Высоковольтная система электропитания космического аппарата

Изобретение относится к области электротехники и может быть использовано при разработке и создании систем электропитания космических аппаратов с использованием солнечных (СБ) и аккумуляторных (АБ) батарей. Согласно изобретению система электропитания космического аппарата с регулированием мощности солнечной батареи инверторно-трансформаторным преобразователем содержит солнечную батарею, датчик тока, систему управления с экстремальным шаговым регулятором мощности СБ, регулятор напряжения, выполненный в виде мостового инвертора с входным L-фильтром, трансформатор с первичной и вторичной обмотками, выпрямитель, зарядное устройство, устройство контроля степени заряженности АБ, аккумуляторную батарею, разрядное устройство и нагрузку. Техническим результатом изобретения является исключение возможности возникновения электростатических разрядов между цепочками фотодиодов солнечной батареи и элементами токосъема при условии обеспечения простоты согласования уровней напряжения источников энергии (солнечной и аккумуляторной батарей) и нагрузки с учетом реализации режима экстремального регулирования мощности СБ, а также обеспечение уменьшения габаритной мощности силовых элементов. 4 ил.

 

Изобретение относится к области электротехники и может быть использовано при разработке и создании систем электропитания космических аппаратов с использованием солнечных (СБ) и аккумуляторных (АБ) батарей.

Техническим результатом изобретения является исключение возможности возникновения электростатических разрядов между цепочками фотодиодов солнечной батареи и элементами токосъема при условии обеспечения простоты согласования уровней напряжения источников энергии (солнечной и аккумуляторной батарей) и нагрузки с учетом реализации режима экстремального регулирования мощности СБ, а также обеспечение уменьшения габаритной мощности силовых элементов.

Известна автономная система электропитания [1], содержащая солнечную батарею, аккумуляторную батарею, зарядное и разрядное устройства аккумуляторной батареи, подключенные до входа в последовательный стабилизатор напряжения. Технический результат заключается в получении стабильности напряжения на нагрузке путем исключения переходных процессов при смене режимов работы системы электропитания.

Недостатком этой системы электропитания является то, что рабочее напряжение солнечной батареи всегда должно быть больше напряжения шины питания нагрузки. И при переходе к высоковольтной выходной шине питания нагрузки (до 100 В) напряжение кремниевых СБ в моменты выхода КА из теневых участков Земли может достигать 300 В, а у СБ, выполненных на основе арсенид-галлиевых трехкаскадных фотопреобразователей достигать 210-220 В, что является недопустимым из-за возможности возникновения в условиях вакуума электростатических разрядов между цепочками фотодиодов СБ или элементами токосъема. При этом СБ становится источником возникновения аварийных ситуаций. Для ограничения напряжения на СБ требуется применение специальных устройств или реализация режимов работы СЭП, ограничивающих повышение напряжения на охлажденной СБ не более 180 В, что не позволяет использовать всю генерируемую СБ мощность в течение срока эксплуатации и сказывается на снижении энергетической эффективности СЭП КА.

Еще одним недостатком системы является низкая энергетическая эффективность СЭП КА в режимах энергопитания нагрузки от аккумуляторной батареи, т.к. разряд осуществляется через два энергопреобразующих устройства (разрядное устройство и последовательный стабилизатор напряжения, что является особенно важной характеристикой для КА с циклограммами нагрузки, требующими значительного использования АБ в качестве источника питания нагрузки.

В настоящее время проектирование мощных высоковольтных российских и иностранных СЭП автоматических КА, работающих на геостационарной орбите, осуществляется на основе арсенид-галлиевых трехкаскадных фотопреобразователей и шунтовых регуляторов напряжения СБ [2], ограничивающих напряжение на СБ на уровне напряжения шины питания нагрузки (100 В), и поэтому не позволяющих реализовывать режим экстремального регулирования мощности (ЭРМ) СБ. Солнечная батарея в течение всего времени активного функционирования значительно недоиспользуется по энергии, так как оптимальные значения напряжений, при которых СБ генерирует максимум мощности, значительно превышают стабилизируемое напряжение 100 В.

Названные проблемы неэффективного использования СБ по энергии и возможного повышения напряжения выше 180 В могут быть решены путем использования инверторно-трансформаторных схем преобразования энергии, позволяющих произвольно согласовывать рабочие диапазоны напряжений на СБ, АБ и на нагрузке (Пат. РФ №2510116. Способ электропитания космического аппарата и др.). А так же реализовать режим ЭРМ СБ как в режиме заряда АБ, так и в режиме совместного питания бортовой нагрузки от СБ и АБ. При их использовании напряжение на солнечной батарее может быть как выше, так и ниже напряжения на нагрузке.

