RU2567930C2 - Method of load power supply by direct current in self-contained system of power supply of space vehicle - Google Patents
Method of load power supply by direct current in self-contained system of power supply of space vehicle Download PDFInfo
- Publication number
- RU2567930C2 RU2567930C2 RU2014103851/02A RU2014103851A RU2567930C2 RU 2567930 C2 RU2567930 C2 RU 2567930C2 RU 2014103851/02 A RU2014103851/02 A RU 2014103851/02A RU 2014103851 A RU2014103851 A RU 2014103851A RU 2567930 C2 RU2567930 C2 RU 2567930C2
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- load
- power supply
- output voltage
- supply system
- batteries
- Prior art date
Links
Landscapes
- Charge And Discharge Circuits For Batteries Or The Like (AREA)
- Secondary Cells (AREA)
Abstract
Description
Изобретение относится к электротехнике, а именно к автономным системам электропитания (СЭП) космических аппаратов (КА), использующим в качестве первичных источников энергии батареи солнечные (БС), а в качестве накопителей энергии - аккумуляторные батареи (АБ).The invention relates to electrical engineering, namely to autonomous power supply systems (BOT) of spacecraft (SC), using solar batteries (BS) as primary energy sources, and storage batteries (AB) as energy storage devices.
Известны способы питания нагрузки постоянным током в автономной системе электропитания КА, описанные в монографии «Системы электропитания космических аппаратов, Новосибирск, ВО "Наука", 1994 г.».Known methods for supplying DC loads to an autonomous spacecraft power supply system are described in the monograph "Spacecraft Power Supply Systems, Novosibirsk, VO" Nauka ", 1994."
Известные способы и автономные системы электропитания КА предусматривают стабилизацию напряжения от первичного источника ограниченной мощности (солнечной батареи) на нагрузке стабилизированными преобразователями различного типа. Известные устройства (см. подраздел 7.3) содержат элементы контроля выходного напряжения системы электропитания. Однако механизм контроля и использования этой информации при штатной эксплуатации КА не раскрыт.Known methods and autonomous spacecraft 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. Known devices (see subsection 7.3) contain elements for controlling the output voltage of the power supply system. However, the mechanism for monitoring and using this information during normal operation of the spacecraft has not been disclosed.
Наиболее близким техническим решением является способ питания нагрузки постоянным током (патент №2467449 RU) в автономной системе электропитания космического аппарата, содержащей солнечную фотоэлектрическую батарею и n аккумуляторных батарей, стабилизатор напряжения, включенный между солнечной батареей и нагрузкой, и по n зарядных и разрядных устройств, заключающийся в том, что управляют стабилизатором напряжения, зарядными и разрядными устройствами в зависимости от входного и выходного напряжения системы электропитания; контролируют степень заряженности аккумуляторных батарей; вводят запрет на работу соответствующего зарядного устройства при достижении максимального уровня заряженности данной аккумуляторной батареи и снимают этот запрет при снижении уровня заряженности; вводят запрет на работу соответствующего разрядного устройства при достижении установленного минимального уровня заряженности данной аккумуляторной батареи и снимают этот запрет при повышении уровня заряженности данной аккумуляторной батареи; вводят запрет работы всех разрядных устройств и прекращают управление разрядными устройствами при аварийном разряде аккумуляторных батарей в случае потери ориентации батареи фотоэлектрической на Солнце; снимают запрет работы всех разрядных устройств и возобновляют управление разрядными устройствами по сигналам об уровне заряженности при заряде аккумуляторных батарей до некоторого значения емкости, отличающийся тем, что контролируют выходное напряжение системы электропитания с помощью порогового датчика; при аварийном разряде нескольких m (m из n) аккумуляторных батарей до минимального уровня заряженности формируют управляющий сигнал в бортовой комплекс управления космического аппарата для отключения части бортовой аппаратуры и запоминают его; при аварийном разряде всех n работающих аккумуляторных батарей до минимального уровня заряженности снимают запрет на работу всех разрядных устройств; в случае если после запоминания управляющего сигнала выходное напряжение системы снижается до заданного порогового значения, запрещают работу всех разрядных устройств и прекращают управление разрядными устройствами по сигналам об уровне заряженности; после восстановления ориентации