Патенты автора Рясной Николай Владимирович (RU)
Использование: в области электротехники. Технический результат - повышение надежности и живучести функционирования системы электропитания (СЭП). Способ управления системой электропитания космического аппарата (КА) повышенной живучести, содержащей фотоэлектрическую батарею (БФ), n аккумуляторных батарей (АБ) и по n зарядных и разрядных устройств, заключается в том, что управляют зарядными и разрядными устройствами в зависимости от освещенности БФ, степени заряженности всех АБ, входного и выходного напряжения СЭП; вводят запрет на работу соответствующего зарядного устройства при достижении максимального уровня заряженности данной АБ и снимают этот запрет при снижении уровня заряженности данной АБ; вводят запрет на работу соответствующего разрядного устройства при достижении установленного минимального уровня заряженности данной АБ и снимают этот запрет при повышении уровня заряженности данной АБ; формируют управляющий сигнал в бортовой комплекс управления КА для отключения части бортовой аппаратуры при аварийном разряде нескольких m (m≤n) АБ до минимального уровня заряженности; запрещают работу всех разрядных устройств, если выходное напряжение СЭП снижается до заданного порогового значения; производят сброс запоминания управляющего сигнала по запрету всех разрядных устройств после заряда всех АБ до заданного уровня заряженности. При этом для связи с бортовой вычислительной системой (БВС), осуществляемой по дублированному магистральному последовательному интерфейсу (мультиплексному каналу обмена), в качестве устройства интерфейса используют оконечное устройство (ОУ) с контроллером. Каждое зарядно-разрядное устройство (ЗРУm) оснащают основным (ОУi-m) и резервным (ОУj-m) оконечными устройствами. С заданной периодичностью опрашивают параметры (массивы) СЭП и идентифицируют отказ (работоспособность) каждого ОУi-m. В качестве критерия отказа ОУ принимают факт появления ошибки обмена. После идентификации отказа ОУi-m в каком-либо ЗРУm программно перезагружают ОУi-m, при этом перезагрузку ОУ выполняют путем перехода на резервное ОУj-m с последующим возвратом на основное ОУi-m. Повторяют последовательность данных операций, в случае парирования отказа ОУi-m обмен продолжают с использованием ОУi-m, в случае повторной идентификации отказа ОУi-m осуществляют программно переход на резервное оконечное устройство ОУj-m, используя соответствующую КУ, последовательность функционирования ОУj-m выбирают аналогичной последовательности функционирования ОУi-m, возврат с ОУj-m на ОУi-m при необходимости выполняют по разовой команде с наземного комплекса управления. 2 ил.
Использование: в области электротехники. Технический результат - повышение надежности и живучести систем электропитания и уменьшение вероятности возникновения аварийных ситуаций. Согласно способу управления системой электропитания космического аппарата (КА), содержащей фотоэлектрическую батарею, и n АБ, стабилизатор напряжения, и по n зарядных и разрядных устройств, управляют стабилизатором напряжения, зарядными и разрядными устройствами в зависимости от входного и выходного напряжений СЭП; контролируют степень заряженности АБ; вводят запрет на работу соответствующего зарядного устройства при достижении максимального уровня заряженности данной АБ и снимают этот запрет при снижении уровня заряженности; вводят запрет на работу соответствующего разрядного устройства при достижении установленного минимального уровня заряженности данной АБ и снимают этот запрет при повышении уровня заряженности данной АБ; контролируют выходное напряжение с помощью порогового датчика. При аварийном разряде нескольких m (m≤n) АБ до минимального уровня заряженности формируют управляющий сигнал в бортовой комплекс управления КА для отключения части бортовой аппаратуры и запоминают его; при аварийном разряде всех n работающих АБ до минимального уровня заряженности снимают запрет на работу всех разрядных устройств; в случае если после запоминания управляющего сигнала выходное напряжение СЭП снижается до заданного порогового значения, запрещают работу всех разрядных устройств; после восстановления ориентации батареи фотоэлектрической (БФ) на Солнце производят питание оставшейся включенной части бортовой нагрузки от БФ; сброс запоминания управляющего сигнала производят после заряда всех АБ или по внешней разовой команде, в качестве параметра для оценки состояния аккумуляторных батарей выбирают напряжение аккумулятора или группы включенных между собой параллельно аккумуляторов; для управления режимами функционирования АБ формируют соответствующие управляющие сигналы, отличающиеся между собой по величине порогового напряжения аккумулятора или группы аккумуляторов; отключение АБ от заряда выполняют ступенчато; введение и снятие запрета на работу соответствующего зарядного устройства осуществляют соответственно при превышении температуры в какой-либо АБ максимально допустимого уровня и снимают при снижении температуры до заданного уровня; введение и снятие запрета на работу соответствующего зарядного устройства осуществляют в зависимости от температуры АБ; контроль глубины разряда каждой АБ осуществляют с помощью счетчиков ампер-часов (САЧ), включенных в разрядно-зарядные цепи каждой из n АБ; при этом показания САЧ со всех n АБ суммируют и определяют интегральную глубину разряда; в случае достижения интегральной глубины разряда пороговых значений формируют соответствующие команды управления для изменения режима функционирования КА. 3 ил.
