RU2633616C1 - Method of spacecraft power supply - Google Patents
Method of spacecraft power supply Download PDFInfo
- Publication number
- RU2633616C1 RU2633616C1 RU2016145344A RU2016145344A RU2633616C1 RU 2633616 C1 RU2633616 C1 RU 2633616C1 RU 2016145344 A RU2016145344 A RU 2016145344A RU 2016145344 A RU2016145344 A RU 2016145344A RU 2633616 C1 RU2633616 C1 RU 2633616C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- solar battery
- output
- voltage
- resource
- spacecraft
- Prior art date
Links
Images
Classifications
-
- H—ELECTRICITY
- H01—ELECTRIC ELEMENTS
- H01M—PROCESSES OR MEANS, e.g. BATTERIES, FOR THE DIRECT CONVERSION OF CHEMICAL ENERGY INTO ELECTRICAL ENERGY
- H01M10/00—Secondary cells; Manufacture thereof
- H01M10/42—Methods or arrangements for servicing or maintenance of secondary cells or secondary half-cells
-
- H—ELECTRICITY
- H02—GENERATION; CONVERSION OR DISTRIBUTION OF ELECTRIC POWER
- H02J—CIRCUIT ARRANGEMENTS OR SYSTEMS FOR SUPPLYING OR DISTRIBUTING ELECTRIC POWER; SYSTEMS FOR STORING ELECTRIC ENERGY
- H02J7/00—Circuit arrangements for charging or depolarising batteries or for supplying loads from batteries
- H02J7/34—Parallel operation in networks using both storage and other dc sources, e.g. providing buffering
- H02J7/35—Parallel operation in networks using both storage and other dc sources, e.g. providing buffering with light sensitive cells
-
- 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
-
- 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
- Y02E60/00—Enabling technologies; Technologies with a potential or indirect contribution to GHG emissions mitigation
- Y02E60/10—Energy storage using batteries
Abstract
Description
Заявляемое изобретение относится к области космической энергетики, конкретнее к бортовым системам электропитания (СЭП) космических аппаратов (КА).The claimed invention relates to the field of space energy, and more particularly to on-board power supply systems (BOT) of spacecraft (SC).
Для космической техники важнейшей тактико-технической характеристикой СЭП является удельная мощность, т.е. отношение мощности, вырабатываемой системой электропитания, к ее массе, которая зависит, 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.For space technology, the most important tactical and technical characteristic of a solar cell is specific power, i.e. the ratio of the power generated by the power supply system to its mass, which depends, first of all, on the specific mass characteristics of the current sources used, but also to a large extent on the adopted structural scheme of the electronic solar cells formed by the electronic electronic equipment complex, which determines the operating modes of the sources and efficiency use of their potential opportunities.
Известны способы электропитания КА, 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, описанный 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).Known methods of powering the spacecraft, which provide: stabilization of the DC voltage at the load (with an accuracy of 0.5-1.0% of the nominal value), stabilization of the voltage on the solar battery, which ensures the removal of power from it near the optimal operating point of the current-voltage characteristics (I – V characteristics), as well as the optimal algorithms for controlling the operating modes of rechargeable batteries, which ensure the maximum possible capacitive parameters during long-term cycling of batteries in orbit. As an example of such power supply systems, let us cite the design of the BOT for a geostationary-connected communication spacecraft described 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, 23-27 August 1993 (ESA WPP-054, August 1993).
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 таким образом, 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 in such a way that at the end of 15 years the optimal operating point of the current-voltage characteristic corresponds to this voltage.
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 или двумя номиналами напряжения, например 27 B, или 27 B и 40 B, или 27 B и 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 voltage bus is formed with one or two voltage ratings, for example 27 V, or 27 V and 40 B, or 27 B and 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 cardinal processing of current sources - solar and rechargeable batteries - and with corresponding time and financial costs.
Другим недостатком систем является низкая помехозащищенность потребителей электроэнергии на борту космического аппарата. Это объясняется наличием гальванической связи между шинами питания аппаратуры и источниками 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.
