-
Hintergrund
der Erfindung
-
Die
Erfindung betrifft Weltraumfahrzeug-Energiesysteme und insbesondere
ein Verfahren zur Energieversorgung eines Weltraumfahrzeugs mit verlängerter
Lebensdauer der Weltraumfahrzeugbatterien.
-
Weltraumfahrzeuge,
wie beispielsweise geostationäre
Kommunikationssatelliten erfordern eine große Menge an Energie für die Verstärker und
andere Elektronikgruppen, die Signale von einem Punkt auf der Erdoberfläche zu einem
anderen Punkt weiterleiten. Die Energie wird normalerweise von Solarzellen
erzeugt, die außen
an dem Satelliten angebracht sind und in Richtung der Sonne ausgerichtet sind.
Die Solarzellen erzeugen Energie nur, wenn Sonnenlicht auf die Solarzellen
fällt,
und erzeugen keine Energie, wenn der Satellit im Erdschatten ist.
-
Die
Kommunikationsweiterleitungsfähigkeiten
des Satelliten müssen
weiter funktionieren, wenn er im Schatten ist. Eine Batterie ist
an Bord des Weltraumfahrzeugs vorgesehen, um die überschüssige Energie
aufzunehmen und zu speichern, die von den Solarzellen erzeugt wird,
wenn das Weltraumfahrzeug im Sonnenlicht ist, und um diese Energie
an die energieverbrauchenden Komponenten abzugeben, wenn das Weltraumfahrzeug
im Schatten ist. Die Batterie durchläuft deshalb einen Lade-/Entladezyklus während Perioden
wenn der Satellit zwischen Sonnenlicht und Schatten wandert. Die
Batterie liefert zusätzliche
Energie für
den Betrieb der Lagehaltungstriebwerke und eine Ersatzenergie in
anderen Fällen.
-
Kommunikationssatelliten
werden in geostationäre
Umlaufbahnen für
erwartete Zeitperioden von etwa 15 Jahren oder mehr gebracht. Da
sie nicht einfach für
Reparaturen erreichbar sind, müssen
die Weltraumfahrzeugsysteme einschließlich der Batterie für solche
ausgedehnten Zeitdauern ohne Reparatur ausgelegt und zuverlässig sein.
Eingebaute funktionelle Redundanzhilfen erreichen diese Ziele, aber
es ist höchst
wünschenswert,
dass die Weltraumsysteme einschließlich der Batterie eine erwartete
Lebensdauer von zumindest 15 Jahren oder mehr haben.
-
Die
Weltraumfahrzeugbatterien, die in den heutigen umlaufenden Kommunikationssatelliten verwendet
werden, haben bewährte
Zuverlässigkeitsnachweise.
Allerdings gibt es ein sehr starkes Interesse, verbesserte Batterien
zu verwenden, die weiterentwickelte Technologien einsetzen, um höhere Energiespeicherfähigkeiten
pro Gewichtseinheit der Batterien zu erzielen, um das relative Gewicht
der Batterien zu reduzieren und größere Kommunikationsweiterleitungsfähigkeiten
bereitzustellen. Diese verbesserten Batterien haben nicht die bewährten Zuverlässigkeitsnachweise
der bestehenden Batterien einfach deshalb, weil sie neuere Technologien sind.
Aus diesem Grund existiert eine Abneigung, solche verbesserten Batterien
einzusetzen, obgleich sie beträchtliche
potentielle Vorteile in den Weltraumfahrzeugsystemen liefern.
-
Unterschiedliche
Batteriesysteme zum Versorgen von Weltraumfahrzeugen mit Energie
sind beispielsweise in dem Aufsatz offenbart „Galileo Probe Battery System", Gagarin BP. et
al., IECEC. Proceedings of the Intersociety Energy Conversion Engineering
Conference, US, New York, IEEE, Vol. Conn. 31, Seiten 427 bis 432,
oder in Dokument
EP
0 922 637 A2 , das ein Dokument zum Stand der Technik gemäß Artikel
54 (3) EPÜ ist.
