Способ электропитания космического аппарата


 


Владельцы патента RU 2574475:

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

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 области электротехники и может быть использовано при создании и эксплуатации системы электропитания космического аппарата.

Известен способ электропитания космического аппарата (Патент РФ 2164881), реализованный системой электропитания космического аппарата, включающей солнечную батарею, никель-водородные аккумуляторные батареи с установленными на ней датчиками, чувствительными к изменению электрической емкости батареи, комплекс автоматики и стабилизации напряжения, обеспечивающий контроль основных параметров и совместную работу солнечной батареи и аккумуляторной батареи на бортовую нагрузку, а также заряд аккумуляторных батарей от солнечной батареи, бортовой комплекс управления с бортовой электронной вычислительной машиной (ЭВМ), имеющей программу, корректирующую режим работы космического аппарата в зависимости от глубины разряда аккумуляторных батарей.

Недостатком известного способа электропитания космического аппарата является отсутствие поэлементного контроля напряжения и температуры аккумуляторов, а также аппаратных средств, позволяющих нивелировать разбаланс степени заряженности (напряжений) аккумуляторов в батарее. Разбаланс аккумуляторов в батарее имеет место из-за разных токов саморазряда единичных аккумуляторов, входящих в состав батареи. В зависимости от алгоритма работы блока автоматики это приводит или к снижению фактической энергоемкости аккумуляторной батареи, или снижению срока ее службы вследствие перезаряда или переразряда отдельных единичных аккумуляторов.

Наиболее близким к данному изобретению (прототипом) является способ электропитания космического аппарата (Патент РФ 2390478), реализованный системой электропитания космического аппарата, содержащей солнечную батарею, хотя бы одну аккумуляторную батарею, блок автоматики, обеспечивающий контроль основных параметров и совместную работу солнечной батареи и аккумуляторной батареи на бортовую нагрузку, а также заряд аккумуляторной батареи от солнечной батареи, бортовой комплекс управления с бортовой электронной вычислительной машиной (ЭВМ), управляющий работой системы электропитания, в которую введен блок контроля и выравнивания (балансировки) аккумуляторов, обеспечивающий поэлементный контроль напряжений в аккумуляторной батарее и нивелирование разбаланса напряжений путем индивидуального подзаряда единичных аккумуляторов или модулей из нескольких единичных аккумуляторов. Кроме того, в системе электропитания космического аппарата необходимое для подзаряда напряжение формируется непосредственно в блоке контроля и выравнивания аккумуляторов или формируется блоком автоматики, а блок контроля и выравнивания аккумуляторов обеспечивает только его подключение к нужным аккумуляторам в батарее, определение требующего подзаряда единичного аккумулятора или модуля из нескольких единичных аккумуляторов осуществляется микропроцессором, расположенным в блоке контроля и выравнивания аккумуляторов, или определение требующего подзаряда единичного аккумулятора или модуля из нескольких единичных аккумуляторов осуществляется бортовой ЭВМ. При этом в системе электропитания космического аппарата блок контроля и выравнивания аккумуляторов контролирует температуру аккумуляторов в батарее и алгоритм подзаряда аккумуляторов учитывает их температуру, а в качестве аккумуляторной батареи используется литий-ионная батарея.

Недостатком известного способа электропитания космического аппарата является недостаточная эффективность использования аккумуляторных батарей при проведении нивелирования разбаланса напряжений аккумуляторов в процессе разряда аккумуляторных батарей.

Литий-ионные аккумуляторы имеют очень низкое внутреннее сопротивление. При этом разница между зарядным и разрядным напряжениями аккумулятора (а также напряжением разомкнутой цепи - режим хранения), в конкретной точке заряженности аккумулятора, не существенна. Поэтому балансировка аккумуляторов по напряжению (а по сути это балансировка аккумуляторов по емкости), по отношению к самой аккумуляторной батарее, может проводиться в любом из перечисленных режимов. Однако, при работе аккумуляторной батареи в автономной системе электропитания, в процессе ее разряда более высокое напряжение (суммарное напряжение всех последовательно соединенных аккумуляторов) способствует снижению разрядного тока аккумуляторной батареи для обеспечения определенной мощности нагрузки. Поэтому проводить балансировку аккумуляторов по напряжению методом индивидуального подразряда всех аккумуляторов (до уровня наименее заряженного аккумулятора) в режиме разряда аккумуляторной батареи неэффективно. Балансировка аккумуляторов методом индивидуального подзаряда всех аккумуляторов (до уровня наиболее заряженного аккумулятора) в режиме разряда аккумуляторной батареи так же не эффективна, так как повышает ток разряда аккумуляторной батареи (мощность на подзаряд аккумуляторов расходуется с самой аккумуляторной батареи с коэффициентом полезного действия меньше 1). Балансировка же аккумуляторов по напряжению в процессе заряда аккумуляторной батареи, без каких-либо косвенных потерь, обеспечивает достижение поставленной цели (проведение восстановления емкости из-за разбаланса аккумуляторов по напряжению).

