Способ проведения ресурсных испытаний аккумуляторов космического назначения и устройство для его реализации

 

Изобретение относится к области космической электротехники и может быть использовано при проведении ресурсных испытаний оборудования ИСЗ, в частности аккумуляторных батарей (АБ). Предлагаемый способ заключается в том, что испытания проводят в составе ИСЗ в процессе его летной эксплуатации на фрагментах оборудования, функционально равнозначных их полномасштабному аналогу, в определенном режиме подключения к предлагаемой автономной системе электропитания, содержащей солнечные батареи (СБ), связанные с нагрузкой через преобразователь (П) напряжения АБ, подключенные через зарядные П к СБ, а через разрядные П - к нагрузке, включающей в себя бортовую ЭВМ и другие служебные системы ИСЗ, причем модуль фрагмента оборудования (АБ) снабжен терморегулирующей плитой с установленными на ней последовательно соединенными АБ, индивидуальные зарядный и разрядный П, связанные с СБ и нагрузкой, а также с бортовой ЭВМ, при этом число АБ в модуле выбирается, исходя из располагаемого избытка мощности СБ, собственных электротехнических характеристик модуля и энергопотребления в дежурном режиме ИСЗ. 2 с.п. ф-лы, 1 ил.

Предлагаемое изобретение относится к области электротехники космического назначения и может быть использовано при решении задач ресурсных испытаний аккумуляторных батарей ИСЗ.

Важнейшей задачей при создании ИСЗ является обеспечение его долговременной работы по целевому назначению.

Особенность космической техники заключается в том, что она, как правило, не подлежит ремонту. Объясняется это прежде всего тем, что стоимость средств выведения значительно превышает стоимость самого ИСЗ.

Обеспечение требуемого ресурса ИСЗ реализуется путем теоретических расчетов и схемотехники, с последующим подтверждением ресурсными испытаниями аппаратуры.

Существуют нормативные документы на проведение ресурсных испытаний, например, РМ В 22.31.144-90, МО, [1], суть которых сводится к тому, что в наземных условиях воспроизводятся условия летной эксплуатации по внешним воздействующим факторам и режимам загрузки.

Аналогичный подход к ресурсным испытаниям имеет место и за рубежом. Например, в статье "Ресурсные испытания экспериментальной никель-водородной батареи в рамках программы ВВС" (Martin G. Gandel, "Life Cycle Test of Air Force Nickel-Hydrogen Flight Experiment Battery", Seatle, Washington, New York, N. Y., USA, 1980) [2] рассматриваются результаты ресурсных испытаний никель-водородной батареи при различных режимах и внешних условиях эксплуатации, проведенные в наземных условиях.

В счастье "Циклирование никель-водородных аккумуляторов. Ускоренные ресурсные испытания" (H. S. Lim, S. A.Verzwyvett, "Cycle life of Nickel-hydrogen cells. Accelerated cycle life test", San Diego, California, 1986 г. ) [3] рассматривается способ ускоренных ресурсных испытаний аккумуляторных батарей в наземных условиях (прототип), заключающийся в проведении циклирования аккумуляторов с контролем их энергетических характеристик.

Недостатком известных способов проведения ресурсных испытаний аккумуляторных батарей ИСЗ является невозможность полного воспроизведения летных условий эксплуатации (в основном - невесомость), что может искажать характер процессов, протекающих в испытываемых аккумуляторах, привести к неверным выводам.

В частности, в статье [2], в выводах, отмечается, что возникшая в процессе испытаний проблема (перераспределение электролита) возможно не имеет место в условиях летной эксплуатации в составе ИСЗ (в условиях невесомости).

Очевидно, что особенности эксплуатации аппаратуры в составе ИСЗ могут оказывать как благоприятные, так и неблагоприятные изменения в конечный результат (ресурс эксплуатации) по сравнению с наземными вариантами их воспроизведения.

Известна практика проведения ресурсных испытаний в составе ИСЗ в процессе его опытной эксплуатации, однако, это связано с огромными финансовыми затратами.