-
Es
gibt ein Bedürfnis
nach einem Lösungsweg
für eine
Batterieverwendung, um länger
dauernde Betriebszeiten zu erreichen, so dass die Batterien in Weltraumfahrzeuganwendungen
verwendet werden können.
Die vorliegende Erfindung erfüllt
dieses Bedürfnis
und liefert weitere zugehörige
Vorteile.
-
Zusammenfassung
der Erfindung
-
Die
vorliegende Erfindung stellt einen Lösungsweg zur Energieversorgung
eines Weltraumfahrzeugs bereit, der eine verlängerte Batterielebensdauer
besitzt. Diese Technik kann in unterschiedlichen Art und Weisen
verwendet werden, beispielsweise um Sicherheitsbereiche in der Batterielebensdauer
vorzusehen, oder die Verwendung von Batterien zu ermöglichen,
die sich ansonsten nicht für die
Anwendungen mit ausgedehnter Zeitdauer qualifizieren würden. Der
Lösungsweg
der Erfindung erfordert keine Veränderung des Aufbaus oder des
Betriebs der Batte rien, sondern verwaltet stattdessen deren Betrieb,
so dass ihre nutzbaren Lebensdauern verlängert werden.
-
Entsprechend
der Erfindung umfasst ein Verfahren zur Energieversorgung eines
Weltraumfahrzeugs das Vorsehen eines Weltraumfahrzeugs mit zumindest
zwei unabhängigen
steuerbaren elektrischen Speicherbatterien, die eine erste Batterie
und eine zweite Batterie umfassen, die wirksam mit energieverbrauchenden
Komponenten des Weltraumfahrzeugs verbunden sind. Jede Batterie
ist steuerbar aktivierbar und steuerbar deaktivierbar. Der Arbeitszyklus
des Weltraumfahrzeugenergiesystems umfasst das Betreiben sowohl
der ersten Batterie als auch der zweiten Batterie während einer
ersten Zeitperiode, wobei beide Batterien in einem aktivierten Zustand
sind. Die erste Batterie wird danach während einer zweiten Zeitperiode
in dem aktivierten Zustand betrieben, wobei die zweite Batterie
in einem deaktivierten Zustand während
der zweiten Zeitperiode ist. Sowohl die erste Batterie als auch
die zweite Batterie werden während
einer dritten Zeitperiode betrieben, wobei beide Batterien in dem
aktivierten Zustand sind. Die zweite Batterie wird danach während einer
vierten Zeitperiode in dem aktivierten Zustand betrieben, wobei
die erste Batterie in dem deaktivierten Zustand während der
dritten Zeitperiode ist.
-
In
einer bevorzugten Ausführungsform
handelt es sich bei den Batterien um Lithium-Ionenbatterien, die
durch Entladen und Kühlen
auf eine Temperatur deaktiviert werden können, bei der der elektromechanische
Prozess der Batterie in großem
Maße inert
wird. In diesem Zustand verschlechtern sich die Batterie und deren
interne Komponenten nicht wesentlich über die Zeit durch Korrosion
oder andere Mechanismen. Die Lithium- Ionenbatterie kann aus diesem deaktivierten
Zustand reaktiviert werden, wenn deren Kapazität wieder benötigt wird.
Das heißt,
dass die Batterie wirksam in einen Schlafzustand gesetzt werden
kann, in dem sie über
die Zeit unverändert
bleibt und danach aufgeweckt werden kann, um wieder wirksam zu wirken.