Наиболее близким техническим решением является способ электропитания космического аппарата, реализованный системой электропитания КА (патент РФ 2396666), состоящей из солнечной батареи, подключенной своими плюсовой и минусовой шинами к стабилизатору напряжения, аккумуляторной батареи, подключенной своими плюсовой и минусовой шинами к входу разрядного и выходу зарядного устройств, экстремального регулятора мощности солнечной батареи, соединенного своими входами с датчиком тока, установленным в одной из шин между солнечной батареей и стабилизатором напряжения, разрядным и зарядным устройствами аккумуляторной батареи, а выходом - со стабилизатором напряжения солнечной батареи, отличающийся тем, что стабилизатор напряжения солнечной батареи и разрядное устройство аккумуляторной батареи выполнены в виде мостовых инверторов с общим трансформатором, при этом вход зарядного устройства соединен с выходной обмоткой трансформатора, к другим же выходным обмоткам трансформатора подключены устройства питания нагрузок со своими номиналами выходного напряжения переменного или постоянного тока, причем одно из устройств питания нагрузки соединено со стабилизатором солнечной батареи и разрядным устройством аккумуляторной батареи. Известный способ электропитания КА выбран в качестве прототипа заявляемого изобретения.The closest technical solution is the spacecraft power supply method implemented by the spacecraft power supply system (RF patent 2396666), consisting of a solar battery connected by its plus and minus buses to a voltage regulator, a battery connected by its plus and minus buses to the discharge input and the charger output devices, an extreme power regulator of the solar battery, connected by its inputs to a current sensor installed in one of the buses between the solar battery and a voltage stabilizer, discharge and battery chargers, and an output with a solar voltage stabilizer, characterized in that the solar voltage stabilizer and the battery discharge device are made in the form of bridge inverters with a common transformer, while the input of the charger is connected to the output winding transformer, to the other output windings of the transformer are connected load power devices with their own ratings of the output voltage of the alternating sludge and direct current, and one of the load power devices is connected to a solar stabilizer and a battery discharge device. The known method of powering the spacecraft is selected as a prototype of the claimed invention.
Недостатком известного способа электропитания КА является отсутствие оптимизации параметров первичного (солнечной батареи) источника электроэнергии, что в итоге снижает удельные энергетические характеристики и надежность эксплуатации СЭП КА.The disadvantage of this method of powering the spacecraft is the lack of optimization of the parameters of the primary (solar battery) source of electricity, which ultimately reduces the specific energy characteristics and the reliability of the operation of the SEC spacecraft.
Задачей заявляемого изобретения является повышение удельных энергетических характеристик и надежности эксплуатации СЭП КА.The task of the invention is to increase the specific energy characteristics and reliability of the operation of the EPA spacecraft.
Поставленная задача решается тем, что при проведении электропитания космического аппарата от солнечной батареи, подключенной через устройство поворотное с токосъемниками к входным плюсовой и минусовой шинам стабилизированного преобразователя напряжения, аккумуляторной батареи, подключенной своими плюсовой и минусовой шинами к входу разрядного и выходу зарядного устройств, причем стабилизатор напряжения солнечной батареи выполнен в виде мостового инвертора с трансформатором с n выходными обмотками, где n≥2, а вход зарядного устройства соединен с одной из выходных обмоток трансформатора, к другим же (n-1) выходным обмоткам трансформатора подключены переходные устройства связи с нагрузками со своими номиналами выходного напряжения, солнечную батарею выбирают с максимальным начальным выходным током, исходя из конструктивных возможностей используемых токосъемников поворотного устройства космического аппарата, а выходное напряжение в рабочей точке в конце ресурса выбирают исходя из соотношения:The problem is solved in that when powering the spacecraft from a solar battery connected through a rotary device with current collectors to the input positive and negative buses of a stabilized voltage converter, a battery connected by its positive and negative buses to the input of the discharge and the output of the charger, and the stabilizer the voltage of the solar battery is made in the form of a bridge inverter with a transformer with n output windings, where n≥2, and the input of the charger VA is connected to one of the output windings of the transformer, to the other (n-1) output windings of the transformer are connected transient communication devices with loads with their output voltage ratings, the solar battery is selected with the maximum initial output current, based on the design capabilities of the current collectors of the space rotary device apparatus, and the output voltage at the operating point at the end of the resource is selected based on the ratio:
UСБ≥Рн/(IСБ, kпр),U ≥Rn Sa / (I Sa, k ave)
где Рн - максимальная мощность нагрузки с учетом мощности для заряда аккумуляторной батареи, Вт;where Rn is the maximum load power, taking into account the power for charging the battery, W;
UСБ - выходное напряжение солнечной батареи в рабочей точке в конце ресурса, B;U SB - the output voltage of the solar battery at the operating point at the end of the resource, B;
IСБ - выходной ток солнечной батареи в рабочей точке в конце ресурса, A;I SB - the output current of the solar battery at the operating point at the end of the resource, A;
kпр – коэффициент, учитывающий потери на преобразование напряжения,k CR - coefficient taking into account the loss of voltage conversion,
а число фотопреобразователей в одной последовательной цепи солнечной батареи выбирают исходя из соотношения:and the number of photoconverters in one serial circuit of the solar battery is selected based on the ratio:
где Uэл - напряжение одного фотопреобразователя в рабочей точке в конце ресурса солнечной батареи, В.where U el is the voltage of one photoconverter at the operating point at the end of the resource of the solar battery, V.