Наиболее близкой по технической сущности к заявленному изобретению и прототипом является система электропитания космического аппарата с регулированием мощности солнечной батареи инверторно-трансформаторным преобразователем, описанная в патенте [3] (фиг. 1).

Система электропитания состоит из солнечной батареи 1, датчика тока 2, системы управления 3 с экстремальным шаговым регулятором мощности СБ, регулятора напряжения 4, выполненного в виде мостового инвертора с входным С-фильтром, трансформатора 6 с первичной обмоткой 5 и вторичной обмоткой 7, выпрямителя 8, устройства контроля степени заряженности (УКЗБ) АБ 9, зарядного устройство 10, аккумуляторной батареи 11, разрядного устройства 12 и нагрузки 13.

Система электропитания работает полностью в автоматическом режиме согласно зонному принципу функционирования СЭП. Напряжение на СБ регулируется в широком диапазоне, включающем точку ВАХ СБ с максимальной мощностью, как в режиме заряда АБ, так и в режиме питания от СБ и АБ, что повышает энергетическую эффективность СЭП КА за счет реализации режима экстремального регулирования мощности СБ.

Однако недостатком системы является превышение напряжения на транзисторах инвертора в UXX1/Uoпт2 раз и на вторичной обмотке трансформатора в Uxx1/Uопт2 в схеме на основе ИН по сравнению со схемой на основе ИТ (фиг. 2-3). Параметры СБ при ВАХ 1 и ВВХ 1: Uxx1=180 В, Uопт1=148,6 В, Iкз1=5,71 А, Iопт1=5,35 А; параметры СБ при ВАХ 2 и ВВХ 2: Uxx2=85,5 В, Uoпт2=70 В, Iкз2=3,65 А, Iопт2=3,34 A; Uн=100 В, где Uxx1 - напряжение холостого хода «холодной» СБ, Uопт1 - оптимальное напряжение «холодной» СБ и Uопт2 - оптимальное напряжение максимально нагретой СБ. Так же при применении ИН наблюдается пропорциональное диапазону регулирования завышение тока транзисторов ИН по сравнению с током транзисторов ИТ. При этом для схемы на основе ИН характерно потребление максимальной мощности на узком временном интервале и при малых углах регулирования длительности импульсов управления, что приводит к значительному завышению габаритной мощности элементов [4, 5].

Целью изобретения является исключение возможности возникновения электростатических разрядов между цепочками фотодиодов солнечной батареи и элементами токосъема при условии обеспечения простоты согласования уровней напряжения источников энергии (солнечной и аккумуляторной батарей) и нагрузки с учетом реализации режима экстремального регулирования мощности СБ.

На Фиг. 4 представлена функциональная схема заявляемой системы электропитания космического аппарата с регулированием мощности солнечной батареи, которая содержит солнечную батарею 1, датчик тока 2, систему управления 3 с экстремальным регулятором мощности СБ, регулятор напряжения 4 с входным L-фильтром, выполненный в виде мостового инвертора, трансформатор 6 с первичной обмоткой 5 и вторичной обмоткой 7, выпрямитель 8, устройство контроля степени заряженности (УКЗБ) АБ 9, зарядное устройство 10, аккумуляторную батарею 11, разрядное устройство 12 и нагрузку 13.

Солнечная батарея 1 подключена плюсовой и минусовой шинами к регулятору напряжения 4, причем в плюсовой шине установлен датчик тока 2. Выход регулятора напряжения 4 соединен с первичной обмоткой 5 трансформатора 6. Система управления 3 соединена измерительным входом с выходом датчика тока 2, а также другими измерительными входами с силовыми шинами СБ 1 и нагрузки 13. Сигналы с датчика тока 2 и с силовых шин СБ 1 предназначены для вычисления мощности генерируемой СБ 1.

Управление транзисторами инвертора РН 4 производится системой управления 3. Транзисторы инвертора РН 4 работают в диагональном режиме. При этом в системе обеспечено широтно-импульсное регулирование путем сдвига пары верхних транзисторов относительно пары нижних транзисторов на некоторый угол у, определяемый соотношением параметров нагрузки и источников энергии.

