Способ эксплуатации литий-ионной аккумуляторной батареи в составе космического аппарата негерметичного исполнения

Изобретения относятся к энергообеспечению космических аппаратов (КА), преимущественно геостационарных спутников с трехосной ориентацией. Способ включает зарядку-разрядку и хранение аккумуляторов в заряженном состоянии. На аккумуляторах установлены аналоговые датчики и локальные нагреватели. В процессе эксплуатации определяют текущее значение температуры аккумуляторных батарей (АБ), при этом если температура одного из датчиков достигла предельного порога отключения, то происходит отключение обогревателя. В случае если температура одного из датчиков достигла минимального порога включения, происходит включение обогревателя. При этом в случае если температура одного датчика достигла порога отключения, при этом одновременно другой датчик достиг порога включения, то приоритет делается на отключения обогревателя. Аналоговые датчики температуры через устройство контроля аккумуляторных батарей включены в канал обмена информацией между указанным преобразователем напряжения, системой терморегулирования и бортовой вычислительной машиной. Техническим результатом изобретения является повышение эффективности использования литий-ионных АБ и улучшение ресурсных характеристик КА. 2 ил.

 

Заявляемое изобретение относится к электротехнической промышленности и может быть использовано при разработке и эксплуатации литий-ионных аккумуляторных батарей преимущественно в автономных системах электропитания искусственных спутников Земли (ИСЗ).

К числу систем современных космических аппаратов (КА), по сути определяющих срок активного существования КА, относится в первую очередь система электропитания, у которой наиболее критичным звеном являются аккумуляторные батареи (АБ).

Для обеспечения длительного срока службы (ресурса) АБ очень важно обеспечивать, в процессе их эксплуатации комфортные температурные режимы, при этом особенно важно поддерживать температуру в сравнительно узком диапазоне. Оптимальный диапазон рабочих температур для никель-водородных АБ, предназначенных для установки на связных КА и характеризующихся сравнительно высокими токами заряда и разряда, составляет (5-15)°С (см. S.W. Donley and D.C. Verrier. Study of Nickel-Hydrogen Battery discharge Performance after charge and stand at warm temperatyre. TRW Space and Technology Groyp. Proc. 27-th Intersoc. Energy Convers. Eng. Conf. "Technol. Energy. Effic. 21-st Century", San Diego, Calif., aug. 3-7, 1992. (С.В. Донли, Д.С. Верьер. Исследование разрядных характеристик никель-водородной батареи после заряда и выдержки при повышенной температуре).

Известен способ эксплуатации никель-водородной аккумуляторной батареи в составе КА (патент №2164881, B64G 1/00, B64G 1/22, B64G 1/42, 2001), содержащий отсек с целевой аппаратурой, герметичный приборный отсек, агрегатный отсек с комплексной двигательной установкой, систему терморегулирования с гидравлическими контурами и приборами для отбора, подвода и сброса тепла, в том числе выполненными в виде термоплат со штатными и технологическими гидравлическими каналами, систему электропитания, состоящую из солнечной батареи, установленного в приборном отсеке комплекса автоматики и стабилизации напряжения, размещенных в агрегатном отсеке никель-водородных аккумуляторных батарей, установленных внутри каждой батареи датчиков давления, чувствительных к изменению текущей электрической емкости батарей, а также бортовой комплекс управления с бортовой вычислительной машиной, причем указанные датчики давления через устройства преобразования сигнала включены в канал обмена информацией между указанными комплексом автоматики и стабилизации напряжения и бортовой вычислительной машиной, которая снабжена программой, корректирующей режим работы аппарата в зависимости от глубины разряда аккумуляторных батарей и определяющей суммарную глубину разряда.

Недостатком известного способа и КА является то, что в нем не учитывается текущее тепловыделение аккумуляторных батарей, а теплосъем с них не регулируется, что приводит к расширению температурного диапазона эксплуатации и соответственно не обеспечивается эффективное использование аккумуляторных батарей.

