakietach, a także płyty stosowane w lotnictwie, zapewniają większą sztywność i wysoką nośność trójwarstwowej konstrukcji płyty SB z rdzeniem o strukturze plastra miodu.
Do wad tego rozwiązania technicznego należy zmniejszona wytrzymałość konstrukcyjna płyt nośnych SB oraz możliwość utraty ich stabilności ogólnej i lokalnej w przypadku odchyleń w technologii wytwarzania i eksploatacji płyt, na skutek większych obciążeń aerogazdynamicznych działających na elementy paneli SB SC w porównaniu z ładunkami lotniczymi. Jednocześnie ciśnienie zewnętrzne działające na panel SC SB wzdłuż toru lotu rakiety nośnej (LV) zmienia się w szerszym zakresie: od atmosferycznego (na poziomie Ziemi w momencie wystrzelenia LV) do prawie zera, gdy zostaje wystrzelony w przestrzeń międzyplanetarną, a ciśnienie wewnątrz uszczelnionego panelu wzdłuż toru lotu rakiety nośnej pozostaje atmosferyczne.
Celem wynalazku jest zwiększenie wytrzymałości strukturalnej paneli nośnych statku kosmicznego SB bez zwiększania ich masy podczas wystrzeliwania statku kosmicznego przez rakietę nośną w przestrzeń międzyplanetarną.
Problem rozwiązano w ten sposób (opcja 1), że w płycie nośnej SB KA, zawierającej ramę, nośną podstawę górną i dolną, pomiędzy którymi hermetycznie osadza się wypełniacz w postaci plastrów miodu, przegrody energetyczne, hermetycznie montowane prostopadle do podstaw, według wynalazku, w bocznych powierzchniach każdego plastra miodu wypełniacza i przegród, wykonane są przelotowe otwory drenażowe łączące wewnętrzne objętości plastrów ze sobą, a w ościeżnicy, co najmniej w jednym elemencie ramy , wykonuje się otwory drenażowe, komunikując wewnętrzne objętości komórek ze środowiskiem zewnętrznym, natomiast całkowitą efektywną powierzchnię otworów drenażowych w plastrach miodu, przegrodach i ramie określa się ze stosunków:
S 2 [cm 2 ] - całkowita powierzchnia otworów drenażowych w ościeżnicy;
a, b są współczynnikami zależnymi od parametrów trajektorii rakiety nośnej, przybliżającymi krzywą zależności efektywnej powierzchni otworów drenażowych w ramie od maksymalnego spadku ciśnienia wzdłuż trajektorii działającego na podstawy paneli.
Problem rozwiązano także w ten sposób (opcja 2), że w płycie nośnej SA SC, zawierającej ramę, nośną podstawę górną i dolną, pomiędzy którymi hermetycznie osadza się wypełniacz w postaci plastrów miodu, przegrody energetyczne, hermetycznie montowane prostopadle do podstaw, według wynalazku, w bocznych powierzchniach każdego wypełnienia typu „plaster miodu” i przegród, wykonane są otwory drenażowe komunikujące ze sobą wewnętrzne objętości plastrów, a w dolnej podstawie panelu wykonane są otwory drenażowe równomiernie na swojej powierzchni, komunikując objętości wewnętrzne plastrów miodu ze środowiskiem zewnętrznym, przy czym łączną powierzchnię efektywną otworów drenażowych w plastrach, przegrodach i dolnej podstawie określa się ze stosunków:
S 1 [cm 2 ] - całkowita powierzchnia otworów drenażowych w końcowej powierzchni komórek;
S 3 [cm 2 ] - całkowita powierzchnia otworów drenażowych w dolnej podstawie;
V [m 3 ] - całkowita objętość ośrodka gazowego w plastrach miodu;
μ.GIF; 1 - natężenie przepływu otworów drenażowych w plastrach miodu i przegrodach;
μ.GIF; 3 - natężenie przepływu otworów drenażowych w dolnej podstawie;
∆.GIF; P [kgf/cm 2 ] – maksymalny spadek ciśnienia ośrodka gazowego na torze lotu rakiety nośnej, działający na podstawę panelu;
a, b są współczynnikami zależnymi od parametrów trajektorii rakiety nośnej, przybliżającymi krzywą zależności efektywnej powierzchni otworów drenażowych w podstawach paneli od maksymalnego spadku ciśnienia wzdłuż trajektorii działającego na podstawy panelu .
Problem rozwiązano także w ten sposób (wariant 3), że w płycie nośnej SA SC, zawierającej ramę, nośną podstawę górną i dolną, pomiędzy którymi hermetycznie osadza się wypełniacz w postaci plastrów miodu, przegrody energetyczne, hermetycznie montowane prostopadle do podstaw, według wynalazku, w bocznych powierzchniach każdego plastra miodu, wypełniacz i przegrody wykonane są poprzez otwory drenażowe komunikujące ze sobą wewnętrzne objętości plastrów, a w ościeżnicy, co najmniej w jednym elemencie ramy, a w dolnej podstawie panelu otwory drenażowe są wykonane równomiernie na całej powierzchni, komunikując wewnętrzne objętości plastrów miodu ze środowiskiem zewnętrznym, przy czym w tym przypadku całkowita efektywna powierzchnia otworów drenażowych w plastrach miodu, przegrodach , ramę i dolną podstawę wyznacza się ze stosunków:
S 1 [cm 2 ] - całkowita powierzchnia otworów drenażowych w końcowej powierzchni komórek;
S 2 , S 3 [cm 2 ] - łączna powierzchnia otworów drenażowych odpowiednio w ramie i podstawie dolnej;
V [m 3 ] - całkowita objętość ośrodka gazowego w plastrach miodu;
μ.GIF; 1 - natężenie przepływu otworów drenażowych w plastrach miodu i przegrodach;
μ.GIF; 2, μ.GIF; 3 - współczynnik przepływu otworów drenażowych odpowiednio w ramie i dolnej podstawie panelu;
∆.GIF; P [kgf/cm 2 ] – maksymalna różnica ciśnień ośrodka gazowego na torze lotu rakiety nośnej, działająca na podstawę panelu;
Wyniki techniczne wynalazku są następujące:
Redukcja spadków ciśnienia działających na podłoża i wrażliwe elementy płyty SB przy minimalnych dopuszczalnych spadkach ciśnienia działających na ścianki wypełniacza o strukturze plastra miodu;
Określenie efektywnej powierzchni otworów drenażowych w plastrze miodu, ramie, podstawach nośnych i przegrodach panelowych;
Określenie wpływu parametrów trajektorii (liczba M, wysokość lotu H) na efektywną powierzchnię otworów drenażowych.
Istotę wynalazku ilustrują schematy panelu SB KA oraz wykres zmian nadciśnień działających na jego elementy.
Na rysunkach 1, 2 i 3 przedstawiono schematy panelu SA statku kosmicznego, wykonanego odpowiednio w wariancie 1, 2 i 3, z zaznaczonymi jego fragmentami, gdzie:
2 - górna podstawa;
3 - dolna podstawa;
4 - wypełniacz;
5 - przegrody;
6 - otwory drenażowe;
7 - wrażliwe elementy.
Tutaj strzałki pokazują kierunek przepływu czynnika gazowego w plastrach miodu wypełniacza płytowego i jego odpływ do środowiska zewnętrznego.