батареи фотоэлектрической на Солнце производят питание оставшейся включенной части бортовой нагрузки от батареи фотоэлектрической через стабилизатор напряжения; сброс запоминания управляющего сигнала производят после заряда всех аккумуляторных батарей по внешней разовой команде. Данное изобретение принято за прототип.The closest technical solution is the DC load power supply method (patent No. 2467449 RU) in an autonomous spacecraft power supply system containing a solar photovoltaic battery and n rechargeable batteries, a voltage stabilizer connected between the solar battery and the load, and n charge and discharge devices, consisting in the fact that they control the voltage stabilizer, charging and discharge devices, depending on the input and output voltage of the power supply system; control the degree of charge of the batteries; they prohibit the operation of the corresponding charger when the maximum charge level of this battery is reached and remove this ban when the charge level decreases; they prohibit the operation of the corresponding discharge device when the specified minimum charge level of this battery is reached and remove this ban when the charge level of this battery is increased; prohibit the operation of all discharge devices and stop the management of discharge devices during an emergency discharge of batteries in the event of a loss of orientation of the photoelectric battery in the sun; remove the prohibition of the operation of all discharge devices and resume control of discharge devices by signals about the level of charge when the batteries are charged to a certain value of capacity, characterized in that the output voltage of the power supply system is controlled by a threshold sensor; in the event of an emergency discharge of several m (m out of n) batteries to the minimum charge level, a control signal is generated in the onboard control system of the spacecraft to shut off part of the onboard equipment and remember it; in the event of an emergency discharge of all n working batteries to the minimum charge level, the ban on the operation of all discharge devices is lifted; if, after storing the control signal, the output voltage of the system decreases to a predetermined threshold value, the operation of all discharge devices is prohibited and the discharge devices are no longer controlled by the charge level signals; after restoring the orientation of the photovoltaic battery to the Sun, the remaining included part of the onboard load is powered from the photovoltaic battery through a voltage regulator; resetting the memorization of the control signal is made after charging all the batteries by an external one-time command. This invention is taken as a prototype.
Известное изобретение позволяет своевременно отключить сеансную нагрузку для защиты ее от несанкционированных воздействий пониженного питающего напряжения, не содержит дальнейших рекомендаций по работе с сеансной нагрузкой. Кроме того, этот способ недостаточно надежен, так как не учитывает, что снижение напряжения на нагрузке может произойти не только в случае потери ориентации солнечной батареи на Солнце и разряде аккумуляторных батарей, но и по причине возникшей нештатной ситуации (например, короткое замыкание) в самой нагрузке, в том числе и в сеансной нагрузке. При этом информация, полученная по данным телеметрии КА, имеет низкое быстродействие и зачастую не способна достоверно прояснить истинную причину возникшей ситуации.The known invention allows you to timely disconnect the session load to protect it from unauthorized exposure to low supply voltage, does not contain further recommendations for working with the session load. In addition, this method is not reliable enough, since it does not take into account that a decrease in voltage at the load can occur not only if the orientation of the solar battery on the Sun and the discharge of the batteries are lost, but also because of an emergency (for example, a short circuit) in the load, including session load. In this case, the information obtained according to the telemetry of the spacecraft has a low speed and is often not able to reliably clarify the true cause of the situation.
Задачей предлагаемого изобретения является повышение надежности эксплуатации КА при возникновении аварийных ситуаций, связанных с нерасчетным понижением или повышением выходного напряжения системы электроснабжения.The objective of the invention is to increase the reliability of the operation of the spacecraft in case of emergencies associated with an off-design decrease or increase in the output voltage of the power supply system.
