Способ питания нагрузки постоянным током в автономной системе электропитания искусственного спутника земли



Способ питания нагрузки постоянным током в автономной системе электропитания искусственного спутника земли

 


Владельцы патента RU 2548664:

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

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 к электротехнической промышленности и может быть использовано при создании автономных систем электропитания (СЭП) искусственных спутников Земли (ИСЗ).

Известны способы питания нагрузки постоянным током в автономных системах электропитания ИСЗ описанные в монографии «Системы электропитания космических аппаратов, Новосибирск, ВО "Наука", 1994 г. [1]».

Известные способы и автономные системы электропитания ИСЗ предусматривают стабилизацию напряжения от первичного источника ограниченной мощности (солнечной батареи) на нагрузке стабилизированными преобразователями различного типа.

Известен способ питания нагрузки постоянным током, предусматривающий наращивание мощности автономной системы электропитания установкой дополнительных модулей с обеспечением их равномерной загрузки (см. [1] главу 2, рис.2.14).

Однако такой подход (унифицированных модулей) применительно к космической технике неэффективен, так как неизбежно ведет к снижению удельных энергетических характеристик системы в целом.

Наиболее близким техническим решением является «Способ питания нагрузки постоянным током» - см. патент RU №2392718 от 17 ноября 2008 г., который выбран в качестве прототипа.

Известный способ заключается в питании нагрузки постоянным током с несколькими номиналами выходного напряжения от первичного источника ограниченной мощности, например солнечной батареи, и вторичного источника электроэнергии, например аккумуляторной батареи, заключающийся в стабилизации напряжения на нагрузке и согласовании работы первичного и вторичного источников электроэнергии, причем вначале стабилизируют напряжение на нагрузке, имеющей максимальное выходное напряжение питания посредством параллельного стабилизированного преобразователя, содержащего 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, отличающийся тем, что первичный источник электроэнергии делят на постоянно включенную основную и коммутируемые дополнительные секции, при этом мощность основной секции первичного источника электроэнергии выбирают по мощности дежурной нагрузки исходя из соотношения

P п и ( P д P з а р ) k д / η ,

где Рпи - мощность основной секции первичного источника электроэнергии;

Рд - мощность дежурной нагрузки;

Рзар - мощность для заряда аккумуляторных батарей;

η - коэффициент полезного действия системы стабилизированных преобразователей;

kд - коэффициент, учитывающий деградацию мощности первичного источника электроэнергии в течение ресурса,

а дополнительные секции первичного источника электроэнергии с мощностью каждой секции, не превышающей мощность основной секции первичного источника электроэнергии, подключают при недостатке мощности основной секции, при этом мощность параллельного стабилизированного преобразователя рассчитывают исходя из мощности основной секции первичного источника электроэнергии.

Известный способ позволяет достичь высоких удельных энергетических характеристик автономной системы электропитания ИСЗ, однако вопросы обеспечения функциональной надежности известным способом не решаются. Так, отказ коммутаторов или автоматики коммутации дополнительных секций первичного источника электроэнергии приведет к потере суммарной мощности первичного источника электроэнергии или к перенапряжению на шинах нагрузки. И то и другое может вывести ИСЗ из строя.

Задачей заявляемого изобретения является повышение функциональной надежности автономной системы электропитания ИСЗ.

Поставленная задача достигается тем, что в способе 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, заключающемся 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, 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.

Действительно, в случае отказа любого из «m» секций параллельного короткозамкнутого стабилизированного преобразователя, дополнительные, к «m», секции параллельного короткозамкнутого стабилизированного преобразователя, которые подключают через развязывающие диоды к секциям первичного источника ограниченной мощности, возьмут на себя образовавшуюся нерегулируемую мощность соответствующей секции первичного источника ограниченной мощности. Однако это произойдет, если мощность дополнительных секций параллельного короткозамкнутого стабилизированного преобразователя будет не менее мощности допустимого количества отказавших секций параллельного короткозамкнутого стабилизированного преобразователя.

