Космический аппарат


 


Владельцы патента RU 2509691:

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

Изобретение относится к системам энергоснабжения и терморегулирования космических аппаратов (КА). Система терморегулирования КА содержит приборы для отбора, подвода и сброса тепла. Система энергоснабжения КА содержит солнечную батарею, комплекс автоматики и стабилизации напряжения, аккумуляторные батареи (АБ), устройства контроля АБ. В составе КА имеется также бортовой комплекс управления с бортовой вычислительной машиной (БВМ). При этом устройства контроля АБ включены в канал обмена информацией между указанными комплексом автоматики и стабилизации напряжения и БВМ. Последняя снабжена программой контроля тока нагрузки КА и перераспределения токов разряда каждой АБ. Ток разряда каждой АБ устанавливают по току нагрузки КА, текущей емкости данной АБ и суммарной емкости АБ, с учетом разницы напряжения нагрузки и среднего разрядного напряжения АБ. Дополнительно БВМ может быть снабжена программой контроля величины избыточной мощности солнечной батареи и управления токами заряда каждой АБ. Эти токи вычисляются по указанной избыточной мощности, среднему зарядному напряжению АБ и указанным текущей и суммарной емкостям АБ. Техническим результатом изобретения является повышение эффективности использования комплекта аккумуляторных батарей и улучшение эксплуатационных возможностей системы электропитания и КА в целом. 3 з.п. ф-лы, 1 ил.

 

Изобретение относится к области космической техники и может быть использовано при проектировании космических аппаратов (КА).

Космический аппарат представляет собой (см. Космические аппараты. Под общей редакцией К.П.Феоктистова, М., Воениздат, 1993, [1]) техническое устройство, состоящее из целевой аппаратуры и обеспечивающих систем.

В качестве целевой аппаратуры используется преимущественно связная аппаратура. В число обеспечивающих систем входят: система электропитания (СЭП), система ориентации КА, бортовой комплекс управления, система терморегулирования и другие системы в зависимости от типа и назначения КА.

К числу систем современных КА, по сути определяющих срок активного существования КА, относится в первую очередь система электропитания, у которой наиболее критичным звеном являются аккумуляторные батареи (АБ).

Для обеспечения эффективного использования АБ очень важно проводить непрерывный мониторинг их текущего технического состояния, своевременно проводить различные профилактические мероприятия для восстановления энергетических характеристик и обеспечивать оптимальные режимы заряда и разряда.

Известен КА (патент RU №2227108), содержащий устройства и приборы, установленные на обшивках сотовых панелей со встроенным жидкостным коллектором и имеющие входы и выходы, соединенные между собой трубопроводами.

Недостатком известного КА является то, что в нем решаются вопросы обеспечения температурного режима бортовых устройств и приборов КА и не рассматриваются вопросы повышения эффективности его эксплуатации по целевому назначению.

Наиболее близким по технической сущности заявляемому КА является КА, описанный в патенте RU №2164881, содержащий отсек с целевой аппаратурой, герметичный приборный отсек, агрегатный отсек с комплексной двигательной установкой, систему терморегулирования с гидравлическими контурами и приборами для отбора, подвода и сброса тепла, в том числе выполненными в виде термоплат со штатными и технологическими гидравлическими каналами, систему электропитания, состоящую из солнечной батареи, установленного в приборном отсеке комплекса автоматики и стабилизации напряжения, размещенных в агрегатном отсеке никель-водородных аккумуляторных батарей, установленных внутри каждой батареи датчиков давления, чувствительных к изменению текущей электрической емкости батарей, а также бортовой комплекс управления с бортовой вычислительной машиной, причем указанные датчики давления через устройства преобразования сигнала включены в канал обмена информацией между указанными комплексом автоматики и стабилизации напряжения и бортовой вычислительной машиной, которая снабжена программой, корректирующей режим работы аппарата в зависимости от глубины разряда аккумуляторных батарей и определяющей суммарную глубину разряда. Этот КА принят за прототип.

Недостатком известного КА является то, что в нем не решаются вопросы обеспечения оптимальных режимов заряда комплекта АБ при ограниченной избыточной мощности солнечной батареи и разряда комплекта АБ с обеспечением максимальной суммарной мощности, что снижает эффективность использования комплекта аккумуляторных батарей и ухудшает эксплуатационные возможности системы электропитания и КА в целом.

Задачей заявляемого изобретения является повышение эффективности использования комплекта аккумуляторных батарей и улучшение эксплуатационных возможностей системы электропитания и КА в целом.

