Способ управления автономной системой электроснабжения космического аппарата


 


Владельцы патента RU 2460196:

Открытое акционерное общество "Информационные спутниковые системы" им. академика М.Ф. Решетнёва (RU)

Изобретение относится к электротехнике, 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). Способ управления автономной системой электроснабжения космического аппарата, содержащей солнечную батарею, подключенную к нагрузке через стабилизатор напряжения сериесного или короткозамкнутого типа, причем нагрузка в своем составе содержит сеансную и дежурную составляющие, в том числе систему ориентации с управляющими гироскопическими устройствами и бортовую ЭВМ, «n» аккумуляторных батарей, связанных однополярными шинами с общей шиной солнечной батареей и нагрузки, а шинами противоположной полярности - с соответствующими «n» зарядными и «n» разрядными устройствами, имеющими обратные связи по напряжению нагрузки, заключающийся в стабилизации выходного напряжения автономной системой электроснабжения, путем управления стабилизатором напряжения и зарядно-разрядными устройствами в зависимости от входного и выходного напряжения системы электроснабжения. Технический результат - повышение качества выходного напряжения - достигается тем, что управление работой управляющих гироскопических устройств реализуют исходя из условия непревышения их мощности рекуперации Pрек текущей мощности нагрузки Pн: Pрек<pн. 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).

Известен способ управления автономной системой электроснабжения (патент РФ №2059988, H02J 7/35), содержащей солнечную батарею (СБ), стабилизатор напряжения, включенный между солнечной батареей и нагрузкой, «n» аккумуляторных батарей и по «n» (по числу АБ) зарядных и разрядных устройств, а также для каждой АБ - устройства контроля степени заряженности.

В известной СЭС осуществляется непрерывное управление стабилизатором напряжения, зарядными и разрядными устройствами в зависимости от входного (напряжение СБ) и выходного (напряжения нагрузки) напряжений СЭС. При этом зарядные устройства обеспечивают заряд АБ, а стабилизатор напряжения и разрядное устройство обеспечивают питание потребителей.

Цепи непрерывного управления (обратной связи) зарядного устройства подключены к шине СБ и шине нагрузки, а цепи непрерывного управления стабилизатора напряжения и разрядного устройства подключены к шине нагрузки.

В зависимости от степени заряженности (или разряженности) АБ производится блокировка или разрешение работы зарядного устройства и разрядного устройства.

Такое управление обеспечивает длительную автономную работу СЭС. Однако известный способ не обеспечивает защиту от отрицательного влияния гироскопических устройств системы ориентации КА на качество выходного напряжения СЭС. Отрицательное влияние гироскопических устройств проявляется в том, что при их торможении рекуперируется мощность на шины нагрузки СЭС, и, если эта мощность превышает текущую мощность нагрузки, на шинах нагрузки может возникнуть нерасчетное повышенное напряжение.

Следует отметить, что при использовании шунтового стабилизатора напряжения, когда шины солнечной батареи и нагрузки общие (без учета выходного фильтра), вся избыточная мощность будет сброшена на балластное сопротивление и возникновение перенапряжения на шинах нагрузки исключено, а вот при работе сериесного или короткозамкнутого стабилизатора напряжения возникновение перенапряжений на шинах нагрузки реально.

Известен способ управления автономной системой электроснабжения (патент РФ №2168828, H02J 7/36), 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, блокировки работы соответствующего зарядного устройства при достижении предельного уровня заряженности данной аккумуляторной батареи, снятии этой блокировки при достижении определенного уровня разряженности данной аккумуляторной батареи, блокировки работы соответствующего разрядного устройства при достижении предельного уровня разряженности данной аккумуляторной батареи, снятии этой блокировки при достижении определенного уровня заряженности данной аккумуляторной батареи.

Этот способ принят за прототип заявляемому изобретению.

В то же время известный способ, как и предыдущий, также не обеспечивает защиту от отрицательного влияния работы гироскопических устройств системы ориентации КА на качество выходного напряжения СЭС.

Задачей заявляемого изобретения является повышение качества выходного напряжения СЭС в процессе эксплуатации КА.

