Способ увеличения срока эксплуатации аккумуляторных батарей на космических аппаратах

Изобретение относится к энергообеспечению космических аппаратов (КА) с солнечными (СБ) и аккумуляторными (АБ) преимущественно литиевыми батареями. Способ включает заряд, разряд и выравнивание остаточной емкости одного или более блоков АБ, в которых установлены термодатчики и электронагреватели. На освещенном участке орбиты производят заряд АБ от СБ до оптимальных значений и перед заходом в тень выравнивают остаточную ёмкость блоков АБ и их температуру. На теневых участках орбиты поддерживают электронагревателями температуру блоков АБ в рабочем диапазоне. Техническим результатом является увеличение времени активного существования КА путём повышения характеристик системы электрогенерирования, в том числе срока службы АБ. 1 ил.

 

Назначение

Изобретение относится к области космической техники и может быть использовано при проектировании космических аппаратов (КА) негерметичного исполнения с радиационным охлаждением, в составе которых используются аккумуляторные батареи.

Уровень техники

Современная космическая техника, среди прочих, ставит перед собой задачу по увеличению срока активного существования создаваемого КА.

На сегодня срок активного существования КА, определяемого номинальным временем эксплуатации, достигает 7-10 лет и ставится задача его увеличения до 15 лет. К числу систем современных КА, по сути определяющих срок активного существования КА, относится в первую очередь система генерирования электроэнергии (СГЭ). Конструкция и характеристики СГЭ во многом определяют конструктивный облик, срок активного существования КА в полете, его функциональные возможности, надежность, массогабаритные и экономические показатели, составляя до 25% массы, объема и стоимости КА. Поэтому проблема совершенствования технических характеристик СГЭ имеет актуальное значение. В СГЭ современных КА в качестве первичных источников энергии используются солнечные батареи (СБ), в которых солнечная энергия, преобразуется в электрическую энергию фотоэлектрическими преобразователями, и позволяет обеспечить питание всех устройств КА, а также заряд вторичных источников питания - накопителей электрической энергии в виде аккумуляторных батарей (АБ), являющегося одним из наиболее критичным звеном у СГЭ. АБ осуществляет питание устройств КА в основном на теневых участках, возникающих в связи с периодическим прохождением КА теневых участков орбиты, затененных от Солнца Землей или участков частично затененных от Солнца Луной, а также в аварийных режимах в момент потери ориентации на Солнце и в нештатных режимах - при недостатке или отсутствии мощности солнечной батареи для питания всех подключенных потребителей, например при включении пиковых нагрузок, при маневрах КА для коррекции орбиты, при входах и выходах КА из теневых участков орбиты (см. патент, РФ, №2574911 от 10.02.2016 г.).

Наиболее широкое применение в современных КА получили АБ: никель-водородные, никель-кадмиевые, никель-металлогидридные и в последние годы АБ на основе Лития, т.е. литий-ионные или литий-полимерные АБ, отличающиеся друг от друга типом используемого электролита (далее - литиевые АБ). Их описание, условия эксплуатации и сравнительные характеристики всесторонне представлены в диссертации на соискание ученой степени кандидата технических наук (Тарасов B.C. "Система генерирования электроэнергии с увеличенным сроком активного существования для малого космического аппарата". Специальность 05.09.03. Электротехнические комплексы и системы. «Национальный исследовательский университет «МЭИ», 2015 г.). Следует отметить, что в отличии от никель-водородных, никель-кадмиевых, никель-металлогидридных аккумуляторов в которых уровень заряда контролируется по величине давления в аккумуляторе (см. патент, РФ, №2164881), в литиевых аккумуляторах он контролируется по величине напряжения аккумулятора (см. "Питание для холодного климата: морозостойкие литий-полимерные АКБ от ЕЕМВ". Новости электроники, №4, 2016 г.).

