RU2634513C2 - High-voltage power supply system of space vehicle - Google Patents

High-voltage power supply system of space vehicle Download PDF

Info

Publication number
RU2634513C2
RU2634513C2 RU2016111897A RU2016111897A RU2634513C2 RU 2634513 C2 RU2634513 C2 RU 2634513C2 RU 2016111897 A RU2016111897 A RU 2016111897A RU 2016111897 A RU2016111897 A RU 2016111897A RU 2634513 C2 RU2634513 C2 RU 2634513C2
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
power
battery
load
voltage
solar battery
Prior art date
Application number
RU2016111897A
Other languages
Russian (ru)
Other versions
RU2016111897A (en
Inventor
Юрий Александрович Шиняков
Александр Владимирович Осипов
Мария Михайловна Черная
Original Assignee
Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего профессионального образования "Томский государственный университет систем управления и радиоэлектроники" (ТУСУР)
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего профессионального образования "Томский государственный университет систем управления и радиоэлектроники" (ТУСУР) filed Critical Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего профессионального образования "Томский государственный университет систем управления и радиоэлектроники" (ТУСУР)
Priority to RU2016111897A priority Critical patent/RU2634513C2/en
Publication of RU2016111897A publication Critical patent/RU2016111897A/en
Application granted granted Critical
Publication of RU2634513C2 publication Critical patent/RU2634513C2/en

Links

Images

Classifications

    • 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

Abstract

FIELD: electricity.
SUBSTANCE: invention can be used in the development and creation of power supply systems of space vehicles using solar cells and storage batteries. According to the invention, the power supply system of the space vehicle with power control of the solar battery by inverter-transformer converter comprises a solar battery, a current sensor, a control system with extreme power step controller of the solar battery, voltage controller made in the form of a bridge inverter with input L-filter, a transformer with primary and secondary windings, a rectifier and a charger, a storage battery charge control device, a storage battery, a discharge device and a load.
EFFECT: elimination of electrostatic discharges between the circuits of photodiodes of the solar battery and the elements of the current collection under provision of simple alignment of voltage levels of the energy and load sources load considering implementation of extreme power control mode of the solar battery, reduction of overall power of power elements.
4 dwg

Description

Изобретение относится к области электротехники и может быть использовано при разработке и создании систем электропитания космических аппаратов с использованием солнечных (СБ) и аккумуляторных (АБ) батарей.The invention relates to the field of electrical engineering and can be used in the development and creation of power systems for spacecraft using solar (SB) and battery (AB) batteries.

Техническим результатом изобретения является исключение возможности возникновения электростатических разрядов между цепочками фотодиодов солнечной батареи и элементами токосъема при условии обеспечения простоты согласования уровней напряжения источников энергии (солнечной и аккумуляторной батарей) и нагрузки с учетом реализации режима экстремального регулирования мощности СБ, а также обеспечение уменьшения габаритной мощности силовых элементов.The technical result of the invention is the elimination of the possibility of electrostatic discharges between the chains of photodiodes of the solar battery and the current collection elements, provided that it is easy to match the voltage levels of energy sources (solar and storage batteries) and the load, taking into account the implementation of the extreme power control mode of the power bank, as well as reducing the overall power elements.

Известна автономная система электропитания [1], содержащая солнечную батарею, аккумуляторную батарею, зарядное и разрядное устройства аккумуляторной батареи, подключенные до входа в последовательный стабилизатор напряжения. Технический результат заключается в получении стабильности напряжения на нагрузке путем исключения переходных процессов при смене режимов работы системы электропитания.Known autonomous power supply system [1], containing a solar battery, a battery, a charger and a discharge device of the battery connected to the input of the serial voltage regulator. The technical result consists in obtaining voltage stability at the load by eliminating transients when changing the operating modes of the power supply system.

