АВИАКОСМИЧЕСКАЯ ЭЛЕКТРОТЕХНИКА

8.4.1. АВИАЦИОННОЕ ЭЛЕКТРООБОРУДОВАНИЕ

Электроэнергия является одним из основных видов энергии, используемой на борту летательных аппаратов. Потребителями электрической энергии являются практически все виды авиационного оборудования. Развитие системы электрооборудования происходило одновременно с развитием самой авиации.

По мере появления новых типов летательных аппаратов, изменения технических требований менялся качественный и количественный состав систем электрооборудования, совершенствовались его характеристики [8.34–8.36].

Практическое применение электрическая энергия нашла в системах зажигания топливно‑воздушной смеси в авиационных двигателях. Большая роль в создании теории и практики систем зажигания принадлежит B.C. Кулебакину. Им построена теория рабочих процессов в магнето высокого напряжения. В развитии теории систем зажигания большая заслуга также принадлежит А.Н. Ларионову.

Источники электрической энергии на борту летательных аппаратов появились практически одновременно с созданием самих летательных аппаратов. Так, на самолетах «Илья Муромец» разработки И.И. Сикорского использовался источник электроэнергии мощностью 500 Вт.

В период первой мировой войны электроэнергия использовалась на самолетах в устройствах радиосвязи, освещения, как внутреннего, так и наружного. В качестве источника электроэнергии использовался генератор переменного тока мощностью 200 Вт с приводом от ветряного двигателя или вала авиационного двигателя.

В середине 20‑х годов для питания радиоустройств применялся генератор постоянного тока напряжением до 12 В. В 1933–1934 гг. напряжение было повышено до 24 В с одновременным увеличением мощности генератора до 1 кВт. Привод от ветряного двигателя был заменен приводом от авиационного двигателя. Для обеспечения заданных требований по надежности генератор постоянного тока работал параллельно с аккумуляторной батареей.

Важным этапом в развитии электрооборудования самолета явилось создание в 1939 г. в СССР пикирующего бомбардировщика конструктора В.Н. Петлякова. На этом самолете были впервые применены различные виды электроприводов, обслуживающие различные органы управления самолетом, в том числе посадочные щитки, стабилизатор, управление радиаторами, триммерами, шасси и др. В качестве приводов использовались дистанционно управляемые системы. Аналогичные разработки за рубежом начали проводиться только через 3 года.

Внедрение на самолетах нового вида оборудования потребовало применения мощных источников электрической энергии. Следует отметить особую заслугу в создании генераторов переменного тока А.Н. Ларионова, под руководством которого была выполнена разработка генератора переменного тока для самолета «Максим Горький».

До конца 40‑х и начала 50‑х годов основным источником питания являлись коллекторные генераторы постоянного тока, установленные через редуктор на авиационных двигателях. Как правило, число генераторов соответствовало числу авиационных двигателей. Генераторы включались на параллельную работу между собой и с аккумуляторной батареей.

В конце 40‑х – начале 50‑х годов была проведена разработка стартер‑генераторов. Использован принцип обратимости электрической машины, а также то обстоятельство, что электрическая машина устанавливалась непосредственно на авиационном двигателе. При этом в режиме запуска электрическая машина работала как стартер. После запуска электрическая машина переводилась в режим генератора. Таким образом был осуществлен автономный запуск двигателей самолета, что значительно улучшило условия его эксплуатации.

Значительный рост потребителей электроэнергии обусловил и увеличение установленной мощности источников энергии. На некоторых типах летательных аппаратов использовалось восемь генераторов мощностью 12 кВт каждый.

Впоследствии коллекторные генераторы были заменены на бесколлекторные. В развитии оборудования летательных аппаратов наметилась устойчивая тенденция к использованию электрической энергии переменного тока. В этой связи в энергетическую систему потребовалось включить преобразователи постоянного тока в переменный.

Дальнейший рост потребления электроэнергии начал сдерживаться значительным увеличением массы как самих источников электроэнергии, так и систем ее распределения.

Эффективным способом уменьшения массы электрооборудования, как известно, является переход на более высокий уровень напряжения. Вместе с тем повышение уровня напряжения сдерживается наличием коллектора, ухудшением условий коммутации, особенно на больших высотах полета.

Таким образом, назрела необходимость перевода электроэнергетической системы самолета с постоянного тока на переменный как основной вид электроэнергии. Этому переходу предшествовало применение генераторов переменного тока, в основном однофазных, для питания мощных радиолокационных установок.

В конце 40‑х и начале 50‑х годов во всем мире и в нашей стране велись интенсивные работы по разработке и внедрению электроэнергетических систем переменного тока. Однако внедрение переменного тока на борту летательного аппарата натолкнулось на целый ряд трудностей, основной из которых является осуществление параллельной работы генераторов переменного тока. Известно, что параллельная работа электрических генераторов постоянного тока может быть реализована при различных частотах их вращения. Условием параллельной работы генераторов переменного тока является их синфазная работа, что не может быть обеспечено в реальных условиях полета.

Первой попыткой обойти это противоречие было создание принципиально новой системы параллельной работы синхронных генераторов, установленных непосредственно на авиадвигателях и снабженных комбинированной муфтой. Эта разработка была выполнена в 1954 г. коллективом под руководством А.Ф. Федосеева и внедрена на самолетах‑заправщиках генерального конструктора В.М. Мясищева.

Комбинированная муфта представляла собой сочетание фрикционной пары и обгонного устройства. В зависимости от режима работы энергосистемы в действие приводилась либо фрикционная, либо обгонная муфта, и, таким образом, независимо от частот вращения авиационных двигателей условия параллельной работы генераторов не нарушались. В системе также была предусмотрена автоматическая регулировка частоты вращения авиационного двигателя, обеспечивающая малые скольжения роторов генераторов одного относительно другого.

Следующим этапом внедрения переменного тока на самолетах было использование в качестве промежуточного звена между генератором и двигателем привода постоянной скорости, назначение которого состояло в преобразовании переменной частоты вращения авиационного двигателя в постоянную частоту вращения генератора.

Постепенно к середине 70‑х годов сложилась типовая структура системы электроснабжения многомоторного самолета. Система включает синхронный генератор, установленный на гидропривод, трансформаторно‑выпрямительные устройства для питания потребителей постоянного тока, управляемые выпрямительные блоки для подзарядки аккумуляторов, а также аппаратуру управления, защиты и регулирования.