Наиболее близким по технической сущности заявляемому КА является КА (патент №2371361, B64G 1/42, B64G 1/50, 2006). Так поставленная задача достигается тем, что определяют текущее тепловыделение аккумуляторной батареи, а тепловыделение нагревателей регулируют исходя из соотношения:

,

где Qнaгр - текущее интегральное тепловыделение нагревателей;

Qaб - текущее тепловыделение аккумуляторной батареи;

Qpo - теплоотдача посредством радиационного охлаждения;

Const - установленное значение разницы расчетного тепловыделения и теплоотдачи.

При этом при запуске космического аппарата величина Const равна нулю, а в процессе эксплуатации космического аппарата (автоматически либо по командам с Земли) ее корректируют в большую или меньшую сторону исходя из условия нахождения температуры аккумуляторной батареи в пределах установленных граничных значений.

Этот способ принят за прототип заявляемому изобретению.

Эффективность такого метода терморегулирования недостаточно высока. Так в современных КА широко применяются литий-ионные аккумуляторные батареи, которые очень чувствительны к температуре. Так же в современном спутникостроении наметилась тенденция на увеличения мощности полезной нагрузки, что позволяет создавать более функциональные спутники. При этом остро встает вопрос по эффективному использованию источников энергии КА. АБ - это вторичный источник питания, который осуществляет питание КА на теневых участках от Земли и Луны, а также в нештатных и аварийных режимах в момент потери ориентации на Солнце. Проведенный анализ разработчиками АБ показал, что увеличивать мощность АБ за счет ее конструкции не целесообразно, так как повлечет за собой необходимость дополнительной квалификации, усложнит производство, тем самым увеличит ее конечную стоимость, а также снизит ее мобильность при сборочных работах на заводе- изготовителе КА. Кроме того, в настоящий момент с целью снижения затрат и сроков изготовление КА предпочтение отдается преемственности оборудования, что позволяет существенно сократить объем квалификационных испытаний и, как следствие, существенно ускорить процесс изготовления КА. Поэтому принято решение использовать существующие блоки АБ, имеющие наземную и летную наработку, и соединять их между собой электрически с помощью кабельной сети, что позволяет получить АБ необходимой мощности. Это обеспечивает преемственность с предыдущих проектов, что исключает затраты на ее квалификацию. Для обсечения центра масс КА блоки АБ располагаются по разным сторонам днища КА. Опыт эксплуатации ранее созданных КА показал, что температуры разных блоков АБ, находящихся на значительном расстоянии друг от друга, разнятся между собой. Это связано с тем что, солнечные лучи в процессе прохождения орбиты по-разному освещают КА, тем самым оказывает влияние на температуру отдельных блоков АБ. Это в конченом счете приводит к тому, что температура разных блоков одной АБ будет отличаться между собой, а это приведет к неэффективному использованию АБ и нарушению требований эксплуатационной документации АБ. С учетом вышеизложенного можно сделать вывод, что представленная выше формула не решает поставленную задачу.

Поставленная задача достигается тем, что на каждый блок АБ устанавливают два и более датчика температуры, по которым определяется текущее значение температуры АБ. В программно-вычислительном контуре устанавливается диапазон, в котором должна эксплуатироваться АБ, согласно эксплуатационной документации на АБ, после чего управление обогревателями блоков АБ осуществляется по следующему принципу: если температура одного из датчиков любого из блоков одной электрически соединенной АБ достигла нижней границы температуры (порог включения), происходит включение обогревателей всех блоков АБ, после достижения верхней границы диапазона (порог отключения) любого из блоков одной АБ происходит отключение обогревателей на этом блоке, при этом на других блоках обогреватели не отключаются, после чего температура блока, на котором отключился обогреватель, начинает снижаться и очевидно, что через некоторое время его температура сравняется с температурой другого блока, на которых обогреватели остаются включенными, после этого на блоке с выключенным обогревателем происходит его включение, таким способом обеспечивается выравнивание температур разных блоков одной электрически соединенной АБ и этот процесс продолжается до того момента, пока температуры всех блоков не достигнет верхней границы диапазона (порог отключения), после чего происходит отключение обогревателей на всех блоках, при этом в случае одновременного достижения порогов отключения и включения разных датчиков приоритет отдается на отключение обогревателя АБ.

