Патенты автора Козлов Роман Викторович (RU)
Способ эксплуатации литий-ионной аккумуляторной батареи в автономной системе электропитания // 2699051
Изобретение относится к электротехнической промышленности и может быть использовано при разработке и эксплуатации литий-ионных аккумуляторных батарей автономных систем электропитания искусственного спутника Земли (ИСЗ). Согласно изобретению способ эксплуатации литий-ионной аккумуляторной батареи в автономной системе электропитания заключается в проведении зарядов, хранении в заряженном состоянии, подзарядов, при необходимости, разрядов, контроле напряжения аккумуляторов и периодической балансировке аккумуляторов по напряжению путем выбора аккумулятора с наименьшим напряжением, подключения к оставшимся аккумуляторам индивидуальных разрядных резисторов, с последующим отключением соответствующих резисторов при достижении напряжения на соответствующих аккумуляторах уровня напряжения первоначально выбранного аккумулятора, при этом контроль напряжения аккумуляторов и разности поэлементных напряжений наиболее заряженного и наименее заряженного аккумуляторов проводится бортовой ЭВМ, с периодом контроля не реже 1 раза в 32 секунды, и при превышении разности напряжений наиболее заряженного и наименее заряженного аккумуляторов заданной величины, заложенной в бортовой ЭВМ, запускается процесс балансировки по программе в бортовой ЭВМ. Техническим результатом является упрощение эксплуатации и повышение эффективности использования литий-ионной аккумуляторной батареи в автономной системе электропитания. 1 з.п. ф-лы, 1 ил.
СИСТЕМА ЭЛЕКТРОПИТАНИЯ КОСМИЧЕСКОГО АППАРАТА // 2699084
Использование: в области электротехники, для электропитания космических аппаратов (КА). Технический результат - повышение функциональной надежности системы электропитания. Система электропитания космического аппарата состоит из солнечной батареи, подключенной своими плюсовой и минусовой шинами к стабилизатору напряжения, аккумуляторной батареи, подключенной своими плюсовой и минусовой шинами к входу разрядного и выходу зарядного устройств, при этом стабилизатор напряжения солнечной батареи и разрядное устройство аккумуляторной батареи выполнены в виде мостовых инверторов с выходым трансформатором и выпрямителем либо выпрямителями по количеству номиналов выходного напряжения системы электропитания космического аппарата. Мостовой инвертор с выходным трансформатором и выпрямителем либо выпрямителями по количеству номиналов выходного напряжения системы электропитания космического аппарата выполняют в виде унифицированного модуля на определенную мощность, а требующуюся мощность нагрузок космического аппарата как от стабилизатора напряжения солнечной батареи, так и разрядного устройства обеспечивают, при необходимости, параллельным соединением унифицированных модулей, при этом выходы унифицированных модулей соединяют между собой соответственно параллельно. 1 ил.
Система электропитания космического аппарата // 2680245
Использование: в области электротехники. Технический результат - повышение энергетической эффективности, расширение функциональных возможностей бортовых систем электропитания (СЭП), улучшение электромагнитной совместимости. Система электропитания космического аппарата состоит из солнечной батареи, подключенной своими плюсовой и минусовой шинами к регулятору напряжения, выполненному по мостовой схеме инвертора, аккумуляторной батареи, подключенной своими плюсовой и минусовой шинами к входам разрядного устройства, построенного по мостовой схеме инвертора, и выходу зарядного устройства, причем регулятор напряжения и разрядное устройство подключены к разным согласующим трансформаторам, выходы регулятора напряжения соединены с первичной обмоткой первого силового трансформатора, а выходы разрядного устройства - с первичной обмоткой второго силового трансформатора, информационные выходы аккумуляторной батареи соединены с устройством контроля степени заряженности аккумуляторной батареи, управляющие входы зарядного устройства и инверторов регулятора напряжения солнечной батареи и разрядного устройства аккумуляторной батареи подключены к выходам устройства управления с экстремальным регулированием мощности солнечной батареи, первый вход которого соединен с управляющим выходом устройства контроля степени заряженности аккумуляторной батареи. В системе электропитания космического аппарата зарядное устройство входами подключено к солнечной батарее, второй и третий входы устройства управления подключены соответственно к выходу дополнительно введенного датчика мощности и к одному из выходов для подключения нагрузки, выходные обмотки первого и второго силовых трансформаторов через индивидуальные выпрямители подключены параллельно к выходам для подключения нагрузки. 2 ил.