Технологии изготовления литиевых АБ находятся сегодня в развитии и постоянно улучшаются. Активно разрабатываемые в последнее время в ряде стран, имеющих космическую программу, перезаряжаемые литиевые АБ по сравнению с другими типами аккумуляторов обладают значительными преимуществами по своим удельным энергетическим характеристикам (превышают их в 2-3 раза), большим напряжением на элементе (номинальное напряжения - 3,6 В), малым саморазрядом, очень хорошим временем эксплуатации и экологической чистотой, а также простотой режима заряда и эксплуатации. Интервал рабочих температур литиевых АБ: от -20 до +60°C. Некоторые производители, например, международная компания-производитель элементов питания на основе Лития ЕЕМВ, имеющая офис и в России, уже разработали литиевые АБ, работоспособные при -40°C и расширяют температурный диапазон в область более высоких температур (см. "Питание для холодного климата: морозостойкие литий-полимерные АКБ от ЕЕМВ". Новости электроники, №4, 2016 г.).

Использование литиевых АБ в космических проектах приводит к резкому уменьшению веса и объема систем энергопитания, улучшению надежности и получению более низкой стоимости КА. В пользу перспективы использования литий-ионных аккумуляторов говорит тот факт, что NASA и воздушные силы США в течение последних лет начали реализовывать преимущества этих систем в своих космических программах. NASA планирует применять литиевые АБ в ряде будущих проектов для межпланетных полетов, орбитальных спутников Земли на геостационарных орбитах и низких орбитах, а также в снаряжении астронавтов. Некоторые многообещающие проекты NASA, где литиевые АБ являются основными источниками тока, включают проекты экспедиций на Марс. Однако современные литиевые АБ с целью обеспечения большого времени жизни требуют современные способы и устройства его управления при эксплуатации, т.к. срок жизни литиевых АБ зависит не только от электрохимической системы, но и от оптимального режима заряда и глубины разряда, и, кроме того, очень важно требуется обеспечение в процессе их эксплуатации комфортные температурные режимы, в том числе, поддержание температуры в сравнительно узком диапазоне (см. Фрэн Хоффард, "Правильная эксплуатация может продлить жизнь литий-ионного аккумулятора", www.powerelectronics.com).

Поддержание температурного режима устройств в КА обеспечивается системой температурного режима (СТР). В общем случае СТР представляет собой сложное устройство, состоящее из пассивных и активных способов терморегулирования КА.

Пассивное терморегулирование радиационных поверхностей осуществляется за счет использования материалов с определенными тепловыми характеристиками (радиационными и теплоизоляционными, например, терморегулирующие покрытия и высокоэффективная экранно-вакуумная тепловая изоляция), за счет выбора соответствующей геометрической формы аппарата и его ориентации относительно Солнца и за счет использования теплоты фазовых переходов (см. Космические аппараты, под редакцией К.П. Феоктистова, Воениздат, Москва, 1983 г., с. 200). Пассивное терморегулирование с использованием поверхностей с определенными радиационными характеристиками и высокоэффективной тепловой изоляцией позволяет снизить внешние тепловые потоки внутрь КА (или тепловые потери в космос) и уменьшить тепловую нагрузку на функционирующие системы. Наиболее эффективной термоизоляцией в условиях космического полета является многослойная изоляция, набранная из радиационных экранов (например, металлизированных алюминиевых майларовых или каптоновых пленок) и теплоизоляционных прокладок. Кроме того, на радиационных сотопанелях могут устанавливаться раскрывающиеся и компактно складывающиеся механическими приводами теплозащитные шторки.

При выборе наружных терморегулирующих покрытий (для обеспечения на радиационных панелях температуры не более заданного предельно допустимого значения) следует учитывать коэффициент поглощения солнечного излучения и степень черноты, а также стабильность этих характеристик после длительного пребывания в условиях космического пространства под воздействием УФ-излучения Солнца и компонентов космической радиации (см. патент, РФ, 2092398).

При использовании активных способов терморегулирования применяются системы с циркуляцией хладагента, с изменением теплового сопротивления (между внутренним объемом отсеков и их оболочкой), нагреватели и термостаты, биметаллические приводы для управления жалюзи, термостатические и другие устройства.

Системы и устройства, реализующие пассивные способы, более надежны в эксплуатации, конструкция их, как правило, имеет и меньшую массу. Однако активные способы терморегулирования как внутренних отсеков КА, так и их поверхностей могут поддерживать необходимый тепловой режим при изменении внешних и внутренних тепловых нагрузок в широком диапазоне. Причем точность поддержания температуры значительно выше, чем у систем, реализующих пассивные способы терморегулирования (см. А.С. Елисеев. "Техника космических полетов", изд. Машиностроение, Москва, 1983 г.).