Суть предлагаемого способа можно пояснить на примере функциональной схемы автономной системы электропитания, изображенной на фиг.1.

Устройство содержит солнечную батарею (первичный источник ограниченной мощности) 1, состоящую из секций 11, 12,…1m, подключенную к нагрузке 2 через диоды РД1, РД2,…,РДm в цепи каждой секции соответственно и выходной фильтр 3. Аккумуляторные батареи 4/1 и 4/2 подключены через зарядные преобразователи 5/1 и 5/2 и через разрядные преобразователи 6/1 и 6/2 к входу выходного фильтра 3, при этом входы разрядных преобразователей подключены к выходу выходного фильтра 3. Параллельный стабилизированный преобразователь 7 входом подключен к выходу выходного фильтра 3, а силовым транзисторным ключом разделенным также на «m» единичных силовых транзисторных ключей, подключен к каждой соответствующей секции первичного источника ограниченной мощности. Кроме того, к клеммам «+» и «-» нагрузки 2 подключено (n-1) сериесных преобразователей 81, 82,…8n-1, к выходу которых подключены нагрузки 21, 22,…2n-1, где n - число номиналов напряжения в автономной системе электропитания.

Зарядный преобразователь состоит из регулирующего ключа 9, управляемого схемой управления 10, вольтодобавочного узла, выполненного на трансформаторе Тр, транзисторах Т1 и Т2, выпрямителя на диодах D1 и D2.

Разрядный преобразователь 6 состоит из регулирующего ключа 11, управляемого схемой управления 12.

Параллельный стабилизированный преобразователь 7 состоит из «m» единичных силовых транзисторных ключей K1, K2,…Km и дополнительного ключа Km+1, управляемых общей схемой управления 13. При этом дополнительный ключ подключен параллельно ко всем секциям 11, 12,…1m через развязывающие диоды Д1, Д2,…Дm соответственно.

Сериесные преобразователи 81, 82,…8n-1 состоят из регулирующих ключей 14, управляемых схемами управления 15, и выходных фильтров 16.

Схемы управления преобразователями 10, 12, 13, 15 выполнены в виде широтно-импульсных модуляторов, входом подключенных к шинам стабилизируемого напряжения.

Устройство работает следующим образом.

В процессе эксплуатации питание нагрузки 2 осуществляется от солнечной батареи 1, состоящей из секций 11, 12,…1m, «развязанных» диодами РД1, РД2,…РДm (в цепи каждой секции соответственно), через выходной фильтр 3. При этом все секции постоянно подключены к нагрузке 2 и не коммутируются. Стабилизация напряжения на нагрузке 2 осуществляется параллельным короткозамкнутым стабилизированным преобразователем 7.

Аккумуляторная батарея 4 работает преимущественно в режиме хранения и периодических подзарядов от солнечной батареи 1 через зарядный стабилизированный преобразователь 5. При прохождении теневых участков орбиты, либо при нарушении ориентации нагрузка 2 питается от аккумуляторной батареи 4 через разрядный преобразователь 6.

Сериесные преобразователи 81, 82,…8n-1 постоянно работают в одном режиме от стабильного напряжения первой нагрузки 2.

В случае отказа любого из «m» секций параллельного короткозамкнутого стабилизированного преобразователя, дополнительная, к «m», секция параллельного короткозамкнутого стабилизированного преобразователя, подключенная через развязывающие диоды к секциям первичного источника ограниченной мощности, возьмет на себя образовавшуюся нерегулируемую мощность соответствующей секции первичного источника ограниченной мощности. Это произойдет при условии, что мощность дополнительных секций параллельного короткозамкнутого стабилизированного преобразователя будет не менее мощности допустимого количества отказавших секций параллельного короткозамкнутого стабилизированного преобразователя.

Таким образом, предлагаемый способ питания нагрузки постоянным током в автономной системе электропитания искусственного спутника Земли позволяет повысить функциональную надежность автономной системы электропитания ИСЗ.

