RU2395148C1 - Автономная система электропитания космического аппарата - Google Patents
Автономная система электропитания космического аппарата Download PDFInfo
- Publication number
- RU2395148C1 RU2395148C1 RU2009107810/09A RU2009107810A RU2395148C1 RU 2395148 C1 RU2395148 C1 RU 2395148C1 RU 2009107810/09 A RU2009107810/09 A RU 2009107810/09A RU 2009107810 A RU2009107810 A RU 2009107810A RU 2395148 C1 RU2395148 C1 RU 2395148C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- battery
- solar battery
- solar
- input
- power supply
- Prior art date
Links
Classifications
-
- Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
- Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
- Y02E—REDUCTION OF GREENHOUSE GAS [GHG] EMISSIONS, RELATED TO ENERGY GENERATION, TRANSMISSION OR DISTRIBUTION
- Y02E10/00—Energy generation through renewable energy sources
- Y02E10/50—Photovoltaic [PV] energy
- Y02E10/56—Power conversion systems, e.g. maximum power point trackers
Abstract
Изобретение относится к электротехнике и может быть использовано при проектировании автономных систем электропитания космических аппаратов. Технический результат состоит в повышении эффективности использования первичного источника ограниченной мощности. Автономная система электропитания космического аппарата содержит солнечную батарею, состоящую из солнечных элементов и включенных последовательно блокирующих диодов, стабилизатор напряжения, включенный между солнечной батареей и нагрузкой, аккумуляторную батарею, зарядное устройство и разрядное устройство. Аккумуляторная батарея одним из входов соединена с выходом зарядного устройства и входом разрядного устройства. Вход зарядного устройства соединен с солнечной батареей. Выход разрядного устройства соединен с солнечной батареей и входом стабилизатора напряжения. Солнечная батарея, аккумуляторная батарея и нагрузка своими вторыми выводами соединены общей шиной. Вход зарядного устройства соединен с солнечной батареей между солнечными элементами и блокирующими диодами. 1 з.п. ф-лы, 1 ил.
Description
Заявляемое изобретение относится к электротехнической промышленности и может быть использовано при создании и эксплуатации автономных систем электропитания, преимущественно космических аппаратов (КА).
При создании КА важнейшее значение имеет обеспечение максимальных целевых возможностей, при жестко ограниченных характеристиках по массе. Иными словами, если речь идет о связных К А, необходимо обеспечение максимальной мощности и количества каналов бортового ретранслятора.
Эта задача, в отношении автономной системы электропитания КА, может быть решена только при условии повышения эффективности использования первичных источников электроэнергии (преимущественно солнечных батарей), вторичных источников электроэнергии (преимущественно аккумуляторных батарей) и совершенствования системы автоматики согласующей работу указанных источников с обеспечением стабильного напряжения на входах потребителей электроэнергии.
Известны автономные системы электропитания КА описанные в «Системы электропитания космических аппаратов, Новосибирск, ВО "Наука", 1994 г.» [1].
Известные автономные системы электропитания КА предусматривают стабилизацию напряжения от первичного источника ограниченной мощности (солнечной батареи) на нагрузке стабилизированными преобразователями различного типа.
Наиболее близким техническим решением является автономная система электропитания КА, описанная в материалах патента №2317216, который выбран в качестве прототипа.
Известная автономная система электропитания КА содержит солнечную батарею, стабилизатор напряжения, включенный между солнечной батареей и нагрузкой, аккумуляторную батарею, зарядное и разрядные устройства, при этом аккумуляторная батарея одним из входов соединена с выходом зарядного устройства и входом разрядного устройства, вход зарядного устройства соединен с выходом солнечной батареи и входом стабилизатора напряжения, а выход разрядного устройства соединен с выходом солнечной батареи и входом стабилизатора напряжения, причем солнечная батарея, аккумуляторная батарея и нагрузка своими вторыми выводами соединены общей шиной.
Недостатком известной автономной системы электропитания КА является недостаточно эффективное использование первичного источника электроэнеогии (солнечной батареи).
В известном изобретении структура солнечной батареи не раскрыта, однако известно, что солнечная батарея содержит блокирующие диоды (см. Раушенбах Г. Справочник по проектированию солнечных батарей. - М.: Энергоатомиздат, 1983, стр.171), наличие которых обуславливает потери мощности при протекании тока. В то же время блокирующие диоды необходимы для исключения протекания «темнового» тока на солнечную батарею от аккумуляторной батареи при прохождении КА теневого участка орбиты или от самой солнечной батареи при частичном затенении какой-либо из ее параллельных секций конструкцией КА на частично затененную секцию. Однако цепи заряда аккумуляторной батареи пропускают ток только в направлении заряда. При этом они функционально не нуждаются в наличии блокирующих диодов в солнечной батарее, так как содержат в своем составе собственные элементы, исключающие протекание обратного тока.
Задачей заявляемого изобретения является повышение эффективности использования первичного источника ограниченной мощности в автономной системе электропитания КА.
