Способ управления автономной системой электроснабжения космического аппарата



Способ управления автономной системой электроснабжения космического аппарата
Способ управления автономной системой электроснабжения космического аппарата

 


Владельцы патента RU 2634473:

Российская Федерация, от имени которой выступает Госсударственная корпорация по космической деятельности "Роскосмос" (RU)

Использование: в области электротехники в системах электроснабжения (СЭС) космических аппаратов (КА). Технический результат - обеспечение штатного отключения сеансной нагрузки при нештатной ситуации. Способ управления автономной системой электроснабжения, которая содержит солнечную батарею и n аккумуляторных батарей, стабилизатор напряжения, включенный между солнечной батарей и нагрузкой и по n зарядных и разрядных устройств заключается в управлении стабилизатором напряжения и зарядно-разрядными устройствами в зависимости от входного и выходного напряжения системы, контроле 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 и снятии этого запрета при достижении определенного уровня заряженности данной аккумуляторной батареи. Нагрузку делят на дежурную и сеансную составляющие и при достижении предельного уровня разряженности какой-либо аккумуляторной батареи проводят отключение сеансной части нагрузки, а запрет на работу соответствующего разрядного устройства устанавливают после отключения сеансной части нагрузки. 1 ил.

 

Изобретение относится к электротехнике, а именно к системам электроснабжения (СЭС) космических аппаратов (КА), с использованием в качестве первичных источников энергии солнечных батарей (СБ), а в качестве накопителей энергии - аккумуляторных батарей (АБ).

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

В известной СЭС осуществляется непрерывное управление стабилизатором напряжения, зарядными и разрядными устройствами в зависимости от входного (напряжение СБ) и выходного напряжений СЭС. При этом зарядные устройства обеспечивают заряд АБ, а стабилизатор напряжения и разрядное устройство обеспечивают питание потребителей.

Цепи непрерывного управления (обратной связи) зарядного устройства подключены к шине СБ и шине нагрузки, а цепи непрерывного управления стабилизатора напряжения и разрядного устройства подключены к шине нагрузки.

В зависимости от степени заряженности или разряженности АБ производится запрет или разрешение работы зарядного устройства и разрядного устройства.

Такое управление обеспечивает длительную автономную работу СЭС. Однако оно не обеспечивает сохранение работоспособности СЭС при нештатных или аварийных ситуациях на КА. В случае нештатного, незапланированного нарушения ориентации солнечных батарей КА на Солнце происходит нарушение энергобаланса в СЭС. Если потеря ориентации будет достаточно длительной, может произойти полный разряд всех АБ. Питание бортовых потребителей после этого прекратится.

Известен способ управления автономной системой электроснабжения (патент РФ №2168828, H01J 7/36), содержащей солнечную батарею и n аккумуляторных батарей, где n≥1, стабилизатор напряжения, включенный между солнечной батарей и нагрузкой и по n зарядных и разрядных устройств, заключающийся в управлении стабилизатором напряжения и зарядно-разрядными устройствами в зависимости от входного и выходного напряжения системы, контроле 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, отличающийся тем, что 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, запрещают работу всех разрядных устройств, а также прекращают управление разрядными устройствами по сигналам об уровне заряженности, после восстановления ориентации солнечных батарей на Солнце сначала производят заряд аккумуляторных батарей до некоторого значения емкости, а затем разрешают работу разрядных устройств и возобновляют управление разрядными устройствами по сигналам об уровне заряженности.

Этот способ принят за прототип заявляемому изобретению.

Известный способ решает задачу предотвращения выхода из строя аккумуляторов АБ, восстановления нормального функционирования СЭС после нештатной или аварийной ситуации. Однако известный способ предполагает полное снятие электропитания с нагрузки КА, что не гарантирует штатное отключение сеансной нагрузки.

Задачей заявляемого изобретения является обеспечение штатного отключения сеансной нагрузки при нештатной ситуации.

Поставленная задача решается тем, что в предложенном способе при управлении автономной системой электроснабжения космического аппарата, содержащей солнечную батарею и n аккумуляторных батарей, стабилизатор напряжения, включенный между солнечной батарей и нагрузкой и по n зарядных и разрядных устройств, заключающемся в управлении стабилизатором напряжения и зарядно-разрядными устройствами в зависимости от входного и выходного напряжения системы, контроле 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, нагрузку делят на дежурную и сеансную составляющие и при достижении предельного уровня разряженности какой-либо аккумуляторной батареи проводят отключение сеансной части нагрузки, а запрет на работу соответствующего разрядного устройства устанавливают после отключения сеансной части нагрузки.