1. 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, отличающийся 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.

2. Способ питания нагрузки постоянным током в автономной системе электропитания искусственного спутника Земли по п.1, отличающийся тем, что мощность дополнительных секций параллельного короткозамкнутого стабилизированного преобразователя рассчитывают исходя из мощности допустимого количества отказавших секций параллельного короткозамкнутого стабилизированного преобразователя.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к электротехнической промышленности и может быть использовано при создании автономных систем электропитания (СЭП) искусственных спутников Земли (ИСЗ).

Изобретение относится к области электротехники и может быть использовано при эксплуатации аккумуляторных батарей в автономных системах электропитания, в частности в системах электропитания искусственных спутников Земли (ИСЗ), малых космических аппаратов.

Изобретение относится к электротехнике, а именно к автономным системам электропитания (СЭП) космических аппаратов (КА), использующих в качестве первичных источников энергии батареи фотоэлектрические (БФ), а в качестве накопителей энергии - аккумуляторные батареи (АБ).

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.

Использование: в области электротехники. Технический результат - обеспечение бесперебойности питания в случае отказа любых собственных узлов источника электропитания.

Использование: в области электротехники. Технический результат: повышение качества и эффективности бесперебойного электроснабжения потребителей, а также увеличение ресурса работы аккумуляторов.

Система автономного электроснабжения относится к области электроэнергетики. Технический результат - повышение перегрузочной способности системы в автономном режиме работы при возникновении пиковых и дополнительных нагрузок путем обеспечения параллельной работы инвертора и электрогенератора.

Изобретение относится к электротехнике, к системам электроснабжения автономных объектов с использованием в качестве первичных источников энергии солнечных батарей, а в качестве накопителей энергии - аккумуляторных батарей.

Заявляемое изобретение относится к области космической энергетики, конкретнее к бортовым системам электропитания (СЭП) космических аппаратов (КА). Технический результат заключается в повышении эффективности использования солнечной батареи и надежности системы электропитания КА, позволяющий осуществлять возможность поддержания стабилизации номиналов напряжения постоянного и переменного тока, необходимого для питания разнообразных нагрузок КА.

Изобретение относится к системе бесперебойного электропитания и, в частности, к системе бесперебойного электропитания, имеющей упрощенную схему индикации наличия напряжения.

Изобретение относится к преобразовательной технике, в частности к бортовым системам электропитания космических аппаратов, и может быть использовано в системе питания автоматических космических аппаратов на основе солнечных и аккумуляторных батарей. Система электропитания содержит солнечную батарею(СБ), аккумуляторную батарею (АБ), регулятор напряжения и разрядное устройство, которые выполнены в виде мостовых инверторов. Зарядное устройство, два отдельных согласующих трансформатора, систему управления с экстремальным регулированием мощности, нагрузку с различными номиналами питающего напряжения. СБ подключена к регулятору напряжения, выход которого соединен с первичной обмоткой первого трансформатора. АБ подключена к разрядному устройству, выход которого соединен с первичной обмоткой второго трансформатора и к зарядному устройству, вход которого соединен с вторичной обмоткой первого трансформатора. Вторичные обмотки первого и второго трансформаторов соединены последовательно и через выпрямитель питают нагрузку. Технический результат - повышение энергетической эффективности за счет реализации экстремального регулирования мощности как в режиме заряда АБ, так и в режиме совместного питания бортовой нагрузки от СБ и АБ. 3 ил.

Изобретение относится к энергоустановкам на топливных элементах и может использоваться при проектировании автономных, резервных и транспортных энергоустановок. В энергоустановке, содержащей генератор на топливных элементах, блок аккумуляторных батарей, три контактора, два разделительных диода, инвертор, зарядное устройство, систему автоматического управления и контроля, потребители собственных нужд, датчик напряжения генератора, коммутационные элементы и внешнюю нагрузку, контактор, подключающий внешнюю нагрузку, снабжен дополнительным силовым контактом, включенным параллельно диоду между генератором и инвертором. В результате достигается технический результат - существенно снижаются потери мощности на указанном диоде и повышается КПД энергоустановки. Кроме того, отпадает необходимость в установке мощного теплоотвода для диода, что упрощает конструкцию и повышает надежность эксплуатации энергоустановки в целом. 1ил.

