RU2650100C1 - Высоковольтная система электропитания космического аппарата - Google Patents

Высоковольтная система электропитания космического аппарата Download PDF

Info

Publication number
RU2650100C1
RU2650100C1 RU2016148116A RU2016148116A RU2650100C1 RU 2650100 C1 RU2650100 C1 RU 2650100C1 RU 2016148116 A RU2016148116 A RU 2016148116A RU 2016148116 A RU2016148116 A RU 2016148116A RU 2650100 C1 RU2650100 C1 RU 2650100C1
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
power
output
power supply
battery
load
Prior art date
Application number
RU2016148116A
Other languages
English (en)
Inventor
Юрий Александрович Шиняков
Мария Михайловна Черная
Александр Владимирович Осипов
Original Assignee
Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего 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 образования "Томский государственный университет систем управления и радиоэлектроники" (ТУСУР) filed Critical Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего образования "Томский государственный университет систем управления и радиоэлектроники" (ТУСУР)
Priority to RU2016148116A priority Critical patent/RU2650100C1/ru
Application granted granted Critical
Publication of RU2650100C1 publication Critical patent/RU2650100C1/ru

Links

Images

Classifications

    • H—ELECTRICITY
    • H02—GENERATION; CONVERSION OR DISTRIBUTION OF ELECTRIC POWER
    • H02J—ELECTRIC POWER NETWORKS; CIRCUIT ARRANGEMENTS OR SYSTEMS FOR SUPPLYING OR DISTRIBUTING ELECTRIC POWER; SYSTEMS FOR STORING ELECTRIC ENERGY
    • H02J7/00—Circuit arrangements for charging or discharging 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
    • 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
    • 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

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Manufacturing & Machinery (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Chemical Kinetics & Catalysis (AREA)
  • Electrochemistry (AREA)
  • General Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Power Engineering (AREA)
  • Charge And Discharge Circuits For Batteries Or The Like (AREA)

Abstract

Использование: в области электротехники при проектировании и создании систем электропитания автоматических космических аппаратов. Техническим результатом изобретения является повышение надежности системы электропитания космического аппарата (КА). Система электропитания КА содержит солнечную и аккумуляторную батареи, входной дроссель L, регулятор напряжения, выполненный в виде мостового инвертора на транзисторах, разрядное устройство, зарядное устройство, выполненное в виде мостового инвертора на транзисторах, первый трансформатор с первичной и вторичной обмотками, второй трансформатор с первичной и вторичной обмотками, первый выпрямитель, второй выпрямитель, систему управления с экстремальным регулятором мощности солнечных батарей, устройство контроля степени заряженности аккумуляторной батареи, датчик тока, нагрузку и ключ. 2 ил.

