Система электропитания космического аппарата с экстремальным регулированием мощности солнечной батареи



Система электропитания космического аппарата с экстремальным регулированием мощности солнечной батареи
Система электропитания космического аппарата с экстремальным регулированием мощности солнечной батареи
Система электропитания космического аппарата с экстремальным регулированием мощности солнечной батареи

Владельцы патента RU 2560720:

Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего профессионального образования "Томский государственный университет систем управления и радиоэлектроники" (ТУСУР) (RU)

Изобретение относится к преобразовательной технике, в частности к бортовым системам электропитания космических аппаратов, и может быть использовано в системе питания автоматических космических аппаратов на основе солнечных и аккумуляторных батарей. Система электропитания содержит солнечную батарею(СБ), аккумуляторную батарею (АБ), регулятор напряжения и разрядное устройство, которые выполнены в виде мостовых инверторов. Зарядное устройство, два отдельных согласующих трансформатора, систему управления с экстремальным регулированием мощности, нагрузку с различными номиналами питающего напряжения. СБ подключена к регулятору напряжения, выход которого соединен с первичной обмоткой первого трансформатора. АБ подключена к разрядному устройству, выход которого соединен с первичной обмоткой второго трансформатора и к зарядному устройству, вход которого соединен с вторичной обмоткой первого трансформатора. Вторичные обмотки первого и второго трансформаторов соединены последовательно и через выпрямитель питают нагрузку. Технический результат - повышение энергетической эффективности за счет реализации экстремального регулирования мощности как в режиме заряда АБ, так и в режиме совместного питания бортовой нагрузки от СБ и АБ. 3 ил.

 

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

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

Широко известна система электропитания [1] с экстремальным регулированием мощности фотоэлектрической батареи, содержащая фотоэлектрическую и аккумуляторную батареи, последовательный регулятор напряжения (РН) для питания нагрузки от фотоэлектрической батареи, зарядное и разрядное устройства (ЗУ и РУ). Экстремальное регулирование мощности фотоэлектрической батареи осуществляется ЗУ при питании нагрузки и одновременном заряде АБ, а также регулятором напряжения при одновременном питании нагрузки от СБ и АБ. Система электропитания с ЭРМ фотоэлектрической батареи предназначена для формирования одной силовой низковольтной (27-28 В) шины питания нагрузки. Для формирования других номиналов питающего напряжения необходима разработка дополнительных преобразователей, что в свою очередь увеличивает время разработки СЭП КА и КА в целом.

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

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

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

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

Система электропитания работает следующим образом.

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

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

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

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

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

Целью изобретения является повышение энергетической эффективности СЭП КА за счет реализации экстремального регулирования мощности СБ как в режиме заряда АБ, так и разряда АБ (при одновременном питании нагрузки от СБ и АБ).

На Фиг.2 представлена функциональная схема заявляемой системы электропитания космического аппарата с экстремальным регулированием мощности СБ, которая содержит солнечную батарею 1, аккумуляторную батарею 2, регулятор напряжения 3, выполненный в виде мостового инвертора на транзисторах 11-14, разрядное устройство 4, выполненное в виде мостового инвертора на транзисторах 15-18, зарядное устройство 5, трансформатор 6 с первичной обмоткой 20 и вторичными обмотками 21-231…n, трансформатор 7 с первичной обмоткой 25 и вторичными обмотками 24, 261…n, выпрямители 81…n, систему управления (СУ) с ЭРМ 9, устройство контроля степени заряженности (УКЗБ) АБ 10, датчик тока 19, нагрузки 271…n.

Солнечная батарея 1 подключена к регулятору напряжения 3, выход которого соединен с первичной обмоткой 20 трансформатора 6. Аккумуляторная батарея 2 подключена к разрядному устройству 4, выход которого соединен с первичной обмоткой 25 трансформатора 7. Кроме того, аккумуляторная батарея 2 подключена к ЗУ 5, вход которого соединен со вторичной обмоткой 22 трансформатора 6.

