FR2850213A1 - Dispositif de regulation partielle de puissance electrique pour satellite ou vehicule spatial - Google Patents
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Abstract
La présente invention concerne un dispositif (5) de régulation partielle de la puissance électrique d'un satellite ou d'un véhicule spatial. Ce dispositif (5) comporte un premier générateur solaire (17), associé à un module de régulation (30) comportant au moins un régulateur (38) commandé par un signal en tension (36) généré par au moins un circuit de contrôle (31), le dit régulateur (38) délivre de la puissance régulée sur le bus d'alimentation (47). Le dispositif comporte aussi un deuxième générateur solaire (18) délivrant directement sur le bus (47) de la puissance non régulée ; il comporte aussi module de surveillance (50) qui surveille le courant de charge (63) des batteries (10), la consommation (65) et l'état de fonctionnement (52) des charges (96), les courants (64) des générateurs solaires (17 et 18), le signal en tension (36) et qui ajuste la consommation des charges (96) au moyen d'un module de commande (70) qui envoie aux charges (96) des commandes de mise en route ou d'extinction (75). Le dispositif comporte enfin un module de protection contre la surtension (43) qui permet de dissiper la puissance en excès sur le bus (47) au travers d'une résistance (42). Un procédé d'établissement et de maintien de la puissance consommée par les charges permet de garantir les performances de régulation électrique du dispositif.
Description
La présente invention concerne un dispositif de régulation partielle de la
puissance
électrique provenant des générateurs solaires d'un satellite ou d'un véhicule spatial. Les générateurs solaires étant composés de cellules solaires interconnectées et de diodes de protection, une première partie des générateurs solaires est régulée par le biais de modules 5 de régulations commandés par un amplificateur d'erreur en tension permettant de délivrer aux systèmes du satellite et aux batteries rechargeables de la puissance électrique régulée, la seconde partie des générateurs solaires délivre directement aux systèmes du satellite et aux batteries rechargeables de la puissance électrique non régulée. Un module de surveillance associé à un module de commande permet d'ajuster la puissance électrique 10 consommée par les systèmes du satellite et les batteries rechargeables. Une méthode d'établissement et de maintien de charge permet d'assurer en permanence une consommation électrique par les systèmes du satellite ou du véhicule spatial au minimum égale à la puissance non régulée délivrée par le générateur solaire. Un module de protection contre la surtension, commandé par la sortie du dit amplificateur en tension, permet en cas 15 d'anomalie, de dissiper la puissance en excès sur le bus au travers d'une résistance dédiée.
A bord d'un satellite, le réseau électrique comprend principalement un ou plusieurs générateurs solaires, généralement divisés en chaînes de cellules solaires interconnectées, les batteries rechargeables, un ou plusieurs bus d'alimentation permettant de distribuer la 20 puissance électrique aux systèmes du satellite et aux batteries rechargeables, les équipements dits de distribution électrique, les équipements électriquement actifs de la charge utile et de la plate-forme ainsi que les moyens de chauffage du satellite.
Les générateurs solaires sont utilisés à bord des satellites pour fournir de la puissance électrique aux systèmes du satellite et aux batteries rechargeables. Les 25 régulateurs de puissance sont nécessaires pour optimiser la charge de la batterie et assurer la stabilité de la tension électrique du bus d'alimentation qui distribue la puissance électrique aux systèmes du satellite et aux batteries rechargeables. Par exemple, certains satellites rencontrent sur leur orbite des éclipses de soleil périodiques. Lors du retour du soleil après une phase d'éclipse, les cellules du générateur solaire sont à une très basse température, et 30 la tension de la puissance électrique délivrée par les générateurs solaires à cet instant est très élevée, typiquement plusieurs centaines de Volts. Sans l'utilisation de régulateurs de puissance qui absorbent la puissance en exces, ce phénomène pourrait provoquer des dommages importants aux systèmes du satellite et aux batteries rechargeables.
