RU2625173C1

RU2625173C1 - Способ эксплуатации литий-ионной аккумуляторной батареи в составе космического аппарата негерметичного исполнения

Info

Publication number: RU2625173C1
Application number: RU2016101706A
Authority: RU
Inventors: Дмитрий Сергеевич Карплюк; Николай Васильевич Стадухин; Марсиля Вахитовна Порпылева
Original assignee: Акционерное общество "Информационные спутниковые системы" имени академика М.Ф. Решетнёва"
Priority date: 2016-01-20
Filing date: 2016-01-20
Publication date: 2017-07-12

Abstract

Изобретение относится к энергообеспечению космических аппаратов, преимущественно геостационарных спутников с трехосной ориентацией. Способ включает зарядку-разрядку и хранение аккумуляторов в заряженном состоянии. На аккумуляторах установлены аналоговые датчики температуры в количестве не менее двух, а также локальные нагреватели. В процессе эксплуатации определяют текущее значение температуры АБ, при этом если температура одного из датчиков достигла предельного порога отключения, то происходит отключение обогревателя, и в случае если температура одного из датчиков достигла минимального порога включения, происходит включение обогревателя, при этом в случае, если температура одного датчика достигла порога отключения, при этом одновременно другой датчик достиг порога включения, то приоритет делается на отключение обогревателя. Повышение эффективности использования литий-ионных аккумуляторных батарей и ресурсных характеристик космического аппарата негерметичного исполнения является техническим результатом изобретения. Аналоговые датчики температуры через устройство контроля связаны с системой терморегулирования и бортовой вычислительной машиной, которая снабжена программой, корректирующей работу (включение/отключение) локальных нагревателей в зависимости от температуры АБ. 2 ил.

Description

Заявляемое изобретение относится к электротехнической промышленности и может быть использовано при разработке и эксплуатации литий-ионных аккумуляторных батарей преимущественно в автономных системах электропитания искусственных спутников Земли (ИСЗ).

К числу систем современных космических аппаратов (КА), по сути определяющих срок активного существования КА, относится в первую очередь система электропитания, у которой наиболее критичным звеном являются аккумуляторные батареи (АБ).

Для обеспечения длительного срока службы (ресурса) АБ очень важно обеспечивать, в процессе их эксплуатации, комфортные температурные режимы, при этом особенно важно поддерживать температуру в сравнительно узком диапазоне. Оптимальный диапазон рабочих температур для никель-водородных АБ, предназначенных для установки на связных КА и характеризующихся сравнительно высокими токами заряда и разряда, составляет (5-15)°С. (см. S.W. Donley and D.C. Verrier. Study of Nickel - Hydrogen Battery discharge Performance after charge and stand at warm temperatyre. TRW Space and Technology Groyp. Proc. 27-th Intersoc. Energy Convers. Eng. Conf. "Technol. Energy. Effic. 21-st Century", San Diego, Calif., aug. 3-7, 1992. (С.В. Донли, Д.С. Верьер. Исследование разрядных характеристик никель-водородной батареи после заряда и выдержки при повышенной температуре, [2])).

Известен способ эксплуатации никель-водородной аккумуляторной батареи в составе КА (патент №2164881, B64G 1/00, B64G 1/22, B64G 1/42, 2001), содержащий отсек с целевой аппаратурой, герметичный приборный отсек, агрегатный отсек с комплексной двигательной установкой, систему терморегулирования с гидравлическими контурами и приборами для отбора, подвода и сброса тепла, в том числе выполненными в виде термоплат со штатными и технологическими гидравлическими каналами, систему электропитания, состоящую из солнечной батареи, установленного в приборном отсеке комплекса автоматики и стабилизации напряжения, размещенных в агрегатном отсеке никель-водородных аккумуляторных батарей, установленных внутри каждой батареи датчиков давления, чувствительных к изменению текущей электрической емкости батарей, а также бортовой комплекс управления с бортовой вычислительной машиной, причем указанные датчики давления через устройства преобразования сигнала включены в канал обмена информацией между указанными комплексом автоматики и стабилизации напряжения и бортовой вычислительной машиной, которая снабжена программой, корректирующей режим работы аппарата в зависимости от глубины разряда аккумуляторных батарей и определяющей суммарную глубину разряда.