Поставленная задача решается тем, что при управлении автономной системой электроснабжения космического аппарата, содержащей солнечную батарею, подключенную к нагрузке через стабилизатор напряжения сериесного или короткозамкнутого типа, причем нагрузка в своем составе содержит сеансную и дежурную составляющие, в том числе систему ориентации с управляющими гироскопическими устройствами и бортовую ЭВМ, «n» аккумуляторных батарей, связанных однополярными шинами с общей шиной солнечной батареи и нагрузки, а шинами противоположной полярности - с соответствующими «n» зарядными и «n» разрядными устройствами, имеющими обратные связи по напряжению нагрузки, заключающийся в стабилизации выходного напряжения автономной системой электроснабжения, путем управления стабилизатором напряжения и зарядно-разрядными устройствами в зависимости от входного и выходного напряжения системы электроснабжения, управление работой управляющих гироскопических устройств реализуют исходя из условия непревышения их мощности рекуперации Pрек текущей мощности нагрузки Pн: Pрек<Pн. Кроме того, при применении короткозамкнутого стабилизатора напряжения дополнительно контролируют заранее установленный минимальный уровень измеряемого тока нагрузки и при снижении тока нагрузки ниже заранее установленного минимального уровня снимают блокировку, при ее наличии, на работу зарядных устройств на время до последующего восстановления измеряемого тока нагрузки выше установленного минимального уровня или включение режима торможения управляющих гироскопических устройств сопровождают снятием блокировки, при ее наличии, на работу зарядных устройств с последующим восстановлением исходного состояния по завершении режима торможения.

Действительно, токи рекуперации имеют направление протекания, противоположное току нагрузки, и соответственно уменьшают контролируемую величину тока нагрузки, при этом если мощность рекуперации превысит текущую мощность нагрузки, то развязывающий силовой диод короткозамкнутого стабилизатора напряжения (или силовой транзистор сериесного стабилизатора) будет заперт более высоким напряжением нагрузки, ограниченным сверху только вольт-амперной характеристикой источника рекуперируемой мощности (гироскопического устройства). Появление на нагрузке несанкционированного повышенного напряжения может привести к сбоям в работе бортовой аппаратуры КА и к возникновению неисправностей.

Для короткозамкнутого стабилизатора напряжения, в случае работы зарядного устройства, резерв мощности для компенсации мощности рекуперации увеличивается на величину мощности, потребляемой зарядным устройством на заряд аккумуляторной батареи. При этом если зарядное устройство рассчитано на заряд всей избыточной мощностью солнечной батареи, то указанный резерв практически не ограничен, иначе он ограничен максимальным зарядным током, что в основном вполне достаточно для решения задачи по компенсации мощности рекуперации. Однако зарядное устройство в определенные моменты может быть отключено: при полном заряде аккумуляторной батареи или при отсутствии мощности солнечной батареи (теневой участок орбиты), когда нагрузка питается от аккумуляторной батареи через разрядное устройство. Обе перечисленные причины блокировки работы зарядного устройства (если управление зарядным устройством реализовано через бортовую ЭВМ) могут быть при необходимости сняты простыми программными средствами. При этом мощность рекуперации, превышающая текущую мощность нагрузки, будет направлена на заряд аккумуляторной батареи и напряжение на нагрузке останется стабильным.

Мощность рекуперации гироскопических устройств при эксплуатации КА составляет в среднем от 20 Вт до 200 Вт. При этом длительность рекуперации (длительность торможения гироскопических устройств при штатной эксплуатации КА) не превышает 2 минут. В пересчете на 27 В (наиболее распространенный номинал выходного напряжения СЭС КА) это составит от 1,85 А до 7,4 А. Если принять минимальную дежурную нагрузку КА 5 А, то оставшийся для заряда аккумуляторной батареи ток 2,4 А (максимальная величина) за время 2 минуты соответствует энергоемкости 2,4·1/30=0,08 А·ч, а с учетом того, что зарядное напряжение аккумуляторной батареи более чем в полтора раза выше выходного напряжения СЭС КА - порядка 0,05 А·ч. Причем это без учета КПД зарядного устройства и самой аккумуляторной батареи по зарядному току, что еще более снизит указанную энергоемкость, а при использовании в СЭС нескольких аккумуляторных батарей распределится между ними.

