Способ управления автономной системой электроснабжения космического аппарата

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.

 

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.

Известен способ управления автономной системой электроснабжения (патент РФ №2059988, H02J 7/35), содержащей солнечную батарею, стабилизатор напряжения, включенный между солнечной батареей и нагрузкой, n аккумуляторных батарей (n≥1) и по n (по числу аккумуляторных батарей) зарядных и разрядных устройств, а также для каждой аккумуляторной батареи - устройства контроля степени заряженности.

В известной системе электроснабжения осуществляется непрерывное управление стабилизатором напряжения, зарядными и разрядными устройствами в зависимости от входного (напряжение солнечной батареи) и выходного напряжений системы электроснабжения. При этом зарядные устройства обеспечивают заряд аккумуляторных батарей, а стабилизатор напряжения и разрядное устройство обеспечивают питание потребителей. Цепи непрерывного управления (обратной связи) зарядного устройства подключены к шине солнечной батареи и шине нагрузки, а цепи непрерывного управления стабилизатора напряжения и разрядного устройства подключены к шине нагрузки. В зависимости от степени заряженности или разряженности аккумуляторных батарей производится запрет или разрешение работы зарядного устройства и разрядного устройства.

Такое управление обеспечивает длительную автономную работу системы электроснабжения. Однако оно не обеспечивает сохранение работоспособности системы электроснабжения при нештатных или аварийных ситуациях на космическом аппарате. В случае нештатного, незапланированного нарушения ориентации солнечных батарей космического аппарата на Солнце происходит нарушение энергобаланса в системе электроснабжения. Если потеря ориентации будет достаточно длительной, может произойти полный разряд всех аккумуляторных батарей. Питание бортовых потребителей после этого прекратится. В случае применения литий-ионных аккумуляторных батарей, полный их разряд приведет к необратимому отказу аккумуляторов. Кроме того, при применении литий-ионных аккумуляторных батарей, ограничение заряда которых проводится по напряжению батареи (аккумуляторов), заряд аккумуляторных батарей может оказаться невозможным из-за повышенного внутреннего сопротивления аккумуляторов по причине их пониженной температуры в данной ситуации. На практике (в такой ситуации) имело место отключение заряда аккумуляторных батарей сразу после его включения, так как зарядное напряжение оказалось выше его предельного уровня, хотя напряжение разомкнутой цепи АБ было достаточно низким. При этом в рабочем диапазоне температур напряжение разомкнутой цепи не отличается существенно от зарядного напряжения.

Известен способ управления автономной системой электроснабжения (заявка №2010141492 от 08.10.2010 г., положительное решение от 18.06.2012 г. патент 2470440), содержащей солнечную батарею и N аккумуляторных батарей, каждая из которых состоит из n последовательно соединенных аккумуляторов, где N≥1, стабилизатор напряжения, включенный между солнечной батареей и нагрузкой и N зарядных и разрядных устройств, заключающийся в управлении стабилизатором напряжения и зарядно-разрядными устройствами в зависимости от входного и выходного напряжений системы электроснабжения, степени заряженности и разряженности аккумуляторных батарей, запрете на работу соответствующего зарядного устройства при достижении предельного уровня заряженности данной аккумуляторной батареи, снятии этого запрета при достижении определенного уровня разряженности данной аккумуляторной батареи, запрете на работу соответствующего разрядного устройства при достижении предельного уровня разряженности данной аккумуляторной батареи, снятии этого запрета при достижении определенного уровня заряженности данной аккумуляторной батареи, запрете на работу всех разрядных устройств, когда мощности оставшихся в работе разрядных устройств недостаточно для питания нагрузки, отличающийся тем, что при использовании в качестве аккумуляторных батарей - литий-ионных аккумуляторных батарей, в процессе разряда уровень заряженности контролируют по их напряжению, либо напряжению аккумуляторов каждой аккумуляторной батареи, кроме того, нагрузка разделена на дежурную и сеансную составляющие, при этом в случае потери ориентации солнечных батарей на Солнце, аварийном разряде аккумуляторных батарей и отключении части разрядных устройств, когда мощности оставшихся в работе разрядных устройств недостаточно для питания нагрузки, вначале формируют сигнал на отключение сеансной нагрузки, после чего запрещают работу всех разрядных устройств, дополнительно блокируют потребление по нерегулируемым цепям разряда аккумуляторных батарей, а после восстановления ориентации солнечных батарей на Солнце и заряда аккумуляторных батарей до заданного значения напряжения, снимают запрет на работу разрядных устройств и блокировку по нерегулируемым цепям разряда аккумуляторных батарей.