Поставленная задача достигается тем, что в автономной системе электропитания космического аппарата, содержащей солнечную батарею, состоящую из солнечных элементов и включенных последовательно блокирующих диодов, стабилизатор напряжения, включенный между солнечной батареей и нагрузкой, аккумуляторную батарею, зарядное устройство и разрядное устройство, при этом аккумуляторная батарея одним из входов соединена с выходом зарядного устройства и входом разрядного устройства, вход зарядного устройства соединен с солнечной батареей, а выход разрядного устройства соединен с солнечной батареей и входом стабилизатора напряжения, причем солнечная батарея, аккумуляторная батарея и нагрузка своими вторыми выводами соединены общей шиной, при этом вход зарядного устройства соединен с солнечной батареей между солнечными элементами и блокирующими диодами. Кроме того, солнечная батарея выполнена из «n» параллельно включенных секций, каждая из которых содержит солнечные элементы и включенные последовательно блокирующие диоды, а зарядное устройство содержит «n» регулирующих транзисторных ключей, вход каждого из которых подключен к соответствующей секции солнечной батареи между солнечными элементами и блокирующими диодами.
Суть заявляемого изобретения поясняется чертежом, на котором приведена функциональная схема автономной системы электропитания КА.
Автономная система электропитания КА содержит солнечную батарею 1, подключенную к нагрузке 2 через стабилизатор напряжения 3, аккумуляторную батарею 4, подключенную через зарядное устройство 5 к солнечной батарее 1, а через разрядное устройство 6 к входу стабилизатора напряжения 3. При этом солнечная батарея 1 состоит из «n» параллельно включенных секций, каждая из которых содержит солнечные элементы (фотопреобразователи) E1-En, и включенные последовательно блокирующие диоды ДE1-ДEn, а зарядное устройство содержит «n» регулирующих транзисторных ключей 71-7n, вход каждого из которых подключен к соответствующей секции солнечной батареи между солнечными элементами E1-Еn и блокирующими диодами ДE1-ДЕn.
В случае, если солнечная батарея 1 в процессе эксплуатации не подвергается частичным затенениям конструкцией КА, число секций солнечных элементов и соответственно блокирующих диодов может быть равным 1 (n=1).
Зарядное устройство 5 состоит из регулирующих ключей 71-7n, управляемых схемой управления 8, вольтодобавочного узла, выполненного на трансформаторе Tp1, транзисторах Т1 и Т2, выпрямителя на диодах D1 и D2.
Разрядное устройство 6 состоит из регулирующего ключа 9, управляемого схемой управления 10.
Стабилизатор напряжения 3 состоит из регулирующего ключа 11, управляемого схемой управления 12, входного фильтра C1 и выходного фильтра на диоде D, дросселе L и конденсаторе C.
Схемы управления 8, 10, и 12 выполнены в виде широтно-импульсных модуляторов, входом подключенных к шинам стабилизируемого напряжения.
Устройство работает следующим образом. В процессе эксплуатации аккумуляторная батарея 5 работает в режиме хранения и периодических дозарядов от солнечной батареи 1 через зарядное устройство 5, подключенное входом к солнечной батарее между солнечными элементами E1-Еn и блокирующими диодами ДЕ1-ДEn.При этом ток заряда от солнечной батареи 1 протекает, минуя блокирующие диоды ДE1-ДEn, что исключает потерю на них зарядной мощности от солнечной батареи 1 и позволяет использовать эту мощность для питания нагрузки 2.
Питание нагрузки 2 осуществляется от солнечной батареи 1 через стабилизатор напряжения 3.
При прохождении теневых участков орбиты, либо при нарушении ориентации нагрузка 2 питается от аккумуляторной батареи 4 через разрядное устройство 6 и стабилизатор напряжения 3.
Таким образом, заряд аккумуляторной батареи от источника ограниченной мощности (солнечной батареи) будет обеспечиваться без потерь на блокирующих диодах, что позволяет повысить эффективность использования первичного источника ограниченной мощности и в итоге повысить функциональные возможности КА в целом.
Claims (2)
1. Автономная система электропитания космического аппарата, содержащая солнечную батарею, состоящую из солнечных элементов и включенных последовательно блокирующих диодов, стабилизатор напряжения, включенный между солнечной батареей и нагрузкой, аккумуляторную батарею, зарядное устройство и разрядное устройство, при этом аккумуляторная батарея одним из входов соединена с выходом зарядного устройства и входом разрядного устройства, вход зарядного устройства соединен с солнечной батареей, а выход разрядного устройства соединен с солнечной батареей и входом стабилизатора напряжения, причем солнечная батарея, аккумуляторная батарея и нагрузка своими вторыми выводами соединены с общей шиной, отличающаяся тем, что вход зарядного устройства соединен с солнечной батареей между солнечными элементами и блокирующими диодами.
2. Автономная система электропитания по п.1, отличающаяся тем, что солнечная батарея выполнена из «n» параллельно включенных секций, каждая из которых содержит солнечные элементы и включенные последовательно блокирующие диоды, а зарядное устройство содержит «n» регулирующих транзисторных ключей, вход каждого из которых подключен к соответствующей секции солнечной батареи между солнечными элементами и блокирующими диодами.
