Система электропитания космического аппарата

Использование: в области электротехники. Технический результат - исключение возможности возникновения электростатических разрядов между цепочками фотодиодов солнечной батареи, уменьшение напряжения на вторичных обмотках трансформаторов и уменьшение габаритной мощности силовых элементов энергопреобразующих устройств, а также минимизация массогабаритных параметров системы электропитания автоматического космического аппарата в целом. Система электропитания космического аппарата содержит солнечную батарею, аккумуляторную батарею, регулятор напряжения и разрядное устройство, выполненные в виде мостовых управляемых инверторов тока с входными L-фильтрами, выпрямитель, реверсивный выпрямитель, два отдельных согласующих трансформатора, систему управления с экстремальным регулятором мощности, устройство контроля степени заряженности АБ, датчик тока и нагрузку. Солнечная батарея подключена к регулятору напряжения, выход которого соединен с первичной обмоткой первого трансформатора. Аккумуляторная батарея подключена к разрядному устройству, выход которого соединен с первичной обмоткой второго трансформатора, а также к устройству контроля степени заряженности аккумуляторной батареи. Вторичные обмотки первого трансформатора соединены последовательно, как и вторичные обмотки второго трансформатора. Трансформаторы предназначены как для согласования значения питающего напряжения и напряжения на нагрузке, так и для создания средних точек выпрямителя и реверсивного выпрямителя, соединенных между собой и служащих одним из полюсов напряжения на нагрузке. Второй полюс напряжения на нагрузке соединен со второй выходной шиной выпрямителя и реверсивного выпрямителя. В схеме реализовано суммирование выходных токов первичных источников энергии. Аналогичным образом могут быть сформированы другие каналы питания нагрузок с любым номиналом напряжения. Управляющие импульсы транзисторов инверторов регулятора напряжения, разрядного устройства и реверсивного выпрямителя формирует система управления, с которой соединены датчик тока, устройство контроля степени заряженности аккумуляторной батареи и измерительные обмотки трансформаторов. 1 ил.

 

Изобретение относится к области преобразовательной техники, в частности к бортовым системам электропитания (СЭП) космических аппаратов (КА) с использованием солнечных и аккумуляторных батарей (СБ и АБ).

Технический результат изобретения заключается в исключении возможности возникновения электростатических разрядов между цепочками фотодиодов СБ, уменьшении напряжения на вторичных обмотках трансформаторов и уменьшении габаритной мощности силовых элементов энергопреобразующих устройств, а также в минимизации массогабаритных параметров системы электропитания автоматического космического аппарата в целом.

Известна система электропитания космического аппарата, описанная в патенте РФ №2396666, которая состоит из солнечной батареи, аккумуляторной батареи, стабилизатора напряжения солнечной батареи, разрядного (РУ) и зарядного (ЗУ) устройств аккумуляторной батареи, экстремального регулятора мощности (ЭРМ) СБ, датчика тока СБ, трансформатора, содержащего первичные и вторичные обмотки, устройств питания нагрузок постоянного или переменного тока, схемы управления транзисторами стабилизатора напряжения, схемы управления транзисторами разрядного устройства.

Система электропитания осуществляет питание нагрузки при отсутствии мощности СБ (КА находится на теневом участке орбиты, питание нагрузки осуществляется от АБ), при недостатке мощности СБ (питание нагрузки осуществляется суммарной энергией СБ и АБ), при избытке энергии солнечной батареи (бортовые потребители запитаны от СБ, избыточная мощность используется для заряда АБ).

Преимуществом системы электропитания КА является возможность реализации режима экстремального регулирования мощности СБ при одновременном энергопитании нагрузки и заряде АБ. Однако СЭП КА не может осуществлять режим экстремального регулирования мощности СБ в режиме совместного питания нагрузки от СБ и АБ, что является ее главным недостатком.

Вариант осуществления режима экстремального регулирования мощности СБ в режиме совместного питания нагрузки от СБ и АБ показан в патенте РФ №2560720, являющемся прототипом и наиболее близким техническим решением по сущности к заявляемому изобретению.

Система электропитания КА согласно патенту РФ №2560720 осуществляет энергопитание нагрузки в следующих режимах:

1. Мощность нагрузки меньше мощности генерируемой СБ, АБ заряжена. В этом режиме напряжение СБ превышает оптимальное значение на вольт-амперной характеристике (ВАХ) и определяется текущим балансом мощности в системе. Регулятор напряжения (РН) работает в режиме стабилизации выходного напряжения.

