RU2396666C1

RU2396666C1 - Electric power supply system of space vehicle

Info

Publication number: RU2396666C1
Application number: RU2009124704/09A
Authority: RU
Inventors: Виктор Спиридонович Кудряшов (RU); Виктор Спиридонович Кудряшов; Виктор Олегович Эльман (RU); Виктор Олегович Эльман; Михаил Владленович Нестеришин (RU); Михаил Владленович Нестеришин; Константин Георгиевич Гордеев (RU); Константин Георгиевич Гордеев; Владимир Николаевич Гладущенко (RU); Владимир Николаевич Гладущенко; Виктор Владимирович Хартов (RU); Виктор Владимирович Хартов; Сергей Григорьевич Кочура (RU); Сергей Григорьевич Кочура; Вадим Геннадьевич Солдатенко (RU); Вадим Геннадьевич Солдатенко; Николай Владимирович Мельников (RU); Николай Владимирович Мельников; Роман Викторович Козлов (RU); Роман Викторович Козлов
Original assignee: Открытое акционерное общество "Информационные спутниковые системы" имени академика М.Ф. Решетнёва"
Priority date: 2009-06-29
Filing date: 2009-06-29
Publication date: 2010-08-10

Abstract

FIELD: electricity.

SUBSTANCE: electric power supply system of space vehicle consists of solar battery, voltage stabiliser, storage battery, external power control; at that, voltage stabiliser of solar battery and discharge device of storage battery are made in the form of bridge inverters with common transformer; at that, input of charging device is connected to output winding of transformer; to the other output windings of transformer there connected are load feed devices with their own ratings of output voltage of alternating or direct current; at that, one of load feed devices is connected to stabiliser of solar battery and to discharge device of storage battery.

EFFECT: enlarging the possibilities of electric power supply system of space vehicle, improving output voltage quality, reducing development and manufacturing costs, reducing the time required for the system development.

1 dwg

Description

Предлагаемое изобретение относится к области космической энергетики, конкретнее к бортовым системам электропитания (СЭП) космических аппаратов (КА).The present invention relates to the field of space energy, and more particularly to on-board power supply systems (BOT) of spacecraft (SC).

Широко известны системы электропитания КА, состоящие из солнечной батареи, аккумуляторной батареи, а также комплекса электронного оборудования, обеспечивающего совместную работу указанных источников на нагрузку КА, преобразование и стабилизацию напряжения.Widely known are the power supply systems of the spacecraft, consisting of a solar battery, a rechargeable battery, and also a complex of electronic equipment that ensures the joint operation of these sources on the spacecraft load, voltage conversion and stabilization.

Тактико-технические характеристики СЭП, а для космической техники важнейшая из них - удельная мощность, т.е. отношение мощности, вырабатываемой системой электропитания, к ее массе (Руд=Рсэп/Мсэп), зависят прежде всего от удельно-массовых характеристик используемых источников тока, но и в значительной мере от принятой структурной схемы СЭП, формируемой комплексом электронного оборудования СЭП, который определяет режимы эксплуатации источников и эффективность использования их потенциальных возможностей.The performance characteristics of the BOT, and for space technology the most important of them is the specific power, i.e. the ratio of the power generated by the power supply system to its mass (Rud = Rsep / Msep) depends primarily on the specific mass characteristics of the current sources used, but also to a large extent on the adopted structural scheme of the SES formed by the electronic equipment of the SES, which determines the modes exploitation of sources and the effectiveness of using their potential.

Известны системы электропитания КА со структурными схемами, 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 в статье A POWER, FOR A 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). Предложена СЭП мощностью 5 кВт, с напряжением 42 В. КПД использования мощности солнечной батареи - 97%, эффективность использования емкости аккумуляторной батареи - 80% (в конце 15-летнего срока службы КА).Known spacecraft power supply systems with structural schemes that provide: stabilization of constant voltage at the load (with an accuracy of 0.5-1.0% of the nominal value), stabilization of voltage on the solar battery, which provides power removal from it near the optimal operating point volt-ampere characteristic (CVC), and also optimal algorithms are implemented to control the operating modes of the batteries, allowing to provide the maximum possible capacitive parameters during a long cycle batteries in orbit. As an example of such power supply systems, we cite the design of the BOT for a geostationary connected spacecraft in the article A POWER, FOR A TELECOMMUNICATION SATELLITE. L. Croci, P. Galantini, C. Marana (Proceedings of the European Space Power Conference held in Graz, Austria, August 23-27, 1993 (ESA WPP-054, August 1993). A 5 kW power supply with a voltage of 42 V is proposed. The efficiency of using the power of the solar battery is 97%, the efficiency of using the capacity of the battery is 80% (at the end of the 15-year spacecraft life).

