Система электропитания космического аппарата

Использование: в области электротехники, для электропитания космических аппаратов (КА). Технический результат - повышение функциональной надежности системы электропитания. Система электропитания космического аппарата состоит из 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, при этом стабилизатор напряжения солнечной батареи и разрядное устройство аккумуляторной батареи выполнены в виде мостовых инверторов с выходым трансформатором и выпрямителем либо выпрямителями по количеству номиналов выходного напряжения системы электропитания космического аппарата. Мостовой инвертор с выходным трансформатором и выпрямителем либо выпрямителями по количеству номиналов выходного напряжения системы электропитания космического аппарата выполняют в виде унифицированного модуля на определенную мощность, а требующуюся мощность нагрузок космического аппарата как от стабилизатора напряжения солнечной батареи, так и разрядного устройства обеспечивают, при необходимости, параллельным соединением унифицированных модулей, при этом выходы унифицированных модулей соединяют между собой соответственно параллельно. 1 ил.

 

Заявляемое изобретение относится к области космической энергетики, конкретнее к бортовым системам электропитания (СЭП) космических аппаратов (КА).

Известны системы электропитания КА, которые обеспечивают: стабилизацию постоянного напряжения на нагрузке (с точностью до 0,5-1,0% от номинального значения), стабилизацию напряжения на солнечной батарее, при котором обеспечивается съем мощности с нее вблизи оптимальной рабочей точки вольт-амперной характеристики (ВАХ), а также реализуются оптимальные алгоритмы управления режимами эксплуатации аккумуляторных батарей, позволяющие обеспечить максимально возможные емкостные параметры в процессе длительного циклирования батарей на орбите. В качестве примера таких систем электропитания приведем проект СЭП для геостационарного связного КА, описанный в статье A POWER, FOR А TELECOMMUNICATION SATELLITE. L.Croci, P.Galantini, C.Marana (Proceedings of the European Space Power Conference held in Graz, Austria, 23-27 August 1993 (ESA WPP-054, August 1993).

В структурной схеме СЭП предусмотрено разбиение солнечной батареи на 16 секций, каждая из которых регулируется собственным шунтовым стабилизатором напряжения, а выходы секций через развязывающие диоды подключены к общей стабилизированной шине, на которой поддерживается 42 В±1%. Шунтовые стабилизаторы поддерживают на секциях солнечной батареи напряжение 42 В, а проектирование солнечной батареи ведется таким образом, чтобы в конце 15 лет оптимальная рабочая точка ВАХ соответствовала этому напряжению.

При достигнутых высоких тактико-технических характеристиках СЭП современных КА они имеют общий недостаток - они не универсальны, что ограничивает область их использования и повышает финансовые затраты на создание новых КА.

Известно, что для питания различной аппаратуры конкретного КА требуются несколько номиналов питающего напряжения, от единиц до десятков и сотен вольт, в то время как в реализованных СЭП формируется единая шина питания постоянного напряжения с одним или двумя номиналами напряжения, например, 27 В, или 27 В и 40 В, или 27 В и 100 В.

При переходе с одного номинала напряжения питания аппаратуры на другой требуется разработка новой системы электропитания с кардинальной переработкой источников тока - солнечной и аккумуляторной батарей и с соответствующими временными и финансовыми издержками.

Наиболее близким техническим решением является система электропитания космического аппарата (патент RU №2396666), состоящей из 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, экстремального регулятора мощности солнечной батареи, соединенного своими входами с датчиком тока, установленным в одной из шин между солнечной батареей и стабилизатором напряжения, разрядным и зарядным устройствами аккумуляторной батареи, а выходом - со стабилизатором напряжения солнечной батареи, отличающаяся тем, что стабилизатор напряжения солнечной батареи и разрядное устройство аккумуляторной батареи выполнены в виде мостовых инверторов с общим трансформатором, при этом вход зарядного устройства соединен с выходной обмоткой трансформатора, к другим же выходным обмоткам трансформатора подключены устройства питания нагрузок со своими номиналами выходного напряжения переменного или постоянного тока, причем одно из устройств питания нагрузки соединено со стабилизатором солнечной батареи и разрядным устройством аккумуляторной батареи. Известная система электропитания КА выбрана в качестве прототипа заявляемому изобретению.

Недостатком известной системы электропитания КА является отсутствие решений по повышению функциональной надежности системы электропитания.

Задачей заявляемого изобретения является повышение функциональной надежности системы электропитания.