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.

Предполагаемое изобретение относится к электротехнике, а именно к автономным системам электропитания (СЭП) космических аппаратов (КА), использующим в качестве первичных источников энергии батареи фотоэлектрические (БФ), а в качестве накопителей энергии - аккумуляторные батареи (АБ). Задачей предлагаемого изобретения является создание способа управления автономной системой электропитания КА, позволяющего сдерживать процесс возникновения аварийной ситуации из-за нарушения энергобаланса путем создания и поддержания режима максимального отбора мощности БФ и парировать аварийную ситуацию, в случае ее возникновения. Задача достигается тем, что в заявленном способе при функционировании СЭП в режиме питания бортовой аппаратуры и заряда аккумуляторных батарей панели солнечной батареи ориентируют на Солнце под углом 90°; величину номинального входного напряжения, соответствующего напряжению в рабочей точке вольт-амперной характеристики БФ, выбирают, исходя из величины ее номинальной мощности, необходимой для обеспечения в штатном режиме функционирования СЭП электроэнергией для питания бортовой аппаратуры и заряда всех АБ; экстремальный регулятор мощности БФ выполняют в виде устройства, предназначенного устанавливать и поддерживать при необходимости напряжение в рабочей точке ВАХ БФ, отличное от номинального значения; изменение напряжения в рабочей точке ВАХ БФ осуществляют дискретно по заранее заданным уставкам входного напряжения, соответствующим различным уровням отбираемой от БФ мощности, при этом перевод от одной уставки входного напряжения на другую обеспечивают с наземного комплекса управления по разовым командам, а отбор требуемой для питания бортовой аппаратуры и заряда всех АБ мощности БФ при переходе на последующую уставку производят за счет выбора оптимального соотношения между пороговым значением тока заряда АБ и количеством (n) АБ, используемых в СЭП КА, причем ток заряда (n-1) АБ при отключенной от заряда одной АБ выбирают равным пороговому значению; электрические характеристики БФ и экстремального регулятора мощности проектируют с учетом выполнения необходимого и достаточного условия Uвых.<Uвх.ном.<Uопт., где Uвых. - выходное напряжение СЭП; Uвх.ном. - номинальное входное напряжение в рабочей точке ВАХ при отключенном экстремальном регуляторе мощности БФ; Uопт. - входное напряжение, соответствующее максимальной (оптимальной) мощности БФ. 3 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.

Изобретение относится к области космической энергетики, конкретнее к бортовым системам электропитания (СЭП) космических аппаратов (КА). Технический результат - увеличение надежности. Система содержит солнечную батарею, подключенную своими плюсовой и минусовой шинами к стабилизатору напряжения, аккумуляторную батарею, подключенную своими плюсовой и минусовой шинами к входу разрядного и выходу зарядного устройств. Она также содержит экстремальный регулятор мощности солнечной батареи, соединенный своими входами с датчиком тока, установленным в одной из шин между солнечной батареей и стабилизатором напряжения, а выходом - со стабилизатором напряжения. Стабилизатор выполнен в виде мостовых инверторов с общим трансформатором. При этом вторичные обмотки трансформатора выполнены с несколькими выводами для получения нескольких номиналов напряжения в заранее заданном диапазоне, где наименьшее напряжение соответствует требуемому напряжению на начало эксплуатации космического аппарата. Система снабжена схемой управления и устройствами, регулирующими число работающих витков упомянутых обмоток, выполненных с возможностью взаимодействия со схемой управления, для переключения числа витков трансформатора при снижении выходного напряжения. 1 ил.

