Патенты автора Черная Мария Михайловна (RU)
Изобретение относится к области электротехники и может быть использовано при проектировании и создании энергопреобразующей аппаратуры для систем электропитания от аккумуляторной батареи, в том числе систем электропитания космических аппаратов. Техническим результатом изобретения является уменьшение статических потерь в транзисторах и мощности реактивных элементов преобразователя. Согласно изобретению вольтодобавочное зарядно-разрядное устройство аккумуляторной батареи содержит аккумуляторную батарею, устройство контроля степени заряженности аккумуляторной батареи, датчик тока аккумуляторной батареи и датчик тока нагрузки, инвертор напряжения, выполненный по мостовой схеме с входным С-фильтром, трансформатор с первичной и вторичной обмотками, систему управления, дополнительный транзистор, дополнительный диод, активный выпрямитель, выполненный по мостовой схеме, выходной Г-образный LC-фильтр и нагрузку. 3 ил.
СИСТЕМА ЭЛЕКТРОПИТАНИЯ КОСМИЧЕСКОГО АППАРАТА // 2653704
Использование: в области электротехники. Технический результат - исключение возможности возникновения электростатических разрядов между цепочками фотодиодов солнечной батареи, уменьшение напряжения на вторичных обмотках трансформаторов и уменьшение габаритной мощности силовых элементов энергопреобразующих устройств, а также минимизация массогабаритных параметров системы электропитания автоматического космического аппарата в целом. Система электропитания космического аппарата содержит солнечную батарею, аккумуляторную батарею, регулятор напряжения и разрядное устройство, выполненные в виде мостовых управляемых инверторов тока с входными L-фильтрами, выпрямитель, реверсивный выпрямитель, два отдельных согласующих трансформатора, систему управления с экстремальным регулятором мощности, устройство контроля степени заряженности АБ, датчик тока и нагрузку. Солнечная батарея подключена к регулятору напряжения, выход которого соединен с первичной обмоткой первого трансформатора. Аккумуляторная батарея подключена к разрядному устройству, выход которого соединен с первичной обмоткой второго трансформатора, а также к устройству контроля степени заряженности аккумуляторной батареи. Вторичные обмотки первого трансформатора соединены последовательно, как и вторичные обмотки второго трансформатора. Трансформаторы предназначены как для согласования значения питающего напряжения и напряжения на нагрузке, так и для создания средних точек выпрямителя и реверсивного выпрямителя, соединенных между собой и служащих одним из полюсов напряжения на нагрузке. Второй полюс напряжения на нагрузке соединен со второй выходной шиной выпрямителя и реверсивного выпрямителя. В схеме реализовано суммирование выходных токов первичных источников энергии. Аналогичным образом могут быть сформированы другие каналы питания нагрузок с любым номиналом напряжения. Управляющие импульсы транзисторов инверторов регулятора напряжения, разрядного устройства и реверсивного выпрямителя формирует система управления, с которой соединены датчик тока, устройство контроля степени заряженности аккумуляторной батареи и измерительные обмотки трансформаторов. 1 ил.
СИСТЕМА ЭЛЕКТРОПИТАНИЯ КОСМИЧЕСКОГО АППАРАТА // 2650875
Изобретение относится к области преобразовательной техники, в частности к бортовым системам электропитания (СЭП) космических аппаратов (КА), и может быть использовано при проектировании и создании систем электропитания автоматических космических аппаратов на основе солнечных и аккумуляторных батарей (БС и АБ). Согласно изобретению система электропитания космического аппарата содержит солнечную и аккумуляторную батареи, два транзистора, образующих двунаправленный ключ, другие два транзистора, четыре резистора, систему управления, три диода, дроссель, конденсатор, зарядное устройство и нагрузку. Техническим результатом изобретения является улучшение удельных габаритно-массовых характеристик энергопреобразующего модуля СЭП КА за счет энергопитания нагрузки от двух источников энергии (БС и АБ) одним энергопреобразующим модулем, схемотехнически объединяющим стабилизатор напряжения и разрядное устройство и реализующим их функции. 2 ил.
