Способ электропитания космического аппарата

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.

 

Известны системы электропитания космического аппарата (КА), которые обеспечивают: стабилизацию постоянного напряжения на нагрузке (с точностью до 0,5-1,0% от номинального значения), стабилизацию напряжения на солнечной батарее, при котором обеспечивается съем мощности с нее вблизи оптимальной рабочей точки вольт-амперной характеристики (ВАХ), а также реализуются оптимальные алгоритмы управления режимами эксплуатации аккумуляторных батарей, позволяющие обеспечить максимально возможные емкостные параметры в процессе длительного циклирования батарей на орбите. В качестве примера таких систем электропитания (СЭП) приведем проект СЭП для геостационарного связного КА в статье «А POWER, FOR A TELECOMMUNICATION SATELLITE», L. Croci, P. Galantini, C. Marana (Proceedings of the European Space Power Conference held in Graz, Austria, 23-27 August 1993 (ESA WPP-054, August 1993).

В статье «Приборный комплекс систем электропитания искусственного спутника земли с экстремальным регулированием мощности солнечной батареи», В.С. Кудряшов, М.В. Нестеришин, А.В. Жихарев, В.О. Эльман, А.С. Поляков (Приборостроение, журнал, том 47, апрель 2004 г., издательство №4) приводится описание структурной схемы СЭП с экстремальным регулятором мощности солнечной батареи, показан эффект от такого регулирования на геостационарном спутнике связи «Экспресс-А», составивший по результатам летных измерений до 5% увеличения выходной мощности батареи. По схеме с экстремальным регулятором солнечной батареи выполнены СЭП многих отечественных КА, таких как геостационарные КА «Галс», «Экспресс», высокоорбитальные «Глонасс-М», низкоорбитальные «Гонец» и др.

При достигнутых высоких тактико-технических характеристиках СЭП современных КА они имеют общий недостаток - они не универсальны, что ограничивает область их использования.

Известна система электропитания, патент RU 2396666, в котором схема стабилизации напряжения выполнена с помощью мостовых инверторов, принятая за прототип. Описания подобных мостовых инверторов приведены, например, в статьях: «Высокочастотные преобразователи напряжения с резонансным переключением», А.В. Лукин (Электропитание, научно-технический сборник выпуск 1, под редакцией Ю.И. Конева. Ассоциация «Электропитание», М., 1993), The Series Connected Buck Boost Regulator For High Efficiency DC Voltage Regulation, Arthur G. Birchenough (NASA Technical Memorandum 2003-212514, NASA Lewis Research Center, Cleveland), а также в статье «Структурная схема и схемотехнические решения комплексов автоматики и стабилизации системы энергопитания негерметичного геостационарного космического аппарата с гальванической развязкой бортовой аппаратуры от солнечных и аккумуляторных батарей» авторов С.А. Поляков., А.И. Чернышев, В.О. Эльман, B.C. Кудряшов, см. «Электронные и электромеханические системы и устройства: сборник научных трудов НПЦ «Полюс». - Томск: МГП «РАСКО» при издательстве «Радио и связь», 2001, 568 с.

Недостатком известной автономной системы электропитания КА является то, что при деградации солнечной батареи по напряжению больше прогнозируемого приведет к снижению выходного напряжения на выходе системы электропитания (на нагрузке КА), и как следствие снижению надежности КА. Поэтому в настоящий момент на этапе проектирования КА необходимо закладывать дополнительный запас по напряжению солнечной батареи, что приводит к снижению удельно-массовых характеристик СЭП. Кроме того, при эксплуатации КА возможно возникновение необходимости повышения напряжения питания какого-либо потребителя, что в известных СЭП невозможно и что снижает их функциональные возможности.

Задачей заявляемого изобретения является улучшение функциональных возможностей и надежности системы электропитания КА.

Поставленная задача решается тем, что в системе электропитания космического аппарата, состоящей из 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, экстремального регулятора мощности солнечной батареи, соединенного своими входами с датчиком тока, установленным в одной из шин между солнечной батареей и стабилизатором напряжения, а выходом - со стабилизатором напряжения, выполненным в виде мостовых инверторов с общим трансформатором, что вторичные обмотки трансформаторов выполнены с несколькими выводами для получения нескольких номиналов напряжения в заранее заданном диапазоне, где наименьшее напряжение соответствует требуемому напряжению на начало эксплуатации космического аппарата, кроме того, дополнительно введены устройства, регулирующие число работающих витков этих обмоток, а переключение числа витков проводят при снижении выходного напряжения до нижнего стабилизируемого уровня.