Задачей изобретения является повышение эффективности использования литий-ионных аккумуляторных батарей, работающих в составе системы электропитания космического аппарата.

Указанный технический результат достигается тем, что при электропитании космического аппарата от солнечной батареи и хотя бы одной литий-ионной аккумуляторной батареи, заключающемся в обеспечении совместной работы солнечной батареи и аккумуляторной батареи на бортовую нагрузку, а также заряде аккумуляторной батареи от солнечной батареи, измерении и контроле основных параметров бортовым комплексом управления с бортовой электронной вычислительной машиной, в том числе поэлементном контроле напряжений аккумуляторов в аккумуляторной батарее и проведении балансировки аккумуляторов аккумуляторной батареи по напряжению, дополнительно контролируют факт наличия тока разряда аккумуляторной батареи и при его появлении блокируют проведение балансировки аккумуляторов аккумуляторной батареи, а после исчезновения тока разряда процесс проведения балансировки аккумуляторов аккумуляторной батареи продолжают.

На фиг.1 приведена упрощенная функциональная схема автономной системы электропитания космического аппарата, поясняющая работу по предлагаемому способу.

Устройство содержит солнечную батарею 1, подключенную к нагрузке 2 через преобразователь напряжения 3, аккумуляторную батарею 4, подключенную через зарядный преобразователь 5 к солнечной батарее 1, а через разрядный преобразователь 6 к входу выходного фильтра преобразователя напряжения 3.

При этом нагрузка 2 в своем составе содержит бортовую ЭВМ, систему телеметрии и командно-измерительную радиолинию.

Параллельно аккумуляторной батарее 4 подключено устройство контроля аккумуляторов 7 (в частности, контроля напряжения аккумуляторов) аккумуляторной батареи, связанное входом с аккумуляторной батареей 4, а выходом с нагрузкой 2 (с бортовой ЭВМ).

В цепи заряда-разряда аккумуляторной батареи установлен измерительный шунт 8.

Аккумуляторная батарея состоит из последовательно соединенных аккумуляторов 4-1, параллельно которым подключены балансировочные резисторы 4-2 через замыкающиеся контакты 4-3 реле в блоке реле 4-4.

Зарядный преобразователь 5 состоит из регулирующего ключа 9, управляемого схемой управления 10, вольтодобавочного узла, выполненного на трансформаторе 15, транзисторах 16 и выпрямителя на диодах 17.

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

Преобразователь напряжения 3 состоит из регулирующего ключа 13, управляемого схемой управления 14, входного фильтра-конденсатор 18 и выходного фильтра на диоде 19, дросселе 20 и конденсаторе 21.

Схемы управления 10, 12, 14 зарядного преобразователя 5, разрядного преобразователя 6 и преобразователя напряжения 3 выполнены в виде широтно-импульсных модуляторов, входом подключенных к шинам стабилизируемого напряжения. Схема управления 10 зарядного преобразователя 5 дополнительно связана с измерительным шунтом 8 и нагрузкой 2 в качестве обратной связи по величине зарядного тока и переключения установленной величины зарядного тока соответственно.

Устройство работает следующим образом. В процессе эксплуатации аккумуляторная батарея 4 работает в основном в режиме хранения и периодических подзарядов от солнечной батареи 1 зарядным преобразователем 5. Такой режим работы позволяет содержать ее в постоянной готовности для прохождения штатных теневых участков орбиты или на случай потери ориентации солнечной батареи космического аппарата на Солнце.

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 аккумуляторной батареи 4 через разрядный преобразователь 6.