2. Мощность нагрузки меньше мощности генерируемой СБ, АБ разряжена. В этом режиме ЗУ работает в режиме экстремального регулирования мощности СБ, потребляя от регулятора напряжения дополнительную мощность. РН по-прежнему работает в режиме стабилизации выходного напряжения.

3. Мощность нагрузки больше мощности генерируемой СБ, разряд АБ. В этом режиме РН переходит в режим ЭРМ СБ, а недостаток напряжения в контур суммирования компенсируется РУ, стабилизируя при этом выходное напряжение.

4. Солнечная батарея не генерирует мощность, разряд АБ. В этом режиме РУ осуществляет стабилизацию выходного напряжения.

Достоинством системы является то, что напряжение СБ может регулироваться в широком диапазоне, включающем точку В АХ СБ с максимальной мощностью, как в режиме заряда АБ, так и в режиме одновременного питания от СБ и АБ, что повышает энергетическую эффективность СЭП КА в целом.

Недостатком СЭП КА по схеме, представленной в патенте РФ №2560720, является завышение напряжения на вторичных обмотках трансформатора, определяемое как UVTmax=Uн⋅Uxx_max/Uопт_min,:

где Uн - стабилизируемое напряжение на нагрузке,

Uxx_max - максимальное напряжение холостого хода «холодной» СБ,

Uопт_min - оптимальное минимальное значение напряжения СБ при ее максимальном нагреве.

А также завышение габаритной мощности силовых элементов РН и РУ, построенных на основе инверторов напряжения (ИН), что объясняется потреблением максимальной мощности генерируемой источниками энергии при малой длительности управляющих импульсов транзисторов (High-voltage Power Supply System of Low-orbit Spacecraft / Chemaya, 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). Сопоставление максимальных значений электрических параметров силовых элементов инверторов напряжения и тока показывает превышение напряжения на транзисторах в схеме на основе ИН по сравнению со схемой на основе ИТ на 14,65%, а также превышение тока транзисторов в схеме на основе ИН по сравнению со схемой на основе ИТ пропорционально диапазону регулирования оптимальных значений на В АХ СБ, соответствующих максимальной генерируемой СБ мощности, в 1,7 раз. В режиме стабилизации выходного напряжения значение максимального тока транзисторов в схеме на основе ИТ стремится к значению тока короткого замыкания. Значения токов выпрямительных диодов в схемах на основе ИН и ИТ практически равны. Завышение выходного напряжения трансформатора ИН в 1,95 раз по сравнению с выходным напряжением трансформатора в схеме на основе ИТ объясняется потреблением максимальной мощности на узком временном интервале.

Что позволяет сделать вывод, что в системе возможно возникновение электростатических разрядов между цепочками фотодиодов СБ ввиду большого максимального значения напряжения холостого хода «холодных» СБ (для кремниевых СБ в моменты выхода КА из теневых участков Земли - до 300 В, а у СБ, выполненных на основе арсенид-галлиевых трехкаскадных фотопреобразователей - до 245 В).

Задачами настоящего изобретения является исключение возможности возникновения электростатических разрядов между цепочками фотодиодов СБ, уменьшение напряжения на вторичных обмотках трансформаторов и габаритной мощности силовых элементов энергопреобразующих модулей, а также минимизация массогабаритных параметров системы электропитания автоматического космического аппарата в целом при условии сохранения энергетической эффективности и обеспечения режима экстремального регулирования мощности СБ как в режиме заряда АБ, так и в режиме совместного энергопитания нагрузки от СБ и АБ.

Поставленные задачи решаются тем, что в системе электропитания космического аппарата, состоящей из солнечной батареи, подключенной своими плюсовой и минусовой шинами к регулятору напряжения, построенному по мостовой схеме инвертора, выходы которого соединены с первичной обмоткой первого трансформатора, в цепи которой включен датчик тока, аккумуляторной батареи, подключенной своими плюсовой и минусовой шинами к входам разрядного устройства, построенного по мостовой схеме инвертора, выходы которого соединены с первичной обмоткой второго трансформатора, и подключенной к устройству контроля степени заряженности аккумуляторной батареи, соединенному своими входами с информационными выходами аккумуляторной батареи, системы управления с экстремальным регулятором мощности солнечной батареи, соединенной своими входами с датчиком тока, измерительной обмоткой первого трансформатора, измерительной обмоткой второго трансформатора и управляющим выходом устройства контроля степени заряженности аккумуляторной батареи, а выходами - с управляющими входами транзисторов инверторов регулятора напряжения солнечной батареи и разрядного устройства аккумуляторной батареи, нагрузки, регулятор напряжения и разрядное устройство реализуются на основе инверторов тока с входными дросселями, вторичные обмотки первого трансформатора соединены последовательно и образуют среднюю точку выпрямителя, вторичные обмотки второго трансформатора соединены последовательно и образуют среднюю точку реверсивного выпрямителя, при этом средние точки выпрямителя и реверсивного выпрямителя соединены между собой и подключены к первому входу нагрузки, второй вход нагрузки соединен со второй выходной шиной выпрямителя и реверсивного выпрямителя, управляющие входы которого соединены с выходами системы управления.