Действительно, заявляемый способ электропитания оптимизирует солнечную батарею по напряжению, исходя из того, что величина выходного напряжения СЭП в данной ее структуре не является определяющей для ее параметров.Indeed, the inventive method of power supply optimizes the solar battery in terms of voltage, based on the fact that the magnitude of the output voltage of the solar cell in this structure is not critical for its parameters.
Оптимизация выходного напряжения солнечной батареи проводится из условия выбора солнечной батареи с максимальным начальным выходным током, исходя из конструктивных возможностей используемых токосъемников поворотного устройства космического аппарата. При этом, для обеспечения необходимой выходной мощности, выходное напряжение снижается, что позволяет не резервировать дополнительными фотопреобразователями последовательные цепи солнечной батареи и, соответственно, повышает удельные энергетические характеристики и надежность эксплуатации СЭП КА.The optimization of the output voltage of the solar battery is carried out from the condition of choosing a solar battery with a maximum initial output current, based on the design capabilities of the current collectors of the rotary device of the spacecraft. At the same time, in order to provide the required output power, the output voltage is reduced, which allows not to reserve sequential solar battery circuits with additional photoconverters and, accordingly, increases the specific energy characteristics and reliability of operation of the SEC spacecraft.
Рассмотрим пример.Consider an example.
Солнечная батарея на основе трехкаскадных арсенид-галлиевых фотопреобразователей:Solar battery based on three-stage gallium arsenide photoconverters:
Uэл=2,5 B, примем Рн=4000 Вт, IСБ=100 A, kпр=0,95, тогдаU el = 2.5 V, take Rn = 4000 W, I SB = 100 A, k pr = 0.95, then
Uсб≥Рн/(IСБ, kпр)=4000/(100⋅0,95)=42,1 B; n≥UСБ/Uэл=42,1/2,5=16,84=17 фотопреобразователей. Sat ≥Rn U / (I Sa, k ave) = 4,000 / (100⋅0,95) = 42,1 B; n≥U SB / U el = 42.1 / 2.5 = 16.84 = 17 photoconverters.
Суть заявляемого изобретения поясняется фиг. 1, на которой представлена функциональная схема электропитания КА.The essence of the claimed invention is illustrated in FIG. 1, which shows a functional diagram of the power supply of the spacecraft.