Вторичные обмотки 231 трансформатора 6 и 261 трансформатора 7 соединены последовательно в общий контур, формирующий суммарное напряжение, которое после выпрямления выпрямителем 81 питает нагрузку 271. Такое соединение вторичных обмоток позволяет регулировать напряжение на СБ 1, а значит, реализовать режим ЭРМ в режиме разряда АБ 2, т.е. при одновременном питании нагрузки 271 от СБ 1 и АБ 2. Аналогичным образом формируются другие каналы питания нагрузок 272…n.

Формирование выходных прямоугольных напряжений инвертора РН 3 происходит за счет поочередного отпирания транзисторов, образующих диагонали инвертора, при этом транзисторы стоек инверторов отпираются поочередно с межкоммутационной паузой, что исключает закорачивание источника питания. Регулирование суммируемых выходных напряжений регулятора напряжения 3 и разрядного устройства 4, обеспечивается путем фазового сдвига управляющих импульсов транзисторов одной стойки мостового инвертора относительно другой, в результате чего реализуется широтно-импульсное регулирование напряжения инвертора. Так, например, регулирование выходного напряжения РН 3 осуществляется фазовым сдвигом управляющих импульсов транзисторов 11, 12, отпираемых поочередно, относительно управляющих импульсов транзисторов 13, 14, также отпираемых поочередно на некоторый угол αРН, определяющий длительность импульса выходного напряжения γСБ по выражению:

В предельном случае при угле сдвига равном αРН=π происходит синфазное включение транзисторов 11, 13 на одном полупериоде и 12, 14 на другом, что приводит к закорачиванию первичной обмотки 20 трансформатора 6 транзисторами инвертора, при этом γРН=0. Аналогично происходит регулирование выходного напряжения РУ 4.

Управляющие импульсы формирует система управления 9, с которой соединены датчик тока 19, измерительная обмотка 21 трансформатора 6 (датчик напряжения) и измерительная обмотка 24 (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 меньше мощности генерируемой СБ (РН<РСБmах), АБ заряжена.

При заряженной АБ 2 зарядное устройство 5 отключено. Инвертор регулятора напряжения солнечной батареи 3 стабилизирует напряжение на нагрузках 271…n с помощью системы управления 9 по сигналу обратной связи с измерительной вторичной обмотки 21 трансформатора 6. Учитывая, что при РН<РСБmах разряжать АБ 2 не требуется, напряжение нагрузок 271…n целиком определяется инвертором РН 3. Напряжение СБ 1 превышает оптимальное значение на ВАХ (UСБ>UСБmах) и определяется текущим балансом мощности в системе РН≈РСБ.

2. Мощность нагрузки меньше мощности генерируемой СБ (РН<РСБmах), АБ разряжена.

При получении сигнала с УКЗБ 10 о необходимости заряда АБ 2 включается зарядное устройство 5, которое работает в режиме экстремального регулирования мощности СБ, потребляя с РН 3 дополнительную мощность РЗУ=РСБmах-РН через вторичную обмотку 22 трансформатора 6. Регулятор напряжения 3 при этом по-прежнему работает в режиме стабилизации выходного напряжения, отрабатывая возмущения, вызванные смещением рабочей точки В АХ солнечной батареи. СБ 1 в этом случае полностью используется по мощности, которая расходуется на питание нагрузок 271…n и заряд АБ 2.

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

При увеличении мощности нагрузки PH>РСБ ЭРМ заряд АБ 2 прекращается, ЗУ 5 выключается. Инвертор РН 3 в этом режиме не может стабилизировать выходное напряжение и переходит в режим экстремального регулирования мощности (UCБ=UСБmax) по сигналу СУ 9, использующей сигналы датчика тока 19 и измерительной обмотки 21 (датчика напряжения) трансформатора 6. Недостаток выходной мощности на нагрузках 271…n компенсируется инвертором разрядного устройства 4, который осуществляет необходимую добавку напряжения в контур суммирования, стабилизируя выходное напряжение, измеряемое вторичными обмотками 21 трансформатора 6 и 24 трансформатора 7. Диаграммы работы в этом режиме представлены на Фиг.3. Где U1 - напряжение на СБ 1, U2 - напряжение на АБ 2, U3 - напряжение регулятора напряжения 3, U4 - напряжение разрядного устройства 4, UВЫХ - выходное напряжение на нагрузках 271…n, αPH - угол сдвига управляющих импульсов транзисторов регулятора напряжения 3, αРУ - угол сдвига управляющих импульсов транзисторов разрядного устройства 4.