В процессе эксплуатации КА при разряде любой АБ до нижнего установленного уровня проводят отключение сеансной части нагрузки, а запрет на работу соответствующего разрядного устройства устанавливают после отключения сеансной части нагрузки.

После отключения соответствующего разрядного устройства питание нагрузки осуществляется оставшимися включенными разрядными устройствами от других АБ, еще не достигших установленного предельного уровня разряженности.

При этом электропотребление КА при отключенной сеансной части нагрузки будет значительно меньше, что дает время для (маневра) устранения причины нештатного глубокого разряда АБ.

В качестве примера, на фиг. 1, приведен вариант функциональной схемы автономной системы электропитания КА для реализации заявляемого способа.

Автономная система электропитания КА содержит: солнечную батарею 1, подключенную к нагрузке 2, через преобразователь напряжения 3, аккумуляторные батареи 41-4n, подключенные через зарядные преобразователи 51-5n к солнечной батарее 1, а через разрядные преобразователи 61-6n к входу выходного фильтра преобразователя напряжения 3. Кроме того, аккумуляторные батареи 41-4n содержат в своем составе байпасные разрядные цепи, состоящие из диодов, подключенных параллельно каждому аккумулятору в разрядном направлении.

При этом нагрузка 2 функционально разделена на дежурную 2-1 и сеансную 2-2 составляющие и 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, давления и температуры аккумуляторов, а выходом с нагрузкой 2. Кроме того, устройства контроля аккумуляторных батарей 71-7n содержат в своем составе разрядные сопротивления (на схеме не показано) для проведения профилактических разрядов аккумуляторных батарей 41-4n.

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

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

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

Преобразователь напряжения 3 состоит из регулирующего ключа 13, управляемого схемой управления 14, входного фильтра на конденсаторе 3-1 и выходного фильтра на диоде 3-2, дросселе 3-3 и конденсаторе 3-4.

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

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 преобразователи 51-5n. Такой режим работы позволяет содержать их в постоянной готовности на случай аварийных ситуаций (потеря ориентации КА на Солнце) или на прохождение штатных теневых участков орбиты.

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

При прохождении теневых участков орбиты, либо при нарушении ориентации КА на Солнце, нагрузка 2 питается от аккумуляторных батарей 41-4n через разрядные преобразователи 61-6n.

Устройства контроля 71-7n контролируют напряжение, давление и температуру аккумуляторов аккумуляторных батарей 41-4n и передают информацию об их состоянии в нагрузку 2.

В процессе эксплуатации КА, по результатам анализа информации о состоянии АБ (в основном - напряжение аккумуляторов и АБ в целом), по аппаратной логике или по заранее заложенной в бортовую ЭВМ программе формируется команда на отключение сеансной части нагрузки 2-2, а после завершения процесса отключения формируется запрет на работу соответствующего разрядного устройства.

Необходимость завершения процесса отключения сеансной части нагрузки до блокировки разрядного устройства обусловлена тем, что штатное отключение сеансной части нагрузки производится по заданной циклограмме, является длительным во времени процессом, и может быть не обеспечено при блокировке всех разрядных устройств с одновременным пропаданием питания на выходных бортовых шинах СЭС. Данная ситуация возникнет, например, в случае нештатной потери ориентации солнечных батарей КА на Солнце.

После восстановления (частичного или полного) ориентации солнечных батарей на Солнце и оценки данных телеметрии запрет снимают по команде с Земли.

Таким образом, заявляемый способ управления автономной системой электроснабжения космического аппарата обеспечивает штатное отключение сеансной нагрузки при нештатной ситуации.

Способ управления автономной системой электроснабжения космического аппарата, содержащей солнечную батарею и n аккумуляторных батарей, стабилизатор напряжения, включенный между солнечной батарей и нагрузкой и по n зарядных и разрядных устройств, заключающийся в управлении стабилизатором напряжения и зарядно-разрядными устройствами в зависимости от входного и выходного напряжения системы, контроле 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 и снятии этого запрета при достижении определенного уровня заряженности данной аккумуляторной батареи, отличающийся тем, что нагрузку делят на дежурную и сеансную составляющие и при достижении предельного уровня разряженности какой-либо аккумуляторной батареи проводят отключение сеансной части нагрузки, а запрет на работу соответствующего разрядного устройства устанавливают после отключения сеансной части нагрузки.