В СТР с принудительной циркуляцией жидкости (или газа) в замкнутых контурах тепло от охлаждаемых источников передается к жидкости, которая затем охлаждается на радиационных поверхностях, сбрасывающих тепло излучением в космическое пространство. Сброс теплоты излучением осуществляется с поверхности панелей навесных холодных радиаторов, по каналам которых циркулирует промежуточный теплоноситель, который имеет недостаток, что может выйти из строя по причине разгерметизации, например, под воздействием метеорных или техногенных частиц. Поэтому для исключения этого недостатка и повышения живучести КА концевые теплообменники термостатирования навесных радиаторов могут выполняться в виде оригинальной конструкции и на основе тепловых труб (см. патент, РФ, 2543433).

Системы с тепловыми трубами более эффективны в тепловом отношении (см. патент, РФ, 2262468), более надежны и имеют меньший вес по сравнению с аналогичными системами без тепловых труб, поскольку сами тепловые трубы, по сравнению с обычно применяемыми элементами СТР (теплообменниками, насосами и т.д.), имеют ряд существенных преимуществ:

- не требуются затраты энергии на прокачку теплоносителя;

- трубы более надежны и бесшумны в связи с отсутствием движущейся части;

- не требуются дополнительные регулирующие приборы, так как могут применяться саморегулирующие трубы;

- радиаторная панель с использованием тепловых труб более надежна (меньше уязвимость радиатора при попадании метеора);

- способны обеспечить высокую теплопроводность между источниками тепла и стоками, что дает возможность использовать меньше поверхности и, следовательно, снизить вес.

Обычная тепловая труба переменной теплопроводности способна поддерживать собственную температуру на постоянном уровне, несмотря на то, что подводимая тепловая мощность и окружающие условия изменяются. Если тепловое сопротивление между тепловой трубой и тепловым источником мало, то температура источника будет также примерно постоянной.

На практике это сопротивление нередко оказывается достаточно большим, вследствие чего температура источника будет изменяться в более широком диапазоне, чем температура тепловой трубы.

Эти колебания температуры источника могут быть значительно уменьшены при использовании электрического способа регулирования, основанного на включении электронагревателей для подогрева, поэтому в данных устройствах, как правило, присутствуют термодатчики для контроля температуры, электронный блок управления и электронагреватели (см. патент, РФ, 106768).

Отдельные корпуса наиболее тепловыделяющей аппаратуры КА теплоизолированы от окружающих приборов и элементов конструкции, используя пассивные и активные способы терморегулирования, в том числе, 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.

При этом приборы и элементы конструкции, требующие температурные условия эксплуатации в сравнительно узком диапазоне (например, приборные отсеки со сложной и точной электронной аппаратурой, оптико-электронные преобразователи и, прежде всего, аккумуляторные батареи), имеют электронагреватели для подвода тепла на теневых участках орбиты. Особенно это касается литиевых АБ, для которых, с целью увеличения времени жизни в процессе их эксплуатации, требуются комфортные температурные режимы (особенно избежание замораживания), прежде всего, поддержание температуры в сравнительно узком диапазоне.

При создании современных КА наметилась тенденция на увеличения мощности полезной нагрузки, что позволяет создавать более функциональные КА. При этом остро встает вопрос по эффективному использованию источников энергии КА.

Известно, 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 (см. патент №2637585, от 05.12.2017 г.). Кроме того, 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 оптимальным является 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. Для обеспечения оптимальности центра масс КА, блоки АБ могут располагаться по разным сторонам радиационной поверхности КА. Однако, 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 освещают КА неодинаково. Это в конченом счете приводит к тому, что температура разных заряженных блоков одной АБ будет отличаться между собой, а значит будут отличаться между собой и энергетические характеристики разных блоков одной АБ (остаточная емкость и напряжение), что приводит к неэффективному использованию АБ, нарушению требований эксплуатационной документации АБ и в целом к снижению срока службы АБ.