Задачи исключения возможности возникновения электростатических разрядов между цепочками фотодиодов СБ, уменьшения габаритной мощности силовых элементов энергопреобразующих модулей и напряжения на вторичных обмотках трансформаторов СЭП КА решаются реализацией регулятора напряжения и разрядного устройства СЭП КА на основе регулируемых мостовых инверторов тока, имеющих существенно другой характер регулирования в отличие от инверторов напряжения. Регулировочная характеристика инвертора тока линейна и определяется согласно UСБ=γ⋅kтр⋅UH,

где γ - длительности импульсов управления транзисторами инвертора,

kтр - коэффициент трансформации.

Описание регулировочных характеристик и сопоставительный анализ энергопреобразующих устройств на основе инверторов напряжения и инверторов тока показан в работе High-voltage Power Supply System of Low-orbit Spacecraft / Chemaya, 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.

Задача минимизации массогабаритных параметров СЭП КА в целом достигается за счет реализации зарядного устройства аккумуляторной батареи на основе реверсивного выпрямителя (реализации режима рекуперации энергии в аккумуляторную батарею) и его совмещения с разрядным устройством.

На Фиг. 1 представлена функциональная схема заявляемой системы электропитания космического аппарата, которая содержит солнечную батарею 1, аккумуляторную батарею 2, регулятор напряжения 3, выполненный в виде управляемого мостового инвертора тока на транзисторах 11-14 с входным L1-фильтром, разрядное устройство 4, выполненное в виде управляемого мостового инвертора тока на транзисторах 15-18 с входным L2-фильтром, реверсивный выпрямитель 5, выполненный на основе транзисторов 28, 29 и содержащий трансформатор со средней точкой 7 с первичной обмоткой 23 и вторичными обмотками 22, 26 и 27, выпрямитель 8, содержащий трансформатор со средней точкой 6 с первичной обмоткой 20 и вторичными обмотками 21, 24 и 25, систему управления с экстремальным регулятором мощности 9, устройство контроля степени заряженности АБ 10, датчик тока 19 и нагрузку 30.

Солнечная батарея 1 подключена к регулятору напряжения 3, выход которого соединен с выпрямителем 8 посредством соединения с первичной обмоткой 20 трансформатора 6. Аккумуляторная батарея 2 подключена к разрядному устройству 4, выход которого соединен с реверсивным выпрямителем 5 посредством соединения с первичной обмоткой 23 трансформатора 7. Кроме того, к аккумуляторной батарее 2 подключено устройство контроля степени заряженности 10, соединенное с системой управления 9.

Вторичные обмотки 24 и 25 трансформатора 6 соединены последовательно, как и вторичные обмотки 26 и 27 трансформатора 7. Трансформаторы 6 и 7 предназначены как для согласования значения питающего напряжения и напряжения на нагрузке 30, так и для создания средних точек выпрямителя 8 и реверсивного выпрямителя 5, которые соединены между собой и служат одним из полюсов напряжения на нагрузке 30. Второй полюс напряжения на нагрузке соединен со второй выходной шиной выпрямителя 8 и реверсивного выпрямителя 5. В схеме реализовано суммирование выходных токов первичных источников энергии. Аналогичным образом могут быть сформированы другие каналы питания нагрузок с любым номиналом напряжения.

В схеме применяется широтно-импульсное регулирование, реализуемое фазовым способом за счет сдвига управляющих импульсов транзисторов верхней пары относительно нижней пары, что приводит к появлению на периоде управления интервалов закорачивания входного источника длительностью (1-γ)⋅Т и интервалов передачи энергии в нагрузку длительностью γ⋅T. Например, регулирование выходного тока РН 3 осуществляется фазовым сдвигом управляющих импульсов транзисторов верхней пары 11 и 13, отпираемых поочередно, относительно управляющих импульсов транзисторов нижней пары 12 и 14, также отпираемых поочередно. В предельном случае при работе пар транзисторов в противотакте интервал питания нагрузки занимает весь период управления γ, равный 1, поэтому UСБ=Kтр⋅Uн. Аналогичным образом реализуется управление транзисторами 15-18 разрядного устройства 4.

