RU2550079C2 - Method of load feeding by direct current in autonomous electric power supply system of man-made satellite - Google Patents
Method of load feeding by direct current in autonomous electric power supply system of man-made satellite Download PDFInfo
- Publication number
- RU2550079C2 RU2550079C2 RU2013144362/07A RU2013144362A RU2550079C2 RU 2550079 C2 RU2550079 C2 RU 2550079C2 RU 2013144362/07 A RU2013144362/07 A RU 2013144362/07A RU 2013144362 A RU2013144362 A RU 2013144362A RU 2550079 C2 RU2550079 C2 RU 2550079C2
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- voltage
- battery
- batteries
- acc
- power supply
- Prior art date
Links
Images
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
Description
Изобретение относится к электротехнической промышленности и может быть использовано при проектировании автономных систем электропитания искусственных спутников Земли (ИСЗ).The invention relates to the electrical industry and can be used in the design of autonomous power systems for artificial Earth satellites (AES).
В настоящее время в космической технике успешно развивается процесс создания ИСЗ для решения широкого круга народнохозяйственных задач. Это связь, навигация, геодезия, картография, метеорология и многое другое.Currently, in space technology, the process of creating a satellite to solve a wide range of national economic problems is successfully developing. These are communications, navigation, surveying, cartography, meteorology and much more.
При создании ИСЗ существенное значение имеет оптимизация системы электропитания ИСЗ, так как она занимает порядка (15-20)% массы ИСЗ и во многом определяет функциональные и ресурсные возможности создаваемого спутника.When creating a satellite, the optimization of the satellite’s power supply system is essential, since it occupies about (15-20)% of the satellite’s mass and largely determines the functional and resource capabilities of the satellite being created.
Известны способы питания нагрузки постоянным током в автономных системах электропитания ИСЗ, описанные в монографии «Системы электропитания космических аппаратов, Новосибирск, ВО "Наука", 1994 г.».Known methods for supplying DC load in autonomous satellite power supply systems described in the monograph "Spacecraft power supply systems, Novosibirsk, VO" Nauka ", 1994."
Известные способы и автономные системы электропитания ИСЗ предусматривают стабилизацию напряжения от первичного источника ограниченной мощности (солнечной батареи) на нагрузке стабилизированными преобразователями различного типа.Known methods and autonomous satellite power supply systems provide for voltage stabilization from a primary source of limited power (solar battery) at the load with stabilized converters of various types.
Общим недостатком известных способов является то, что они не дают рекомендаций по оптимизации аккумуляторных батарей, количества аккумуляторов в аккумуляторных батареях, что затрудняет создание системы электропитания с высокими удельными энергетическими характеристиками и высокой надежностью.A common disadvantage of the known methods is that they do not give recommendations for the optimization of batteries, the number of batteries in batteries, which makes it difficult to create a power system with high specific energy characteristics and high reliability.
Наиболее близким техническим решением является способ питания нагрузки постоянным током (патент RU №2334337) в автономной системе электропитания искусственного спутника Земли от источника ограниченной мощности, например солнечной батареи, и комплекта из Nаб вторичных источников электроэнергии - аккумуляторных батарей, содержащих Nакк аккумуляторов, соединенных последовательно, с байпасными зарядными и разрядными цепями на каждом аккумуляторе, заключающийся в стабилизации напряжения на нагрузке, проведении заряд-разрядных циклов через индивидуальные зарядные и разрядные преобразователи, контроле аккумуляторных батарей и проведении профилактических работ с аккумуляторными батареями, при этом число аккумуляторов Nакк в каждой аккумуляторной батарее выбирают из соотношения:The closest technical solution is the method of supplying the load with direct current (patent RU No. 2334337) in a stand-alone power supply system for an artificial Earth satellite from a limited power source, such as a solar battery, and a set of N ab secondary sources of electricity - rechargeable batteries containing N acc batteries connected sequentially, with bypass charging and discharge circuits on each battery, which consists in stabilizing the voltage at the load, conducting charge-discharge cycles through individual charging and discharge converters, battery monitoring and maintenance work with batteries, the number of batteries N acc in each battery is selected from the ratio:
Nакк≥(Uн+1)/Uакк.мин,N acc. ≥ (U n +1) / U acc.min ,
где Nакк - число аккумуляторов в аккумуляторной батарее;where N acc - the number of batteries in the battery;
Uн - напряжение на выходе автономной системы электропитания;U n - voltage at the output of the autonomous power supply system;
Uакк.мин - минимальное разрядное напряжение одного аккумулятора.U acc.min - minimum discharge voltage of one battery.