Недостатком этой системы электропитания является то, что рабочее напряжение солнечной батареи всегда должно быть больше напряжения шины питания нагрузки. И при переходе к высоковольтной выходной шине питания нагрузки (до 100 В) напряжение кремниевых СБ в моменты выхода КА из теневых участков Земли может достигать 300 В, а у СБ, выполненных на основе арсенид-галлиевых трехкаскадных фотопреобразователей достигать 210-220 В, что является недопустимым из-за возможности возникновения в условиях вакуума электростатических разрядов между цепочками фотодиодов СБ или элементами токосъема. При этом СБ становится источником возникновения аварийных ситуаций. Для ограничения напряжения на СБ требуется применение специальных устройств или реализация режимов работы СЭП, ограничивающих повышение напряжения на охлажденной СБ не более 180 В, что не позволяет использовать всю генерируемую СБ мощность в течение срока эксплуатации и сказывается на снижении энергетической эффективности СЭП КА.The disadvantage of this power supply system is that the operating voltage of the solar battery must always be greater than the voltage of the load power bus. And when switching to a high-voltage output bus for supplying loads (up to 100 V), the voltage of silicon SBs at the moments of spacecraft exit from the shadowed areas of the Earth can reach 300 V, and for SBs made on the basis of gallium arsenide three-stage photoconverters, it can reach 210-220 V, which is unacceptable due to the possibility of electrostatic discharges occurring under vacuum conditions between the chains of SB photodiodes or current collector elements. In this case, the SB becomes a source of emergency situations. To limit the voltage on the SB, the use of special devices or the implementation of the operation modes of the BOTs, limiting the voltage increase on the cooled SB to no more than 180 V, which does not allow the use of all the power generated by the SB during the operation period and affects the decrease in the energy efficiency of the BMS of the spacecraft.

Еще одним недостатком системы является низкая энергетическая эффективность СЭП КА в режимах энергопитания нагрузки от аккумуляторной батареи, т.к. разряд осуществляется через два энергопреобразующих устройства (разрядное устройство и последовательный стабилизатор напряжения, что является особенно важной характеристикой для КА с циклограммами нагрузки, требующими значительного использования АБ в качестве источника питания нагрузки.Another disadvantage of the system is the low energy efficiency of the SEP spacecraft in the power supply modes of the load from the battery, because the discharge is carried out through two energy-converting devices (a discharge device and a series voltage stabilizer, which is an especially important characteristic for spacecraft with load cyclograms requiring significant use of the battery as a load power source.

В настоящее время проектирование мощных высоковольтных российских и иностранных СЭП автоматических КА, работающих на геостационарной орбите, осуществляется на основе арсенид-галлиевых трехкаскадных фотопреобразователей и шунтовых регуляторов напряжения СБ [2], ограничивающих напряжение на СБ на уровне напряжения шины питания нагрузки (100 В), и поэтому не позволяющих реализовывать режим экстремального регулирования мощности (ЭРМ) СБ. Солнечная батарея в течение всего времени активного функционирования значительно недоиспользуется по энергии, так как оптимальные значения напряжений, при которых СБ генерирует максимум мощности, значительно превышают стабилизируемое напряжение 100 В.Currently, the design of high-voltage high-voltage Russian and foreign BOTS automatic spacecraft operating in a geostationary orbit is based on gallium arsenide three-stage photoconverters and shunt voltage regulators SB [2], limiting the voltage on the SB at the voltage level of the load power bus (100 V), and therefore, not allowing to implement the regime of extreme power control (ERM) SB. During the entire period of active operation, the solar battery is significantly underused in energy, since the optimal voltage values at which the SB generates maximum power significantly exceed the stabilized voltage of 100 V.

Названные проблемы неэффективного использования СБ по энергии и возможного повышения напряжения выше 180 В могут быть решены путем использования инверторно-трансформаторных схем преобразования энергии, позволяющих произвольно согласовывать рабочие диапазоны напряжений на СБ, АБ и на нагрузке (Пат. РФ №2510116. Способ электропитания космического аппарата и др.). А так же реализовать режим ЭРМ СБ как в режиме заряда АБ, так и в режиме совместного питания бортовой нагрузки от СБ и АБ. При их использовании напряжение на солнечной батарее может быть как выше, так и ниже напряжения на нагрузке.The aforementioned problems of inefficient use of SB in energy and a possible increase in voltage above 180 V can be solved by using inverter-transformer energy conversion circuits that allow you to arbitrarily coordinate the operating voltage ranges for SB, AB and load (US Pat. RF No. 2510116. Spacecraft power supply method and etc.). And also implement the SB ERM mode both in the battery charge mode and in the mode of joint supply of the on-board load from the SB and the battery. When using them, the voltage on the solar battery can be both higher and lower than the voltage at the load.

Наиболее близкой по технической сущности к заявленному изобретению и прототипом является система электропитания космического аппарата с регулированием мощности солнечной батареи инверторно-трансформаторным преобразователем, описанная в патенте [3] (фиг. 1).Closest to the technical nature of the claimed invention and the prototype is the power supply system of a spacecraft with solar power regulation by an inverter-transformer converter described in the patent [3] (Fig. 1).