Известны автономные системы электропитания, описанные в книге "Микроэлектронные электросистемы. Применения в радиоэлектронике" под редакцией Ю.И.Конева, М.: Радио и связь, 1987, глава 7, стр. 184-199, [4].

Известные системы электропитания содержат солнечные батареи, аккумуляторные батареи со схемами защиты, подключенные к солнечной батарее и нагрузке через зарядные и разрядные преобразователи соответственно.

При этом, регулирование мощности солнечной батареи осуществляется параллельными (шунтовыми) преобразователями либо последовательными (сериесными) преобразователями.

Применительно к автономным системам электропитания ИСЗ с длительным ресурсом эксплуатации, регулирование мощности солнечной батареи посредством сериесного преобразователя более предпочтительно, так как, во-первых, отпадает необходимость рассчитывать преобразователь на всю начальную мощность солнечной батареи, а во-вторых, появляется возможность экстремального регулирования мощности, что позволяет более эффективно использовать мощность солнечной батареи, что особенно важно в конце длительного ресурса эксплуатации ИСЗ.

Автономная система электропитания с сериесным преобразователем известна также по авторскому свидетельству N 1106407; H 02 J 7/34, а с параллельным преобразователем - по авторскому свидетельству N 1538751, G 05 F 1/56.

Близкой по технической сути к предлагаемой автономной системе электропитания ИСЗ является автономная система электропитания, см. патент Российской Федерации N 2059988; H 02 J 7/35, содержащая солнечные батареи, связанные с нагрузкой через преобразователь напряжения и аккумуляторные батареи, подключенные через зарядные преобразователи к солнечным батареям, а через разрядные преобразователи - к нагрузке.

Недостатком известных автономных систем электропитания являются низкие функциональные возможности, не позволяющие в процессе выполнения ими основной целевой задачи (электропитания бортовой аппаратуры ИСЗ) выполнять какие-либо прикладные функции, в частности, решать задачи ресурсных испытаний аккумуляторных батарей ИСЗ.

Известны модули для проведения ресурсных испытаний, например, "Устройство для испытания химического источника тока" по авт. свид. N 1403935, H 01 M 10/48; SU; 1985 (прототип).

Недостатком известных модулей является то, что они предназначены для испытания полномасштабных объектов электрооборудования в наземных условиях и не приспособлены для использования их в составе ИСЗ.

Целью предлагаемого изобретения является повышение достоверности результатов испытаний и сокращение материальных затрат при проведении ресурсных испытаний аккумуляторных батарей ИСЗ, а также расширение функциональных возможностей автономных систем электропитания ИСЗ.

Поставленная цель достигается тем, что испытания проводят в составе эксплуатируемого ИСЗ, причем, число аккумуляторов в модуле выбирается не более меньшего целого числа, определяемого из соотношений: n ≅ ΔP_бс·η/U_азmax·I_зmax , n ≅ P_{н деж}/U_{ар max} · I_{р max} где ΔP_бс - располагаемый избыток мощности солнечной батареи ИСЗ; η - КПД индивидуального зарядного преобразователя модуля; U_{аз max} - максимальное зарядное напряжение одного аккумулятора модуля; I_{з max} - максимальный зарядный ток модуля; P_{н деж} - мощность, потребляемая бортовой аппаратурой ИСЗ в дежурном режиме; U_{ар max} - максимальное разрядное напряжение аккумулятора модуля;
I_{р max} - максимальный разрядный ток модуля,
а накопленную модулем энергию используют для повышения энергетических возможностей ИСЗ,
а в автономную систему электропитания ИСЗ дополнительно введен модуль, содержащий терморегулирующую плиту с установленными на ней "п" последовательно соединенными аккумуляторами, индивидуальные зарядный и разрядный преобразователи, связанные с солнечной батареей и нагрузкой автономной системы электропитания, соответственно, и с бортовой ЭВМ.