Этот способ выбран в качестве прототипа заявляемого изобретения.This method is selected as a prototype of the claimed invention.
Известный способ позволяет упростить разрядные преобразователи, исключив из них функцию формирования вольтодобавки (при этом в зарядных преобразователях вольтодобавка присутствует).The known method allows to simplify the discharge converters, eliminating from them the function of the formation of voltage boost (while in the charging converters voltage boost is present).
Известный способ был успешно реализован при напряжении на выходе системы электропитания 27 В и 40 В.The known method was successfully implemented with a voltage at the output of the power supply system of 27 V and 40 V.
Анализ известного способа показывает, что количество аккумуляторов в последовательной цепи аккумуляторной батареи становится достаточно большим. Так, при Uн=40 В и использовании никель-водородных аккумуляторных батарей с минимальным разрядным напряжением 1 В, число аккумуляторов составит: Nакк≥(40+1)/1≥41 аккумулятора, однако при использовании литий-ионных аккумуляторных батарей с Uакк.мин=2,7 В, число аккумуляторов составит: Nакк≥(40+1)/2,7≥16 аккумуляторов. При этом здесь не предусматривается дополнительное число аккумуляторов для парирования возможных отказов каких-либо аккумуляторов в процессе эксплуатации (обычно это 1 или 2 аккумулятора). Кроме того, пропорционально количеству аккумуляторов растет величина зарядного напряжения аккумуляторной батареи. Так в рассматриваемом примере для обеспечения заряда литий-ионной аккумуляторной батареи зарядное напряжение должно быть не менее чем 16·4,2+1=68,2 В (для никель-водородной аккумуляторной батареи величина зарядного напряжения несколько больше).Analysis of the known method shows that the number of batteries in the serial circuit of the battery becomes quite large. So, with U n = 40 V and using nickel-hydrogen storage batteries with a minimum discharge voltage of 1 V, the number of batteries will be: N acc ≥ (40 + 1) / 1≥41 batteries, however, when using lithium-ion batteries with U acc.min = 2.7 V, the number of batteries will be: N acc ≥ (40 + 1) / 2.7≥16 batteries. However, an additional number of batteries is not provided here to counter the possible failure of any batteries during operation (usually 1 or 2 batteries). In addition, in proportion to the number of batteries, the charging voltage of the battery increases. So, in this example, to ensure the charge of the lithium-ion battery, the charging voltage should be at least 16 · 4.2 + 1 = 68.2 V (for a nickel-hydrogen battery, the charging voltage is slightly larger).
В прототипе необходимое зарядное напряжение обеспечивают за счет применения в цепях заряда вольтодобавочных узлов. С точки зрения удельных энергетических характеристик системы электропитания ИСЗ наличие вольтодобавочных узлов увеличивает массу системы электропитания (зарядного либо разрядного преобразователей) и соответственно снижает ее удельные энергетические характеристики.In the prototype, the required charging voltage is provided by the use of boost nodes in the charge circuits. From the point of view of the specific energy characteristics of the satellite power supply system, the presence of boost nodes increases the mass of the power system (charging or discharge converters) and, accordingly, reduces its specific energy characteristics.
Задачей заявляемого изобретения является повышение удельных энергетических характеристик и надежности автономной системы электропитания ИСЗ.The task of the invention is to increase the specific energy characteristics and reliability of an autonomous satellite power supply system.