Description

Изобретение относится к области преобразовательной техники, в частности к бортовым системам электропитания (СЭП) космических аппаратов (КА), и может быть использовано при проектировании и создании систем электропитания автоматических космических аппаратов на основе солнечных и аккумуляторных батарей (БС и АБ) для всех типов орбит.
Техническим результатом изобретения является повышение надежности системы электропитания КА за счет недопущения возникновения критических значений напряжений на солнечной батарее, приводящих к возникновению электростатических разрядов между цепочками фотодиодов БС и элементами токосъема, уменьшение габаритной мощности силовых элементов и габаритно-массовых характеристик СЭП КА.
Известна система электропитания космического аппарата [1]. Система электропитания состоит из солнечной батареи и аккумуляторной батареи, стабилизатора напряжения, разрядного и зарядного устройств, экстремального регулятора мощности солнечной батареи, датчика тока солнечной батареи, трансформатора с первичными и вторичными обмотками, устройств питания нагрузок постоянного или переменного тока, схемы управления транзисторами стабилизатора напряжения, схемы управления транзисторами разрядного устройства и нагрузок.
Система электропитания обеспечивает энергопитание нагрузки как только от солнечной или аккумуляторной батарей, так и при их совместном энергопитании. Недостатком системы является то, что система электропитания [1] не обеспечивает режим экстремального регулирования (ЭРМ) мощности БС в режиме совместного питания нагрузки от БС и АБ, т.к. источники энергии в этом режиме включены параллельно через трансформатор, что исключает возможность регулирования напряжения на БС и отрицательно сказывается на энергетической эффективности СЭП КА. Так как при питании нагрузки совместно от БС и АБ напряжение на БС определяется уровнем напряжения АБ с учетом коэффициента трансформации.
Реализация режима ЭРМ БС при совместном энергопитании нагрузки от БС и АБ предложена в патенте [2] (фиг. 1). Данная система электропитания космического аппарата с экстремальным регулированием мощности БС является наиболее близкой по технической сущности к заявленному изобретению и выбрана в качестве прототипа.
СЭП КА содержит солнечную батарею 1, аккумуляторную батарею 2, регулятор напряжения 3 (РН), выполненный в виде мостового инвертора на транзисторах 11-14, разрядное устройство 4, выполненное в виде мостового инвертора на транзисторах 15-18, зарядное устройство 5, трансформатор 6 с первичной обмоткой 20 и вторичными обмотками 21-231..n, трансформатор 7 с первичной обмоткой 25 и вторичными обмотками 24, 261..n, выпрямители 81..n, систему управления (СУ) с ЭРМ 9, устройство контроля степени заряженности (УКЗБ) АБ 10, датчик тока 19, нагрузки 271..n.
Система электропитания КА обеспечивает энергопитания нагрузок 271..n в режиме питания нагрузок 271..n от БС 1 (при заряженной АБ 2), в режиме одновременного питания нагрузок 271..n от БС 1 и заряда АБ 2, в режиме питания нагрузок 271..n от АБ 2 и в режиме совместного питания нагрузок 271..n от БС 1 и АБ 2.
Вторичные обмотки 231 трансформатора 6 и 261 трансформатора 7 соединены последовательно в общий контур, формирующий суммарное напряжение, которое после выпрямления выпрямителем 81 питает нагрузку 271, что позволяет реализовать режим ЭРМ БС в режиме разряда АБ 2, т.е. при одновременном питании нагрузки 271 от БС 1 и АБ 2. Аналогичным образом формируются другие каналы питания нагрузок 272..n.
Таким образом, в СЭП КА в любых режимах ее работы напряжение БС может регулироваться в широком диапазоне, включающем точку ВАХ БС с максимальной мощностью, что повышает энергетическую эффективность системы электропитания КА.
Недостатком системы электропитания КА [2] является то, что при создании высоковольтных СЭП КА (100 В) максимальное значение напряжения БС в моменты выхода КА из тени максимальной длительности может достигать 220-250 В [3], что является недопустимым из-за возможности возникновения в условиях вакуума электростатических разрядов между цепочками фотодиодов БС или элементами токосъема. При этом реализация энергопреобразующих модулей на основе инверторов напряжения предполагает использование БС в качестве источника напряжения и обеспечивает регулирование положения рабочей точки ВАХ БС вдоль ветви напряжения (от оптимального значения напряжения, соответствующего максимально генерируемой БС мощности до напряжения холостого хода). Кроме того в работах [4, 5] показано, что в схемах на основе инверторов напряжения наблюдается завышение габаритной мощности силовых элементов схемы на основе инвертора напряжения по сравнению со схемой на основе инвертора тока.
Другим недостатком системы является то, что заряд аккумуляторной батареи осуществляется через два энергопреобразующих устройства (регулятор напряжения 3 и зарядное устройство 5), что требует использования большей площади БС и генерируемой ее мощности для обеспечения необходимого уровня заряда АБ, что, как следствие, сказывается на увеличении габаритно-массовых характеристик СЭП КА в целом.