Указанная задача решается тем, что в способе питания нагрузки постоянным током в автономной системе электропитания космического аппарата, содержащей солнечную батарею и n аккумуляторных батарей, стабилизатор напряжения, включенный между солнечной батареей и нагрузкой, содержащей дежурную и сеансную составляющие, и по n зарядных и разрядных устройств, заключающемся в том, что управляют стабилизатором напряжения, зарядными и разрядными устройствами в зависимости от входного и выходного напряжения системы электропитания, при этом с помощью измерительных шунтов контролируют ток нагрузки и токи заряда-разряда аккумуляторных батарей, кроме того, контролируют выходное напряжение системы электропитания с помощью пороговых датчиков и отключают сеансную нагрузку при достижении пороговых значений выходного напряжения, дополнительно контролируют динамику переходных процессов изменения выходного напряжения и тока нагрузки во времени с помощью быстродействующих запоминающих устройств, которые запускают по достижении пороговых значений выходного напряжения, а повторное включение сеансной нагрузки проводят после анализа результатов запомненной динамики переходных процессов. Кроме того, одновременно с контролем динамики переходного процесса изменения выходного напряжения и тока нагрузки во времени контролируют динамику изменения токов заряда-разряда аккумуляторных батарей.This problem is solved by the fact that in the method of supplying the load with direct current in an autonomous power supply system of a spacecraft containing a solar battery and n rechargeable batteries, a voltage stabilizer connected between the solar battery and the load containing the standby and session components, and n charge and discharge devices consisting in the fact that they control the voltage stabilizer, charging and discharging devices depending on the input and output voltage of the power supply system, while The load shunts and charge-discharge currents of the batteries are monitored by measuring shunts, in addition, they control the output voltage of the power supply system using threshold sensors and disconnect the session load when thresholds of the output voltage are reached, and additionally control the dynamics of transients of the output voltage and load current in time with the help of high-speed memory devices, which are triggered upon reaching the threshold values of the output voltage, and repeated in for prison staff of session load is carried out after analysis of the results stored dynamics of transients. In addition, simultaneously with monitoring the dynamics of the transient process, changes in the output voltage and load current in time control the dynamics of changes in the charge and discharge currents of the batteries.
Действительно, переходной процесс изменения выходного напряжения во времени позволит определить длительность и характер нештатного воздействия. Переходной процесс изменения тока нагрузки позволит определить мощность нештатного воздействия в течение всей его длительности и однозначно определить, находится или нет, в случае повышенного потребления, это повышенное потребление в сеансной нагрузке (если момент отключения сеансной нагрузки будет зафиксирован в процессе контроля динамики переходных процессов), либо позволит сделать вывод, что нештатное воздействие возникло внутри системы электропитания (до измерительного шунта тока нагрузки). В случае повышения напряжения на нагрузке ток нагрузки позволит определить, не находится ли источник повышенного напряжения в нагрузке (например, при торможении гироскопических устройств). Переходной процесс изменения токов заряда-разряда позволит определить степень участия аккумуляторной батареи в процессе нештатного воздействия.Indeed, the transient process of changing the output voltage over time will determine the duration and nature of the abnormal effect. The transient process of changing the load current will allow you to determine the emergency power during its entire duration and unambiguously determine whether or not, in case of increased consumption, this is increased consumption in the session load (if the moment of disconnection of the session load is recorded during the monitoring of transient dynamics), or allows us to conclude that an abnormal effect occurred inside the power supply system (up to the measuring current shunt of the load). In the case of an increase in the load voltage, the load current will determine if the source of increased voltage is in the load (for example, when braking gyroscopic devices). The transition process of changing the charge-discharge currents will allow to determine the degree of participation of the battery in the process of abnormal exposure.
На фиг.1 приведена функциональная схема автономной системы электропитания КА для реализации заявляемого способа.Figure 1 shows the functional diagram of the autonomous power supply system of the spacecraft for the implementation of the proposed method.
Автономная система электропитания КА 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. В рассматриваемом примере используются две аккумуляторные батареи и соответствующее число зарядных и разрядных преобразователей.The autonomous power supply system of the spacecraft contains a solar battery 1 connected to the 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 this example, two batteries and the corresponding number of charge and discharge converters are used.
При этом нагрузка 2 в своем составе содержит дежурную нагрузку (бортовую ЭВМ, систему телеметрии и командно-измерительную радиолинию и многое другое - на схеме не показано) 2-1 и коммутируемую коммутатором К сеансную нагрузку (ретранслятор - для связных КА) 2-2.At the same time, load 2 in its composition contains a standby load (on-board computer, telemetry system and command-measuring radio line, and much more - not shown in the diagram) 2-1 and session load switched by switch K (relay for connected spacecraft) 2-2.