Поставленная задача решается тем, что в системе электропитания, состоящей из 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, при этом, стабилизатор напряжения солнечной батареи и разрядное устройство аккумуляторной батареи выполнены в виде мостовых инверторов с выходным трансформатором и выпрямителем, либо выпрямителями по количеству номиналов выходного напряжения системы электропитания космического аппарата, мостовой инвертор с выходным трансформатором и выпрямителем, либо выпрямителями по количеству номиналов выходного напряжения системы электропитания космического аппарата, выполняют в виде унифицированного модуля на определенную мощность, а требующуюся мощность нагрузок космического аппарата, как от стабилизатора напряжения солнечной батареи, так и разрядного устройства, обеспечивают, при необходимости, параллельным соединением унифицированных модулей, при этом, выходы унифицированных модулей соединяют между собой соответственно параллельно.

Действительно, использование унифицированного модуля мостового инвертора с выходным трансформатором и выпрямителем, либо выпрямителями по количеству номиналов выходного напряжения системы электропитания КА на определенную мощность в заявляемой системе электропитания, позволяет формировать систему электропитания на широкий круг потребительских задач. Модульное исполнение силовых узлов системы электропитания повышает ее функциональную надежность, так как отказ какого-либо модуля не приводит к полной потере КА, а при наличии резервного модуля не приводит к снижению функциональных возможностей КА.

Мощность унифицированного модуля выбирают исходя из существующей элементной базы для использования в космической технике. Так, если ориентироваться на использование 50-амперных транзисторов разрешенных к применению в космической технике, то при комфортной их загрузке мощность одного модуля мостового инвертора с выходным трансформатором и выпрямителями составит примерно 1,5 кВт.

Суть заявляемого изобретения поясняется чертежом фиг. 1, на котором представлена функциональная схема системы электропитания КА.

Система электропитания космического аппарата состоит из солнечной батареи 1, подключенной через устройство поворотное с токосъемниками (на схеме не показано) к входным плюсовой и минусовой шинам стабилизированного преобразователя напряжения в блоке модулей БМ1, аккумуляторной батареи 3, подключенной параллельно к солнечной батарее 1 в одноименной полярности через зарядное устройство 3-1 в направлении протекания зарядного тока, разрядного устройства в блоке модулей БМ2 аккумуляторной батареи 3.

Стабилизированный преобразователь напряжения (БМ1) и разрядное устройство (БМ2) выполнены из параллельного набора унифицированных модулей (на схеме показано по одному унифицированному модулю). Каждый унифицированный модуль содержит преобразователь напряжения 2, выполненный в виде мостового инвертора. Описания мостовых инверторов приведены, например, в статьях: «Высокочастотные преобразователи напряжения с резонансным переключением», автор А.В. Лукин (ЭЛЕКТРОПИТАНИЕ, научно-технический сборник выпуск 1, под редакцией Ю.И. Конева. Ассоциация «Электропитание», М., 1993), The Series Connected Buck Boost Regulator For High Efficiency DC Voltage Regulation, автор Arthur G. Birchenough (NASA Technical Memorandum 2003-212514, NASA Lewis Research Center, Cleveland, ОН), а также в статье СТРУКТУРНАЯ СХЕМА И СХЕМОТЕХНИЧЕСКИЕ РЕШЕНИЯ КОМПЛЕКСОВ АВТОМАТИКИ И СТАБИЛИЗАЦИИ СЭП НЕГЕРМЕТИЧНОГО ГЕОСТАЦИОНАРНОГО КА С ГАЛЬВАНИЧЕСКОЙ РАЗВЯЗКОЙ БОРТОВОЙ АППАРАТУРЫ ОТ СОЛНЕЧНЫХ И АККУМУЛЯТОРНЫХ БАТАРЕЙ авторов Поляков С.А., Чернышев А.И., Эльман В.О., Кудряшов B.C., см. «Электронные и электромеханические системы и устройства: Сб. научных трудов НПЦ «Полюс». - Томск: МГП «РАСКО» при издательстве «Радио и связь», 2001.

Формирование переменного напряжения на выходе преобразователя напряжения 2 обеспечивается его схемой управления 2-1, которая по определенному закону открывает попарно транзисторы 2-2, 2-5 и 2-3, 2-4 соответственно.

Выход преобразователя напряжения соединен с первичной обмоткой 5-1 трансформатора 5.