Поставленная задача достигается тем, что при стабилизации напряжения на нагрузке, проведении заряда и разряда аккумуляторных батарей через индивидуальные зарядные и разрядные преобразователи, при этом разрядные преобразователи выполнены без вольтодобавочных узлов, для чего число аккумуляторов Nакк в каждой аккумуляторной батарее выбирают из соотношения:The task is achieved by the fact that when stabilizing the voltage at the load, carrying out the charge and discharge of the batteries through individual charging and discharge converters, the discharge converters are made without booster nodes, for which the number of batteries N acc in each battery is selected from the ratio:
Nакк≥(Uн+1)/Uакк.мин, гдеN acc ≥ (U n +1) / U acc.min , where
Nакк - число аккумуляторов в последовательной цепи каждой аккумуляторной батареи;N acc - the number of batteries in the serial circuit of each battery;
Uн - напряжение на выходе автономной системы электропитания, В;U n - voltage at the output of the autonomous power supply system, V;
Uакк.мин - минимальное разрядное напряжение одного аккумулятора, В, зарядные преобразователи также выполнены без вольтодобавочных узлов, для чего напряжение в рабочей точке солнечной батареи выбирают из соотношения:U acc.min is the minimum discharge voltage of one battery, V, charging converters are also made without voltage boost nodes, for which the voltage at the operating point of the solar battery is selected from the ratio:
Uрт>Uакк.макс·Nакк+1, гдеU rt > U acc.max · N acc +1, where
Uрт - напряжение в рабочей точке солнечной батареи в конце гарантированного ресурса ее работы, В;U rt is the voltage at the operating point of the solar battery at the end of the guaranteed resource of its operation, V;
Uакк.макс - максимальное зарядное напряжение одного аккумулятора, В,U acc.max - maximum charging voltage of one battery, V,
при этом рассчитанное число аккумуляторов Nакк дополнительно увеличивают исходя из соотношения:while the calculated number of batteries N acc additionally increase based on the ratio:
Nакк≥(Uн+1)/Uакк.мин+Nотказ, гдеN acc ≥ (U n +1) / U acc min + N failure , where
Nотказ - число допустимого отказа аккумуляторов, а стабилизацию напряжения на нагрузке и заряд аккумуляторных батарей проводят с использованием экстремального регулирования напряжения солнечной батареи.N failure - the number of permissible battery failure, and the stabilization of the voltage at the load and the battery charge is carried out using extreme voltage regulation of the solar battery.
Для исключения вольтодобавочных узлов в зарядных цепях аккумуляторных батарей необходимо, чтобы максимальное зарядное напряжение аккумуляторной батареи было не более чем минимальное напряжение на входе автономной системы электропитания (на «освещенном» участке орбиты) плюс падение напряжения в зарядной цепи аккумуляторной батареи.To exclude the boost nodes in the charging circuits of the batteries, it is necessary that the maximum charging voltage of the battery is no more than the minimum voltage at the input of the autonomous power supply system (in the “illuminated” section of the orbit) plus the voltage drop in the charging circuit of the battery.
Это условие обеспечивается, если напряжение в рабочей точке солнечной батареи будет выбрано из соотношения:This condition is provided if the voltage at the operating point of the solar battery is selected from the ratio:
Uрт>Uакк.макс·Nакк+1, гдеU rt > U acc.max · N acc +1, where
Uрт - напряжение в рабочей точке солнечной батареи в конце гарантированного ресурса ее работы, В;U rt is the voltage at the operating point of the solar battery at the end of the guaranteed resource of its operation, V;
Uакк.макс - максимальное зарядное напряжение одного аккумулятора, В, при этом в системе электропитания должно использоваться экстремальное регулирование напряжения солнечной батареи.U acc.max - maximum charging voltage of one battery, V, while in the power supply system extreme regulation of the solar battery voltage should be used.
Падение напряжения в зарядных цепях аккумуляторной батареи определяется, в основном, величиной падения напряжения на регулирующих ключах зарядных преобразователей и не превышает 1 В, что позволяет принять эту величину для использования в расчетах.The voltage drop in the charging circuits of the battery is determined mainly by the magnitude of the voltage drop on the regulating keys of the charging converters and does not exceed 1 V, which allows us to accept this value for use in the calculations.
Следует так же принять во внимание проектное допущение отказа ограниченного числа аккумуляторов при эксплуатации, для чего рассчитанное число аккумуляторов Nакк (согласно прототипа) дополнительно увеличивают исходя из соотношения:You should also take into account the design assumption of failure of a limited number of batteries during operation, for which the calculated number of batteries N acc (according to the prototype) is further increased based on the ratio:
Nакк≥(Uн+1)/Uакк.мин+Nотказ, гдеN acc ≥ (U n +1) / U acc min + N failure , where
Nотказ - число допустимого отказа аккумуляторов.N failure - the number of permissible battery failure.
