Патенты автора Опенько Сергей Иванович (RU)

Изобретение относится к изготовлению и наземным испытаниям космических аппаратов (КА), преимущественно телекоммуникационных спутников. Система электропитания КА содержит солнечную батарею (1), подключенную к нагрузке (3) через соединители (1-3, 1-2), и стабилизированный преобразователь напряжения (2), а также аккумуляторную батарею (5), подключенную к стабилизатору (2). В процессе изготовления КА соединители (1-2) и (1-3) расстыкованы (солнечную батарею заменяет её имитатор (9)), а к батарее (5) подключен наземный зарядно-разрядный комплекс (10). Батарея (5) минусом связана с общей шиной (заземленной на корпус (8) КА) через соединители (5-2), а плюсом через соединители (5-1) и контакты (2-1) - со стабилизатором (2). При сборке КА и в перерывах между его электрическими испытаниями соединители (5-2) расстыковывают, а в их разрыв вводят технологические кабель-вставки (5-3) с сопротивлением (1÷10) кОм. Соединители «A», «B» в цепи от шины батареи (5) относительно общей шины электропитания выбраны с розетками со стороны батареи (5). Соединители «C» и «D» не регламентируются по положению «вилка-розетка». Техническим результатом изобретения является обеспечение безаварийности процесса изготовления КА. 1 з.п. ф-лы, 1 ил.

Изобретение относится к наземным электрическим проверкам космических аппаратов (КА) при их изготовлении. В процессе проверок КА (1) используют: имитаторы ИБС (2) солнечных и имитаторы ИАБ (3) аккумуляторных батарей. В ИБС (2) и ИАБ (3) встроены ЭВМ, соответственно: (2-1) и (3-1). Количество каналов ИБС (2) равно числу фаз шунтового преобразователя (ШП), равного числу секций солнечных батарей. Встроенные ЭВМ связаны с ЭВМ (5) автоматизированного испытательного комплекса (4). Проверяют работу каждой фазы ШП в трех функциональных точках транзисторного ключа: в открытом, закрытом и регулирующем состояниях. Каждую фазу ШП настраивают на индивидуальную величину выходного напряжения питания модулей служебных систем и полезной нагрузки КА от стабилизированного преобразователя напряжения (при изготовлении этого преобразователя). Техническим результатом изобретения является повышение надежности электрических проверок КА. 4 з.п. ф-лы, 2 ил.

Использование: в области электротехники в автономных системах электропитания (СЭП) космических аппаратов (КА). Технический результат - повышение надежности эксплуатации КА путем ограничения величины кратковременного понижения выходного напряжения системы электропитания при отказе элементов, находящихся в «горячем» резерве. Согласно способу питания нагрузки постоянным током в автономной системе электропитания космического аппарата, содержащей солнечную батарею, подключенную к нагрузке, из «n» единичных нагрузок, включенных параллельно, через стабилизированный преобразователь напряжения и выходной фильтр, аккумуляторные батареи, подключенные через разрядные преобразователи к входу выходного фильтра, зарядные преобразователи, силовые цепи между выходом выходного фильтра и единичными нагрузками проектируют с сопротивлениями исходя из соотношения:ρ⋅l⋅j/Iн≥R≥Uн / Iкз.макс, где Uн - напряжение на выходе автономной системы электропитания, В; Iн - номинальный ток единичной нагрузки, А; ρ - удельное сопротивление, Ом⋅мм2/м; l - длина силовой цепи между выходом выходного фильтра и единичной нагрузкой, м; j - выбранная плотность тока, А/мм2; Iкз.макс - допустимый максимальный кратковременный ток короткого замыкания в цепи единичной нагрузки, А. Кроме того, выходные фильтры автономной системы электропитания рассчитывают с учетом допустимого кратковременного тока короткого замыкания. 1 з.п. ф-лы, 1 ил.

Изобретение относится к способу электрических проверок космического аппарата (КА). Для электрической проверки производят включение и выключение КА, подключение и отключение наземных имитаторов бортовых источников электропитания, автоматизированную выдачу команд управления, допусковое телеизмерение и контроль параметров бортовой вычислительной системы, контроль сопротивления изоляции бортовых шин относительно корпуса, формирование директив автоматической программы и директив оператора в ручном режиме, формирование протокола испытаний, отображение текущего состояния процесса испытаний. В случае недостатка мощности солнечных батарей для питания нагрузки отключают функцию распределения токов разряда, контролируют разницу токов разряда для проверки исправности разрядных преобразователей. Обеспечивается надежность проведения электрических проверок КА. 1 з.п. ф-лы, 2 ил.

Изобретение относится к наземным электрическим проверкам космических аппаратов (КА) при их изготовлении. В процессе проверок КА (1) используют: имитаторы ИБС (2) солнечных и имитаторы ИАБ (3) аккумуляторных батарей. В ИБС (2) и ИАБ (3) встроены ЭВМ, соответственно: (2-1) и (3-1). Количество каналов ИБС (2) равно числу фаз шунтового преобразователя (ШП), равного числу секций солнечных батарей. Встроенные ЭВМ связаны с ЭВМ (5) автоматизированного испытательного комплекса (4). Проверяют работу каждой фазы ШП в трех функциональных точках транзисторного ключа: в открытом, закрытом и регулирующем состояниях. Каждую фазу ШП настраивают на индивидуальную величину выходного напряжения питания модулей служебных систем и полезной нагрузки КА от стабилизированного преобразователя напряжения (при изготовлении этого преобразователя). Техническим результатом изобретения является повышение надежности электрических проверок КА. 4 з.п. ф-лы, 2 ил.