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 B±1%. Шунтовые стабилизаторы поддерживают на секциях солнечной батареи напряжение 42 B, а проектирование солнечной батареи ведется т.о., чтобы в конце 15 лет оптимальная рабочая точка ВАХ соответствовала этому напряжению.In the SES structural scheme, the solar battery is divided into 16 sections, each of which is regulated by its own shunt voltage regulator, and the outputs of the sections are connected via decoupling diodes to a common stabilized bus, on which 42 B ± 1% is supported. Shunt stabilizers maintain a voltage of 42 V on the sections of the solar battery, and the design of the solar battery is carried out so that at the end of 15 years the optimal operating point of the I-V characteristic corresponds to this voltage.

По аналогичной структурной схеме выполнено абсолютное большинство систем электропитания зарубежных и ряд отечественных КА, таких как, например, HS-702, А-2100 (США), Spacebus-3000, 4000 (Западная Европа), Sesat, «Экспресс-АМ», «Ямал» (Россия) и т.п.The absolute majority of foreign power supply systems and a number of domestic spacecraft, such as, for example, HS-702, A-2100 (USA), Spacebus-3000, 4000 (Western Europe), Sesat, Express-AM, “Performed Yamal ”(Russia), etc.

В статье «Приборный комплекс систем электропитания ИСЗ с экстремальным регулированием мощности солнечной батареи», авторы В.С.Кудряшов, М.В.Нестеришин, А.В.Жихарев, В.О.Эльман, А.С.Поляков (ж. Приборостроение, том.47, апрель 2004 г., №4) приводится описание структурной схемы СЭП с экстремальным регулятором мощности солнечной батареи, показан эффект от такого регулирования на геостационарном спутнике связи «Экспресс-А», составивший по результатам летных измерений до 5% увеличения выходной мощности батареи. По схеме с экстремальным регулятором солнечной батареи выполнены СЭП многих отечественных КА, таких как геостационарные КА «Галс», «Экспресс», высокоорбитальные «Глонасс-М», низкоорбитальные «Гонец» и др.In the article “Instrumentation complex of satellite power supply systems with extreme control of the solar battery power”, authors V.S. Kudryashov, M.V. Nesterishin, A.V. Zhikharev, V.O. Elman, A.S. Polyakov (J. Instrument making vol. 47, April 2004, No. 4) a description is given of the structural scheme of the solar-electric power system with an extreme solar battery power regulator, and the effect of such regulation on the Express-A geostationary communications satellite is shown, which, based on the results of flight measurements, amounts to a 5% increase in the output battery power. According to the scheme with an extremal solar battery regulator, SEPs of many domestic spacecraft were performed, such as the Gals, Express geostationary spacecraft, the high-altitude Glonass-M, the low-orbit Gonets, and others.

При достигнутых высоких тактико-технических характеристиках СЭП современных КА они имеют общий недостаток - они не универсальны, что ограничивает область их использования.With the achieved high tactical and technical characteristics of the solar cells of modern spacecraft, they have a common drawback - they are not universal, which limits the scope of their use.

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 номиналом, например, 27 B, или 40 B, или 70 B, или 100 B.It is known that for supplying various equipment of a particular spacecraft, several values of the supply voltage are required, from units to tens and hundreds of volts, while in the implemented SES a single DC bus is formed with a single rating, for example, 27 V, or 40 V, or 70 B, or 100 B.

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.When switching from one rating of the supply voltage of the equipment to another, it is necessary to develop a new power supply system with a cardinal processing of current sources - solar and rechargeable batteries and with corresponding time and financial costs.