Использование: в области электротехники. Технический результат - повышение надежности системы электроснабжения. Согласно способу управления автономной системой электроснабжения космического аппарата, содержащей солнечную батарею и n аккумуляторных батарей, стабилизатор напряжения, включенный между солнечной батарей и нагрузкой, и по n зарядных и разрядных устройств, управляют стабилизатором напряжения и зарядно-разрядными устройствами в зависимости от входного и выходного напряжения системы. Контролируют степень заряженности и разряженности аккумуляторных батарей. При достижении предельного уровня заряженности аккумуляторной батареи осуществляют запрет на работу соответствующего зарядного устройства и снимают этот запрет при достижении определенного уровня разряженности данной аккумуляторной батареи. Выдают запрет на работу соответствующего разрядного устройства при достижении предельного уровня разряженности данной аккумуляторной батареи, снимают этот запрет при достижении определенного уровня заряженности данной аккумуляторной батареи. При этом в случае потери ориентации солнечных батарей на Солнце, аварийном разряде аккумуляторных батарей запрещают (блокируют) работу всех разрядных устройств, после восстановления ориентации солнечных батарей на Солнце и заряда аккумуляторных батарей до заданного уровня снимают блокировку работы всех разрядных устройств. В системе электроснабжения с параллельным стабилизатором напряжения солнечной батареи и дополнительной стабилизацией напряжений нагрузок меньшего номинала от шин первой нагрузки сериесными стабилизированными преобразователями блокируют также работу данных сериесных стабилизированных преобразователей. При этом контролируют режим работы зарядных устройств аккумуляторных батарей, а блокировку работы сериесных стабилизированных преобразователей снимают после перехода зарядных устройств в режим токоограничения. 2 ил.
СПОСОБ ЭЛЕКТРОПИТАНИЯ КОСМИЧЕСКОГО АППАРАТА // 2574911
Изобретение относится к области космической энергетики, конкретнее к бортовым системам электропитания (СЭП) космических аппаратов (КА). Предлагается способ электропитания космического аппарата от солнечной батареи, подключенной своими плюсовой и минусовой шинами к стабилизатору напряжения, аккумуляторной батареи, подключенной своими плюсовой и минусовой шинами к входу разрядного и выходу зарядного устройств, причем стабилизатор напряжения солнечной батареи и разрядное устройство аккумуляторной батареи выполнены в виде мостовых инверторов с общим трансформатором с n выходными обмотками, где n≥2, а вход зарядного устройства соединен с одной из выходных обмоток трансформатора, к другим же (n-1) выходным обмоткам трансформатора подключены переходные устройства связи с нагрузками со своими номиналами выходного напряжения. Задачей заявляемого изобретения является повышение удельных энергетических характеристик и надежности эксплуатации СЭП КА. Поставленная задача решается тем, что солнечную батарею выбирают с выходным напряжением в рабочей точке в конце ресурса исходя из соотношения:
U
с
б
≥
U
э
л
⋅
m
⋅
100
/
Δ
с
у
щ
,
где Uэл - напряжение одного фотопреобразователя в рабочей точке в конце ресурса солнечной батареи, В;m - число (допустимое) отказавших фотопреобразователей в одной последовательной цепи; Δсущ - величина несущественного снижения напряжения из-за отказа отдельных фотопреобразователей, какой-либо последовательной цепи фотопреобразователей относительно полностью исправных цепей, %, а аккумуляторную батарею выбирают литий-ионной системы. Кроме того, аккумуляторную батарею выбирают с числом аккумуляторов в последовательной цепи исходя из соотношения:
W
>
Р
т
е
н
и
/
(
С
а
к
к
⋅
U
а
к
к
с
р
)
+
w
,
где Ртени - максимальное энергопотребление нагрузки за период прохождения «теневого» участка орбиты, Вт·час; Сакк - емкость выбранного аккумулятора, А·час; Uакк ср - среднее разрядное напряжение аккумулятора, В; w - число (допустимое) отказавших аккумуляторов в последовательной цепи аккумуляторов аккумуляторной батареи. Суть заявляемого изобретения поясняется чертежом, где на фиг. 1, представлена функциональная схема электропитания КА с одной аккумуляторной батареей для реализации заявляемого способа. 1 з.п. ф-лы, 1 ил.