Rysunek 4 przedstawia zależność maksimum spadku ciśnienia LV Δ.GIF na torze lotu; Р(Δ.GIF; Р=Рvn-Рnar) ośrodka gazowego działającego na podstawy paneli, ze względnej efektywnej powierzchni odcinków przepływu otworów drenażowych μ.GIF; S/V, gdzie:
Pvn - ciśnienie ośrodka gazowego wewnątrz panelu (w plastrach miodu wypełniacza);
Рnar - ciśnienie czynnika gazowego na zewnątrz panelu.
Panel nośny SB KA (rysunki 1, 2, 3) zawiera ramę 1, na której znajdują się podstawa górna 2 i podstawa dolna 3 oraz przegrody energetyczne 5 zamontowane prostopadle do tych podstaw. Wypełniacz 4 w postaci plastrów miodu jest hermetycznie instalowany pomiędzy podstawami. Na górnej podstawie 2 zainstalowane są wrażliwe elementy 7 układu zasilania statku kosmicznego.
W bocznych powierzchniach każdego wypełnienia o strukturze plastra miodu 4 i przegród zasilających 5, w przeciwieństwie do prototypu, w każdym wykonaniu wykonane są otwory drenażowe 6, komunikujące wewnętrzne objętości plastrów ze sobą oraz ze środowiskiem zewnętrznym (patrz widok A i sekcja BB).
W wariancie 1 (rysunek 1) objętości wewnętrzne komórek komunikują się ze środowiskiem zewnętrznym poprzez otwory drenażowe 6 wykonane w ramie 1, przynajmniej w jednym z jej elementów.
W wariancie 2 (rysunek 2) wewnętrzne objętości plastrów miodu komunikują się z otoczeniem zewnętrznym poprzez otwory drenażowe 6 wykonane w dolnej podstawie 3, równomiernie rozmieszczone na powierzchni jej podstawy.
W wariancie 3 (rysunek 3) objętości wewnętrzne komórek komunikują się ze środowiskiem zewnętrznym poprzez otwory drenażowe 6 wykonane w ramie 1, przynajmniej w jednym z jej elementów, a także w podstawie dolnej 3, równomiernie rozmieszczone nad obszar jego podstawy.
Dzięki równomiernemu rozmieszczeniu otworów drenażowych na powierzchni podstaw płyt zapewniony jest równomierny lub zbliżony do równomiernego rozkład ciśnienia w komórkach rdzenia, a co za tym idzie, spadki ciśnienia działające na podstawy płyt. Eliminuje to koncentrację naprężeń na styku elementów panelu wynikającą z nierównomiernych spadków ciśnienia, co prowadzi do uproszczenia technologii wytwarzania paneli i zwiększenia niezawodności jego działania w przypadku występowania wad ukrytych w jego wytwarzaniu, np. poszczególne elementy rdzenia o strukturze plastra miodu nie są przyklejane do podstaw nośnych.
O wyborze sposobu odwadniania paneli decydują dopuszczalne obciążenia eksploatacyjne działające na podstawy paneli wzdłuż toru lotu rakiety nośnej, z uwzględnieniem warunków konstrukcyjnych i cechy technologiczne produkcja paneli.
Całkowita powierzchnia efektywna otworów drenażowych w ramie 1, w wypełniaczach typu plaster miodu 4, przegrodach 5 i dolnej podstawie 3 dla danego toru lotu rakiety nośnej jest określona zależnościami (1), (2) i (3), odpowiednio dla opcji 1, 2 i 3, z uwzględnieniem współczynników a, b zawartych w tych zależnościach, w zależności od parametrów trajektorii rakiety nośnej.
Wzory (1), (2) i (3) zawierają matematyczny opis zależności względnej całkowitej efektywnej powierzchni otworów drenażowych μ.GIF; ·S/V od maksymalnej różnicy ciśnień na torze lotu PH Δ.GIF; P i uzyskany z analizy przepływu czynnika gazowego w układzie gazodynamicznie połączonych zbiorników utworzonych przez odwodnione plastry miodu wypełniacza 4 z przegrodami energetycznymi 5, podstawą górną 2 i podstawą dolną 3, a następnie jego odpływ do środowisko zewnętrzne.
W rakietach rama 1 jest wykonana z włókna węglowego, podstawy nośne 2 i 3, a także przegrody mocy 5 są wykonane z tytanu. Wypełniacz 4 w postaci plastra miodu wykonany jest ze stopu aluminium i mocowany jest hermetycznie do podstawy górnej 2 i podstawy dolnej 3 panelu za pomocą np. kleju lotniczego VKV-9. Do górnej podstawy 2 przymocowane są również wrażliwe elementy 7 SB.
Panel nośny SAT KA działa w następujący sposób.
Ponieważ w powierzchniach bocznych każdego rdzenia ogniwa 4 i elementów panelu (rysunek 1, 2 i 3), w odróżnieniu od prototypu, wykonane są otwory drenażowe 6, podczas lotu statku kosmicznego jako część jednostki głównej rakiety nośnej, jako jak również podczas autonomicznego lotu statku kosmicznego, po przesunięciu bloku głowicy owiewek, czynnik gazowy przepływa pomiędzy komórkami wypełniacza 4, przegrodami energetycznymi 5 i przepływa przez otwory drenażowe w ramie 1 i dolnej podstawie 6 do zewnętrznego środowisko (patrz sekcja BB). Przepełnienie ośrodka gazowego następuje z niewielkim opóźnieniem w wyrównywaniu ciśnienia w komórkach wypełniacza 4.
W tym przypadku wypływ ośrodka gazowego z plastrów miodu wypełniacza 4 do środowiska zewnętrznego następuje z prędkością poddźwiękową przy jego niezablokowaniu w plastrach miodu wypełniacza 4, ponieważ całkowite powierzchnie efektywne μ.GIF; 2 ·S 2 otwory drenażowe 6 w ramce 1 i μ.GIF; 3 ·S 3 - w dolnej podstawie 3 są większe lub równe całkowitej powierzchni efektywnej μ.GIF; 1 S 1 w wypełniaczu o strukturze plastra miodu 4 z przegrodami mocy 5 (μ.GIF; 2 S 2 ≥.GIF; μ.GIF; 1 S 1 , μ.GIF; 3 S 3 ≥.GIF; μ.GIF; 1 S 1 ).
Podczas lotu statku kosmicznego jako części jednostki głównej rakiety nośnej osiągany jest maksymalny spadek ciśnienia Δ.GIF; P (rysunek 4), działając na płyty bazowe 2 i 3, zgodnie ze wzorami (1), (2) i (3). W tym przypadku ośrodek gazowy z komórek wypełniających 4 przepływa do zamkniętej objętości pod owiewką głowicy, przy czym maksymalny dopuszczalny spadek ciśnienia, w porównaniu z zewnętrznym na torze lotu nn, określa się według dobrze znanej metody technicznej rozwiązanie wykorzystujące system drenażu przedziału.
Podczas autonomicznego lotu statku kosmicznego w panelu nadwozia powstaje ciśnienie wewnętrzne Р ВН, które jest zbliżone do atmosferycznego (statyczna atmosfera otoczenia). Różnice Δ.GIF; Ciśnienie P w tym przypadku pomiędzy plastrami miodu wypełniacza 4, a także ciśnienie wewnętrzne Рvn w plastrach miodu wypełniacza 4 i otoczeniem zewnętrznym Рnar, działającym na górną podstawę 2 i dolną podstawę 3 panelu, są zbliżone do zera.