Система электропитания состоит из солнечной батареи 1, датчика тока 2, системы управления 3 с экстремальным шаговым регулятором мощности СБ, регулятора напряжения 4, выполненного в виде мостового инвертора с входным С-фильтром, трансформатора 6 с первичной обмоткой 5 и вторичной обмоткой 7, выпрямителя 8, устройства контроля степени заряженности (УКЗБ) АБ 9, зарядного устройство 10, аккумуляторной батареи 11, разрядного устройства 12 и нагрузки 13.The power supply system consists of a solar battery 1, a current sensor 2, a control system 3 with an extreme step power regulator SB, a voltage regulator 4 made in the form of a bridge inverter with an input C-filter, a transformer 6 with a primary winding 5 and a secondary winding 7, a rectifier 8 , devices for monitoring the degree of charge (UKZB) AB 9, charger 10, battery 11, discharge device 12 and load 13.

Система электропитания работает полностью в автоматическом режиме согласно зонному принципу функционирования СЭП. Напряжение на СБ регулируется в широком диапазоне, включающем точку ВАХ СБ с максимальной мощностью, как в режиме заряда АБ, так и в режиме питания от СБ и АБ, что повышает энергетическую эффективность СЭП КА за счет реализации режима экстремального регулирования мощности СБ.The power supply system operates fully automatically according to the zone principle of operation of the BOT. The voltage across the SB is regulated in a wide range, including the CVC point of the SB with maximum power, both in the battery charge mode, and in the power mode from the SB and the battery, which increases the power efficiency of the spacecraft’s solar cells due to the implementation of the extreme power control mode of the SB.

Однако недостатком системы является превышение напряжения на транзисторах инвертора в UXX1/Uoпт2 раз и на вторичной обмотке трансформатора в Uxx1/Uопт2 в схеме на основе ИН по сравнению со схемой на основе ИТ (фиг. 2-3). Параметры СБ при ВАХ 1 и ВВХ 1: Uxx1=180 В, Uопт1=148,6 В, Iкз1=5,71 А, Iопт1=5,35 А; параметры СБ при ВАХ 2 и ВВХ 2: Uxx2=85,5 В, Uoпт2=70 В, Iкз2=3,65 А, Iопт2=3,34 A; Uн=100 В, где Uxx1 - напряжение холостого хода «холодной» СБ, Uопт1 - оптимальное напряжение «холодной» СБ и Uопт2 - оптимальное напряжение максимально нагретой СБ. Так же при применении ИН наблюдается пропорциональное диапазону регулирования завышение тока транзисторов ИН по сравнению с током транзисторов ИТ. При этом для схемы на основе ИН характерно потребление максимальной мощности на узком временном интервале и при малых углах регулирования длительности импульсов управления, что приводит к значительному завышению габаритной мощности элементов [4, 5].However, the drawback of the system is that the voltage across the inverter transistors is U XX1 / U opt2 times and the secondary winding of the transformer is U xx1 / U opt2 in the IN-based circuit compared to the IT-based circuit (Fig. 2-3). SB parameters for I – V characteristics 1 and VVH 1: U xx1 = 180 V, U opt1 = 148.6 V, I KZ1 = 5.71 A, I opt1 = 5.35 A; SB parameters for I – V characteristics 2 and VVH 2: U xx2 = 85.5 V, U opt2 = 70 V, I KZ2 = 3.65 A, I opt2 = 3.34 A; U n = 100 V, where U xx1 is the open circuit voltage of the “cold” SB, U opt1 is the optimal voltage of the “cold” SB and U opt2 is the optimal voltage of the maximum heated SB. Also, when using an ID, an increase in the current of the transistors IN is proportional to the control range compared to the current of the IT transistors. Moreover, a circuit based on IN is characterized by the consumption of maximum power over a narrow time interval and at small angles of regulation of the duration of the control pulses, which leads to a significant overestimation of the overall power of the elements [4, 5].

Целью изобретения является исключение возможности возникновения электростатических разрядов между цепочками фотодиодов солнечной батареи и элементами токосъема при условии обеспечения простоты согласования уровней напряжения источников энергии (солнечной и аккумуляторной батарей) и нагрузки с учетом реализации режима экстремального регулирования мощности СБ.The aim of the invention is to eliminate the possibility of electrostatic discharges between the chains of photodiodes of the solar battery and the elements of the current collection, provided that it is easy to match the voltage levels of energy sources (solar and battery) and the load, taking into account the implementation of the extreme power control mode SB.