На протяжении всей истории развития авиационной электротехники велись интенсивные работы по снижению массы электрооборудования. На ранних стадиях в электрических генераторах постоянного и переменного тока использовались воздушные системы охлаждения. В конце 60‑х годов были разработаны синхронные генераторы с жидкостной циркуляционной системой охлаждения. При этом было достигнуто снижение удельной массы с 1 до 0,7 кг/кВт. Применение систем с непосредственным жидкостным охлаждением дало снижение удельной массы до 0,3 кг/кВт.

Одновременно происходило непрерывное совершенствование аппаратуры регулирования, защиты и управления. На смену вибрационным регуляторам напряжения пришли угольные регуляторы.

Достижения смежных отраслей промышленности, в частности электронной, использовались при разработке новых поколений аппаратуры, входящей в состав различных систем самолетного электротехнического оборудования. Начиная с середины 60‑х годов получили широкое внедрение в электротехнические комплексы изделия, выполненные на базе полупроводниковой технологии. Во всем мире, в том числе и в нашей стране, велись и ведутся поиски путей решения проблемы построения систем электроснабжения самолета, в которых генераторы устанавливаются непосредственно на авиационные двигатели, а стабилизация частоты осуществляется полупроводниковыми преобразователями частоты.

В 1977 г. группой ученых и специалистов различных отраслей промышленности были проведены исследования для определения возможных направлений дальнейшего развития методов генерирования электроэнергии и оценки возможностей использования новых физических явлений и принципов получения электрической энергии для питания бортовых систем летательных аппаратов. Была предложена следующая классификация авиационных электротехнических комплексов:

АЭК постоянного тока;

АЭК переменного тока нестабильной частоты;

АЭК переменного тока стабильной частоты;

АЭК с источниками электроэнергии нетрадиционного типа.

В частности, предполагалось до конца 2000 г. в качестве основной применять систему переменного тока с гидроприводом. Последние десятилетия подтвердили этот прогноз.

Большое внимание было уделено снижению массы элементов энергосистемы. В этой части достигнут немалый прогресс. За счет интеграции генератора в конструкцию гидропривода удалось существенно снизить удельную массу всего агрегата до – 1 кг/кВт. Под интеграцией имеется в виду объединение элементов генератора и привода – подшипников, силовых элементов конструкции, системы охлаждения и т.д.

Промышленностью проводятся работы по созданию высокоскоростных электрических машин (до 24 000 об/мин). В связи с наметившейся тенденцией использования криогенных топлив открывается перспектива использования этого вида топлива в качестве хладагента. Цикл работ по этой проблеме проведен кафедрой электрических машин Московского авиационного института (МАИ).

Выполнен большой объем работ по созданию специальной коммутационной аппаратуры. Выпускаются аппараты для коммутации тока от 0,1 до 1000 А. К настоящему времени заводами поставляется более 100 типов реле и контакторов, в том числе герметичных.

Важным этапом в развитии самолетных электрических систем являлось создание пикирующего бомбардировщика ПЕ‑2. На этом самолете впервые в истории отечественной авиации широкое применение получил электропривод.

Еще большее применение электропривод получил на самолете, конструкции А.Н. Туполева (ТУ‑4), где впервые была реализована синхронно следящая система для управления стрелковым оружием и применен электропривод шасси повышенной надежности. Этот тип привода по своим характеристикам превосходил зарубежные образцы. В его состав входили два электрических двигателя, соединенных через дифференциальный редуктор с выходным валом. В нем удачно использовано свойство дифференциала при отказе одного из двигателей изменять частоту вращения электромеханизма при неизменном моменте вращения.

Электропривод обслуживал практически все основные самолетные системы. В середине 50‑х и начале 60‑х годов были созданы электромеханизмы для управления поворотом закрылков, стабилизатором, триммерами. Большое количество электромеханизмов используется в топливных и гидравлических системах: механизмы закрытия и перекрытия топливных кранов, приводы топливных насосов. Электропривод широко используется в радиотехнических системах в качестве привода антенн, а также в системах вооружения и специальных системах.

Электропривод получил большое развитие в связи с появлением транспортной и военно‑транспортной авиации. Для механизации погрузочно‑разгрузочных работ на этих самолетах используются электролебедки.

Появление на борту летательных аппаратов большого числа энергоемких потребителей электрической энергии повлекло за собой значительный рост установленной мощности. Так, например, на борту самолета АН‑22 установлено четыре генератора мощностью 120 кВ∙А каждый, на самолете ТУ‑144 – четыре генератора переменного тока мощностью 60 кВ∙А каждый, на самолете ИЛ‑96–300 – четыре генератора мощностью 60 кВ∙А каждый и на самолете ТУ‑204 – два генератора мощностью 90 кВ∙А каждый.

Следует отметить, что общая тенденция – объединение, интеграция различных систем в единый комплекс – имеет место и в электрических системах. В последние 10–15 лет получили развитие смешанные электрогидравлические и электропневматические устройства, в которых силовые функции выполняет гидравлика, а управление – электричество. Основным элементом электромеханизма является электродвигатель.

Уже в середине 50‑х годов сложилась типовая структура электромеханизма. В состав электромеханизма входят электродвигатели, муфты сцепления‑торможения, редуктор, фрикционная муфта с шариковым регулятором и концевые выключатели. В начале 70‑х годов были проведены разработки электропривода с волновой передачей, в которой за счет увеличения поверхности сцепления удается значительно повысить механическую нагрузку на выходном валу при меньшем числе ступеней передачи. Так, например, в системе механизации крыльев самолета с изменяемой геометрией использован волновой редуктор с передаточным числом 1:100 и моментом на выходном валу 50 кН∙м.

В связи с тем, что электропривод, как правило, обслуживает системы, к которым предъявляются требования высокой надежности, собственные показатели надежности электропривода также должны быть достаточно высокими.

Одной из причин широкого применения на самолете системы электроснабжения переменного тока являлось использование бесконтактных асинхронных двигателей. Вместе с тем асинхронный электродвигатель имеет существенный недостаток – малый пусковой момент.

За последнее десятилетие много внимания уделялось разработке бесконтактных вентильных двигателей, в которых используется магнитоэлектрическая машина с самарий‑кобальтовыми магнитами, имеющими высокую удельную энергию. Этот новый класс электрических машин получил развитие благодаря появлению малогабаритных управляемых полупроводниковых приборов.

Важным этапом в развитии электрооборудования для авиации явилось создание в 1957 г. сверхзвукового стратегического бомбардировщика М‑50 конструкции В.Н. Мясищева. На этом самолете впервые в мире была реализована электрическая дистанционная система управления всеми органами управления самолета, впоследствии получившая название «электрическая проводка». С учетом важности выполняемых функций, а следовательно, для обеспечения высоких требований по надежности, в системе был использован принцип троирования. В этих системах в широком масштабе были применены полупроводниковые приборы в устройствах управления.