На фиг.1 приведены вольтамперные характеристики (ВАХ) солнечной батареи в начале эксплуатации ВАХ1 и в конце эксплуатации ВАХ2 и соответствующие им характеристики мощности солнечной батареи от напряжения P1, P2. Каждая ВАХ состоит из трех основных точек: это ток короткого замыкания (Iкз1, Iкз2), напряжение холостого хода (Uxx1, Uxx2) и напряжение в рабочей точке (Uрт1, Uрт2). Напряжение в рабочей точке соответствует точке максимальной мощности солнечной батареи. При этом Uрт2 выбирается на этапе проектирования исходя из соотношения:Figure 1 shows the current-voltage characteristics (CVC) of the solar battery at the beginning of operation of the CVC1 and at the end of operation of the CVC2 and the corresponding characteristics of the power of the solar battery from voltage P1, P2. Each CVC consists of three main points: this is a short circuit current (Ikz1, Ikz2), open circuit voltage (Uxx1, Uxx2) and the voltage at the operating point (Uр1, Uр2). The voltage at the operating point corresponds to the maximum power point of the solar battery. In this case, Upt2 is selected at the design stage based on the ratio:
Uрт>Uакк.макс·Nакк+1, гдеU rt > U acc.max · N acc +1, where
Uрт - напряжение в рабочей точке солнечной батареи в конце гарантированного ресурса ее работы, В;U rt is the voltage at the operating point of the solar battery at the end of the guaranteed resource of its operation, V;
Uакк.макс - максимальное зарядное напряжение одного аккумулятора, В.U acc.max - maximum charging voltage of one battery, V.
На фиг.2 приведена функциональная схема автономной системы электропитания ИСЗ для реализации заявляемого способа.Figure 2 shows the functional diagram of an autonomous satellite power supply system for the implementation of the proposed method.
Автономная система электропитания ИСЗ содержит солнечную батарею 1, подключенную к нагрузке 2, через преобразователь напряжения 3, аккумуляторные батареи 41-42, подключенные через зарядные преобразователи 51-52 к солнечной батарее 1, а через разрядные преобразователи 61-62 к входу выходного фильтра преобразователя напряжения 3. Кроме того, аккумуляторные батареи 41-42 содержат в своем составе цепи для обхода неисправного аккумулятора для литий-ионных аккумуляторных батарей, либо байпасные диоды для никель-водородных аккумуляторных батарей (на рисунке не показано).The self-contained satellite power supply system contains a solar battery 1 connected to load 2 through a voltage converter 3, rechargeable batteries 4 1 -4 2 connected through charging converters 5 1 -5 2 to the solar battery 1, and through discharge converters 6 1 -6 2 to the input of the output filter of the voltage converter 3. In addition, the batteries 4 1 -4 2 contain circuits for bypassing the faulty battery for lithium-ion batteries, or bypass diodes for nickel-hydrogen batteries th (not shown in the figure).
В цепи солнечной батареи 1 установлен измерительный шунт 11.A measuring shunt 1 1 is installed in the circuit of the solar battery 1 .
Нагрузка 2 в своем составе содержит бортовую ЭВМ, систему телеметрии и командно-измерительную радиолинию.Load 2 in its composition contains an onboard computer, a telemetry system, and a command and measurement radio line.
Параллельно аккумуляторным батареям 41-42 подключены устройства контроля аккумуляторных батарей 71-72, связанные входом с аккумуляторными батареями 41-42 для контроля напряжения и температуры аккумуляторов, а выходом с нагрузкой 2.Parallel to the batteries 4 1 -4 2 connected control devices for batteries 7 1 -7 2 connected by the input to the batteries 4 1 -4 2 to control the voltage and temperature of the batteries, and the output with a load of 2.
В цепи заряда-разряда аккумуляторных батарей установлены измерительные шунты 81-82.Measuring shunts 8 1 -8 2 are installed in the charge-discharge circuit of the batteries.
Каждый зарядный преобразователь 51-52 состоит из регулирующего ключа 9, управляемого схемой управления 10.Each charging converter 5 1 -5 2 consists of a control key 9, controlled by a control circuit 10.
Каждый разрядный преобразователь 61-62 состоит из регулирующего ключа 11, управляемого схемой управления 12.Each bit converter 6 1 -6 2 consists of a control key 11 controlled by a control circuit 12.
Преобразователь напряжения 3 состоит из регулирующего ключа 13, управляемого схемой управления 14, входного фильтра - конденсатор 15 и выходного фильтра на диоде 16, дросселе 18 и конденсаторе 17.The voltage Converter 3 consists of a control key 13, controlled by a control circuit 14, the input filter is a capacitor 15 and the output filter on the diode 16, the inductor 18 and the capacitor 17.