W ten sposób zmniejszają się spadki ciśnienia działające na elementy paneli i zainstalowane na nich wrażliwe elementy układu zasilania statku kosmicznego. W ten sposób zwiększa się wytrzymałość konstrukcyjną statku kosmicznego SB bez zwiększania masy statku kosmicznego, co prowadzi do spełnienia zadania.
Dodatkowo, dzięki ograniczeniu spadków ciśnienia działających na elementy płyt, uproszczona została technologia produkcji i montażu płyty SB KA oraz zwiększona została niezawodność jej eksploatacji.
Obliczenia wykonane dla panelu kadłuba statku kosmicznego Yamal wystrzelonego przez rakietę nośną Proton wykazały, że spadki ciśnienia Δ.GIF; P, działające w oparciu o panel, w porównaniu z prototypem, są zmniejszone o rząd wielkości i zbliżają się prawie do zera.
Obecnie rozwiązanie techniczne przeszło testy eksperymentalne i jest wdrażane na statku kosmicznym opracowywanym przez przedsiębiorstwo.
Rozwiązanie techniczne można zastosować do różne rodzaje SC: bliskie Ziemi, międzyplanetarne, automatyczne, załogowe i inne SC.
Rozwiązanie techniczne można zastosować także w lotnictwie, np. przy zastosowaniu panelu SB jako elementu skrzydła samolotu. W tym przypadku efektywną powierzchnię otworów drenażowych w elementach panelowych określa się biorąc pod uwagę maksymalne spadki ciśnienia działające na elementy skrzydeł wzdłuż toru lotu samolotu.
Literatura
1. Lotnictwo. Encyklopedia. M.: TsAGI, 1994, s. 529.
2. Na przełomie dwóch wieków (1996-2001). wyd. akad. Yu.P.Semenova. M.: RSC Energia im. S.P. Korolewa, 2001, s. 834.
3. Patent RU 2145563 C1.
Prawo
1. Panel nośny baterii słonecznej statku kosmicznego, zawierający ramę, na której znajdują się podstawy górna i dolna, pomiędzy którymi jest hermetycznie zainstalowany wypełniacz w postaci plastrów miodu oraz prostopadłe do podstaw przegrody energetyczne, charakteryzujące się tym, że poprzez otwory drenażowe wykonane są w bocznych powierzchniach każdego plastra miodu przegród wypełniających i zasilających, komunikując ze sobą wewnętrzne objętości plastrów, a w co najmniej jednym elemencie ramy znajdują się otwory drenażowe, które komunikują wewnętrzne objętości plastrów z otoczeniem zewnętrznym , natomiast całkowitą powierzchnię efektywną otworów drenażowych w plastrach miodu, przegrodach nośnych i ościeżnicy określa się ze wskaźników
S 2 - całkowita powierzchnia otworów drenażowych w ramie, cm 2;
μ.GIF; 2 - natężenie przepływu otworów drenażowych w ramie;
a, b - w zależności od parametrów trajektorii rakiety nośnej, współczynniki przybliżające krzywą zależności efektywnej powierzchni otworów drenażowych w ramie od maksymalnego spadku ciśnienia na trajektorii działającego na podstawie płyta.
2. Panel nośny baterii słonecznej statku kosmicznego, zawierający ramę podtrzymującą podstawę górną i dolną, pomiędzy którymi jest hermetycznie zainstalowany wypełniacz w postaci plastrów miodu oraz prostopadłe do podstaw przegrody energetyczne, charakteryzujące się tym, że znajdują się w nim otwory drenażowe wykonane w bocznych powierzchniach każdego plastra miodu wypełniacza i przegród zasilających, komunikujące wewnętrzne objętości plastrów miodu są ze sobą połączone, a w dolnej podstawie panelu wykonane są równomiernie na jego powierzchni otwory drenażowe, komunikujące wewnętrzne objętości plastra miodu plastrów miodu z otoczeniem zewnętrznym, przy czym łączną powierzchnię efektywną otworów drenażowych w plastrach, przegrodach nośnych i podstawie dolnej płyty określa się ze współczynników
μ.GIF; 1 S 1 /V=a Δ.GIF; P-b,
gdzie S 1 - całkowita powierzchnia otworów drenażowych w bocznych powierzchniach plastrów miodu i przegród energetycznych, cm 2;
S 3 - całkowita powierzchnia otworów drenażowych w dolnej podstawie panelu, cm 2;
V to całkowita objętość ośrodka gazowego w plastrach miodu, m 3 ;
μ.GIF; 1 - natężenie przepływu otworów drenażowych w powierzchniach bocznych plastrów miodu i przegród energetycznych;
μ.GIF; 3 - natężenie przepływu otworów drenażowych w dolnej podstawie panelu;
∆.GIF; P to maksymalny spadek ciśnienia ośrodka gazowego na torze lotu rakiety nośnej, działający na podstawę panelu, kgf/cm2;
a, b są współczynnikami zależnymi od parametrów trajektorii rakiety nośnej, przybliżającymi krzywą zależności efektywnej powierzchni otworów drenażowych w dolnej podstawie panelu od maksymalnego spadku ciśnienia wzdłuż trajektorii działającego na podstawie płyta.
3. Panel nośny baterii słonecznej statku kosmicznego, zawierający ramę, na której znajdują się podstawy górna i dolna, pomiędzy którymi jest hermetycznie zainstalowany wypełniacz w postaci plastrów miodu oraz prostopadłe do podstaw przegrody energetyczne, charakteryzujące się tym, że poprzez otwory drenażowe wykonane są w bocznych powierzchniach każdego plastra miodu przegród wypełniających i zasilających, komunikując ze sobą wewnętrzne objętości plastrów, a w co najmniej jednym elemencie ramy i w dolnej podstawie panelu wykonane są równomiernie na jej powierzchni otwory drenażowe pole powierzchni komunikujące objętości wewnętrzne plastrów z otoczeniem zewnętrznym, natomiast łączną powierzchnię efektywną otworów drenażowych w plastrach, przegrodach energetycznych, ramie i dolnej podstawie panelu określa się ze współczynników
μ.GIF; 1 S 1 /V=a Δ.GIF; P-b,
μ.GIF; 2 S 2 /V≥.GIF; μ.GIF; 1 S 1 /V,
μ.GIF; 3 S 3 /V≥.GIF; μ.GIF; 1 S 1 /V,
gdzie S 1 - całkowita powierzchnia otworów drenażowych w bocznych powierzchniach plastrów miodu i przegród energetycznych, cm 2;
S 2 , S 3 - łączna powierzchnia otworów drenażowych odpowiednio w ramie i dolnej podstawie panelu, cm 2 ;
V to całkowita objętość ośrodka gazowego w plastrach miodu, m 3 ;
μ.GIF; 1 - natężenie przepływu otworów drenażowych w powierzchniach bocznych plastrów miodu i przegród energetycznych;
μ.GIF; 2, μ.GIF; 3 - współczynniki przepływu otworów drenażowych odpowiednio w ramie i dolnej podstawie panelu;
∆.GIF; P to maksymalny spadek ciśnienia ośrodka gazowego na torze lotu rakiety nośnej, działający na podstawę panelu, kgf/cm2;
a, b to współczynniki zależne od parametrów trajektorii rakiety nośnej, przybliżające krzywą zależności efektywnej powierzchni otworów drenażowych w ramie i dolnej podstawie panelu od maksymalnego spadku ciśnienia wzdłuż trajektorii działającego na podstawy panelu.