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

При отсутствии мощности поступающей от СБ 1 (РСБ=0) питание нагрузок 271…n осуществляется от АБ 2. Инвертор РУ 4 осуществляет стабилизацию выходного напряжения посредством системы управления 9 по сигналу обратной связи с вторичной обмотки 24 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, что повышает энергетическую эффективность СЭП КА. Кроме того, за счет применения принципа суммирования напряжений источников заявляемая СЭП КА имеет возможность подключения нескольких АБ, при сравнительно простом осуществлении выравнивания их напряжений.

Источники информации

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

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

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

Система электропитания космического аппарата, состоящая из солнечной батареи, подключенной своими плюсовой и минусовой шинами к регулятору напряжения, построенному по мостовой схеме инвертора, аккумуляторной батареи, подключенной своими плюсовой и минусовой шинами к входам разрядного устройства, построенного по мостовой схеме инвертора, и выходам зарядного устройства, отличающаяся тем, что регулятор напряжения и разрядное устройство подключены к разным согласующим трансформаторам, выход регулятора напряжения соединен с первичной обмоткой первого трансформатора, в цепи которой включен датчик тока, выход разрядного устройства соединен с первичной обмоткой второго трансформатора, вход зарядного устройства соединен со вторичной обмоткой первого трансформатора, устройство контроля степени заряженности аккумуляторной батареи соединено своими входами с информационными выходами аккумуляторной батареи, система управления с экстремальным регулированием мощности солнечной батареи соединена 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 входом зарядного устройства и с управляющими входами транзисторов инверторов регулятора напряжения солнечной батареи и разрядного устройства аккумуляторной батареи, при этом вторичные обмотки первого и второго трансформаторов соединены последовательно и подключены к нагрузкам через выходные выпрямители.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к электротехнической промышленности и может быть использовано при создании автономных систем электропитания (СЭП) искусственных спутников Земли (ИСЗ).

Изобретение относится к электротехнической промышленности и может быть использовано при создании автономных систем электропитания (СЭП) искусственных спутников Земли (ИСЗ).

Изобретение относится к области электротехники и может быть использовано при эксплуатации аккумуляторных батарей в автономных системах электропитания, в частности в системах электропитания искусственных спутников Земли (ИСЗ), малых космических аппаратов.

Изобретение относится к электротехнике, а именно к автономным системам электропитания (СЭП) космических аппаратов (КА), использующих в качестве первичных источников энергии батареи фотоэлектрические (БФ), а в качестве накопителей энергии - аккумуляторные батареи (АБ).

Изобретение относится к электротехнической промышленности. Способ заключается в стабилизации напряжения на нагрузках и согласовании работы первичного и вторичного источников электроэнергии, причем вначале стабилизируют напряжение на нагрузке, имеющей максимальное выходное напряжение питания посредством параллельного стабилизированного преобразователя, а стабилизацию напряжения остальных нагрузок проводят от шин питания первой нагрузки сериесными стабилизированными преобразователями, при этом согласование работы первичного и вторичного источников электроэнергии проводят только на первом уровне стабилизации напряжения.

Использование: в области электротехники. Технический результат - обеспечение бесперебойности питания в случае отказа любых собственных узлов источника электропитания.

Использование: в области электротехники. Технический результат: повышение качества и эффективности бесперебойного электроснабжения потребителей, а также увеличение ресурса работы аккумуляторов.

Система автономного электроснабжения относится к области электроэнергетики. Технический результат - повышение перегрузочной способности системы в автономном режиме работы при возникновении пиковых и дополнительных нагрузок путем обеспечения параллельной работы инвертора и электрогенератора.