Описанный выше способ вырывание температуры между разными блоками одной АБ, разберем на следующем примере. Так, например, установим температурный диапазон АБ (5-13)°С. В случае достижении температуры любого из блоков значение меньше 5°С происходит включение нагревателя соответствующего блока АБ. В этот момент температура другого блока может и не достигнуть минимального порога включения обогревателя, а быть на уровне допустим 8°С, соответственно она будет продолжать понижаться. При этом температура другого блока АБ, на котором включился обогреватель, будет, наоборот, повышаться. Естественно, что на каком-то этапе температуры первого и второго блока сравняются, например, на значении 6,5°С. В этот момент на втором блоке включится обогреватель, несмотря на то, что порог включения должен был произойти на уровне ниже 5°С. После чего начнется нагрев двух разных блоков АБ при равных температурах, после достижения 13°С происходит отключение обогревателей по верхнему порогу. Таким образом, обеспечивается выравнивание температуры разных блоков одной электрически соединенной АБ. Это обеспечивает надежность работы АБ и повышает ее эксплуатационные и энергетические характеристики.

Космический аппарат для реализации заявляемого способа содержит приборный блок, выполненный в виде прямоугольного параллелепипеда, устройства и приборы, установленные на внутренних сторонах параллелепипеда приборного блока, в том числе система терморегулирования для подвода и сброса тепла, содержащая локальные нагреватели и радиаторы-излучатели, система электропитания, состоящая из солнечной батареи, стабилизированного преобразователя напряжения, литий-ионных аккумуляторных батарей, с установленными на аккумуляторах аналоговыми датчиками температуры, устройства контроля аккумуляторных батарей, а также бортовой комплекс управления с бортовой вычислительной машиной. При этом указанные аналоговые датчики давления и температуры через устройство контроля аккумуляторных батарей включены в канал обмена информацией между указанными стабилизированным преобразователем напряжения, системой терморегулирования и бортовой вычислительной машиной, которая снабжена программой, корректирующей работу локальных нагревателей аккумуляторных батарей системы терморегулирования, в зависимости от степени заряженности и режима работы аккумуляторных батарей и их температуры.

На фиг. 1 показано предлагаемое устройство КА для работы на геостационарной орбите.

При этом введены нижеследующие обозначения:

1 - приборный блок КА,

2 - солнечные батареи КА,

3 - радиатор-излучатель.

Приборный блок КА 1 выполнен в виде прямоугольного параллелепипеда, состоящего из "южной" и "северной" сотопанелей радиаторов и «восточной» и «западной», а также нижних и верхних торцевых панелей упрощенной конструкции.

Внутри приборного блока (на внутренней стороне сотопанелей и панелей упрощенной конструкции) установлены устройства и приборы КА, в том числе система терморегулирования для подвода и сброса тепла, выполненная в виде локальных нагревателей (локальные нагреватели могут устанавливаться непосредственно в какой-либо аппаратуре), и термоплат с тепловыми трубами и радиаторами-излучателями, система электропитания, состоящая из солнечной батареи, стабилизированного преобразователя напряжения, устройств контроля аккумуляторных батарей и литий-ионных аккумуляторных батарей, с установленными аналоговыми датчиками температуры аккумуляторов, а также бортовой комплекс управления с бортовой вычислительной машиной, при этом указанные аналоговые температуры через устройства контроля аккумуляторных батарей включены в канал обмена информацией между указанными стабилизированным преобразователем напряжения, литий-ионными аккумуляторными батареями, системой терморегулирования и бортовой вычислительной машиной, которая снабжена программой, корректирующей работу локальных нагревателей аккумуляторных батарей системы терморегулирования, в зависимости от степени заряженности и режима работы аккумуляторных батарей и их температуры.

Солнечные батареи 2 установлены вдоль продольной оси Z КА, перпендикулярной плоскости орбиты КА, со стороны "южной" и "северной" сотопанелей радиаторов.

Радиатор-излучатель 3 установлен в плоскости "северной" или "южной" сотопанели радиатора.

Основная тепловыделяющая аппаратура размещается на "северных" и "южных" сотопанелях. При этом тепловыделяющая аппаратура имеет, как правило, обогреватели для подвода тепла к отдельным узлам и агрегатам для исключения их переохлаждения.