Устройство контроля аккумуляторов 7 контролирует напряжение аккумуляторов и передает информацию об их состоянии в нагрузку 2, в которой реализуются следующие технологические операции.

1. Обрабатываются данные по текущему значению напряжения аккумуляторов, оценивается текущая емкость аккумуляторов и разница в текущей емкости аккумуляторов.

2. При снижении текущей емкости (напряжения) аккумуляторов до определенного выбранного на этапе проектирования системы электропитания значения разблокируется заряд (подзаряд) аккумуляторной батареи и при наличии избыточной мощности солнечной батареи 1 включается заряд аккумуляторной батареи 4, при этом факт включения заряда фиксируется бортовой ЭВМ по появлению тока заряда - сигнал с шунта 8. В случае достижения разницы в текущей емкости аккумуляторов 4-1 существенного значения, также выбранного на этапе проектирования системы электропитания, запускается процесс балансировки аккумуляторов по напряжению. К аккумуляторам 4-1 подключаются индивидуальные разрядные резисторы 4-2 (соответствующие контакты 4-3 замыкаются), за исключением аккумулятора, имеющего самое низкое напряжение (самого разряженного аккумулятора), и аккумуляторов, имеющих превышение этого напряжения в пределах установленного допуска. После достижения напряжения балансируемых аккумуляторов текущего значения напряжения самого разряженного аккумулятора соответствующий индивидуальный разрядный резистор 4-2 отключается посредством размыкания соответствующего контакта 4-3 реле блока реле 4-4. Управление блоком реле 4-4 реализуется по программе в бортовой ЭВМ через устройство контроля аккумуляторов 7.

3. Если в процессе балансировки аккумуляторов появляется ток разряда аккумуляторной батареи, блокируют проведение балансировки аккумуляторов аккумуляторной батареи (все индивидуальные разрядные резисторы 4-2 отключают), а после исчезновения тока разряда процесс проведения балансировки аккумуляторов аккумуляторной батареи продолжают (индивидуальные разрядные резисторы 4-2 подключают в предшествующей конфигурации). Балансировку продолжают до достижения всеми балансируемыми аккумуляторами напряжения самого разряженного аккумулятора.

Таким образом, предлагаемый способ позволяет повысить эффективность использования литий-ионных аккумуляторных батарей, работающих в составе системы электропитания космического аппарата.

Способ электропитания космического аппарата от солнечной батареи и хотя бы одной литий-ионной аккумуляторной батареи, заключающийся в обеспечении совместной работы солнечной батареи и аккумуляторной батареи на бортовую нагрузку, а также заряде аккумуляторной батареи от солнечной батареи, измерении и контроле основных параметров бортовым комплексом управления с бортовой электронной вычислительной машиной, в том числе поэлементном контроле напряжений аккумуляторов в аккумуляторной батарее и проведении балансировки аккумуляторов аккумуляторной батареи по напряжению, отличающийся тем, что дополнительно контролируют факт наличия тока разряда аккумуляторной батареи и при его появлении блокируют проведение балансировки аккумуляторов аккумуляторной батареи, а после исчезновения тока разряда процесс проведения балансировки аккумуляторов аккумуляторной батареи продолжают.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано при компоновке полезной нагрузки (ПН) в космических аппаратах (КА). Устройство компоновки ПН содержит КА и выполнено в виде разделяемой силовой трубы изогридной сетчатой структуры с функцией силовой конструкции корпуса КА, и состоит из частей в зависимости от высоты и количества КА в ПН, с постоянной площадью поперечного сечения в пределах одной части и увеличивающейся площадью поперечного сечения к адаптеру ракеты-носителя (РН).

Изобретение относится к космической технике и может быть применено для реализации программ сведения с геостационарной орбиты (ГСО) вышедших из строя космических аппаратов (КА).

Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано в ракетах космического назначения лёгкого класса (РКН ЛК). РКН ЛК на нетоксичных компонентах топлива с высокой степенью заводской готовности к пусковым операциям с определенным составом, весогабаритными и техническими параметрами, необходимыми для осуществления авиационной транспортировки полностью собранной и испытанной в заводских условиях РКН ЛК, содержит спасаемые ракетный блок или двигательную установку первой ступени, воздушно-космическую парашютную систему.