 

Похожие патенты:

Использование: в области электротехники. Технический результат - повышение надежности и живучести систем электропитания и уменьшение вероятности возникновения аварийных ситуаций.

Использование: в области электротехники для электроснабжения космических аппаратов от первичных источников разной мощности. Технический результат - повышение надежности электроснабжения.

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано для обеспечения электропитания космических аппаратов (КА) и станций. Технический результат - использование системы терморегулирования для получения дополнительной энергии.

Изобретение относится к области электротехники. Автономная система электропитания содержит солнечную батарею, накопитель электроэнергии, зарядно-разрядное устройство и нагрузку, состоящую из одного или нескольких стабилизаторов напряжения с подключенными к их выходам конечными потребителями электроэнергии.

Устройство для передачи энергии автономному подводному аппарату содержит источник энергии на борту судна-носителя, кабель-трос, герметичный светодиодный излучатель высокой интенсивности, герметичную светоприемную панель.

Изобретение относится к электротехнической промышленности и может быть использовано при проектировании автономных систем электропитания искусственных спутников Земли (ИСЗ). Технический результат - повышение удельных энергетических характеристик и надежности автономной системы электропитания ИСЗ. Предлагается способ питания нагрузки постоянным током в автономной системе электропитания искусственного спутника Земли от солнечной батареи и комплекта из вторичных источников электроэнергии - аккумуляторных батарей, содержащих Nакк аккумуляторов, соединенных последовательно, заключающийся в стабилизации напряжения на нагрузке, проведении заряда и разряда аккумуляторных батарей через индивидуальные зарядные и разрядные преобразователи, при этом разрядные преобразователи выполнены без вольтодобавочных узлов, для чего число аккумуляторов Nакк в каждой аккумуляторной батарее выбирают из соотношения: Nакк≥(Uн+1)/Uакк.мин, где Nакк - число аккумуляторов в последовательной цепи каждой аккумуляторной батареи; Uн - напряжение на выходе автономной системы электропитания, В; Uакк.мин - минимальное разрядное напряжение одного аккумулятора, В, зарядные преобразователи выполнены без вольтодобавочных узлов, для чего напряжение в рабочей точке солнечной батареи выбирают из соотношения:Uрт>Uакк.макс·Nакк+1, где Uрт - напряжение в рабочей точке солнечной батареи в конце гарантированного ресурса ее работы, В; Uакк.макс - максимальное зарядное напряжение одного аккумулятора, В, при этом рассчитанное число аккумуляторов Nакк дополнительно увеличивают исходя из соотношения: Nакк≥(Uн+1)/Uакк.мин+Nотказ, где Nотказ - число допустимого отказа аккумуляторов, а стабилизацию напряжения на нагрузке и заряд аккумуляторных батарей проводят с использованием экстремального регулирования напряжения солнечной батареи.

Изобретение относится к электротехнической промышленности и может быть использовано при создании автономных систем электропитания преимущественно связных космических аппаратов (КА).

Электросамолет содержит фюзеляж, крылья, двигатели, оперение и шасси. На фюзеляже и крыльях установлены солнечные батареи, соединенные с аккумуляторами и двигателями.

Изобретение относится к области электротехники. Технический результат заключается в расширении эксплуатационных возможностей системы, увеличении его нагрузочной мощности и обеспечении максимальной бесперебойности работы при поддержании оптимальных параметров работы аккумуляторной батареи при питании потребителей постоянным током.

Изобретение относится к области электротехники. Описаны системы и способы использования различных типов аккумуляторов для выборочного аккумулирования и отдачи энергии.

Изобретение относится к области ракетно-космической техники, а именно к транспортно-пусковым контейнерам (ТПК). В ТПК для запуска малых космических аппаратов, выполненном в виде корпуса с четырьмя боковыми стенками, из которых две противоположные стенки имеют направляющие, задней стенкой, переходной рамкой и поворотной крышкой.

Изобретение относится, главным образом, к конструкции высокоскоростных двухступенчатых ракет. Первой ступенью может служить носовой обтекатель, а второй – остальная часть ракеты.