К 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 (бортовой ЭВМ).To batteries April 1 -4 2 connected battery monitoring device 1 July 2 -7 associated with input batteries April 1 -4 2 for monitoring the voltage and battery temperature, and output to the load 2 (onboard computer).
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, и вольтодобавочного узла 13.Each bit converter 6 1 -6 2 consists of a control key 11 controlled by a control circuit 12, and a boost assembly 13.
Преобразователь напряжения 3 состоит из регулирующего ключа 14, управляемого схемой управления 15, входного фильтра - конденсатор 16 и выходного фильтра на диоде 17, дросселе 19 и конденсаторе 18.The voltage Converter 3 consists of a control key 14, controlled by a control circuit 15, the input filter is a capacitor 16 and the output filter on the diode 17, the inductor 19 and the capacitor 18.
Схемы управления: 10 зарядных преобразователей 51-52, 12 - разрядных преобразователей 61-62, 15 - преобразователя напряжения 3, выполнены в виде широтно-импульсных модуляторов, входом подключенных к шинам стабилизируемого напряжения (к нагрузке 2). Схемы управления 10 зарядных преобразователей 51-52 дополнительно связаны с измерительными шунтами 81-82 и по управлению - с нагрузкой 2.Control schemes: 10 charging converters 5 1 -5 2 , 12-bit converters 6 1 -6 2 , 15 - voltage converters 3, are made in the form of pulse-width modulators, connected to stabilized voltage buses (to load 2) by input. The control circuits of 10 charging converters 5 1 -5 2 are additionally connected with measuring shunts 8 1 -8 2 and, by control, with load 2.
Дополнительно введен блок контроля и запоминания параметров СЭП 2/1, подключенный по питанию параллельно нагрузке 2 и содержащий блок пороговых датчиков 2/3 напряжения нагрузки 2 и блок запоминания динамических параметров 2/4. Вход блока контроля и запоминания параметров СЭП 2/1 связан с измерительными шунтами тока нагрузки 20 и токов заряда-разряда 81-82, а выход с дежурной нагрузкой 2-1 (бортовой ЭВМ) и коммутатором К сеансной нагрузки 2-2).In addition, a control and memorizing unit for the SEP 2/1 parameters has been introduced; it is connected by power supply parallel to load 2 and contains a block of threshold sensors 2/3 of load voltage 2 and a block for storing dynamic parameters 2/4. The input of the control unit and storing the parameters of the SES 2/1 is connected to the measuring shunts of the load current 20 and charge-discharge currents 8 1 -8 2 , and the output with standby load 2-1 (on-board computer) and switch K session load 2-2).
Устройство работает следующим образом. В процессе эксплуатации аккумуляторные батареи 41-42 работают в основном в режиме хранения и периодических дозарядов от солнечной батареи 1 через зарядные преобразователи 51-52. Питание нагрузки 2 осуществляется при этом от солнечной батареи 1 через преобразователь напряжения 3.The device operates as follows. During operation, the batteries 4 1 -4 2 operate mainly in the storage mode and periodic recharges from the solar battery 1 through the charging converters 5 1 -5 2 . Power supply load 2 is provided from the solar battery 1 through the voltage Converter 3.
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 rechargeable batteries 4 1 -4 2 through discharge converters 6 1 -6 2 .
Устройства контроля 71-7n контролируют напряжение и температуру аккумуляторов аккумуляторных батарей 41-42 и передают информацию об их состоянии в нагрузку 2.Monitoring devices 7 1 -7 n 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.