На Фиг. 4 представлена функциональная схема заявляемой системы электропитания космического аппарата с регулированием мощности солнечной батареи, которая содержит солнечную батарею 1, датчик тока 2, систему управления 3 с экстремальным регулятором мощности СБ, регулятор напряжения 4 с входным L-фильтром, выполненный в виде мостового инвертора, трансформатор 6 с первичной обмоткой 5 и вторичной обмоткой 7, выпрямитель 8, устройство контроля степени заряженности (УКЗБ) АБ 9, зарядное устройство 10, аккумуляторную батарею 11, разрядное устройство 12 и нагрузку 13.In FIG. 4 is a functional diagram of the claimed spacecraft power supply system with solar battery power control, which contains a solar battery 1, a current sensor 2, a control system 3 with an extreme power regulator SB, a voltage regulator 4 with an input L-filter, made in the form of a bridge inverter, a transformer 6 with a primary winding 5 and a secondary winding 7, a rectifier 8, a device for controlling the degree of charge (UKZB) AB 9, a charger 10, a battery 11, a discharge device 12 and a heat 13 ZKU.

Солнечная батарея 1 подключена плюсовой и минусовой шинами к регулятору напряжения 4, причем в плюсовой шине установлен датчик тока 2. Выход регулятора напряжения 4 соединен с первичной обмоткой 5 трансформатора 6. Система управления 3 соединена измерительным входом с выходом датчика тока 2, а также другими измерительными входами с силовыми шинами СБ 1 и нагрузки 13. Сигналы с датчика тока 2 и с силовых шин СБ 1 предназначены для вычисления мощности генерируемой СБ 1.The solar battery 1 is connected by positive and negative buses to the voltage regulator 4, and a current sensor 2 is installed in the positive bus 2. The output of the voltage regulator 4 is connected to the primary winding 5 of the transformer 6. The control system 3 is connected to the measuring input with the output of the current sensor 2, as well as other measuring inputs with power buses SB 1 and load 13. Signals from the current sensor 2 and power buses SB 1 are used to calculate the power generated by SB 1.

Управление транзисторами инвертора РН 4 производится системой управления 3. Транзисторы инвертора РН 4 работают в диагональном режиме. При этом в системе обеспечено широтно-импульсное регулирование путем сдвига пары верхних транзисторов относительно пары нижних транзисторов на некоторый угол у, определяемый соотношением параметров нагрузки и источников энергии.The transistors of the inverter PH 4 are controlled by the control system 3. The transistors of the inverter PH 4 operate in a diagonal mode. Moreover, the system provides pulse-width control by shifting a pair of upper transistors relative to a pair of lower transistors by a certain angle y, determined by the ratio of load parameters and energy sources.

Входы выпрямителя 8 соединены со вторичной обмоткой 7 трансформатора 6. Вход зарядного устройства 10 и выход разрядного устройства 12 соединены с одним из выходов выпрямителя 8 и входом нагрузки 13. Аккумуляторная батарея 11 одной из своих силовых клемм соединена с выходом зарядного устройства 10 и входом разрядного устройства 12. Второй выход выпрямителя 8, вторая силовая клемма аккумуляторной батареи 11 и выход нагрузки 13 соединены с общей шиной питания нагрузки 13. Измерительные выходы аккумуляторной батареи 11 соединены с измерительными входами устройства контроля степени заряженности АБ 9, информационный сигнал с которого передается ЗУ 10.The inputs of the rectifier 8 are connected to the secondary winding 7 of the transformer 6. The input of the charger 10 and the output of the discharge device 12 are connected to one of the outputs of the rectifier 8 and the load input 13. The battery 11 of one of its power terminals is connected to the output of the charger 10 and the input of the discharge device 12. The second output of the rectifier 8, the second power terminal of the battery 11 and the output of the load 13 are connected to a common bus power supply load 13. The measuring outputs of the battery 11 are connected to the measuring inputs and devices for controlling the degree of charge AB 9, the information signal from which the memory 10 is transmitted.

Система электропитания КА работает в следующих режимах.The power supply system of the spacecraft operates in the following modes.

1. Мощность нагрузки меньше мощности генерируемой СБ (РН<РСБmах), АБ заряжена.1. The load power is less than the power generated by the SB (P N <P SBmax ), the battery is charged.