Система электропитания космического аппарата состоит из солнечной батареи 1, подключенной через устройство поворотное с токосъемниками (не показано) к входным плюсовой и минусовой шинам стабилизированного преобразователя напряжения 2, аккумуляторной батареи 3, подключенной параллельно к солнечной батарее 1 в одноименной полярности через сериесный преобразователь 3-1 в направлении протекания разрядного тока, зарядного устройства 4 аккумуляторной батареи 3, трансформатора 5.The power supply system of the spacecraft consists of a
Стабилизированный преобразователь напряжения 2 выполнен в виде мостового инвертора. Описания мостовых инверторов приведены, например, в статьях: «Высокочастотные преобразователи напряжения с резонансным переключением». Автор А.В. Лукин (ЭЛЕКТРОПИТАНИЕ, научно-технический сборник выпуск 1 / Под редакцией Ю.И.Конева. М.: Ассоциация «Электропитание», 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, OH), 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.The stabilized
Формирование переменного напряжения на выходе стабилизированного преобразователя напряжения 2 обеспечивается его схемой управления 2-1, которая по определенному закону открывает попарно транзисторы 2-2, 2-5 и 2-3, 2-4 соответственно.The formation of an alternating voltage at the output of a stabilized
Выход стабилизированного преобразователя напряжения соединен с первичной обмоткой 5-1 трансформатора 5. Солнечная батарея 1 соединена со стабилизированным преобразователем напряжения 2 плюсовой и минусовой шинами.The output of the stabilized voltage converter is connected to the primary winding 5-1 of the
К вторичным обмоткам 5-2, 5-3 трансформатора 5 подключены переходные устройства связи с нагрузками 6-1, 6-2 со своими номиналами выходного напряжения постоянного тока, выходом подключенные к потребителям электроэнергии 7 (в данном случае - к 7-1 и 7-2 соответственно). Вторичная обмотка 5-4 трансформатора 5 подключена непосредственно к потребителям электроэнергии 7 переменного тока 7-3.The secondary windings 5-2, 5-3 of the
Одно из переходных устройств связи с нагрузками выбирают в качестве основного и по нему осуществляют стабилизацию напряжения. С этой целью устройство 6-1 соединено обратной связью со стабилизированным преобразователем напряжения 2.One of the transitional devices for communication with loads is chosen as the main one and voltage stabilization is performed on it. To this end, the device 6-1 is connected in feedback with a stabilized
Зарядное устройство 4 своим входом соединено с вторичной обмоткой 5-5 трансформатора 5, а выходом - с плюсовой и минусовой шинами аккумуляторной батареи 2.The
Сериесный преобразователь 3-1 состоит из силового транзисторного ключа 3-2, управляемого схемой управления 3-3, представляющей собой широтно-импульсный модулятор.The serial converter 3-1 consists of a power transistor switch 3-2, controlled by a control circuit 3-3, which is a pulse-width modulator.
Система электропитания работает в следующих основных режимах.The power supply system operates in the following main modes.
Питание нагрузки от солнечной батареиSolar power supply
При наличии мощности солнечной батареи, превышающей суммарную мощность, потребляемую нагрузками, стабилизированный преобразователь напряжения 2, связанный обратной связью с переходным устройством 6-1, поддерживает стабильное напряжение на нагрузке (потребителе электроэнергии) 7-1. При этом на потребителях электроэнергии 7-2 и 7-3 автоматически поддерживается стабильное постоянное и переменное напряжение с учетом коэффициентов трансформации обмоток. При необходимости заряда аккумуляторной батареи величина ее зарядного тока ограничивается в пределах разницы между текущей мощностью солнечной батареи и суммарной мощностью нагрузок.If there is a solar battery power exceeding the total power consumed by the loads, the stabilized
Питание нагрузки от аккумуляторной батареиBattery Load
Режим формируется при недостатке или отсутствии 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 или при нахождении КА на теневом участке орбиты.The mode is formed when there is a lack or absence of solar battery 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 the shadow sections of the orbit, or when the spacecraft is in the shadow section of the orbit.
В этом режиме напряжение на входе стабилизированного преобразователя напряжения 2 снижается до уровня рабочей точки солнечной батареи в конце ресурса, и недостающая для питания нагрузок мощность от солнечной батареи добавляется за счет разряда аккумуляторной батареи 3.In this mode, the voltage at the input of the stabilized
Система электропитания работает полностью в автоматическом режиме.The power supply system is fully automatic.
Таким образом, предлагаемый способ электропитания КА позволяет повысить удельные энергетические характеристики и надежность эксплуатации системы электропитания КА, что в свою очередь повышает энерговооруженность и функциональные возможности КА.Thus, the proposed spacecraft power supply method allows to increase the specific energy characteristics and reliability of the spacecraft power supply system operation, which in turn increases the power ratio and spacecraft functionality.