De manière connue, des techniques variées sont utilisées pour réaliser la régulation 35 de la puissance électrique délivrée par les générateurs solaires. Les techniques généralement utilisées, basées sur la commutation de chaînes de cellules solaires, sont au nombre de deux: l'architecture série, qui consiste à connecter ou isoler chaque chaîne de cellules solaires du bus d'alimentation; et l'architecture parallèle, qui consiste à dissiper la puissance délivrée par chaque chaîne de cellules dans une résistance dédiée. Dans les deux cas, ces techniques nécessitent l'utilisation de transistors de commutation à très hautes 5 fréquences, typiquement entre 100 et 1000 commutations par seconde. Les perturbations électromagnétiques, telles que bruit et transitoires, générées par les commutations de ces transistors, nécessitent d'être minimisées de façon à ne pas occasionner une dégradation de fonctionnement des autres systèmes du satellites. Pour cela, des circuits électriques dédiés ainsi que des filtres sont nécessaires pour respecter les spécifications de non dégradation. 10 Généralement, l'utilisation de ces régulateurs requiert également un câblage lourd pour assurer une régulation en tension. Par ailleurs, la chaleur dégagée par les régulateurs à commutation nécessite d'être dissipée et rejetée vers l'espace au moyen d'éléments de contrôle thermique dédiés. Typiquement, la masse de ces éléments de contrôle thermique est d'environ 4,5 kilogrammes pour 1000 watts de puissance électrique régulée dans le cas 15 d'une architecture de régulation parallèle.
De plus, les systèmes précédemment utilisés sont définis pour chaque générateur solaire auquel ils sont associés. Ainsi, le nombre de régulateurs à utiliser varie en fonction du nombre de chaînes de cellules des générateurs solaires. Toute modification du nombre de chaînes de cellules nécessite de modifier le nombre de régulateurs utilisés, par exemple dans 20 le cas d'utilisation de nouveaux types de cellules solaires, ou lors d'une augmentation de la taille des générateurs solaires, ce qui implique un accroissement significatif du cot total du satellite et limite la flexibilité du système.
La présente invention vise à fournir un dispositif de régulation partielle de la puissance électrique fournie par les générateurs solaires permettant de réduire 25 significativement le nombre de modules nécessaires à la régulation de la puissance électrique délivrée par les générateurs solaires d'un satellite, de s'affranchir du problème posé par la limitation de flexibilité du système et l'augmentation du cot du satellite en cas de modification du nombre de chaînes de cellules du générateur solaire, tout en diminuant de manière significative la masse des éléments de contrôle thermique nécessaires pour 30 assurer la dissipation de la chaleur des régulateurs de puissance.
La présente invention propose à cet effet un dispositif de régulation partielle de la puissance électrique délivrée par plusieurs générateurs solaires, caractérisé en ce que le dit dispositif inclut au moins deux générateurs solaires et deux panneaux solaires, chaque 35 générateur solaire étant monté sur une face d'un panneau solaire et générant de la puissance électrique, un module de régulation couplé électriquement au premier générateur solaire et comportant plusieurs régulateurs commandés par un ou plusieurs amplificateurs d'erreur en tension, le dit module de régulation permettant de réguler la puissance générée par le dit premier générateur solaire en fonction des signaux de sorties du ou des amplificateurs d'erreur en tension pour fournir cette puissance régulée aux systèmes du 5 satellite et aux batteries rechargeables. Le dit dispositif inclut aussi des moyens de connexion électrique permettant de fournir aux systèmes du satellite et aux batteries rechargeables la puissance non régulée générée par le deuxième générateur solaire. Le dit dispositif inclut aussi des moyens de protection permettant de réaliser une isolation électrique entre le dit deuxième générateur solaire et les systèmes du satellite et batteries 10 rechargeables soit pendant les phases d'éclipse de soleil, soit en cas de court-circuit d'une chaîne de cellules solaires du deuxième générateur solaire avec la masse électrique du satellite. Le dit dispositif inclut aussi un module de surveillance comportant un processeur et des capteurs de courant et permettant de générer un signal variant en fonction des besoin en puissance des systèmes du satellite et des batteries rechargeables. Le dit dispositif inclut 15 aussi un module de commande relié au module de surveillance par l'intermédiaire d'un bus de données, le dit module de commande permettant l'envoi de commandes d'allumage et d'extinction vers certains systèmes du satellite en fonction du dit signal généré par le module de surveillance, de manière à accroître ou diminuer la puissance totale consommée par les systèmes du satellites et les batteries rechargeables et à maintenir cette dite 20 puissance totale au minimum égale à la quantité de puissance non régulée délivrée par la dite seconde partie du générateur solaire. Le dit dispositif inclut également un module de protection contre la surtension, l'activation du dit module de protection contre la surtension étant commandée par un des signaux de sortie du ou des amplificateurs d'erreur en tension, de façon à dissiper la puissance en excès sur le bus dans une résistance dédiée, en cas 25 d'anomalie de fonctionnement du dit dispositif de régulation partielle de puissance.