Использование: в области электротехники при проектировании и создании систем электропитания автоматических космических аппаратов. Техническим результатом изобретения является повышение надежности системы электропитания космического аппарата (КА). Система электропитания КА содержит солнечную и аккумуляторную батареи, входной дроссель L, регулятор напряжения, выполненный в виде мостового инвертора на транзисторах, разрядное устройство, зарядное устройство, выполненное в виде мостового инвертора на транзисторах, первый трансформатор с первичной и вторичной обмотками, второй трансформатор с первичной и вторичной обмотками, первый выпрямитель, второй выпрямитель, систему управления с экстремальным регулятором мощности солнечных батарей, устройство контроля степени заряженности аккумуляторной батареи, датчик тока, нагрузку и ключ. 2 ил.
ВЫСОКОВОЛЬТНАЯ СИСТЕМА ЭЛЕКТРОПИТАНИЯ КОСМИЧЕСКОГО АППАРАТА С ИНДУКТИВНО-ЕМКОСТНЫМ ПРЕОБРАЗОВАТЕЛЕМ // 2634612
Изобретение относится к области преобразовательной техники, в частности к бортовым системам электропитания космических аппаратов, и может быть использовано при проектировании и создании систем электропитания автоматических космических аппаратов на основе солнечных и аккумуляторных батарей (СБ и АБ). Согласно изобретению система электропитания космического аппарата содержит солнечную батарею, аккумуляторную батарею, регулятор напряжения и разрядное устройство, выполненные в виде мостовых инверторов напряжения с входными емкостными С1- и С2-фильтрами, активный выпрямитель с выходным емкостным С3-фильтром, два трансформатора, резонансный параллельно-последовательный контур, систему управления, датчик тока и нагрузку. Отличительной особенностью системы является способ подключения вторичных обмоток трансформаторов с параллельно-последовательным парциальным резонансным контуром, образованным двумя парциальными контурами, последовательным и параллельным, каждый из которых состоит из дросселя и конденсатора. При этом параллельно-последовательный парциальный резонансный контур обеспечивает согласование солнечной батареи, являющейся источником тока, и аккумуляторной батареи, являющейся источником напряжения. В системе реализовано частотное и широтно-импульсное регулирование напряжения инверторов. Техническим результатом изобретения является повышение энергетической эффективности высоковольтной системы электропитания космического аппарата за счет реализации «мягкой» коммутации транзисторов в резонансном режиме работы преобразователей и исключение возможности возникновения электростатических разрядов между цепочками фотодиодов СБ за счет работы преобразователя на токовой ветви ВАХ СБ. 7 ил.
Изобретение относится к области электротехники и может быть использовано при разработке и создании систем электропитания космических аппаратов с использованием солнечных (СБ) и аккумуляторных (АБ) батарей. Согласно изобретению система электропитания космического аппарата с регулированием мощности солнечной батареи инверторно-трансформаторным преобразователем содержит солнечную батарею, датчик тока, систему управления с экстремальным шаговым регулятором мощности СБ, регулятор напряжения, выполненный в виде мостового инвертора с входным L-фильтром, трансформатор с первичной и вторичной обмотками, выпрямитель, зарядное устройство, устройство контроля степени заряженности АБ, аккумуляторную батарею, разрядное устройство и нагрузку. Техническим результатом изобретения является исключение возможности возникновения электростатических разрядов между цепочками фотодиодов солнечной батареи и элементами токосъема при условии обеспечения простоты согласования уровней напряжения источников энергии (солнечной и аккумуляторной батарей) и нагрузки с учетом реализации режима экстремального регулирования мощности СБ, а также обеспечение уменьшения габаритной мощности силовых элементов. 4 ил.