В особенности этот недостаток сказывается при создании новых модификаций КА на основе базового варианта, что является магистральным направлением в современном космическом аппаратостроении.In particular, this drawback affects the creation of new spacecraft modifications on the basis of the basic version, which is the main direction in modern space apparatus engineering.

Другим недостатком систем является низкая помехозащищенность потребителей электроэнергии на борту космического аппарата. Это объясняется наличием гальванической связи между шинами питания аппаратуры и источниками тока. Поэтому при резких колебаниях нагрузки, например в моменты включения или отключения отдельных потребителей, возникают колебания напряжения на общей выходной шине системы электропитания, т.н. переходные процессы, вызванные всплесками напряжения на внутреннем сопротивлении источников тока.Another disadvantage of the systems is the low noise immunity of electricity consumers on board the spacecraft. This is due to the presence of galvanic communication between the equipment power buses and current sources. Therefore, during sudden fluctuations in the load, for example, at the moments when individual consumers are turned on or off, voltage fluctuations occur on the common output bus of the power supply system, the so-called transients caused by surges on the internal resistance of current sources.

Предлагается система электропитания с новой структурной схемой, которая позволяет устранить отмеченные выше недостатки известных систем электропитания космических аппаратов.A power supply system with a new block diagram is proposed, which allows to eliminate the above-mentioned disadvantages of the known power systems for spacecraft.

Наиболее близким техническим решением к предлагаемому является автономная система электропитания КА по патенту РФ 2297706, выбранная в качестве прототипа.The closest technical solution to the proposed is an autonomous power supply system of the spacecraft according to the patent of the Russian Federation 2297706, selected as a prototype.

Прототип обладает теми же недостатками, что и рассмотренные выше аналоги.The prototype has the same disadvantages as the above analogues.

Задачей предлагаемого изобретения является расширение возможностей системы электропитания КА, повышение качества выходного напряжения, снижение затрат на разработку и изготовление, сокращение сроков разработки системы.The objective of the invention is to expand the capabilities of the power supply system of the spacecraft, improving the quality of the output voltage, reducing the cost of development and manufacturing, reducing the time of development of the system.

Суть заявляемого изобретения поясняется чертежом.The essence of the invention is illustrated in the drawing.

Система электропитания состоит из солнечной батареи 1, аккумуляторной батареи 2, стабилизатора напряжения солнечной батареи 3, разрядного устройства аккумуляторной батареи 4, зарядного устройства аккумуляторной батареи 5, экстремального регулятора мощности солнечной батареи 6, соединенного своими входами с разрядным 4 и зарядным 5 устройствами и с датчиком тока солнечной батареи 7, а выходом - со стабилизатором напряжения солнечной батареи 3.The power supply system consists of a solar battery 1, a battery 2, a voltage stabilizer for a solar battery 3, a discharge device for a battery 4, a charger for a battery 5, an extreme power regulator for a solar battery 6 connected to its inputs with a discharge 4 and a charger 5 and a sensor the current of the solar battery 7, and the output with a voltage regulator of the solar battery 3.

Стабилизатор 3 и разрядное устройство 4 выполнены в виде мостовых инверторов. Описания подобных мостовых инверторов приведены, например, в статьях: «Высокочастотные преобразователи напряжения с резонансным переключением», автор А.В.Лукин (ж.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, 568 с.The stabilizer 3 and the discharge device 4 are made in the form of bridge inverters. Descriptions of such bridge inverters are given, for example, in the articles: “High-frequency voltage converters with resonant switching”, author A.V. Lukin (J. Power supply, scientific and technical collection issue 1, edited by Yu.I. Konev. Association “Power” , M., 1993), The Series Connected Buck Boost Regulator For High Efficiency DC Voltage Regulation, by Arthur G. Birchenough (NASA Technical Memorandum 2003-212514, NASA Lewis Research Center, Cleveland, OH), and also in the STRUCTURAL DIAGRAM AND SCHEMOTECHNICAL SOLUTIONS OF COMPLEXES OF AUTOMATION AND STABILIZATION OF SEP OF AN UNLAPPING GEOSTATIONARY KA WITH GALVANIC WHICH IS THE DISCONNECTING ONBOARD EQUIPMENT FROM SOLAR AND BATTERY BATTERIES authors Polyakov SA, Chernyshev AI, Elman V.O., Kudryashov B.C., see “Electronic and Electromechanical Systems and Devices: Sat. scientific works of SPC "Polyus". - Tomsk: MGP "RASCO" at the publishing house "Radio and Communications", 2001, 568 p.