Схема управления 14 преобразователя напряжения реализует принцип экстремального регулирования мощности солнечной батареи, известный, например, по патентам Франции №2684434, США №5609430 или патенту РФ №2101831 от 21.11.95 г. Принцип действия стабилизатора с экстремальным регулированием мощности солнечной батареи заключается в том, что напряжение на его входе, а значит и на солнечной батарее, устанавливается в точке вольт-амперной характеристики, соответствующей ее максимальной мощности в текущий момент времени, а выходное напряжение поддерживается стабильным и соответствует заданному стабильному напряжению на нагрузке. В материалах настоящей заявки на изобретение механизм работы экстремального регулирования не описывается.The control circuit 14 of the voltage converter implements the principle of extreme control of the power of the solar battery, known, for example, from French patents No. 2684434, US No. 5609430 or the patent of the Russian Federation No. 2101831 from 11.21.95, the principle of operation of the stabilizer with extreme regulation of the power of the solar battery is that the voltage at its input, and hence the solar battery, is set at the point of the current-voltage characteristic corresponding to its maximum power at the current time, and the output voltage is maintained stable and corresponds to a predetermined stable voltage at the load. In the materials of this application for the invention, the mechanism of operation of extreme regulation is not described.
Схемы управления 10 зарядных преобразователей 51-52 и 12-разрядных преобразователей 61-62 выполнены в виде широтно-импульсных модуляторов, входом подключенных к шинам стабилизируемого напряжения. Схемы управления 10 зарядных преобразователей 51-52 дополнительно связаны с измерительными шунтами 81-82 и нагрузкой 2.The control circuits of 10 charging converters 5 1 -5 2 and 12-bit converters 6 1 -6 2 are made in the form of pulse-width modulators, the input connected to the stabilized voltage buses. The control circuit 10 of the charging converters 5 1 -5 2 are additionally associated with the measuring shunts 8 1 -8 2 and load 2.
Устройство работает следующим образом. В процессе эксплуатации аккумуляторные батареи 41-42 работают в режиме хранения и периодических дозарядов от солнечной батареи 1 через зарядные преобразователи 51-52. Такой режим работы позволяет содержать их в постоянной готовности для прохождения штатных теневых участков орбиты или на случай аварийных ситуаций (потеря ориентации ИСЗ на Солнце).The device operates as follows. During operation, the batteries 4 1 -4 2 operate in storage mode and periodic recharges from the solar battery 1 through charging converters 5 1 -5 2 . This mode of operation allows you to keep them in constant readiness for the passage of regular shadow areas of the orbit or in case of emergency (loss of satellite orientation on the Sun).
При прохождении теневых участков орбиты, либо при нарушении ориентации нагрузка 2 питается от аккумуляторных батарей 41-42 через разрядные преобразователи 61-62.When passing shadow portions of the orbit, or in violation of orientation, load 2 is powered by batteries 4 1 -4 2 through discharge converters 6 1 -6 2 .
Устройства контроля 71-72 контролируют напряжение и температуру аккумуляторов аккумуляторных батарей 41-42 и передают информацию об их состоянии в нагрузку 2.Monitoring devices 7 1 -7 2 monitor the voltage and temperature of the batteries of the batteries 4 1 -4 2 and transmit information about their condition to the load 2.
В процессе эксплуатации аккумуляторной батареи, по результатам анализа телеметрических данных, по командам с Земли через командно-измерительную радиолинию, могут проводиться профилактические работы с какой-либо аккумуляторной батареей, в частности отключение неисправного аккумулятора, при необходимости.During operation of the battery, according to the results of the analysis of telemetric data, according to commands from the Earth through the command and measurement radio line, preventive work can be carried out with any battery, in particular, disconnecting a faulty battery, if necessary.
Экстремальное регулирование напряжения солнечной батареи обеспечивает съем мощности с солнечной батареи на участке от Uxx до точки максимальной мощности Uрт.Extreme regulation of the voltage of the solar battery provides the removal of power from the solar battery in the area from Uxx to the point of maximum power Uрт.