Входы выпрямителя 8 соединены со вторичной обмоткой 7 трансформатора 6. Вход зарядного устройства 10 и выход разрядного устройства 12 соединены с одним из выходов выпрямителя 8 и входом нагрузки 13. Аккумуляторная батарея 11 одной из своих силовых клемм соединена с выходом зарядного устройства 10 и входом разрядного устройства 12. Второй выход выпрямителя 8, вторая силовая клемма аккумуляторной батареи 11 и выход нагрузки 13 соединены с общей шиной питания нагрузки 13. Измерительные выходы аккумуляторной батареи 11 соединены с измерительными входами устройства контроля степени заряженности АБ 9, информационный сигнал с которого передается ЗУ 10.

Система электропитания КА работает в следующих режимах.

1. Мощность нагрузки меньше мощности генерируемой СБ (РНСБmах), АБ заряжена.

При заряженной АБ 11 зарядное устройство 10 отключено. Инвертор 4 стабилизирует напряжение на обмотке 5 трансформатора 6, соответствующее напряжению на нагрузке 13 по сигналам системы управления 3. При этом, рабочая точка ВАХ СБ 1 находится на ветви постоянного тока.

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

При получении сигнала с УКЗБ 9 о необходимости заряда АБ 11 включается зарядное устройство 10, которое начинает открываться и направлять ток в АБ 11. Если суммарное значение мощности заряда АБ 11 (ЗУ 10 работает в режиме токоограничения) и мощности нагрузки 13 меньше максимального значения мощности генерируемой СБ 1, то режим работы соответствует режиму, описанному выше. В этом случае мощность заряда АБ 11 является дополнительной нагрузкой, не изменяющей режим функционирования СЭП КА.

В случае, если суммарное значение мощности заряда АБ 11 и мощности нагрузки 13 больше максимального значения мощности генерируемой СБ 1, то зарядное устройство 10 начинает ограничивать ток заряда АБ 11, стабилизируя тем самым выходное напряжение СЭП КА. Система управления 3 переводит инвертор РН 4 в режим регулирования напряжения СБ 1. СУ 3 перемножая сигналы датчика тока 2 и напряжения от СБ 1, вычисляет текущее значение мощности, генерируемое солнечной батареей 1, и пошагово изменяет значение напряжения СБ 1 в диапазоне поиска экстремума и находит оптимальное значение напряжения СБ 1. Таким образом инвертор 4 обеспечивает отбор от СБ 1 максимума генерируемой мощности, а зарядное устройство 10 стабилизирует выходное напряжение, отправляя весь излишек мощности СБ 1 на заряд АБ 11.

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

При увеличении мощности нагрузки 13 до значения, большего чем может генерировать СБ 1 в режиме экстремального регулирования мощности (РH>РСБmах), заряд АБ 11 прекращается, ЗУ 10 закрывается. РУ 12 начинает регулировать выходное напряжение, восполняя весь недостаток мощности в нагрузке 13. Режим работы инвертора 4 не изменяется, он по-прежнему регулирует напряжение СБ 1 в области экстремума мощности.

При уменьшении мощности нагрузки 13 до значений, меньших чем генерирует СБ 1 в режиме ЭРМ (РHCБmах), разряд АБ 11 прекращается и ЗУ 10 вновь начнет регулировать выходное напряжение, отправляя весь излишек мощности СБ 1 на заряд АБ 11.

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

При попадании КА в тень Земли или отворотах панелей СБ 1 от Солнца СБ 1 не генерирует мощность (РСБ=0). РУ 12 начинает регулировать выходное напряжение, восполняя весь недостаток мощности в нагрузке 13. Инвертор 4 находится в ждущем режиме.

Таким образом, в заявляемом изобретении напряжение СБ 1 может регулироваться в широком диапазоне, включающем точку ВАХ СБ 1 с максимальной мощностью, и может быть как выше, так и ниже напряжения на нагрузке 13, как в режиме заряда АБ 11, так и в режиме питания нагрузки совместно от СБ 1 и АБ 11. При этом в СЭП КА реализован режим ЭРМ СБ при любых соотношениях мощностей источников энергии. Изменение параметров СБ 1 не требует изменения напряжения на АБ 11 за счет реализации СЭП КА на основе инверторно-трансформаторного преобразователя, обеспечивающего простое согласование уровней напряжений источников энергии (СБ и АБ) и нагрузки путем изменения коэффициента трансформации. При этом построение инверторно-трансформаторного преобразователя на основе инвертора тока обеспечивает исключение возможности возникновения электростатических разрядов между цепочками фотодиодов солнечной батареи и элементами токосъема с учетом понижения уровня напряжения на вторичной обмотке трансформатора и на транзисторах инвертора по сравнению с инвертором напряжения, а так же обеспечивает уменьшение габаритной мощности силовых элементов.

