RU2339551C1

RU2339551C1 - Батарейный модуль электропитания для космического аппарата

Info

Publication number: RU2339551C1
Application number: RU2007109967/11A
Authority: RU
Inventors: шов Виктор Спиридонович Кудр (RU); Виктор Спиридонович Кудряшов
Priority date: 2007-03-19
Filing date: 2007-03-19
Publication date: 2008-11-27

Abstract

Изобретение относится к размещению и терморегулированию бортовых систем электропитания космических аппаратов (КА). Предлагаемый модуль состоит из аккумуляторов, соединенных в батарею, зарядного и разрядного устройств, блока автоматики и управления, модуля обмена с бортовым компьютером КА и электрообогревателя. Все указанные узлы установлены своими основаниями на общую силовую тепловыравнивающую плиту. Площадь плиты выбрана так, чтобы при максимальном тепловыделении узлов модуля температура аккумуляторов не превысила максимально допустимого для них значения. Со всех сторон, кроме внешней поверхности плиты, на модуле установлена экранно-вакуумная изоляция. Если система терморегулирования КА является пассивной, то на внешней поверхности указанной плиты установлено оптическое покрытие с высоким коэффициентом излучения. Объединение батареи и ее сервисного оборудования в модуль, внутри которого осуществляется весь интерфейс между ними, ведет к снижению массы систем КА и потерь энергии за счет исключения внешних кабелей, разъемов и т.п. Повышается точность контроля и надежность управления батареей. Технический результат изобретения, кроме того, состоит в сокращении времени проведения комплексных испытаний КА и унификации батарейного модуля для широкого класса КА. 1 з.п. ф-лы, 4 ил.

Description

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

В системе электропитания любого КА используются аккумуляторные батареи (АБ). Их назначение - поддерживать бесперебойное электропитание бортовой аппаратуры во всех случаях, когда основной источник питания (солнечная батарея, изотопный генератор или ядерная энергоустановка) не способен обеспечивать поддержание напряжения на шинах питания аппаратуры. Это может быть или период нахождения КА в тени Земли в случае использования солнечных батарей, или участок выведения на орбиту, или сеанс пикового потребления, или возможные аномальные ситуации в работе основного источника и т.п.

Применение в КА аккумуляторной батареи требует введения в состав СЭП сервисного оборудования, обеспечивающего заряд и разряд батареи, поддержание ее работоспособности и заданной надежности в течение всего срока службы КА.

Во всех СЭП современных КА сервисное оборудование АБ включает в себя как минимум следующие устройства:

- зарядное устройство,

- разрядное устройство,

- автоматика управления, контроля и защиты.

Это оборудование обычно выполняется в виде отдельных конструктивных блоков или входит в состав общего блока силовой электроники и автоматики СЭП, который может иметь различные названия у различных разработчиков СЭП: PCU (Power control unit) - в западных разработках (см., например, A Power subsystem for a telecommunication satellite L.Crosi, P.Galantini, C.Marana. Proceeding of the European Space Power Conference held in Graz, Austria, 23-27 August 1993 (ESA WPP-054, August 1993), КАС (комплекс автоматики и стабилизации напряжения, см., например, Б.П.Соустин, В.И.Иванчура, А.И.Чернышев, Ш.Н.Исляев. Системы электропитания космических аппаратов. г.Новосибирск, ВО «Наука», 1994, или используются другие аббревиатуры.

В свою очередь, АБ также выполняется в виде отдельного конструктивного блока или состоит из модулей, электрически соединенных последовательно. Электрический интерфейс сервисного оборудования и батареи осуществляется с помощью кабельной сети, зачастую протяженной, с существенными потерями напряжения в цепях. Одним из важных условий для поддержания высоких характеристик батареи в течение длительного циклирования «заряд-разряд» является обеспечение оптимального температурного режима аккумуляторов. Причем требуется выполнение двух условий:

1. Обеспечение средней за срок службы температуры аккумуляторов в диапазоне 0-10°С.

2. Обеспечение минимального разброса температуры между аккумуляторами, не более 3-5°С.

Эти цели достигаются тем, что аккумуляторы устанавливаются на общую плиту, которая, с одной стороны, обеспечивает необходимую прочность батареи в условиях механических воздействий со стороны ракеты-носителя при выведении КА на орбиту, с другой - выравнивание температуры аккумуляторов между собой. Температура плиты регулируется соответствующим внешним отводом тепла с нее в режимах работы батареи с существенным тепловыделением аккумуляторов (разряд или полный заряд).

