Система электропитания космического аппарата

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 (БС и АБ). Согласно изобретению система электропитания космического аппарата содержит солнечную и аккумуляторную батареи, два транзистора, образующих двунаправленный ключ, другие два транзистора, четыре резистора, систему управления, три диода, дроссель, конденсатор, зарядное устройство и нагрузку. Техническим результатом изобретения является улучшение удельных габаритно-массовых характеристик энергопреобразующего модуля СЭП КА за счет энергопитания нагрузки от двух источников энергии (БС и АБ) одним энергопреобразующим модулем, схемотехнически объединяющим стабилизатор напряжения и разрядное устройство и реализующим их функции. 2 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 (БС и АБ).

Техническим результатом изобретения является улучшение удельных габаритно-массовых характеристик энергопреобразующего модуля СЭП КА.

Системы электропитания космических аппаратов длительного ресурса изначально строились на основе схем с отдельными энергопреобразующими модулями: стабилизатором напряжения (СН), зарядным (ЗУ) и разрядным (РУ) устройствами аккумуляторной батареи [1], каждый из которых выполняет свою функцию и управляется системой управления (СУ). Наиболее известным способом построения энергопреобразующих модулей СЭП КА является их разработка и реализация на основе преобразователей постоянного напряжения. Например, в работе [2] стабилизатор напряжения БС и зарядное устройство АБ выполнены на основе понижающих преобразователей, а разрядное устройство на основе повышающего преобразователя.

Наиболее близкой по технической сущности к заявленному изобретению является система электропитания космического аппарата, описанная в [3] (фиг. 1), которая содержит секции солнечной батареи 1a-1n, аккумуляторные батареи 2a-2m, зарядные устройства 3a-3m, нагрузку 4, регуляторы напряжения секций солнечной батареи 5a-5n, разрядные устройства 6a-6m.

Каждая секция солнечной батареи (1a-1n) подключена к выходной шине питания нагрузки 4 через регулятор напряжения солнечной батареи (5a-5n), построенный на основе повышающего преобразователя напряжения. Каждая аккумуляторная батарея (2a-2m) так же подключена к выходной шине питания нагрузки 4 через разрядное устройство (6a-6m), построенное на основе повышающего преобразователя напряжения. Стабилизация напряжения выходной шины питания осуществляется с помощью широтно-импульсной модуляции (ШИМ) открытого состояния транзисторов регуляторов напряжения БС и разрядных устройств АБ. В системе реализовано параллельное подключение источников энергии к выходной шине питания нагрузки 4. Вход каждого зарядного устройства (3a-3m) соединен с выходной шиной питания нагрузки 4, а выход зарядного устройства (3a-3m) подключен к АБ.

Недостатком этой системы электропитания является то, что разделение функций регулирования мощности БС и разряда АБ реализуется двумя группами одновременно никогда не работающих в режиме ШИМ энергопреобразующих устройств (5a-5n и 6a-6m), выполненных на основе повышающих преобразователей постоянного напряжения. При этом полупроводниковые приборы, дроссели, силовые шины, датчики напряжения и тока дублируются, что отрицательно сказывается на удельных габаритно-массовых характеристиках энергопреобразующей аппаратуры СЭП КА.

Целью настоящего изобретения является повышение удельных габаритно-массовых характеристик СЭП КА, что достигается за счет схемного совмещения стабилизатора напряжения и разрядного устройства (и их функций) в одном энергопреобразующем модуле.

На фиг. 2 представлена функциональная схема заявляемой системы электропитания космического аппарата, которая содержит солнечную батарею 1, аккумуляторную батарею 2, зарядное устройство 3, нагрузку 4, транзисторы 5 и 7, образующие двунаправленный ключ, транзисторы 11, 16, резисторы 6, 8, 10, 14, систему управления 9, диоды 12, 15, 17 дроссель 13, конденсатор 18.

Система управления осуществляет управление транзисторами 5, 7, 11 и 16 (замыкание, размыкание, обеспечение ключевого режима и т.д.) согласно принятому закону управления. При штатной работе в высокочастотном режиме ШИМ работает только транзистор 16, транзисторы 5, 7 и 11 работают как переключатели при смене режимов работы. Транзистор 5 работает в режиме ШИМ в случае возникновения перегрузки по выходному току. Дроссель 13 выполняет функцию накопителя энергии как в режиме питания от АБ, так и в режиме питания от БС.

Солнечная батарея 1 плюсовой шиной подключена к аноду диода 15 и стоку транзистора 11. Катод диода 15 соединен с выходной шиной питания нагрузки 4 первым выводом конденсатора 18, катодом диода 17 и входом зарядного устройства 3. К минусовой шине БС 1 подключены вторая клемма АБ 2, анод диода 12, исток транзистора 16, второй вывод конденсатора 18 и минусовая шина нагрузки 4. Анод диода 17 соединен со стоком транзистора 16 и вторым выводом дросселя 13, первый вывод которого соединен с истоком транзистора 11, катодом диода 12 и стоком транзистора 7. Исток транзистора 7 соединен с истоком транзистора 5, сток которого подключен к первой клемме АБ 2, соединенной с выходом ЗУ 3. Затворы транзисторов 5, 7, 11 и 16 подключены к системе управления 9 через соответствующие резисторы 6, 8, 10 и 14.

Система электропитания КА работает в следующих режимах.

1. Режим работы СЭП КА от солнечной батареи (мощность, потребляемая нагрузкой, меньше мощности, генерируемой БС, (Р_Н<P_БСmax), АБ заряжена).