Для управления сектором газа авиационных двигателей на самолетах серии СУ была применена дистанционная система, в которой использовалось специальное логическое устройство, определяющее неисправность в системе и производящее автоматическое переключение на резервные каналы.

За последние десятилетия наметилась тенденция к широкому применению в системах электрооборудования различных средств вычислительной техники, в том числе бортовых вычислительных машин (БЦВМ), при решении самых разнообразных задач управления и регулирования. Как показали исследования, применение БЦВМ в задачах регулирования режимов в электротехнических системах позволяет значительно повысить качество электроэнергии: в несколько раз сокращается длительность переходного процесса, уменьшается значение перерегулирования, появляется возможность организации более рациональных структур систем, устойчивых к отказам и внешним воздействиям, и существенного уменьшения их массы.

Примером может служить применение на самолете мультиплексных систем управления потребителями электроэнергии.

В середине 70‑х годов в связи с появлением на борту летательного аппарата новых типов радиоэлектронного оборудования возникла необходимость генерирования электрической энергии большей мощности – от нескольких мегаватт до сотен мегаватт.

В опытно‑конструкторских организациях и научных центрах были проведены исследования различных источников получения такой энергии (электромеханические генераторы; накопители электрической энергии; МГД‑генераторы).

В качестве электромеханического генератора был использован синхронный бесконтактный генератор с электромагнитным возбуждением, воздушным охлаждением и кратковременным режимом работы (до 100 с). Благодаря тепловой инерции генератора температура элементов за время работы не достигала предельных значений, что позволяло снизить его удельную массу до 0,2 кг/кВт.

Под руководством Д.А. Бута на кафедре электрических машин в МАИ проведены теоретические исследования возможностей использования в качестве мощного источника электроэнергии МГД‑генераторов и различных видов накопителей электроэнергии.

В конце 70‑х годов за рубежом и в нашей стране рассматривалась концепция единой электроэнергетической системы, суть которой заключалась в следующем.

На существующих типах самолетов используются в основном два вида энергии – электрическая и гидравлическая. Обе системы соизмеримы как по количеству генерируемой энергии, так и по протяженности систем распределения. Очевидно, что наличие на летательном аппарате двух различных систем, имеющих во многом одинаковое назначение, вызывает определенные трудности в эксплуатации, организации структур, усложняет проведение мероприятий по их модернизации. Появление всережимных самолетов обусловило применение специальных устройств в виде демпферов, гидравлических агрегатов, управляемых по заданным законам электроавтоматикой. Появились смешанные системы управления, получившие название электрогидравлических систем.

Вместе с тем гидравлические системы, выполняющие, как правило, функции приводов органов управления самолетом, в принципе могут быть заменены соответствующими электрическими приводами.

Сравнение основных параметров гидропривода и электропривода показывает, что электропривод уступает гидроприводу по удельной массе и быстродействию.

Существенное преимущество электрическая система по отношению к гидравлической имеет в эксплуатационных затратах, органичном сочетании электроавтоматики и собственно привода.

Перспектива использования полностью электрической системы связана с применением нового типа высокоскоростного электропривода на базе вентильного двигателя с постоянными магнитами высокой энергии.

8.4.2. ЭЛЕКТРОТЕХНИЧЕСКИЕ СИСТЕМЫ КОСМИЧЕСКИХ АППАРАТОВ (КА)

Энергетические установки КА. Темпы освоения космического пространства в значительной степени определяются развитием автономных источников электропитания разнообразных космических аппаратов и в перспективе стационарных станций на поверхностях Луны, Марса и других планет [8.37–8.43].

Уровень требуемой электрической мощности непрерывно повышается и в ближайшее десятилетие может достигнуть нескольких мегаватт при длительности работы свыше 20 лет.

Жесткие специфические требования к космическим источникам питания: высокие удельные массогабаритные параметры, высокая надежность в условиях отсутствия (либо ограниченного) обслуживания, длительный ресурс работы, устойчивость к воздействию окружающей среды (вакуум, невесомость, радиационное излучение, температурные перепады), механическим стартовым и посадочным перегрузкам и другим факторам – накладывают жесткие ограничения на выбор первичного источника энергии.

В настоящее время в качестве таких источников используются солнечная, атомная (реакторы и радиоизотопные источники) и химическая энергия, преобразуемая безмашинным (прямым) способом в электрическую на основе фотоэлектрических, термоэлектрических, термоэмиссионных и электрохимических процессов, где одним из основных факторов оптимальности является КПД преобразования. В перспективе для достижения более высоких мощностей рассматриваются такие динамические системы, в которых солнечная энергия преобразуется в теплоту, используемую затем в паротурбинном и газотурбинном циклах для вращения турбоэлектрогенераторов.

На рис. 8.1 представлены ориентировочные области оптимального применения различных типов энергосистем в космических задачах в зависимости от уровня требуемой электрической мощности и ресурса работы.

Ядерные установки обеспечивают высокие мощности, но опасность аварийного радиационного загрязнения, уровень радиопомех и относительно большая стоимость в ряде случаев ограничивают возможность их широкого использования в космосе.

Радиоизотопные системы с термоэлектрическими преобразователями имеют относительно большой срок службы, но обладают невысоким КПД, что ухудшает их удельные массогабаритные характеристики. Такие системы также потенциально радиационно опасны.

Электрохимические генераторы (ЭХГ) представляют собой конструкцию из топливных элементов и системы автоматики, обеспечивающей стабильность температуры и давления подводимых реагентов водород‑кислород и удаление воды после реакции [8.49, 8.50].

^{Рис. 8.1. Области оптимального использования различных типов автономных источников тока}

^{1 – аккумуляторные батареи; 2 – солнечные батареи; 3 – электрохимические генераторы; 4 – ядерные реакторы; 5 – радио изотопные источники}

Теоретически КПД ЭХГ приближается к 100%. В США и России разработаны варианты таких космических генераторов на водороде и кислороде со щелочными и кислотными электролитами. В частности, энергообеспечение программы высадки человека на Луну осуществлялось на базе ЭХГ. В последующем при создании космических кораблей многоразового использования типа «Шатл» (США) и «Буран» (Россия) были созданы ЭХГ с более высокими удельными энергетическими параметрами, способные генерировать электрическую мощность до 40 кВт при удельной мощности порядка 70 Вт/кг. Достигнутый срок службы составлял более 5 тыс. ч.

Первый наш искусственный спутник Земли, запущенный в 1957 г., обеспечивался электроэнергией от химических источников тока – аккумуляторов серебряно‑цинковой системы, разработанных во Всесоюзном научно‑исследовательском институте источников тока (ВНИИТ), возглавляемом Н.С. Лидоренко.