-
Entsprechend
diesem Gesichtspunkt der Erfindung umfasst ein Verfahren zur Energieversorgung
eines Weltraumfahrzeugs die Schritte: Bereitstellen eines Weltraumfahrzeugs
mit energieverbrauchenden Komponenten darin, und Bereitstellen in dem
Weltraumfahrzeug von zwei unabhängig
steuerbaren elektrischen Speicherbatterien, die eine erste Batterie
und eine zweite Batterie aufweisen, die wirksam mit den energieverbrauchenden
Komponenten des Weltraumfahrzeugs verbunden sind. Jede Batterie
ist aktiviert und in einem höheren
Temperaturbereich funktionsfähig
und ist inaktiv und nicht funktionsfähig in einem unteren Temperaturbereich.
Energie wird geliefert, indem sowohl die erste Batterie als auch
die zweite Batterie in dem hohen Temperaturbereich während einer
ersten Zeitperiode betrieben werden. Die erste Batterie wird danach
in dem höheren
Temperaturbereich während
einer zweiten Zeitperiode betrieben, wobei die zweite Batterie nicht
betriebsbereit ist und in dem unteren Temperaturbereich während der
zweiten Zeitperiode ist. Sowohl die erste Batterie als auch die
zweite Batterie sind in dem höheren
Temperaturbereich während
einer dritten Zeitperiode in Betrieb. Die zweite Batterie ist danach in
dem höheren
Temperaturbereich während
einer vierten Zeitperiode in Betrieb, wobei die erste Batterie nicht
in Betrieb ist und in dem unteren Temperaturbereich während der
vierten Zeitperiode ist.
-
Die
vorliegende Erfindung basiert auf der Erkenntnis der jährlichen
Veränderungen
der Energiespeicheranforderungen für Satelliten, die in geostationären Umlaufbahnen
positioniert sind und in der aktivierbaren/deaktivierbaren Natur
einiger fortschrittlicher Batterien. Die jährliche Veränderung der Energiespeicheranforderungen
stammt aus der Tatsache, dass die relativen Zeitbeträge, während denen
der Satellit im Sonnenlicht und im Schatten ist, über das Jahr
hinweg variieren. Für
den Großteil
des Jahres, der als „Sonnenwendeperiode" im Stand der Technik bezeichnet
wird, ist der Satellit in konstantem direktem Sonnenlicht und hängt relativ
schwach von der Batterieenergie für Ersatz und andere Triebwerkslagehaltungsoperationen
ab. Für
zwei Perioden von etwa 1,5 Monaten, ermittelt um den 21. März und dem
21. September, Äquinoktiumdaten,
wie die „Finsternisperiode" im Stand der Technik
bezeichnet wird, verbringt der Satellit einen Teil der 24-Stunden-Periode
in Dunkelheit und hängt
deshalb stärker von
der Batterieenergie ab. Die verfügbare
Speicherkapazität
des Batteriesystems kann folglich während der Sonnenwendeperiode
reduziert werden, er muss aber während
der Finsternisperiode vergrößert werden.
Somit kann das 12-Monats-Jahr als eine erste 1,5 Monate Finsternisperiode,
eine zweite 4,5 Monate Sonnenwendeperiode, eine dritte 1,5 Monate
Finsternisperiode und eine vierte 4,5 Monate Sonnenwendeperiode
gesehen werden. Die Zyklen wiederholen sich in aufeinander folgenden
12 Monatsperioden. Während
der ersten und der dritten Periode wird mehr Gesamtbatteriekapazität benötigt, und
während
der zweiten und der vierten Periode wird eine geringere Gesamtbatteriekapazität benötigt. Die
Lebensdauern der Batterien werden verlängert, indem die Batterien
während
der zweiten und der vierten Periode heruntergefahren werden.
-
Mit
der vorliegenden Erfindung umfasst das Batteriesystem mehrere unabhängig steuerbare
Batterien. Die vollständige
Kapazität
der mehreren Batterien (die Redundanz und andere Betriebsbetrachtungen
zulassen) wird verwendet, um die Speicherkapazität während der ersten Finsternisperiode
bereitzustellen. Wenn der Satellit jede Sonnenwendeperiode erreicht,
werden ein oder mehrere der Batterien in einen Schlafzustand inaktiviert,
indem sie entladen und gekühlt
werden im Falle von Lithium-Ionenbatterien.