СПОСОБ ПИТАНИЯ НАГРУЗКИ ПОСТОЯННЫМ ТОКОМ // 2543079
Изобретение относится к электротехнической промышленности и может быть использовано при создании автономных систем электропитания преимущественно связных космических аппаратов (КА). Техническим результатом изобретения является повышение эффективности использования первичного источника электроэнергии (солнечной батареи) и удельных энергетических характеристик системы электропитания КА в целом. Указанный результат достигается тем, что вначале ограничивают напряжение на шинах солнечной батареи максимально допустимым уровнем, после чего стабилизацию каждого напряжения для «n» нагрузок проводят «n» сериесными стабилизированными преобразователями, при этом согласование работы первичного и вторичного источников электроэнергии проводят на шинах солнечной батареи с ограниченным максимально допустимым уровнем напряжения. При этом напряжение на шинах солнечной батареи ограничивают на уровне, превышающем Uрт.бс, где Uрт.бс - напряжение в рабочей точке солнечной батареи в начале ресурса при установившейся температуре, В, часть солнечной батареи, не превышающую по мощности минимальную суммарную мощность нагрузок, подключают непосредственно на вход «n» сериесных стабилизированных преобразователей, а ограничение напряжения на шинах солнечной батареи проводят параллельным стабилизированным преобразователем. 3 з.п. ф-лы, 2 ил.
Изобретение относится к электротехнической промышленности и может быть использовано при создании никель-водородных аккумуляторных батарей и автономных систем электропитания космических аппаратов (КА). Техническим результатом заявляемого изобретения является повышение надежности эксплуатации никель-водородной аккумуляторной батареи в составе КА. Поставленная задача решается тем, что предлагается способ эксплуатации никель-водородной аккумуляторной батареи в автономной системе электропитания космического аппарата заключающийся в проведении ее зарядов, хранении в заряженном состоянии с периодическими подзарядами, проведении разрядов и термостатировании цилиндрических поверхностей аккумуляторов посредством термоплаты, находящейся с ними в тепловом сопряжении, термостатировании поверхностей аккумуляторов, не находящиеся в тепловом сопряжении с термоплатой, для повышения их текущей температуры и автономная система электропитания космического аппарата для реализации способа, содержащая солнечную батарею, подключенную к нагрузке через преобразователь напряжения, аккумуляторные батареи, зарядные и разрядные преобразователи, устройства контроля аккумуляторных батарей и нагрузку. полусфер аккумуляторов электронагревателями исходя из их текущих зарядных и разрядных напряжений, при этом термостатирование поверхностей аккумуляторов, не находящихся в тепловом сопряжении с термоплатой проводят для аккумуляторов имеющих повышенное зарядное напряжение или пониженное разрядное напряжение, а в автономную систему электропитания космического аппарата дополнительно введен стабилизатор тока, входом подключенный к входным или выходным шинам автономной системы электропитания, а выходом - к электронагревателям, соединенным в последовательную цепь, причем каждый электронагреватель в исходном состоянии шунтируют управляемыми коммутаторами, связанными с устройствами контроля аккумуляторных батарей. 2 н. и 1 з.п. ф-лы, 1 ил.
Изобретение относится к электротехнике, а именно к системам электроснабжения (СЭС) космических аппаратов (КА), с использованием в качестве первичных источников энергии солнечных батарей (СБ), а в качестве накопителей энергии - аккумуляторных батарей (АБ).
Технический результат - повышение надежности процесса восстановления работоспособности системы после аварийных ситуаций, связанных с незапланированным глубоким разрядом. Предлагается способ управления автономной системой электроснабжения, содержащей солнечную батарею и n аккумуляторных батарей, стабилизатор напряжения, включенный между солнечной батарей и нагрузкой и по n зарядных и разрядных устройств, заключающийся в управлении стабилизатором напряжения и зарядно-разрядными устройствами в зависимости от входного и выходного напряжения системы, контроле степени заряженности и разряженности аккумуляторных батарей, запрете на работу соответствующего зарядного устройства при достижении предельного уровня заряженности данной аккумуляторной батареи, снятии этого запрета при достижении определенного уровня разряженности данной аккумуляторной батареи, запрете на работу соответствующего разрядного устройства при достижении предельного уровня разряженности данной аккумуляторной батареи, снятии этого запрета при достижении определенного уровня заряженности данной аккумуляторной батареи, а в случае потери ориентации солнечных батарей на Солнце, аварийном разряде аккумуляторных батарей и отключении части разрядных устройств, когда мощности оставшихся в работе разрядных устройств недостаточно для питания нагрузки, запрещают работу всех разрядных устройств и прекращают управление разрядными устройствами по сигналам об уровне заряженности, после восстановления ориентации солнечных батарей. 1 ил.
Заявляемая группа изобретений относится к электротехнике и может быть использована при создании и эксплуатации никель-водородных аккумуляторных батарей и автономных систем электропитания космических аппаратов (КА). Техническим результатом изобретения является повышение эффективности использования и надежности эксплуатации никель-водородной аккумуляторной батареи.
Предлагается способ эксплуатации никель-водородной аккумуляторной батареи в автономной системе электропитания космического аппарата, заключающейся в проведении заряд-разрядных циклов с ограничением заряда по датчикам давления, установленным на управляющих аккумуляторах аккумуляторной батареи, хранении в заряженном состоянии, проведении периодических дозарядов для компенсации емкости саморазряда аккумуляторов при хранении, контроле токов саморазряда управляющих аккумуляторов и регулировании величины этих токов посредством изменения уставок датчиков давления. Кроме того, предлагается автономная система электропитания космического аппарата, содержащая первичный источник электроэнергии, аккумуляторные батареи, зарядные и разрядные преобразователи, устройства контроля аккумуляторных батарей и нагрузку.
Регулирование величины токов саморазряда управляющих аккумуляторов дополнительно проводят с помощью электронагревателей, установленных на управляющих аккумуляторах, кроме того, питание электронагревателей коммутируют управляемыми коммутаторами, при этом дополнительно контролируют текущие температуры управляющих аккумуляторов, а замыкание и размыкание управляющих коммутаторов проводят в зависимости от этих температур для достижения их равенства и повышения текущей величины, при необходимости. 2 н. и 2 з.п. ф-лы, 1 ил.
Изобретение относится к электротехнике, а именно к системам электроснабжения (СЭС) космических аппаратов (КА), с использованием в качестве первичных источников энергии солнечных батарей (СБ), а в качестве накопителей энергии - аккумуляторных батарей (АБ).
Техническим результатом заявляемого изобретения является повышение надежности СЭС при возниковении аварийных ситуаций, связанных с незапланированной потерей ориентации КА на Солнце.
Предлагается способ управления автономной системой электроснабжения космического аппарата, содержащей солнечную батарею и n аккумуляторных батарей, стабилизатор напряжения, включенный между солнечной батарей и нагрузкой и по n зарядных и разрядных устройств, заключающийся в управлении стабилизатором напряжения и зарядно-разрядными устройствами в зависимости от входного и выходного напряжения системы, контроле степени заряженности и разряженности аккумуляторных батарей, запрете на работу соответствующего зарядного устройства при достижении предельного уровня заряженности данной аккумуляторной батарей, снятии этого запрета при достижении определенного уровня разряженности данной аккумуляторной батареи, запрете на работу соответствующего разрядного устройства при достижении предельного уровня разряженности данной аккумуляторной батареи, снятии этого запрета при достижении определенного уровня заряженности данной аккумуляторной батареи, при этом, в случае потери ориентации солнечных батарей на Солнце, аварийном разряде аккумуляторных батарей, запрещают (блокируют) работу всех разрядных устройств, после восстановления ориентации солнечных батарей на Солнце и заряда аккумуляторных батарей до заданного уровня снимают блокировку работы всех разрядных устройств. 2 з.п. ф-лы, 2 ил.
СИСТЕМА ЭЛЕКТРОПИТАНИЯ КОСМИЧЕСКОГО АППАРАТА // 2396666
Изобретение относится к области космической энергетики, в частности к бортовым системам электропитания космических аппаратов (КА)