Использованные источники

1. Пат. РФ №2317216 Автономная система электропитания. / Е.И. Бушуева, С.А. Галочкин, B.C. Кудряшев, В.О. Эльман. Заявка №2005140469/11 от 23.12.2005. опубл. 20.02.2008, Бюл. №5.

2. Системы электропитания для больших платформ на геостационарной орбите. / В.В. Хартов, Т.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 Система электропитания космического аппарата с регулированием мощности солнечной батареи инверторно-трансформаторным преобразователем. / Ю.А. Шиняков, А.В. Осипов, С.Б. Сунцов, В.Н. Школьный, М.М. Черная. Заявка №2014135535/02 от 01.09.2014. опубл., Бюл. №.

4. High-voltage Power Supply System of Low-orbit Spacecraft / Chernaya, M.M., Shinyakov, Y.A., Osipov, A.V. // Proceedings of the 16th International Conference of Young Specialists on Micro/Nanotechnologies and Electron Devices, EDM 2015. - 2015. - P. 502-507.

5. Черная М.М. Высоковольтная система электропитания космического аппарата с резко переменной циклограммой нагрузки / М.М. Черная, Ю.А. Шиняков, А.В. Осипов // Материалы IV Всероссийской научно-технической конференции «Актуальные проблемы ракетно-космической техники» (IV Козловские чтения); под. общ. ред. А.Н. Кирилина. - Самара: Изд-во СамНЦ РАН, 2015 - Т. 2. - С. 24-26.

Система электропитания космического аппарата, состоящая из солнечной батареи, подключенной своими плюсовой и минусовой шинами к регулятору напряжения, причем в плюсовой шине установлен датчик тока, трансформатора, первичная обмотка которого соединена с регулятором напряжения, построенным по мостовой схеме инвертора, а вторичная обмотка соединена с входами выпрямителя, один из выходов которого соединен с входом зарядного устройства, выходом разрядного устройства и входом нагрузки, при этом выход зарядного устройства соединен с входом разрядного устройства и одной из силовых клемм аккумуляторной батареи, второй силовой выход выпрямителя соединен с другой силовой клеммой аккумуляторной батареи и выходом нагрузки, измерительные выходы аккумуляторной батареи соединены с измерительными входами устройства контроля степени заряженности аккумуляторной батареи, информационный сигнал с которого передается зарядному устройству, системы управления с экстремальным шаговым регулятором мощности солнечной батареи, соединенной измерительным входом с выходом датчика тока, а также другими измерительными входами с силовыми шинами солнечной батареи и нагрузки, управляет транзисторами регулятора напряжения, отличающаяся тем, что регулятор напряжения выполнен на основе инвертора тока с входным L-дросселем.



 

Похожие патенты:

Использование: в области электротехники. Технический результат - повышение удельных энергетических характеристик и надежности эксплуатации системы электропитания (СЭП) космических аппаратов (КА).

Использование – в области электротехники. Технический результат – повышение эффективности зарядки.

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.

Использование – в области электротехники. Технический результат - обеспечение бесперебойным электропитанием потребителей группы А первой категории, с учетом фиксации момента аварийного включения резерва.

Использование: в области электротехники. Технический результат – повышение надежности системы электропитания (СЭП), обеспечение живучести и длительной эксплуатации космического аппарата (КА).

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.

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 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 (СБ и АБ). Согласно изобретению система электропитания космического аппарата содержит солнечную батарею, аккумуляторную батарею, регулятор напряжения и разрядное устройство, выполненные в виде мостовых инверторов напряжения с входными емкостными С1- и С2-фильтрами, активный выпрямитель с выходным емкостным С3-фильтром, два трансформатора, резонансный параллельно-последовательный контур, систему управления, датчик тока и нагрузку. Отличительной особенностью системы является способ подключения вторичных обмоток трансформаторов с параллельно-последовательным парциальным резонансным контуром, образованным двумя парциальными контурами, последовательным и параллельным, каждый из которых состоит из дросселя и конденсатора. При этом параллельно-последовательный парциальный резонансный контур обеспечивает согласование солнечной батареи, являющейся источником тока, и аккумуляторной батареи, являющейся источником напряжения. В системе реализовано частотное и широтно-импульсное регулирование напряжения инверторов. Техническим результатом изобретения является повышение энергетической эффективности высоковольтной системы электропитания космического аппарата за счет реализации «мягкой» коммутации транзисторов в резонансном режиме работы преобразователей и исключение возможности возникновения электростатических разрядов между цепочками фотодиодов СБ за счет работы преобразователя на токовой ветви ВАХ СБ. 7 ил.
Наверх