Использование: в области электротехники в автономных системах электропитания (СЭП) космических аппаратов (КА). Технический результат - повышение надежности эксплуатации КА путем ограничения величины кратковременного понижения выходного напряжения системы электропитания при отказе элементов, находящихся в «горячем» резерве. Согласно способу питания нагрузки постоянным током в автономной системе электропитания космического аппарата, содержащей солнечную батарею, подключенную к нагрузке, из «n» единичных нагрузок, включенных параллельно, через стабилизированный преобразователь напряжения и выходной фильтр, аккумуляторные батареи, подключенные через разрядные преобразователи к входу выходного фильтра, зарядные преобразователи, силовые цепи между выходом выходного фильтра и единичными нагрузками проектируют с сопротивлениями исходя из соотношения:ρ⋅l⋅j/Iн≥R≥Uн / Iкз.макс, где Uн - напряжение на выходе автономной системы электропитания, В; Iн - номинальный ток единичной нагрузки, А; ρ - удельное сопротивление, Ом⋅мм2/м; l - длина силовой цепи между выходом выходного фильтра и единичной нагрузкой, м; j - выбранная плотность тока, А/мм2; Iкз.макс - допустимый максимальный кратковременный ток короткого замыкания в цепи единичной нагрузки, А. Кроме того, выходные фильтры автономной системы электропитания рассчитывают с учетом допустимого кратковременного тока короткого замыкания. 1 з.п. ф-лы, 1 ил.

Изобретение относится к способу электрических проверок космического аппарата (КА). Для электрической проверки производят включение и выключение КА, подключение и отключение наземных имитаторов бортовых источников электропитания, автоматизированную выдачу команд управления, допусковое телеизмерение и контроль параметров бортовой вычислительной системы, контроль сопротивления изоляции бортовых шин относительно корпуса, формирование директив автоматической программы и директив оператора в ручном режиме, формирование протокола испытаний, отображение текущего состояния процесса испытаний. В случае недостатка мощности солнечных батарей для питания нагрузки отключают функцию распределения токов разряда, контролируют разницу токов разряда для проверки исправности разрядных преобразователей. Обеспечивается надежность проведения электрических проверок КА. 1 з.п. ф-лы, 2 ил.

Изобретение относится к наземным электрическим проверкам космических аппаратов (КА) при их изготовлении. В процессе проверок КА (1) используют: имитаторы ИБС (2) солнечных и имитаторы ИАБ (3) аккумуляторных батарей. В ИБС (2) и ИАБ (3) встроены ЭВМ, соответственно: (2-1) и (3-1). Количество каналов ИБС (2) равно числу фаз шунтового преобразователя (ШП), равного числу секций солнечных батарей. Встроенные ЭВМ связаны с ЭВМ (5) автоматизированного испытательного комплекса (4). Проверяют работу каждой фазы ШП в трех функциональных точках транзисторного ключа: в открытом, закрытом и регулирующем состояниях. Каждую фазу ШП настраивают на индивидуальную величину выходного напряжения питания модулей служебных систем и полезной нагрузки КА от стабилизированного преобразователя напряжения (при изготовлении этого преобразователя). Техническим результатом изобретения является повышение надежности электрических проверок КА. 4 з.п. ф-лы, 2 ил.

Изобретение относится к способу электрических проверок космического аппарата (КА). Для электрической проверки производят включение и выключение КА, подключение и отключение наземных имитаторов бортовых источников электропитания, автоматизированную выдачу команд управления, допусковое телеизмерение и контроль параметров бортовой вычислительной системы, контроль сопротивления изоляции бортовых шин относительно корпуса, формирование директив автоматической программы и директив оператора в ручном режиме, формирование протокола испытаний, отображение текущего состояния процесса испытаний. В случае недостатка мощности солнечных батарей для питания нагрузки отключают функцию распределения токов разряда, контролируют разницу токов разряда для проверки исправности разрядных преобразователей. Обеспечивается надежность проведения электрических проверок КА. 1 з.п. ф-лы, 2 ил.

Использование: в области электротехники в автономных системах электропитания (СЭП) космических аппаратов (КА). Технический результат - повышение надежности эксплуатации КА путем ограничения величины кратковременного понижения выходного напряжения системы электропитания при отказе элементов, находящихся в «горячем» резерве. Согласно способу питания нагрузки постоянным током в автономной системе электропитания космического аппарата, содержащей солнечную батарею, подключенную к нагрузке, из «n» единичных нагрузок, включенных параллельно, через стабилизированный преобразователь напряжения и выходной фильтр, аккумуляторные батареи, подключенные через разрядные преобразователи к входу выходного фильтра, зарядные преобразователи, силовые цепи между выходом выходного фильтра и единичными нагрузками проектируют с сопротивлениями исходя из соотношения:ρ⋅l⋅j/Iн≥R≥Uн / Iкз.макс, где Uн - напряжение на выходе автономной системы электропитания, В; Iн - номинальный ток единичной нагрузки, А; ρ - удельное сопротивление, Ом⋅мм2/м; l - длина силовой цепи между выходом выходного фильтра и единичной нагрузкой, м; j - выбранная плотность тока, А/мм2; Iкз.макс - допустимый максимальный кратковременный ток короткого замыкания в цепи единичной нагрузки, А. Кроме того, выходные фильтры автономной системы электропитания рассчитывают с учетом допустимого кратковременного тока короткого замыкания. 1 з.п. ф-лы, 1 ил.

Изобретение относится к электротехнической промышленности. Способ эксплуатации литий-ионной аккумуляторной батареи в составе автономной системы электропитания искусственного спутника Земли (ИСЗ) заключается в контроле напряжения аккумуляторов, проведении зарядов, разрядов, периодической балансировке аккумуляторов по напряжению, проведении подзаряда и хранении в подзаряженном состоянии. Периодически рассчитывается скорость разбалансировки аккумуляторов с максимальным и минимальным текущими напряжениями и максимальное время до проведения очередной балансировки аккумуляторов по напряжению, а балансировку проводят не позднее рассчитанного времени. Изобретение позволяет упростить способ эксплуатации литий-ионной аккумуляторной батареи в составе автономной системы электропитания ИСЗ. 1 з.п. ф-лы, 1 ил.

Использование: в области электротехники. Технический результат – более точное определение времени начала балансировки аккумуляторов. Способ эксплуатации литий-ионной аккумуляторной батареи в составе автономной системы электропитания искусственного спутника Земли заключается в контроле напряжения аккумуляторов, проведении зарядов, разрядов, периодической балансировке аккумуляторов по напряжению, проведении подзаряда и хранении в подзаряженном состоянии. Согласно способу периодически после проведения заряда или перед планируемым разрядом аккумуляторной батареи рассчитывают скорость саморазряда аккумулятора с минимальным текущим напряжением и максимальное время до достижения этим аккумулятором критичного снижения текущей емкости, а балансировку проводят не позднее рассчитанного времени. 1 з.п. ф-лы, 1 ил.