Выходные обмотки 9, 10 стабилизатора и разрядного устройства соответственно соединены с общим трансформатором 8 в качестве его первичных обмоток. Солнечная батарея 1 соединена со стабилизатором 3 плюсовой и минусовой шинами, причем в одной из шин установлен упомянутый датчик тока 7. Аккумуляторная батарея 2 соединена с разрядным устройством плюсовой и минусовой шинами. Зарядное устройство 5 своим входом соединено с вторичной обмоткой 11 трансформатора 8, а выходом - с плюсовой и минусовой шинами аккумуляторной батареи 2.The output windings 9, 10 of the stabilizer and the discharge device are respectively connected to a common transformer 8 as its primary windings. The solar battery 1 is connected to the stabilizer 3 of the plus and minus buses, and the current sensor 7 is installed in one of the buses. The battery 2 is connected to the discharge device of the plus and minus buses. The charger 5 with its input is connected to the secondary winding 11 of the transformer 8, and the output is with the plus and minus tires of the battery 2.

С вторичными обмотками 12 трансформатора 8 соединены устройства питания 13 нагрузок 14 со своими номиналами выходного напряжения переменного тока и с вторичными обмотками 15 трансформатора 8 соединены устройства питания 16 нагрузок 17 постоянного тока со своими номиналами напряжения, одно из устройств питания 18 нагрузки 19 постоянного или переменного тока, соединенного с вторичной обмоткой 20 трансформатора 8, выбрано в качестве основного, и по нему осуществляют стабилизацию напряжения на вторичной обмотке 20 трансформатора 8. С этой целью устройство 18 соединено обратными связями со стабилизатором 3 и разрядным устройством 4.With the secondary windings 12 of the transformer 8, power supply devices 13 of the loads 14 are connected with their AC output voltage ratings and with the secondary windings 15 of the transformer 8 the power supply devices 16 of the DC 17 loads with their voltage ratings are connected, one of the power supply devices 18 of the load 19 DC or AC connected to the secondary winding 20 of the transformer 8, is selected as the main one, and it is used to stabilize the voltage on the secondary winding 20 of the transformer 8. To this end, The property 18 is connected by feedbacks to the stabilizer 3 and the discharge device 4.

Формирование переменного напряжения на выходной обмотке 9 стабилизатора 3 обеспечивается его схемой управления 21, которая по определенному закону открывает попарно транзисторы 22, 23 и 24, 25 соответственно.The formation of an alternating voltage at the output winding 9 of the stabilizer 3 is provided by its control circuit 21, which, according to a certain law, opens transistors 22, 23 and 24, 25 in pairs, respectively.

Аналогичным образом формируется переменное напряжение на выходной обмотке 10 разрядного устройства 4 его схемой управления 26 транзисторами 27, 28 и 29, 30 соответственно.Similarly, an alternating voltage is formed on the output winding 10 of the discharge device 4 by its control circuit 26 of transistors 27, 28 and 29, 30, respectively.

Экстремальный регулятор мощности 6 с учетом показаний датчика тока 7 и напряжения на солнечной батарее 1 выдает сигнал коррекции на изменение закона открытия транзисторов стабилизатора 3 таким образом, чтобы на солнечной батарее устанавливалось напряжение, равное оптимальному напряжению вольт-амперной характеристики (ВАХ) солнечной батареи.The extreme power regulator 6, taking into account the readings of the current sensor 7 and the voltage on the solar battery 1, gives a correction signal for changing the law of opening of the stabilizer 3 transistors so that the solar battery is set to a voltage equal to the optimal voltage of the current-voltage characteristic (CVC) of the solar battery.

Система электропитания работает в следующих основных режимах.The power supply system operates in the following main modes.