La présente invention propose également un procédé d'établissement d'une puissance électrique minimale consommée par les systèmes du satellite et les batteries rechargeables pendant la phase en orbite de transfert consécutive à la séparation du 30 satellite d'avec le lanceur, caractérisé en ce que le dit procédé comprend les étapes suivantes: - pendant la phase de transfert du satellite, alors que les générateurs solaires sont partiellement ou non déployés, positionnement du satellite en mode d'acquisition soleil, de façon à ce que l'attitude du satellite permette un éclairage 35 des générateurs solaires déjà déployés ou lorsqu'ils seront déployés; - charge des batteries rechargeables du satellite, de façon à obtenir un état de charge des batteries suffisant pour assurer la sauvegarde du satellite en cas de dépointage de l'attitude du satellite consécutivement au déploiement des panneaux solaires ou de toute autre anomalie liée à un système du satellite; - allumage progressif d'une partie ou de la totalité des équipements du satellite de façon à obtenir une puissance électrique consommée par les systèmes du satellites au minimum égale à la puissance électrique non régulée qui sera délivrée par les générateurs solaires après leur déploiement; - déploiement des générateurs solaires délivrant de la puissance électrique non 10 régulée.
La présente invention propose également un procédé de maintien d'une puissance électrique minimale consommée par les systèmes du satellite et les batteries rechargeables visant à garantir que la puissance électrique consommée par les systèmes du satellite reste constamment au minimum égale à la puissance électrique non régulée délivrée par les 15 générateurs solaires du satellite et au maximum égale à la puissance totale délivrée par les dits générateurs solaires, caractérisé en ce que le dit procédé comprend les étapes suivantes: - mesures de la puissance électrique consommée par les équipements électriques du satellite, une des mesures étant basée sur la combinaison des mesures 20 élémentaires de la puissance consommée par chaque équipement, chacune des dites mesures élémentaires résultant de la combinaison entre un booléen représentatif de l'état de fonctionnement d'un équipement électrique donné et une valeur programmée représentative de la consommation électrique attendue du dit équipement; génération d'une première valeur de référence indicative de la puissance électrique non régulée générée par les générateurs solaires majorée d'une marge de sécurité; - génération d'une seconde valeur de référence indicative de la puissance électrique totale fournie par les générateurs solaires; - génération d'une valeur modifiée basée sur la combinaison entre les dites mesures de la puissance électrique consommée, la dite première valeur de référence et la dite seconde valeur de référence, la dite valeur modifiée étant représentative de la variation de puissance devant être réalisée pour que la puissance électrique totale consommée par les systèmes du satellite reste 35 supérieure à la dite première valeur de référence et inférieure à la dite seconde valeur de référence; - mesure de l'état de fonctionnement (en route / éteint) de chaque système du satellite; - génération de valeurs booléennes, chacune des dites valeurs booléennes étant associée à un couple de systèmes du satellite et étant représentative de la 5 compatibilité ou non d'un fonctionnement simultané ou d'une extinction simultanée des systèmes constituant chaque couple de systèmes du satellite, la dite compatibilité étant préalablement fixée par l'opérateur du satellite; - génération de valeurs de sortie, chacune des dites valeurs de sorties étant associée à un système du satellite et basée sur la combinaison entre la mesure 10 de l'état de fonctionnement du dit système du satellite et chacune des dites valeurs booléennes associées au dit système du satellite, chacune des dites valeurs de sortie étant représentative de la possibilité d'allumer ou d'éteindre le dit système du satellite auquel elle est associée; - génération de commandes de mise en route ou d'extinction vers certains 15 systèmes du satellite de façon à augmenter ou diminuer la puissance totale consommée par les systèmes du satellites, les dits certains systèmes du satellite étant définis par combinaison entre les dites valeurs de sortie et la dite valeur modifiée.