Поставленная задача достигается тем, что в космическом аппарате, содержащем систему терморегулирования с приборами для отбора, подвода и сброса тепла, систему электропитания, состоящую из солнечной батареи, комплекса автоматики и стабилизации напряжения, аккумуляторных батарей, устройств контроля аккумуляторных батарей, а также бортовой комплекс управления с бортовой вычислительной машиной, устройства контроля аккумуляторных батарей включены в канал обмена информацией между указанными комплексом автоматики и стабилизации напряжения и бортовой вычислительной машиной, которая снабжена программой, контроля тока нагрузки и перераспределения токов разряда каждой аккумуляторной батареи. При этом токи разряда каждой аккумуляторной батареи устанавливают исходя из соотношения

Iразр.i=k·Iн·Ci/∑Ci, где

Iразр.i - ток разряда i-й аккумуляторной батареи, А;

k - коэффициент, учитывающий разницу напряжения нагрузки и среднего разрядного напряжения аккумуляторных батарей;

Iн - ток нагрузки космического аппарата, А;

Ci - текущая емкость i-й аккумуляторной батареи, А·ч.

Кроме того, дополнительно бортовая вычислительная машина снабжена программой контроля величины избыточной мощности солнечной батареи и управления токами заряда каждой аккумуляторной батареи, в пределах величины избыточной мощности солнечной батареи. При этом токи заряда каждой аккумуляторной батареи устанавливают исходя из соотношения

Iзар.i=(Ризб/Uаб)/(Ci·∑1/Ci), где

Iзар.i - ток заряда i-й аккумуляторной батареи, А;

Ризб - избыточная мощность солнечной батареи, Вт;

Uаб - среднее зарядное напряжение аккумуляторной батареи, В;

Ci - текущая емкость i-й аккумуляторной батареи, А·ч.

Действительно, при наличии в составе КА бортового комплекса управления с бортовой вычислительной машиной расчет необходимых режимов и управление разрядными и зарядными преобразователями может быть реализовано программными средствами.

Текущая емкость аккумуляторных батарей (Ci) определяется по текущему напряжению, для литий-ионных аккумуляторных батарей, или по давлению водорода, для никель-водородных аккумуляторных батарей (см. прототип).

Мощности нагрузки рассчитываются исходя из напряжения и токов нагрузки.

Избыточная мощность солнечной батареи (Ризб) рассчитывается как разница между мощностью солнечной батареи и мощностью нагрузки. При этом следует отметить, что для параллельных (короткозамкнутых или шунтовых) преобразователей текущая мощность солнечной батареи определяется перемножением текущего напряжения и тока, а для последовательных (сериесных) преобразователей необходимо использовать дополнительно коэффициенты пересчета.

При наличии в комплекте аккумуляторных батарей разницы в степени их заряженности необходимо перераспределить и разрядные токи каждой АБ таким образом, чтобы все аккумуляторные батареи комплекта могли подойти к своему полному разряду одновременно. Это позволит системе электропитания обеспечить максимальную разрядную мощность всего комплекта АБ.

Задача распределения токов разряда может быть решена с использованием формулы

Iразр.i=k·Iн·Ci/∑Ci, где

Iразр.i - ток разряда i-й аккумуляторной батареи, А;

k - коэффициент, учитывающий разницу напряжения нагрузки и среднего разрядного напряжения аккумуляторных батарей;

Iн - ток нагрузки космического аппарата, А;

Ci - текущая емкость i-й аккумуляторной батареи, А·ч.

Приведем пример: в комплекте АБ две АБ с текущими емкостями 20 и 30 А·ч. Ток нагрузки космического аппарата равен 50 А, коэффициент учитывающий разницу напряжения нагрузки и среднего разрядного напряжения аккумуляторных батарей примем равным 1. Рассчитаем величины токов разряда

Iразр.1=1·50·20/∑(20+30)=20 А, Iразр.2=30 А.

Разряд в таком режиме потенциально позволяет использовать всю имеющуюся в комплекте аккумуляторных батарей емкость до полного их разряда.

Это повышает эффективность использования комплекта аккумуляторных батарей и улучшает эксплуатационные возможности системы электропитания и КА в целом.

Вторая задача заключается в том, что при наличии ограниченной величины избыточной мощности солнечной батареи, недостаточной для штатного заряда всех аккумуляторных батарей комплекта, важное значение приобретает правильное распределение имеющейся избыточной мощности солнечной батареи для заряда каждой конкретной аккумуляторной батареи. В основу этого распределения должно быть положено обеспечение максимальной разрядной мощности комплекта АБ в случае перехода в любой момент системы электропитания в режим разряда (при недостатке или отсутствии текущей мощности солнечной батареи). Иными словами, более разряженная АБ должна заряжаться большим током в сравнении с менее разряженной АБ.

Эта задача может быть решена с использованием формулы

Iзар.i=(Pизб/Uаб)/(Ci·∑1/Ci), где

Iзар.i - ток заряда i-й аккумуляторной батареи, А;

Ризб - избыточная мощность солнечной батареи, Вт;

Uаб - среднее зарядное напряжение аккумуляторной батареи, В;

Ci - текущая емкость i-й аккумуляторной батареи, А·ч.