Изобретение относится к электротехнике, к системам электроснабжения автономных объектов с использованием в качестве первичных источников энергии солнечных батарей, а в качестве накопителей энергии - аккумуляторных батарей.

Заявляемое изобретение относится к области космической энергетики, конкретнее к бортовым системам электропитания (СЭП) космических аппаратов (КА). Технический результат заключается в повышении эффективности использования солнечной батареи и надежности системы электропитания КА, позволяющий осуществлять возможность поддержания стабилизации номиналов напряжения постоянного и переменного тока, необходимого для питания разнообразных нагрузок КА.

Изобретение относится к энергоустановкам на топливных элементах и может использоваться при проектировании автономных, резервных и транспортных энергоустановок. В энергоустановке, содержащей генератор на топливных элементах, блок аккумуляторных батарей, три контактора, два разделительных диода, инвертор, зарядное устройство, систему автоматического управления и контроля, потребители собственных нужд, датчик напряжения генератора, коммутационные элементы и внешнюю нагрузку, контактор, подключающий внешнюю нагрузку, снабжен дополнительным силовым контактом, включенным параллельно диоду между генератором и инвертором. В результате достигается технический результат - существенно снижаются потери мощности на указанном диоде и повышается КПД энергоустановки. Кроме того, отпадает необходимость в установке мощного теплоотвода для диода, что упрощает конструкцию и повышает надежность эксплуатации энергоустановки в целом. 1ил.

Изобретение относится к электротехнике, а именно к автономным системам электропитания (СЭП) космических аппаратов (КА), использующим в качестве первичных источников энергии батареи солнечные (БС), а в качестве накопителей энергии - аккумуляторные батареи (АБ). Технический результат - повышение надежности эксплуатации КА при возникновении аварийных ситуаций, связанных с нерасчетным понижением или повышением выходного напряжения системы электроснабжения. Способ питания нагрузки постоянным током в автономной системе электропитания космического аппарата состоит в том, что управляют стабилизатором напряжения, зарядными и разрядными устройствами в зависимости от входного и выходного напряжения системы электропитания. При этом с помощью измерительных шунтов контролируют ток нагрузки и токи заряда-разряда аккумуляторных батарей. Кроме того, контролируют выходное напряжение системы электропитания с помощью пороговых датчиков и отключают сеансную нагрузку при достижении пороговых значений выходного напряжения. Дополнительно контролируют динамику переходных процессов изменения выходного напряжения и тока нагрузки во времени с помощью быстродействующих запоминающих устройств, которые запускают по достижении пороговых значений выходного напряжения. Повторное включение сеансной нагрузки проводят после анализа результатов запомненной динамики переходных процессов. 1 з.п. ф-лы, 1 ил.

Предполагаемое изобретение относится к электротехнике, а именно к автономным системам электропитания (СЭП) космических аппаратов (КА), использующим в качестве первичных источников энергии батареи фотоэлектрические (БФ), а в качестве накопителей энергии - аккумуляторные батареи (АБ). Задачей предлагаемого изобретения является создание способа управления автономной системой электропитания КА, позволяющего сдерживать процесс возникновения аварийной ситуации из-за нарушения энергобаланса путем создания и поддержания режима максимального отбора мощности БФ и парировать аварийную ситуацию, в случае ее возникновения. Задача достигается тем, что в заявленном способе при функционировании СЭП в режиме питания бортовой аппаратуры и заряда аккумуляторных батарей панели солнечной батареи ориентируют на Солнце под углом 90°; величину номинального входного напряжения, соответствующего напряжению в рабочей точке вольт-амперной характеристики БФ, выбирают, исходя из величины ее номинальной мощности, необходимой для обеспечения в штатном режиме функционирования СЭП электроэнергией для питания бортовой аппаратуры и заряда всех АБ; экстремальный регулятор мощности БФ выполняют в виде устройства, предназначенного устанавливать и поддерживать при необходимости напряжение в рабочей точке ВАХ БФ, отличное от номинального значения; изменение напряжения в рабочей точке ВАХ БФ осуществляют дискретно по заранее заданным уставкам входного напряжения, соответствующим различным уровням отбираемой от БФ мощности, при этом перевод от одной уставки входного напряжения на другую обеспечивают с наземного комплекса управления по разовым командам, а отбор требуемой для питания бортовой аппаратуры и заряда всех АБ мощности БФ при переходе на последующую уставку производят за счет выбора оптимального соотношения между пороговым значением тока заряда АБ и количеством (n) АБ, используемых в СЭП КА, причем ток заряда (n-1) АБ при отключенной от заряда одной АБ выбирают равным пороговому значению; электрические характеристики БФ и экстремального регулятора мощности проектируют с учетом выполнения необходимого и достаточного условия Uвых.<Uвх.ном.<Uопт., где Uвых. - выходное напряжение СЭП; Uвх.ном. - номинальное входное напряжение в рабочей точке ВАХ при отключенном экстремальном регуляторе мощности БФ; Uопт. - входное напряжение, соответствующее максимальной (оптимальной) мощности БФ. 3 ил.