Grâce à l'invention, le besoin de régulation de puissance ne porte que sur une partie de la puissance délivrée par le générateur solaire, ce qui permet de maintenir des performances de régulation identiques à celles d'un bus d'alimentation complètement régulé, tout en diminuant le nombre de modules nécessaires à la régulation ainsi que les contraintes thermiques associées à l'utilisation des dits modules.
Selon un mode de réalisation de l'invention, la régulation d'une partie de la puissance électrique du générateur solaire est réalisée par le moyen de régulateurs à commutation " shunt " de type S3R (Sequential Switching Shunt Regulators) incorporant notamment et sans limitation une résistance permettant la dissipation de la puissance en excès, un composant semi-conducteur permettant de connecter ou d'isoler une section du 30 générateur solaire du bus d'alimentation, une ou plusieurs diodes de protection.
Selon un mode de réalisation de l'invention, la régulation d'une partie de la puissance électrique du générateur solaire est réalisée par le moyen de régulateurs séries incorporant notamment et sans limitation un transistor de commutation.
Selon un mode de réalisation de l'invention, le processeur est associé à des senseurs 35 de mesure de courants électriques, permettant de déterminer le courant fourni par les générateurs solaires, les courants consommés par les systèmes du satellite, et le courant de charge des batteries rechargeables.
Selon un mode de réalisation de l'invention, la puissance non régulée fournie par un générateur solaire est délivrée au bus d'alimentation par l'intermédiaire de fusibles de protection.
Selon un mode de réalisation de l'invention, la puissance non régulée fournie par un générateur solaire est délivrée au bus d'alimentation par l'intermédiaire de diodes de protection.
Selon un mode de réalisation de l'invention, la puissance non régulée fournie par un 10 générateur solaire est délivrée au bus d'alimentation par l'intermédiaire d'un ou de plusieurs équipements utilisés habituellement pour la distribution de puissance électrique vers les équipements de la charge utile ou de la plate-forme, les dits équipements incorporant notamment et sans limitation au moins un fusible.
Selon un mode de réalisation de l'invention, le dispositif inclut au moins un panneau 15 solaire et au moins deux générateurs solaires, chaque générateur solaire étant monté sur la même face du dit panneau solaire, le premier générateur solaire étant connecté à au moins un module de régulation permettant d'alimenter les systèmes du satellite et batteries rechargeables en puissance électrique régulée, le deuxième générateur solaire délivrant de la puissance électrique non régulée aux systèmes du satellite et batteries rechargeables par 20 l'intermédiaire de moyens de protection électrique tels que notamment et sans limitations: fusibles, diodes, limiteurs de courant.
Selon un mode de réalisation de l'invention, le dispositif inclut au moins deux panneaux solaires et au moins deux générateurs solaires, chaque générateur solaire étant monté sur un panneau solaire, le premier générateur solaire étant connecté à un module de 25 régulation alimentant en puissance régulée les systèmes du satellite et les batteries rechargeables, le deuxième générateur solaire délivrant de la puissance électrique non régulée aux systèmes du satellite et batteries rechargeables par l'intermédiaire de moyens de protection électrique tels que notamment et sans limitations: fusibles, diodes, limiteurs de courant.
Selon un mode de réalisation de l'invention, une puissance électrique consommée minimale est maintenue sur le bus d'alimentation par la mise en route de certains équipements du satellite tels que, notamment et sans limitation, les équipements électriquement actifs de la charge utile, les équipements électriquement actifs de la plateforme, les moyens électriques de chauffage de la charge utile, les moyens électriques de 35 chauffage de la plate-forme.
Selon un mode de réalisation de Yinvention -une puissance consommée minimale est maintenue sur le bus d'alimentation par la mise en route de résistances dédiées situées sur les appendices du satellite, tels que notamment et sans limitation, les générateurs solaires, les antennes, les tuyères de propulsion, les senseurs d'attitude.