Для обеспечения надежности эксплуатации системы электропитания рассчитанное число аккумуляторов Nакк дополнительно увеличивают исходя из соотношения:To ensure the reliability of the operation of the power supply system, the calculated number of batteries N acc is additionally increased based on the ratio:
Nакк≥(Uн+1)/Uакк.мин+Nотказ, гдеN acc ≥ (U n +1) / U acc min + N failure , where
Nотказ - число допустимого отказа аккумуляторов,N failure - the number of permissible battery failure,
а стабилизацию напряжения на нагрузке и заряд аккумуляторных батарей проводят с использованием экстремального регулирования напряжения солнечной батареи, при этом напряжение в рабочей точке солнечной батареи выбирают из соотношения:and stabilization of the voltage at the load and the charge of the batteries is carried out using extreme regulation of the voltage of the solar battery, while the voltage at the operating point of the solar battery is selected from the ratio:
Uрт>Uакк.макс·Nакк+1, гдеU rt > U acc.max · N acc +1, where
Uрт - напряжение в рабочей точке солнечной батареи в конце гарантированного ресурса ее работы, В;U rt is the voltage at the operating point of the solar battery at the end of the guaranteed resource of its operation, V;
Uакк.макс - максимальное зарядное напряжение одного аккумулятора, В;U acc.max - maximum charging voltage of one battery, V;
1(B) - падение напряжения на регулирующих ключах зарядного или разрядного преобразователей.1 (B) - voltage drop on the regulating keys of the charging or discharge converters.
Это позволяет не использовать вольтодобавочные узлы, как в разрядных так и в зарядных цепях.This allows not to use boost nodes, both in discharge and in charging circuits.
Рассмотрим конкретный пример. Допустим, что Uн - напряжение на выходе автономной системы электропитания - равно 27 В. Тогда согласно прототипу число последовательно соединенных аккумуляторов в аккумуляторной батарее (без резерва) для литий-ионных аккумуляторов (Uакк.мин=2,7 В) составит:Consider a specific example. Suppose that U n - the voltage at the output of the autonomous power supply system is 27 V. Then, according to the prototype, the number of series-connected batteries in the battery (without reserve) for lithium-ion batteries (U acc.min = 2.7 V) is:
Nакк≥(Uн+1)/Uакк.мин=(27+1)/2,7=10,4, то есть 11 аккумуляторов.N acc ≥ (U n +1) / U acc min = (27 + 1) / 2.7 = 10.4, i.e. 11 batteries.
Если принять Nотказ - число допустимого отказа аккумуляторов - равным 1, то согласно заявляемому изобретению число последовательно соединенных аккумуляторов в аккумуляторной батарее составит:If we accept N failure - the number of permissible battery failure - equal to 1, then according to the claimed invention, the number of series-connected batteries in the battery will be:
Nакк≥(Uн+1)/Uакк.мин+Nотказ=12 аккумуляторов.N acc. ≥ (U n +1) / U acc. Min + N failure = 12 batteries.
Тогда согласно заявляемому изобретению Uрт - напряжение в рабочей точке солнечной батареи в конце гарантированного ресурса ее работы для литий-ионных аккумуляторов (Uакк.макс=4,2 В) - должно составлять:Then, according to the claimed invention, U rt - the voltage at the operating point of the solar battery at the end of the guaranteed life of its operation for lithium-ion batteries (U acc.max = 4.2 V) - should be:
Uрт>Uакк.макс·Nакк+1=4,212+1=51,4 В.U rt > U acc.max · N acc + 1 = 4.212 + 1 = 51.4 V.
При этих условиях и наличии экстремального регулирования вольтодобавочные узлы в зарядных и разрядных цепях не требуются.Under these conditions and the presence of extreme regulation, booster nodes in the charging and discharge circuits are not required.
Таким образом, предлагаемый способ питания нагрузки постоянным током в автономной системе электропитания ИСЗ позволяет повысить удельные энергетические характеристики и надежность автономной системы электропитания ИСЗ.Thus, the proposed method of supplying the load with direct current in an autonomous satellite power supply system allows to increase the specific energy characteristics and reliability of an independent satellite power supply system.
