Система электропитания космического аппарата

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.

 

Изобретение относится к области преобразовательной техники, в частности к бортовым системам электропитания (СЭП) космических аппаратов (КА), и может быть использовано при проектировании и создании систем электропитания автоматических космических аппаратов на основе солнечных и аккумуляторных батарей (СБ и АБ).

Техническим результатом изобретения является повышение энергетической эффективности высоковольтной системы электропитания космического аппарата за счет реализации экстремального регулирования мощности (ЭРМ) солнечных батарей как в режиме заряда АБ, так и в режиме совместного питания бортовой нагрузки от СБ и АБ, простота согласования напряжений источников энергии (СБ и АБ) и нагрузки, 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 (Н).

Широко известна система электропитания [1] с экстремальным регулированием мощности фотоэлектрической батареи, содержащая фотоэлектрическую и аккумуляторную батареи, последовательный регулятор напряжения (РН) для питания нагрузки от фотоэлектрической батареи, зарядное и разрядное устройства (ЗУ и РУ). Экстремальное регулирование мощности фотоэлектрической батареи осуществляется ЗУ при питании нагрузки и одновременном заряде АБ, а также регулятором напряжения при одновременном питании нагрузки от СБ и АБ.

Система электропитания с ЭРМ фотоэлектрической батареи предназначена для формирования одной силовой низковольтной (27-28 В) шины питания нагрузки. Для формирования других номиналов питающего напряжения необходима разработка дополнительных преобразователей, что в свою очередь увеличивает время разработки СЭП КА и КА в целом.

Недостатком этой системы электропитания является то, что при создании высоковольтных СЭП КА (100 В) максимальное значение напряжения холостого хода СБ в моменты выхода из теневых участков Земли превышает 200 В, что является недопустимым из-за возможности возникновения в условиях вакуума электростатических разрядов между цепочками фотодиодов СБ или элементами токосъема. Для ограничения напряжения на СБ требуется применение специальных устройств или реализация режимов работы СЭП, ограничивающих повышение напряжения на охлажденной СБ.

В настоящее время проектирование мощных высоковольтных российских и иностранных СЭП осуществляется на основе шунтовых регуляторов напряжения СБ [2], ограничивающих напряжение на СБ на уровне напряжения шины питания нагрузки, и поэтому не позволяющих реализовывать режим ЭРМ СБ.

Наиболее близкой по технической сущности к заявленному изобретению является система электропитания космического аппарата, описанная в патенте [3] (фиг. 1).

Система электропитания состоит из солнечной батареи 1, аккумуляторной батареи 2, стабилизатора напряжения 3, разрядного устройства 4, зарядного устройства 5, экстремального регулятора мощности солнечной батареи 6, датчика тока 7, трансформатора 8, первичных обмоток трансформатора 9, 10, вторичных обмоток трансформатора 11, 12, 15, 20, устройств питания 13, 16, 18 нагрузок постоянного или переменного тока 14, 17, 19, схемы управления 21 транзисторами 22-25 стабилизатора напряжения 3, схемы управления 26 транзисторами 27-30 разрядного устройства 4.

Система электропитания работает следующим образом.

При превышении мощности СБ 1 над суммарной потребляемой нагрузками 14, 17, 19 мощностью (питании нагрузок от СБ) стабилизатором напряжения 3 с помощью обратной связи устройства 18 на вторичной обмотке 20 трансформатора 8 поддерживается стабильное напряжение. На вторичных обмотках 11, 12, 15 трансформатора 8 также поддерживается стабильное напряжение с учетом коэффициентов трансформации обмоток. При этом АБ 2 заряжена, ЗУ 5, РУ 4 и ЭРМ СБ 6 отключены.

При заряде АБ включается ЗУ 5. Сигнал о включении ЗУ 5 поступает на вход ЭРМ 6. В результате реализуется режим ЭРМ СБ 1. При этом РУ 4 отключено.