Są to przetworniki fotoelektryczne – urządzenia półprzewodnikowe dokonujące konwersji energia słoneczna w prąd stały. W uproszczeniu są to główne elementy urządzenia, które nazywamy „panelami słonecznymi”. Za pomocą takich baterii sztuczne satelity Ziemi działają na orbitach kosmicznych. Takie akumulatory produkują tutaj, w Krasnodarze - w fabryce Saturn. Dyrekcja zakładu zaprosiła autora tego bloga do zapoznania się proces produkcji i napisz o tym w swoim pamiętniku.
1. Przedsiębiorstwo w Krasnodarze wchodzi w skład Federalnej Agencji Kosmicznej, ale właścicielem Saturna jest firma Ochakovo, która dosłownie uratowała tę produkcję w latach 90-tych. Kupili właściciele Ochakowa pakiet kontrolny akcji, które prawie trafiły do Amerykanów. Ochakovo dużo tu zainwestował, kupił nowoczesny sprzęt udało się zatrzymać specjalistów i obecnie Saturn jest jednym z dwóch liderów w Rynek rosyjski produkcja baterii słonecznych i akumulatorów na potrzeby przemysłu kosmicznego – cywilnego i wojskowego. Cały zysk, jaki otrzymuje Saturn, pozostaje tutaj, w Krasnodarze i trafia na rozwój bazy produkcyjnej.
2. Wszystko zaczyna się więc tutaj – na stronie tzw. epitaksja w fazie gazowej. W tym pomieszczeniu znajduje się reaktor gazowy, w którym przez trzy godziny hoduje się warstwę krystaliczną na podłożu germanowym, która posłuży jako podstawa dla przyszłej fotokomórki. Koszt takiej instalacji to około trzech milionów euro.
3. Potem do podłoża jeszcze daleka droga: po obu stronach fotokomórki zostaną przyłożone styki elektryczne (ponadto od strony roboczej styk będzie miał „wzór grzebieniowy”, którego wymiary są dokładnie dobrane obliczona tak, aby zapewnić maksymalne przepuszczanie światła słonecznego), na powłoce podłoża pojawi się powłoka antyrefleksyjna itp. - w sumie ponad dwadzieścia operacji technologicznych na różnych instalacjach, zanim fotokomórka stanie się podstawą baterii słonecznej.
4. Tutaj na przykład jest instalacja fotolitografii. Tutaj na fotokomórkach tworzą się „wzory” styków elektrycznych. Maszyna wykonuje wszystkie operacje automatycznie, według zadanego programu. Tutaj światło jest odpowiednie, co nie szkodzi światłoczułej warstwie fotokomórki - tak jak poprzednio, w dobie fotografii analogowej, stosowaliśmy lampy „czerwone”.
5. W próżni instalacji napylającej za pomocą wiązki elektronów nanoszone są styki elektryczne i dielektryki oraz nakładane są powłoki antyodbiciowe (zwiększają one prąd generowany przez fotokomórkę o 30%).
6. Cóż, fotokomórka jest gotowa i można przystąpić do montażu baterii słonecznej. Opony przylutowuje się do powierzchni fotokomórki, aby następnie połączyć je ze sobą i nakleja. szkło ochronne, bez którego w przestrzeni kosmicznej, w warunkach radiacyjnych, fotokomórka może nie wytrzymać obciążeń. I chociaż grubość szkła wynosi zaledwie 0,12 mm, bateria z takimi fotokomórkami będzie działać przez długi czas na orbicie (ponad piętnaście lat na wysokich orbitach).
6a 
6b 
7. Połączenie elektryczne fotokomórek ze sobą odbywa się za pomocą srebrnych styków (tzw. trzpieni) o grubości zaledwie 0,02 mm.
8. Aby uzyskać pożądane napięcie w sieci wytwarzane przez baterię słoneczną, fotokomórki łączy się szeregowo. Tak wygląda przekrój fotokomórek połączonych szeregowo (przetworniki fotoelektryczne - to prawda).
9. Na koniec panel słoneczny jest montowany. Tutaj pokazano tylko część baterii - panel w formacie układu. Na satelicie może znajdować się maksymalnie osiem takich paneli, w zależności od zapotrzebowania na moc. Na nowoczesnych satelitach komunikacyjnych osiąga 10 kW. Takie panele zostaną zamontowane na satelicie, w kosmosie rozwiną się jak skrzydła i przy ich pomocy będziemy oglądać telewizję satelitarną, korzystać internet satelitarny, systemy nawigacji (satelity Glonass wykorzystują panele słoneczne Krasnodar).
9a 
10. Kiedy statek kosmiczny jest oświetlony przez Słońce, prąd wytwarzany przez baterię słoneczną zasila systemy aparatu, a nadmiar energii jest magazynowany w akumulatorze. Kiedy statek kosmiczny znajduje się w cieniu Ziemi, wykorzystuje energię elektryczną zmagazynowaną w akumulatorze. Akumulator niklowo-wodorowy, charakteryzujący się dużą pojemnością energetyczną (60 Wh/kg) i niemal niewyczerpanym zasobem, jest szeroko stosowany w statkach kosmicznych. Produkcja takich akumulatorów to kolejna część pracy fabryki Saturn.
Na tym zdjęciu Anatolij Dmitriewicz Panin, posiadacz medalu Orderu Zasługi dla Ojczyzny II stopnia, montuje akumulator niklowo-wodorowy.
10 a 
11. Miejsce montażu akumulatorów niklowo-wodorowych. Trwa przygotowanie wypełnienia akumulatora do umieszczenia w etui. Wypełnienie stanowią elektrody dodatnia i ujemna oddzielone papierem oddzielającym – w nich następuje przemiana i akumulacja energii.
12. Instalacja do spawania wiązką elektronów w próżni, w której obudowa akumulatora wykonana jest z cienkiego metalu.
13. Część warsztatu, w której testowane są obudowy i części akumulatorów pod kątem działania wysokiego ciśnienia.
Ze względu na fakt, że kumulacji energii w akumulatorze towarzyszy powstawanie wodoru, a ciśnienie wewnątrz akumulatora wzrasta, badanie szczelności jest integralną częścią procesu produkcji akumulatora.
14. Korpus akumulatora niklowo-wodorowego jest bardzo ważny szczegół wszystkich urządzeń działających w kosmosie. Korpus zaprojektowany jest na ciśnienie 60 kg·s/cm 2 , podczas badań pęknięcie nastąpiło przy ciśnieniu 148 kg·s/cm 2 .
15. Baterie sprawdzone pod kątem wytrzymałości napełnia się elektrolitem i wodorem, po czym są gotowe do użycia.
16. Korpus akumulatora niklowo-wodorowego wykonany jest ze specjalnego stopu metali i musi być mocny mechanicznie, lekki i mieć wysoką przewodność cieplną. Baterie montowane są w ogniwach i nie stykają się ze sobą.
17. Akumulatory i zmontowane z nich akumulatory poddawane są próbom elektrycznym na instalacjach własna produkcja. W kosmosie nie da się niczego naprawić ani wymienić, dlatego każdy produkt jest tutaj dokładnie testowany.
17a 
17b 
18. Wszystko technologia kosmiczna poddawany jest badaniom na uderzenia mechaniczne na stanowiskach wibracyjnych symulujących obciążenia podczas wystrzelenia statku kosmicznego na orbitę.