Решение данной задачи может осуществляться с помощью известных технических решений, изложенных в описаниях к патентам: "Блок управления нагревателями" (патент №106768 от 20.07.2011 г.) и "Устройство управления нагревателями аппаратуры космического аппарата" (патент №2571728 от 20.12.2015 г.), в которых фактические значения температур фиксируются термодатчиками, установленными на объектах, требующих подогрев с помощью нагревателей, включаемых электронными ключами по сигналам с портов вывода цифровой информации ОЗУ. Упомянутые устройства включают в себя связанные через внутреннюю магистраль: микропроцессор, ОЗУ с портами вывода цифровой информации, ПЗУ для задания температурных уставок по каждому электронагревателю, порт приема дискретных данных. В ПЗУ прошивается программное обеспечение температурных уставок и работы всего устройства (отличаются друг от друга организацией телеметрии и точностью температурных характеристик). В данных устройствах включение электронагревателей осуществляется в диапазоне от нижней температурной уставки до верхней.

Недостатком данных устройств является то, что в них выравнивание температур разных блоков одной электрически соединенной АБ в заданном установленном диапазоне может осуществляться при существенном разбросе температур, определяемом местом расположения на радиационной поверхности КА (литиевые АБ очень чувствительны к температуре).

Это приводит:

- к длительному времени выравнивания температур;

- к увеличению глубины разряда остаточной емкости АБ, из-за увеличения времени выравнивания температур электронагревателями, питающихся от АБ (под остаточной емкостью АБ следует понимать значение количества электрической энергии, выраженное в ампер часах или Кулонах, которое АБ отдает при разряде до выбранного конечного напряжения в любом текущем его состоянии);

- к увеличению временного интервала эксплуатации по разному заряженных блоков одной АБ, снижающего срок службы АБ.

Наиболее близким к предлагаемому изобретению является "Способ эксплуатации литий-ионной АБ в составе космического аппарата негерметичного исполнения" (патент №2637585, от 05.12.2017 г.), взятое авторами за прототип.

В данном способе эксплуатации литиевой АБ в составе космического аппарата негерметичного исполнения на каждый блок АБ устанавливают датчик 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 обогревателей АБ.

В данном способе эксплуатации литиевой АБ тепловыделение нагревателей выбирают исходя из соотношения:

где

Qнагр - текущее интегральное тепловыделение нагревателей;

Qаб - текущее тепловыделение аккумуляторной батареи;

Qро - теплоотдача посредством радиационного охлаждения;

Const - установленное значение разницы расчетного тепловыделения и теплоотдачи.

В данном способе используется стабилизированный преобразователь напряжения, с помощью которого на освещенной орбите (когда осуществляется питание КА и заряд АБ от СБ) обеспечивается выравнивание напряжений разных блоков одной электрически соединенной АБ, однако недостатком данного способа является то, что выравнивание температур разных блоков одной электрически соединенной АБ в заданном установленном диапазоне осуществляется электронагревателями с питанием от АБ на теневых участках орбиты и разброс температур определяется местом расположения на радиационной поверхности КА.

Недостатки способа:

- увеличенная глубина разряда АБ (уменьшается остаточная емкости АБ), за счет увеличения времени выравнивания температур электронагревателями, питающихся от АБ;

- увеличенный временной интервал эксплуатации по разному заряженных блоков одной АБ, снижающего срок службы АБ.

Кроме того, случай одновременного достижения порогов отключения и включения разных датчиков температуры, при котором приоритет отдается на отключение обогревателей АБ, может приводить к "сбоям" в работе, т.к. при одинаковом снижении температур разных датчиков обогреватели будут выключены, что может приводить к снижению надежности данного способа эксплуатации литиевой АБ в составе КА негерметичного исполнения.

Целью предлагаемого изобретения является повышение срока активного существования аккумуляторных батарей в составе космического аппарата негерметичного исполнения.

Раскрытие изобретения

Сущность предлагаемого изобретения заключается в обеспечении заряда АБ на освещенной орбите с питанием от СБ, наряду с выравниванием напряжений последовательно соединенных блоков или группы блоков, представляющих аккумуляторную батарею, и выравнивание их температур, в результате чего на теневых участках орбиты разброс температур становится незначительным и при их выравнивании электронагревателями с питанием от АБ снижаются:

- длительность времени выравнивания температур;

- глубина разряда АБ (увеличивается остаточной емкости АБ), из-за снижения времени выравнивания температур электронагревателями, питающихся от АБ;

- снижение временного интервала эксплуатации по разному заряженных блоков или группы блоков одной АБ.