Этот способ принят за прототип.

Известный способ решает задачу предотвращения выхода из строя аккумуляторов литий-ионной аккумуляторной батареи, восстановления нормального функционирования системы электроснабжения после нештатной или аварийной ситуации. Однако он не решает задачу обеспечения заряда литий-ионной аккумуляторной батареи в случае возникновения нештатной пониженной температуры аккумуляторов аккумуляторной батареи. Это снижает надежность эксплуатации аккумуляторных батарей в составе системы электроснабжения космического аппарата.

Действительно, литий-ионные аккумуляторные батареи имеют очень низкое внутреннее сопротивление в рабочем диапазоне температур. Однако, при снижении температуры аккумуляторов до уровня, близкого к температуре замерзания электролита, их внутреннее сопротивление существенно повышается, что может привести к тому, что при включении заряда и появлении зарядного тока напряжение аккумуляторной батареи (аккумуляторов) превысит предельный уровень и заряд отключится. Для обеспечения заряда аккумуляторной батареи необходимо повысить температуру до рабочего диапазона. После этого аккумуляторную батарею можно заряжать номинальным током заряда.

Задачей заявляемого изобретения является повышение надежности эксплуатации аккумуляторной батареи в составе системы электроснабжения космического аппарата.

Поставленная задача решается тем, что в способе управления автономной системой электроснабжения космического аппарата, содержащей солнечную батарею и n аккумуляторных батарей, где n≥1, стабилизатор напряжения, включенный между солнечной батареей и нагрузкой и n зарядных и разрядных устройств, включающий управление стабилизатором напряжения, зарядными и разрядными устройствами в зависимости от входного и выходного напряжения системы электроснабжения и напряжения аккумуляторных батарей. При этом осуществляют запрет на работу зарядного и разрядного устройств при достижении предельного уровня соответственно зарядного и разрядного напряжений аккумуляторной батареи или ее аккумуляторов, снятие этого запрета при достижении определенного уровня их напряжений. В процессе заряда аккумуляторных батарей, уровень заряженности контролируют по их напряжению или напряжению аккумуляторов каждой аккумуляторной батареи, причем зарядный ток перенаправляют на обогреватели аккумуляторных батарей или на заряд аккумуляторов в зависимости от температуры аккумуляторной батареи.

Осуществляется это с помощью термисторов, которые определяют температуру аккумуляторной батареи и сравнивают полученное значение с заданными значениями (максимальным и минимальным). В таком случае заряд аккумуляторной батареи будет осуществляться следующим образом:

- если значение температуры ниже минимального заданного значения, то с помощью реализованной схемы управления зарядный ток будет направлен на обогрев аккумуляторной батареи, при этом заряд не будет осуществляться, а излишки зарядного тока будут сбрасываться на балластное сопротивление;

- если значение температуры выше минимального, но меньше максимального, то с помощью реализованной схемы управления включится заряд аккумуляторов аккумуляторной батареи, при этом будет продолжаться обогрев аккумуляторов до того момента пока значение температуры аккумуляторной батареи не достигнет предельного значения;

- если значение температуры аккумуляторной батареи достигнет максимального значения, то с помощью схемы управления обогрев прекратится, при этом заряд аккумуляторов аккумуляторной батареи продолжится до достижения максимального значения.

На фиг. 1 приведена функциональная схема автономной системы электроснабжения космического аппарата для реализации заявляемого способа.

Автономная система электроснабжения космического аппарата содержит солнечную батарею 1, подключенную к нагрузке 2 через стабилизатор напряжения 3, аккумуляторные батареи 41-4n, подключенные через зарядные устройства 51-5n к солнечной батарее 1, а через разрядные устройства 61-6n к входу выходного фильтра стабилизатора напряжения 3.