Для защиты аккумуляторов от переохлаждения, например, в периоды времени, когда батарея отключена или при ее работе в режиме с минимальным тепловыделением, на плите или непосредственно на аккумуляторах устанавливают электрообогреватели. Аналогичным образом выполняется конструкция модулей силовой электроники и автоматики СЭП, в т.ч. зарядного и разрядного устройств АБ.

Один из вариантов подобной батареи описан в работе Battery thermal design and performance in European geosatellite programs. Konzok H. - G, Gutschmidt R., Dunlar N. «SAE Techn. PAP. Ser», 1987, №871484, 12pp (см. также Астронавтика и ракетодинамика, №6, 1989, УДК 629. 783. 064.5 «Системы терморегулирования и рабочие характеристики аккумуляторных батарей в западноевропейских ИСЗ») и принят за прототип.

Существующий метод конструктивного исполнения АБ и сервисного оборудования (PCU, КАС) имеет следующие недостатки:

- потери энергии в кабельных соединениях между зарядным, разрядным устройствами и АБ из-за падения напряжения в цепях;

- низкая точность измерения параметров батареи и аккумуляторов (давления, температуры, напряжения и т.д.), по которым производится управление зарядом и разрядом, из-за помех, наводимых в протяженных измерительных цепях;

- дополнительная масса разъемов и кабельных соединений, корпусных деталей;

- увеличенное время проведения комплексных испытаний КА.

Последнее обстоятельство обусловлено тем, что при существующем конструктивном исполнении АБ и сервисного оборудования после установки на КА требуется совместная проверка их работы. Для проверки работы АБ с сервисным оборудованием необходимо проведение нескольких зарядно-разрядных циклов в реальном масштабе времени. Так для геостационарного КА один такой цикл занимает 24 часа и, как правило, необходимо проведение 2-3-х циклов. На это время увеличивается длительность комплексных испытаний КА, что связано с привлечением к работе большого комплекса испытательного оборудования, многочисленного персонала и, как следствие, с большими финансовыми затратами.

В предлагаемом изобретении АБ и сервисное оборудование объединены в одном конструктивном модуле, что позволяет:

- получить законченный модуль электропитания с минимальным количеством внешних связей; исключить кабельные связи между узлами;

- уменьшить потери энергии за счет исключения межблочных кабелей, разъемов;

- снизить массу за счет исключения части корпусных деталей и крепежных элементов;

- повысить точность измерений параметров батареи и аккумуляторов;

- сократить время комплексных испытаний КА, т.к. все проверки АБ и сервисного оборудования будут проводиться на отдельном рабочем месте вне КА, до установки модуля на КА;

- унифицировать БМ для широкого класса КА.

Суть заявляемого изобретения поясняется фиг.1-4, где на фиг.1 изображена блок-схема батарейного модуля, на фиг.2 схема конструктивного расположения его составных частей на общей плите.

БМ состоит из аккумуляторной батареи 1 с выходными шинами +Н и -Н, зарядного 2 и разрядного 3 устройств, модуля обмена 4 с бортовым компьютером КА (БК), блока автоматики 5 для автономного управления ЗУ 2 и РУ 3 и электрообогревателя 6. Модуль обмена 4 соединен по информационным цепям со всеми узлами БМ.

БМ плюсовой и минусовой шинами соединен с соответствующими силовыми шинами питания нагрузки СЭП и по линии управления и информационного обмена - с бортовым компьютером КА. Назначение МО - сбор информации с узлов БМ и передача ее в бортовой компьютер, а также трансляция команд из бортового компьютера в ЗУ 2, РУ 3, ЭО 6. Все управление БМ и контроль параметров БМ при штатном функционировании осуществляется от бортового компьютера. Блок автоматики предназначен для автономного (аварийного) управления ЗУ и РУ в случае отказа или сбоя в работе бортового компьютера КА.

Установка всех узлов БМ: АБ (1), ЗУ (2), РУ (3), МО (4), блока автоматики (5) и ЭО (6) производится их основаниями на общей силовой и тепловыравнивающей плите (7). Установка узлов производится одним из известных способов: через теплопроводную пасту типа «Эластосил», теплопроводную прокладку или др.