Однако наиболее широкое применение в космических программах России, США и других стран в настоящее время получили системы на основе солнечных батарей (СБ) с фотоэлектрическим способом прямого преобразования в сочетании с энергоемкими аккумуляторами, допускающими значительное число разрядно‑зарядных циклов. Это связано с возможностью использования неиссякаемого солнечного излучения, в то время как в остальных системах источник первичной энергии в том или ином виде должен транспортироваться с Земли и в конечном счете расходуется полностью. Такая система энергопитания была впервые реализована в СССР (1969 г.) на третьем искусственном спутнике Земли. В дальнейшем такие крупнейшие космические проекты, как автоматические межпланетные станции к Венере, Марсу, комете Галлея, аппараты «Луноход», действующие на поверхности Луны, долговременные орбитальные станции «Салют» и «Мир», группы аппаратов космической связи и метрологии общим количеством более двух тысяч, обеспечивались энергопитанием от солнечных батарей в сочетании с соответствующими аккумуляторами.

Широкое внедрение СБ в космическую автономную энергетику потребовало решения ряда серьезных научно‑технических проблем [8.44–8.48].

Помимо чисто физической проблемы создания эффективного полупроводникового материала для солнечных элементов (СЭ) необходимо было разработать новые конструкционные материалы, такие как сверхтонкие стеклянные покрытия, оптически прозрачные полимерные материалы, материалы для несущей подложки, а также технологии их соединения.

Сложность решения проблемы обусловливалась весьма жесткими условиями длительной эксплуатации в открытом космосе. Кроме устойчивости к механическим воздействиям (ударным и вибрационным) на стадии запуска СБ должны были сохранять электрофизические параметры в условиях глубокого вакуума, при мощном радиационном облучении и резком термоциклировании. Впоследствии возникли проблемы с электризацией и наведенными потенциалами, экранизацией электромагнитного воздействия мощных батарей на аппаратуру космического корабля, а также защитой их от собственной атмосферы корабля (газов двигателей). Ряд требований носил противоречивый характер. Так, например, для достижения высокого КПД преобразования требовался кремний с низким удельным сопротивлением (порядка 10 Ом/см), в то время как для обеспечения радиационной стойкости оптимальным был высокоомный кремний (порядка 100 Ом/см); для защиты фотоэлементов и обеспечения минимальной массы требовалось сверхтонкое стеклянное оптически прозрачное покрытие, а для радиационной защиты – более толстое стекло, содержащее примеси тяжелых металлов.

Важнейшими этапами в развитии солнечной энергетики в последние годы являлись [8.41]:

1. Создание кремниевых СЭ, прозрачных в инфракрасной области спектра, что обеспечило понижение равновесной рабочей температуры СБ при их работе в космическом пространстве на 15–20 °С и соответственно повышение удельной мощности на 10%. Дополнительным преимуществом явилось снижение диапазона термоциклических нагрузок, которым подвергаются батареи при работе в космосе, что повысило их надежность и ресурс.

Прозрачные в инфракрасной области спектра СЭ на специальных каркасах успешно использовались на космических аппаратах серии «Космос». Полученная при этом весьма существенная для эксплуатации равновесная рабочая температура СЭ на уровне 48–52°С явилась значительным достижением в мировой практике.

2. Создание СЭ с двусторонней чувствительностью с целью использования отраженного от Земли излучения, особенно на низких орбитах.

Используя специальную полупроводниковую структуру (n⁺–p–p⁺) с нанесением на фронтальную и тыльную поверхности симметричных гребенчатых контактов, удалось получить высокую эффективность преобразования светового излучения, поступающего одновременно или попеременно на обе поверхности. По равновесной температуре преимущества двусторонних прозрачных для инфракрасного излучения элементов также сохраняются.

Эксплуатация таких элементов на низкоорбитальных станциях «Салют‑2» и «Салют‑5» (высота орбиты 350 км) показала, что имеется дополнительный прирост тока СБ на 17–20%. Двусторонняя СБ на аппарате «Космос‑1870», выведенном на орбиту в 1987 г., дала средний прирост на 12%.

При толщине двустороннего СЭ менее 150мкм возможно получение практически одинаковой чувствительности СЭ с обеих сторон. Учитывая среднее значение отраженного от Земли прямого солнечного излучения 28–34%, можно ожидать такого же уровня мощности солнечных панелей низкоорбитальных аппаратов, как у действующих на орбитах до 1500 км.

Указанные разработки были выполнены в России значительно раньше зарубежных и имеют широкие перспективы применения для космических аппаратов нового поколения.

3. Разработка СЭ и батарей на основе арсенида галлия, основные преимущества которых по сравнению с кремниевыми: большой начальный КПД (20%), вдвое меньшие потери при возрастании рабочей температуры, существенно большая радиационная стойкость и работоспособность

при температуре 150 °С. В совокупности эти факторы делают арсенид‑галлиевые солнечные панели предпочтительными для использования на КА для широкого класса орбит, особенно для аппаратов с большим сроком активного существования. Преимущества арсенид‑галлиевых панелей во многих случаях преобладают над их недостатками: большими по сравнению с кремнием удельной массе и начальной стоимостью. Привлекателен конечный выигрыш, который может получить потребитель по основным характеристикам, используя арсенид‑галлиевые панели в течение длительного срока на аппаратах различного назначения.

Впервые в мире солнечная панель из арсенид‑галлия площадью 1 м была разработана в Государственном научно‑производственном предприятии «Квант» (ГНПП «Квант») в 1967 г. и применена на КА при полете к планете Венера и обеспечила при температуре 120 °С заряд блока химических батарей спускаемого на поверхность планеты аппарата непосредственно перед началом спуска. В дальнейшем на все автоматические станции, направляемые к Венере, стали устанавливать панели из арсенида галлия. Существенным этапом в развитии работ по арсенид‑галлиевым солнечным панелям явилась разработка панели для автоматических самоходных аппаратов, действующих на поверхности Луны, «Луноход‑1» и «Луноход‑2» (1972 г.). Работая в экстремальных условиях на лунной поверхности при рабочих температурах до 150 °С в течение многих лунных суток, данная панель полностью удовлетворяла по энергетике программу исследований, при этом был получен наивысший результат того времени по удельной мощности 1000 Вт/м² при температуре 140–150 °С. Наиболее крупной разработкой в области арсенид‑галлиевых панелей является СБ для орбитальной станции «Мир». За 8 лет летных испытаний арсенид‑галлиевые панели, имевшие начальную выходную мощность 10 кВт, обнаружили высокую стабильность характеристик (суммарная средняя деградация не более 3,5% в год) в сложнейших условиях эксплуатации: при наличии существенных затенений, воздействии двигателей многочисленных стыкуемых аппаратов и собственной воздушной атмосферы станции.