В результате чего повышается срок активного существования литиевых АБ при достижении их высокой надежности и повышении эксплуатационных и энергетических характеристик.

Предлагаемый способ увеличения срока эксплуатации аккумуляторных батарей на космических аппаратах негерметичного исполнения заключается в установке на каждый блок или группу блоков АБ термодатчиков для определения их текущих значений температуры, в заряде от СБ на освещенном участке орбиты до оптимальных значений и перед окончанием прохождения КА данного освещенного участка орбиты полном заряде блоков АБ с выравниванием их остаточной емкости, а также выравниванием температуры любого блока или группы блоков одной электрически соединенной АБ, путем включения электронагревателей (обогревателей) отдельных блоков или группы блоков АБ, имеющих температуру ниже максимальной температуры (верхняя температурная уставка) одного из блоков или группы блоков АБ, и выключения их при достижении данного максимального значения температуры, в установке рабочего диапазона температур на теневых участках орбиты, в котором должна эксплуатироваться АБ на теневых участках орбиты согласно эксплуатационной документации на АБ, после чего осуществляется управление электронагревателями блоков АБ по следующему принципу: если температура любого блока или группы блоков одной электрически соединенной АБ достигла нижней границы (нижняя температурная уставка порога включения), то по сигналу с термодатчиков происходит последовательное включение электронагревателей всех блоков или группы блоков АБ, находящихся в рабочем диапазоне температур при достижении данной нижней температурной уставки порога включения, отключение которых осуществляется после достижения верхней границы диапазона (верхняя температурная уставка порога отключения).

Графические иллюстрации.

На приведенной графической фигуре приведен пример структурной схемы для реализации заявляемого способа увеличения срока эксплуатации аккумуляторных батарей на космических аппаратах, содержащей составляющие, обозначенные позициями на Фиг. 1:

1 - Условное обозначение радиационной поверхности корпуса КА;

2 - СБ (солнечные батареи)

3 - УЗР и В (устройство зарядно-разрядное и выравнивания остаточной емкости блоков АБ);

4 - Микро ЭВМ (локальный контроллер);

5 - УКА (устройство контроля напряжения аккумуляторов);

6 - Литиевая аккумуляторная батарея;

7, 8 - nаб, mаб (количество блоков АБ, группы блоков АБ);

9, 11 - ЭН (электронагреватели);

10, 12 - ТД (термодатчики);

13 - УТР (устройство терморегулирования).

Описание способа увеличения срока эксплуатации аккумуляторных батарей на космических аппаратах

Солнечные батареи (СБ) КА устанавливаются на внешней стороне радиационной поверхности корпуса КА и оптимально ориентированы таким образом, что во время движения КА по орбите угол отклонения нормали к активной поверхности СБ от линии направления на Солнце должен быть минимальным (см. В.Н. Васильев. Системы ориентации космических аппаратов, М., 2009, с. 273-275), все остальные составляющие, обозначенные позициями на Фиг. 1, устанавливаются на внутренней стороне радиационной поверхности корпуса КА (внутри корпуса КА), используя различные, описанные выше, активные и пассивные способы терморегулирования, причем для исключения взаимовлияния и поддержания нужного теплового режима данных составляющих, для них используется многослойная экранно-вакуумная теплоизоляция. Особенно это касается литиевых АБ, для которых требуется сравнительно узкий температурный диапазон в различных режимах эксплуатации, и, прежде всего, при разряде на нагрузку (см. "Питание для холодного климата: морозостойкие литий-полимерные АКБ от ЕЕМВ". Новости электроники, №4, 2016 г.). Литиевая АБ с требуемым номинальным напряжением (например, для бортового питания КА - 28 В) выполняется в виде нескольких последовательно соединенных блоков или группы блоков АБ, в виду того, что номинальное напряжение одного блока АБ равно 3,6 В. Тогда, например, для получения стабилизированного питающего бортового напряжения КА - 27 В требуется оптимальное количество блоков АБ с учетом глубины разряда блока АБ до значения приблизительно 3,0 В, не менее 10 штук. Глубина разряда до значения 3,0 В связана с необходимостью недопущения глубокого разряда (см. Д.А. Хрусталев. Аккумуляторы. Москва, 2003 г., стр. 124-125), позволяющего сохранить рабочие характеристики АБ в течение как можно большего периода времени, т.е. увеличить срок его службы.