18a 
19. Ogólnie rzecz biorąc, roślina Saturn zrobiła najkorzystniejsze wrażenie. Produkcja jest dobrze zorganizowana, warsztaty są czyste i jasne, ludzie są wykwalifikowani, komunikacja z takimi specjalistami jest przyjemnością i bardzo interesująca dla osoby, która choć w pewnym stopniu interesuje się naszą przestrzenią. Opuścił Saturna dobry humor- Zawsze miło jest zobaczyć miejsce, w którym nie zajmują się pustymi gadkami i nie przerzucają papierów, ale robią prawdziwy, poważny biznes, skutecznie konkurują z tymi samymi producentami w innych krajach. W Rosji byłoby tego więcej.
Zdjęcia: © drugoi
P.S. Blog wiceprezesa ds. marketingu firmy Ochakovo
Obecnie NPP Kvant pracuje nad trzema głównymi obszarami rozwoju fotowoltaiki kosmicznej i jej podstaw elementarnych, a mianowicie:
Tworzenie ogniw słonecznych na bazie krzemu monokrystalicznego
Krzemowe baterie słoneczne powstające w EJ Kvant odpowiadają światowemu poziomowi, co potwierdziła realizacja szeregu zamówień zagranicznych na ich produkcję w interesach Indii, Francji, Holandii, Czech, Izraela i Chin. Baterie te posiadają:
- najwyższa początkowa charakterystyka energetyczna ~ 200W/m 2 ;
- najmniejsza degradacja w okresie aktywnego istnienia;
- dwukierunkowa czułość, która jest stosowana na nisko latających statkach kosmicznych i pozwala zwiększyć moc wyjściową paneli słonecznych o 10-15% w wyniku transformacji albedo Ziemi (w szczególności baterie słoneczne dla statku kosmicznego Zarya, Zvezda, rosyjski sektor ISS, SB dla statku kosmicznego „Monitor-E”).
Tworzenie baterii słonecznych w oparciu o wielostopniowe przetworniki fotoelektryczne wykorzystujące złożone materiały półprzewodnikowe na obcych podłożach.
Używając ogniwa słoneczne w oparciu o kaskadowe złożone struktury heterozłączowe z wykorzystaniem potrójnych i czwartorzędowych związków AIIIВV osadzonych na obcym podłożu półprzewodnikowym, uzyskano maksymalną wydajność w warunkach przestrzennych, najlepsze wyniki pod względem gęstości mocy, czasu życia aktywnego i minimalnej degradacji w tym okresie. Za pomocą takich ogniw słonecznych opanowano zakres wydajności 25-30%. Dla całej klasy zaawansowanych pojazdów kosmicznych, na przykład dużych platform geostacjonarnych, a także pojazdów kosmicznych przeznaczonych do operacji transportowych w przestrzeni kosmicznej z wykorzystaniem elektrycznych układów napędowych, możliwość wykonywania nowoczesnych cele pozwala na stosowanie jedynie tak wysokowydajnych ogniw słonecznych. Biorąc to pod uwagę, a także wykorzystując wieloletnie doświadczenie w projektowaniu ogniw słonecznych na bazie GaAs, Kvant rozwija prace w tym kierunku.
Stworzenie elastycznych cienkowarstwowych ogniw słonecznych na bazie krzemu amorficznego o maksymalnej charakterystyce masy właściwej i minimalnych kosztach.
To zupełnie nowy kierunek w fotowoltaice kosmicznej. Bardzo obiecujący typ Takie konwertery fotowoltaiczne to obecnie 3-stopniowe ogniwa fotowoltaiczne na bazie amorficznego krzemu (a-Si). Pierwotnie zaprojektowane do naziemnych fotowoltaiki, amorficzne krzemowe ogniwa słoneczne są obecnie rozważane do zastosowania w przestrzeni kosmicznej ze względu na:
- możliwość uzyskania wysokich charakterystyk energetyczno-masowych ogniw słonecznych jest 4-5 razy większa niż w przypadku ogniw słonecznych wykonanych na bazie krzemu monokrystalicznego, pomimo ich niższej sprawności początkowej;
- wysoka odporność na promieniowanie;
- możliwość obniżenia kosztu jednostkowego baterii słonecznej o rząd wielkości i więcej w porównaniu z wariantem monokrystalicznym.
Istotną zaletą elastycznych cienkowarstwowych ogniw słonecznych jest ich mała objętość początkowa (transportowa) oraz możliwość tworzenia na ich bazie łatwych do rozłożenia ogniw słonecznych. typ rolki itp.
Za podstawową technologię produkcji przetwornic fotowoltaicznych na bazie krzemu amorficznego do zastosowań kosmicznych uważa się technologię naziemną opanowaną przez rosyjsko-amerykańską spółkę joint venture Sovlaks LLC (współzałożyciele NPP Kvant, ECD Ltd., USA). Technologia ta zapewnia utworzenie kaskadowej trójzłączowej struktury fotowoltaicznej opartej na stopach a-Si na cienkim podłożu wstęgowym.
Nowoczesne projekty EJ Kvant w zakresie fotowoltaiki kosmicznej
- ISS: rosyjski segment modułów Zarya i Zvezda z konwerterami słonecznymi o dwukierunkowej czułości
- Duże platformy geostacjonarne „SiSat”, „Express-A”, „Express-AM”, „KazSat” itp.
- Statek kosmiczny do teledetekcji Ziemi i meteorologii „Monitor-E”, „Meteor-3” itp.
| Główna charakterystyka | Monokrystaliczny | GalnP2-GalnAs-Ge trzystopniowy |
Amorficzny |
| Moc właściwa SB w AM0, 25°C w optymalnym punkcie CVC, W/m 2 | 200 | ~350 | 90-100 |
| Moc właściwa SB w AM0, 60°C, w optymalnym punkcie CVC, W/m 2 | 165-170 | ~320 | 80-90 |
| Ciężar właściwy (w zależności od części fototwórczej, bez ramy), kg / m2: | |||
| - podłoże z siatki - podłoże o strukturze plastra miodu |
1,7-1,85 1,4-1,5 |
1,9 1,6 |
0,3 |
| Degradacja prądu roboczego dla САС,% | |||
| - 10 lat GEO - 10 lat LEO - 10 lat na orbitach eliptycznych i pośrednich |
20 20 30 |
15 15 25 |
promieniowanie degradacja ~7% |
Wynalazek dotyczy elektrotechniki, w szczególności urządzeń do wytwarzania energii elektrycznej poprzez konwersję promieniowania świetlnego na energię elektryczną i może być stosowany w projektowaniu i wytwarzaniu małych statków kosmicznych z panelami słonecznymi (SB). Technicznym rezultatem wynalazku jest: zwiększenie odporności SB na szoki termiczne, na działanie obciążeń mechanicznych i termomechanicznych, zwiększenie wykonalności konstrukcji, zwiększenie żywotności czynnej SB statku kosmicznego, zwiększenie funkcjonalności poprzez zwiększenie temperatury zakres działania i optymalizacja konstrukcji SB, uproszczenie układu przełączającego, co osiągnięto poprzez zwiększenie wytrzymałości połączenia diod bocznikowych i ogniw słonecznych, zwiększenie powtarzalności procesu produkcyjnego statku kosmicznego SB poprzez optymalizację technologii wytwarzania bocznika diody i SB SB, a także szyny przełączające łączące ogniwo słoneczne i diody bocznikowe, które są wykonane z materiału wielowarstwowego. Bateria słoneczna do małych pojazdów kosmicznych składa się z: paneli z przyklejonymi do nich modułami z ogniwami słonecznymi (SC), diodą bocznikową; szyny przełączające łączące przednią i tylną stronę diody bocznikowej z SC, przy czym dioda bocznikowa jest zainstalowana w wycięciu w narożniku SC, natomiast szyny przełączające wykonane są wielowarstwowe, składające się z folii molibdenowej, której obie strony warstwę wanadu lub tytanu, warstwę niklu i warstwę srebra. 2 rz. i 5 z.p. f-ly, 4 ryc., 3 tab.