В результате чего осуществляется дополнительное ресурсное регулирование выходного напряжения по известному закону:

где U1 - напряжение на первичной обмотке трансформатора;

U2 - напряжение на вторичной обмотке трансформатора;

n1 - число витков на первичной обмотке трансформатора;

n2 - число витков на вторичной обмотке трансформатора.

На фиг. 1 приведена функциональная схема заявляемой автономной системы электропитания КА.

Система электропитания состоит из солнечной батареи 1, аккумуляторной батареи 2, зарядного устройства аккумуляторной батареи 3, разрядного устройства аккумуляторной батареи 4, стабилизатора напряжения 7, экстремального регулятора мощности 5, соединенного своими входами с разрядным устройством 4 и с датчиком тока солнечной батареи 6, а выходом - со стабилизатором напряжения 7.

Стабилизатор напряжения 7 выполнен в виде мостовых инверторов. Описания подобных мостовых инверторов приведены, например, в статьях: «Высокочастотные преобразователи напряжения с резонансным переключением», автор А.В. Лукин (Электропитание, научно-технический сборник выпуск 1, под редакцией Ю.И. Конева. Ассоциация «Электропитание», М., 1993), The Series Connected Buck Boost Regulator For High Efficiency DC Voltage Regulation, автор Arthur G. Birchenough (NASA Technical Memorandum 2003-212514, NASA Lewis Research Center, Cleveland), а также в статье «Структурная схема и схемотехнические решения комплексов автоматики и стабилизации системы энергопитания негерметичного геостационарного космического аппарата с гальванической развязкой бортовой аппаратуры от солнечных и аккумуляторных батарей» С.А. Поляков, А.И. Чернышев, В.О. Эльман, B.C. Кудряшов, см. «Электронные и электромеханические системы и устройства: сборник научных трудов НПЦ «Полюс». - Томск: МГП «РАСКО» при издательстве «Радио и связь», 2001, 568 с.

Выходные обмотки 8 стабилизатора 7 являются первичной обмоткой трансформатора 11. Солнечная батарея 1 соединена со стабилизатором 7 плюсовой и минусовой шинами, причем в одной из шин установлен упомянутый датчик тока 6. Аккумуляторная батарея 2 соединена с разрядным устройством плюсовой шиной.

С вторичными обмотками 9, 10 трансформатора 11 соединены устройства 13 и 14, которые преобразуют переменное напряжение в постоянное, необходимое для нагрузок 15 и 16.

Формирование переменного напряжения на выходных обмотках 9, 10 стабилизатора 7 обеспечивается его схемой управления 17, которая по определенному закону открывает попарно транзисторы 18, 21 и 19, 20 соответственно.

Экстремальный регулятор мощности 5 с учетом показаний датчика тока 6 и напряжения на солнечной батарее 1 выдает сигнал коррекции на изменение закона открытия транзисторов стабилизатора 7 таким образом, чтобы на солнечной батарее устанавливалось напряжение, равное оптимальному напряжению вольт-амперной характеристики (ВАХ) солнечной батареи.

К вторичным обмоткам 9 и 10 трансформатора 11 подсоединены устройства 22 и 23, регулирующие напряжение под нагрузкой, которые управляют числом витков вторичной обмотки трансформатора 11 с помощью приводов 24, 25. Определение числа витков вторичных обмоток 9, 10 осуществляется схемой управления 26, которая в автоматическом режиме управляет приводами 24, 25 устройств 22, 23, регулирующих напряжения вторичной обмотки трансформатора.

Устройства, регулирующие напряжение вторичной обмотки трансформатора состоит из следующих составных частей:

- контакторы К1 и К2 обеспечивают переход на подготовленное избирателем рабочее положение без разрыва нагрузочной цепи и гашение возникающей при этом электрической дуги;

- избиратели И1 и И2 подготавливают необходимое рабочее положение;

- приводные механизмы 24, 25 обеспечивают переключение контактора и избирателя;

- токоограничивающие сопротивления R, уменьшают коммутационный ток, возникающий в процессе переключения.

Система электропитания работает полностью в автоматическом режиме.

В результате решения поставленной задачи по повышению надежности и функциональных возможностей, достигается технический результат, заключающийся в снижении удельно-массовых характеристик, позволяющий поддерживать напряжение полезной нагрузки в допустимых пределах (даже в том случае, если деградация солнечной батареи по напряжению больше, чем заложена на этапе проектирования), за счет управлением числом витков вторичной обмотки трансформатора.

Кроме того, обеспечивается возможность поддержания стабилизации номиналов напряжения постоянного или переменного тока, необходимого для питания разнообразных нагрузок КА.