Изобретение относится к области космической энергетики, конкретнее к бортовым системам электропитания (СЭП) космических аппаратов (КА). Предлагается способ электропитания космического аппарата от солнечной батареи, подключенной своими плюсовой и минусовой шинами к стабилизатору напряжения, аккумуляторной батареи, подключенной своими плюсовой и минусовой шинами к входу разрядного и выходу зарядного устройств, причем стабилизатор напряжения солнечной батареи и разрядное устройство аккумуляторной батареи выполнены в виде мостовых инверторов с общим трансформатором с n выходными обмотками, где n≥2, а вход зарядного устройства соединен с одной из выходных обмоток трансформатора, к другим же (n-1) выходным обмоткам трансформатора подключены переходные устройства связи с нагрузками со своими номиналами выходного напряжения. Задачей заявляемого изобретения является повышение удельных энергетических характеристик и надежности эксплуатации СЭП КА. Поставленная задача решается тем, что солнечную батарею выбирают с выходным напряжением в рабочей точке в конце ресурса исходя из соотношения: U с б ≥ U э л ⋅ m ⋅ 100 / Δ с у щ , где Uэл - напряжение одного фотопреобразователя в рабочей точке в конце ресурса солнечной батареи, В;m - число (допустимое) отказавших фотопреобразователей в одной последовательной цепи; Δсущ - величина несущественного снижения напряжения из-за отказа отдельных фотопреобразователей, какой-либо последовательной цепи фотопреобразователей относительно полностью исправных цепей, %, а аккумуляторную батарею выбирают литий-ионной системы. Кроме того, аккумуляторную батарею выбирают с числом аккумуляторов в последовательной цепи исходя из соотношения: W > Р т е н и / ( С а к к ⋅ U а к к с р ) + w , где Ртени - максимальное энергопотребление нагрузки за период прохождения «теневого» участка орбиты, Вт·час; Сакк - емкость выбранного аккумулятора, А·час; Uакк ср - среднее разрядное напряжение аккумулятора, В; w - число (допустимое) отказавших аккумуляторов в последовательной цепи аккумуляторов аккумуляторной батареи. Суть заявляемого изобретения поясняется чертежом, где на фиг. 1, представлена функциональная схема электропитания КА с одной аккумуляторной батареей для реализации заявляемого способа. 1 з.п. ф-лы, 1 ил.

Изобретение относится к области космической энергетики, конкретнее к бортовым системам электропитания (СЭП) космических аппаратов (КА). Технический результат - увеличение надежности. Система содержит солнечную батарею, подключенную своими плюсовой и минусовой шинами к стабилизатору напряжения, аккумуляторную батарею, подключенную своими плюсовой и минусовой шинами к входу разрядного и выходу зарядного устройств. Она также содержит экстремальный регулятор мощности солнечной батареи, соединенный своими входами с датчиком тока, установленным в одной из шин между солнечной батареей и стабилизатором напряжения, а выходом - со стабилизатором напряжения. Стабилизатор выполнен в виде мостовых инверторов с общим трансформатором. При этом вторичные обмотки трансформатора выполнены с несколькими выводами для получения нескольких номиналов напряжения в заранее заданном диапазоне, где наименьшее напряжение соответствует требуемому напряжению на начало эксплуатации космического аппарата. Система снабжена схемой управления и устройствами, регулирующими число работающих витков упомянутых обмоток, выполненных с возможностью взаимодействия со схемой управления, для переключения числа витков трансформатора при снижении выходного напряжения. 1 ил.