Rysunki do patentu RF 2525633
Zakres techniczny
Wynalazek dotyczy elektrotechniki, w szczególności urządzeń do wytwarzania energii elektrycznej poprzez konwersję promieniowania świetlnego na energię elektryczną i może być stosowany w projektowaniu i produkcji małych statków kosmicznych z panelami słonecznymi (SB).
Stan techniki
Na SB nałożone są następujące wymagania: maksymalna efektywność energetyczna przy minimalnej masie, zachowanie właściwości elektrycznych i mechanicznych podczas przechowywania, transportu na Ziemi i wystrzelenia na obliczoną orbitę, długoterminowy aktywne istnienie (SAS) na orbicie przy minimalnej degradacji, która wyraża się w utracie mocy. We współczesnych SB SAS sięga 15 lat i postuluje się wydłużenie go do 20 lat.
Głównymi przyczynami degradacji na orbicie są naruszenia struktury elementów aktywnych, czyli fotokonwerterów (PC) i diod pod wpływem promieniowania, a także naruszenia wynikające z wpływu zmian temperatury, cykli termicznych. Na różnych orbitach zakres zmian temperatury i częstotliwość cykli termicznych są różne. Dla warunków pracy na orbicie geostacjonarnej górna wartość temperatury wynosi +100°C, dolna temperatura wynosi 170°C, liczba cykli cieplnych wynosi 2000. Na niskich orbitach zakres temperatur jest mniejszy, górna wartość wynosi +100° C, dolna wartość wynosi 100°C, ale liczba cykli termicznych w okresie aktywnego przebywania na orbicie wynosi kilkadziesiąt tysięcy.
Ze stanu techniki wiadomo (patrz N. S. Rauschenbach. Zasady i technologia konwersji energii fotowoltaicznej. Nowy Jork, 1980), że SB składa się z oddzielnych generatorów, w tym łańcuchów ogniw słonecznych (SC), znajdujących się wewnątrz generatorów w układzie antyrównoległym. z elementami solarnymi zainstaluj diody bocznikowe. Oprócz diod bocznikowych, aby zapewnić niezawodne działanie SB, stosuje się zabezpieczenie diodowe, które zapewniają diody blokujące.
W ostatnich latach krzemowe ogniwa słoneczne zostały zastąpione bardziej wydajnymi wielostopniowymi heterozłączowymi ogniwami słonecznymi na bazie związków A3B5 hodowanych na podłożu germanowym (por. P. R. Sharps, M. A. Stan, D. J. Aiken, B. Clevenger, J. S. Hill i N. S. Fatemi, High wydajnościowe, wielozłączowe ogniwa z monolitycznymi diodami bocznikowymi, NASA/CP.2005-213431. Strony 108-115). Każdy taki SC jest chroniony diodą umieszczoną z SC w tej samej płaszczyźnie, a dioda ma tę samą grubość co SC. Zwykle w SC wykonuje się nacięcia w rogach, w których umieszczona jest dioda w kształcie trójkąta (patrz patenty USA na wynalazki US 6353176, US 6034322 i amerykańskie zgłoszenie wynalazku US 2008/0000523).
Znanym stanem techniki jest bateria słoneczna statku kosmicznego, umieszczona na panelu o strukturze plastra miodu z włókna węglowego. Część nośna panelu o strukturze plastra miodu składa się z dwóch warstw włókna węglowego, pomiędzy którymi znajduje się wypełniacz o strukturze plastra miodu folia aluminiowa. Na powierzchnię z włókna węglowego przeznaczoną do montażu ogniwa słonecznego nakleja się folię elektroizolacyjną. Część wytwarzająca energię baterii słonecznej (moduły) składa się z ogniw słonecznych połączonych szeregowo lub szeregowo-równolegle za pomocą elementów przełączających z kompensatorami termomechanicznymi. Do przedniej powierzchni każdego SC przyklejona jest szklana płytka (patrz GLOBASTAR. Projekt i układ generatora słonecznego do zastosowań na niskiej orbicie okołoziemskiej z uwzględnieniem aspektów komercyjnych i jakości produkcji. D-81663 Monachium, Niemcy).
Wady znanych baterii słonecznych pojazdów kosmicznych obejmują niską produktywność konstrukcji, mały zakres temperatur pracy ze względu na niską wytrzymałość połączeń lutowanych i spawanych diod bocznikowych i ogniw słonecznych. Wysokie prawdopodobieństwo uszkodzenia łącznika międzyelementowego wystającego ponad powierzchnię czołową SB podczas jego produkcji i rutynowej konserwacji, a także złożoność technologiczna wykonania łącznika międzyelementowego, ze względu na konieczność umieszczania kompensatorów termomechanicznych w wąskich szczelinach międzyelementowych, prowadzi na niską odporność SB na działanie obciążeń termicznych i mechanicznych.
Najbliższym rozwiązaniem technicznym (prototypem) pod względem istoty technicznej i uzyskanego efektu jest bateria słoneczna statku kosmicznego, zawierająca panele z przyklejonymi do nich modułami, składająca się z ogniw słonecznych połączonych szeregowo lub szeregowo-równolegle za pomocą szyn przełączających, gdzie przełączanie opon wyposażone są w kompensatory termomechaniczne, a do powierzchni czołowej każdego SE naklejona jest ochronna płyta szklana, która zaopatrzona jest dodatkowo w przyklejone do płaskiej lub zakrzywionej powierzchni ramy elementy sprężyste o zadanym kształcie i rozmiarze, gdzie objętość elementów sprężystych wypełnia się masą uszczelniającą z utworzeniem wypukłego menisku, SE dociska się do elementów sprężystych i unieruchomia w bezruchu, a szyny przełączające z kompensatorami termomechanicznymi i diodami bocznikowymi są przyspawane lub przylutowane do tylnych styków ESS w obszarach wolnych od uszczelniacza, a kompensatory termomechaniczne znajdują się pomiędzy tylną stroną ESS a powierzchnią nośną ramy w obszarach wolnych od uszczelniacza (patrz rys. patent Federacja Rosyjska dla wynalazku RU 2250536).
Wady dobrze znanej baterii słonecznej statku kosmicznego obejmują niską produktywność konstrukcji, mały zakres temperatur pracy ze względu na niską wytrzymałość połączeń lutowanych i spawanych diod bocznikowych i ogniw słonecznych oraz słabą odporność SB na czynniki mechaniczne i termomechaniczne masa. Opona molibdenowa o grubości 50 µm i pokryta specjalną wielowarstwową powłoką jest bardzo sztywna. Podczas łączenia szyn przełączających poprzez spawanie właściwości elektryczne diod bocznikowych pogarszają się, a w niektórych przypadkach ze względu na sztywną szynę zbiorczą punkt spawu pęka wraz z krzemem, co prowadzi do niskiej wydajności odpowiednich kryształów po testach cykli termicznych. W podwyższonych temperaturach po lutowaniu i spawaniu następuje degradacja SC, co prowadzi do rozwarstwienia styków od SC i w efekcie wyjścia ogniw SB ze stanu roboczego.