На приведенном примере структурной схемы с составляющими, обозначенные позициями на Фиг. 1, аккумуляторная батарея 6 выполнена в виде последовательно соединенных групп блоков nаб 7 и mаб 8, и представляется в виде выражения

где

kаб - количество блоков в АБ 6;

nаб≥1;

mаб≥1.

В общем виде количество слагаемых предлагаемого способа изобретения в выражении (2) может варьировать в пределах от 2 до kаб.

Контроль температур в группах блоков nаб 7 и mаб 8 осуществляется с помощью термодатчиков 10, 12, которые преобразуют значения температур в амплитудные величины электрического сигнала, по значениям которых устройство терморегулирования 13 осуществляет включение или выключение электронагревателей 9, 11.

При прохождении КА освещенной орбиты питание всех устройств КА, а также заряд АБ осуществляется за счет электрической энергии СБ. В начале прохождения КА освещенной орбиты АБ разряжены, т.к. питание устройств КА на теневом участке осуществлялось за счет аккумуляторной энергии, поэтому их необходимо заряжать. Известно, что оптимальным условием хранения для АБ является заряженность до 40% номинальной емкости (см. Фрэн Хоффард, "Правильная эксплуатация может продлить жизнь литий-ионного аккумулятора", www.powerelectronics.com), поэтому в предлагаемом способе изобретения заряд АБ осуществляется в два этапа:

- в начале прохождения КА освещенной орбиты приблизительно до 40% номинальной емкости (режим хранения АБ);

- в конце прохождения КА освещенной орбиты до номинальной емкости.

Кроме того, на втором этапе осуществляется выравнивание остаточной емкости АБ по величинам напряжений для литиевых АБ (т.к. напряжение в литиевых АБ прямо пропорционально его емкости) последовательно соединенных блоков или группы блоков, представляющих аккумуляторную батарею, и выравнивание их температур.

Выравнивание остаточной емкости АБ необходимо в виду того, что вследствие перезаряда или переразряда отдельных блоков АБ приводит к снижению фактической энергоемкости аккумуляторной батареи и к снижению срока ее службы.

Описание заряда, разряда и выравнивания напряжений приведено в патентах, РФ, №2390478, №2510105 и осуществляется с помощью составляющих, обозначенных позициями на Фиг. 1: УЗР и В 3, микро ЭВМ 4, УКА 5. При этом УКА 5 совместно с микро ЭВМ 4 позволяет фиксировать текущую остаточную емкость аккумулятора (см. описание в Новостях Электроники, №11, 2016 г., стр. 31-37).

Выравнивание температур осуществляется с помощью составляющих - УТР 13 и микро ЭВМ 4 (описание принципа работы данных устройств приведено в патенте, РФ, №2571728).

Выравнивание температур осуществляется следующим образом:

максимальная температура последовательно соединенных блоков или группы блоков, представляющих АБ, принимается в качестве верхней температурной уставки. Электронагреватели всех отдельных блоков или группы блоков АБ, имеющих температуру ниже данной верхней температурной уставки, включаются и выключаются только при достижении в данных отдельных блоках или группах блоков АБ верхней температурной уставки.

Это позволяет обеспечить незначительный температурный разброс последовательно соединенных блоков или группы блоков, представляющих АБ, при заходе КА на теневой участок орбиты, на котором установлен рабочий диапазон температур, в котором должна эксплуатироваться АБ на теневых участках орбиты согласно эксплуатационной документации на АБ и в данном рабочем диапазоне температур осуществляется управление электронагревателями блоков АБ по следующему принципу: если температура любого блока или группы блоков одной электрически соединенной АБ достигла нижней границы (нижняя температурная уставка порога включения), то по сигналу с термодатчиков происходит последовательное включение электронагревателей всех блоков или группы блоков АБ, находящихся в рабочем диапазоне температур при достижении данной нижней температурной уставки порога включения, отключение которых осуществляется после достижения верхней границы диапазона (верхняя температурная уставка порога отключения).

В виду того, что для литиевых АБ требуется узкий рабочий диапазон температур (например, от 18°C до 22°C), то незначительный температурный разброс последовательно соединенных блоков или группы блоков, представляющих АБ, при заходе КА на теневой участок орбиты позволяет находиться в данном диапазоне и это не приводит к нарушению оптимальных условий эксплуатации АБ.