Недостатком известного способа и КА является то, что в нем не учитывается текущее тепловыделение аккумуляторных батарей, а теплосъем с них не регулируется, что приводит к расширению температурного диапазона эксплуатации и соответственно не обеспечивается эффективное использование аккумуляторных батарей.

Наиболее близким по технической сущности заявляемому КА является КА (патент №2371361, B64G 1/42, B64G 1/50, 2006). Так поставленная задача достигается тем, что определяют текущее тепловыделение аккумуляторной батареи, а тепловыделение нагревателей регулируют, исходя из соотношения:

где Qнагр - текущее интегральное тепловыделение нагревателей;

Qаб - текущее тепловыделение аккумуляторной батареи;

Qpo - теплоотдача посредством радиационного охлаждения;

Const - установленное значение разницы расчетного тепловыделения и теплоотдачи.

При этом при запуске космического аппарата величина Const равна нулю, а в процессе эксплуатации космического аппарата (автоматически либо по командам с Земли) ее корректируют в большую или меньшую сторону исходя из условия нахождения температуры аккумуляторной батареи в пределах установленных граничных значений.

Этот способ принят за прототип заявляемому изобретению.

Эффективность такого метода терморегулирования недостаточно высока. Так в современных КА широко применяются литий-ионные аккумуляторные батареи, которые значительно чувствительнее к температуре нежели никель водородные АБ. Опыт эксплуатации литий-ионных АБ показал, что данный метод достаточно неэффективен. Так в данном методе приоритет стоит на достижение разности тепловыделений, при этом не оговорено в каком случае «отключать» обогреватели АБ. Исходя из формулы (1) можно сделать вывод, что отключение обогревателей АБ будет происходить после достижения величины температуры, при котором выполняется равенство формулы (1). Однако в этом случае включение и отключение обогревателей будет происходить с высокой частотой, так как значение разности тепловыделений будет довольно быстро уходить за пределы заданного значения Const, что в свою очередь приведет к снижению ресурса коммутаторов включения/отключения обогревателей АБ. Это приведет к снижению надежности контура управления обогрева, что является критичным для литий-ионной АБ. Кроме того, текущее тепловыделение АБ (Qaб) меняется в зависимости от режима эксплуатации АБ, тогда как интегральное тепловыделение нагревателей (Qнагр) и теплоотдача посредством радиационного охлаждения (Qpo) величины значительно более прогнозируемы. Так в режиме хранения и в режиме заряда/разряда АБ тепловыделения АБ сильно разнятся. Например, в режиме хранения литий-ионная АБ практически не выделяет тепла, тогда как в режиме заряда/разряда АБ отдает тепло, причем это значение не постоянно, а зависит от уровня снимаемой мощности с АБ. Кроме того, в ходе эксплуатации на состояние АБ также влияют дополнительные внешние факторы, такие так затенение конструкцией КА отдельных элементов или всей АБ. Все это приводит к тому, что температура АБ будет изменяться и ее сложно точно спрогнозировать. Следовательно, проанализировав формулу (1), можно сделать вывод, что величина Const должна постоянно корректироваться исходя из текущего режима работы АБ. На заводе-изготовителе путем анализа теоретически возможно предусмотреть предварительное влияние внешних факторов, однако оценку их реального влияния на изменение температуры АБ можно будет сделать после двух, а то и трех лет эксплуатации. Все это приводит к тому, что на начальном этапе эксплуатации необходимо регулярно проводить анализ текущей температуры АБ и при необходимости корректировать значение разности тепловыделения, что в свою очередь снижает автономность КА и усложняет работу персонала обслуживающего КА.