Selon un mode de réalisation de l'invention, les sections non régulées du générateurs solaires sont connectées au bus d'alimentation par tout moyen électriquement conducteur, tel que notamment et sans limitation des liaisons filaires, des barres métalliques, des cosses de connexion.
D'autre caractéristiques et avantages de la présente invention apparaîtront dans le description suivante d'un mode de réalisation de l'invention, donné à titre- illustratif et nullement limitatif.
Dans les figures suivantes * La figure 1 représente un schéma de principe du dispositif de régulation partielle 15 de puissance permettant l'alimentation des systèmes du satellite et des batteries rechargeables selon la présente invention.
* La figure 2 représente un schéma plus détaillé des circuits électriques du dispositif de régulation partielle de puissance selon la présente invention o la puissance non régulée est délivrée directement au niveau du bus d'alimentation 20 du satellite.
* La figure 3 représente une variante du dispositif de régulation de puissance selon la présente invention, o la puissance électrique non régulée est délivrée sur le bus d'alimentation par lintermédiaire d'un équipement de distribution électrique.
Dans toutes ces figures, les éléments communs possèdent les mêmes numéros de référence.
En figure 1, un dispositif de régulation partielle de puissance électrique selon la présente invention fournit de la puissance électrique vers les systèmes du satellite et les 30 batteries rechargeables. Plus précisément, en référence à la figure 1, un tel dispositif de régulation partielle de puissance (5) inclut un premier générateur solaire (17), un module de régulation (30) recevant la puissance fournie par le générateur solaire (17), le dit module de régulation (30) comportant un ou plusieurs régulateurs (38) ainsi qu'un ou plusieurs circuits de contrôle en tension (31), le dispositif (5) comporte aussi un second générateur solaire 35 (18) possédant deux étages de diodes de protection, un bus de distribution de puissance (47) recevant la puissance non régulée fournie par le générateur solaire (18) et la puissance régulée fournie par le module de régulation (30) et permettant de distribuer la puissance électrique vers les équipements (charges) électriques du satellite (96) et les batteries rechargeables (10), un module de protection contre la surtension (43) connecté au bus d'alimentation et permettant de dissiper la puissance en excès sur le bus d'alimentation à 5 travers une résistance de protection (42). De plus, un module de surveillance (50) réalise l'acquisition des informations suivantes: information de la puissance fournie par chaque générateur solaire (représentée par les lignes 64), information de la puissance consommée par les batteries rechargeables (représentée par la ligne 63), information de la puissance consommée par les équipements du satellite (représentée par la ligne 65), information de 10 l'état de fonctionnement de chaque équipement électrique du satellite (représentée par la ligne 52) , information du signal d'erreur en tension commandant le module de régulation (représentée par la ligne 36). Les informations représentées par les lignes (64), (63), (65), (52), (36) sont utilisées par le module de surveillance (50) qui ajuste la consommation électrique des équipements du satellite (96) par l'intermédiaire d'un module de commande 15 (70), le dit module de commande (70) permettant d'envoyer aux équipements électriques du satellites (96) des commandes de mise en route ou d'extinction représentées par la ligne (75).