Выравнивание температур за счет электрической энергии СБ в конце прохождения КА освещенной орбиты позволяет:

- экономить остаточную емкостью АБ, расходуемую на теневом участке орбиты для выравнивания температур в узком рабочем диапазоне;

- исключить неоптимальные условия эксплуатации АБ в узком рабочем диапазоне температур.

С учетом узкого рабочего диапазона температур это позволяет обеспечить оптимальные условия эксплуатации АБ, направленные на увеличение срока ее службы.

Таким образом, использование предлагаемого способа увеличения срока эксплуатации аккумуляторных батарей на космических аппаратах негерметичного исполнения позволяет увеличить срок службы аккумуляторных батарей, улучшить характеристики СГЭ космического аппарата и в целом увеличить срок его активного существования.

Кроме того, предлагаемый способ увеличения срока эксплуатации аккумуляторных батарей может с успехом использоваться в изделиях народно-хозяйственного и военного назначения, имеющих "жесткие" температурные условия эксплуатации.

Способ увеличения срока эксплуатации аккумуляторных батарей на космических аппаратах, снабженных солнечными батареями и электронагревателями, заключающийся в проведении зарядов, разрядов и хранении в заряженном состоянии аккумуляторных батарей, установке на каждый блок или группу блоков аккумуляторных батарей термодатчиков и установке рабочего диапазона температур на теневых участках орбиты, отличающийся тем, что на освещенном участке орбиты производят заряд аккумуляторных батарей от солнечных батарей до оптимального значения, до входа в теневую область осуществляют выравнивание остаточной емкости аккумуляторных батарей и выравнивание температуры каждого блока аккумуляторных батарей путем подключения электронагревателей, а в теневой области осуществляют управление электронагревателями каждого блока аккумуляторных батарей по сигналам с термодатчиков в диапазоне заданных температурных значений по каждому блоку.



 

Похожие патенты:

Группа изобретений относится к ракетам-носителям (РН) со спасаемыми (многоразовыми) ступенями. Ступень (1171) РН (например, первая) снабжена соплом (1111) и имеет внешнюю поверхность (1173) с первым (1150а) и вторым (1150b) типами стабилизаторов, эффективными при подъёме РН (в направлении 1152).

Изобретение относится к пространственным манёврам космических аппаратов (КА) в нецентральном гравитационном поле Земли при сближении с объектами космического мусора (ОКМ).

Изобретение относится к оборудованию космического аппарата (КА), в частности к раскрываемым панелям солнечных батарей. Устройство выполнено в виде жгута кабелей, центральная часть которого соосна оси взаимного вращения подвижных элементов конструкции (ПЭК).

Группа изобретений относится к средствам терморегулирования, в частности, мощных космических энергоустановок. Устройство для сброса тепла, в первом варианте, содержит теплоизлучающие элементы в виде шарообразных емкостей, последовательно соединенных (трубами) для протока газообразного теплоносителя.

Изобретение относится к области защиты кабельной сети и бортового оборудования от воздействия повышенных токовых нагрузок. Для регулировки тока в качестве резистивного элемента применяется отрезок провода из электропроводного материала с высоким удельным сопротивлением и термостойкой изоляции, входящий в состав питающего кабеля и способный обеспечить высокую мощность рассеяния при работе в импульсных режимах.

Группа изобретений относится к космическим летательным аппаратам. Пилотируемая либо беспилотная многоразовая ракета-носитель (РН) включает центральный модуль с реактивными маршевыми двигателями, расположенными в хвостовой части центрального модуля, центральный либо радиально расположенные боковые разгонные модули одной либо нескольких ступеней, интегрированную систему управления со связью с системой глобального позиционирования, термостойкую систему теплозащиты.

Изобретение относится к управлению ориентацией космического аппарата (КА) и установленных на нём солнечных батарей (СБ) с осью вращения (Y), перпендикулярной продольной оси (X) КА.

Изобретение относится к космической технике, а именно к системам поворота блока коррекции в составе космического аппарата (КА), и может быть использовано в аппаратах различных видов, а также в качестве опорно-поворотного устройства для наземных устройств.