4. Разработка тонкопленочной технологии СЭ на основе аморфного кремния, которые относятся к новому поколению панелей СБ для энергоснабжения космических аппаратов, действующих на различных орбитах. Основная цель – создание ультралегких панелей с максимальным отношением вырабатываемой мощности к массе, существенно превышающим достигнутые на сегодня или планируемые результаты на других типах СБ. Такие ультралегкие панели СБ можно будет применять для широкого класса орбит, в особенности в случаях, когда определяющей является стоимость запуска космического аппарата, в частности для геостационарных орбит. Другой важнейшей особенностью данного направления является возможность создания солнечных панелей рулонного типа, обладающих максимальной плотностью упаковки и наибольшим отношением вырабатываемой мощности к объему, занимаемому солнечными панелями. Эта особенность позволяет считать предполагаемый тип солнечных панелей перспективным также для низкоорбитальных полетов.

Наконец, в силу принципиальных особенностей технологии, в которой активная структура осаждается непосредственно на подложку из газовой фазы, открываются возможности организации полностью автоматизированного цикла, что, в свою очередь, приведет к снижению стоимости рулонных аморфнокремниевых батарей по сравнению с монокристаллическими аналогами.

Наибольших успехов в этой области добилась фирма ЕСД («Energy Conversion Di‑vices»), США, создавшая два завода по производству аморфных СБ (в первую очередь для наземного использования).

ГНПП «Квант» и фирма ЕСД учредили в 1990 г. совместное предприятие «Совлакс», особенностью продукции которого является использование впервые в мировой практике двух‑, трехпереходных каскадных структур СЭ, что создает предпосылки для получения максимального КПД и стабильности характеристик.

К числу перспективных направлений исследований по созданию новых СЭ следует отнести также работы по использованию в качестве фотоэлектрического материала фосфида индия. СЭ на этой основе работоспособны при температуре до 120°С и обладают приблизительно на 15.% большей радиационной стойкостью, чем арсенид‑галлиевые. Возникающие под действием радиации дефекты в объеме этого материала, снижающие значения генерируемого СЭ тока, относительно легко ликвидируются в процессе эксплуатации естественным образом под действием солнечной радиации при температуре 80–100 °С. В то время как организовать отжиг кремниевых или арсенид‑галлиевых батарей, для чего требуются температуры 450 и 250 °С соответственно, в процессе эксплуатации практически невозможно.

Таким образом, основными тенденциями в совершенствовании СЭ в настоящее время являются:

1) переход на тонкопленочные структуры на базе аморфного кремния, фосфида индия, гетероструктур на основе диселенидов индия и меди, поликристаллических пленок теллурида кадмия и др., чем достигается существенное улучшение массогабаритных параметров и повышение радиационной стойкости;

2) построение каскадных композиций, что позволяет избирательно и эффективно преобразовывать все участки солнечного спектра излучения, обеспечивая высокий результирующий КПД.

В частности, американская фирма «Spectrolab Inc.» разработала и установила на спутниках СБ мощностью 10 кВт, построенную на СЭ, с КПД 21,6%. Эти элементы имеют двухслойную структуру. Наружный слой состоит из фосфата галлия с индием, он преобразует коротковолновую часть спектра. Внутренний слой из арсенида галлия использует длинноволновую часть. Подложка элемента изготовлена из германия. К числу ведущих зарубежных фирм в области разработки новых солнечных элементов помимо упомянутой фирмы следует отнести «Sharp» (Япония), «Telefunken» (Германия).

Определенный интерес представляют разработки СБ с использованием концентраторов (параболических зеркал, линз Френеля, фоконов), увеличивающих степень концентрации в десятки раз. При этом достигается более эффективное использование фотоэлектрического материала. Однако возникают трудности с компоновкой батарей и с массогабаритными удельными характеристиками. Кроме того, при больших концентрациях во избежание перегрева элементов необходимо предусматривать эффективной отвод теплоты с помощью специальных устройств.

Крупномасштабное внедрение СБ в сочетании с накопителями энергии, начавшееся в 70‑е годы, потребовало разработки специальных серебряно‑цинковых аккумуляторов, способных работать в буферном режиме в существенно жестких условиях эксплуатации. Для обеспечения работоспособности их в циклическом режиме от 30 сут до года и больше были созданы новые сепарационные материалы и электролиты со специальными добавками.

В 80‑е годы при реализации программы спускаемых аппаратов «Венера» и «Союз» возникло дополнительное весьма жесткое требование – устойчивость буферных батарей при любой ориентации к удару. Решение этой задачи привело к существенному пересмотру всей конструкции буферных батарей и введению демпфирующих элементов.

Для обеспечения питания аппаратов типа «Союз» и серии «Космос» были созданы герметичные оснащенные специальными клапанами буферные батареи, способные функционировать в открытом космосе. Условия эксплуатации аппаратов типа «Марс» обусловили внесение в конструкцию батареи специальных газопоглощающих устройств, предотвращающих выделение водорода в окружающее пространство отсека.

Параллельно не прекращалось совершенствование серебряно‑цинковых аккумуляторов одноразового использования с целью повышения их удельных энергетических параметров и доведения срока их службы до максимального в автономном режиме без восполнения энергией от СБ.

Вслед за первым искусственным спутником Земли такие аккумуляторы применялись на аппаратах «Восток», «Восход», первых «Союзах», «Лунниках» и типа «Зонд». Аналогичные аккумуляторы использовались на американских космических аппаратах «Джемени», «Аполлон». Для ряда задач потребовалось создание принципиально новых сухозаряженных СЦ‑аккумуляторов (ряд аппаратов типа «Космос») с длительным сроком сохранности и относительно быстрым приведением в рабочее состояние.

Наиболее значительной работой в этом направлении явилось энергообеспечение космической системы «Энергия‑Буран», где требовалась рекордная для космических задач емкость до 130–140 А∙ч при удельной энергии до 150 Вт∙ч/кг. Такие аккумуляторы были созданы в ГНПП «Квант» и полностью обеспечили выполнение программы. В настоящее время за счет увеличения коэффициента использования активных масс, применения новых высокодисперсных серебряно‑цинковых структур, составов электролитов и сепарационных материалов ведутся исследования по доведению ресурса батарей до 1,5–2 лет при удельных параметрах 120–130 Вт∙ч/кг.