Учитывая, что величина энергоемкости рекуперации, которая может быть использована на заряд аккумуляторных батарей, незначительна, возможность их перезаряда этой энергоемкостью исключена, тем более, что ограничение штатного заряда аккумуляторной батареи всегда предусматривает определенный технологический запас.

На фиг.1 приведена функциональная схема автономной системы электроснабжения КА для реализации заявляемого способа (в рассматриваемом примере используется короткозамкнутый стабилизатор напряжения и, для простоты, описана СЭС с одной аккумуляторной батареей).

Автономная система электроснабжения КА содержит солнечную батарею 1, подключенную к нагрузке 2, через короткозамкнутый стабилизатор напряжения 3 (развязывающий силовой диод 3-1) и выходной фильтр 4, аккумуляторную батарею 6, подключенную через зарядное устройство 5 к выходу короткозамкнутого стабилизатора напряжения 3, а через разрядное устройство 7 к входу выходного фильтра 4.

При этом нагрузка 2 в своем составе содержит бортовую ЭВМ, систему телеметрии и командно-измерительную радиолинию (на схеме не показано). Кроме того, в цепи питания нагрузки 2 установлен токовый измерительный шунт 2-1 для измерения потребляемого тока.

Зарядное устройство 5 состоит из регулирующего ключа 5-4, управляемого схемой управления 5-3, вольтодобавочного узла, выполненного на трансформаторе 5-5, транзисторах 5-1 и выпрямителя на диодах 5-2.

Разрядное устройство 7 состоит из регулирующего ключа 7-2, управляемого схемой управления 7-1.

Короткозамкнутый стабилизатор напряжения 3 состоит из развязывающего силового диода 3-1, регулирующего ключа 3-2, управляемого схемой управления 3-3.

Схемы управления: 5-3 зарядного устройства 5, 7-1 - разрядного устройства 7, 3-3 - короткозамкнутого стабилизатора напряжения 3, выполнены в виде широтно-импульсных модуляторов, входом подключенных к шинам стабилизируемого напряжения (нагрузки 2).

Устройство работает следующим образом. В процессе эксплуатации аккумуляторная батарея 6 работает в основном в режиме хранения с дозарядами от солнечной батареи 1 через зарядные устройства 5. При этом зарядное устройство 5 работает в режиме заряда всей избыточной мощностью солнечной батареи 1 с ограничением по предельному току. При полном заряде аккумуляторной батареи 6 работа зарядного устройства запрещается.

Такой режим работы позволяет содержать аккумуляторную батарею 6 в постоянной готовности на случай аварийных ситуаций (потеря ориентации ИСЗ на Солнце) или на прохождение штатных теневых участков орбиты.

Питание нагрузки 2 осуществляется при этом от солнечной батареи 1 через стабилизатор напряжения 3.

При прохождении теневых участков орбиты либо при нарушении ориентации нагрузка 2 питается от аккумуляторной батареи 6 через разрядное устройство 7.

В процессе эксплуатации КА проводят работы с системой ориентации по корректировке пространственного положения КА, что связано, в том числе, с торможением гироскопических устройств. При этом обеспечивают, по результатам анализа информации о величине тока нагрузки, условие непревышения мощности (тока) рекуперации текущей мощности (току) нагрузки. Измерение тока нагрузки проводят посредством токового измерительного шунта 2-1. При этом появляющийся ток рекуперации имеет противоположное току нагрузки направление и снижает его измеряемое значение.

В случае снижения измеряемого тока нагрузки ниже установленного минимального уровня по заранее заложенной в бортовую ЭВМ программе формируется снятие блокировки на работу зарядного устройства 5 (при наличии таковой в текущем состоянии работы зарядного устройства). Снятие блокировки на работу зарядного устройства может быть проведено также по программе или по команде с Земли через командно-измерительную радиолинию при выполнении работ, связанных с торможением гироскопических устройств. После повышения измеряемого тока нагрузки до величины, превышающей минимальное его значение, блокировку работы зарядного устройства восстанавливают (если в предшествующем состоянии она имела место). Более простой вариант заключается в том, что включение режима торможения гироскопических устройств сопровождают снятием блокировки, при ее наличии, на работу зарядных устройств с последующим восстановлением исходного состояния по завершении режима торможения.