Avant le déploiement et la mise en service de chaque générateur solaire (18), une 20 consommation électrique minimale correspondant à la somme des puissances électriques délivrées par chaque générateur solaire (18) majorée d'une marge de sécurité est établie sur le bus d'alimentation (47) en commandant la mise en route de certains des équipements électriques du satellite (96). Cette consommation électrique minimale est ensuite maintenue pendant la durée de vie du satellite. Dès lors que les générateurs solaires (17) et (18) 25 fournissent de la puissance électrique, le module de régulation (30) réagit de manière quasi instantanée aux variations de la puissance électrique consommée par les systèmes du satellite et les batteries rechargeables, de façon à minimiser les variations de la tension du bus d'alimentation (47). Le module de régulation (30) fonctionne de manière autonome et permet d'isoler ou de dériver la puissance en excès du seul générateur solaire (17). 30 La figure 2 détaille plus précisément les composants du dispositif de régulation partielle de puissance (5). Un premier panneau solaire (15) inclut un ou plusieurs générateurs solaires (17), chaque générateur solaire (17) étant composé de plusieurs chaînes de cellules solaires, chaque chaîne étant composée de cellules solaires (20) 35 interconnectées et d'une diode de blocage (22) connectée entre la dernière cellule supérieure de chaque chaîne de cellules et le module de régulation (30), de façon à limiter la perte de puissance totale du satellite en cas de panne de circuit. Chaque générateur solaire (17) est connecté au module de régulation (30) qui permet de dissiper ou d'soler la puissance en excès délivrée par chaque générateur solaire (17) en fonction de la puissance consommée par les équipements du satellite (96) et les batteries rechargeables (10). Le 5 module de régulation (30) est composé d'un ou plusieurs régulateurs (38), qui réagissent à un ou plusieurs signaux d'erreur en tension (36), les dits signaux (36) étant générés par le moyen d'un ou plusieurs amplificateurs d'erreur (32) qui comparent la tension du bus d'alimentation (47) à une valeur de référence fournie par une ou plusieurs diodes zener (34). La puissance délivrée par chaque générateur solaire (17) est ainsi régulée et délivrée 10 au bus d'alimentation (47). Le bus d'alimentation (47) est connecté à un module (40) comportant un ou plusieurs condensateurs électriques dont le rôle est notamment d'assurer une faible impédance du bus d'alimentation (47) aux hautes fréquences et le bon fonctionnement de la boucle d'asservissement du module de régulation (30).
Un second panneau solaire (16) comporte un ou plusieurs générateurs solaire (18), 15 chaque générateur solaire (18) étant composé plusieurs chaînes de cellules solaires, chaque chaîne étant composée de cellules solaires (20) interconnectées et de diodes de blocage (22), connectées entre la dernière cellule supérieure de chaque chaîne de cellule et le bus d'alimentation (47). Deux diodes de blocage (22) sont implémentées en série sur chaque chaîne de cellules de chaque générateur- solaire (-18), de -manière à garantirf!absence de- - --20 court-circuit permanent sur le bus d'alimentation (47) en cas de pannes multiples survenant au niveau du générateur solaire (18) et d'une des dites diodes de blocage (22). La puissance fournie par chaque générateur solaire (18) est délivrée directement sur le bus d'alimentation (47) et n'est donc pas régulée.
La puissance régulée de chaque générateur solaire (17) et la puissance non régulée 25 de chaque générateur solaire (18) sont ainsi délivrées aux batteries rechargeables (10) et aux équipements électriques du satellite (96), certains des dits équipements électriques du satellite (96) étant connectés au bus d'alimentation (47) par 1 'intermédiaire d'un ou plusieurs équipement de distribution (88) comportant plusieurs fusibles (84), de manière à protéger le bus d'alimentation (47) d'un court-circuit permanent au niveau d'un équipement 30 du satellite.
A titre d'exemple, trois équipements électriques (93), (94), (95) sont représentés en figure 2.
Le module de surveillance (50) est composé d'un processeur (58) et de transducteurs de courants (54), (55), (56). Le processeur (58) acquiert l'information (63) de 35 courant de charge de la batterie (10) au moyen du transducteur de courant (54), les informations (64) des courants de chaque générateur solaire (17) et (18) au moyen des transducteurs de courant (55), l'information (65) du courant total consommé par les équipements électriques du satellite (96) au moyen du transducteur de courant (56). Le processeur (58) acquiert également les informations (52) de l'état de fonctionnement des équipements électriques du satellites (93) , (94), (95), ainsi que le signal d'erreur en tension 5 (36), le dit signal d'erreur en tension étant représentatif de la puissance électrique des générateurs solaires non délivrée sur le bus d'alimentation. Le processeur comporte des registres programmables (60), (61), (62), chaque registre étant associé à un équipement électrique particulier et contenant l'information de puissance consommée par l'équipement auquel il est associé. Dans l'exemple de la figure 2, les registres (60), (61), (62) sont 10 respectivement associés aux équipements (93), (94), (95). Bien évidemment, le processeur (58) peut comporter autant de registres programmables que nécessaire, ce nombre de registres variant en fonction du nombre d'équipements électriques du satellite. Le processeur (58) utilise ainsi les informations (52) et l'information de puissance contenue dans chaque registre (60), (61) ou (62), pour calculer la puissance totale consommée par les 15 équipements électrique du satellite. Le résultat de ce calcul est comparé avec les informations fournies par les transducteurs de courant (55) et (56), de façon à obtenir une double vérification de l'information de puissance consommée par les équipements électriques et batteries rechargeables du satellite. Après la dite double vérification, l'information de puissance consommée est comparée avec une valeur représentative de la 20 puissance minimale devant être consommée par les équipements du satellite pour garantir un bon fonctionnement du dispositif 5 selon la présente invention.