При питании нагрузки от АБ и мощности СБ1 равной нулю подключается РУ 4, обеспечивается стабилизация напряжения на вторичной обмотке 20 трансформатора 8 с помощью обратной связи устройства 18. При этом стабилизатор напряжения 3, ЭРМ 6, ЗУ 5 отключены.

При питании нагрузки совместно от СБ и АБ напряжение на вторичной обмотке 20 трансформатора 8 стабилизируется РУ 4, которое компенсирует недостаток мощности генерируемый СБ. При этом напряжение на СБ определяется уровнем напряжения АБ, так как СБ и АБ в этом режиме включены параллельно через трансформатор, это исключает возможность регулирования напряжения на СБ и, соответственно, реализацию режима экстремального регулирования мощности СБ. Генерируемая СБ мощность будет определяться в этом случае напряжением АБ, приведенным к СБ через заданный при проектировании коэффициент трансформации.

Таким образом, система электропитания [3] не может осуществлять режим экстремального регулирования мощности СБ в режиме совместного питания нагрузки от СБ и АБ, что является ее главным недостатком.

Целью изобретения является повышение энергетической эффективности СЭП КА за счет реализации экстремального регулирования мощности СБ как в режиме заряда АБ, так и разряда АБ (при одновременном питании нагрузки от СБ и АБ), упрощение согласования напряжений источников энергии (СБ и АБ) и нагрузки, обеспечение возможности применения солнечной батареи с напряжением рабочей точки как выше, так и ниже стабилизируемого выходного напряжения шины питания нагрузки, а также обеспечение возможности применения аккумуляторной батареи с любым номиналом напряжения ниже выходного стабилизируемого напряжения питания Н.

На Фиг. 2 представлена функциональная схема заявляемой системы электропитания космического аппарата с экстремальным регулированием мощности СБ, которая содержит солнечную батарею 1, аккумуляторную батарею 2, стабилизатор напряжения 3, выполненный в виде мостового инвертора, разрядное устройство 4, зарядное устройство 5, выполненное также в виде мостового инвертора, систему управления (СУ) 6 с экстремальным регулятором мощности СБ, датчик тока 7, трансформатор 8 с первичной обмоткой 9 и вторичной обмоткой 10, трансформатор 11 с первичной обмоткой 12 и вторичной обмоткой 13, выпрямители 14 и 15, устройство контроля степени заряженности аккумуляторной батареи 16 и нагрузку 17.

Первые входы стабилизатора напряжения 3 и ЗУ 5 соединены между собой и подключены к плюсовой шине СБ 1 через датчик тока 7, а вторые из них также соединены между собой и подключены к минусовой шине солнечной батареи 1. Выход стабилизатора напряжения 3 соединен с первичной обмоткой 9 трансформатора 8. Выход зарядного устройства 5 соединен с первичной обмоткой 12 трансформатора 11.

Система управления 6 соединена своими измерительными входами с выходом датчика тока 7, с выходом устройства контроля степени заряженности АБ 16, с силовыми шинами СБ 1 и нагрузки 17. Сигналы с датчика тока 7 и с силовых шин СБ 1 предназначены для вычисления мощности генерируемой СБ 1. При этом управление транзисторами инверторов стабилизатора напряжения 3 и зарядного устройства 5 производится системой управления 6 по заданному алгоритму.

Входы выпрямителя 14 соединены со вторичной обмоткой 10 трансформатора 8. Входы выпрямителя 15 соединены со вторичной обмоткой 12 трансформатора 11.

Первый выход выпрямителя 14 соединен с выходом разрядного устройства 4 и входом нагрузки 17. Первый выход выпрямителя 15 соединен с первой клеммой аккумуляторной батареи 2 и входом разрядного устройства 4. Вторые выходы выпрямителей 14 и 15 соединены между собой и подключены ко второй клемме аккумуляторной батареи 2 и выходу нагрузки 17. Измерительные выходы аккумуляторной батареи 2 соединены с измерительными входами устройства контроля степени заряженности АБ 16.