Изобретение относится к электротехнике, а именно к системам электроснабжения космических аппаратов с использованием в качестве первичных источников энергии солнечных батарей, а в качестве накопителей энергии - аккумуляторных батарей. Технический результат - повышение надежности эксплуатации аккумуляторной батареи. Способ электропитания заключается в том, что в случае пониженной температуры аккумуляторной батареи зарядный ток первоначально направляют на обогрев аккумуляторной батареи и только после того как температура аккумуляторной батареи достигнет значения выше минимального будет осуществляться заряд аккумуляторной батареи номинальным током заряда. В процессе заряда аккумуляторных батарей, уровень заряженности контролируют по их напряжению, либо напряжению аккумуляторов каждой аккумуляторной батареи, причем зарядный ток перенаправляют или на обогреватели, или на заряд аккумуляторов в зависимости от температуры аккумуляторной батареи. Термисторы, входящие в состав автономной системы электроснабжения космического аппарата, определяют температуру аккумуляторной батареи и сравнивают полученное значение с заданными значениями. 1 ил.

Использование: в области электротехники. Технический результат - обеспечение надежной зарядки и разрядки элемента накопления энергии. Модуль преобразования напряжения между высоковольтной электрической сетью постоянного тока летательного аппарата и по меньшей мере одним элементом накопления энергии выполнен с возможностью реверсивного осуществления преобразования между постоянным напряжением Е высоковольтной электрической сети летательного аппарата и постоянным напряжением Vs элемента накопления энергии летательного аппарата. Напряжение Vs является плавающим относительно напряжения Е и центрировано относительно массы самолета. При этом модуль содержит входной модуль, содержащий два фильтра, каждый из которых выполнен с возможностью принимать постоянное напряжение Е/2, первое плечо и второе плечо, содержащие переключатели, и средства управления упомянутыми переключателями. Средства управления работают циклично с периодом Т переключения и выполнены с возможностью управления по меньшей мере первым и вторым переключателями идентично, но со смещением на полпериода Т/2 таким образом, чтобы первый переключатель был разомкнут, когда второй переключатель замкнут, и наоборот. 2 н. и 10 з.п. ф-лы, 5 ил.

Использование: в области электротехники. Технический результат - повышение надежности бесперебойного электроснабжения потребителей постоянным током и безопасности работы системы. Система управляемых выпрямительно-зарядных модулей бесперебойного электропитания потребителей постоянным током содержит блок выпрямителей нагрузки и блок выпрямителей батареи, имеющих модульную конструкцию, выходы выпрямителей каждого блока соединены между собой, а входы управления выпрямителей подключены к интерфейсу контроллера, вентиляторы, датчик тока нагрузки, измеритель напряжения нагрузки, подключенный к входу контроллера, аккумуляторную батарею, основную и выносную панели индикации, блок автоматического ввода резерва, выключатель выпрямителей нагрузки, выключатель выпрямителей батареи, диод, блок контроля изоляции, блок защиты первичных потребителей, блок защиты вторичных потребителей, блок отключения вторичных потребителей, выключатель-байпас выхода, выключатель аккумуляторной батареи, измеритель тока нагрузки, измеритель тока батареи, датчик тока батареи, два блока питания автоматики, соединенных параллельно, блок питания датчиков тока, измеритель напряжения батареи, контактную группу, блок индикаторов, разделенный на две группы индикаторов, блок режимов заряда батареи, концентратор, рабочую станцию, байпас входа, нагревательный элемент, реле высокой температуры, выходом подключенное к вентиляторам, реле низкой температуры, блок питания вентиляторов, звуковую сирену, блок отключения батареи, блок ручной блокировки отключения батареи, преобразователь интерфейса, датчик температуры шкафа, датчики температуры батареи, выходы которых соединены по интерфейсу между собой, с датчиком температуры шкафа и с входом преобразователя интерфейса, выходом подключенного к интерфейсу контроллера. 3 ил.