Le processeur (50) ajuste la puissance consommée par les équipements du satellite (96) par le moyen d'un module de commande (70) qui envoie aux équipements électriques (96) des commandes (75) de mise en route ou d'extinction. Le processeur et le module de 25 commande communiquent au travers d'un bus de données (78). Un module de protection (43), commandé par le signal d'erreur en tension
(36), permet de dissiper dans une résistance externe (42) la puissance en excès sur le bus d'alimentation, dans le cas o la puissance consommée par les équipements du satellite est inférieure à la somme des puissances délivrées par chaque générateur solaire (18). 30 L'activation de ce module de protection (43) est réalisée lorsque la tension du bus d'alimentation (47) dépasse un seuil prédéfini.
La figure 3 diffère de la figure 2 dans l'utilisation qui est faite de l'équipement de distribution de puissance (88). Dans cette figure, la puissance fournie par chaque générateur 35 solaire (18) n'est plus délivrée directement au niveau du bus d'alimentation (47), mais par l'intermédiaire de l'équipement de distribution (88). L'équipement de distribution (88) est alors utilisé pour remplir deux fonctions: distribuer la puissance vers les équipements du satellite (96), et recevoir la puissance délivrée par chaque générateur solaire (18). Ce type d'implémentation présente l'avantage de fournir un niveau de protection supplémentaire entre le bus d'alimentation (47) et chaque générateur solaire (17), grâce à l'utilisation des fusibles (84) de l'équipement de distribution (88).
Bien entendu, l'invention n'est pas limitée aux modes de réalisation décrits.
Notamment, l'invention peut être utilisée pour tout type de satellite ou de véhicule spatial utilisant l'énergie solaire pour alimenter électriquement des systèmes électriques. 10 Ainsi, l'invention peut être utilisée industriellement dans les satellites géostationnaires de télécommunications, les satellites de navigation, les sondes et stations spatiales, pour lesquels la régulation de la puissance solaire est nécessaire afin d'éviter toute surtension du ou des bus d'alimentation.
Enfin, on pourra remplacer tout moyen par un moyen équivalent sans sortir du 15 cadre de l'invention.
Claims (5)
- REVENDICATIONSS Ce qui est revendiqué est: 1. Un dispositif (5) de régulation partielle de puissance électrique permettant de fournir de la puissance électrique pour les systèmes de satellites (96) et les batteries rechargeables (10), le dit système de régulation partielle de puissance électrique comprenant: au moins deux panneaux solaires (15 et 16); et au moins deux générateurs solaires (17 et 18) servant à générer de la puissance électrique, chacun des dits générateurs solaires étant composé d'une pluralité de cellules 15 solaires (20) et de diodes de blocage (22), les dites cellules solaires (20) étant électriquement interconnectées et montées sur une face de chaque panneau solaire; et au moins un circuit de contrôle (31) permettant de déterminer les besoins en puissance des systèmes du satellite (96) et des batteries rechargeables (10), le dit circuit de 20 contrôle comportant au moins un amplificateur d'erreur (32) permettant de comparer la tension du bus d'alimentation (47) à une valeur de référence déterminée par au moins une diode zener (34) pour générer un signal d'erreur en tension (36) en fonction des besoins déterminés en puissance électrique des systèmes du satellites (96) et des batteries rechargeables (10); et au moins un régulateur (38) permettant de réguler la puissance générée par le premier générateur solaire (17) en fonction du signal d'erreur en tension (36), le dit régulateur permettant d'alimenter en puissance électrique régulée les systèmes du satellite (96) et les batteries rechargeables (10); et des moyens de connexion électrique permettant de véhiculer la puissance non régulée générée par le second générateur solaire (18) et d'alimenter en puissance électrique non régulée les systèmes du satellite (96) et les batteries rechargeables (10); et un bus de distribution de puissance (47) pour distribuer la puissanoe électrique régulée et la puissance électrique non régulée aux systèmes du