Для исключения неконтролируемого теплообмена с окружающим пространством и другим оборудованием КА БМ со всех сторон кроме основания плиты закрывается экранно-вакуумной теплоизоляцией (8). Теплосъем с аккумуляторов 9 и узлов сервисного оборудования осуществляется только на плиту 7.

БМ работает следующим образом.

При штатном функционировании (т.е. при всех исправных узлах БМ и расчетных условиях эксплуатации) управление режимами работы ЗУ и РУ осуществляется по командам из БК, которые формируются по специальному алгоритму на основе информации, получаемой из МО, который, в свою очередь, обрабатывает сигналы с аккумуляторов и других элементов БМ (давление, напряжение, температура и др.). При снижении температуры аккумуляторов до минимального установленного уровня БК включает ЭО, а при повышении температуры и достижении второго установленного уровня выключает его.

В случае отказа или временного сбоя в работе БК управление режимами работы ЗУ, РУ берет на себя БА и осуществляет его по заранее установленным («жестким») уставкам сигнальных параметров с аккумуляторов. При этом БМ обеспечивает энергетические характеристики (емкость, энергия, напряжение), необходимые для поддержания живучести КА. Экранно-вакуумная теплоизоляция исключает неконтролируемый теплообмен БМ с окружающим пространством, что защищает узлы БМ от локальных перегревов и переохлаждений, т.к. весь теплообмен обеспечивается только через тепловыравнивающую плиту 7.

Возможны два принципиальных варианта отвода тепла с плиты БМ:

Вариант 1 - передачей тепла на теплорегулируемую поверхность КА кондуктивным способом (теплоотвод тепла внутри теплорегулируемой поверхности осуществляется с помощью встроенных тепловых труб или жидкостного тракта);

Вариант 2 - излучением тепла непосредственно с внешней поверхности плиты модуля в космическое пространство, для чего на внешней стороне плиты 7 устанавливают специальное оптическое покрытие с большим коэффициентом излучения.

Вариант 1 показан на фиг.3. Здесь изображена посадочная плита КА 10 с встроенными тепловыми трубами 11 (или жидкостным коллектором), к которой прикрепляется батарейный модуль. Для улучшения теплосъема с модуля между плитами 7 (БМ) и 10(КА) устанавливают теплопроводящее покрытие 12, в качестве которого могут применяться теплопроводные пасты типа "Эластосил" или теплопроводящие прокладки.

Вариант 2 показан на фиг.4. Здесь на внешней поверхности плиты 7 БМ устанавливают оптическое покрытие 13, в качестве которого, как правило, применяют стеклянные пластинки с напыленным алюминием. Назначение оптического покрытия - эффективно сбрасывать тепло в космос с БМ и отражать световые потоки.

Оптическое покрытие является неотъемлемой частью БМ, а модуль устанавливают на КА таким образом, чтобы поверхность с оптическим покрытием была направлена в сторону открытого космического пространства, причем стремятся к тому, чтобы засветка солнечными лучами этой поверхности была минимальной. Так, например, на геостационарных КА это «северная» и «южная» стороны аппарата (по отношению к полюсам Земли), на низкоорбитальных КА, ориентированных одной осью на Землю, - это поверхность, обращенная к Земле, и т.п.

Отличие варианта БМ 2 от варианта БМ 1 заключается только в наличии оптического покрытия на внешней стороне плиты. Заявляемое изобретение планируется применить на проектируемых КА.

Claims

1. Батарейный модуль электропитания для космического аппарата, состоящий из аккумуляторов, соединенных в батарею, зарядного и разрядного устройств, блока автоматики и управления, модуля обмена с бортовым компьютером КА и электрообогревателя, отличающийся тем, что все указанные узлы установлены своими основаниями на общую силовую тепловыравнивающую плиту, причем площадь плиты выбрана так, чтобы при максимальном тепловыделении узлов модуля температура аккумуляторов не превысила максимально допустимого для них значения, а со всех сторон модуля, кроме внешней поверхности плиты, устанавливают экранно-вакуумную теплоизоляцию.

2. Батарейный модуль электропитания для космического аппарата по п.1, отличающийся тем, что на указанной внешней поверхности плиты, обращенной в открытое космическое пространство, выполнено оптическое покрытие с высоким коэффициентом теплоизлучения.