Блок пороговых датчиков 2/3 блока контроля и запоминания параметров СЭП 2/1 контролирует выходное напряжение СЭП на предмет достижения заданных пороговых значений (минимального либо максимального значения напряжения). В случае срабатывания какого-либо порогового датчика запускается блок запоминания динамических параметров 2/4, а затем выдается команда на отключение сеансной нагрузки 2-2. Блок запоминания динамических параметров 2/4 контролирует и запоминает (с помощью быстродействующих запоминающих устройств) динамику переходного процесса изменения выходного напряжения нагрузки, а также сопутствующих параметров тока нагрузки и токов заряда-разряда аккумуляторных батарей во времени и передает запомненные данные в нагрузку 2 (бортовую ЭВМ). Далее полученная информация по командно-измерительной радиолинии поступает на Землю (в центр управления КА). В совокупности с другими телеметрическими данными, полученными с КА, динамические параметры переходных процессов позволят объективно оценить и локализовать причину нештатной ситуации, определить уровень воздействия и последствия нештатной ситуации и выработать технологию парирования причин и последствий при дальнейшей эксплуатации КА.The block of threshold sensors 2/3 of the block for monitoring and storing the parameters of the SES 2/1 monitors the output voltage of the SES in order to achieve the specified threshold values (minimum or maximum voltage value). In the event of a triggering of a threshold sensor, the unit for storing dynamic parameters 2/4 is launched, and then a command is issued to disconnect the session load 2-2. The dynamic parameter storage unit 2/4 monitors and stores (using high-speed memory devices) the dynamics of the transient process of changing the output voltage of the load, as well as the associated parameters of the load current and charge-discharge currents of the batteries in time and transfers the stored data to load 2 (on-board computer ) Further, the received information on the command-measuring radio line arrives on the Earth (in the spacecraft control center). Together with other telemetry data obtained from the spacecraft, the dynamic parameters of transient processes will allow you to objectively assess and localize the cause of the emergency, determine the level of impact and consequences of the emergency, and develop a technology to parry the causes and consequences during the further operation of the spacecraft.
Таким образом, предлагаемый способ питания нагрузки постоянным током в автономной системе электропитания КА позволяет повысить надежность эксплуатации КА при возникновении аварийных ситуаций, связанных с нерасчетным понижением или повышением выходного напряжения системы электроснабжения.Thus, the proposed method of supplying the load with direct current in the autonomous spacecraft power supply system allows to increase the reliability of the spacecraft operation in the event of emergencies associated with an unscheduled decrease or increase in the output voltage of the power supply system.
Claims (2)
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2014103851/02A RU2567930C2 (en) | 2014-02-04 | 2014-02-04 | Method of load power supply by direct current in self-contained system of power supply of space vehicle |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2014103851/02A RU2567930C2 (en) | 2014-02-04 | 2014-02-04 | Method of load power supply by direct current in self-contained system of power supply of space vehicle |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2014103851A RU2014103851A (en) | 2015-08-10 |
| RU2567930C2 true RU2567930C2 (en) | 2015-11-10 |
Family
ID=53795789
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2014103851/02A RU2567930C2 (en) | 2014-02-04 | 2014-02-04 | Method of load power supply by direct current in self-contained system of power supply of space vehicle |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2567930C2 (en) |
Cited By (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN106300326A (en) * | 2016-08-19 | 2017-01-04 | 北京空间飞行器总体设计部 | A kind of solar cell Switching Shunt protection circuit |
| RU2647120C1 (en) * | 2017-04-13 | 2018-03-14 | Акционерное общество "Информационные спутниковые системы" имени академика М.Ф. Решетнёва" | Method of power supply load by direct current in self-contained system of power suplly of space vehicle |
| RU2656357C1 (en) * | 2017-07-18 | 2018-06-05 | Руслан Анатольевич Травников | Electrical load electrical supply system elements (equipment, devices) adaptive control system, connected to two and more electric energy sources (embodiments) |
Citations (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2168828C1 (en) * | 1999-11-17 | 2001-06-10 | ФГУП Научно-производственный центр "Полюс" | Method for controlling off-line power supply system |
| EP1519873B1 (en) * | 2002-06-25 | 2007-10-24 | 21st Century Airships Inc. | Airship and method of operation |