При заряженной АБ 11 зарядное устройство 10 отключено. Инвертор 4 стабилизирует напряжение на обмотке 5 трансформатора 6, соответствующее напряжению на нагрузке 13 по сигналам системы управления 3. При этом, рабочая точка ВАХ СБ 1 находится на ветви постоянного тока.When the battery is charged 11, the charger 10 is disconnected. The inverter 4 stabilizes the voltage on the winding 5 of the transformer 6, corresponding to the voltage on the load 13 according to the signals of the control system 3. Moreover, the operating point of the CVC SB 1 is located on the DC branch.

2. Мощность нагрузки меньше мощности генерируемой СБ (РН<РСБmах), АБ разряжена.2. The load power is less than the power generated by the SB (P N <P SBmax ), the battery is discharged.

При получении сигнала с УКЗБ 9 о необходимости заряда АБ 11 включается зарядное устройство 10, которое начинает открываться и направлять ток в АБ 11. Если суммарное значение мощности заряда АБ 11 (ЗУ 10 работает в режиме токоограничения) и мощности нагрузки 13 меньше максимального значения мощности генерируемой СБ 1, то режим работы соответствует режиму, описанному выше. В этом случае мощность заряда АБ 11 является дополнительной нагрузкой, не изменяющей режим функционирования СЭП КА.Upon receipt of a signal from UKZB 9 about the need to charge the AB 11, the charger 10 is turned on, which starts to open and directs the current to the AB 11. If the total value of the charge power of the AB 11 (the memory 10 operates in current limiting mode) and the load power 13 is less than the maximum power generated Sat 1, then the operation mode corresponds to the mode described above. In this case, the charge power of the battery 11 is an additional load that does not change the mode of operation of the SEC spacecraft.

В случае, если суммарное значение мощности заряда АБ 11 и мощности нагрузки 13 больше максимального значения мощности генерируемой СБ 1, то зарядное устройство 10 начинает ограничивать ток заряда АБ 11, стабилизируя тем самым выходное напряжение СЭП КА. Система управления 3 переводит инвертор РН 4 в режим регулирования напряжения СБ 1. СУ 3 перемножая сигналы датчика тока 2 и напряжения от СБ 1, вычисляет текущее значение мощности, генерируемое солнечной батареей 1, и пошагово изменяет значение напряжения СБ 1 в диапазоне поиска экстремума и находит оптимальное значение напряжения СБ 1. Таким образом инвертор 4 обеспечивает отбор от СБ 1 максимума генерируемой мощности, а зарядное устройство 10 стабилизирует выходное напряжение, отправляя весь излишек мощности СБ 1 на заряд АБ 11.If the total value of the charge power AB 11 and the load power 13 is greater than the maximum value of the power generated by SB 1, then the charger 10 begins to limit the charge current AB 11, thereby stabilizing the output voltage of the SEP KA. The control system 3 puts the inverter RN 4 in the voltage regulation mode SB 1. SS 3 by multiplying the signals of the current sensor 2 and voltage from SB 1, calculates the current value of the power generated by the solar battery 1, and step by step changes the voltage value of SB 1 in the search range of the extremum and finds the optimal value of the voltage of SB 1. Thus, the inverter 4 provides the selection from SB 1 of the maximum generated power, and the charger 10 stabilizes the output voltage, sending all the excess power of SB 1 to the charge of AB 11.

3. Мощность нагрузки больше мощности генерируемой СБ (РH>PСБmах), разряд АБ. Питание нагрузки от СБ и АБ.3. The load power is greater than the power generated by the SB (Р H > PС Бmах ), discharge of the battery . Power supply from SB and AB.

При увеличении мощности нагрузки 13 до значения, большего чем может генерировать СБ 1 в режиме экстремального регулирования мощности (РH>РСБmах), заряд АБ 11 прекращается, ЗУ 10 закрывается. РУ 12 начинает регулировать выходное напряжение, восполняя весь недостаток мощности в нагрузке 13. Режим работы инвертора 4 не изменяется, он по-прежнему регулирует напряжение СБ 1 в области экстремума мощности.When the load power 13 increases to a value greater than SB 1 can generate in the extreme power control mode (PH> P SBmax ), the charge of the battery 11 stops, the memory 10 closes. RU 12 begins to regulate the output voltage, making up for the entire lack of power in the load 13. The mode of operation of the inverter 4 does not change, it still regulates the voltage of SB 1 in the region of the power extreme.