Корпуса наиболее тепловыделяющей аппаратуры теплоизолированы от окружающих приборов и элементов конструкции при помощи многослойной экранно-вакуумной теплоизоляции. Это позволяет исключить взаимовлияние и повысить точность поддержания нужного температурного режима.

Выделение отдельных теплонагруженных узлов и приборов из всей аппаратуры КА и помещение их специальным образом с теплоизоляцией от соседних приборов позволяет создать для них "особые условия" работы, обеспечивающие повышенный теплоотвод, увеличить локально хладопроизводительность системы обеспечения теплового режима.

Заявляемое изобретение не касается конструкции теплоотводящих элементов (тепловых труб), поэтому пример конкретной реализации в этой части, подробно описанный в прототипе, в материалах настоящей заявки не рассматривается.

В заявляемом изобретении наибольший интерес представляет обеспечение теплового режима литий-ионных аккумуляторных батарей.

На фиг. 2 приведен пример функциональной схемы электрических и интерфейсных связей для реализации конкретной задачи заявляемого изобретения.

При этом дополнительно введены нижеследующие обозначения:

4 - стабилизированный преобразователь напряжения;

5 - устройства и приборы КА;

6 - система терморегулирования;

7 - бортовой комплекс управления с бортовой вычислительной машиной;

8 - устройство контроля аккумуляторной батареи;

91, 92 - литий-ионная аккумуляторная батарея;

101, 102 - аккумуляторы;

111, 112 - аналоговые датчики температуры;

121, 122 - локальный (встроенный) нагреватель.

Для управления КА и выполнения других функций служит бортовой комплекс управления с бортовой вычислительной машиной 7. В качестве аккумуляторной батареи использованы литий-ионные АБ, которые состоит из двух последовательно соединенных блоков 91 и 92. Каждый блок состоит из последовательно соединенных аккумуляторов 101 и 102, которые оснащены датчиками температуры: первый блок 111, 112, второй блок 113, 114.

Датчики температуры запитаны от устройства контроля аккумуляторной батареи 8, содержащего устройства контроля аккумуляторных батарей для передачи в бортовой комплекс управления с бортовой вычислительной машиной 7, в который поступает также информация о режиме работы блоков аккумуляторной батареи 91 и 92 (заряд, разряд, хранение, величина токов заряда-разряда) из стабилизированного преобразователя напряжения 4. Бортовая вычислительная машина оснащена программой, формирующей управляющие команды в систему терморегулирования 6, и стабилизированный преобразователь напряжения 4.

Таким образом, использование предлагаемого устройства космического аппарата позволяет повысить эффективность использования аккумуляторных батарей и улучшить ресурсные характеристики СЭП и КА в целом при его штатной эксплуатации.

Способ эксплуатации многоблочной литий-ионной аккумуляторной батареи в составе космического аппарата негерметичного исполнения с радиационным охлаждением, включающий проведение зарядов и разрядов, хранение в заряженном состоянии, контроль температуры аккумуляторов и обеспечение температурного режима аккумуляторной батареи (АБ), отличающийся тем, что в программно-вычислительном контуре устанавливается диапазон, в котором должна эксплуатироваться АБ согласно эксплуатационной документации на АБ, после чего управление обогревателями блоков АБ осуществляется по следующему принципу: если температура одного из датчиков любого из блоков одной электрически соединенной АБ достигла нижней границы температуры (порог включения), происходит включение обогревателей всех блоков АБ, после достижения верхней границы диапазона (порог отключения) любого из блоков одной АБ происходит отключение обогревателей на этом блоке, при этом на других блоках обогреватели не отключаются, после чего температура блока, на котором отключился обогреватель, начинает снижаться и через некоторое время его температура сравняется с температурой другого блока, на которых обогреватели остаются включенными, после этого на блоке с выключенными обогревателями происходит их включение и продолжается нагрев АБ разных блоков, тем самым обеспечивается выравнивание температур разных блоков одной электрически соединенной АБ и этот процесс продолжается до того момента, пока температуры всех блоков не достигнут верхней границы диапазона (порог отключения), после чего происходит отключение обогревателей на всех блоках, при этом в случае одновременного достижения порогов отключения и включения разных датчиков приоритет отдается на отключение обогревателя АБ.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к конструкции и компоновке космических аппаратов. Модуль содержит корпус с размещенными внутри блоками служебной аппаратуры, аккумуляторную батарею, антенну радиосвязи (12), радиаторы-охладители (6, 9) и поворотные панели (8) солнечных батарей.