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

Параллельно аккумуляторным батареям 41-4n подключены устройства контроля аккумуляторных батарей 71-7n, связанные входом с аккумуляторными батареями 41-4n для контроля напряжения аккумуляторов, а выходом - с нагрузкой 2.

В цепи заряда-разряда аккумуляторных батарей установлены измерительные шунты 81-8n.

Зарядные устройства 51-5n состоят из регулирующего ключа 9, управляемого схемой управления 10, вольтодобавочного узла, выполненного на трансформаторе 5-3, транзисторах 5-1 и 5-2 и выпрямителя на диодах 5-4 и 5-5.

Разрядные устройства 61-6n состоят из регулирующего ключа 11, управляемого схемой управления 12.

Стабилизатор напряжения 3 состоит из регулирующего ключа 13, управляемого схемой управления 14, входного фильтра - конденсатор 15 и выходного фильтра на диоде 17, дросселе 18 и конденсаторе 16.

Схемы управления: 10 зарядных устройств 51-5n, 12 - разрядных устройств 61-6n, 14 - стабилизатора напряжения 3 выполнены в виде широтно-импульсных модуляторов, входом подключенных к шинам стабилизируемого напряжения. Схемы управления 10 зарядных устройств 51-5n дополнительно связаны с измерительными шунтами 81-8n и нагрузкой 2. Схема управления 19 выполнена на термисторах.

Устройство работает следующим образом. В процессе эксплуатации аккумуляторные батареи 41-4n работают в основном в режиме хранения и периодических дозарядов от солнечной батареи 1 через зарядные устройства 51-5n. Такой режим работы позволяет содержать их в постоянной готовности на случай аварийных ситуаций (потеря ориентации космического аппарата на Солнце) или на прохождение штатных теневых участков орбиты. Кроме того, с помощью термисторной схемы управления 191-19n осуществляется управления с ключами 201-20n и 211-21n, с помощью которых перенаправляется зарядный ток либо на обогрев с помощью обогревателей 221-22n, либо на заряд аккумуляторов 231-23n.

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

При прохождении теневых участков орбиты, либо при нарушении ориентации космического аппарата нагрузка 2 питается от аккумуляторных батарей 41-4n через разрядные устройства 61-6n.

Устройства контроля аккумуляторных батарей 71-7n контролируют напряжение аккумуляторов аккумуляторных батарей 41-4n и передают информацию об их состоянии в нагрузку 2. Напряжение аккумуляторной батареи в целом может быть вычислено путем суммирования напряжения аккумуляторов.

В процессе эксплуатации космического аппарата по результатам программного анализа информации о состоянии аккумуляторных батарей (в основном - напряжение аккумуляторов и аккумуляторных батарей в целом и токах заряда или разряда), по заранее заложенной в бортовом электронно-вычислительном комплексе программе проводится включение и отключение заряда аккумуляторной батареи. При этом в случае если температура аккумуляторной батареи ниже рабочей, то по предложенному выше методу осуществляется перенаправление тока заряда на обогрев и заряд аккумуляторов аккумуляторной батареи.

Таким образом, заявляемый способ управления автономной системой электроснабжения космического аппарата обеспечивает надежную эксплуатацию аккумуляторных батарей в составе системы электроснабжения космического аппарата при возникновении нештатных ситуаций, связанных со снижением температуры аккумуляторных батарей ниже рабочего диапазона, что повышает надежность эксплуатации аккумуляторных батарей в составе системы электроснабжения космического аппарата.

Способ управления автономной системой электроснабжения космического аппарата, содержащей солнечную батарею и n аккумуляторных батарей, где n≥1, стабилизатор напряжения, включенный между солнечной батареей и нагрузкой, и n зарядных и разрядных устройств, включающий управление стабилизатором напряжения, зарядными и разрядными устройствами в зависимости от входного и выходного напряжений системы электроснабжения и напряжения аккумуляторных батарей, при этом осуществляют запрет на работу зарядного и разрядного устройств при достижении предельного уровня соответственно зарядного и разрядного напряжений аккумуляторной батареи или ее аккумуляторов, снятие этого запрета при достижении определенного уровня их напряжений, отличающийся тем, что в процессе заряда аккумуляторных батарей уровень заряженности контролируют по их напряжению или напряжению аккумуляторов каждой аккумуляторной батареи, причем зарядный ток перенаправляют на обогреватели аккумуляторных батарей или на заряд аккумуляторов в зависимости от температуры аккумуляторной батареи.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к области космической энергетики, конкретнее к бортовым системам электропитания (СЭП) космических аппаратов (КА). Технический результат - увеличение надежности.