Изобретение относится к космической связи и может быть использовано при проектировании космических систем оперативной связи различного назначения. Технический результат состоит в повышении оперативности, помехоустойчивости и технологичности связи, Для этого глобальная низкоорбитальная космическая информационная система состоит из космического и наземного сегментов, включает в себя КА-абоненты и через телекоммуникационное и информационное пространство связана с потребителями на суше, на воде и в воздухе пользовательского сегмента.

Изобретение относится к космической технике. Космическая платформа содержит модуль служебных систем в форме прямоугольного параллелепипеда, узлы стыковки с системой отделения, двигательную установку, солнечные батареи, систему терморегулирования.

Изобретение относится к орбитальному движению искусственных спутников Земли (ИСЗ), совершающих групповой полет. Поддержание расстояния между ИСЗ по фронту производится путем периодического включения на ближней границе разрешенного коридора движения реактивной двигательной установки (ДУ) активного ИСЗ.

Изобретение относится к области ракетной техники и касается изготовления силовой оболочки корпуса возвращаемого летательного аппарата. Ленточный препрег для изготовления теплозащитного покрытия силовой оболочки корпуса содержит скрепленные между собой куски растяжимой в тангенциальном направлении и пропитанной фенольным связующим ленты.

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано для доставки полезной нагрузки в космическое пространство. Комплекс содержит отсек силовой установки с несущей конструкцией с проемами, переходником, электрическим двигателем, источником электрического питания с солнечными элементами и ядерным источником энергии, бортовую систему в виде дополнительной жидкостной и твердотопливной системы обеспечения движения в космосе, образующую искусственный спутник Земли.

Изобретение относится к области радиотехники и может использоваться для передачи информации об аварийном состоянии изделий ракетно-космической техники на этапе космического запуска.

Кронштейн // 2565427
Металлический кронштейн (1) состоит из двух концевых участков с пазами и имеет Г-образный профиль с продольными и поперечными пазами (2) различной толщины по всей его длине.

Изобретение относится к области космической техники. Летательный аппарат содержит блок управления с возможностью выдачи порций топлива в виде пачек, амортизатор, выхлопные сопла, поршень, реактивный двигатель поршня и предохранительные амортизационные упоры. Блок управления с возможностью выдачи порций топлива в виде пачек с интервалами, начинающимися при приближении поршня к амортизационным предохранительным упорам и прекращающимися после прекращения ускорения. Техническим результатом изобретения является увеличение скорости и экономия энергоресурсов. 1 ил.

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано при полете ракет. Подают распыленное рабочее тело через форсунки и нагреватель в теплообменную камеру без доступа кислорода под действием поршня и сил инерции, придают основной импульс ракете от разогретого рабочего тела, выходящего из сопла, придают дополнительный импульс ракете за счет воспламенения и сгорания поступившего из сопла рабочего тела в обойме, установленной на стабилизаторах ракеты. Изобретение позволяет увеличить скорость и дальность полета ракеты. 1 ил.

Изобретение относится к транспортным средствам и может быть использовано в летательных аппаратах (ЛА). ЛА содержит корпус, два реактивных двигателя внутри корпуса блока управления, прямоугольную камеру с амортизатором, два тугоплавких пружинных клапана с теплоизоляционными прокладками и повернутыми закруглениями, блок управления выдачей топлива с увеличенными интервалами. Изобретение позволяет повысить ускорение и надежность ЛА. 1 ил.

Изобретение относится к системам электроснабжения космических аппаратов (КА) с солнечными батареями (СБ). В способе управления ориентацией СБ определяют углы разгона и торможения СБ и максимальные значения тока, вырабатываемого СБ при работе бортового оборудования в режимах минимального и максимального потребления тока. Задают углы срабатывания и отпускания СБ, диапазон времени определения положения СБ на освещенном участке орбиты и максимально допустимый угол анализа токов. Задают максимально допустимые ошибку определения углового положения СБ и период измерения токов. Устанавливают начальное значение максимального фонового тока и вычисляют точность определения положения СБ. Техническим результатом изобретения является расширение функциональных возможностей и повышение эффективности способа управления положением СБ. 4 ил.