In diesem inaktiven Zustand ist die elektrochemische Speicherungsfähigkeit
der Batterie nicht funktionsbereit und der normale Verschlechterungsvorgang
der Elemente der Batterie wird damit unterbrochen. Die inaktivierte
Batterie wird reaktiviert, wenn der Satellit die nächste Finsternisperiode beginnt,
indem sie geladen und aufgewärmt
wird auf ihre Betriebstemperatur. Wenn der Satellit die nächste Sonnenwendeperiode
erreicht, wird eine andere Batterie oder ein Satz von Batterien
in den inaktiven Zustand gesetzt. Durch Drehen der inaktiven Perioden
auf einer jährlichen
Basis um die verschiedenen Batterien wird die effektive Betriebslebensdauer
jeder Batterie verlängert
bevor sie aufgrund normaler Verschlechterungsmechanismen, denen
sie während der
inaktiven Periode ausgesetzt sind, ausfallen würde. Die erforderliche Betriebslebensdauer
jeder Batterie in einem Zweibatteriensystem beträgt nur 9,4 Jahre, um 15 Jahre
einer gesamten Batteriesystembetriebsdauer zu erreichen. Diese verkürzte Betriebslebensdauer
wird leicht erreicht für
Batterien, die fortschrittliche elektromagnetische Speichertechnologien
einsetzen.
-
Bei
einem anderen Gesichtspunkt der Erfindung kann jede Batterie im
Betrieb geladen und entladen werden auf weniger als ihre maximale
Kapazität
während
jedes Lade-/Entladezyklusses, um dessen Lebensdauer zu verlängern.
-
Andere
Merkmale und Vorteile der vorliegenden Erfindung ergeben sich aus
der nachfolgenden detaillierteren Beschreibung der bevorzugten Ausführungsform
in Verbindung mit den begleitenden Zeichnungen, die beispielhaft
die Prinzipien der Erfindung darstellen. Der Umfang der Erfindung
ist jedoch nicht auf diese bevorzugte Ausführungsform begrenzt.
-
Kurze Beschreibung
der Zeichnungen
-
1 ist
eine schematische Ansicht eines Satelliten in einer geostationären Erdumlaufbahn;
-
2 ist
eine schematische Darstellung eines Weltraumfahrzeug-Energiesystems
entsprechend der Erfindung;
-
3 ist
eine schematische Darstellung des Weltraumfahrzeug-Batteriesystems,
das in dem Energiesystem von 2 verwendet
wird; und
-
4 ist
ein Blockdiagramm einer bevorzugten Lösung zur Ausführung der
Erfindung.
-
Detaillierte
Beschreibung der Erfindung
-
1 zeigt
einen Satelliten 20 als Weltraumfahrzeug in einer geostationären Umlaufbahn über dem Äquator der
Erde. Der Satellit bewegt sich in einer 24-Stunden-Umlaufbahn um
das Zentrum der Erde (während
er die Lage hält über einem
bestimm ten ausgewählten
Ort auf der Erde), und die Erde bewegt sich in einer 12-Monats-Umlaufbahn
um die Sonne. Während
der zwei 1,5-monatigen
Finsternisperioden benötigt
der Satellit relativ viel elektrische Energiespeicherkapazität. Während der
zwei 4,5-monatigen
Sonnenwendeperioden, die sich mit den zwei Finsternisperioden abwechseln,
benötigt der
Satellit eine relativ geringe elektrische Energiespeicherkapazität.
-
2 zeigt
das Satellitenenergie-Versorgungssystem in allgemeiner Form. Energie
wird von energieverbrauchenden Komponenten 22 benötigt. Energie
wird von Solarzellen 24 erzeugt und an ein Energiesystem 25 geliefert.