Изобретение относится к электротехнической промышленности. Способ эксплуатации литий-ионной аккумуляторной батареи в составе автономной системы электропитания искусственного спутника Земли (ИСЗ) заключается в контроле напряжения аккумуляторов, проведении зарядов, разрядов, периодической балансировке аккумуляторов по напряжению, проведении подзаряда и хранении в подзаряженном состоянии. Периодически рассчитывается скорость разбалансировки аккумуляторов с максимальным и минимальным текущими напряжениями и максимальное время до проведения очередной балансировки аккумуляторов по напряжению, а балансировку проводят не позднее рассчитанного времени. Изобретение позволяет упростить способ эксплуатации литий-ионной аккумуляторной батареи в составе автономной системы электропитания ИСЗ. 1 з.п. ф-лы, 1 ил.

Использование: в области электротехники. Технический результат – более точное определение времени начала балансировки аккумуляторов. Способ эксплуатации литий-ионной аккумуляторной батареи в составе автономной системы электропитания искусственного спутника Земли заключается в контроле напряжения аккумуляторов, проведении зарядов, разрядов, периодической балансировке аккумуляторов по напряжению, проведении подзаряда и хранении в подзаряженном состоянии. Согласно способу периодически после проведения заряда или перед планируемым разрядом аккумуляторной батареи рассчитывают скорость саморазряда аккумулятора с минимальным текущим напряжением и максимальное время до достижения этим аккумулятором критичного снижения текущей емкости, а балансировку проводят не позднее рассчитанного времени. 1 з.п. ф-лы, 1 ил.

Использование: в области электротехники. Технический результат – более точное определение времени начала балансировки аккумуляторов. Способ эксплуатации литий-ионной аккумуляторной батареи в составе автономной системы электропитания искусственного спутника Земли заключается в контроле напряжения аккумуляторов, проведении зарядов, разрядов, периодической балансировке аккумуляторов по напряжению, проведении подзаряда и хранении в подзаряженном состоянии. Согласно способу периодически после проведения заряда или перед планируемым разрядом аккумуляторной батареи рассчитывают скорость саморазряда аккумулятора с минимальным текущим напряжением и максимальное время до достижения этим аккумулятором критичного снижения текущей емкости, а балансировку проводят не позднее рассчитанного времени. 1 з.п. ф-лы, 1 ил.

Изобретение относится к космической технике. Способ изготовления космического аппарата (КА) включает изготовление комплектующих, сборку КА, содержащего систему электропитания, проведение испытаний КА. Дополнительно используют имитатор системы электропитания КА, состоящий из наземного источника стабильного напряжения и регулируемого индуктивно-емкостного фильтра, измеряют выходной импеданс системы электропитания КА, имитатор системы электропитания КА калибруют под соответствующие выходные параметры и измеренный импеданс системы электропитания КА. Перед установкой модуля полезной нагрузки на КА проводят проверку модуля полезной нагрузки на функционирование в полном объеме с использованием имитатора системы электропитания КА, параллельно с проверкой функционирования модуля служебных систем в составе КА. Техническим результатом изобретения является сокращение времени изготовления КА. 3 з.п. ф-лы, 1 ил.

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано при создании бортовых систем управления космических аппаратов (КА). Бортовая система управления космическим аппаратом (КА) содержит бортовую аппаратуру командно-измерительной системы (БА КИС) со средством защиты информации от несанкционированного доступа, циркулирующей в системе управления КА. Причем бортовая система управления состоит из бортового центрального вычислительного комплекса, систем телеметрического контроля и блока управления бортового комплекса управления, а в цепь питания БА КИС вводится блок сетевых фильтров, состоящий из фильтрующих элементов и конденсаторов. Параметры фильтрующих элементов, обеспечивающих требуемое затухание сигналов, выбираются исходя из характеристик сигналов. Технический результат изобретения заключается в ослаблении сигналов, наведенных в цепь питания КА от БА КИС, посредством сетевых фильтров до безопасных величин. 1 з.п. ф-лы, 2 ил.

Использование: в области электротехники. Технический результат - повышение удельных энергетических характеристик и надежности эксплуатации системы электропитания (СЭП) космических аппаратов (КА). Согласно способу электропитания космического аппарата от солнечной батареи, солнечная батарея подключена через устройство поворотное с токосъемниками к входным плюсовой и минусовой шинам стабилизированного преобразователя напряжения, аккумуляторная батарея подключена своими плюсовой и минусовой шинами к входу разрядного и выходу зарядного устройств, причем стабилизатор напряжения солнечной батареи выполнен в виде мостового инвертора с 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. При этом солнечную батарею выбирают с максимальным начальным выходным током, исходя из конструктивных возможностей используемых токосъемников поворотного устройства космического аппарата, а выходное напряжение в рабочей точке в конце ресурса выбирают исходя из соотношения: UСБ≥Рн/(IСБ, kпр), где Рн - максимальная мощность нагрузки с учетом мощности для заряда аккумуляторной батареи, Вт; UСБ - выходное напряжение солнечной батареи в рабочей точке в конце ресурса, B; IСБ - выходной ток солнечной батареи в рабочей точке в конце ресурса, A; kпр – коэффициент, учитывающий потери на преобразование напряжения, а число фотопреобразователей в одной последовательной цепи солнечной батареи выбирают исходя из соотношения: , где Uэл - напряжение одного фотопреобразователя в рабочей точке в конце ресурса солнечной батареи, B. 1 ил.