Целью изобретения является повышение надежности системы электропитания КА за счет недопущения возникновения критических значений напряжений на солнечной батарее, приводящих к возникновению электростатических разрядов между цепочками фотодиодов БС и элементами токосъема, уменьшение габаритной мощности силовых элементов и габаритно-массовых характеристик СЭП КА.
Цель достигается за счет реализации энергопреобразующих модулей (регулятора напряжения и зарядного устройства) СЭП КА на основе регулируемых инверторов тока и построения высоковольтной СЭП КА на основе параллельно-последовательной структуры, обеспечивающей реализацию экстремального регулирования мощности солнечных батарей во всех режимах энергопитания нагрузки.
На Фиг. 2 представлена функциональная схема заявляемой высоковольтной системы электропитания космического аппарата, которая содержит солнечную батарею 1, аккумуляторную батарею 2, входной дроссель L, регулятор напряжения 3, выполненный в виде мостового инвертора на транзисторах 11-14, разрядное устройство 4, зарядное устройство 5, выполненное в виде мостового инвертора на транзисторах 15-18, первый трансформатор 6 с первичной обмоткой 20 и вторичной обмоткой 21, трансформатор 7 с первичной обмоткой 22 и вторичной обмоткой 23, первый выпрямитель 8, второй выпрямитель 13, систему управления 9 с экстремальным регулятором мощности БС, устройство контроля степени заряженности аккумуляторной батареи 10, датчик тока 19, нагрузку 24 и ключ 25.
Первый вход РН 3 и первый вход ЗУ 5, содержащий ключ 25, соединены между собой и подключены к плюсовой шине БС 1 через последовательно соединенные входной дроссель L и датчик тока 19, а вторые из них так же соединены между собой и подключены к минусовой шине солнечной батареи 1. Выход регулятора напряжения 3 соединен с первичной обмоткой 20 трансформатора 6. Выход зарядного устройства 5 соединен с первичной обмоткой 22 трансформатора 7.
Система управления 9 соединена своими измерительными входами с выходом датчика тока 19, с выходом устройства контроля степени заряженности АБ 10, с силовыми шинами БС 1 и нагрузки 24. Сигналы с датчика тока 19 и с силовых шин БС 1 предназначены для вычисления генерируемой БС 1 мощности. При этом управление транзисторами инверторов регулятора напряжения 3 и зарядного устройства 5 производится системой управления 9 по заданному алгоритму в зависимости от соотношения мощностей источников энергии (БС и АБ) и нагрузки.
Входы первого выпрямителя 8 соединены со вторичной обмоткой 21 трансформатора 6. Входы второго выпрямителя 13 соединены со вторичной обмоткой 23 трансформатора 7.
Первый выход первого выпрямителя 8 соединен с выходом разрядного устройства 4 и подключен к первому выходу нагрузки 24 (выходной шине питания нагрузки 24). Первый выход второго выпрямителя 13 соединен с первой клеммой аккумуляторной батареи 2 и входом разрядного устройства 4. Вторые выходы выпрямителей 8 и 13 соединены между собой и подключены ко второй клемме аккумуляторной батареи 2 и второму выходу нагрузки 24. Измерительные выходы аккумуляторной батареи 2 соединены с измерительными входами устройства контроля степени заряженности АБ 10.
Система электропитания КА работает в следующих режимах.
1. Режим работы СЭП КА от солнечной батареи (мощность, потребляемая нагрузкой, меньше мощности, генерируемой БС, (РН<PБCmax), АБ заряжена).
При заряженной АБ 2 зарядное устройство 5 отключено. Инвертор регулятора напряжения 3 стабилизирует напряжение на обмотке 20 трансформатора 6 по сигналам системы управления 9, которая использует напряжение шины питания нагрузки 24. Солнечная батарея 1 работает в режиме источника тока. Регулятор напряжения 3 смещает рабочую точку БС 1 по ветви постоянного тока вольтамперной характеристики БС 1. В случае равенства максимально генерируемой БС 1 мощности и потребляемой нагрузкой 24 мощности рабочая точка БС 1 совпадает с оптимальной точкой ВАХ БС 1, соответствующей режиму экстремального регулирования мощности БС.
При построении энергопреобразующего модуля (РН или ЗУ) на основе инвертора тока применяется широтно-импульсное регулирование, реализуемое фазовым способом, путем сдвига управляющих импульсов транзисторов верхней пары (например, для РН, 11 и 13) относительно транзисторов нижней пары (например, для РН, 12 и 14), что приводит к появлению на периоде управления интервалов закорачивания входного источника длительностью (1-γ)⋅Т и интервалов передачи энергии в нагрузку длительностью γ⋅Т, где γ - угол управления транзисторами регулятора напряжения, Т - период управления.
Регулировочная характеристика напряжения БС линейна UБС=γ⋅ктр⋅UН, где UН - выходное стабилизируемое напряжения шины питания нагрузки, ктр - коэффициент трансформации. При синхронном переключении пар транзисторов импульсы выходного тока энергопреобразующего модуля отсутствуют γ=0, а БС закорочена на всем периоде управления, поэтому IБС=IКЗ, UБС=0. В предельном случае при работе пар транзисторов в противотакте интервал питания нагрузки занимает весь период управления γ=1, поэтому UБС=ктр⋅UН.
Учитывая, что целью регулирования является достижение при некотором γ точки ВАХ БС с максимальной мощностью, коэффициент трансформации ктр для преобразователя определяется условием обеспечения номинального выходного напряжения UН при максимальном входном напряжении БС UБС_max. Следовательно в преобразователях на основе инверторов тока коэффициентом трансформации ограничена верхняя граница диапазона регулирования напряжения БС на ВАХ. Для РН 3 коэффициент трансформации определяется как ктр=UБС_max/UH.