| RU2397594C2 (en) * | 2008-07-10 | 2010-08-20 | Открытое акционерное общество "Информационные спутниковые системы" имени академика М.Ф. Решетнева" | Load feed method of artificial earth satellite, and independent electric power supply system for its implementation |
| RU2467449C2 (en) * | 2011-01-11 | 2012-11-20 | Федеральное Государственное Унитарное Предприятие "Государственный научно-производственный ракетно-космический центр "ЦСКБ-Прогресс" (ФГУП "ГНПРКЦ "ЦСКБ-Прогресс") | Method to control autonomous power supply system of spacecraft |
-
2014
- 2014-02-04 RU RU2014103851/02A patent/RU2567930C2/en not_active IP Right Cessation
Patent Citations (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2168828C1 (en) * | 1999-11-17 | 2001-06-10 | ФГУП Научно-производственный центр "Полюс" | Method for controlling off-line power supply system |
| EP1519873B1 (en) * | 2002-06-25 | 2007-10-24 | 21st Century Airships Inc. | Airship and method of operation |
| RU2397594C2 (en) * | 2008-07-10 | 2010-08-20 | Открытое акционерное общество "Информационные спутниковые системы" имени академика М.Ф. Решетнева" | Load feed method of artificial earth satellite, and independent electric power supply system for its implementation |
| RU2467449C2 (en) * | 2011-01-11 | 2012-11-20 | Федеральное Государственное Унитарное Предприятие "Государственный научно-производственный ракетно-космический центр "ЦСКБ-Прогресс" (ФГУП "ГНПРКЦ "ЦСКБ-Прогресс") | Method to control autonomous power supply system of spacecraft |
Cited By (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN106300326A (en) * | 2016-08-19 | 2017-01-04 | 北京空间飞行器总体设计部 | A kind of solar cell Switching Shunt protection circuit |
| CN106300326B (en) * | 2016-08-19 | 2018-10-09 | 北京空间飞行器总体设计部 | A kind of solar cell Switching Shunt protection circuit |
| RU2647120C1 (en) * | 2017-04-13 | 2018-03-14 | Акционерное общество "Информационные спутниковые системы" имени академика М.Ф. Решетнёва" | Method of power supply load by direct current in self-contained system of power suplly of space vehicle |
| RU2656357C1 (en) * | 2017-07-18 | 2018-06-05 | Руслан Анатольевич Травников | Electrical load electrical supply system elements (equipment, devices) adaptive control system, connected to two and more electric energy sources (embodiments) |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| RU2014103851A (en) | 2015-08-10 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| RU2467449C2 (en) | Method to control autonomous power supply system of spacecraft | |
| CN101689769B (en) | Power supply system, and power supply control method and power supply control program employed in power supply system | |
| RU2521538C2 (en) | Method to control autonomous system of spacecraft power supply | |
| US10017138B2 (en) | Power supply management system and power supply management method | |
| US10052967B2 (en) | Electric voltage system and method for distributing electrical power in an electric voltage system | |
| CN103337892A (en) | Independent dormancy awakening control system of satellite power source | |
| US9899856B2 (en) | Energy storage system, method and apparatus for controlling charging and discharging of the same | |
| US20180145522A1 (en) | Conversion Circuit Device For Uninterruptible Power Supply (UPS) Systems | |
| US20170310126A1 (en) | Voltage regulation for battery strings | |
| RU2535301C2 (en) | Method to control autonomous system of spacecraft power supply | |
| RU2567930C2 (en) | Method of load power supply by direct current in self-contained system of power supply of space vehicle | |
| CN102981426A (en) | Sleep control system and control method for detector in deep-space detection field | |
| JP2011029010A (en) | Lithium ion secondary battery system and power supply method to management device | |
| WO2014003607A1 (en) | Battery comprised of electrical energy storage cells and having a distributed analytical control system | |
| RU2470440C2 (en) | Method to control autonomous system of spacecraft power supply | |
| CN204290468U (en) | A kind of many power supplys of power receiving equipment select an electric supply installation | |
| RU2488198C1 (en) | Stabilised combined power supply source | |
| RU2541512C2 (en) | Method to control autonomous system of spacecraft power supply | |
| RU2520180C2 (en) | Transport vehicle power supply system | |
| RU2314602C1 (en) | Method for servicing nickel-hydrogen storage battery | |
| RU2577632C1 (en) | Method for controlling autonomous power supply system of spacecraft | |
| RU2634473C2 (en) | Method of controlling independent power supply system of spacecraft | |
| RU2574922C2 (en) | Method to control autonomous system of spacecraft power supply | |
| RU2647128C2 (en) | Method of lithium-ion accumulator battery charge | |
| RU2677635C2 (en) | Method of operation of lithium-ion accumulator battery in autonomous power supply system of earth satellite vehicle |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| HZ9A | Changing address for correspondence with an applicant | ||
| MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20210205 |