Ze stanu techniki znany jest sposób wytwarzania ogniw słonecznych pojazdów kosmicznych z diodą bocznikową, obejmujący wytwarzanie ogniwa słonecznego na bazie fotowoltaicznego podłoża półprzewodnikowego, formowanie diod bocznikowych na przedniej stronie ogniwa słonecznego, połączenie diod bocznikowych i ogniw słonecznych ogniwa słonecznego pojazdów kosmicznych, połączenie za pomocą szyn przełączających ogniwa słonecznego (patrz patent USA na wynalazek US6635507).
Do wad znanej metody należy mała powtarzalność procesu produkcyjnego ze względu na duże prawdopodobieństwo oderwania (utraty przyczepności) poszycia po stronie roboczej i niepracującej. Dodatkowo przy łączeniu szyn łączeniowych metodą spawania można zamknąć warstwy konstrukcji szyną łączeniową, a punkt zgrzewania zostanie wyciągnięty wraz ze strukturą podłoża, co w konsekwencji prowadzi do niskiej wydajności dobrych kryształów po cyklach termicznych testy.
Najbliższym rozwiązaniem technicznym (prototypem) pod względem istoty technicznej i uzyskanego efektu jest sposób wytwarzania paneli słonecznych statku kosmicznego ze zintegrowaną diodą bocznikową, obejmujący wytwarzanie ogniwa słonecznego na podłożu półprzewodnikowym fotowoltaicznym z wycięciami na umieszczenie dyskretnych diod bocznikowych, wytwarzanie dyskretnych diody bocznikowe oparte na podłożu półprzewodnikowym, montaż dyskretnych diod bocznikowych we wnękach, kontaktowanie ogniw słonecznych z diodami bocznikowymi za pomocą szyn przełączających (patrz patent USA na wynalazek US 5616185).
Wady znanego sposobu wytwarzania obejmują niską powtarzalność procesu wytwarzania ze względu na duże prawdopodobieństwo rozwarstwienia (utraty przyczepności) metalizacji podczas tworzenia metalizacji strony niepracującej. Ponadto przy cięciu na kryształy powstają pęknięcia na krzemowych podłożach monokrystalicznych, a podczas łączenia szyn łączących poprzez spawanie, miejsce zgrzewania rozrywa się wraz z krzemem, co w efekcie prowadzi do niskiej wydajności odpowiednich kryształów po obróbce termicznej. testy cykliczne (szoki termiczne).
Ujawnienie wynalazku
Rezultatem technicznym zastrzeganego wynalazku jest:
Zwiększenie odporności SB na szoki termiczne, na działanie obciążeń mechanicznych i termomechanicznych, zwiększenie produktywności projektu, wydłużenie żywotności aktywnego istnienia SB statku kosmicznego, zwiększenie funkcjonalności poprzez rozszerzenie zakresu temperatur pracy i optymalizacja konstrukcji SB,
Uproszczenie układu przełączającego, które osiągnięto poprzez zwiększenie wytrzymałości połączenia diod bocznikowych z ogniwami słonecznymi,
Zwiększenie powtarzalności procesu wytwarzania SB statku kosmicznego poprzez optymalizację technologii wytwarzania diod bocznikowych i SB SB oraz szyn przełączających łączących diody SC i diody bocznikowe, które są wykonane z materiałów wielowarstwowych.
Wynik techniczny zastrzeganego wynalazku został osiągnięty poprzez fakt, że bateria słoneczna małego statku kosmicznego zawiera:
dioda bocznikowa;
jednocześnie szyny przełączające są wykonane wielowarstwowo, składające się z folii molibdenowej, na której obu stronach osadzona jest kolejno warstwa wanadu lub tytanu, warstwa niklu i warstwa srebra.
W korzystnym wykonaniu grubość folii molibdenowej wynosi 8-12 µm, całkowita grubość warstw wanadu lub tytanu i niklu wynosi 0,1-0,3 µm, grubość warstwy srebra wynosi 2,7-6 µm.
Metoda wytwarzania baterii słonecznej do małych statków kosmicznych obejmuje:
Połączenie ogniw słonecznych z diodami bocznikowymi za pomocą przełączania
jednocześnie autobusy przełączające wykonane są wielowarstwowo z folii molibdenowej, na którą po obu stronach nakłada się kolejno warstwę wanadu lub tytanu, warstwę niklu i warstwę srebra.
W korzystnym wykonaniu warstwę wanadu lub tytanu, warstwę niklu i warstwę srebra nanosi się kolejno z obu stron na przygotowaną folię molibdenową metodą próżniowego napylania magnetronowego w temperaturze folii molibdenowej 110-130°C z jonem wstępnym bombardowanie, a folię molibdenową z utworzonymi warstwami wanadu lub tytanu, niklu i srebra wyżarza się w próżni w temperaturze 300-350°C.
Krótki opis rysunków
Cechy i istotę zastrzeganego wynalazku wyjaśniono w poniższym szczegółowym opisie, zilustrowanym rysunkami, na których pokazano, co następuje.
Rysunek 1 przedstawia ogniwo słoneczne zamontowane z boku za pomocą diody przełączającej opony.
Rysunek 2 schematycznie przedstawia warstwową strukturę przełączania
Rysunek 3 przedstawia algorytm metody wytwarzania statku kosmicznego Sat.
Na rysunku 4 przedstawiono obliczone wartości eksperymentalnie zmierzonych odkształceń wewnętrznych naprężenia mechaniczne w metalowych warstwach szyn rozdzielczych powstałych podczas inna temperatura folia molibdenowa.
Na rysunku 4 wykresy w nawiasach wskazują optymalny zakres temperatur pracy folii molibdenowej podczas napylania katodowego. Rysunek 1 wskazuje, co następuje:
1 - dioda bocznikowa;
2 - szyna przełączająca łącząca przednią stronę diody bocznikowej (1) z ogniwem słonecznym (4);
3 - szyna przełączająca łącząca tylną stronę diody bocznikowej (1) z ogniwem słonecznym (4);
4 - ogniwo słoneczne (SC);
Rysunek 2 wskazuje, co następuje:
5 - przygotowana folia molibdenowa;
6 - warstwa wanadu lub tytanu;
7 - warstwa niklu;
8 - warstwa srebra.
Wdrożenie i przykładowe wdrożenie wynalazku
Zastrzegana metoda została wykorzystana przy wdrożeniu grupowej technologii wytwarzania paneli słonecznych do statków kosmicznych i składa się z następującej sekwencji operacji technologicznych (patrz rysunek 3): produkcja ogniw słonecznych na podłożu półprzewodnikowym fotowoltaicznym, produkcja diod bocznikowych na bazie fotowoltaicznego podłoża półprzewodnikowego, produkcja opon zwrotnicowych, która obejmuje przygotowanie folii molibdenowej i metalizację przygotowanej folii molibdenowej metodą próżniowego napylania magnetronowego obustronnie warstwami wanadu, niklu i srebra w temperaturze folii molibdenowej 110-110- 130°C ze wstępnym bombardowaniem jonami, następnie folię molibdenową poddaje się wyżarzaniu z uformowanymi warstwami wanadu lub tytanu, niklu i srebra w próżni w temperaturze 300-350°C, spawanie szyn przełączających do diod bocznikowych, badanie diod bocznikowych pod kątem termicznym cykli i szoku termicznego, łączenie ogniw słonecznych z diodami bocznikowymi za pomocą przełączania opon i kontrolowanie mocy wyjściowej baterii słonecznej statku kosmicznego.