В приведенном выше примере установим величину избыточной мощности солнечной батареи (Ризб) 800 Вт, а среднее разрядное напряжение аккумуляторной батареи - 40 В.

Рассчитаем величины токов заряда

Iзар1=(800/40)/(20·∑1/20+1/30)=12 А, Iзар.2=8 А.

Заряд в таком режиме позволит эффективно использовать всю имеющуюся избыточную мощность солнечной батареи и при этом нивелировать существующий разбаланс всех АБ комплекта по емкости. По мере заряда соотношение токов заряда каждой АБ меняется, пока не станет равным друг другу.

На фиг.1 приведен пример функциональной схемы автономной системы электропитания КА для реализации заявляемого изобретения.

В рассматриваемом примере используются две аккумуляторные батареи и соответствующее количество зарядных и разрядных преобразователей.

Автономная система электропитания ИС3 содержит солнечную батарею 1, подключенную к нагрузке 2, через преобразователь напряжения 3, аккумуляторные батареи 41-42, подключенные через зарядные преобразователи 51-52 к солнечной батарее 1, а через разрядные преобразователи 61-62 к входу выходного фильтра преобразователя напряжения 3.

При этом нагрузка 2 в своем составе содержит бортовой комплекс управления с бортовой вычислительной машиной (на схеме не показано), а так же измерительный шунт 2-1 для контроля тока нагрузки.

Параллельно аккумуляторным батареям 41-42 подключены устройства контроля аккумуляторных батарей 71-72, связанные входом с аккумуляторными батареями 41-42 для контроля напряжения и температуры аккумуляторов, а выходом с нагрузкой 2.

В цепи заряда-разряда аккумуляторных батарей установлены измерительные шунты 81-82.

Каждый зарядный преобразователь 51-52 состоит из регулирующего ключа 9, управляемого схемой управления 10.

Каждый разрядный преобразователь 61-62 состоит из регулирующего ключа 11, управляемого схемой управления 12 и вольтодобавочного узла 13.

Преобразователь напряжения 3 состоит из регулирующего ключа 14, управляемого схемой управления 15, входного фильтра - конденсатор 16 и выходного фильтра на диоде 17, дросселе 19 и конденсаторе 18.

Схемы управления: 10 зарядных преобразователей 51-52, 12 - разрядных преобразователей 61-62, 15 - преобразователя напряжения 3, выполнены в виде широтно-импульсных модуляторов, входом подключенных к шинам стабилизируемого напряжения. Схемы управления 10 зарядных преобразователей 51-52 дополнительно связаны с измерительными шунтами 81-82 и нагрузкой 2.

Устройство работает следующим образом. В процессе эксплуатации аккумуляторные батареи 41-42 работают в основном в режиме хранения и периодических дозарядов от солнечной батареи 1 через зарядные преобразователи 51-52. Такой режим работы позволяет содержать их в постоянной готовности на случай аварийных ситуаций (потеря ориентации ИС3 на Солнце) или на прохождение штатных теневых участков орбиты.

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

При прохождении теневых участков орбиты, либо при нарушении ориентации нагрузка 2 питается от аккумуляторных батарей 41-42 через разрядные преобразователи 61-62.

Устройства контроля 71-72 контролируют напряжение, для литий-ионных аккумуляторных батарей, или давление водорода, для никель-водородных аккумуляторных батарей и температуру аккумуляторов аккумуляторных батарей 41-42 и передают информацию об их состоянии в нагрузку 2.

В процессе эксплуатации аккумуляторной батареи, автоматически или, по результатам анализа телеметрических данных, по командам с Земли через командно-измерительную радиолинию запускаются программы по корректировке текущих токов разряда или токов заряда в комплекте АБ в зависимости от текущих емкостей АБ.

Таким образом, заявляемое изобретение позволяет повысить эффективности использования комплекта аккумуляторных батарей и улучшить эксплуатационные возможности системы электропитания и КА в целом.

1. Космический аппарат, содержащий систему терморегулирования с приборами для отбора, подвода и сброса тепла, систему электропитания, состоящую из солнечной батареи, комплекса автоматики и стабилизации напряжения, аккумуляторных батарей, устройств контроля аккумуляторных батарей, а также бортовой комплекс управления с бортовой вычислительной машиной, отличающийся тем, что указанные устройства контроля аккумуляторных батарей включены в канал обмена информацией между указанными комплексом автоматики и стабилизации напряжения и бортовой вычислительной машиной, которая снабжена программой контроля тока нагрузки и перераспределения токов разряда каждой аккумуляторной батареи.