Изобретение относится к электротехнике, а именно к системам электроснабжения космических аппаратов с использованием в качестве первичных источников энергии солнечных батарей, а в качестве накопителей энергии - аккумуляторных батарей. Технический результат - повышение надежности эксплуатации аккумуляторной батареи. Способ электропитания заключается в том, что в случае пониженной температуры аккумуляторной батареи зарядный ток первоначально направляют на обогрев аккумуляторной батареи и только после того как температура аккумуляторной батареи достигнет значения выше минимального будет осуществляться заряд аккумуляторной батареи номинальным током заряда. В процессе заряда аккумуляторных батарей, уровень заряженности контролируют по их напряжению, либо напряжению аккумуляторов каждой аккумуляторной батареи, причем зарядный ток перенаправляют или на обогреватели, или на заряд аккумуляторов в зависимости от температуры аккумуляторной батареи. Термисторы, входящие в состав автономной системы электроснабжения космического аппарата, определяют температуру аккумуляторной батареи и сравнивают полученное значение с заданными значениями. 1 ил.

Использование: в области электротехники. Технический результат - обеспечение надежной зарядки и разрядки элемента накопления энергии. Модуль преобразования напряжения между высоковольтной электрической сетью постоянного тока летательного аппарата и по меньшей мере одним элементом накопления энергии выполнен с возможностью реверсивного осуществления преобразования между постоянным напряжением Е высоковольтной электрической сети летательного аппарата и постоянным напряжением Vs элемента накопления энергии летательного аппарата. Напряжение Vs является плавающим относительно напряжения Е и центрировано относительно массы самолета. При этом модуль содержит входной модуль, содержащий два фильтра, каждый из которых выполнен с возможностью принимать постоянное напряжение Е/2, первое плечо и второе плечо, содержащие переключатели, и средства управления упомянутыми переключателями. Средства управления работают циклично с периодом Т переключения и выполнены с возможностью управления по меньшей мере первым и вторым переключателями идентично, но со смещением на полпериода Т/2 таким образом, чтобы первый переключатель был разомкнут, когда второй переключатель замкнут, и наоборот. 2 н. и 10 з.п. ф-лы, 5 ил.

Использование: в области электротехники. Технический результат - повышение надежности бесперебойного электроснабжения потребителей постоянным током и безопасности работы системы. Система управляемых выпрямительно-зарядных модулей бесперебойного электропитания потребителей постоянным током содержит блок выпрямителей нагрузки и блок выпрямителей батареи, имеющих модульную конструкцию, выходы выпрямителей каждого блока соединены между собой, а входы управления выпрямителей подключены к интерфейсу контроллера, вентиляторы, датчик тока нагрузки, измеритель напряжения нагрузки, подключенный к входу контроллера, аккумуляторную батарею, основную и выносную панели индикации, блок автоматического ввода резерва, выключатель выпрямителей нагрузки, выключатель выпрямителей батареи, диод, блок контроля изоляции, блок защиты первичных потребителей, блок защиты вторичных потребителей, блок отключения вторичных потребителей, выключатель-байпас выхода, выключатель аккумуляторной батареи, измеритель тока нагрузки, измеритель тока батареи, датчик тока батареи, два блока питания автоматики, соединенных параллельно, блок питания датчиков тока, измеритель напряжения батареи, контактную группу, блок индикаторов, разделенный на две группы индикаторов, блок режимов заряда батареи, концентратор, рабочую станцию, байпас входа, нагревательный элемент, реле высокой температуры, выходом подключенное к вентиляторам, реле низкой температуры, блок питания вентиляторов, звуковую сирену, блок отключения батареи, блок ручной блокировки отключения батареи, преобразователь интерфейса, датчик температуры шкафа, датчики температуры батареи, выходы которых соединены по интерфейсу между собой, с датчиком температуры шкафа и с входом преобразователя интерфейса, выходом подключенного к интерфейсу контроллера. 3 ил.
Наверх