В данном режиме транзисторы 5, 7 разомкнуты, транзистор 11 замкнут, транзистор 16 работает в ключевом режиме согласно закону ШИМ системы управления 9. Энергия, накопленная в дросселе 13, в период разомкнутого состояния ключа транзистора 16 передается через диод 17 в выходную емкость 18 и нагрузку 4. В период работы, когда ключ 16 замкнут, происходит разряд емкости 18 на нагрузку 4. Регулировочная характеристика преобразователя описывается выражением:

где U_вых - выходное стабилизированное напряжение на нагрузке, R_H - сопротивление нагрузки, I_БС - ток БС, γ - длительность открытого состояния транзистора 16.

2. Режим работы СЭП КА от солнечной батареи (мощность, потребляемая нагрузкой, меньше мощности, генерируемой БС, (Р_Н<Р_БСmax), АБ разряжена).

В случае если мощность БС 1 превышает мощность, потребляемую нагрузкой 4, и требуемую мощность заряда АБ 2, включается зарядное устройство 3 и система электропитания работает как описано в режиме 1.

Регулировочная характеристика преобразователя описывается выражением:

где I_ЗУ - входной ток зарядного устройства АБ 2.

В случае если мощности БС 1 недостаточно для питания нагрузки 4 и обеспечения заданного тока заряда АБ 2, то солнечная батарея 1 подключается к выходной шине питания нагрузки 4 через диод 15. При этом транзисторы 5, 7, 11 и 16 разомкнуты. Зарядное устройство 3, стабилизируя напряжение на выходной шине питания нагрузки 4, направляет избыток генерируемой БС 1 мощности на заряд АБ 2.

3. Режим работы СЭП КА от солнечной и аккумуляторной батарей (мощность, потребляемая нагрузкой, больше мощности, генерируемой БС, (Р_Н>Р_БСmax), разряд АБ).

В данном режиме генерируемая БС 1 мощность поступает в нагрузку 4 через диод 15. Транзистор 11 разомкнут. Транзисторы 5 и 7 постоянно замкнуты, а транзистор 16 работает в режиме ШИМ и управляется СУ 9. Ток нагрузки 4 определяется суммой токов БС 1 и АБ 2.

Регулировочная характеристика преобразователя описывается выражением:

где U_AБ - напряжение аккумуляторной батареи.

4. Режим работы СЭП КА от аккумуляторной батареи (солнечная батарея не генерирует мощность (Р_БС=0), разряд АБ).

В данном режиме транзистор 16 работает в режиме ШИМ и управляется согласно закону управления СУ 9. Транзисторы 5 и 7 постоянно замкнуты, транзистор 11 разомкнут. При протекании тока от АБ 2 в нагрузку 4 так же, как и в первом режиме работы, энергия, накопленная в дросселе 13, в период разомкнутого состояния ключа транзистора 16, передается через диод 17 в выходную емкость 18 и нагрузку 4. Когда ключ 16 замкнут, происходит разряд емкости 18 на нагрузку 4.

Регулировочная характеристика преобразователя в этом режиме описывается выражением (3). При этом энергопреобразующий модуль работает как преобразователь повышающего типа.

5. Режим ограничения тока разряда АБ (мощность, потребляемая нагрузкой, превышает мощность, генерируемую БС, и допустимую мощность разряда АБ).

Режим нештатный возникает в случае перегрузки схемы по выходному току. В данном режиме стабилизируется ток разряда АБ, при увеличении мощности, потребляемой нагрузкой, выходное напряжение снижается. Транзистор 11 разомкнут, транзистор 7 замкнут, транзисторы 5 и 16 работают в режиме ШИМ в соответствии с логикой СУ 9. Если напряжение на выходе становится равным или меньшим напряжения АБ, транзистор 16 переходит в закрытое состояние и энергопреобразующий модуль работает как преобразователь понижающего типа.

Таким образом, в заявляемом изобретении реализуется энергопитание нагрузки от двух источников (БС и АБ) одним энергопреобразующим модулем, что исключает необходимость использования двух дросселей и дублирования других ЭРИ за счет схемного совмещения стабилизатора напряжения БС и разрядного устройства АБ в одном энергопреобразующем модуле, обеспечивая тем самым улучшение удельных габаритно-массовых характеристик энергопреобразующего модуля СЭП КА.

Источники информации

1. Электронные и электромеханические системы и устройства: Сб. науч. труд. - Новосибирск: Наука, 2007. - 552 С.

2. Особенности построения аппаратуры регулирования и контроля систем электропитания массогабаритных КА / Ю.А. Шиняков, К.Г. Гордеев, С.П. Черданцев, В.И. Пушкин, А.С. Гуртов, А.Н. Филатов // Электронные и электромеханические системы и устройства: Сб. науч. тр. НПЦ «Полюс». - Томск: МГП «РАСКО» при издательстве «Радио и связь», 2001. - с. 28-35.

3. Патент США №6396167, H02J 1/10 Power distribution system. 1999.

Система электропитания космического аппарата, состоящая из солнечной и аккумуляторной батарей, зарядного устройства и нагрузки, отличающаяся тем, что солнечная батарея плюсовой шиной подключена к аноду первого диода и стоку первого транзистора, катод первого диода соединен с выходной шиной питания нагрузки, катодом второго диода, зарядным устройством аккумуляторной батареи и первым выводом конденсатора, к минусовой шине БС подключены вторая клемма АБ, анод третьего диода, исток второго транзистора, второй вывод конденсатора и минусовая шина нагрузки, первый вывод дросселя соединен с истоком первого транзистора, катодом третьего диода и стоком третьего транзистора, исток третьего транзистора соединен с истоком четвертого транзистора, сток которого подключен к первой клемме АБ и выходу зарядного устройства, затворы транзисторов подключены к системе управления через соответствующие резисторы.