Изобретение относится к электротехнической промышленности и может быть использовано при разработке и эксплуатации литий-ионных аккумуляторных батарей, в том числе в автономных системах электропитания искусственных спутников Земли (ИСЗ). Способ эксплуатации литий-ионной аккумуляторной батареи заключается в проведении зарядно-разрядных циклов, хранении в заряженном состоянии и балансировке аккумуляторов по напряжению, при этом балансировку проводят путем подзаряда от индивидуальных источников напряжения или тока с одновременным разрядом каждого аккумулятора на индивидуальные резисторы, равные между собой по величине сопротивления, которую определяют исходя из соотношения: R=Uмах акк/Iподз, где R - величина сопротивления резистора, Ом; Uмах акк - максимальное значение напряжения аккумулятора, В; Iподз - величина тока подзаряда при максимальном значении напряжения аккумулятора, А. Повышение надежности эксплуатации литий-ионной аккумуляторной батареи является техническим результатом изобретения. 3 з.п. ф-лы, 2 ил.

Изобретение относится, преимущественно, к наземным электротехническим испытаниям космических аппаратов (КА). Циклограммы электрических проверок КА (1) заложены в блок (4.1) формирования директив оператора. При подключении или отключении бортовых источников КА (солнечных или аккумуляторных батарей) или их наземных имитаторов ИБС (2) и ИАБ (3) - производится допусковый контроль дискретных и аналоговых параметров по данным бортовой системы телеизмерения и контроля. Контролируется сопротивление изоляции бортовых шин, формируются директивы и протокол испытаний, отображается их текущее состояние. При подключении имитаторов ИБС (2) и ИАБ (3) на них устанавливают защиту по максим. величине выходного тока в два этапа: миним. величину – на первом этапе и требуемую для последующей работы – на втором этапе. В случае срабатывания защиты блокируется включение КА (1) до устранения нештатной ситуации (напр., короткого замыкания). Техническим результатом изобретения является повышение надежности процесса электрических проверок КА. 1 ил.

Изобретение относится к электротехнической промышленности. Способ заряда литий-ионной аккумуляторной батареи из «n» последовательно соединенных аккумуляторов заключается в контроле напряжения аккумуляторов, отключении заряда по достижении напряжения любого из аккумуляторов заданного максимального значения и балансировке, во время проведения заряда аккумуляторной батареи, аккумуляторов по напряжению подразрядом на балансировочные резисторы. Параллельно аккумуляторам через замыкающиеся контакты подключают балансировочные резисторы. При включении заряда выбирают аккумулятор с наименьшим текущим напряжением. На остальных аккумуляторах замыкают контакты в цепях балансировочных резисторов. Сравнивают величину текущего напряжения каждого аккумулятора UTi с текущим напряжением аккумулятора с изначально незамкнутым контактом в цепи балансировочного резистора UT0 и при UTi≤UT0, контакт в цепи балансировочного резистора соответствующего аккумулятора размыкают. Изобретение позволяет повысить надежность и упростить способ эксплуатации литий-ионной аккумуляторной батареи. 1 з.п. ф-лы, 1 ил.

Изобретение относится к электротехнической промышленности. Способ эксплуатации литий-ионной аккумуляторной батареи в автономной системе электропитания искусственного спутника Земли (ИСЗ) заключается в проведении зарядов, хранении в заряженном состоянии подзарядов, при необходимости, разрядов, контроле напряжения аккумуляторов, отключении неисправных аккумуляторов из последовательной цепи аккумуляторов аккумуляторной батареи, 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. Балансировку аккумуляторов по напряжению проводят в процессе заряда (подзаряда) аккумуляторной батареи. По окончании заряда (подзаряда) оценивают максимальную текущую величину разбаланса аккумуляторов. Изобретение позволяет повысить надежность эксплуатации литий-ионной батареи в автономной системе электропитания ИСЗ. 1 з.п. ф-лы, 1 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.

Использование: в области электротехники в системах электропитания искусственных спутников Земли (ИСЗ). Технический результат - повышение удельных энергетических характеристик и качества выходного напряжения автономной системы электропитания ИСЗ. Способ заключается в том, что в автономной системе электропитания искусственного спутника Земли от солнечной батареи и комплекта из вторичных источников электроэнергии - аккумуляторных батарей, осуществляют стабилизацию напряжения на нагрузке, содержащей в своем составе бортовую ЭВМ, систему телеметрии и командно-измерительную радиолинию, и проводят заряд и разряд аккумуляторных батарей через индивидуальные зарядные и разрядные преобразователи. При этом мощность зарядных преобразователей рассчитывают исходя из суммарной мощности нагрузки и мощности, необходимой для заряда аккумуляторных батарей, а стабилизацию напряжения на нагрузке проводят только разрядными преобразователями, при этом каждый зарядный преобразователь управляется по величине тока заряда - в режиме заряда соответствующей аккумуляторной батареи и установленному уровню собственного выходного напряжения, а после полного заряда соответствующей аккумуляторной батареи управление по току заряда блокируют. Кроме того, цепь заряда-разряда аккумуляторной батареи блокируют диодом, включенным в направлении протекания тока разряда аккумуляторной батареи и зашунтированным контактами дополнительно введенного коммутатора, связанного с нагрузкой. При этом величину уровня собственного выходного напряжения зарядного преобразователя выбирают не более напряжения разомкнутой цепи заряженной аккумуляторной батареи и при этом предусматривают регулирование величины уровня собственного выходного напряжения зарядного преобразователя в процессе эксплуатации. 3 з.п. ф-лы, 1 ил.

Изобретение относится к электротехнике, а именно к системам электроснабжения (СЭС) космических аппаратов (КА). Технический результат - повышение надежности процесса восстановления работоспособности СЭС после возникновения аварийных ситуаций. Предлагается способ управления автономной системой электроснабжения, заключающийся в управлении стабилизатором напряжения и зарядно-разрядными устройствами в зависимости от входного и выходного напряжений системы, контроле степени заряженности и разряженности аккумуляторных батарей. В случае потери ориентации солнечных батарей на Солнце, аварийном разряде аккумуляторных батарей и отключении части разрядных устройств прекращают управление разрядными устройствами по сигналам об уровне заряженности. После восстановления ориентации солнечных батарей на Солнце сначала проводят заряд аккумуляторных батарей до некоторого значения емкости, а затем разрешают работу разрядных устройств. 1 ил.

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.