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано в искусственных спутниках Земли (ИСЗ). ИСЗ содержит силовой корпус в виде кольца с удлинением и передней частью в виде воронки, с кольцевым механическим демпфером с картечью или дробью, с элеронами, аэродинамический кольцевой стабилизатор (КС) в виде пленочного с металлизированной наружной поверхностью рукава с удлинением, гаргротами и кольцевыми ребрами жесткости, с перфорированной диафрагмой, стропы, тросы, дополнительные КС с диафрагмами, реактивную двигательную установку с многосопловыми блоками и рабочим телом в виде холодного газа. 14 з.п. ф-лы, 2 ил.

Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано при разгоне ракеты-носителя (РН) с параллельным расположением баков для различных компонентов ракетного топлива. При старте РН включают в действие все жидкостные ракетные двигатели (ЖРД) первой ступени, осуществляют снабжение компонентами ракетного топлива всех ЖРД ступени от центрального бака, содержащего один из компонентов, и от одного бокового бака, содержащего второй компонент, осуществляют перекрытие топливных магистралей после полного исчерпания в боковом баке всего запаса КРТ, производят сброс бокового бака вместе с размещенными на нем ЖРД, переключают снабжение всех оставшихся ракетных двигателей вторым компонентом от другого бокового бака с КРТ, повторяют операции перекрытия топливных магистралей, сброса бокового бака и переключения топливных магистралей до полного исчерпания всех запасов всех КРТ во всех баках РН соответствующей ступени. Изобретение позволяет увеличить массу полезной нагрузки (ПН) и скорость РН при прежней массе ПН. 8 ил.

Изобретение относится к космической технике. В способе автоматической ориентации космического аппарата (КА) и солнечной батареи (СБ) при отказе устройства поворота солнечной батареи определяют угловое положение СБ относительно Солнца и связанной с ним системы координат (ССК). Для уменьшения рассогласования между проекцией вектора направления на Солнце и нормалью к рабочей поверхности СБ формируют команды на вращение и прекращение вращения СБ. При отсутствии вращения после выдачи соответствующих команд определяют ближайшее к текущему положению СБ фиксированное положение относительно ССК. Устанавливают фиксированное значение заданного угла, соответствующее ближайшему фиксированному значению относительно ССК, контролируют в течение заданного заранее интервала времени установку СБ в заданное фиксированное положение. Техническим результатом изобретения является продление ресурса функционирования и повышение живучести КА при отказе устройства поворота СБ. 4 ил.

Изобретение относится к ракетно-космической технике. Уничтожаемая система подачи топлива для спутника включает работающий под давлением бак из алюминиевого сплава совместно с устройством управления топливом из алюминиевого сплава в нем. Устройство управления топливом (УУТ) может обладать любыми известными на современном уровне техники признаками гидравлического транспорта, использующими капиллярное действие и поверхностное натяжение. Избранные внутренние поверхности бака и устройства УУТ покрывают покрытием на основе титана. Изобретение обеспечивает гарантированные смачиваемость и коррозионную стойкость системы доставки топлива при взаимодействии с горючим. 2 н. и 18 з.п. ф-лы, 4 ил.

Изобретение относится к области ракетной техники и касается вопросов обеспечения безопасности пуска ракеты. Способ пуска космической ракеты заключается в превентивном выведении на режим предельного или частичного форсирования всех двигателей до отрыва ракеты от стартового стола или в начале движения с уровнем тяги, превышающим номинальный уровень на величину, достаточную для исключения возможности зависания или обратного движения ракеты в случае отказа, по крайней мере, одного неисправного двигателя. По истечении некоторого времени двигатели переводят на номинальный режим работы, а при возникновении отказа, по крайней мере, одного неисправного двигателя выдерживают форсированный режим работы исправных двигателей. Техническим результатом изобретения является повышение безопасности пуска ракеты, повышение надежности выполнения полетного задания и снижение вероятности повреждения стартовых сооружений.

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано для передачи телеметрической информации со спускаемого космического аппарата (СКА). Устройство передачи телеинформации со СКА содержит камеру телезонда с теплозащитной оболочкой, телезонд, крышку камеры, два вышибных заряда. Число телезондов в капсуле определяется временными промежутками, через которые требуется передавать телеинформацию. Изобретение позволяет передавать текущую телеинформацию важнейших параметров с борта СКА в ЦУП или в поисково-спасательные службы. 1 з.п. ф-лы, 1 ил.
Наверх