При уменьшении мощности нагрузки 13 до значений, меньших чем генерирует СБ 1 в режиме ЭРМ (РH<РCБmах), разряд АБ 11 прекращается и ЗУ 10 вновь начнет регулировать выходное напряжение, отправляя весь излишек мощности СБ 1 на заряд АБ 11.When the load power 13 decreases to values less than that generated by SB 1 in the ERM mode (P H <P SBmax ), the discharge of AB 11 stops and the memory 10 starts to regulate the output voltage again, sending all the excess power of SB 1 to the charge of AB 11.

4. Солнечная батарея не генерирует мощность (РCБ=0), разряд АБ.4. The solar battery does not generate power (P SB = 0), the discharge of AB.

При попадании КА в тень Земли или отворотах панелей СБ 1 от Солнца СБ 1 не генерирует мощность (РСБ=0). РУ 12 начинает регулировать выходное напряжение, восполняя весь недостаток мощности в нагрузке 13. Инвертор 4 находится в ждущем режиме.When the SC enters the shadow of the Earth or the flaps of the SB 1 panels from the Sun, SB 1 does not generate power (P SB = 0). RU 12 begins to regulate the output voltage, making up for all the lack of power in the load 13. The inverter 4 is in standby mode.

Таким образом, в заявляемом изобретении напряжение СБ 1 может регулироваться в широком диапазоне, включающем точку ВАХ СБ 1 с максимальной мощностью, и может быть как выше, так и ниже напряжения на нагрузке 13, как в режиме заряда АБ 11, так и в режиме питания нагрузки совместно от СБ 1 и АБ 11. При этом в СЭП КА реализован режим ЭРМ СБ при любых соотношениях мощностей источников энергии. Изменение параметров СБ 1 не требует изменения напряжения на АБ 11 за счет реализации СЭП КА на основе инверторно-трансформаторного преобразователя, обеспечивающего простое согласование уровней напряжений источников энергии (СБ и АБ) и нагрузки путем изменения коэффициента трансформации. При этом построение инверторно-трансформаторного преобразователя на основе инвертора тока обеспечивает исключение возможности возникновения электростатических разрядов между цепочками фотодиодов солнечной батареи и элементами токосъема с учетом понижения уровня напряжения на вторичной обмотке трансформатора и на транзисторах инвертора по сравнению с инвертором напряжения, а так же обеспечивает уменьшение габаритной мощности силовых элементов.Thus, in the claimed invention, the voltage of SB 1 can be regulated in a wide range, including the CVC point of SB 1 with maximum power, and can be either higher or lower than the voltage at load 13, both in the charge mode of AB 11 and in the power mode loads together from SB 1 and AB 11. At the same time, in the SEP KA the ER mode of SB is implemented for any power source power ratios. Changing the parameters of the SB 1 does not require changing the voltage on the AB 11 due to the implementation of the SEC of the spacecraft based on an inverter-transformer converter, providing a simple coordination of the voltage levels of energy sources (SB and AB) and the load by changing the transformation coefficient. At the same time, the construction of an inverter-transformer converter based on a current inverter provides the elimination of the possibility of electrostatic discharges between the photodiode chains of the solar battery and the current collection elements, taking into account a decrease in the voltage level on the secondary winding of the transformer and on the inverter transistors compared to the voltage inverter, and also reduces the overall power of power elements.

Использованные источникиUsed sources

1. Пат. РФ №2317216 Автономная система электропитания. / Е.И. Бушуева, С.А. Галочкин, B.C. Кудряшев, В.О. Эльман. Заявка №2005140469/11 от 23.12.2005. опубл. 20.02.2008, Бюл. №5.1. Pat. RF №2317216 Autonomous power supply system. / E.I. Bushueva, S.A. Galochkin, B.C. Kudryashev, V.O. Elman. Application No. 2005140469/11 dated 12/23/2005. publ. 02/20/2008, Bull. No. 5.

2. Системы электропитания для больших платформ на геостационарной орбите. / В.В. Хартов, Т.Д. Эвенов, B.C. Кудряшов, М.В. Лукьяненко. // Электронные и электромеханические системы и устройства: Сб. науч. тр. - Новосибирск: Наука, 2007. - С. 7-16.2. Power systems for large platforms in geostationary orbit. / V.V. Khartov, T.D. Evenov, B.C. Kudryashov, M.V. Lukyanenko. // Electronic and electromechanical systems and devices: Sat. scientific tr - Novosibirsk: Nauka, 2007 .-- S. 7-16.