Изобретение относится к ракетно-космической технике, а именно к конструкции двигательных установок (ДУ) космического назначения. ДУ состоит из топливных баков с газовой и топливной горловинами, системы подачи топлива, системы исполнительных органов, включающей, как минимум, отклоняющие двигатели со смесительной головкой и двигатели стабилизации и ориентации.
Изобретение относится к области обеспечения долговременного устойчивого развития космической деятельности и может быть использовано для предупреждения столкновений космического аппарата с преднамеренно сближающимся активным объектом.

Изобретение относится к области ракетно-космической техники. Способ управления движением ракеты космического назначения при выведении космических объектов на орбиту заключается в том, что в заданные моменты времени определяют текущее положение ракеты космического назначения с помощью навигационной системы, прогнозируют с помощью бортовой цифровой вычислительной машины оставшуюся траекторию полета с прежним управлением и определяют выполнимость условия обеспечения с заданной точностью терминальных условий полета и, при невыполнимости этих условий, выбирают новое управление и реализуют его с помощью исполнительных органов до следующего, заданного момента времени полета, кроме того, выбирают новые терминальные условия, находящиеся в области достижимости ракеты космического назначения, и новое управление движением ракеты космического назначения и реализуют его с помощью исполнительных органов до следующего, заданного момента времени полета.

Изобретение относится к ракетной технике и может найти применение в конструкциях систем разделения объектов летательных аппаратов (ЛА), где требуется снижение ударных нагрузок и импульса от действия средства разделения на точность выведения конечных ступеней объекта, в частности в заднем узле крепления разгонных блоков крылатых ракет.

Изобретение относится к ракетно-космической технике, а именно к способам доставки полезного груза - комплекса научной аппаратуры к небесным телам (планетам, астероидам, кометам и др.) для их исследования и пенетраторам - устройствам с полезным грузом, отделяемым от основного космического аппарата и представляющим собой ударный проникающий зонд, внедряющийся в грунт небесного тела для исследования его параметров и параметров его грунта.

Изобретение относится к многосредным транспортным средствам и может применяться, в частности, для исследований в ближнем и дальнем космосе. Аквааэрокосмический летательный аппарат включает в себя корпус в виде двояковыпуклой линзы, накрытой снизу и сверху полусферами титановых обтекателей.

Изобретение относится к конструктивным элементам средств выведения полезных нагрузок (ПН), в частности, микроспутников. Адаптер включает ферму с двумя ярусами треугольных решеток: верхний ярус выполнен в форме цилиндра, а нижний - в форме усеченного конуса.

Изобретение относится к способам управления движением ракет космического назначения (РКН). Способ управления угловым движением РКН заключается в управлении углами тангажа и рыскания путем отклонения в двух взаимно-перпендикулярных плоскостях установленной в карданном подвесе камеры сгорания основного двигателя, в управлении углом крена с помощью двух пар газовых сопел и двух аэродинамических рулей, отклоняемых с помощью своих электрогидравлических сервоприводов (ЭГС).

Изобретение относится к космическим аппаратам (КА) для научных исследований физических явлений и отработки различных систем и элементов КА на орбите ИСЗ и при спуске в атмосфере. Возвращаемый КА (ВКА) содержит лабораторный отсек (1), соединенный с корпусом приборного отсека (2), лобовой аэродинамический экран (3) сегментально-конической формы и тормозную двигательную установку (4). Экран (3) состоит из жесткой центральной части (5) и периферийной части в виде основного надувного тормозного устройства (6), покрытого снаружи гибкой теплозащитой. На жесткой части (5) могут быть размещены испытуемые объекты, например образцы теплозащиты. Для снижения скорости посадки ВКА снабжен дополнительным надувным тормозным устройством (7) торовой формы. Устройство (7) соединено с корпусом отсека (1) силовой конической оболочкой из тканевого материала со слабой газопроницаемостью. Оно раскрывается на дозвуковых скоростях полета. В транспортном положении ВКА имеет малые габариты благодаря плотной укладке герметичных оболочек тормозных устройств. Технический результат заключается в расширении комплекса решаемых исследовательским ВКА научных и технологических задач как на орбите, так и при спуске в атмосфере. 2 з.п. ф-лы, 3 ил.
Наверх