Управляющие импульсы формирует система управления 9, с которой соединены датчик тока 19, измерительная обмотка 21 трансформатора 6 (датчик напряжения) и измерительная обмотка 22 (датчик напряжения) трансформатора 7. Датчики предназначены для вычисления мощности, получаемой от СБ 1, расположение датчиков в цепях переменного тока позволяет реализовать их на основе измерительных обмоток, что снижает стоимость изделия.

Система электропитания КА работает в следующих режимах:

1. Мощность нагрузки РН меньше мощности, генерируемой СБ РСБmax, АБ заряжена.

При заряженной АБ 2 инвертор регулятора напряжения 3 стабилизирует напряжение на нагрузке 30 с помощью системы управления 9 по сигналу обратной связи с измерительной вторичной обмотки 21 трансформатора 6. Учитывая, что при РН меньше РСБmax, разряжать АБ 2 не требуется, напряжение нагрузки 30 целиком определяется инвертором РН 3. Напряжение СБ 1 (UСБ) не превышает оптимальное значение на ВАХ (UСБmax) и определяется текущим балансом мощности в системе PH≈PСБ.

2. Мощность нагрузки РН меньше мощности, генерируемой СБ РСБmax, АБ разряжена.

При получении сигнала с УКЗБ 10 о необходимости заряда АБ 2 транзисторы 15-18 закрываются, а транзисторы 28 и 29 реверсивного выпрямителя 5, поочередно замыкаясь, формируют на обмотках трансформатора 7 переменное напряжение, которое после выпрямления диодами РУ 4 и сглаживания входным дросселем L2 создает требуемый зарядный ток АБ 2. При этом реверсивный выпрямитель 5 в случае недостаточности мощности СБ 1 для обеспечения мощности нагрузки и заданного тока заряда работает в режиме экстремального регулирования мощности СБ 1, потребляя с РН 3 дополнительную мощность, определяемую разностью генерируемой максимальной СБ 1 мощности и мощности нагрузки 30. Регулятор напряжения 3 при этом по-прежнему работает в режиме стабилизации выходного напряжения, отрабатывая возмущения, вызванные смещением рабочей точки ВАХ солнечной батареи 1. СБ 1 в этом случае полностью используется по мощности, которая расходуется на питание нагрузки 30 и заряд АБ 2.

3. Мощность нагрузки РН больше мощности, генерируемой СБ РСБmax, разряд АБ. Питание нагрузки от СБ и АБ.

При увеличении мощности нагрузки PH больше PСБmax заряд АБ 2 прекращается. Инвертор РН 3 в этом режиме не может стабилизировать выходное напряжение и переходит в режим экстремального регулирования мощности (UСБ равно UСБmax) по сигналу СУ 9, использующей сигналы датчика тока 19 и измерительной обмотки 21 трансформатора 6. Недостаток выходной мощности на нагрузке 30 компенсируется инвертором разрядного устройства 4, стабилизируя тем самым выходное напряжение, измеряемое вторичными обмотками 21 трансформатора 6 и 22 трансформатора 7.

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

При отсутствии мощности поступающей от СБ 1 (РСБ равно 0) питание нагрузки 30 осуществляется от АБ 2. Инвертор РУ 4 осуществляет стабилизацию выходного напряжения посредством системы управления 9 по сигналу обратной связи с вторичной обмотки 22 трансформатора 7, реализуя широтно-импульсное регулирование.

Таким образом в заявляемом изобретении напряжение СБ может регулироваться в широком диапазоне, включающем точку ВАХ СБ с максимальной мощностью, как в режиме заряда АБ, так и в режиме питания от СБ и АБ. За счет построения регулятора напряжения и разрядного устройства СЭП КА на основе регулируемых мостовых инверторов тока решается задача уменьшения габаритной мощности силовых элементов энергопреобразующих модулей и напряжения на вторичных обмотках трансформаторов СЭП КА (напряжение рабочей точки ВАХ СБ регулируется от 0 до оптимального значения). Задача минимизации массогабаритных параметров СЭП КА также достигается за счет реализации зарядного устройства аккумуляторной батареи на основе реверсивного выпрямителя (реализации режима рекуперации энергии в аккумуляторную батарею) и его совмещения с разрядным устройством.