Действительно, автономная система электропитания ИСЗ рассчитывается на длительный ресурс эксплуатации и, следовательно, имеет большой избыток начальной мощности солнечной батареи (30 - 40%), который, как правило, в процессе эксплуатации не используется. Кроме того, в процессе эксплуатации существующая загрузка системы по выходной мощности не постоянна. Например, ИСЗ, предназначенные для телевизионных передач, в определенные промежутки времени (определяемые поясным временем) находятся в дежурном режиме, когда сеансная аппаратура не включена, и имеющаяся в наличии мощность системы электропитания попросту не используется.

В то же время, практически каждый ИСЗ имеет небольшой запас по массе, который можно использовать для решения каких-либо "прикладных" задач.

Предлагаемое изобретение позволяет, используя реально существующий избыток мощности в автономной системе электропитания ИСЗ и его резерв по массе, решить задачу проведения ресурсных испытаний разрабатываемых аккумуляторных батарей ИСЗ непосредственно в реальных условиях в процессе эксплуатации существующих ИСЗ, что повышает достоверность испытаний и частично сокращает материальные затраты, т.к. исключает необходимость создания аппаратуры для воспроизведения летных условий.

На чертеже представлена функциональная схема автономной системы электропитания для реализации рассматриваемого способа.

Система содержит солнечную батарею 1, подключенную к нагрузке 2 через преобразователь напряжения 3, в данном примере конкретного исполнения последовательного типа, аккумуляторную батарею 4, подключенную через зарядный преобразователь 5 к солнечной батарее 1, а через разрядный преобразователь 6 к нагрузке. На чертеже разрядный преобразователь 6 подключен к нагрузке 2 через выходной фильтр последовательного преобразователя 3. При этом, нагрузка 2 в своем составе содержит бортовую ЭВМ, устройства терморегулирования, телеметрии и командно-измерительную радиолинию. Дополнительно в систему введен модуль 7, связанный с солнечной батареей 1 и нагрузкой 2.

Зарядный преобразователь состоит из регулирующего ключа 6в, управляемого схемой управления 9, вольтодобавочного узла, выполненного на трансформаторе 8, транзисторах 6а и 6б и выпрямителя на диодах 7а и 7б.

Разрядный преобразователь 6 состоит из регулирующего ключа 10, управляемого схемой управления 11.

Последовательный преобразователь 3 состоит из регулирующего ключа 13, управляемого схемой управления 18, входного фильтра - конденсатора 14 и выходного фильтра на диоде 16, дросселе 15 и конденсаторе 17.

Схемы управления преобразователями 9, 11, 18 выполнены в виде широтно-импульсных модуляторов, входом подключенных к шинам стабилизируемого напряжения. Схема управления 9 зарядного преобразователя 5 дополнительно связана с шунтом 12 в цепи заряда аккумуляторной батареи 4.

Модуль 7 состоит из последовательно соединенных аккумуляторов 8, установленных на терморегулирующую плиту с терморегулятором 22, связанным с нагрузкой 2.

Последовательная цепь аккумуляторов 8 подключена через измерительный шунт 25 и зарядный преобразователь, выполненный на регулирующем ключе 19 со схемой управления 20, к солнечной батарее 1, а через разрядный преобразователь, выполненный на регулирующем ключе 23 со схемой управления 21 и вольтодобавкой 24, к нагрузке (к выходному фильтру последовательного преобразователя 3).

Схемы управления 20 и 21 выполнены в виде широтно-импульсных модуляторов, связанных по управлению с нагрузкой 2 и шунтом 25, а вольтодобавка 24 может быть выполнена аналогично вольтодобавочному узлу зарядного преобразователя 5.

Последовательная цепь аккумуляторов 8 имеет также информационную связь с нагрузкой 2.