Claims (1)
Nакк≥(Uн+1)/Uакк.мин, где
Nакк - число аккумуляторов в последовательной цепи каждой аккумуляторной батареи;
Uн - напряжение на выходе автономной системы электропитания, В;
Uакк.мин - минимальное разрядное напряжение одного аккумулятора, В, отличающийся тем, что зарядные преобразователи так же выполнены без вольтодобавочных узлов, для чего напряжение в рабочей точке солнечной батареи выбирают из соотношения:
Uрт>Uакк.макс·Nакк+1, где
Uрт - напряжение в рабочей точке солнечной батареи в конце гарантированного ресурса ее работы, В;
Uакк.макс - максимальное зарядное напряжение одного аккумулятора, В, при этом рассчитанное число аккумуляторов Nакк дополнительно увеличивают исходя из соотношения:
Nакк≥(Uн+1)/Uакк.мин+Nотказ, где
Nотказ - число допустимого отказа аккумуляторов, а стабилизацию напряжения на нагрузке и заряд аккумуляторных батарей проводят с использованием экстремального регулирования напряжения солнечной батареи. The method of supplying the load with direct current to the autonomous power supply system of an artificial Earth satellite from the solar battery and a set of secondary sources of electricity - rechargeable batteries containing Na batteries connected in series, which consists in stabilizing the voltage at the load, conducting charge and discharge of the batteries through individual charging and discharging converters, the bit converters made without booster nodes for which the number N of batteries ak in each battery is selected from the relation:
N acc ≥ (U n +1) / U acc.min , where
N acc - the number of batteries in the serial circuit of each battery;
U n - voltage at the output of the autonomous power supply system, V;
U acc.min - the minimum discharge voltage of one battery, V, characterized in that the charge converters are also made without voltage boost nodes, for which the voltage at the operating point of the solar battery is selected from the ratio:
U rt > Uacc.max · Nacc + 1, where
U rt is the voltage at the operating point of the solar battery at the end of the guaranteed resource of its operation, V;
Uacc.max - maximum charging voltage of one battery, V, while the calculated number of accumulators Nacc is additionally increased based on the ratio:
N acc ≥ (U n +1) / U acc min + N failure , where
N failure - the number of permissible battery failure, and the stabilization of the voltage at the load and the battery charge is carried out using extreme voltage regulation of the solar battery.
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2013144362/07A RU2550079C2 (en) | 2013-10-02 | 2013-10-02 | Method of load feeding by direct current in autonomous electric power supply system of man-made satellite |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2013144362/07A RU2550079C2 (en) | 2013-10-02 | 2013-10-02 | Method of load feeding by direct current in autonomous electric power supply system of man-made satellite |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2013144362A RU2013144362A (en) | 2015-04-10 |
| RU2550079C2 true RU2550079C2 (en) | 2015-05-10 |
Family
ID=53282435
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2013144362/07A RU2550079C2 (en) | 2013-10-02 | 2013-10-02 | Method of load feeding by direct current in autonomous electric power supply system of man-made satellite |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2550079C2 (en) |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU170110U1 (en) * | 2016-03-17 | 2017-04-14 | Федеральное государственное казенное военное образовательное учреждение высшего образования "Военный учебно-научный центр Военно-Морского Флота "Военно-морская академия имени Адмирала флота Советского Союза Н.Г. Кузнецова" | POWER SOURCE ON THE EARTH'S ARTIFICIAL SATELLITE |
Citations (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US4880050A (en) * | 1988-06-20 | 1989-11-14 | The Boeing Company | Thermal management system |
| US5036905A (en) * | 1989-10-26 | 1991-08-06 | The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Air Force | High efficiency heat exchanger |
| DE10354055A1 (en) * | 2002-12-12 | 2004-06-24 | Robert Bosch Gmbh | Battery charging method for charging a motor vehicle's battery uses a control device to preset charging current and to carry out different charging processes |
| RU2297706C2 (en) * | 2005-07-18 | 2007-04-20 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Научно-производственное объединение прикладной механики им. акад. М.Ф. Решетнева" | Artificial earth satellite power system |
| RU2320055C1 (en) * | 2006-06-21 | 2008-03-20 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Научно-производственное объединение прикладной механики им. академика М.Ф. Решетнева" | Method for servicing nickel-hydrogen storage battery incorporated in artificial earth satellite |
| RU2337452C1 (en) * | 2007-06-26 | 2008-10-27 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Научно-производственное объединение прикладной механики им. академика М.Ф. Решетнева" | Method of load supply with direct current in composition of autonomous system of earth power supply and autonomous power supply system for its implementation |