Таким образом, заявляемый способ управления автономной системой электроснабжения космического аппарата позволяет устранить отрицательное влияние рекуперации в режиме торможения гироскопических устройств системы ориентации КА на выходное напряжение СЭС, что повышает качество выходного напряжения СЭС в процессе эксплуатации КА.

1. Способ управления автономной системой электроснабжения космического аппарата, содержащей солнечную батарею, подключенную к нагрузке через стабилизатор напряжения сериесного или короткозамкнутого типа, причем нагрузка в своем составе содержит сеансную и дежурную составляющие, в том числе систему ориентации с управляющими гироскопическими устройствами и бортовую ЭВМ, n аккумуляторных батарей, связанных однополярными шинами с общей шиной солнечной батареи и нагрузки, а шинами противоположной полярности - с соответствующими n зарядными и n разрядными устройствами, имеющими обратные связи по напряжению нагрузки, заключающийся в стабилизации выходного напряжения автономной системой электроснабжения путем управления стабилизатором напряжения и зарядно-разрядными устройствами в зависимости от входного и выходного напряжений системы электроснабжения, отличающийся тем, что управление работой управляющих гироскопических устройств реализуют исходя из условия непревышения их мощности рекуперации Pрек текущей мощности нагрузки Pн: Pрек<Pн.

2. Способ управления автономной системой электроснабжения космического аппарата по п.1, отличающийся тем, что при применении короткозамкнутого стабилизатора напряжения дополнительно контролируют заранее установленный минимальный уровень измеряемого тока нагрузки и при снижении тока нагрузки ниже заранее установленного минимального уровня снимают блокировку, при ее наличии на работу зарядных устройств на время до последующего восстановления измеряемого тока нагрузки выше установленного минимального уровня.

3. Способ управления автономной системой электроснабжения космического аппарата по п.1, отличающийся тем, что при применении короткозамкнутого стабилизатора напряжения включение режима торможения управляющих гироскопических устройств сопровождают снятием блокировки, при ее наличии на работу зарядных устройств с последующим восстановлением исходного состояния по завершении режима торможения.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к электротехнике, в частности к проблеме питания нагрузок на два уровня напряжения. .

Изобретение относится к области электротехники, в частности к системам электропитания радиотехнических станций с несколькими источниками. .

Изобретение относится к системам электроснабжения (СЭС) космических аппаратов (КА)

Изобретение относится к электротехнике. Электрическое устройство включает основной корпус, выполненный с возможностью соединения с блоком батарей. Соединительная часть для соединения блока батарей образована на основном корпусе электрического устройства. Поддерживающая контакты пластина (30), имеющая, по меньшей мере, одну пару контактов блока батарей для соединения контактов блока батарей, закреплена на соединительной части. Контакты расположены на стороне передней поверхности поддерживающей контакты пластины, которая открыта со стороны соединительной части. Электрический компонент (51, 53) расположен на стороне задней поверхности поддерживающей контакты пластины. Технический результат заключается в исключении влияния магнитного поля, создаваемого двигателем, на электрический компонент. 2 н. и 10 з.п. ф-лы, 5 ил.

Изобретение относится к электротехнике, а именно к системам электроснабжения (СЭС) геостационарных 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 эффективности использования аккумуляторных батарей при прохождении геостационарного КА «теневых» участков орбиты. Предлагается Способ управления автономной системой электроснабжения геостационарного космического аппарата, содержащей солнечную батарею и «n» аккумуляторных батарей, стабилизатор напряжения, включенный между солнечной батареей и нагрузкой, и «n» зарядных и разрядных устройств, заключающийся в контроле степени заряженности (разряженности) аккумуляторных батарей, управлении зарядными и разрядными устройствами в зависимости от входного и выходного напряжения системы электроснабжения и уровня заряженности аккумуляторных батарей, запрете на работу соответствующего зарядного устройства при достижении предельного уровня заряженности данной аккумуляторной батареи, снятии этого запрета при снижении уровня заряженности до определенного значения, запрете на работу соответствующего разрядного устройства при достижении минимального уровня заряженности данной аккумуляторной батареи, снятии этого запрета при достижении определенного уровня заряженности данной аккумуляторной батареи, при этом в составе космического аппарата установлена бортовая ЭВМ для контроля состояния и управления работой космического аппарата и командно-измерительная радиолиния. 1 з.п. ф-лы, 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 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.
Наверх