Система электропитания КА работает в следующих режимах.

1. Мощность нагрузки меньше мощности генерируемой СБ (РНСБmax), АБ заряжена. Режим ЭРМ СБ не требуется.

При заряженной АБ 2 зарядное устройство 5 отключено. Инвертор стабилизатора напряжения солнечной батареи 3 стабилизирует напряжение на обмотке 9 трансформатора 8 по сигналам системы управления 6, которая использует напряжение обратной связи (напряжение шины питания нагрузки). Солнечная батарея 1 работает в режиме источника напряжения. Стабилизатор напряжения 3 смещает рабочую точку вдоль вольт-амперной характеристики СБ от оптимального напряжения до напряжения холостого хода.

2. Мощность нагрузки меньше мощности генерируемой СБ (РНСБmax), АБ разряжена.

При получении сигнала с УКЗБ 16 о необходимости заряда АБ 2 включается зарядное устройство 5, которое начинает направлять ток заряда в АБ 2, ограниченный на предельно допустимом уровне. При этом стабилизатор напряжения 3 по-прежнему работает в режиме стабилизации выходного напряжения, отрабатывая возмущения, вызванные смещением рабочей точки ΒΑΧ солнечной батареи и потребляемой нагрузкой мощности.

В случае, если суммарное значение мощности заряда АБ 2 и мощности нагрузки 17 больше максимального значения мощности генерируемой СБ 1, то напряжение на шине питания нагрузки 17 понижается до поддиапазона регулирования ЗУ 5. Зарядное устройство 5 начинает ограничивать ток заряда АБ 2, стабилизируя тем самым входное напряжение (напряжение СБ) в оптимальной точке (точке максимальной мощности СБ) по сигналу СУ 4. СБ полностью используется по мощности, система работает в режиме ЭРМ СБ.

3. Мощность нагрузки больше мощности генерируемой СБ (РНСБmax), разряд АБ. Питание нагрузки от СБ и АБ.

При увеличении мощности нагрузки PH>PСБmax заряд АБ 2 прекращается, ЗУ 5 выключается. Стабилизатор напряжения 3 в этом режиме не может стабилизировать выходное напряжение и переходит в режим экстремального регулирования мощности СБ (UСБ=UСБmax) по сигналу СУ 6. Подключается разрядное устройство 4, которое начинает регулировать выходное напряжение, восполняя весь недостаток мощности нагрузки 17.

4. Солнечная батарея не генерирует мощность (РСБ=0), разряд АБ.

При отсутствии мощности, поступающей от СБ 1 (РСБ=0), питание нагрузки 17 осуществляется от АБ 2. Разрядное устройство 4 регулирует выходное напряжение, восполняя весь недостаток мощности в нагрузке 17. Стабилизатор напряжения 3 находится в ждущем режиме.

Таким образом в заявляемом изобретении напряжение СБ может регулироваться в широком диапазоне, включающем точку ΒΑΧ СБ с максимальной мощностью, как в режиме заряда АБ, так и в режиме питания нагрузки от СБ и АБ, что повышает энергетическую эффективность СЭП КА. За счет принципа построения стабилизатора напряжения СБ 3 и зарядного устройства 5 на основе инверторов напряжения допускается напряжение рабочей точки ΒΑΧ СБ как выше, так и ниже стабилизируемого выходного напряжения (100 В). Так же принцип построения зарядного устройства АБ на основе инверторно-трансформаторного преобразователя позволяет применять АБ с любым номиналом рабочего напряжения, не превышающим значение напряжения выходной шины питания нагрузки. Достоинством системы является то, что инверторно-трансформаторное построение СЭП низкоорбитальных КА позволяет достаточно просто согласовывать напряжения на СБ, АБ и Н, обеспечивая невозможность превышения напряжения холостого хода солнечной батареи более 170 В согласно алгоритму управления транзисторами инверторов [4, 5], что исключает возможность электростатических разрядов между цепочками фотодиодов СБ или элементами токосъема.