Изобретение относится к способу эксплуатации никель-водородных аккумуляторных батарей (АБ) в автономных системах электропитания (СЭП) летательных аппаратов (ЛА), функционирующих на низкой околоземной орбите. Повышение надежности и живучести СЭП модульного типа без ухудшения технических характеристик ЛА является техническим результатом изобретения. При эксплуатации АБ осуществляют контроль параметров каждой АБ, например текущей электрической емкости, напряжения, температуры, проводят периодически один раз в каждые 6-9 месяцев запрета заряда для одной из АБ (АБi) для выполнения формовочного цикла (ФЦ), при использовании в качестве разрядной нагрузки для формуемой АБ бортовой аппаратуры ЛА, повторяют аналогичную последовательность операций для последующей АБj, при этом проводят изменение при необходимости конфигурации СЭП по разовым командам коммутационной аппаратуры, для чего из двух подсистем, включенных между собой параллельно, образуют базовый модуль, при штатной эксплуатации СЭП используют не менее двух модулей, а для изменения конфигурации СЭП используют аварийную шину автономно для каждого модуля, не имеющую электрической связи с аварийными шинами других модулей. Изменение конфигурации СЭП осуществляют на теневых или световых участках орбиты летательного аппарата в зависимости от способа ориентирования панелей фотоэлектрической батареи, причем номера витков орбиты летательного аппарата, на которых выполняются коммутации аварийной шины, выбирают исходя из условия обеспечения глубины разряда формируемой АБ более 95% от номинального значения. 2 ил.,1 пр.
Изобретение относится к электротехнике, а именно к автономным системам электропитания (СЭП) космических аппаратов (КА), использующим в качестве первичных источников энергии батареи фотоэлектрические (БФ), а в качестве накопителей энергии - аккумуляторные батареи (АБ). Техническим результатом изобретения является создание способа управления автономной системой электропитания КА, позволяющего существенно уменьшить вероятность возникновения аварийной ситуации из-за нарушения энергобаланса СЭП. Указанный результат достигается тем, что в способе управления автономной системой электропитания космического аппарата, содержащей фотоэлектрическую батарею и n аккумуляторных батарей, стабилизатор напряжения, включенный между БФ и нагрузкой, и по n зарядных и разрядных устройств, заключающемся в управлении стабилизатором напряжения, зарядными и разрядными устройствами, в зависимости от освещенности БФ, степени заряженности всех АБ, входного и выходного напряжения системы электропитания (СЭП); введении запрета на работу соответствующего разрядного устройства при достижении установленного минимального уровня заряженности данной АБ и снятии этого запрета при повышении уровня заряженности данной АБ; формировании управляющего сигнала в бортовой комплекс управления КА для отключения части бортовой аппаратуры (БА) при аварийном разряде нескольких m (m≤n) АБ до минимального уровня заряженности, запрете работы всех разрядных устройств, если выходное напряжение СЭП снижается до заданного порогового значения; произведении сброса запоминания управляющего сигнала по запрету всех разрядных устройств после заряда всех АБ до заданного уровня заряженности; выборе величины номинального входного напряжения, соответствующего напряжению в рабочей точке вольт-амперной характеристики (ВАХ) БФ, исходя из величины ее номинальной мощности, необходимой для обеспечения в штатном режиме функционирования СЭП электроэнергией для питания БА и заряда всех АБ; установлении и поддержании при необходимости входного напряжения в иной рабочей точке ВАХ БФ с помощью экстремального регулятора мощности БФ при превышении мощности потребления БА номинальной величины; осуществлении изменения напряжения в рабочей точке ВАХ БФ автоматически или дискретно по заранее заданным пороговым значениям входного напряжения, о влиянии температуры и деградации параметров фотоэлектрических преобразователей (ФЭП) на электрические характеристики БФ судят по величине уменьшения ее максимальной мощности, для чего составляют фактическую ВАХ БФ при заданной температуре ФЭП, аппроксимируя координаты ее характерных точек, получаемые путем измерения фактических значений напряжения и соответствующего ему тока БФ; при этом в качестве координат первой характерной точки принимают координаты ВАХ БФ, соответствующие режиму короткого замыкания БФ, при котором входное напряжение равно нулю, причем измерение параметров БФ осуществляют в лабораторных условиях, в качестве координат второй характерной точки выбирают координаты, соответствующие номинальному режиму функционирования БФ на световом участке орбиты КА; координаты характерной точки, соответствующие режиму максимального отбора мощности БФ, устанавливают, включая в штатную работу экстремальный регулятор мощности БФ, входящий в состав стабилизатора напряжения; координаты других характерных точек ВАХ БФ определяют путем изменения тока нагрузки СЭП; при этом в качестве переменной нагрузки используют АБ, находящиеся в режиме заряда; сравнивают между собой ВАХ БФ, полученную в лабораторных условиях при нормальной температуре окружающей среды, и фактическую ВАХ БФ, соответствующую режиму штатного функционирования КА при максимальной освещенности панелей БФ; при этом фактическую ВАХ БФ составляют расчетно-экспериментальным путем; результаты сравнения данных ВАХ БФ используют для прогнозирования энергобаланса СЭП и планирования программы работы целевой аппаратуры; аналогичную последовательность операций повторяют периодически, например в каждые 90 суток штатной эксплуатации КА. 3 ил.
Предлагаемое изобретение относится к электротехнике, а именно к автономным системам электропитания (СЭП) космических аппаратов (КА), использующим в качестве первичных источников энергии батарей фотоэлектрических (БФ), а в качестве накопителей энергии - аккумуляторных батарей (АБ). Техническим результатом является создание способа управления системой электропитания КА, позволяющего существенно уменьшить вероятность возникновения аварийной ситуации из-за нарушения энергобаланса СЭП путем оперативной оценки фактической максимальной мощности расчетно-экспериментальным методом. Указанный технический результат достигается тем, что в способе управления системой электропитания космического аппарата (КА), содержащей фотоэлектрическую батарею (БФ) и n аккумуляторных батарей (АБ), стабилизатор напряжения, включенный между БФ и нагрузкой, и по n зарядных и разрядных устройств, заключающемся в управлении стабилизатором напряжения, зарядными и разрядными устройствами в зависимости от освещенности БФ, степени заряженности всех АБ, входного и выходного напряжений системы электропитания (СЭП); введении запрета на работу соответствующего разрядного устройства при достижении установленного минимального уровня заряженности данной АБ и снятии этого запрета при повышении уровня заряженности данной АБ; формировании управляющего сигнала в бортовой комплекс управления КА для отключения части бортовой аппаратуры (БА) при аварийном разряде нескольких m (m и n) АБ до минимального уровня заряженности, запрете работы всех разрядных устройств, если выходное напряжение СЭП снижается до заданного порогового значения; произведении сброса запоминания управляющего сигнала по запрету всех разрядных устройств после заряда всех АБ до заданного уровня заряженности, оценку фактической максимальной мощности БФ проводят расчетно-экспериментальным путем, для чего вольт-амперную характеристику (ВАХ), представляющую собой графическую зависимость между током и напряжением БФ и составленную по результатам испытаний штатной БФ в лабораторных условиях при нормальной температуре окружающей среды, выбирают в качестве базовой ВАХ; в процессе штатной эксплуатации БФ в составе СЭП КА определяют координаты не менее n характерных точек фактической ВАХ БФ, отличающихся от координат базовой ВАХ в силу воздействия на ФЭП факторов космического пространства; при этом измерения напряжения и соответствующего ему тока БФ осуществляют, используя телеметрическую информацию, полученную для одного и того же значения температуры и одинаковых условий освещенности ФЭП; с целью определения координат характерных точек фактической ВАХ БФ формируют режимы скачкообразного изменения тока нагрузки СЭП, применяя в качестве переменной нагрузки находящиеся в режиме заряда аккумуляторные батареи; причем в качестве координат первой характерной точки используют значения тока и напряжения БФ, соответствующих режиму питания бортовой аппаратуры (БА) и заряда (n-1) аккумуляторных батарей, а для определения координат n-й характерной точки используют значения аналогичных параметров БФ, соответствующих режиму питания только БА; для каждой характерной точки фактической ВАХ БФ вычисляют разность напряжений ΔUi между базовой и фактической ВАХ, определяемых при фиксированной величине тока БФ; полученные n=i значений ΔUi суммируют и находят их среднее арифметическое значение ΔUСР; по данным базовой ВАХ составляют графическую зависимость PБФ=f(UБФ), где PБФ - мощность БФ, равная произведению напряжения на ток БФ, UБФ - текущее значение напряжения БФ; на этой зависимости фиксируют значение оптимального напряжения (UБФ)опт, при котором штатной БФ в лабораторных условиях генерируется максимальная мощность; вычитают из (UБФ)опт значение ΔUCP и получают расчетную величину напряжения БФ Uрасч; значение мощности БФ, определенного по базовой ВАХ для UБФ=Uрасч, принимают в качестве фактической максимальной мощности БФ; аналогичную последовательность операций выполняют периодически, например в каждые 6 месяцев штатной эксплуатации КА. 3 ил.
Предполагаемое изобретение относится к электротехнике, а именно к автономным системам электропитания (СЭП) космических аппаратов (КА), использующим в качестве первичных источников энергии батареи фотоэлектрические (БФ), а в качестве накопителей энергии - аккумуляторные батареи (АБ). Задачей предлагаемого изобретения является создание способа управления автономной системой электропитания КА, позволяющего сдерживать процесс возникновения аварийной ситуации из-за нарушения энергобаланса путем создания и поддержания режима максимального отбора мощности БФ и парировать аварийную ситуацию, в случае ее возникновения. Задача достигается тем, что в заявленном способе при функционировании СЭП в режиме питания бортовой аппаратуры и заряда аккумуляторных батарей панели солнечной батареи ориентируют на Солнце под углом 90°; величину номинального входного напряжения, соответствующего напряжению в рабочей точке вольт-амперной характеристики БФ, выбирают, исходя из величины ее номинальной мощности, необходимой для обеспечения в штатном режиме функционирования СЭП электроэнергией для питания бортовой аппаратуры и заряда всех АБ; экстремальный регулятор мощности БФ выполняют в виде устройства, предназначенного устанавливать и поддерживать при необходимости напряжение в рабочей точке ВАХ БФ, отличное от номинального значения; изменение напряжения в рабочей точке ВАХ БФ осуществляют дискретно по заранее заданным уставкам входного напряжения, соответствующим различным уровням отбираемой от БФ мощности, при этом перевод от одной уставки входного напряжения на другую обеспечивают с наземного комплекса управления по разовым командам, а отбор требуемой для питания бортовой аппаратуры и заряда всех АБ мощности БФ при переходе на последующую уставку производят за счет выбора оптимального соотношения между пороговым значением тока заряда АБ и количеством (n) АБ, используемых в СЭП КА, причем ток заряда (n-1) АБ при отключенной от заряда одной АБ выбирают равным пороговому значению; электрические характеристики БФ и экстремального регулятора мощности проектируют с учетом выполнения необходимого и достаточного условия Uвых.<Uвх.ном.<Uопт., где Uвых. - выходное напряжение СЭП; Uвх.ном. - номинальное входное напряжение в рабочей точке ВАХ при отключенном экстремальном регуляторе мощности БФ; Uопт. - входное напряжение, соответствующее максимальной (оптимальной) мощности БФ. 3 ил.