Заявленное изобретение относится к способам питания космического аппарата. Для электропитания космического аппарата обеспечивают совместную работу солнечной батареи и литий-ионной аккумуляторной батареи на бортовую нагрузку, заряжают аккумуляторную батарею от солнечной батареи, измеряют и контролируют основные параметры бортовым комплексом управления с бортовой электронной вычислительной машиной, производят поэлементный контроль напряжений аккумуляторов в аккумуляторной батарее и наличие тока ее разряда. При появлении тока разряда блокируют проведение балансировки аккумуляторов, а при исчезновении - продолжают. Обеспечивается повышение эффективности использования литий-ионных аккумуляторных батарей в составе системы электропитания низколетящего космического аппарата. 1 ил.

Изобретение относится к электротехнике, а именно к системам электроснабжения (СЭС) космических аппаратов (КА). Технический результат - повышение надежности эксплуатации при эффективном использовании аккумуляторных батарей. Способ заключается в контроле степени заряженности аккумуляторных батарей, управлении зарядными и разрядными устройствами в зависимости от входного и выходного напряжения системы электроснабжения и уровня заряженности аккумуляторных батарей. Осуществляют запрет на работу соответствующего зарядного устройства при достижении предельного уровня заряженности данной аккумуляторной батареи, снимают этот запрет при снижении уровня заряженности до определенного значения. Осуществляют запрет на работу соответствующего разрядного устройства при достижении минимального уровня заряженности данной аккумуляторной батареи и снимают этот запрет при достижении определенного уровня заряженности данной аккумуляторной батареи. Контроль степени заряженности аккумуляторных батарей и управление работой зарядными устройствами проводят с использованием двух независимых контуров: аппаратного и программного, причем программный контур контроля и управления связан с бортовой ЭВМ и является основным, а аппаратный контур контроля и управления используют в качестве резервного контура. 1 ил.

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано при изготовлении космических аппаратов (КА). Изготавливают комплектующие, собирают КА с системой электропитания с солнечными, аккумуляторными батареями и стабилизированным преобразователем напряжения с общей шиной, проводят электрические испытания, сборку схем испытаний КА на функционирование, проводят испытания на воздействие механических нагрузок, проводят термовакуумные испытания, проводят заключительные испытания, при проектировании схем испытаний соединители в силовых цепях аккумуляторных батарей выбирают с розетками, перед стыковкой выбранных соединителей предварительно контролируют отсутствие гальванической связи цепей с корпусом КА через дополнительно предусмотренные от цепей контролируемых соединителей выводы с токоограничительными резисторами по величине напряжения между контролируемыми цепями и шинами аккумуляторных батарей, стыкуют соединители при сборке схем испытаний. Изобретение позволяет обеспечить безаварийность процесса изготовления КА. 3 з.п. ф-лы, 1 ил.

Изобретение относится к электротехнической промышленности и может быть использовано при изготовлении космических аппаратов (КА). Способ электрических проверок космических аппаратов заключается в проведении включения и выключения КА, включая подключение или отключение бортовых источников электропитания или их наземных имитаторов. Автоматизированной системой выдаются команды управления, допускового контроля дискретных и аналоговых параметров по данным бортовой системы телеизмерения и контроля поставленных на слежение параметров бортовой вычислительной системы. Контролируются также сопротивление изоляции бортовых шин относительно корпуса и технологические сигнальные параметры КА. Формируются директивы автоматической программы и оператора в ручном режиме, а также протокол испытаний и отображение текущего состояния процесса испытаний. Сопротивление индивидуальных резисторов выбирают исходя из геометрической прогрессии. Техническим результатом изобретения является повышение надежности процесса электрических проверок КА. 1 з.п. ф-лы, 1 ил.

Изобретение относится к электротехнике, а именно к автономным системам электропитания (СЭП) космических аппаратов (КА), использующим в качестве первичных источников энергии батареи солнечные (БС), а в качестве накопителей энергии - аккумуляторные батареи (АБ). Технический результат - повышение надежности эксплуатации КА при возникновении аварийных ситуаций, связанных с нерасчетным понижением или повышением выходного напряжения системы электроснабжения. Способ питания нагрузки постоянным током в автономной системе электропитания космического аппарата состоит в том, что управляют стабилизатором напряжения, зарядными и разрядными устройствами в зависимости от входного и выходного напряжения системы электропитания. При этом с помощью измерительных шунтов контролируют ток нагрузки и токи заряда-разряда аккумуляторных батарей. Кроме того, контролируют выходное напряжение системы электропитания с помощью пороговых датчиков и отключают сеансную нагрузку при достижении пороговых значений выходного напряжения. Дополнительно контролируют динамику переходных процессов изменения выходного напряжения и тока нагрузки во времени с помощью быстродействующих запоминающих устройств, которые запускают по достижении пороговых значений выходного напряжения. Повторное включение сеансной нагрузки проводят после анализа результатов запомненной динамики переходных процессов. 1 з.п. ф-лы, 1 ил.

Способ изготовления космического аппарата относится к космической технике. Способ заключается в том, что производят сборку космического аппарата, проводят электрические испытания на функционирование, испытания на воздействие механических нагрузок, термовакуумные испытания определенным образом. Перед проведением испытаний на воздействие механических нагрузок рассчитывают емкость аккумуляторных батарей, необходимую для проведения работ, заряжают штатные аккумуляторные батареи на суммарную емкость, превышающую расчетную величину. При превышении расчетного значения суммарной емкости батарей делят период работ на части, удовлетворяющие условию расчетной емкости. Контролируют и поддерживают исходное состояние системы электропитания. Обеспечивается функциональная надежность способа изготовления космического аппарата. 2 з.п. ф-лы, 1 ил.