Система электропитания космического аппарата, содержащая 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, 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, выполненным в виде мостовых инверторов с общим трансформатором, отличающаяся тем, что вторичные обмотки трансформатора снабжены выводами для получения номиналов напряжения в заранее заданном диапазоне, наименьшее из которых соответствует требуемому напряжению на начало эксплуатации космического аппарата, а система снабжена схемой управления и устройствами для регулирования числа работающих витков упомянутых обмоток, выполненных с возможностью взаимодействия со схемой управления, для переключения числа витков трансформатора при снижении выходного напряжения.



 

Похожие патенты:

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.

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).

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).

Изобретение относится к энергоустановкам на топливных элементах и может использоваться при проектировании автономных, резервных и транспортных энергоустановок.

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.

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

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.

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.

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). Техническим результатом изобретения является создание способа управления автономной системой электропитания КА, позволяющего существенно уменьшить вероятность возникновения аварийной ситуации из-за нарушения энергобаланса СЭП. Указанный результат достигается тем, что в способе управления автономной системой электропитания космического аппарата, содержащей фотоэлектрическую батарею и n аккумуляторных батарей, стабилизатор напряжения, включенный между БФ и нагрузкой, и по n зарядных и разрядных устройств, заключающемся в управлении стабилизатором напряжения, зарядными и разрядными устройствами, в зависимости от освещенности БФ, степени заряженности всех АБ, входного и выходного напряжения системы электропитания (СЭП); введении запрета на работу соответствующего разрядного устройства при достижении установленного минимального уровня заряженности данной АБ и снятии этого запрета при повышении уровня заряженности данной АБ; формировании управляющего сигнала в бортовой комплекс управления КА для отключения части бортовой аппаратуры (БА) при аварийном разряде нескольких m (m≤n) АБ до минимального уровня заряженности, запрете работы всех разрядных устройств, если выходное напряжение СЭП снижается до заданного порогового значения; произведении сброса запоминания управляющего сигнала по запрету всех разрядных устройств после заряда всех АБ до заданного уровня заряженности; выборе величины номинального входного напряжения, соответствующего напряжению в рабочей точке вольт-амперной характеристики (ВАХ) БФ, исходя из величины ее номинальной мощности, необходимой для обеспечения в штатном режиме функционирования СЭП электроэнергией для питания БА и заряда всех АБ; установлении и поддержании при необходимости входного напряжения в иной рабочей точке ВАХ БФ с помощью экстремального регулятора мощности БФ при превышении мощности потребления БА номинальной величины; осуществлении изменения напряжения в рабочей точке ВАХ БФ автоматически или дискретно по заранее заданным пороговым значениям входного напряжения, о влиянии температуры и деградации параметров фотоэлектрических преобразователей (ФЭП) на электрические характеристики БФ судят по величине уменьшения ее максимальной мощности, для чего составляют фактическую ВАХ БФ при заданной температуре ФЭП, аппроксимируя координаты ее характерных точек, получаемые путем измерения фактических значений напряжения и соответствующего ему тока БФ; при этом в качестве координат первой характерной точки принимают координаты ВАХ БФ, соответствующие режиму короткого замыкания БФ, при котором входное напряжение равно нулю, причем измерение параметров БФ осуществляют в лабораторных условиях, в качестве координат второй характерной точки выбирают координаты, соответствующие номинальному режиму функционирования БФ на световом участке орбиты КА; координаты характерной точки, соответствующие режиму максимального отбора мощности БФ, устанавливают, включая в штатную работу экстремальный регулятор мощности БФ, входящий в состав стабилизатора напряжения; координаты других характерных точек ВАХ БФ определяют путем изменения тока нагрузки СЭП; при этом в качестве переменной нагрузки используют АБ, находящиеся в режиме заряда; сравнивают между собой ВАХ БФ, полученную в лабораторных условиях при нормальной температуре окружающей среды, и фактическую ВАХ БФ, соответствующую режиму штатного функционирования КА при максимальной освещенности панелей БФ; при этом фактическую ВАХ БФ составляют расчетно-экспериментальным путем; результаты сравнения данных ВАХ БФ используют для прогнозирования энергобаланса СЭП и планирования программы работы целевой аппаратуры; аналогичную последовательность операций повторяют периодически, например в каждые 90 суток штатной эксплуатации КА. 3 ил.

Устройство электропитания нагрузки с переменным потреблением электроэнергии, в частности печатной платы, способной переходить в состояние ожидания, содержит только два электронных прерывателя (Q1, Q3), управляемых нагрузкой (С) с учетом необходимого потребления электроэнергии. 5 з.п. ф-лы, 2 ил.