Claims (9)
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2016145344A RU2633616C1 (en) | 2016-11-18 | 2016-11-18 | Method of spacecraft power supply |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2016145344A RU2633616C1 (en) | 2016-11-18 | 2016-11-18 | Method of spacecraft power supply |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2633616C1 true RU2633616C1 (en) | 2017-10-16 |
Family
ID=60129482
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2016145344A RU2633616C1 (en) | 2016-11-18 | 2016-11-18 | Method of spacecraft power supply |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2633616C1 (en) |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2689401C1 (en) * | 2018-06-22 | 2019-05-28 | Акционерное общество "Научно-исследовательский институт электромеханики" | Method of providing autonomous power supply |
Citations (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US20060132093A1 (en) * | 2004-12-22 | 2006-06-22 | Nguyen Don J | Battery pack leakage cut-off |
| RU2396666C1 (en) * | 2009-06-29 | 2010-08-10 | Открытое акционерное общество "Информационные спутниковые системы" имени академика М.Ф. Решетнёва" | Electric power supply system of space vehicle |
| RU2510105C2 (en) * | 2012-03-26 | 2014-03-20 | Открытое акционерное общество "Информационные спутниковые системы" имени академика М.Ф. Решетнева" | Method to charge set of accumulator batteries within autonomous system of spacecraft power supply |
| RU2572396C1 (en) * | 2014-07-03 | 2016-01-10 | Российская Федерация, от имени которой выступает Министерство обороны Российской Федерации | Method to control autonomous power supply system of spacecraft |
-
2016
- 2016-11-18 RU RU2016145344A patent/RU2633616C1/en active
Patent Citations (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US20060132093A1 (en) * | 2004-12-22 | 2006-06-22 | Nguyen Don J | Battery pack leakage cut-off |
| RU2396666C1 (en) * | 2009-06-29 | 2010-08-10 | Открытое акционерное общество "Информационные спутниковые системы" имени академика М.Ф. Решетнёва" | Electric power supply system of space vehicle |
| RU2510105C2 (en) * | 2012-03-26 | 2014-03-20 | Открытое акционерное общество "Информационные спутниковые системы" имени академика М.Ф. Решетнева" | Method to charge set of accumulator batteries within autonomous system of spacecraft power supply |
| RU2572396C1 (en) * | 2014-07-03 | 2016-01-10 | Российская Федерация, от имени которой выступает Министерство обороны Российской Федерации | Method to control autonomous power supply system of spacecraft |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2689401C1 (en) * | 2018-06-22 | 2019-05-28 | Акционерное общество "Научно-исследовательский институт электромеханики" | Method of providing autonomous power supply |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| RU2396666C1 (en) | Electric power supply system of space vehicle | |
| US6369461B1 (en) | High efficiency power conditioner employing low voltage DC bus and buck and boost converters | |
| US11043831B2 (en) | Charging device and on board power supply device | |
| US20110298442A1 (en) | Converter Circuit and Electronic System Comprising Such a Circuit | |
| 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 | |
| US20230352934A1 (en) | Power grid | |
| CN104836247A (en) | Optical storage micro grid system for realizing energy storage capacity dynamic optimization | |
| RU2560720C1 (en) | Spacecraft power supply system with optimised control for solar battery power | |
| US8427097B2 (en) | Hybrid electrical power source | |
| US9537391B2 (en) | Voltage regulation of a DC/DC converter | |
| Zhang et al. | Power management of a modular three-port converter-based spacecraft power system | |
| RU2633616C1 (en) | Method of spacecraft power supply | |
| Chen et al. | A new nonisolated three-port DC-DC converter with high step-up/down ratio | |
| RU2392718C1 (en) | Method for dc supply to load in autonomous power supply system of artificial earth satellite | |
| Rao et al. | A comparative study of Bidirectional DC-DC converter & its interfacing with two battery storage system | |
| RU2488933C2 (en) | Space vehicle electric power supply method | |
| RU2010127541A (en) | WAY OF DC LOAD POWER SUPPLY IN THE AUTONOMOUS POWER SUPPLY SYSTEM OF THE ARTIFICIAL EARTH SATELLITE | |
| RU2574911C2 (en) | Electric power supply method for space vehicle | |
| RU2699084C1 (en) | Spacecraft power supply system | |
| RU2650100C1 (en) | High-voltage power supply system of spacecraft | |
| RU2559025C2 (en) | Independent direct-current power supply system | |
| RU2613660C2 (en) | Spacecraft electric power supply system | |
| RU2704656C1 (en) | Power supply system of spacecraft with extreme solar battery power control | |
| Abdelmoaty et al. | A single-step, single-inductor energy-harvestingbased power supply platform with a regulated battery charger for mobile applications | |
| KR102535198B1 (en) | Maximum Power Point Tracking Control System for Photovoltaic Energy Storage System |