Группа изобретений относится к стыковке космических летательных аппаратов. Стыковочная система (500) содержит захватное кольцо (502), приводные узлы (504) и выравнивающие элементы (508).

Изобретение относится к управлению движением вращающейся связки космических аппаратов (КА). Способ включает переориентацию в пространстве маршевой двигательной установки (МДУ), расположенной в центре вращения связки и связанной тросами с КА.

Группа изобретений относится к космической технике. Космическая двигательная установка (100) изобретения содержит, по меньшей мере, электростатический ракетный двигатель (101) малой тяги, по меньшей мере, с первой электрической нагрузкой; омический ракетный двигатель (102); контур (104) подачи жидкого ракетного топлива и цепь (103) подачи электрической мощности, содержащую, по меньшей мере, первую линию (131) подачи электрической мощности и первый переключатель (114-1, 114'-1, 114''-1) для выбора между соединением упомянутой первой линии (131) подачи электрической мощности с омическим ракетным двигателем (102) и соединением упомянутой первой линии (131) подачи электрической мощности с упомянутой первой электрической нагрузкой электростатического ракетного двигателя (101) малой тяги.

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

Группа изобретений относится к системе электропитания космического аппарата (КА). В способе питания нагрузки постоянным током в автономной системе электропитания КА от первичного источника, например солнечной батареи (СБ), и вторичного источника электроэнергии, например аккумуляторной батареи (АБ), стабилизируют «n» номиналов напряжения нагрузки и согласовывают работу первичного и вторичного источников электроэнергии на первом уровне стабилизации напряжения.

Изобретение относится к энергетическому оборудованию космических аппаратов (КА). Установка содержит ядерный реактор, радиационную защиту, холодильник-излучатель и систему развертывания (в виде стержневой рамы) из сложенного состояния в рабочее.

Изобретение относится к энергетическому оборудованию космических аппаратов (КА). Установка содержит ядерный реактор, радиационную защиту, холодильник-излучатель и систему развертывания (в виде стержневой рамы) из сложенного состояния в рабочее.

Изобретение относится к электротехнике и касается байпасных переключателей в аккумуляторной батарее космического аппарата для парирования отказа аккумулятора путем организации обходной цепи в батарее.

Изобретение относится к наземным электротехническим испытаниям космических аппаратов. Способ заключается в проведении заряда и разряда аккумуляторных батарей (АБ) с активным термостатированием и контролем температуры штатных АБ и в хранении их без проведения термостатирования.

Изобретение относится к наземным электротехническим испытаниям космических аппаратов. Способ заключается в проведении заряда и разряда аккумуляторных батарей (АБ) с активным термостатированием и контролем температуры штатных АБ и в хранении их без проведения термостатирования.

Изобретение относится к системам энергоснабжения космических аппаратов (КА). Способ преобразования энергии при энергоснабжении КА включает подачу на электроды металл-водородного аккумулятора постоянного электрического тока при его заряде в кислородно-водородном цикле газовой смесью из компонент для преобразования энергии электрохимических связей в механическую энергию, подключение к электродам аккумулятора токовой нагрузки при его разряде путем преобразования в кислородно-водородном цикле механической энергии указанной газовой смеси в энергию электрохимических связей, измерение давления и температуры сжатых газов смеси в процессе заряда и разряда аккумулятора.

Изобретение относится к изготовлению и наземным испытаниям космических аппаратов (КА), преимущественно телекоммуникационных спутников. Система электропитания КА содержит солнечную батарею (1), подключенную к нагрузке (3) через соединители (1-3, 1-2), и стабилизированный преобразователь напряжения (2), а также аккумуляторную батарею (5), подключенную к стабилизатору (2).

Изобретение относится к энергообеспечению космических аппаратов с солнечными и аккумуляторными преимущественно литиевыми батареями. Способ включает заряд, разряд и выравнивание остаточной емкости одного или более блоков АБ, в которых установлены термодатчики и электронагреватели. На освещенном участке орбиты производят заряд АБ от СБ до оптимальных значений и перед заходом в тень выравнивают остаточную ёмкость блоков АБ и их температуру. На теневых участках орбиты поддерживают электронагревателями температуру блоков АБ в рабочем диапазоне. Техническим результатом является увеличение времени активного существования КА путём повышения характеристик системы электрогенерирования, в том числе срока службы АБ. 1 ил.

Наверх