Изобретение относится к области преобразовательной техники, в частности к бортовым системам электропитания космических аппаратов, и может быть использовано при проектировании и создании систем электропитания автоматических космических аппаратов на основе солнечных и аккумуляторных батарей. Согласно изобретению система электропитания космического аппарата содержит солнечную батарею, аккумуляторную батарею, стабилизатор напряжения и зарядное устройство, которые выполнены в виде мостовых управляемых инверторов, разрядное устройство, два отдельных согласующих трансформатора, два выпрямителя, систему управления с экстремальным регулированием мощности, устройство контроля степени заряженности аккумуляторной батареи, датчик тока, нагрузку. Техническим результатом изобретения является повышение энергетической эффективности системы электропитания космического аппарата за счет реализации экстремального регулирования мощности солнечных батарей как в режиме заряда АБ, так и в режиме совместного питания бортовой нагрузки от СБ и АБ, возможность применения солнечной батареи с напряжением рабочей точки как выше, так и ниже стабилизируемого выходного напряжения шины питания нагрузки, возможность применения аккумуляторной батареи с любым номиналом напряжения ниже выходного стабилизируемого напряжения питания нагрузки, а также простое согласование напряжений СБ, АБ и нагрузки, обеспечивающее невозможность превышения напряжения холостого хода солнечной батареи более 170 В, что исключает возможность электростатических разрядов между цепочками фотодиодов СБ или элементами токосъема. 2 ил.

Использование: в области электротехники. Технический результат – повышение надежности системы электропитания (СЭП), обеспечение живучести и длительной эксплуатации космического аппарата (КА). В автономной СЭП с АБ, выполненными на основе никельметаллгидридных (НМГ) аккумуляторов, управляют введенным единым устройством управления постоянно всеми НМГ АБ без их отключения; определяют оптимальный коэффициент перезаряда АБ в зависимости от сигналов срабатывания датчиков давления (ДД) в АБ в течение заданного количества циклов по командам бортовой вычислительной системы (БВС) КА. Запрещают и разрешают работу регуляторов заряда в зависимости от разности температур между температурой одного из аккумуляторов и температурой основания АБ. Для устранения накапливающейся ошибки в показаниях фактической емкости АБ запрещают работу регуляторов заряда по сигналам счетчика ампер-часов при отсутствии сигналов срабатывания ДД в АБ в течение заданного количества циклов по командам БВС КА. Запрещают работу регуляторов заряда при получении сигналов о превышении заданного давления от ДД. 2 з.п. ф-лы, 1 ил.

Использование – в области электротехники. Технический результат - обеспечение бесперебойным электропитанием потребителей группы А первой категории, с учетом фиксации момента аварийного включения резерва. Согласно изобретению устройство автоматического включения резерва состоит из источника негарантированного электроснабжения, резервного источника питания, щита автоматического ввода сети, шины надежного питания, силового блока, блока сравнения и памяти, электронного ключа. Новыми в устройстве автоматического включения резерва является силовой блок, блок сравнения и памяти, электронный ключ и совокупность новых связей. Предлагаемое устройство, по сравнению с известным, позволит повысить быстродействие включения резерва, а следовательно, обеспечить электроэнергией потребителей группы А первой категории, путем постоянного анализа состояния параметров сети и включением резерва с теми же номиналами напряжения, частоты и фазы, что и в момент пропадания сети. 2 з.п. ф-лы, 3 ил.

Изобретение относится к схемам зарядки батарей, а именно к системам или способам эксплуатации литий-ионных аккумуляторных батарей, и представляет собой систему эксплуатации литий-ионной аккумуляторной батареи в режиме поддерживающего заряда. Система эксплуатации литий-ионной аккумуляторной батареи в режиме поддерживающего заряда, включающая зарядное устройство, подключенное к нагрузке, литий-ионную аккумуляторную батарею, подключенную к нагрузке через силовой коммутатор и силовой полупроводниковый элемент, причем силовой полупроводниковый элемент и силовой коммутатор включены параллельно, систему управления силовым коммутатором. 1 ил., 2 табл.

Использование – в области электротехники. Технический результат – повышение эффективности зарядки. Согласно изобретению зарядное устройство содержит: цепь заряда, цепь накопления энергии и управляемый ключ, причем цепь заряда сконфигурирована для зарядки заряжаемого объекта, цепь накопления энергии сконфигурирована для накопления энергии, когда цепь заряда заряжает заряжаемый объект, и зарядки заряжаемого объекта, когда цепь заряда выключена, и управляемый ключ сконфигурирован так, чтобы поочередно включать и выключать цепь заряда согласно управляющим командам, принимаемым периодически, выключать цепь накопления энергии, когда цепь заряда включена, и включать цепь накопления энергии, когда цепь заряда выключена. Кроме того, описывается способ зарядки упомянутым выше зарядным устройством. 2 н. и 1 з.п. ф-лы, 9 ил.

Изобретение относится к области космической энергетики, конкретнее к бортовым системам электропитания космических аппаратов. 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.

Наверх