СИСТЕМА ЭЛЕКТРОПИТАНИЯ КОСМИЧЕСКОГО АППАРАТА // 2613660
Изобретение относится к области преобразовательной техники, в частности к бортовым системам электропитания космических аппаратов, и может быть использовано при проектировании и создании систем электропитания автоматических космических аппаратов на основе солнечных и аккумуляторных батарей. Согласно изобретению система электропитания космического аппарата содержит солнечную батарею, аккумуляторную батарею, стабилизатор напряжения и зарядное устройство, которые выполнены в виде мостовых управляемых инверторов, разрядное устройство, два отдельных согласующих трансформатора, два выпрямителя, систему управления с экстремальным регулированием мощности, устройство контроля степени заряженности аккумуляторной батареи, датчик тока, нагрузку. Техническим результатом изобретения является повышение энергетической эффективности системы электропитания космического аппарата за счет реализации экстремального регулирования мощности солнечных батарей как в режиме заряда АБ, так и в режиме совместного питания бортовой нагрузки от СБ и АБ, возможность применения солнечной батареи с напряжением рабочей точки как выше, так и ниже стабилизируемого выходного напряжения шины питания нагрузки, возможность применения аккумуляторной батареи с любым номиналом напряжения ниже выходного стабилизируемого напряжения питания нагрузки, а также простое согласование напряжений СБ, АБ и нагрузки, обеспечивающее невозможность превышения напряжения холостого хода солнечной батареи более 170 В, что исключает возможность электростатических разрядов между цепочками фотодиодов СБ или элементами токосъема. 2 ил.
Изобретение относится к области космической энергетики. Система состоит из солнечной батареи (СБ), подключенной шинами к регулятору напряжения, причем в плюсовой шине установлен датчик тока, трансформатора, первичная обмотка которого соединена с регулятором напряжения, построенным по мостовой схеме инвертора, выпрямителя, аккумуляторной батареи (АБ) с устройством контроля заряженности, нагрузки, зарядного и разрядного устройств, при этом она содержит систему управления с экстремальным шаговым регулятором мощности СБ, которая соединена измерительным входом с выходом датчика тока, а другими измерительными входами - с шинами СБ и нагрузки с возможностью управления транзисторами регулятора напряжения с входным C-фильтром, причем вторичная обмотка трансформатора соединена с входами выпрямителя, содержащего выходной LC-фильтр, один из силовых выходов которого соединен с входом зарядного устройства, выходом разрядного устройства и входом нагрузки, выход зарядного устройства соединен со входом разрядного устройства и одной из клемм АБ, второй выход выпрямителя соединен с другой клеммой АБ и выходом нагрузки, а измерительные выходы АБ соединены с измерительными входами устройства контроля заряженности АБ. Технический результат - повышение энергетической эффективности системы за счет реализации экстремального регулирования мощности СБ как в режиме заряда АБ, так и в режиме совместного питания от СБ и АБ, а также возможность использования СБ с рабочим напряжением как выше, так и ниже напряжения на АБ и на нагрузке. 3 ил.
Изобретение относится к преобразовательной технике, в частности к бортовым системам электропитания космических аппаратов, и может быть использовано в системе питания автоматических космических аппаратов на основе солнечных и аккумуляторных батарей. Система электропитания содержит солнечную батарею(СБ), аккумуляторную батарею (АБ), регулятор напряжения и разрядное устройство, которые выполнены в виде мостовых инверторов. Зарядное устройство, два отдельных согласующих трансформатора, систему управления с экстремальным регулированием мощности, нагрузку с различными номиналами питающего напряжения. СБ подключена к регулятору напряжения, выход которого соединен с первичной обмоткой первого трансформатора. АБ подключена к разрядному устройству, выход которого соединен с первичной обмоткой второго трансформатора и к зарядному устройству, вход которого соединен с вторичной обмоткой первого трансформатора. Вторичные обмотки первого и второго трансформаторов соединены последовательно и через выпрямитель питают нагрузку. Технический результат - повышение энергетической эффективности за счет реализации экстремального регулирования мощности как в режиме заряда АБ, так и в режиме совместного питания бортовой нагрузки от СБ и АБ. 3 ил.