Изобретение относится к наземным испытаниям, в т.ч. при изготовлении космических аппаратов (КА). КА содержит систему электропитания с бортовыми источниками: солнечными (СБ) и аккумуляторными (АБ) батареями, а также стабилизированным преобразователем напряжения (СПН) с зарядными и разрядными преобразователями. СПН служит для согласования работы СБ и АБ и питания стабильным напряжением модулей служебных систем и полезной нагрузки. Способ предусматривает включение и выключение КА (в т.ч. наземных имитаторов АБ и СБ), автоматизированную выдачу команд управления, допусковый контроль дискретных и аналоговых параметров от системы телеизмерения, параметров бортовой вычислительной системы и др. В процессе проверок КА дополнительно контролируют аналоговые параметры наземных имитаторов АБ и СБ и в совокупности с дискретными и аналоговыми параметрами от системы телеизмерения формируют вторичные параметры для последующего их допускового контроля. В качестве последних используют рассчитанные по определенным формулам величины собственного потребления СПН, зарядных и разрядных преобразователей, а также - падения напряжения в цепях наземных имитаторов АБ и СБ. Вторичные параметры служат для дополнительной оценки работоспособности КА. Техническим результатом изобретения является повышение надежности электрических проверок КА. 9 з.п. ф-лы, 2 ил.

Предлагаемое изобретение относится к электротехнической промышленности и может быть использовано при эксплуатации никель-водородных аккумуляторных батарей в автономных системах электропитания космических аппаратов, эксплуатируемых на низкой околоземной орбите. Технический результат - повышение надежности эксплуатации и живучести КА. Предлагается способ эксплуатации никель-водородных аккумуляторных батарей системы электропитания космического аппарата, эксплуатирующегося на низкой околоземной орбите, заключающийся в том, что аккумуляторную батарею циклируют в режиме заряда-разряда, задаваемом бортовой автоматикой системы электропитания, степень заряда аккумуляторных батарей ограничивают по датчикам давления, размещенным в отдельных аккумуляторах аккумуляторной батареи на уровне 60-80% полной емкости, контролируют параметры каждой аккумуляторной батареи, например текущую электрическую емкость, напряжение, температуру. Поставленная задача решается тем, что периодически, один раз в сутки, степень заряда аккумуляторных батарей ограничивают по датчикам давления, размещенным в отдельных аккумуляторах аккумуляторной батареи на уровне 90-95% полной емкости, причем степень заряженности 90-95% выбирают с учетом средневитковой температуры аккумуляторной батареи. 2 ил.

Изобретение относится к электротехнической промышленности и может быть использовано при проектировании автономных систем электропитания искусственных спутников Земли (ИСЗ). Технический результат - повышение удельных энергетических характеристик и надежности автономной системы электропитания ИСЗ. Предлагается способ питания нагрузки постоянным током в автономной системе электропитания искусственного спутника Земли от солнечной батареи и комплекта из вторичных источников электроэнергии - аккумуляторных батарей, содержащих Nакк аккумуляторов, соединенных последовательно, заключающийся в стабилизации напряжения на нагрузке, проведении заряда и разряда аккумуляторных батарей через индивидуальные зарядные и разрядные преобразователи, при этом разрядные преобразователи выполнены без вольтодобавочных узлов, для чего число аккумуляторов Nакк в каждой аккумуляторной батарее выбирают из соотношения: Nакк≥(Uн+1)/Uакк.мин, где Nакк - число аккумуляторов в последовательной цепи каждой аккумуляторной батареи; Uн - напряжение на выходе автономной системы электропитания, В; Uакк.мин - минимальное разрядное напряжение одного аккумулятора, В, зарядные преобразователи выполнены без вольтодобавочных узлов, для чего напряжение в рабочей точке солнечной батареи выбирают из соотношения:Uрт>Uакк.макс·Nакк+1, где Uрт - напряжение в рабочей точке солнечной батареи в конце гарантированного ресурса ее работы, В; Uакк.макс - максимальное зарядное напряжение одного аккумулятора, В, при этом рассчитанное число аккумуляторов Nакк дополнительно увеличивают исходя из соотношения: Nакк≥(Uн+1)/Uакк.мин+Nотказ, где Nотказ - число допустимого отказа аккумуляторов, а стабилизацию напряжения на нагрузке и заряд аккумуляторных батарей проводят с использованием экстремального регулирования напряжения солнечной батареи. 2 ил.

Изобретение относится к электротехнической промышленности и может быть использовано при разработке и последующей эксплуатации аккумуляторов и аккумуляторных батарей (АБ) различных типов в автономных системах электроснабжения космических аппаратов (КА), в частности искусственных спутников земли (ИСЗ). Технический результат заключается в уменьшении расхождения отдельных аккумуляторов по емкости. Поставленная задача решается тем, что в аккумуляторной батарее космического аппарата, состоящей из n аккумуляторов, соединенных последовательно, и теплопередающих устройств типа «тепловая труба», в центральные области электродных блоков аккумуляторов встроена испарительная часть теплопередающих устройств, а конденсаторные части теплопередающих устройств находятся в тепловом контакте с корпусом аккумуляторов. Заявляемая конструкция аккумуляторной батареи космического аппарата позволяет снизить разницу температур внутри аккумулятора (так называемый «температурный градиент»), что ведет к уменьшению расхождения отдельных аккумуляторов по емкости. В результате увеличивается разрешенная безопасная глубина циклирования, что равнозначно уменьшению деградации удельной энергии батареи. 6 ил.

Изобретение относится к электротехнической промышленности и может быть использовано при создании автономных систем электропитания (СЭП) искусственных спутников Земли (ИСЗ). Техническим результатом заявляемого изобретения является повышение функциональной надежности автономной системы электропитания ИСЗ.Указанный технический результат достигается тем, что предусматривают дополнительные, к «m», одну или несколько секций параллельного короткозамкнутого стабилизированного преобразователя, которые подключают через развязывающие диоды к секциям первичного источника ограниченной мощности. При этом мощность дополнительных секций параллельного короткозамкнутого стабилизированного преобразователя рассчитывают исходя из мощности допустимого количества отказавших секций параллельного короткозамкнутого стабилизированного преобразователя. 1 з.п. ф-лы, 1 ил.