2. Режим работы СЭП КА от солнечной батареи (мощность, потребляемая нагрузкой, меньше мощности, генерируемой БС, (РН<PБСmax), АБ разряжена).
При получении сигнала с УКЗБ 10 о необходимости заряда АБ 2 включается зарядное устройство 5 (ключ 25 замыкается), которое начинает направлять требуемый ток заряда В АБ 2: IАБ=IБС⋅ктр_ЗУ⋅γ, где ктр_ЗУ=UБС_max/UАБ.
При этом регулятор напряжения 3 по-прежнему работает в режиме стабилизации выходного напряжения, отрабатывая возмущения, вызванные смещением рабочей точки ВАХ солнечной батареи и потребляемой нагрузкой мощности.
В случае если суммарное значение мощности заряда АБ 2 и мощности нагрузки 24 больше максимального значения мощности генерируемой БС 1, то зарядное устройство 5 начинает ограничивать ток заряда АБ 2, стабилизируя тем самым входное напряжение (напряжение БС) в оптимальной точке (точке максимальной мощности БС) по сигналу СУ 9. БС 1 полностью используется по мощности, система работает в режиме ЭРМ БС.
3. Режим работы СЭП КА от солнечной и аккумуляторной батарей (мощность, потребляемая нагрузкой, больше мощности, генерируемой БС, (РН>PБСmax), разряд АБ).
При увеличении мощности нагрузки РН>PБСmax заряд АБ 2 прекращается, ЗУ 5 выключается. Регулятор напряжения 3 в этом режиме не может стабилизировать выходное напряжение и переходит в режим экстремального регулирования мощности БС (UБС=UБС_max) по сигналу СУ 9. Подключается разрядное устройство 4, которое начинает регулировать выходное напряжение, восполняя весь недостаток мощности нагрузки 24.
4. Режим работы СЭП КА от аккумуляторной батареи (солнечная батарея не генерирует мощность (РБС=0), разряд АБ).
При отсутствии мощности поступающей от БС 1 (РБС=0) питание нагрузки 24 осуществляется от АБ 2. Разрядное устройство 4 регулирует выходное напряжение, восполняя весь недостаток мощности в нагрузке 24. Регулятор напряжения 3 находится в ждущем режиме.
Таким образом, реализация высоковольтной СЭП КА на основе параллельно-последовательной структуры обеспечивает перераспределение энергии между БС, АБ и нагрузкой только через один энергоперобразующий модуль (РН, или ЗУ, или РУ), что позволяет оптимизировать потери энергии и обеспечить минимизацию площади БС, емкости АБ и т.д., тем самым уменьшив габаритно-массовые характеристики СЭП КА в целом.
Заявляемая высоковольтная СЭП КА на основе инверторов тока также обеспечивает: повышение надежности СЭП КА за счет ограничения верхней границы диапазона регулирования напряжения БС на ВАХ и исключения возможности достижения критических значений напряжений на БС, приводящих к возникновению электростатических разрядов между цепочками фотодиодов БС и элементами токосъема; уменьшение габаритной мощности силовых элементов за счет реализации энергопреобразующих модулей (РН и ЗУ) на основе инверторов тока [4, 5]; простоту согласования уровней напряжений источников энергии (БС и АБ) и нагрузки с реализацией режимов ЭРМ БС, позволяющих обеспечивать одновременный заряд АБ и энергопитание нагрузки при использовании меньшей площади БС, а также уменьшить разрядный ток АБ за счет полного использования генерируемой БС мощности (ЭРМ БС) в режиме совместного энергопитания нагрузки от БС и АБ. При этом при проектировании СЭП КА могут быть использованы солнечные батареи любых типов и аккумуляторные батареи с любым номиналом рабочего напряжения, не превышающим значение напряжения выходной шины питания нагрузки (в случае построения разрядного устройств схема на основе повышающего преобразователя). Кроме того в заявляемом изобретении напряжение БС может регулироваться в широком диапазоне (как выше, так и ниже стабилизируемого выходного напряжения (100 В) шины питания нагрузки), включающем точку ВАХ БС с максимальной мощностью во всех режимах работы СЭП КА, что обеспечивает повышение энергетической эффективности СЭП КА.
Источники информации
1. Пат. РФ №2396666, H02J 7/34. Система электропитания космического аппарата / Кудряшов B.C., Эльман В.О., Нестеришин М.В., Гордеев К.Г., Гладущенко В.Н., Хартов В.В., Кочура С.Г., Солдатенко В.Г., Мельников Н.В., Козлов Р.В. Заявка №2009124704 от 29.06.2009. Опубл. 10.08.2010, Бюл. №24.
2. Пат. РФ №2560720, H02J 7/34. Система электропитания космического аппарата с экстремальным регулированием мощности солнечной батареи / Осипов А.В., Шиняков Ю.А., Сунцов С.Б., Школьным В.Н., Нестеришин М.В., Черная М.М., Отто А.И. Заявка №2014115143 от 15.04.2014. Опубл. 20.08.2015, Бюл. №23.
3. Энергопреобразующая аппаратура нового поколения / В.Ю. Борисенко, Р.В. Козлов, К.В. Тараканов // Электронные и электромеханические системы и устройства: сборник научных трудов. - Томск: Изд-во Томского политехнического университета, 2016. - С. 39-45.
4. Высоковольтная система электропитания низкоорбитального космического аппарата / М.М. Черная, Ю.А. Шиняков, А.В. Осипов // Сборник материалов XVI Международной конференции молодых специалистов по микро/нанотехнологиям и электронным приборам), 29 июня - 3 июля, город Эрлагол. - 2015. - С. 502-507.
5. 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) (14-18 сентября 2015 года, г. Самара); под общ. Ред. А.Н. Кирилина/СамНЦ РАН - Самара, 2015. - С. 24-27.