Для длительных космических программ продолжают использоваться герметичные никель‑кадмиевые аккумуляторы, имеющие более низкие удельные энергетические параметры (порядка 30 Вт∙ч/кг), но обеспечивающие большой срок службы (несколько лет) при числе циклов заряд‑разряд до 10 тыс. Меньшей цикличностью (до 2000) обладают серебряно‑кадмиевые аккумуляторы при удельной энергоемкости порядка

60 Вт∙ч/кг. Такие аккумуляторы применялись в долгосрочных российских космических программах «Венера», «Марс», «Молния», «Салют», а также американских «Маринер», «Пионер», «Эксплорер» и др.

Более широкие перспективы открываются при переходе на новые электрохимические системы, такие как никель‑водород и никель‑металлгидрид, где ожидается доведение ресурса до 7–10 лет. Никель‑водородные аккумуляторы прошли успешные летные испытания на аппаратах «Радуга» и «Горизонт» со сроком службы до 5 лет [8.41, 8.51, 8.52].

Головной организацией по разработке космической солнечной фотоэнергетики в России является ГНПП «Квант», сотрудники которого Н.С. Лидоренко, А.П. Ландсман, М.Б. Каган, В.А. Летин, Г.З. Казакевич и др. внесли существенный вклад в становление и развитие этого направления.

В создании научных основ фотопреобразования значительная роль принадлежит Ж.И. Алферову, B.C. Вавилову, В.К. Субашеву и другим сотрудникам Физико‑технического института им. А.Ф. Иоффе, Физического института им. П.Н. Лебедева, Института химической физики и ряда смежных организаций.

Среди многочисленных зарубежных фирм, занятых разработкой систем энергопитания космических аппаратов на базе СБ, следует отметить: «Boing», «Lolar Space Systems», «Fokker Space and Systems», «The Aerospace Corporation», «TWR» (США); «Mitsubishi Corporation Spacecraft» (Япония) и др.

Крупным шагом в освоении космического пространства является создание международной космической станции «Альфа». На первом этапе будет осуществлен запуск функционального грузового блока и сервисного модуля с энергопитанием от солнечных панелей площадью около 60 (8 кВт) и 75 м (10 кВт) соответственно. В дальнейшем на научно‑энергетической платформе размеры СБ составят 320 м (43 кВт).

При всех достоинствах СБ, как источников энергопитания в космосе (высокая надежность, отсутствие движущихся частей, простота теплоотвода, радиационная безопасность), нельзя не отметить ряд недостатков. Имея большую площадь, СБ являются источником дополнительного аэродинамического торможения, существенного на низких орбитах, и обусловливают инерционность космического аппарата, снижая его маневренность.

Наряду с основными энергетическими блоками в космической технике находят широкое применение также одноразовые химические источники тока: литиевые, ртутно‑цинковые и тепловые для энергопитания различных вспомогательных устройств и систем непродолжительного действия [8.41, 8.51–8.53].

Рассматривая систему электрообеспечения космических аппаратов, следует упомянуть также весьма важное функциональное звено, обеспечивающее эффективное использование электроэнергии на борту. Это экономичные электронные регуляторы и стабилизаторы, позволяющие оптимально согласовывать выходные характеристики СБ, аккумуляторов и нагрузки; производить восстановительные циклы аккумуляторных батарей, а также осуществлять диагностику всех составных частей системы энергопитания. В частности, НПО «Полюс» (Томск) при участии ГНПП «Квант» разработаны соответствующие электротехнические устройства мощностью от сотен ватт до десятков киловатт, обеспечивающие требуемое преобразование электроэнергии с КПД более 92%.

Работы по одному из новейших направлений энергетики – ядерной энергетике для применения в космическом пространстве были начаты почти одновременно в СССР и США в конце 50‑х – начале 60‑х годов еще на начальном этапе исследования и освоения космического пространства. В нашей стране непосредственным побудительным мотивом разработки космических ядерных энергетических установок (ЯЭУ) послужила необходимость обеспечить КА систем военной разведки достаточно мощными и ресурсоспособными (с выходной электрической мощностью порядка нескольких киловатт и ресурсом работы не менее нескольких месяцев) бортовыми энергетическими установками. При выборе источников энергопитания для КА энергоемкость и компактность ядерных (реакторных) источников энергии сыграли определяющую роль. Проведенные в последующие годы научно‑исследовательские и опытно‑конструкторские работы по реакторным ЯЭУ космического назначения позволили более точно сформулировать преимущества наиболее перспективных типов ЯЭУ в сравнении с солнечными энергетическими установками: лучшие массогабаритные характеристики; отсутствие зависимости генерируемой мощности от положения КА по отношению к Солнцу; возможность работы на форсированных режимах при электрической мощности в 2–2,5 раза больше номинальной при слабой зависимости массы ЯЭУ от уровня форсирования, что имеет первостепенное значение при выборе источников энергоснабжения для космических средств межорбитальной транспортировки полезной нагрузки.

На начальной стадии разработки космических ЯЭУ рассматривались реакторные ЯЭУ как с динамическими (паро‑ и газотурбинными), так и с безмашинными (термоэлектрическими, термоэмиссионными) системами преобразования тепловой энергии, генерируемой в ядерном реакторе ЯЭУ, в электрическую энергию. В конечном итоге для конкретных условий использования КА была реализована схема ЯЭУ с термоэлектрическим преобразованием. Первые орбитальные испытания разработанной в нашей стране космической ЯЭУ такого типа массой около 1000 кг с быстрым реактором и термоэлектрическим генератором электрической мощностью около 3 кВт были проведены в конце 60‑х годов. ЯЭУ этого типа затем использовались в качестве бортового источника энергии на спутниках серии «Космос» (получивших на Западе обозначение RORSAT). Всего за два десятилетия на орбиту было запущено свыше 30 ЯЭУ трех модификаций.

Важнейшим этапом последующего развития отечественной космической ядерной энергетики была разработка ЯЭУ типа «Топаз» с термоэмиссионным реактором‑преобразователем (РП), открывшая возможность кардинального повышения электрической мощности и ресурса ядерных бортовых источников энергии. Создание космических ЯЭУ на основе термоэмиссионного РП, объединяющего функции ядерного реактора и генератора электрической энергии в пределах единой конструкции, представляло собой несравненно более сложную научно‑техническую задачу, чем реализация электрической системы с раздельными реактором и генератором.