Изобретение относится, главным образом, к испытаниям систем энергоснабжения космических аппаратов (КА) при изготовлении преимущественно спутников связи. Система электропитания КА содержит солнечные (СБ) и аккумуляторные (АБ) батареи, стабилизированный преобразователь напряжения (СПН) с зарядным (ЗП) и разрядным (РП) преобразователями и стабилизатором выходного напряжения (8). СПН служит для согласования работы СБ и АБ и стабильного питания служебных систем и полезной нагрузки КА. При изготовлении КА СБ (1) отстыкована от КА (соединители (2) и (2-1), (3) и (3-1) разомкнуты). АБ (5) связана «-» с общей минусовой шиной, а «+» - через соединители (5-2) и (5-1) (на схеме они разомкнуты) - с ЗП (6) и РП (7). Вместо СБ на вход СПН (4) через соединители (2-1) и (3-1) подключен имитатор (9) СБ, а вместо АБ (5) - к ЗП (6) и РП (7) имитатор (10) АБ. Дополнительно имитатор (10) подключен к КА через выносной емкостной фильтр (12) с блоком конденсаторов (12-1) в непосредственной близости от ЗП (6) и РП (7). Емкость фильтра (12) выбирают экспериментально из условия ограничения уровня пульсаций напряжения. Питание имитаторов (9) и (10) осуществляется от промышленной сети через кабели (9-1) и (10-1) и систему гарантированного электроснабжения (11/1) и (11/2) соответственно. Техническим результатом изобретения является повышение надежности качественного изготовления КА. 1 з.п. ф-лы, 1 ил.

Изобретение относится к электротехнической промышленности и может быть использовано при создании автономных систем электропитания (СЭП) искусственных спутников Земли (ИСЗ). Техническим результатом изобретения является повышение функциональной надежности автономной системы электропитания ИСЗ. Для достижения технического результата предлагается способ питания нагрузки постоянным током в автономной системе электропитания искусственного спутника Земли от первичного источника ограниченной мощности, например солнечной батареи, и вторичного источника электроэнергии, например аккумуляторной батареи, заключающийся в стабилизации «n» номиналов напряжения нагрузки и согласовании работы первичного и вторичного источников электроэнергии, причем вначале стабилизируют напряжение на нагрузке, имеющей максимальное входное напряжение питания посредством параллельного короткозамкнутого стабилизированного преобразователя, содержащего силовой транзисторный ключ и схему управления с широтно-импульсным модулятором, а стабилизацию напряжения остальных нагрузок проводят от шин питания первой нагрузки сериесными стабилизированными преобразователями, при этом согласование работы первичного и вторичного источников электроэнергии проводят только на первом уровне стабилизации напряжения, кроме того, первичный источник ограниченной мощности делят на «m» секций, стабилизируемых индивидуально посредством «m» секций параллельного короткозамкнутого стабилизированного преобразователя. 1 з.п. ф-лы, 1 ил.

Изобретение относится к управлению ориентацией искусственных спутников Земли (ИСЗ) с солнечными батареями (СБ). В составе ИСЗ (3) дополнительно предусматривают автономный контур (АК) управления ориентацией ИСЗ относительно направления на Солнце (2). При нарушении точности данной ориентации прекращают ориентацию ИСЗ с использованием бортового компьютера одновременно относительно направлений на Солнце и на Землю (1). При этом включают указанный АК, а СБ (5) устанавливают в фиксированное положение относительно корпуса ИСЗ для получения максимальной их освещенности. Возобновление ориентации ИСЗ с использованием бортового компьютера осуществляют по радиокоманде с Земли. Точность ориентации ИСЗ на Солнце м.б. оценена по текущим параметрам системы электропитания ИСЗ. Признаком нарушения данной ориентации может служить начало работы системы электропитания в режиме разряда бортовых аккумуляторных батарей, при полете вне теневых участков орбиты (4). Техническим результатом изобретения является обеспечение живучести ИСЗ при его длительной автономной эксплуатации в космосе. 2 з.п. ф-лы, 1 ил.

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 электротехнике, а именно к системам электроснабжения (СЭС) космических аппаратов (КА). Техническим результатом заявляемого изобретения является повышение надежности эксплуатации АБ в составе СЭС КА. Предлагается способ управления автономной системой электроснабжения космического аппарата, содержащей солнечную батарею и «N» аккумуляторных батарей, где «N»≥1, стабилизатор напряжения, включенный между солнечной батареей и нагрузкой, и «N» зарядных и разрядных устройств, заключающийся в управлении стабилизатором напряжения, зарядными и разрядными устройствами в зависимости от входного и выходного напряжения системы электроснабжения, напряжения аккумуляторных батарей, запрете на работу соответствующего зарядного устройства при достижении предельного уровня зарядного напряжения аккумуляторной батареи либо ее аккумуляторов, снятии этого запрета при достижении определенного уровня напряжения аккумуляторной батареи, запрете на работу соответствующего разрядного устройства при достижении предельного уровня разрядного напряжения аккумуляторной батареи либо ее аккумуляторов, снятии этого запрета при достижении определенного уровня напряжения аккумуляторной батареи, либо ее аккумуляторов. Поставленная задача решается тем, что устанавливают минимальный период времени достижения предельного уровня зарядного напряжения аккумуляторной батареи либо ее аккумуляторов от момента включения заряда, при этом при включении заряда и достижении предельного уровня напряжения аккумуляторной батареи либо ее аккумуляторов в течение времени менее установленного минимального периода включают режим ограничения тока заряда по установленному уровню напряжения заряда аккумуляторной батареи. При этом минимальный период времени достижения предельного уровня напряжения аккумуляторной батареи либо ее аккумуляторов устанавливают не более 1 минуты. Кроме того, отключение режима ограничения тока заряда по установленному уровню напряжения заряда аккумуляторной батареи проводят после снижения зарядного напряжения ниже установленного уровня напряжения заряда. 2 з.п. ф-лы, 1 ил.

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано для изготовления космического аппарата (КА). Изготавливают комплектующие, собирают КА из системы электропитания с солнечными и аккумуляторными батареями (САБ), стабилизированным преобразователем с зарядным и разрядным преобразователями, модуля служебных систем, полезной нагрузки, проводят электрические испытания КА на функционирование, термовакуумные, заключительные с применением имитаторов САБ, подключенных к промышленной сети через систему гарантированного электроснабжения с блокированием работы зарядных преобразователей стабилизированного преобразователя напряжения системы электропитания наземными средствами либо работающих по зарядному интерфейсу без рекуперации энергии заряда в промышленную сеть, проводят испытания на воздействие механических нагрузок и на контроль стыковки солнечных и аккумуляторных батарей с применением штатных аккумуляторных и солнечных батарей. Изобретение позволяет повысить функциональные возможности и надежность процесса электроиспытаний КА. 1 ил.