Ein Teil der Energie, die von den Solarzellen 24 erzeugt
wird, wird sofort in den energieverbrauchenden Komponenten verwendet,
und ein Teil der Energie, die von den Solarzellen 24 erzeugt
wird, wird in einem Batteriesystem 26 gespeichert. Zu einem
späteren
Zeitpunkt, wenn die Solarzellen 24 keine Energie erzeugen,
da der Satellit im Schatten ist, wird die in dem Batteriesystem 26 gespeicherte
Energie den energieverbrauchenden Komponenten 22 zugeführt. Die
Verteilung der Energie wird von einer Energiesystemsteuerung 28 gesteuert.
-
Das
Batteriesystem 26 umfasst zumindest zwei unabhängig steuerbare
Batterien 30, die hier als erste Batterie 30a und
als zweite Batterie 30b gezeigt sind. Eine der Batterien 30 ist
in größerem Detail
in 3 gezeigt. Die Batterie 30 kann jeder
betriebsfähige
Typ sein, der steuerbar umgewandelt werden kann zwischen einem aktivierten
Zustand und einem deaktivierten Zustand, aber es ist vorzugsweise
eine Lithium-Ionenbatterie. Lithium-Ionenbatterien sind im Stand
der Technik bekannt und deren Aufbau ist beispielsweise in US-Patent
4,507,371 be schrieben. Die Batterie wird in einem Lade-/Entlade-Zyklus
betrieben.
-
Im
Falle der Lithium-Ionenbatterie kann die Batterie gesteuert aktiviert
werden, indem sie in einen höheren
Temperaturbereich erhitzt wird, beispielsweise eine Temperatur von
etwa 5°C
bis etwa 15°C.
Die Lithium-Ionenbatterie kann steuerbar deaktiviert werden, indem
sie entladen und auf einen unteren Temperaturbereich gekühlt wird,
beispielsweise eine Temperatur von etwa –30°C bis etwa –10°C.
-
„Deaktivieren" bedeutet nicht nur,
dass die Batterie weder Energie liefert noch speichert, sondern
dass deren elektrochemischen Reaktionen und Funktionen im Wesentlichen
unterbrochen bzw. ausgesetzt sind. Wenn die Batterie elektrochemisch funktioniert
und deshalb aktiviert wird, tritt ein natürlicher Verschlechterungsmechanismus
mit der Zeit auf, der zu einem Ausfall der Batterie nach einer Zeitperiode
führt.
Wenn die Batterie elektrochemisch nicht funktionsfähig ist
und deshalb deaktiviert ist, läuft
dieser Verschlechterungsmechanismus nicht und der natürliche Verschlechterungsmechanismus ist
nicht wirksam. Im Falle der Lithium-Ionenbatterie wird die Umwandlung
zwischen dem aktivierten Zustand und dem deaktivierten Zustand durch
Steuern der Temperatur und der Ladung der Batterie erreicht. In
einem anderen Beispiel könnte
die Umwandlung durch Entfernen des Elektrolyten der Batterie gesteuert
werden, um die Batterie zu deaktivieren und danach durch Vorsehen
des Elektrolyten in der Batterie zum Aktivieren der Batterie erreicht
werden. Ein Beispiel einer Batterie, die von dem deaktivierten in
den aktivierten Zustand umgewandelt werden kann, ist von den Fahrzeug-Säurebatterien
bekannt, die deaktiviert wer den, wenn sie ohne Wasser geliefert
werden, und die dann durch Hinzufügen von Wasser zur Ausbildung
des Elektrolyten aktiviert werden. Das Bewegen des Elektrolyten
ist keine bevorzugte Lösung,
da sie Pumpen erfordert und unter Entstehung von Schmutz ausführbar ist.
Die Aktivierung und Deaktivierung unter Verwendung von Wärme und Kälte und
der Ladesteuerung, wie im Fall der Lithium-Ionenbatterie, ist bevorzugt.