Итогом работ, выполненных по программе создания термоэмиссионной ЯЭУ «Топаз» первого поколения, были орбитальные испытания двух летных образцов ЯЭУ. Испытанная в космическом пространстве ЯЭУ «Топаз» с РП на промежуточных нейтронах имела полезную электрическую мощность около 6 кВт при напряжении постоянного тока на зажимах РП 32 В, длину 4,7 м при максимальном диаметре 1,3 м, массу (без пусковых аккумуляторных батарей) 1200 кг. Первый в мире космический запуск термоэмиссионной ЯЭУ состоялся в феврале 1987 г. («Космос 1818»), второй в июле 1987 г. («Космос 1867»). В этих орбитальных испытаниях был достигнут годовой ресурс работы реакторной ЯЭУ в условиях космического пространства – мировой рекорд, не превзойденный до настоящего времени. Единственная зарубежная реакторная ЯЭУ, запущенная в космическое пространство в 1965 г. (ЯЭУ SNAP‑10A с термоэлектрическим преобразованием энергии, США), отработала на орбите 43 сут при существенно меньшей, чем у ЯЭУ «Топаз», номинальной электрической мощности (около 500 Вт). Если суммарная мощность электроэнергии ЯЭУ SNAP‑10A за время функционирования на орбите составила около 500 кВт, то первая и вторая ЯЭУ «Топаз» выработали около 20 и 50 тыс. кВт соответственно, т.е. в 40–100 раз больше.

Эти итоги свидетельствуют о том, что космическая ядерная энергетика оформилась в России как самостоятельная отрасль атомной энергетики. В стране создана кооперация предприятий и соответствующая организационная и промышленная инфраструктура, обеспечивающие весь цикл изготовления, отработки, испытаний и запуска ЯЭУ в составе КА. Успехи, достигнутые этой кооперацией в.области создания космических ЯЭУ, до настоящего времени не превзойдены специалистами других стран; по оценкам иностранных специалистов опережение Россией других стран, работающих в этой области (США, Франция), составляет около 10 лет. Свидетельством этого признания является получение русскими учеными Г.М. Грязновым и В.Я. Пупко в 1994 г. на ежегодной конференции по космической ядерной энергетике в г. Альбукерке (США) памятного знака «За феноменальные достижения в области космической ядерной энергетики».

В последние годы усилия российских разработчиков были ориентированы главным образом на разработку проектов термоэмиссионных ЯЭУ типа «Топаз» второго поколения. В процессе выполнения программы работ по космическим термоэмиссионным ЯЭУ этого типа выявились такие возможности разработанной схемы термоэмиссионных ЯЭУ, которые позволяют рассматривать ЯЭУ типа «Топаз» второго поколения как базу для последующего развития ЯЭУ космического назначения, отвечающих перспективным энергетическим потребностям космической техники.

Перечень возможных применений ЯЭУ на КА ближайшего будущего включает целый ряд задач, основными из которых являются развитие глобальной спутниковой связи, экологический мониторинг, космическое производство материалов, межорбитальная транспортировка грузов, полеты к кометам и астероидам и т.д. В качестве примера использования ЯЭУ в составе КА подобного назначения и обеспечиваемых ими возможностей может быть приведена прорабатываемая в настоящее время глобальная спутниковая система связи и вещания «Космическая звезда». Эта система предполагает размещение на геостационарной орбите орбитальных групп из нескольких информационных КА, оснащенных рядом ретрансляторов с энергопотреблением 15–30 кВт. Термоэмиссионная ЯЭУ «Топаз старт» как бортовой источник энергии в этой системе, превышающий по мощности возможности солнечных батарей, в сочетании с перспективными решениями в построении радиотехнического комплекса космического сегмента позволяют создать систему, которая обеспечит в глобальных масштабах максимальные услуги для потребителя. Система предусматривает предоставление услуг фиксированной и подвижной системы связи, экологического мониторинга среды, информации о стихийных бедствиях и крупных авариях, контроль за посевами и лесными массивами, телевизионного (в том числе высокой четкости) и звукового вещания. Она позволит осуществлять контроль и наблюдение за протяженными топливопроводами, перемещающимися транспортными средствами, перевозками грузов; обмен компьютерными программами на региональном и континентальном уровнях, а также передачу любых видов информации в реальном масштабе времени. Возможна организация связи в глобальной зоне по принципу «каждый с каждым» независимо от места нахождения абонента как без выхода, так и с выходом в наземные сети общего пользования. Ожидается, что затраты на разработку системы окупятся за 2–2,5 года, при этом тарифы на предполагаемые услуги не превышают принятых тарифов эксплуатируемых в мире систем.

Другим примером являются транспортные космические задачи, которые могут решаться с помощью ЯЭУ и электрореактивных двигательных установок (ЭРДУ). Такие задачи включают межорбитальную транспортировку КА; траление и удаление выработавших свой ресурс или аварийных КА и их фрагментов с рабочих орбит; исследование малых космических тел (комет и астероидов) в режиме длительного сопровождения этих тел автоматическими К А; полеты к Луне с переходом на орбиту спутника Луны и зондированием ее поверхности. При межорбитальной транспортировке грузов наиболее перспективным представляется совместное использование термоэмиссионных ЯЭУ второго поколения и ЭРДУ с высоким удельным импульсом, позволяющим во много раз снизить необходимые запасы топлива для целей самовыведения КА с низкой опорной на высокую рабочую орбиту.

Приведенные примеры показывают, что термоэмиссионные ЯЭУ имеют значительные перспективы применения в космической технике будущего и достаточно высокий коммерческий потенциал.

Аппараты оперативного наблюдения и дистанционного зондирования Земли. Головной организацией в СССР, а затем в России по разработке и изготовлению электротехнических систем искусственных спутников Земли, созданию, обеспечению пусков и эксплуатации КА для оперативного метеорологического, экологического и гелиогеофизического мониторинга, изучения природных ресурсов Земли и контроля чрезвычайных ситуаций является Научно‑производственное предприятие Всероссийский НИИ электромеханики (НПП «ВНИИЭМ»). Он основан в сентябре 1941 г. академиком А.Г. Иосифьяном. В годы войны основной продукцией являлись источники электропитания для различных радиостанций, передвижных электростанций и др. В конце 40‑х годов институт разрабатывает и выпускает бортовое оборудование для первых отечественных ракет (электрические машины, коммутационную аппаратуру, электрические преобразователи), что определило его дальнейшие работы по космической технике [8.54–8.57].

Первая межконтинентальная баллистическая ракета Р‑7, созданная под руководством СП. Королева, с помощью которой запускались первые спутники и станция «Восток», была оснащена электрооборудованием, созданным во ВНИИЭМ. Эта работа была достойно отмечена, и свой первый орден – Трудового Красного Знамени – институт получил в 1961 г. после полета Ю.А. Гагарина, а главный конструктор А.Г. Иосифьян был удостоен звания Героя Социалистического Труда.

Первый запуск в 1963 г. созданной в институте космической электротехнической лаборатории «Омега» («Космос‑14») определил направление деятельности на многие годы.