Поставленная задача достигается тем, что на каждый блок АБ устанавливают два и более датчика температуры, по которым определяется текущее значение температуры АБ. В программно-вычислительном контуре устанавливается диапазон, в котором должна эксплуатироваться АБ, согласно эксплуатационной документации на АБ. После чего управление обогревателями АБ осуществляется по следующему принципу: если температура одного из датчиков достигла верхней границы диапазона (порог отключения), то происходит отключение обогревателя, и в случае если температура одного из датчиков достигла минимального значения (порог включения), происходит включение обогревателя. При этом в случае если одновременно температура одного датчика достигла порога отключения, а температура другого датчика находится на уровне порога включения, то приоритет делается на отключение обогревателя, что позволяет исключить перегрева аккумуляторов, тем самым обеспечить безопасную работу АБ. Управлением обогревателями АБ с помощью описанного выше способа обеспечивается полная автономность КА, также снижается нагрузка на работу коммутаторов, с помощью которых осуществляется включение и отключение обогревателя АБ, тем самым увеличивая ресурс их работы.

Космический аппарат для реализации заявляемого способа содержит приборный блок, выполненный в виде прямоугольного параллелепипеда, устройства и приборы, установленные на внутренних сторонах параллелепипеда приборного блока, в том числе система терморегулирования для подвода и сброса тепла, содержащая локальные нагреватели и радиаторы-излучатели, система электропитания, состоящая из солнечной батареи, стабилизированного преобразователя напряжения, литий-ионных аккумуляторных батарей, с установленными на аккумуляторах аналоговыми и температуры, устройства контроля аккумуляторных батарей, а также бортовой комплекс управления с бортовой вычислительной машиной. При этом указанные аналоговые датчики давления и температуры через устройство контроля аккумуляторных батарей включены в канал обмена информацией между указанными стабилизированным преобразователем напряжения, системой терморегулирования и бортовой вычислительной машиной, которая снабжена программой, корректирующей работу локальных нагревателей аккумуляторных батарей системы терморегулирования, в зависимости от степени заряженности и режима работы аккумуляторных батарей и их температуры.

На фиг. 1 показано предлагаемое устройство КА для работы на геостационарной орбите.

При этом введены нижеследующие обозначения:

1 - приборный блок КА;

2 - солнечные батареи KA;

3 - радиатор-излучатель.

Приборный блок KA 1 выполнен в виде прямоугольного параллелепипеда, состоящего из "южной" и "северной" сотопанелей радиаторов и «восточной» и «западной», а также нижних и верхних торцевых панелей упрощенной конструкции.

Внутри приборного блока (на внутренней стороне сотопанелей и панелей упрощенной конструкции) установлены устройства и приборы КА, в том числе система терморегулирования для подвода и сброса тепла, выполненная в виде локальных нагревателей (локальные нагреватели могут устанавливаться непосредственно в какой-либо аппаратуре), и термоплат с тепловыми трубами и радиаторами-излучателями, система электропитания, состоящая из солнечной батареи, стабилизированного преобразователя напряжения, устройств контроля аккумуляторных батарей и литий-ионных аккумуляторных батарей, с установленными аналоговых температуры аккумуляторов, а также бортовой комплекс управления с бортовой вычислительной машиной, при этом указанные аналоговые температуры через устройства контроля аккумуляторных батарей включены в канал обмена информацией между указанными стабилизированным преобразователем напряжения, литий-ионными аккумуляторными батареями, системой терморегулирования и бортовой вычислительной машиной, которая снабжена программой, корректирующей работу локальных нагревателей аккумуляторных батарей системы терморегулирования, в зависимости от степени заряженности и режима работы аккумуляторных батарей и их температуры.