-
Die
bevorzugte Lithium-Ionenbatterie 30 wird mit einem Erhitzer 32 geliefert,
der über
eine Energieversorgung 34 über einen Schalter 36 steuerbar
mit Energie versorgt werden kann, wobei der Schalter von der Systemenergiesteuerung 28 gesteuert
wird. Die Batterie 30 kann gesteuert über eine Entladelast 38 durch
einen Schalter 40 kontrolliert entladen werden, wobei der
Schalter durch die Systemenergiesteuerung 38 gesteuert
wird. Um die Batterie 30 steuerbar zu aktivieren, wird
der Erhitzer 32 durch Schließen des Schalters 36 in
Betrieb genommen, um die Batterie 30 auf den höheren Temperaturbereich
zu erhitzen, wobei der Schalter 40 geöffnet ist. Die Batterie 30 wird
dann über
die Systemenergiesteuerung 38 mit Energie geladen, die
von den Solarzellen 24 geliefert wird. Die Batterie 30 wird
danach in dem normalen Lade- und Entladezyklen betrieben. Es ist möglich, das
Erhitzen durch den Erhitzer 32 während der normalen Lade- und
Entladezyklen zu unterbrechen aufgrund der Wärme, die intern durch die elektrochemischen
Reaktionen erzeugt wird.
-
Um
die Batterie 30 steuerbar zu deaktivieren wird der Schalter 36 geöffnet, um
das Erhitzen zu unterbrechen und ein Kühlen der Batterie auf den niederen
Temperaturbereich zu ermöglichen.
Abhängig von
dem Kühlsystem
der Batterie kann der Erhitzer 32 periodisch eingeschaltet
werden, um die Temperatur der Batterie innerhalb des unteren Temperaturbereichs
zu halten. Falls die Batterie 30 beispielsweise durch Aussetzen
der Weltraumumgebung gekühlt wird,
kann die Kühlung
so groß sein,
dass die Temperatur der Batterie zu tief fallen würde, solange
nicht periodisch erhitzt wird, um den unteren Temperaturbereich
zu halten. Um die Batterie 30 in Vorbereitung für die Deaktivierung
zu entladen wird der Schalter 40 geschlossen, um die verbleibende
gespeicherte Energie über
die Entladelast 38 zu entladen. Wenn die Batterie 30 deaktiviert
ist, wird sie durch Öffnen
eines Schalters 42 vom Energiebus genommen.
-
Die
Batterie 30 kann danach gesteuert reaktiviert werden, indem
der Schalter 40 geöffnet
wird und der Schalter 36 geschlossen wird, um die Batterie
zurück
in den höheren
Temperaturbereich zu erhitzen, wie zuvor beschrieben. Sobald die
Batterie 30 reaktiviert ist, wird der Schalter 42 geschlossen,
um sie zurück
an den Energiebus 25 zu bringen. Der Aktivierungs-/Deaktivierungszyklus
ist über
eine große Anzahl
von Zyklen wiederholbar.
-
4 zeigt
eine bevorzugte Lösung
zur Ausführung
der Erfindung. Das Weltraumfahrzeug, beispielsweise der Kommunikationssatellit 20 in
einer geostationären
Umlaufbahn, wird bereitgestellt, Bezugszeichen 50, mit
einem Batteriesystem 26, wie zuvor erläutert, Bezugszeichen 52.
Der Satellit wird für
eine erste (Finsternis) Zeitperiode mit beiden Batterien 30a und 30b mit
Energie versorgt, die aktiviert und betriebsbereit sind, Bezugszeichen 54.
Die erste Periode dauert etwa 1,5 Monate. Am Ende der ersten Periode
wird die zweite Batterie 30b deaktiviert, und der Satellit
wird danach für
eine zweite (Sonnenwende) Zeitperiode mit nur der ersten Batterie 30a mit Ener gie
versorgt, die aktiviert und betriebsbereit ist, Bezugszeichen 56.