Система электропитания космического аппарата, состоящая из солнечной батареи, подключенной своими плюсовой и минусовой шинами к регулятору напряжения, построенному по мостовой схеме инвертора, выходы которого соединены с первичной обмоткой первого трансформатора, в цепи которой включен датчик тока, аккумуляторной батареи, подключенной своими плюсовой и минусовой шинами к входам разрядного устройства, построенного по мостовой схеме инвертора, выходы которого соединены с первичной обмоткой второго трансформатора, и подключенной к устройству контроля степени заряженности аккумуляторной батареи, соединенному своими входами с информационными выходами аккумуляторной батареи, системы управления с экстремальным регулятором мощности солнечной батареи, соединенной своими входами с датчиком тока, измерительной обмоткой первого трансформатора, измерительной обмоткой второго трансформатора и управляющим выходом устройства контроля степени заряженности аккумуляторной батареи, а выходами - с управляющими входами транзисторов инверторов регулятора напряжения солнечной батареи и разрядного устройства аккумуляторной батареи, нагрузки, отличающаяся тем, что регулятор напряжения и разрядное устройство реализуются на основе инверторов тока с входными дросселями, вторичные обмотки первого трансформатора соединены последовательно и образуют среднюю точку выпрямителя, вторичные обмотки второго трансформатора соединены последовательно и образуют среднюю точку реверсивного выпрямителя, при этом средние точки выпрямителя и реверсивного выпрямителя соединены между собой и подключены к первому входу нагрузки, второй вход нагрузки соединен со второй выходной шиной выпрямителя и реверсивного выпрямителя, управляющие входы которого соединены с выходами системы управления.



 

Похожие патенты:
Использование: в области электротехники при проектировании и создании систем электропитания автоматических космических аппаратов. Техническим результатом изобретения является повышение надежности системы электропитания космического аппарата (КА).

Изобретение относится к области электротехники и может быть использовано для управления режимом работы фотоэлектрической (солнечной) батареи с целью отбора максимальной мощности в изменяющихся внешних условиях.

Использование: в области электротехники. Технический результат - повышение надежности и живучести функционирования системы электропитания (СЭП).

Изобретение относится к солнечной энергетике, в частности к получению электрической энергии путем прямого преобразования солнечного излучения, и приборостроению.

Использование: в области электротехники в системах электроснабжения (СЭС) космических аппаратов (КА). Технический результат - обеспечение штатного отключения сеансной нагрузки при нештатной ситуации.

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.

Изобретения относятся к энергообеспечению космических аппаратов (КА), преимущественно геостационарных спутников с трехосной ориентацией. Способ включает зарядку-разрядку и хранение аккумуляторов в заряженном состоянии.

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 к космической технике и может быть использовано для выведения наноспутников на заданные траектории и с заданными скоростями с борта космических станций.

Использование: в области электротехники. Технический результат - исключение возможности возникновения электростатических разрядов между цепочками фотодиодов солнечной батареи, уменьшение напряжения на вторичных обмотках трансформаторов и уменьшение габаритной мощности силовых элементов энергопреобразующих устройств, а также минимизация массогабаритных параметров системы электропитания автоматического космического аппарата в целом. Система электропитания космического аппарата содержит солнечную батарею, аккумуляторную батарею, регулятор напряжения и разрядное устройство, выполненные в виде мостовых управляемых инверторов тока с входными L-фильтрами, выпрямитель, реверсивный выпрямитель, два отдельных согласующих трансформатора, систему управления с экстремальным регулятором мощности, устройство контроля степени заряженности АБ, датчик тока и нагрузку. Солнечная батарея подключена к регулятору напряжения, выход которого соединен с первичной обмоткой первого трансформатора. Аккумуляторная батарея подключена к разрядному устройству, выход которого соединен с первичной обмоткой второго трансформатора, а также к устройству контроля степени заряженности аккумуляторной батареи. Вторичные обмотки первого трансформатора соединены последовательно, как и вторичные обмотки второго трансформатора. Трансформаторы предназначены как для согласования значения питающего напряжения и напряжения на нагрузке, так и для создания средних точек выпрямителя и реверсивного выпрямителя, соединенных между собой и служащих одним из полюсов напряжения на нагрузке. Второй полюс напряжения на нагрузке соединен со второй выходной шиной выпрямителя и реверсивного выпрямителя. В схеме реализовано суммирование выходных токов первичных источников энергии. Аналогичным образом могут быть сформированы другие каналы питания нагрузок с любым номиналом напряжения. Управляющие импульсы транзисторов инверторов регулятора напряжения, разрядного устройства и реверсивного выпрямителя формирует система управления, с которой соединены датчик тока, устройство контроля степени заряженности аккумуляторной батареи и измерительные обмотки трансформаторов. 1 ил.

Наверх