Солнечные батареи 2 установлены вдоль продольной оси Ζ KA, перпендикулярной плоскости орбиты КА, со стороны "южной" и "северной" сотопанелей радиаторов.

Радиатор-излучатель 3 установлен в плоскости "северной" или "южной" сотопанели радиатора.

Основная тепловыделяющая аппаратура размещается на "северных" и "южных" сотопанелях. При этом тепловыделяющая аппаратура имеет, как правило, обогреватели для подвода тепла к отдельным узлам и агрегатам для исключения их переохлаждения.

Корпуса наиболее тепловыделяющей аппаратуры теплоизолированы от окружающих приборов и элементов конструкции при помощи многослойной экранно-вакуумной теплоизоляции. Это позволяет исключить взаимовлияние и повысить точность поддержания нужного температурного режима.

Выделение отдельных теплонагруженных узлов и приборов из всей аппаратуры КА и помещение их специальным образом, с теплоизоляцией от соседних приборов, · позволяет создать для них "особые условия" работы, обеспечивающие повышенный теплоотвод, увеличить локально хладопроизводительность системы обеспечения теплового режима.

Заявляемое изобретение не касается конструкции теплоотводящих элементов (тепловых труб), поэтому пример конкретной реализации в этой части, подробно описанный в прототипе, в материалах настоящей заявки не рассматривается.

В заявляемом изобретении наибольший интерес представляет обеспечение теплового режима литий-ионных аккумуляторных батарей.

На фиг. 2 приведен пример функциональной схемы электрических и интерфейсных связей для реализации конкретной задачи заявляемого изобретения.

При этом дополнительно введены нижеследующие обозначения:

4 - стабилизированный преобразователь напряжения;

5 - устройства и приборы КА;

6 - система терморегулирования;

7 - бортовой комплекс управления с бортовой вычислительной машиной;

8 - устройство контроля аккумуляторной батареи;

9 - литий-ионная аккумуляторная батарея;

10 - аккумуляторы;

11₁, 11₂ - аналоговые датчики температуры;

12 - локальный (встроенный) нагреватель.

Для управления КА и выполнения других функций служит бортовой комплекс управления с бортовой вычислительной машиной 7. В качестве аккумуляторной батареи 9 используется никель-водородные АБ из последовательно соединенных аккумуляторов 10, которые оснащены датчиками температуры 11₁, 11₂.

Датчики температуры 11₁, 11₂ запитаны от устройства контроля аккумуляторной батареи 8, содержащего устройства контроля аккумуляторных батарей для передачи в бортовой комплекс управления с бортовой вычислительной машиной 7, в который поступает также информация о режиме работы аккумуляторной батареи 9 (заряд, разряд, хранение, величина токов заряда-разряда) из стабилизированного преобразователя напряжения 4. Бортовая вычислительная машина оснащена программой, формирующей управляющие команды в систему терморегулирования 6, и стабилизированным преобразователем напряжения 4.

Таким образом, использование предлагаемого устройства космического аппарата позволяет повысить эффективность использования аккумуляторных батарей и улучшить ресурсные характеристики СЭП и КА в целом при его штатной эксплуатации.

Claims

Способ эксплуатации литий-ионной аккумуляторной батареи в составе космического аппарата негерметичного исполнения с радиационным охлаждением, включающий проведение зарядов и разрядов, хранение в заряженном состоянии, контроль температуры аккумуляторов и обеспечение температурного режима аккумуляторной батареи (АБ), отличающийся тем, что в программно-вычислительном контуре устанавливают диапазон эксплуатации АБ, согласно эксплуатационной документации, после чего управление обогревателями АБ осуществляется по следующему принципу: если температура одного из датчиков достигла верхней границы диапазона (порог отключения), то происходит отключение обогревателя, и в случае если температура одного из датчиков достигла минимального значения (порог включения), происходит включение обогревателя, при этом в случае одновременного достижения порогов отключения и включения разных датчиков приоритет отдается на отключение обогревателя АБ.