-
2013
- 2013-10-02 RU RU2013144362/07A patent/RU2550079C2/en not_active IP Right Cessation
Patent Citations (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US4880050A (en) * | 1988-06-20 | 1989-11-14 | The Boeing Company | Thermal management system |
| US5036905A (en) * | 1989-10-26 | 1991-08-06 | The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Air Force | High efficiency heat exchanger |
| DE10354055A1 (en) * | 2002-12-12 | 2004-06-24 | Robert Bosch Gmbh | Battery charging method for charging a motor vehicle's battery uses a control device to preset charging current and to carry out different charging processes |
| RU2297706C2 (en) * | 2005-07-18 | 2007-04-20 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Научно-производственное объединение прикладной механики им. акад. М.Ф. Решетнева" | Artificial earth satellite power system |
| RU2320055C1 (en) * | 2006-06-21 | 2008-03-20 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Научно-производственное объединение прикладной механики им. академика М.Ф. Решетнева" | Method for servicing nickel-hydrogen storage battery incorporated in artificial earth satellite |
| RU2337452C1 (en) * | 2007-06-26 | 2008-10-27 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Научно-производственное объединение прикладной механики им. академика М.Ф. Решетнева" | Method of load supply with direct current in composition of autonomous system of earth power supply and autonomous power supply system for its implementation |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU170110U1 (en) * | 2016-03-17 | 2017-04-14 | Федеральное государственное казенное военное образовательное учреждение высшего образования "Военный учебно-научный центр Военно-Морского Флота "Военно-морская академия имени Адмирала флота Советского Союза Н.Г. Кузнецова" | POWER SOURCE ON THE EARTH'S ARTIFICIAL SATELLITE |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| RU2013144362A (en) | 2015-04-10 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| CN102738890B (en) | Power supply system of remote sensing platform of unmanned plane | |
| RU2521538C2 (en) | Method to control autonomous system of spacecraft power supply | |
| RU2337452C1 (en) | Method of load supply with direct current in composition of autonomous system of earth power supply and autonomous power supply system for its implementation | |
| CN111181238A (en) | DET power supply system of satellite | |
| US10447045B2 (en) | Power control device, power control method, and power control system | |
| US9899856B2 (en) | Energy storage system, method and apparatus for controlling charging and discharging of the same | |
| JP2015195674A (en) | Power storage battery assembly control system | |
| CN109710019B (en) | Output power shunt control circuit of satellite-borne solar cell array | |
| RU2334337C1 (en) | Method of feeding of load by direct current in autonomous electric power supply system of man-made sattelite | |
| CN103036288B (en) | Lithium ion storage battery additional charge controlling system | |
| RU2476972C2 (en) | Method of feeding of load by direct current in autonomous electric power supply system of man-made sattelite | |
| RU2535301C2 (en) | Method to control autonomous system of spacecraft power supply | |
| RU2550079C2 (en) | Method of load feeding by direct current in autonomous electric power supply system of man-made satellite | |
| RU2392718C1 (en) | Method for dc supply to load in autonomous power supply system of artificial earth satellite | |
| RU2567930C2 (en) | Method of load power supply by direct current in self-contained system of power supply of space vehicle | |
| RU2397594C2 (en) | Load feed method of artificial earth satellite, and independent electric power supply system for its implementation | |
| RU2548664C2 (en) | Method of load feeding by direct current in autonomous electric power supply system of man-made satellite | |
| RU2440654C1 (en) | Autonomous system of power supply of artificial earth satellite | |
| Abaker et al. | Analysis of cube-sat electrical power system architecture | |
| RU2503112C1 (en) | Method of feeding of load by direct current in autonomous electric power supply system of man-made earth satellite | |
| RU2604096C1 (en) | Method of load supply with direct current in autonomous power supply system of artificial earth satellite | |
| RU2535662C2 (en) | Method for load feeding with constant current in independent electrical power supply system of artificial earth satellite | |
| RU2705537C2 (en) | Method for direct current load supply in autonomous power supply systems of spacecrafts for wide range of load power and autonomous power supply system for implementation thereof | |
| RU2313169C2 (en) | Off-line power supply system | |
| RU2647128C2 (en) | Method of lithium-ion accumulator battery charge |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20171003 |
|
| TK4A | Correction to the publication in the bulletin (patent) |
Free format text: CORRECTION TO CHAPTER -MM4A- IN JOURNAL 19-2018 |