1. Питание нагрузок от солнечной батареи.1. Power supply of loads from the solar battery.

При превышении мощности солнечной батареи над суммарной мощностью, потребляемой нагрузками, мостовым стабилизатором 3 с помощью обратной связи устройства 18 и стабилизатора 3 на вторичной обмотке 20 трансформатора 8 поддерживается стабильное напряжение на уровне, при котором обеспечивается требуемая стабильность напряжения на нагрузке 19. При этом на вторичных обмотках 11, 12, 15 трансформатора также поддерживается стабильное переменное напряжение с учетом коэффициентов трансформации обмоток. Аккумуляторная батарея 2 полностью заряжена. Зарядное 5 и разрядное 4 устройства выключены, экстремальный регулятор 6 отключен.When the power of the solar battery exceeds the total power consumed by the loads, the bridge stabilizer 3 using the feedback of the device 18 and the stabilizer 3 on the secondary winding 20 of the transformer 8 maintains a stable voltage at a level at which the required voltage stability on load 19 is ensured. windings 11, 12, 15 of the transformer also maintains a stable alternating voltage taking into account the transformation ratios of the windings. Battery 2 is fully charged. Charger 5 and bit 4 devices are turned off, extreme controller 6 is turned off.

2. Заряд аккумуляторной батареи.2. Battery charge.

При появлении необходимости заряда аккумуляторной батареи зарядное устройство 5 формирует сигнал на включение заряда и обеспечивает его, преобразовывая переменный ток с вторичной обмотки 11 трансформатора 8 в постоянный ток заряда батареи. Сигнал о включении зарядного устройства 5 поступает также на вход экстремального регулятора 6, который включает стабилизатор 3 в режим экстремального регулирования мощности солнечной батареи. Величина зарядного тока аккумуляторной батареи определяется разницей между мощностью солнечной батареи в оптимальной рабочей точке ее вольт-амперной характеристики и суммарной мощностью нагрузок. Разрядное устройство отключено.When it becomes necessary to charge the battery, the charger 5 generates a signal to turn on the charge and provides it by converting alternating current from the secondary winding 11 of the transformer 8 into a constant current battery charge. The signal that the charger 5 is turned on also arrives at the input of the extreme controller 6, which turns on the stabilizer 3 in the extreme power control mode of the solar battery. The value of the charging current of the battery is determined by the difference between the power of the solar battery at the optimum operating point of its current-voltage characteristics and the total power of the loads. The discharge device is turned off.

3. Питание нагрузки от аккумуляторной батареи.3. Power supply load from the battery.

Такой режим формируется при попадании КА в тень Земли, Луны, при возможных аномальных ситуациях с потерей ориентации панелей солнечной батареи, при выведении КА на орбиту, когда панели солнечной батареи сложены. Мощность солнечной батареи равна нулю, и питание нагрузки обеспечивается за счет разряда аккумуляторной батареи. В этом режиме стабилизация напряжения на вторичной обмотке 20 трансформатора 8 обеспечивается разрядным устройством аналогично первому режиму, с помощью обратной связи устройства 18 с разрядным устройством Стабилизатор 3, экстремальный регулятор 6, зарядное устройство 5 отключены.This mode is formed when the spacecraft enters the shadow of the Earth, the Moon, in case of possible anomalous situations with a loss of orientation of the solar panel panels, when the spacecraft is put into orbit when the solar panel is folded. The power of the solar battery is zero, and the load is supplied by discharging the battery. In this mode, the voltage stabilization on the secondary winding 20 of the transformer 8 is provided by a discharge device similar to the first mode, using the feedback of the device 18 with the discharge device Stabilizer 3, extreme regulator 6, charger 5 are disconnected.

4. Питание нагрузки совместно от солнечной батареи и аккумуляторной батареи.4. Power supply to the load together from the solar battery and battery.

Режим формируется при недостатке 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 и т.п.The mode is formed when there is a lack of solar power to power all connected consumers, for example, when peak loads are turned on, when the spacecraft maneuvers to correct the orbit, when the spacecraft enters and exits from shadow sections of the orbit, etc.