Институт под руководством его директоров А.Г. Иосифьяна, Н.Н. Шереметьевского, В.И. Адасько, С.А. Стомы последовательно наращивает потенциал головной организации по созданию среднеорбитальных космических аппаратов серий «Метеор», «Метеор‑Природа», «Ресурс‑О» и высокоорбитального, геостационарного КА «Электро», электромеханических устройств для КА других организаций. Одновременно институт участвует в реализации крупных государственных космических программ и международных проектов (орбитальные станции «Салют», «Алмаз», «Мир», «Альфа», ракеты тяжелого класса «Протон» и др.).

Для обеспечения функционирования космических аппаратов в НПП «ВНИИЭМ» разработаны изделия и системы с уникальными характеристиками:

1) силовой гироскоп – гиродин. Двенадцать гиродинов установлены на орбитальной станции «Мир»; быстроходный ротор массой 40 кг вращается с 10 000 об/мин в магнитных подшипниках, что обеспечивает срок службы в вакууме десятки тысяч часов в настоящее время; наработка составляет более 65 тыс. ч;

2) двухкоординатный электропривод сканирующего зеркала, применяется для телевизионной аппаратуры искусственных спутников Земли и обеспечивает получение качественных изображений облачного покрова, земной и водной поверхностей; управление движением сканирующего зеркала обеспечивается с погрешностью, значение которой близко к разрешающей способности интерферометрического измерителя перемещений;

3) шаровой двигатель‑маховик с магнитным подвесом, разработанный для космической станции «Алмаз», используется в качестве электромеханического исполнительного органа системы, ее ориентации и стабилизации;

4) бесщеточные двигатели постоянного тока, работающие в течение десятков тысяч часов в агрессивных средах и вакууме; они установлены в системах терморегулирования, жизнеобеспечения и других системах КА и космических кораблей; на станции «Мир» работает более 100 таких двигателей.

Кроме названного оборудования в НПП «ВНИИЭМ» созданы и другие уникальные приборы, в частности: приводы систем ориентации солнечных батарей, построители местной вертикали, электрореактивные двигатели малой тяги, статические преобразователи повышенной частоты систем электропитания, бортовые криогенные системы радиационного типа, электроприводы информационно‑измерительной аппаратуры КА и др.

Одним из важнейших направлений деятельности НПП «ВНИИЭМ», которое развивается с 60‑х годов, является создание автоматических КА оперативного наблюдения и дистанционного зондирования Земли.

Работа велась по трем основным направлениям:

создание государственной метеорологической космической системы с использование КА «Метеор», «Метеор‑2» (главный конструктор А.Г. Иосифьян) и «Метеор‑3» (главный конструктор В.И. Адасько);

создание космических комплексов для оперативного природно‑ресурсного и экологического наблюдения «Метеор‑Природа» и «Ресурс‑О» (главный конструктор Ю.В. Трифонов);

создание высокоорбитальных геостационарных К А «Электро‑1» (главный конструктор Ю.В. Трифонов);

создание единой оперативной системы глобального экологического и геогелиофизического мониторинга из космоса, космические аппараты нижнего и верхнего ярусов которой функционируют соответственно на солнечно‑ и геосинхронных орбитах на основе средне‑ и высокоорбитальных многоцелевых космических платформ (главный конструктор Ю.В. Трифонов).

В 80–90‑е годы в институте были созданы новые космические аппараты оперативного наблюдения и дистанционного зондирования Земли – геостационарный метеорологический КА «Электро‑1» и среднеорбитальные КА на солнечно‑синхронных орбитах «Метеор‑Природа» № 3–4 и 2–4 и «Ресурс‑01» № 1–4, а также комплексы уникального электрооборудования для КА.

31 октября и 4 ноября 1994 г. с космодрома Байконур были осуществлены запуски космических аппаратов «Электро‑1» №1 и «Ресурс‑01» № 3. Начался очередной этап развертывания российской двухъярусной системы оперативного обзорного наблюдения «Планета‑О» в интересах народного хозяйства, обороны страны и международного сотрудничества.

Метеорологический геостационарный космический аппарат «Электро‑1» № 1, получивший международное наименование GOMS, выведен ракетой‑носителем «Протон» с разгонным блоком в точку 90° восточной долготы и с помощью бортовой корректирующей двигательной установки переведен в заданный рабочий диапазон 76±0,5° восточной долготы. Космический аппарат природоресурсного и экологического мониторинга «Ресурс‑01» № 3 выведен ракетой‑носителем «Зенит» на солнечно‑синхронную, широтно‑стабилизированную по высоте и местному времени орбиту в диапазон высот 663–690 км.

Накопленный четырехлетний опыт летных испытаний и эксплуатации космических систем GOMS и «Ресурс‑О» с КА «Электро‑1» № 1 и «Ресурс‑01» № 3 показал, что бортовые и наземные комплексы и КА в целом спроектированы, разработаны, изготовлены и отрабатываются с учетом самых современных требований по надежности и длительности гарантированного ресурса; космические системы уже в ходе летно‑космических испытаний способны обеспечить потребности многочисленных отечественных и зарубежных потребителей оперативной гидрометеорологической и природоресурсной информацией.

Первый российский геостационарный (высота орбиты 36 тыс. км) гидрометеорологический космический аппарат «Электро» вошел в систему гидрометеоспутников наряду с космическими аппаратами США, Японии, Европейского космического агентства. Каждые 2–3 ч от этого КА получается и рассылается через Всемирную метеорологическую службу информация о состоянии погоды на большей части восточного полушария, каждый час – гелиогеофизическая информация о радиационной и магнитной обстановке в космосе. Информация оперативного наблюдения и контроля состояния окружающей среды с космического аппарата «Ресурс‑01», находящегося на солнечно‑синхронной орбите со средней высотой 675 км, широко применяется в регионах России, а также принимается и обрабатывается в Швеции в интересах многих фирм и организаций Европы.

10 июля 1998 г. ракетой‑носителем «Зенит» в новый высотный диапазон 818–846 км был выведен четвертый КА серии «Ресурс‑01». Кроме традиционного природоресурсного комплекса в его составе имеется аппаратура для проведения радиационно‑метрических, гелиогеофизических, а также метеорологических измерений.

В области международного сотрудничества НПП «ВНИИЭМ» имеет установившиеся научно‑технические связи со многими организациями, в том числе с фирмами CNES (Франция), INEN (Италия), «ОНВ system» (Германия), «Technion» (Израиль), «Suparco» (Пакистан) по установке научной аппаратуры и ее сопровождению со служебными системами на космических аппаратах «Ресурс‑01».