satellites (96) et aux batteries rechargeables (10); et un module de surveillance (50) permettant de mesurer la puissance consommée par les équipements du satellite et les batteries rechargeables, la puissance fournie par les générateurs solaires (17 et 18) délivrée sur le bus d'alimentation et la puissance fournie par les générateurs solaires (17 et 18) non délivrée sur le bus d'alimentation, le dit module de surveillance (50) comportant des moyens de calcul (58) permettant de calculer 10 la variation de la puissance consommée à effectuer pour respecter les consignes de puissance minimale consommée et puissanoe maximale consommée par les systèmes du satellite (96) et les batteries rechargeables (10) ; et un module de commande (70), couplé au dit module de surveillance (50) par 15 l'intermédiaire d'un bus de transmission de données (78), le dit module de commande (70) permettant, sur requête du module de surveillance (50), d'ajuster la puissance consommée par les équipements du satellite (96) en envoyant à certains des dits équipements du satellites (96) des commandes de mise en route ou d'extinction (75) ; et un module de protection (43), connecté au bus de distribution (47), le dit module de protection (43) étant commandé par le signal d'erreur en tension (36) et permettant de dissiper dans une résistance externe (42) la puissance en excès ne pouvant être régulée par le dit au moins un régulateur (38).
- 2. Le dispositif de régulation partielle de puissance électrique selon la revendication 1, o chaque générateur solaire comprend une ou plusieurs diodes de protection (22) connectées en série.
- 3. Le dispositif de régulation partielle de puissance électrique selon la revendication 2, 30 comprenant en plus: au moins un fusible; et des moyens pour connecter électriquement le dit au moins un fusible entre la ou les 35 diodes de protection des générateurs solaire et le bus de distribution de puissance.
- 4. Le dispositif de régulation partielle de puissance électrique selon la revendication 3, o le dit au moins un fusible est monté sur une face des panneaux solaires (15 et 16).
- 5. Le dispositif de régulation partielle de puissance électrique selon la revendication 3, o 5 le dit au moins un fusible (84) est situé dans un équipement (88) utilisé pour la distribution de puissance électrique vers les systèmes du satellite.
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| FR0300562A FR2850213A1 (fr) | 2003-01-20 | 2003-01-20 | Dispositif de regulation partielle de puissance electrique pour satellite ou vehicule spatial |
Applications Claiming Priority (1)
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|---|---|---|---|
| FR0300562A FR2850213A1 (fr) | 2003-01-20 | 2003-01-20 | Dispositif de regulation partielle de puissance electrique pour satellite ou vehicule spatial |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| FR2850213A1 true FR2850213A1 (fr) | 2004-07-23 |
Family
ID=32605864
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| FR0300562A Withdrawn FR2850213A1 (fr) | 2003-01-20 | 2003-01-20 | Dispositif de regulation partielle de puissance electrique pour satellite ou vehicule spatial |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| FR (1) | FR2850213A1 (fr) |
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| EP3178741A1 (fr) * | 2015-12-10 | 2017-06-14 | Thales | Dispositif d'alimentation de puissance d'un engin aérospatial, système de commande de vérins électriques d'un lanceur spatial et lanceur spatial associés |
| CN117382914A (zh) * | 2023-11-08 | 2024-01-12 | 银河航天(北京)通信技术有限公司 | 一种卫星热控系统及卫星 |
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| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
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| US6046513A (en) * | 1995-12-20 | 2000-04-04 | Primex Technologies, Inc. | Load distribution and management system |
-
2003
- 2003-01-20 FR FR0300562A patent/FR2850213A1/fr not_active Withdrawn
Patent Citations (1)
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| US6046513A (en) * | 1995-12-20 | 2000-04-04 | Primex Technologies, Inc. | Load distribution and management system |
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