В этом режиме стабилизатор 3 экстремальным регулятором 6 по сигналу из разрядного устройства 4 включается в режим экстремального регулирования мощности солнечной батареи 1, а недостающая для питания нагрузок мощность добавляется за счет разряда аккумуляторной батареи 2. Стабилизация напряжения на вторичной обмотке 20 трансформатора 8 обеспечивается разрядным устройством 4 с помощью обратной связи устройства 18 с разрядным устройством 4.In this mode, the stabilizer 3 by the extremal regulator 6 is turned on by the signal from the discharge device 4 into the extreme power control mode of the solar battery 1, and the power insufficient to supply the loads is added by discharging the battery 2. The voltage stabilization on the secondary winding 20 of the transformer 8 is provided by the discharge device 4 using the feedback of the device 18 with the discharge device 4.

Система электропитания работает полностью в автоматическом режиме.The power supply system is fully automatic.

Предлагаемая система электропитания КА имеет следующие преимущества перед известными системами:The proposed spacecraft power supply system has the following advantages over known systems:

обеспечивает на выходе необходимые для питания разнообразных нагрузок КА стабильные номиналы напряжения постоянного или переменного тока, что расширяет ее возможности применения на КА различных классов или при модернизации существующих аппаратов;provides at the output stable voltage ratings of direct or alternating current necessary for powering a variety of spacecraft loads, which expands its possibilities of using spacecraft of various classes or when upgrading existing vehicles;

более высокое качество напряжения питания нагрузок за счет снижения помех, т.к. шины питания нагрузок гальванически (через трансформатор) развязаны от шин источников тока;higher quality of the supply voltage of the loads by reducing interference, because load power buses are galvanically isolated (through a transformer) from current source buses;

обеспечивается высокая степень унификации системы и возможность ее адаптации к изменяющимся условиям применения на различных типах КА или их модификациях с минимальной доработкой в части устройств питания нагрузок, не затрагивая базовые узлы системы (солнечную и аккумуляторную батареи, стабилизатор, зарядное и разрядное устройства),provides a high degree of system unification and the possibility of adapting it to changing application conditions on various types of spacecraft or their modifications with minimal improvement in terms of load power devices, without affecting the basic components of the system (solar and rechargeable batteries, stabilizer, charging and discharge devices),

обеспечивается возможность независимого проектирования и оптимизации источников тока по напряжению, выбору типоразмеров аккумуляторов, единичных генераторов солнечной батареи и т.п.;the possibility of independent design and optimization of current sources for voltage, the choice of sizes of batteries, single generators of a solar battery, etc .;

сокращается время и снижаются затраты на разработку и изготовление системы электропитания.time is reduced and the cost of developing and manufacturing a power supply system is reduced.

В настоящее время в ОАО «ИСС» им. М.Ф.Решетнева» совместно с рядом смежных предприятий ведется разработка предлагаемой системы электропитания, идет изготовление отдельных лабораторных узлов устройства. На первых образцах мостового инвертора получен кпд, равный 95-96,5%.Currently, in JSC "ISS" them. MF Reshetneva ”, together with a number of related enterprises, the proposed power supply system is being developed, individual laboratory units of the device are being manufactured. The first samples of the bridge inverter obtained an efficiency equal to 95-96.5%.

Из известных заявителю патентно-информационных материалов не обнаружена совокупность признаков, сходных с совокупностью признаков заявляемого объекта.Of the patent information materials known to the applicant, a combination of features similar to the combination of features of the claimed object has not been found.

Claims

The power supply system of the spacecraft, consisting of a solar battery connected by its plus and minus buses to the voltage regulator, a battery connected by its plus and minus buses to the input of the discharge and the output of the chargers, an extreme power regulator of the solar battery connected by inputs to the current sensor, installed in one of the tires between the solar battery and the voltage stabilizer, the discharge and battery chargers, and the output with the stabilizer the voltage of the solar battery, characterized in that the voltage regulator of the solar battery and the discharge device of the battery are made in the form of bridge inverters with a common transformer, while the input of the charger is connected to the output winding of the transformer, the load power devices with their own are connected to the other output windings of the transformer rated output voltage of AC or DC, and one of the load power devices is connected to the solar stabilizer rei and battery discharge device.