Die zweite Periode ist etwa 4,5 Monate lang. Am Ende der zweiten
Periode wird die zweite Batterie 30b reaktiviert, und der
Satellit wird für
eine dritte (Finsternis) Zeitperiode mit beiden Batterien 30a und 30b mit
Energie versorgt, die aktiviert und betriebsbereit sind, Bezugszeichen 58.
Die dritte Zeitdauer ist etwa 1,5 Monate lang. Am Ende der dritten
Periode wird die erste Batterie 30a deaktiviert und der
Satellit wird anschließend
für eine
vierte (Sonnenwende) Zeitdauer mit nur der zweiten Batterie 30b versorgt,
die aktiviert und betriebsbereit ist, Bezugszeichen 60.
Die vierte Zeitdauer beträgt
etwa 4,5 Monate. Der Zyklus wird für die nächste 12-Monatsperiode wiederholt.
-
Die
erste, zweite, dritte und vierte Periode sind zusammen 12 Monate
lang, aber jede Batterie arbeitet nur 7,5 Monate. Während der übrigen 5,5 Monate,
wenn eine Batterie deaktiviert ist, verschlechtert sie sich nicht
wesentlich chemisch, so dass tatsächlich ihre nutzbare Lebensdauer
verlängert
werden kann. Alternativ ausgedrückt,
würde jede Batterie
für einen
Satelliten mit einer 15-jährigen
Betriebszeit für
nur etwa 9,4 Jahre arbeiten.
-
Die
Lebensdauer der Batterie wird bestimmt in bestimmtem Umfang durch
den Grad des Ladens relativ zu einer maximalen Ladefähigkeit,
und dem Grad des Entladens relativ zu einer maximalen Entladekapazität in jedem
Lade-/Entladezyklus. In Verbindung mit der vorliegenden Erfindung
kann der Grad des Ladens und der Grad des Entladens abhängig von
den Energieanforderungen der energieverbrauchenden Komponenten 22 begrenzt
werden auf einen Teillade-/Entladezyklus, so dass eine weitere Verlängerung
der Lebensdauer der Batterie erreicht wird. Das heißt, dass
die Lebensdauer der Batterie durch Begrenzen des Grads des Ladens
und Entladens auf beispielsweise 75% der Maximalwerte während Abschnitten
der aktivierten Perioden verlängert werden
kann, falls die Begrenzung innerhalb der Einschränkung möglich ist, die die energieverbrauchenden
Bedürfnisse
des Weltraumfahrzeugs liefern muss. Die erste Batterie kann beispielsweise über einen
Teillade-/Entladezyklus während
der zweiten Zeitperiode betrieben werden, und die zweite Batterie
kann während
eines Teillade-/Entladezyklus während
der vierten Zeitperiode betrieben werden.
-
Die
vorliegende Erfindung wurde in Bezug auf eine bevorzugte Anwendung
eines Kommunikationssatelliten in einer geostationären Erdumlaufbahn mit
zwei Batterien beschrieben. Sie kann in anderen Umständen, beispielsweise
einem Satelliten in einer geostationären Umlaufbahn mit einer größeren Anzahl
von Batterien angewendet werden; einem Satelliten in einer anderen
Erdumlaufbahn, in der es abwechselnde Perioden von kontinuierlichem
Sonnenlicht und Sonnenlicht/Schatten gibt; einem Weltraumfahrzeug
in einer bestimmten Mission im tiefen Weltall; oder einem Satelliten
in einer geostationären
oder anderen Umlaufbahn um einen anderen Körper im Weltall.
-
Obgleich
eine bestimmte Ausführungsform dieser
Erfindung im Detail zu Darstellungszwecken beschrieben wurde, sind
verschiedene Modifikationen und Verbesserungen machbar, ohne den
Rahmen der Erfindung zu verlassen. Die Erfindung ist folglich nicht
beschränkt
mit Ausnahme auf die angehängten
Ansprüche.