2. Космический аппарат по п.1, отличающийся тем, что токи разряда каждой аккумуляторной батареи устанавливают исходя из соотношения
Iразр.i=k·Iн·Ci/∑Ci,
где
Iразр.i - ток разряда i-й аккумуляторной батареи, А;
k - коэффициент, учитывающий разницу напряжения нагрузки и среднего разрядного напряжения аккумуляторных батарей;
Iн - ток нагрузки космического аппарата, А;
Ci - текущая емкость i-й аккумуляторной батареи, А·ч.

3. Космический аппарат по п.1, отличающийся тем, что дополнительно бортовая вычислительная машина снабжена программой контроля величины избыточной мощности солнечной батареи и управления токами заряда каждой аккумуляторной батареи, в пределах величины избыточной мощности солнечной батареи.

4. Космический аппарат по п.3, отличающийся тем, что токи заряда каждой аккумуляторной батареи устанавливают исходя из соотношения
Iзар.i=(Ризб/Uаб)/(Ci·∑1/Ci),
где
Iзар.i - ток заряда i-й аккумуляторной батареи, А;
Ризб - избыточная мощность солнечной батареи, Вт;
Uаб - среднее зарядное напряжение аккумуляторной батареи, В;
Ci - текущая емкость i-й аккумуляторной батареи, А·ч.



 

Похожие патенты:

Изобретения относятся к эксплуатации систем терморегулирования (СТР), преимущественно пилотируемых космических объектов, а также могут быть использованы в ряде областей наземной научно-технической и хозяйственной деятельности.

Изобретение относится к системам термостатирования (СТС) энергоемкого оборудования космических объектов (КО). СТС содержит две двухполостные жидкостные термоплаты (22), на которые устанавливается оборудование.

Изобретение относится к конструкции космического аппарата (КЛ) и его бортовым, главным образом, терморегулирующим системам. КЛ конструктивно объединяет модули целевой аппаратуры и служебных систем и снабжен термостабилизирующим кожухом, выполненным в виде прямоугольного параллелепипеда.

Изобретение относится к системам терморегулирования (СТР) космических аппаратов (КА), преимущественно телекоммуникационных спутников. .

Изобретение относится к области испытательной техники и направлено на создание простого и безопасного для операторов, работающих в герметично изолированных от внешних сред обитаемых помещениях, оперативного способа определения местонахождения негерметичного участка гидравлической магистрали системы терморегулирования объекта после установления факта негерметичности, что обеспечивается за счет того, что при осуществлении способа определения местоположения негерметичного участка замкнутой гидравлической магистрали, снабженной побудителем расхода и гидропневматическим компенсатором температурного изменения объема рабочего тела, снижают давление среды в газовой полости гидропневматического компенсатора до уровня стабилизации этого давления в пределах погрешности измерения.

Изобретение относится к космической технике, в частности к посадочным и перелетным межпланетным космическим аппаратам, и может быть использовано для обеспечения теплового режима электронного и другого оборудования, предназначенного для длительного, автономного функционирования на Луне, на Марсе, а также на Земле в суровых климатических условиях.

Изобретение относится к системам терморегулирования космических аппаратов, преимущественно телекоммуникационных спутников. .

Изобретение относится к системам терморегулирования (СТР) космических аппаратов (КА), преимущественно телекоммуникационных спутников. .

Изобретение относится к устройству для отвода тепловых потерь, а также к системе ионного ускорителя с таким устройством. .

Изобретение относится к созданию и эксплуатации систем терморегулирования космических аппаратов, преимущественно телекоммуникационных спутников. .

Изобретение относится к источникам электроснабжения космического аппарата. Пары балок, стыкующихся крайними балками с космическим аппаратом, размещены по трем продольным плоскостям вокруг космического аппарата.

Группа изобретений относится к космической технике, в частности к перемещению в межпланетном пространстве с использованием ресурсов космоса, и может быть использована для ударного воздействия на опасные космические объекты (ОКО).

Изобретение относится к космической технике. Способ изготовления космического аппарата включает сборку космического аппарата, содержащего систему электропитания с солнечными батареями, аккумуляторными батареями и стабилизированным преобразователем напряжения, подготовку источников электроэнергии к работе, проведение электрических испытаний космического аппарата на функционирование, испытаний на воздействие механических нагрузок, электротермовакуумных испытаний, а также заключительных испытаний, включая контроль стыковки солнечных и аккумуляторных батарей.

Изобретение относится к системам энергоснабжения наземных потребителей из космоса. .

Изобретение относится к сборке и испытаниям бортовых систем космического аппарата (КА), преимущественно системы электропитания телекоммуникационного КА. .

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано при создании телекоммуникационных космических аппаратов. .
Изобретение относится к космическим транспортным системам, их энергообеспечению, способам доставки грузов в космос и организации грузообмена между космическими аппаратами.

Изобретение относится к области космической техники и может быть использовано при проектировании космических аппаратов (КА) негерметичного исполнения с радиационным охлаждением.

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.
Наверх