3. Пат. РФ Система электропитания космического аппарата с регулированием мощности солнечной батареи инверторно-трансформаторным преобразователем. / Ю.А. Шиняков, А.В. Осипов, С.Б. Сунцов, В.Н. Школьный, М.М. Черная. Заявка №2014135535/02 от 01.09.2014. опубл., Бюл. №.3. Pat. RF Spacecraft power supply system with solar power regulation by inverter-transformer converter. / Yu.A. Shinyakov, A.V. Osipov, S.B. Suntsov, V.N. School, M.M. Black. Application No. 2014135535/02 of 09/01/2014. publ., bull. No.

4. High-voltage Power Supply System of Low-orbit Spacecraft / Chernaya, M.M., Shinyakov, Y.A., Osipov, A.V. // Proceedings of the 16th International Conference of Young Specialists on Micro/Nanotechnologies and Electron Devices, EDM 2015. - 2015. - P. 502-507.4. High-voltage Power Supply System of Low-orbit Spacecraft / Chernaya, MM, Shinyakov, YA, Osipov, AV // Proceedings of the 16 th International Conference of Young Specialists on Micro / Nanotechnologies and Electron Devices, EDM 2015 .-- 2015 - P. 502-507.

5. Черная М.М. Высоковольтная система электропитания космического аппарата с резко переменной циклограммой нагрузки / М.М. Черная, Ю.А. Шиняков, А.В. Осипов // Материалы IV Всероссийской научно-технической конференции «Актуальные проблемы ракетно-космической техники» (IV Козловские чтения); под. общ. ред. А.Н. Кирилина. - Самара: Изд-во СамНЦ РАН, 2015 - Т. 2. - С. 24-26.5. Black M.M. High-voltage power supply system for a spacecraft with a sharply variable load sequence / M.M. Chernaya, Yu.A. Shinyakov, A.V. Osipov // Materials of the IV All-Russian scientific and technical conference "Actual problems of rocket and space technology" (IV Kozlov readings); under. total ed. A.N. Kirilin. - Samara: Publishing House of SamRC RAS, 2015 - T. 2. - P. 24-26.

Claims (1)

Система электропитания космического аппарата, состоящая из солнечной батареи, подключенной своими плюсовой и минусовой шинами к регулятору напряжения, причем в плюсовой шине установлен датчик тока, трансформатора, первичная обмотка которого соединена с регулятором напряжения, построенным по мостовой схеме инвертора, а вторичная обмотка соединена с входами выпрямителя, один из выходов которого соединен с входом зарядного устройства, выходом разрядного устройства и входом нагрузки, при этом выход зарядного устройства соединен с входом разрядного устройства и одной из силовых клемм аккумуляторной батареи, второй силовой выход выпрямителя соединен с другой силовой клеммой аккумуляторной батареи и выходом нагрузки, измерительные выходы аккумуляторной батареи соединены с измерительными входами устройства контроля степени заряженности аккумуляторной батареи, информационный сигнал с которого передается зарядному устройству, системы управления с экстремальным шаговым регулятором мощности солнечной батареи, соединенной измерительным входом с выходом датчика тока, а также другими измерительными входами с силовыми шинами солнечной батареи и нагрузки, управляет транзисторами регулятора напряжения, отличающаяся тем, что регулятор напряжения выполнен на основе инвертора тока с входным L-дросселем.The power supply system of the spacecraft, consisting of a solar battery connected by its plus and minus buses to the voltage regulator, with a current sensor and a transformer installed in the plus bus, the primary winding of which is connected to the voltage regulator constructed according to the inverter bridge circuit, and the secondary winding is connected to the inputs a rectifier, one of the outputs of which is connected to the input of the charger, the output of the discharge device and the input of the load, while the output of the charger is connected to the input the discharge device and one of the power terminals of the battery, the second power output of the rectifier is connected to the other power terminal of the battery and the output of the load, the measuring outputs of the battery are connected to the measuring inputs of the device for monitoring the state of charge of the battery, the information signal from which is transmitted to the charger, control system with an extreme step regulator of power of the solar battery connected by a measuring input to the output of the current sensor, and also other measuring inputs with power buses of the solar battery and the load, controls the transistors of the voltage regulator, characterized in that the voltage regulator is based on a current inverter with an input L-choke.
RU2016111897A 2016-03-29 2016-03-29 High-voltage power supply system of space vehicle RU2634513C2 (en)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2016111897A RU2634513C2 (en) 2016-03-29 2016-03-29 High-voltage power supply system of space vehicle