Использованные источники

1. Пат. РФ №2101831, H02J 7/35. Система электропитания с экстремальным регулированием мощности фотоэлектрической батареи. / К.Г. Гордеев, С.П. Черданцев, Ю.А. Шиняков. Заявка №95119971 от 27.11.1995. Опубл. 10.01.1998, Бюл. №1.

2. Системы электропитания для больших платформ на геостационарной орбите / В.В. Хартов, Г.Д. Эвенов, B.C. Кудряшов, М.В. Лукьяненко // Электронные и электромеханические системы и устройства: Сб. науч. тр. - Новосибирск: Наука, 2007. - С. 7-16

3. Пат. РФ №№2396666, H02J 7/34. Система электропитания космического аппарата. / Кудряшов B.C., Эльман В.О., Нестеришин М.В., Гордеев К.Г., Гладущенко В.Н., Хартов В.В., Кочура С.Г., Солдатенко В.Г., Мельников Н.В., Козлов Р.В. Заявка №2009124704 от 29.06.2009. Опубл. 10.08.2010, Бюл. №24.

4. Системы электропитания космических аппаратов на основе регулируемых инверторов тока / А.В. Осипов, Ю.А. Шиняков, А.И. Отто, М.М. Черная. А.А. Ткаченко // Известия Томского политехнического университета. - 2014. - Т. 324. - №4. - С. 102-109.

5. Черная Μ.Μ. Исследование влияния параметров нагрузки на перераспределение мощностей источников энергии в высоковольтных инверторно-трансформаторных СЭП ΚΑ / М.М. Черная. - Энергетика: Эффективность, надежность, безопасность: материалы XX Всероссийской научно-технической конференции / Томский политехнический университет.- Томск: Изд-во Томского политехнического университета, 2014. T. I. - C. 138-143.

Система электропитания космического аппарата, состоящая из солнечной батареи, подключенной своими плюсовой и минусовой шинами к стабилизатору напряжения, выполненному на основе мостового инвертора, причем в плюсовой шине установлен датчик тока, нагрузки, зарядного устройства и аккумуляторной батареи, подключенной к разрядному устройству, отличающаяся тем, что стабилизатор напряжения и зарядное устройство выполнены на основе мостовых регулируемых инверторов, подключенных к первичным обмоткам разных трансформаторов и управляемых по сигналам системы управления с экстремальным регулятором мощности, соединенной своими измерительными входами с датчиком тока, устройством контроля степени заряженности аккумуляторной батареи и силовыми шинами солнечной батареи и нагрузки, при этом первые силовые входы стабилизатора напряжения и зарядного устройства соединены между собой и подключены к плюсовой шине солнечной батареи через датчик тока, а вторые из них также соединены между собой и подключены к минусовой шине солнечной батареи, вторичная обмотка первого трансформатора соединена с входами первого выпрямителя, вторичная обмотка второго трансформатора соединена с входами второго выпрямителя, первый выход первого выпрямителя соединен с выходом разрядного устройства и входом нагрузки, первый выход второго выпрямителя соединен с первой клеммой аккумуляторной батареи и входом разрядного устройства, вторые выходы выпрямителей соединены между собой и подключены ко второй клемме аккумуляторной батареи и выходу нагрузки, измерительные выходы аккумуляторной батареи соединены с измерительными входами устройства контроля степени заряженности аккумуляторной батареи.



 

Похожие патенты:

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.

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).

Использование: в области электротехники. Технический результат - повышение надежности бесперебойного электроснабжения потребителей постоянным током и безопасности работы системы.

Использование: в области электротехники. Технический результат - обеспечение надежной зарядки и разрядки элемента накопления энергии.

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.

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.
Наверх