Изобретение относится к космической технике. Способ изготовления космического аппарата, содержащего систему электропитания в составе солнечных батарей, аккумуляторных батарей и стабилизированного преобразователя напряжения, включающий сборку космического аппарата, проведение электрических испытаний на функционирование, испытаний на воздействие механических нагрузок и термовакуумных испытаний. Испытания на функционирование и термовакуумные испытания проводят с применением технологических функциональных имитаторов солнечных и аккумуляторных батарей. Дополнительно к выходу системы электропитания подключают наземный стабилизатор напряжения с выходным напряжением в пределах стабилизируемого уровня напряжения системы электропитания. В исходном состоянии на выходе наземного стабилизатора напряжения устанавливают напряжение, соответствующее нижнему стабилизируемому уровню напряжения системы электропитания. При возникновении аварийной ситуации - верхнему стабилизируемому уровню напряжения системы электропитания. Переключение наземного стабилизатора напряжения с нижнего на верхний уровень стабилизации напряжения проводят по появлении на выходе тока. Изобретение направлено на повышение функциональной надежности при проведении наземных электрических испытаний. 1 з.п. ф-лы, 1 ил.

Изобретение относится к электропитанию космических аппаратов (КА), в частности телекоммуникационных КА. Способ включает сборку КА, в т.ч. системы его электропитания, содержащей солнечные (СБ) и аккумуляторные (АБ) батареи, а также стабилизированный преобразователь напряжения (СПН) для согласованного питания от СБ и АБ служебных систем КА. После подготовки источников питания к работе проводят электрические испытания КА. При этом входные силовые цепи СПН в выключенном состоянии со стороны СБ шунтируют накоротко маломощными релейными коммутаторами. Подключение силовых цепей СБ к СПН проводят в условиях ограничения величины естественного освещения. О величине этого освещения можно судить по току короткого замыкания какой-либо секции СБ, измеренному перед проведением указанного подключения. СБ м.б. выполнены из нескольких секций с общей шиной в одной из полярностей. Контроль стыковки СБ проводят путем измерения тока на этой шине в процессе поочередной засветки секций СБ маломощным осветителем. Техническим результатом изобретения является повышение удельных энергетических характеристик системы электропитания КА. 2 з.п. ф-лы, 1 ил.

Изобретение относится к электротехнической промышленности. Способ заключается в стабилизации напряжения на нагрузках и согласовании работы первичного и вторичного источников электроэнергии, причем вначале стабилизируют напряжение на нагрузке, имеющей максимальное выходное напряжение питания посредством параллельного стабилизированного преобразователя, а стабилизацию напряжения остальных нагрузок проводят от шин питания первой нагрузки сериесными стабилизированными преобразователями, при этом согласование работы первичного и вторичного источников электроэнергии проводят только на первом уровне стабилизации напряжения. Первичный источник ограниченной мощности делят на «m» секций, силовой транзисторный ключ параллельного короткозамкнутого стабилизированного преобразователя делят на «m» единичных силовых транзисторных ключей и каждую секцию первичного источника ограниченной мощности стабилизируют соответствующим силовым транзисторным ключом параллельного стабилизированного преобразователя, при этом управление силовыми транзисторными ключами проводят от общей схемы управления с широтно-импульсным модулятором. Технический результат - повышение функциональной надёжности. 1 з.п. ф-лы, 1 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.

Изобретение относится к телеметрии и сжатию данных при трансляции данных измерений в системах контроля и мониторинга, при проведении измерений в труднодоступных местах, а также при хранении измерительных данных, например, в черных ящиках самолетов и судов. Техническим результатом является ограничение количества данных при проведении измерений, а также повышение скорости кодирования данных с обеспечением безопасности данных. В способе создают контекст для сжатия измерительных данных, при котором энтропия измерительных данных, характерных для конкретных устройств, обеспечивающих измерения, и условий проведения измерений, настраивается, в том числе посредством модуляции измерительных параметров, для реальной и/или требуемой точности измерений, а коэффициент сжатия и состав передаваемых/сохраняемых данных настраиваются посредством системы исходных данных, представляющей собой один или несколько связанных массивов данных о параметрах измерений и один или несколько массивов данных о составе измерений. 2 н. и 5 з.п. ф-лы, 5 ил.

Заявляемое изобретение относится к электротехнической промышленности и может быть использовано при создании никель-водородных аккумуляторных батарей и автономных систем электропитания космических аппаратов (КА). Техническим результатом изобретения является повышение надежности эксплуатации никель-водородной аккумуляторной батареи в составе КА. Поставленная задача решается тем, что термостатирование поверхностей аккумуляторов, не находящихся в тепловом сопряжении с термоплатой, проводят путем принудительного нагрева вершин полусфер аккумуляторов электронагревателями. Кроме того, термостатирование поверхностей аккумуляторов, не находящихся в тепловом сопряжении с термоплатой, путем принудительного нагрева вершин полусфер аккумуляторов электронагревателями проводят в процессе хранения аккумуляторной батареи в заряженном состоянии, при отсутствии токов заряда и разряда. При этом в автономной системе электропитания космического аппарата для реализации способа зарядные преобразователи выполнены с двумя уровнями ограничения по выходному напряжению: уровень проведения заряда и уровень отключенного заряда, последний - с напряжением менее напряжения разомкнутой цепи аккумуляторной батареи, кроме того, на выходе зарядных преобразователей установлены дополнительные выпрямители для подключения соединенных в последовательную цепь всех электронагревателей через управляемые коммутаторы этой цепи. 2 н. и 1 з.п. ф-лы, 1 ил.
Мы будем признательны, если вы окажете нашему проекту финансовую поддержку!

 


Наверх