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). Техническим результатом изобретения является создание способа управления автономной системой электропитания КА, позволяющего существенно уменьшить вероятность возникновения аварийной ситуации из-за нарушения энергобаланса СЭП. Указанный результат достигается тем, что в способе управления автономной системой электропитания космического аппарата, содержащей фотоэлектрическую батарею и n аккумуляторных батарей, стабилизатор напряжения, включенный между БФ и нагрузкой, и по n зарядных и разрядных устройств, заключающемся в управлении стабилизатором напряжения, зарядными и разрядными устройствами, в зависимости от освещенности БФ, степени заряженности всех АБ, входного и выходного напряжения системы электропитания (СЭП); введении запрета на работу соответствующего разрядного устройства при достижении установленного минимального уровня заряженности данной АБ и снятии этого запрета при повышении уровня заряженности данной АБ; формировании управляющего сигнала в бортовой комплекс управления КА для отключения части бортовой аппаратуры (БА) при аварийном разряде нескольких m (m≤n) АБ до минимального уровня заряженности, запрете работы всех разрядных устройств, если выходное напряжение СЭП снижается до заданного порогового значения; произведении сброса запоминания управляющего сигнала по запрету всех разрядных устройств после заряда всех АБ до заданного уровня заряженности; выборе величины номинального входного напряжения, соответствующего напряжению в рабочей точке вольт-амперной характеристики (ВАХ) БФ, исходя из величины ее номинальной мощности, необходимой для обеспечения в штатном режиме функционирования СЭП электроэнергией для питания БА и заряда всех АБ; установлении и поддержании при необходимости входного напряжения в иной рабочей точке ВАХ БФ с помощью экстремального регулятора мощности БФ при превышении мощности потребления БА номинальной величины; осуществлении изменения напряжения в рабочей точке ВАХ БФ автоматически или дискретно по заранее заданным пороговым значениям входного напряжения, о влиянии температуры и деградации параметров фотоэлектрических преобразователей (ФЭП) на электрические характеристики БФ судят по величине уменьшения ее максимальной мощности, для чего составляют фактическую ВАХ БФ при заданной температуре ФЭП, аппроксимируя координаты ее характерных точек, получаемые путем измерения фактических значений напряжения и соответствующего ему тока БФ; при этом в качестве координат первой характерной точки принимают координаты ВАХ БФ, соответствующие режиму короткого замыкания БФ, при котором входное напряжение равно нулю, причем измерение параметров БФ осуществляют в лабораторных условиях, в качестве координат второй характерной точки выбирают координаты, соответствующие номинальному режиму функционирования БФ на световом участке орбиты КА; координаты характерной точки, соответствующие режиму максимального отбора мощности БФ, устанавливают, включая в штатную работу экстремальный регулятор мощности БФ, входящий в состав стабилизатора напряжения; координаты других характерных точек ВАХ БФ определяют путем изменения тока нагрузки СЭП; при этом в качестве переменной нагрузки используют АБ, находящиеся в режиме заряда; сравнивают между собой ВАХ БФ, полученную в лабораторных условиях при нормальной температуре окружающей среды, и фактическую ВАХ БФ, соответствующую режиму штатного функционирования КА при максимальной освещенности панелей БФ; при этом фактическую ВАХ БФ составляют расчетно-экспериментальным путем; результаты сравнения данных ВАХ БФ используют для прогнозирования энергобаланса СЭП и планирования программы работы целевой аппаратуры; аналогичную последовательность операций повторяют периодически, например в каждые 90 суток штатной эксплуатации КА. 3 ил.

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. 5 з.п. ф-лы, 2 ил.
© Патентный поиск, поиск патентов на изобретения - FindPatent.RU 2012-2024
Политика конфиденциальности 2015-08-20 2015-08-19T17:24:39
Наверх