Grubość folii molibdenowej dobrano na podstawie największej siły zrywania przyspawanej szyny przełączającej do przedniej i tylnej strony diody bocznikowej po badaniu szoku termicznego.
Siłę odrywania spawanej szyny przełączającej od diody bocznikowej określono następująco: folię molibdenową przygotowano w kilku etapach, po czym folię molibdenową rozcieńczono do grubości: 6±0,1 µm, 7,5±0,1 µm, 10±0,1 µm, 13±0,1 µm. Następnie na przygotowaną folię molibdenową osadzono warstwy wanadu, niklu i srebra metodą próżniowego rozpylania magnetronowego obustronnie w temperaturze folii molibdenowej 110-130°C ze wstępnym bombardowaniem jonami.
Następnie folię molibdenową z uformowanymi warstwami wanadu lub tytanu, niklu i srebra wyżarzono w próżni w temperaturze 300-350°C i wycięto z folii molibdenowej szyn rozdzielczych. Potem wyprodukowali spawanie kontrolne przełączanie szyn zbiorczych na przednią i tylną stronę diod bocznikowych oraz sterowanie siłą odrywania szyn przełączających od diod bocznikowych (patrz tabela 1).
Następnie przeprowadzono badania szoku termicznego przyspawanych szyn przełączających do diod bocznikowych, które polegały na przeprowadzeniu 450 cykli szoku termicznego od temperatury -180°C (pary ciekłego azotu) do 120°C na specjalistycznym sprzęcie. Następnie zmierzono parametry elektryczne diod bocznikowych, które wykazały nieznaczny wzrost napięcia przewodzenia na tle niezmienionych prądów upływowych i napięcia wstecznego. Następnie monitorowano siłę oddzielenia opon przełączających od diod bocznikowych (patrz tabela 2).
W wyniku badań stwierdzono wzrost siły separacji dla wszystkich wariantów grubości opon przełączających od diod bocznikowych przy niewielkiej zmianie charakterystyki elektrycznej diod bocznikowych. Na podstawie tabeli 2 stwierdzono, że optymalna grubość folii molibdenowej wynosi 10 ± 0,1 µm, ponieważ zapewniona jest maksymalna siła odrywania szyny od diody bocznikowej.
Temperaturę folii molibdenowej podczas operacji technologicznej osadzania metali dobrano na podstawie minimalnych naprężeń w powstałej strukturze (patrz rysunek 4). Naprężenia wewnętrzne określono w następujący sposób: mikrowiązki jednowspornikowe utworzono poprzez napylanie magnetronowe warstw metalu V-Ni-Ag na przygotowaną folię molibdenową za pomocą fotolitografii i trawienia plazmowo-chemicznego metali. Otrzymane próbki mikrobelek jednowspornikowych badano przy użyciu mikroskopu optycznego Axio Imager (Carl Zeiss) przy powiększeniu 6000x. Zmierzono wymiary konstrukcji belkowej oraz kierunek odkształceń. Formę deformacji określano poprzez odchylenie mikrobelek w różnych punktach jej długości od powierzchni. Następnie, stosując przetwarzanie matematyczne według wzoru Stoneya, obliczono naprężenia belek. Krzywiznę belki określono mierząc odchylenie trzonu mikrobelki jednowspornikowej. Tryby te wybrano w oparciu o względy powtarzalności proces technologiczny, który jest zapewniony, jeśli podczas łączenia szyn przełączających przez spawanie punkt spawania nie pęknie (patrz tabela 3).
Zgodnie z zaproponowaną metodą projektowania i wytwarzania wykonano panele fotowoltaiczne dla małych statków kosmicznych, w tym bezopakowane diody bocznikowe w kształcie trójkąta o napięciu wstecznym 100 V i prądzie stałym 2 A oraz fotokonwertery kaskadowe oparte na połączeniach A 3 V 5 .
Przed zastosowaniem zastrzeganego rozwiązania technicznego stosowano srebrne szyny przełączające, które przyspawano do diod bocznikowych i ogniw słonecznych. Badania diod wykazały niską odporność na szoki termiczne (konstrukcja uległa zniszczeniu po 10-15 szokach termicznych od -180°C do +100°C) oraz procent wydajności dobrych diod pod względem właściwości elektrycznych przy cyklach cieplnych etapie było nie więcej niż 70% dobrych diod po montażu, a w pozostałych 30% konstrukcja uległa zniszczeniu w strefie spawania (zniszczenie międzywarstwy wzdłuż materiałów bazowych pod wpływem podwyższonych i niskich temperatur) podczas kontroli wytrzymałości złącza spawanego. Siła odrywania metalizacji od kryształu wynosiła 50-100 g/mm 2 , a po zastosowaniu tego rozwiązania technicznego przekraczała 150 g/mm 2 , w wyniku czego procent wydajności dobrych diod przy cyklu cieplnym stopień wzrósł do 85%.
PRAWO
1. Bateria słoneczna do małego statku kosmicznego zawiera:
Panele z modułami z przyklejonymi ogniwami słonecznymi (SC),
dioda bocznikowa;
Szyny przełączające przyspawane do przedniej i tylnej strony diod bocznikowych i łączące przednią i tylną stronę diody bocznikowej z ogniwem słonecznym, podczas gdy dioda bocznikowa jest zainstalowana w wycięciu w narożniku ogniwa słonecznego,
charakteryzuje się tym
szyny rozdzielcze wykonane są wielowarstwowo, składają się z folii molibdenowej, na której obu stronach osadzona jest kolejno warstwa wanadu lub tytanu, warstwa niklu i warstwa srebra.
2. Bateria słoneczna według zastrzeżenia 1, znamienna tym, że grubość folii molibdenowej wynosi 8-12 mikronów.
3. Bateria słoneczna według zastrzeżenia 2, znamienna tym, że całkowita grubość warstw wanadu lub tytanu i niklu wynosi 0,1-0,3 mikrona.
4. Bateria słoneczna według zastrzeżenia 3, znamienna tym, że grubość warstwy srebra wynosi 2,7-6 mikronów.
5. Sposób wytwarzania baterii słonecznej do małych statków kosmicznych obejmujący:
Produkcja ogniw słonecznych (SC) na bazie fotowoltaicznego podłoża półprzewodnikowego z wycięciem w narożniku na diody bocznikowe,
Produkcja diod bocznikowych na bazie fotowoltaicznego podłoża półprzewodnikowego,
Produkcja szyn rozdzielczych,
Spawanie szyn przełączających do przedniej i tylnej strony diod bocznikowych,
Montaż diod bocznikowych w wycięciu w narożniku SE,
Połączenie ogniw słonecznych z diodami bocznikowymi za pomocą szyn przełączających,
charakteryzuje się tym
szyny rozdzielcze wykonane są wielowarstwowo z folii molibdenowej, na której obu stronach nanoszona jest kolejno warstwa wanadu lub tytanu, warstwa niklu i warstwa srebra.
6. Sposób według zastrzeżenia 5, znamienny tym, że warstwę wanadu lub tytanu, warstwę niklu i warstwę srebra nanosi się kolejno z obu stron na przygotowaną folię molibdenową metodą próżniowego napylania magnetronowego w temperaturze folii molibdenowej wynoszącej 110-130°C. °C ze wstępnym bombardowaniem jonowym.
7. Sposób według zastrzeżenia 6, znamienny tym, że folię molibdenową z utworzonymi warstwami wanadu lub tytanu, niklu i srebra wyżarza się w próżni w temperaturze 300-350°C.
Ładowanie...