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано при создании энергетических и двигательных установок для решения двух задач: для доставки космических аппаратов (КА) на орбиту и последующего длительного энергообеспечения аппаратуры КА.

Изобретение относится к космическим энергодвигательным установкам мегаваттного класса. Двухрежимная ядерно-энергетическая установка (ЯЭУ) транспортно-энергетического модуля (ТЭМ) содержит термоэмиссионный реактор-преобразователь (ТРП).

Группа изобретений относится к области сбора, преобразования и передачи солнечной энергии потребителям. Система содержит, в качестве основных, такие элементы как первичное (2), промежуточные (4, 5) и передающее (10) зеркала, а также энергетический модуль (8).

Изобретение относится к бортовым системам электропитания (СЭП), преимущественно низкоорбитальных космических аппаратов (КА) с трехосной ориентацией. СЭП содержит панели солнечной батареи с устройством изменения их ориентации, размещенные с внешней стороны боковых сотопанелей приборного контейнера.

Изобретение относится к космической области, а именно к радиоэлектронным устройствам космического модуля. Технический результат - расширение функциональных возможностей радиоэлектронного блока за счет крепления устройств жизнеобеспечения и полезной нагрузки космического модуля непосредственно на его корпусе, что уменьшает объем и массу модуля.

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано при изготовлении космических аппаратов (КА). Изготавливают комплектующие, собирают КА с системой электропитания с солнечными, аккумуляторными батареями и стабилизированным преобразователем напряжения с общей шиной, проводят электрические испытания, сборку схем испытаний КА на функционирование, проводят испытания на воздействие механических нагрузок, проводят термовакуумные испытания, проводят заключительные испытания, при проектировании схем испытаний соединители в силовых цепях аккумуляторных батарей выбирают с розетками, перед стыковкой выбранных соединителей предварительно контролируют отсутствие гальванической связи цепей с корпусом КА через дополнительно предусмотренные от цепей контролируемых соединителей выводы с токоограничительными резисторами по величине напряжения между контролируемыми цепями и шинами аккумуляторных батарей, стыкуют соединители при сборке схем испытаний.

Способ изготовления космического аппарата относится к космической технике. Способ заключается в том, что производят сборку космического аппарата, проводят электрические испытания на функционирование, испытания на воздействие механических нагрузок, термовакуумные испытания определенным образом.

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, главным образом, к испытаниям систем энергоснабжения космических аппаратов (КА) при изготовлении преимущественно спутников связи. Система электропитания КА содержит солнечные (СБ) и аккумуляторные (АБ) батареи, стабилизированный преобразователь напряжения (СПН) с зарядным (ЗП) и разрядным (РП) преобразователями и стабилизатором выходного напряжения (8).

Изобретения относятся к энергообеспечению космических аппаратов, преимущественно геостационарных спутников с трехосной ориентацией. Способ включает зарядку-разрядку и хранение аккумуляторов в заряженном состоянии. На аккумуляторах установлены аналоговые датчики и локальные нагреватели. В процессе эксплуатации определяют текущее значение температуры аккумуляторных батарей, при этом если температура одного из датчиков достигла предельного порога отключения, то происходит отключение обогревателя. В случае если температура одного из датчиков достигла минимального порога включения, происходит включение обогревателя. При этом в случае если температура одного датчика достигла порога отключения, при этом одновременно другой датчик достиг порога включения, то приоритет делается на отключения обогревателя. Аналоговые датчики температуры через устройство контроля аккумуляторных батарей включены в канал обмена информацией между указанным преобразователем напряжения, системой терморегулирования и бортовой вычислительной машиной. Техническим результатом изобретения является повышение эффективности использования литий-ионных АБ и улучшение ресурсных характеристик КА. 2 ил.

Наверх