Патенты автора Безбородова Людмила Владимировна (RU)
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). Управляют зарядными и разрядными устройствами. Вводят запрета на работу разрядного устройства при достижении минимального уровня заряженности АБ и снимают запрет при повышении уровня заряженности. Формируют управляющий сигнал 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. Считывают параметры СЭП. Считывание осуществляют из комплекса автоматики и стабилизации напряжения по мультиплексному каналу обмена. Вычисляют суммарную глубину разряда всех АБ и производят сравнение вычисленной суммарной глубины разряда с заданными в бортовой программе СЭП пороговыми значениями. Повторяют считывание параметров СЭП, продолжительность уставки выбирают, сравнимую с периодом обновления информации о параметрах СЭП. Выполняют вновь сравнение с пороговыми значениями суммарной глубины разряда, формируют/не формируют управляющий сигнал в бортовом комплексе управления по смене режима функционирования КА. Повышается надежность и живучесть СЭП и КА в целом. 2 ил.
Изобретение относится к электротехнической промышленности и может быть использовано при эксплуатации никель-водородных аккумуляторных батарей (АБ) в автономных системах электропитания (СЭП) космических аппаратов (КА), функционирующих на низкой околоземной орбите. Повышение надежности работы никель-водородных АБ путем увеличения их ресурса и, как следствие, продолжительности их штатной эксплуатации является техническим результатом изобретения. В способе эксплуатации никель-водородных аккумуляторных батарей системы электропитания космического аппарата проводят циклирование двух или более аккумуляторных батарей в режиме заряда-разряда, контроль параметров каждой аккумуляторной батареи (текущей электрической емкости, напряжения, температуры), введение периодически, один раз в 6-9 месяцев, запрета заряда для одной из АБ для выполнения формовочного цикла. В предложенном способе также осуществляется контроль значения текущей емкости m аккумуляторов батареи на основании выходного напряжения m аналоговых датчиков давления, установленных внутри этих аккумуляторов, причем выбирают m < n, где n - число аккумуляторов в АБ, затем формируют для каждой АБ обновляемые с заданной частотой информационные подмассивы СЭП, содержащие в своем составе ее электрические характеристики, в том числе множества текущих значений напряжений аккумуляторов и выходных напряжений аналоговых датчиков давления; по запросу с наземного комплекса управления информационные подмассивы СЭП периодически отправляют в состав массива информации оперативного контроля (ИОК) для контроля параметров СЭП, при этом о разбалансе аккумуляторов по напряжению судят по величине разности между максимальным и минимальным значениями напряжений аккумуляторов, а по емкости - по величине разности между выходными напряжениями аналоговых датчиков давления, зафиксированными в массиве ИОК в один и тот же момент времени. 2 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.
Изобретение относится к эксплуатации никель-водородных аккумуляторных батарей (АБ) в автономных системах электропитания (СЭП) космических аппаратов (КА), функционирующих на низкой околоземной орбите. В способе постоянно контролируют степень разбаланса параметров аккумуляторов АБ, используя данные не менее трех аналоговых датчиков давления, расположенных в различных аккумуляторах каждой АБ, по которым рассчитывают эквивалентную текущую электрическую емкость. Обрабатывая зависимость эквивалентной электрической емкости от времени на заданном промежутке времени устанавливают максимум уровня заряженности АБ, используя вычислительный алгоритм СЭП. Сравнивают между собой значения эквивалентной емкости АБ и емкости, измеренной телеметрическим датчиком до начала формовочного чикла АБ, и для выполнения сравнительного анализа выбирают на заданном световом участке орбиты КА значение текущей электрической емкости и максимальное значение эквивалентной электрической емкости АБ, по величине относительного разброса значений электрической емкости АБ определяют степень разбаланса аккумуляторов по емкости. Изобретение обеспечивает повышение ресурса эксплуатации АБ, а также живучести СЭП. 2 ил.