К вторичным обмоткам 5-2, 5-3…, 5-n трансформатора 5 подключены выпрямители (переходные устройства связи с нагрузками) 6-1, 6-2…, 6-n со своими номиналами выходного напряжения постоянного тока, выходом подключенные к потребителям электроэнергии 7 (в данном случае - к 7-1, 7-2 и 7-n соответственно). Одно из переходных устройств связи с нагрузками выбирают в качестве основного и по нему осуществляют стабилизацию напряжения. С этой целью устройство 6-1 соединено обратной связью со схемой управления 2-1 преобразователя напряжения 2.

Зарядное устройство 3-1 состоит из силового транзисторного ключа 3-2, управляемого схемой управления 3-3, представляющей собой широтно-импульсный модулятор.

Система электропитания работает в следующих основных режимах.

Питание нагрузки от солнечной батареи.

При наличии мощности солнечной батареи, превышающей суммарную мощность, потребляемой нагрузками, преобразователь напряжения 2 связанный обратной связью с переходным устройством 6-1 поддерживает стабильное напряжение на нагрузке (потребителе электроэнергии) 7-1. При этом на потребителях электроэнергии 7-2 и 7-n автоматически поддерживается стабильное постоянное напряжение с учетом коэффициентов трансформации обмоток. При необходимости заряда аккумуляторной батареи величина ее зарядного тока ограничивается по максимальной величине тока или в пределах разницы между текущей мощностью солнечной батареи и суммарной мощностью нагрузок.

Питание нагрузки от аккумуляторной батареи.

Режим формируется 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 или при нахождении КА на теневом участке орбиты.

В этом режиме напряжение на входе преобразователя напряжения солнечной батареи 2 (БМ1) снижается до уровня рабочей точки солнечной батареи в конце ресурса, и недостающая для питания нагрузок мощность от солнечной батареи добавляется за счет разряда аккумуляторной батареи 3.

Система электропитания работает полностью в автоматическом режиме.

Таким образом, предлагаемая система электропитания КА позволяет повысить функциональную надежность системы электропитания.

Система электропитания космического аппарата, состоящая из 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, при этом стабилизатор напряжения солнечной батареи и разрядное устройство аккумуляторной батареи выполнены в виде мостовых инверторов с выходым трансформатором и выпрямителем либо выпрямителями по количеству номиналов выходного напряжения системы электропитания космического аппарата, отличающаяся тем, что мостовой инвертор с выходным трансформатором и выпрямителем либо выпрямителями по количеству номиналов выходного напряжения системы электропитания космического аппарата выполняют в виде унифицированного модуля на определенную мощность, а требующуюся мощность нагрузок космического аппарата как от стабилизатора напряжения солнечной батареи, так и разрядного устройства обеспечивают, при необходимости, параллельным соединением унифицированных модулей, при этом выходы унифицированных модулей соединяют между собой соответственно параллельно.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к области электротехники. Система для резервного электропитания объектов железнодорожной автоматики, телемеханики и связи содержит последовательно соединенные блок зарядных устройств, вход которого предназначен для подключения источника первичного электропитания, блок аккумуляторных батарей, блок преобразователей напряжений и блок коммутации, управляющие входы которого соединены с выходами блока датчиков напряжений и токов нагрузок, подключенного к контрольным выходам блока преобразователей напряжений, выход блока коммутации предназначен для подключения устройств железнодорожной автоматики, телемеханики и связи, блок преобразователей напряжений выполнен с возможностью подключения к нему источника напряжения через дополнительный вход, один из выводов которого соединен с рельсом рельсового пути, а другой – соединен с жестким контактным проводом, установленным вдоль рельсового пути на станции и участке приближения к ней, на каждом тепловозе, использующем для передвижения этот рельсовый путь, установлен токосъемный элемент с возможностью его взаимодействия с жестким контактным проводом, при этом полюса бортовой аккумуляторной батареи тепловоза соединены соответственно с токосъемным элементом и колесной парой.

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).

Использование: в области электроэнергетики. Технический результат – обеспечение возможности подключения устройств генерации на стороне переменного тока, а также возможности гибко менять приоритеты подключения различных вводов от источников генерации и аккумуляторных батарей.

Изобретение относится к области электротехники, в частности к системам зарядки гибридного и/или электрического транспорта. Техническим результатом является возможность зарядить несколько электрических легковых и грузовых автомобилей, а также автобусов/электробусов, без подключения к воздушным проводным или кабельным электросетям большой мощности.