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).

Группа изобретений относится к развертываемым солнечным батареям (СБ) космического аппарата. СБ снабжена штангой в виде шарнирно соединенных корневого (1) и телескопического (2) звеньев и выполнена в форме складываемых гармошкой створок (17).

Изобретение относится к системам поворота солнечной батареи (СПСБ) космического аппарата (КА). Изобретение предназначено для размещения элементов СПСБ для вращения солнечной батареи большой мощности и передачи электроэнергии с солнечной батареи на КА.

Изобретение относится к управлению ориентацией навигационных спутников с антеннами и солнечными батареями (СБ). Способ включает ориентацию электрической оси антенны (первой оси спутника) на Землю и ориентацию панелей СБ на Солнце.

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 космической технике. Способ управления ориентацией космического аппарата (КА) с неподвижными панелями солнечных батарей (СБ) при выполнении экспериментов включает гравитационную ориентацию КА продольной осью вдоль местной вертикали и закрутку вокруг продольной оси, соответствующей минимальному моменту инерции.

Изобретение относится к космической технике. Способ управления ориентацией космического аппарата (КА) с неподвижными панелями солнечных батарей (СБ) при выполнении экспериментов на орбитах с максимальной длительностью теневого участка включает гравитационную ориентацию КА продольной осью вдоль местной вертикали и закрутку вокруг его продольной оси, соответствующей минимальному моменту инерции.

Изобретение относится к системам контроля работы механических узлов солнечной батареи (СБ) космического аппарата (КА) в условиях эксплуатации. Устройство содержит цепочку из N (напр., N=5) последовательно соединенных контактных датчиков (КД) (21, …, 25), к которым параллельно подключены резисторы (61, …, 65) номинальным сопротивлением 1∗R0, 2∗R0, …, 2N-1∗R0.

Изобретение относится к энергоснабжению космического аппарата (КА) с помощью солнечных батарей (СБ). КА содержит корпус с множеством поверхностей (11), на которых расположены устройства (20) для собирания света внутрь корпуса, где установлена СБ (30).

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано в раскрывающихся солнечных батареях космических аппаратов. Устройство отделения и раскрытия створок солнечной батареи (УОРССБ) космического аппарата содержит раму, два пакета створок, прижимные замки с крюками, качалки, подпружиненную тягу с коромыслами, взаимодействующими с верхними створками, подпружиненные штоки со сквозными отверстиями под шпильку с торцами, взаимодействующими с профильными пазами, упорные кольца с упорами.

Изобретение относится к механизмам ориентации (поворота) солнечных батарей (СБ). Система поворота СБ содержит корпус (1) с крышками (2), выходной вал, выполненный в виде двух частей (3) и (4) с фланцами (5) и (6) для стыковки с крыльями СБ, и центральный привод (7).

Изобретение относится к конструкции космических аппаратов (КА), преимущественно для исследований на близких (порядка радиуса орбиты Меркурия) расстояниях от Солнца. КА содержит корпус с теплозащитным экраном, научную и служебную аппаратуру, средства терморегулирования и две пары солнечных батарей (СБ). Панели одной из пар СБ закреплены с возможностью отделения на панелях другой пары СБ и имеют с ними общую ось вращения. Неотделяемые от КА панели СБ имеют две противоположные рабочие поверхности. На одной из них установлены только фотопреобразователи, а на другой - также и чередующиеся с последними теплоотражающие элементы. Выбор действующей рабочей поверхности панели, а также угол её установки определяются плотностью падающих солнечных потоков. Техническим результатом изобретения является снижение массы КА, повышение его надежности и упрощение алгоритма ориентации панелей СБ благодаря эффективной структуре СБ. 1 з.п. ф-лы, 5 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.

Наверх