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2016111897A RU2634513C2 (en) 2016-03-29 2016-03-29 High-voltage power supply system of space vehicle

Publications (2)

Publication Number Publication Date
RU2016111897A RU2016111897A (en) 2017-10-02
RU2634513C2 true RU2634513C2 (en) 2017-11-02

Family

ID=60047468

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2016111897A RU2634513C2 (en) 2016-03-29 2016-03-29 High-voltage power supply system of space vehicle

Country Status (1)

Country Link
RU (1) RU2634513C2 (en)

Families Citing this family (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN113071717A (en) * 2021-03-29 2021-07-06 上海空间电源研究所 Space low-rail high-voltage power supply system supporting on-rail maintenance

Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US5594325A (en) * 1995-08-10 1997-01-14 David B. Manner Spacecraft power system architecture to mitigate spacecraft charging effects
RU2101831C1 (en) * 1995-11-27 1998-01-10 Государственное научно-производственное предприятие "Полюс" Power system using optimizing power control of photovoltaic battery
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
RU2574565C1 (en) * 2014-09-01 2016-02-10 Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего профессионального образования "Томский государственный университет систем управления и радиоэлектроники" (ТУСУР) Power supply system of space vehicle with power regulation of solar panel by inverting-transformer converter

Patent Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US5594325A (en) * 1995-08-10 1997-01-14 David B. Manner Spacecraft power system architecture to mitigate spacecraft charging effects
RU2101831C1 (en) * 1995-11-27 1998-01-10 Государственное научно-производственное предприятие "Полюс" Power system using optimizing power control of photovoltaic battery
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
RU2574565C1 (en) * 2014-09-01 2016-02-10 Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего профессионального образования "Томский государственный университет систем управления и радиоэлектроники" (ТУСУР) Power supply system of space vehicle with power regulation of solar panel by inverting-transformer converter

Also Published As

Publication number Publication date
RU2016111897A (en) 2017-10-02

Similar Documents

Publication Publication Date Title
RU2560720C1 (en) Spacecraft power supply system with optimised control for solar battery power
US9281712B2 (en) Electrical power conditioning unit and system
Zhang et al. Power management of a modular three-port converter-based spacecraft power system
Alassi et al. Design of an intelligent energy management system for standalone PV/battery DC microgrids
RU2634513C2 (en) High-voltage power supply system of space vehicle
Li et al. A novel control strategy based on DC bus signaling for DC micro-grid with photovoltaic and battery energy storage
RU2650100C1 (en) High-voltage power supply system of spacecraft
Ibrahim et al. Control strategy of power converter system in the dual-power PV-grid system energy utilizing cascaded multilevel inverter
Lopez-Erauskin et al. Control strategies for modular grid-tied DMPPT systems integrating photovoltaic generation and battery storage at module level
Elrayyah et al. Control of microgrid-connected PV-sources
AL-Chlaihawi et al. Power flow management in three port converter using PV panel with maximum power point tracker
Raveendhra et al. Design and small signal analysis of solar PV fed FPGA based Closed Loop control Bi-Directional DC-DC converter
RU2704656C1 (en) Power supply system of spacecraft with extreme solar battery power control
Agarwal et al. A power flow controller for a Standalone solar PV system employing a three port Luo converter
RU2559025C2 (en) Independent direct-current power supply system
RU2613660C2 (en) Spacecraft electric power supply system
Haroun et al. Analysis, design, and simulation of a dual active bridge for PV-based residential nanogrids
RU2574565C1 (en) Power supply system of space vehicle with power regulation of solar panel by inverting-transformer converter
Jiang et al. A novel, digitally-controlled, portable photovoltaic power source
RU2633616C1 (en) Method of spacecraft power supply
Raveendhra et al. FPGA based 2-stage power conditioning system for PV power generation
Rkik et al. Performance assessment of an improved high-gain-quadratic converter with single switch for solar pv systems
RU2634612C2 (en) High-voltage power supply system of space vehicle with inductive-capacitive converter
US20240055862A1 (en) Dc/dc converter using a differential geometric controller
Priyadarshi et al. Advanced Power Electronics Converters for Future Renewable Energy Systems

Legal Events

Date Code Title Description
MM4A The patent is invalid due to non-payment of fees

Effective date: 20190330