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2009107810/09A RU2395148C1 (ru) | 2009-03-04 | 2009-03-04 | Автономная система электропитания космического аппарата |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2009107810/09A RU2395148C1 (ru) | 2009-03-04 | 2009-03-04 | Автономная система электропитания космического аппарата |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2395148C1 true RU2395148C1 (ru) | 2010-07-20 |
Family
ID=42686104
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2009107810/09A RU2395148C1 (ru) | 2009-03-04 | 2009-03-04 | Автономная система электропитания космического аппарата |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2395148C1 (ru) |
Cited By (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US9780564B2 (en) | 2012-09-28 | 2017-10-03 | Eaton Corporation | Dual-input inverter and method of controlling same |
| RU2677629C1 (ru) * | 2017-12-18 | 2019-01-18 | Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего образования "Новосибирский государственный технический университет" (НГТУ) | Энергопреобразующая аппаратура для систем электропитания постоянного тока аэрокосмических аппаратов |
| RU2699764C1 (ru) * | 2018-07-05 | 2019-09-10 | Акционерное общество "Информационные спутниковые системы" имени академика М.Ф. Решетнёва" | Способ питания нагрузки постоянным током в автономных системах электропитания космических аппаратов и автономная система электропитания для его реализации |
-
2009
- 2009-03-04 RU RU2009107810/09A patent/RU2395148C1/ru not_active IP Right Cessation
Non-Patent Citations (1)
| Title |
|---|
| СОУСТИН В.П. и др. Системы электропитания космических кораблей. - Новосибирск: Наука, 1994, с.35-38. * |
Cited By (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US9780564B2 (en) | 2012-09-28 | 2017-10-03 | Eaton Corporation | Dual-input inverter and method of controlling same |
| RU2677629C1 (ru) * | 2017-12-18 | 2019-01-18 | Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего образования "Новосибирский государственный технический университет" (НГТУ) | Энергопреобразующая аппаратура для систем электропитания постоянного тока аэрокосмических аппаратов |
| RU2699764C1 (ru) * | 2018-07-05 | 2019-09-10 | Акционерное общество "Информационные спутниковые системы" имени академика М.Ф. Решетнёва" | Способ питания нагрузки постоянным током в автономных системах электропитания космических аппаратов и автономная система электропитания для его реализации |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| Mishra et al. | Switched-boost action based multiport converter | |
| US8981738B2 (en) | Solar array regulator based on step-up and down conversion and solar power system comprising the same | |
| NZ732362A (en) | Electric vehicle power distribution system | |
| EP2463995B1 (en) | Fault tolerant synchronous rectifier PWM regulator | |
| RU2337452C1 (ru) | Способ питания нагрузки постоянным током в составе автономной системы электропитания искусственного спутника земли и автономная система электропитания для его реализации | |
| US9281712B2 (en) | Electrical power conditioning unit and system | |
| RU2395148C1 (ru) | Автономная система электропитания космического аппарата | |
| Zhang et al. | Power management of a modular three-port converter-based spacecraft power system | |
| Gorji et al. | A new two-input and multi-output interleaved DC_DC boost converter for satellites power system | |
| WO2016084400A1 (ja) | 蓄電池システムおよび蓄電方法 | |
| US20170033678A1 (en) | Power converter for eliminating ripples | |
| Chen et al. | A new nonisolated three-port DC-DC converter with high step-up/down ratio | |
| US9876368B2 (en) | Alternating current linked power converting apparatus | |
| Chen et al. | Single inductor, multiple input, multiple output (SIMIMO) power mixer-charger-supply system | |
| Nag et al. | A multi-input single-control (MISC) battery charger for DC nanogrids | |
| KR20100037098A (ko) | 전력 제한된 전원들을 위한 전력 변환기 및 전력 결합기 | |
| Darbali-Zamora et al. | A state space average model for dynamic microgrid based space station simulations | |
| KR102028254B1 (ko) | 차량, 특히 전기 차량 또는 하이브리드 차량, 및 차량의 에너지 저장 셀을 충전하는 방법 | |
| KR20130032585A (ko) | 효율이 높은 벅―부스트 회로 | |
| RU2548664C2 (ru) | Способ питания нагрузки постоянным током в автономной системе электропитания искусственного спутника земли | |
| AboReada et al. | Design and control of non-isolated, multi-input dc/dc converter for effective energy management | |
| RU2535662C2 (ru) | Способ питания нагрузки постоянным током в автономный системе электропитания искусственного спутника земли | |
| Sankar et al. | Implementation of full-bridge three-port converters with wide input voltage range for renewable energy systems | |
| Abdelmoaty et al. | A single-step, single-inductor energy-harvestingbased power supply platform with a regulated battery charger for mobile applications | |
| Zhang et al. | A four-port DC-DC converter to integrate energy storage system and solar PV to supply the grid and local load demand |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20160305 |