Изобретение относится к области электротехники и может быть использовано при создании и эксплуатации автономных систем электропитания различных объектов, в том числе при создании и эксплуатации бортовых систем электропитания космических аппаратов.

Изобретение относится к управлению зарядкой и разрядкой батареи суперконденсаторов. Предложено устройство, которое обеспечивает преимущество, которое состоит в том, что для управления им нет необходимости в модифицировании электропроводки двигателя, что обеспечивает работу двигателя даже тогда, когда аккумулятор частично поврежден, полностью выведен из строя или отсутствует.

Изобретение относится к области измерения электрических величин, а именно к измерению токов и напряжений при испытаниях и проверке источников бесперебойного питания, и может быть использовано в испытательных стендах космических аппаратов.

Изобретение относится энергетике, а именно к автономным системам энергоснабжения объектов, удаленных от центрального энергоснабжения. Автономная энергетическая установка содержит аппаратный и топливный отсек, расположенные внутри корпуса, первичный источник энергии в виде источника возобновляемой энергии, вторичный источник энергии в виде топливного генератора с воздушным охлаждением, расположенного на теплопроводящей подложке с нагревательным элементом в термоизолированном шкафу топливного отсека, накопители энергии в виде аккумуляторных батарей и блок управления установкой, расположенные в климатическом шкафу аппаратного отсека.

Использование: в области электротехники. Технический результат – повышение эффективности посредством уменьшения полного энергопотребления устройства и за счет этого продление срока службы устройства и его аккумулятора.

Изобретение относится к области электротехники и может быть использовано при проектировании и создании энергопреобразующей аппаратуры для систем электропитания от аккумуляторной батареи, в том числе систем электропитания космических аппаратов.
Панель солнечной батареи содержащая каркас, выполненный из упругих элементов и фотопреобразователей, при этом согласно изобретению фотопреобразователи имеют форму трапеций, а каркас выполнен в виде упругих колец различного диаметра, расположенных концентрично и равномерно, каждый фотопреобразователь закреплен своим основанием на двух соседних кольцах каркаса, а размеры фотопреобразователей, форма трапеций и особенности их крепления на каркасе выбраны исходя из возможности трансформации каркаса от плоской поверхности в полусферу.

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

Изобретение относится к гелиоэнергетике космических аппаратов (КА) с солнечным парусом (СП). Развертываемый СП выполнен из одной или более полос плоской пленки, на которых размещена пленочная солнечная батарея (СБ).

Изобретение относится к управлению функционированием космического аппарата (КА) с солнечными батареями (СБ). Способ включает поддержание заданной ориентации КА и выставку СБ рабочей поверхностью к Солнцу.

Изобретение относится к управлению функционированием космического аппарата (КА) с солнечными батареями (СБ). Способ включает поддержание заданной ориентации КА и выставку СБ рабочей поверхностью к Солнцу.

Изобретение относится к управлению функционированием космического аппарата (КА) с солнечными батареями (СБ). Способ включает поддержание заданной ориентации КА и выставку СБ рабочей поверхностью к Солнцу.

Изобретение относится к управлению функционированием космического аппарата (КА) с солнечными батареями (СБ). Способ включает поддержание заданной ориентации КА и выставку СБ рабочей поверхностью к Солнцу.

Группа изобретений относится к внешним развертываемым элементам космического аппарата (КА), например панелям солнечных батарей или антенн, устанавливаемым преимущественно на малогабаритных спутниках.

Изобретение относится к области машиностроения, а более конкретно к фиксирующим устройствам. Устройство фиксации элементов конструкции содержит закрепляемый элемент и удерживающее средство.

Использование: в области электротехники, для электропитания космических аппаратов. Технический результат - повышение функциональной надежности системы электропитания. Система электропитания космического аппарата состоит из 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, при этом стабилизатор напряжения солнечной батареи и разрядное устройство аккумуляторной батареи выполнены в виде мостовых инверторов с выходым трансформатором и выпрямителем либо выпрямителями по количеству номиналов выходного напряжения системы электропитания космического аппарата. Мостовой инвертор с выходным трансформатором и выпрямителем либо выпрямителями по количеству номиналов выходного напряжения системы электропитания космического аппарата выполняют в виде унифицированного модуля на определенную мощность, а требующуюся мощность нагрузок космического аппарата как от стабилизатора напряжения солнечной батареи, так и разрядного устройства обеспечивают, при необходимости, параллельным соединением унифицированных модулей, при этом выходы унифицированных модулей соединяют между собой соответственно параллельно. 1 ил.

Наверх