Система работает следующим образом. При наличии мощности солнечной батареи 1 напряжение на нагрузке 2 стабилизируется последовательным преобразователем 3. Избыточная мощность используется для заряда аккумуляторной батареи 4 и для питания модуля 7. При недостатке или отсутствии мощности солнечной батареи 1 напряжение на нагрузке 2 снижается и разрядный преобразователь 6 начинает отдавать недостающую мощность от аккумуляторной батареи 4 на нагрузку 2 из условия обеспечения установленного уровня стабилизации напряжения на нагрузке 2.

В процессе работы системы электропитания по своему основному функциональному назначению с нагрузки 2 производится управление работой модулем: контроль и управление работой терморегулятора 22, контроль аккумуляторов 8, включение и выключение зарядного и разрядного преобразователей модуля 7 через их схемы управления 20 и 21, регулирование уставок зарядного и разрядного токов.

Количество аккумуляторов в модуле ограничено сверху из следующих соображений:
1. Входная мощность зарядного преобразователя модуля не должна превышать минимальный расчетный избыток мощности солнечной батареи, чтобы не внести ограничений в выполнение целевых задач ИСЗ;
2. Выходная мощность разрядного преобразователя не должна превышать минимальную мощность нагрузки автономной системы электропитания, иначе нарушатся условия по обеспечению стабильности выходного напряжения системы.

Изложенное позволяет составить следующие соотношения:
U_азmaxI_зmax·n≅ΔP_бс·η,
U_{ар max} I_{р max} · n ≅ P_{н деж} или
n≅ΔP_бс·η/U_азmax·I_зmax
n≅P_{н деж}/U_apmax·I_pmax .
Следует отметить, что работа модуля разгружает стабилизатор напряжения солнечной батареи, т.к. часть мощности "перекачивается" в нагрузку через модуль и создает некоторый энергетический запас на случай аварийной ситуации (например, потеря ориентации на солнце), т.к. при отсутствии энергии от Солнца накопленная энергия модуля будет отдана в нагрузку.

Таким образом, предлагаемое техническое решение позволяет повысить достоверность результатов ресурсных испытаний, сократив при этом материальные затраты на их проведение, и расширить функциональные и энергетические возможности автономной системы электропитания ИСЗ.

Формула изобретения

1. Способ проведения ресурсных испытаний аккумуляторов космического назначения, заключающийся в проведении их циклирования, в составе модуля из последовательно соединенных аккумуляторов с контролем их энергетических характеристик, отличающийся тем, что испытания проводят в составе эксплуатируемого искусственного спутника Земли, причем число аккумуляторов n в модуле выбирается не более меньшего целого числа, определяемого из соотношений:
n≅ΔP_бc·η/U_{аз max}·I_{з max},
n ≅ P_Ндеж/U_{ap max} · I_{p max},
где ΔP_бc - располагаемый избыток мощности солнечной батареи спутника;
η - КПД индивидуального зарядного преобразователя модуля;
U_{аз max} - максимальное зарядное напряжение одного аккумулятора модуля;
I_зmax - максимальный зарядный ток модуля;
P_{н деж} - мощность, потребляемая бортовой аппаратурой спутника в дежурном режиме;
U_{ap max} - максимальное разрядное напряжение аккумулятора модуля;
I_{p max} - максимальный разрядный ток модуля,
а накопленную модулем энергию используют для повышения энергетических возможностей искусственного спутника Земли.

2. Автономная система электропитания искусственного спутника Земли, содержащая солнечные батареи, связанные с нагрузкой через преобразователь напряжения, аккумуляторные батареи, подключенные через зарядные преобразователи к солнечным батареям, а через разрядные преобразователи - к нагрузке, содержащей бортовую ЭВМ, устройства терморегулирования, телеметрии и командно-измерительной радиолинии, отличающаяся тем, что в нее дополнительно введен модуль, содержащий терморегулирующую плиту с установленными на ней последовательно соединенными аккумуляторами, индивидуальные зарядный и разрядный преобразователи, связанные соответственно с солнечной батареей и нагрузкой автономной системы электропитания, а также с бортовой ЭВМ.

РИСУНКИ

Рисунок 1