Claims (1)

  1. Система электропитания космического аппарата, состоящая из солнечной батареи, подключенной своими плюсовой и минусовой шинами к регулятору напряжения, выполненному по схеме мостового инвертора, выход которого соединен с первичной обмоткой первого трансформатора, вторичная обмотка которого соединена со входами первого выпрямителя, аккумуляторной батареи, измерительные выходы которой соединены с измерительными входами устройства контроля степени заряженности аккумуляторной батареи, разрядного устройства, зарядного устройства, второго трансформатора, системы управления с экстремальным регулированием мощности солнечной батареи, соединенной своими входами с датчиком тока и управляющим выходом устройства контроля степени заряженности аккумуляторной батареи, а выходами - с управляющими входами транзисторов инвертора регулятора напряжения, датчика тока, нагрузки, отличающаяся тем, что зарядное устройство выполнено по схеме мостового инвертора, датчик тока последовательно соединен со входным дросселем и установлен в плюсовой шине солнечной батареи, первые входы регулятора напряжения и зарядного устройства соединены между собой через ключ и подключены к плюсовой шине солнечной батареи, вторые из них так же соединены между собой и подключены к минусовой шине солнечной батареи, выход зарядного устройства соединен с первичной обмоткой второго трансформатора, система управления с экстремальным регулированием мощности солнечной батареи соединена своими измерительными входами с силовыми шинами солнечной батареи и нагрузки, выходы системы управления соединены с управляющими входами транзисторов инвертора зарядного устройства, входы второго выпрямителя соединены со вторичной обмоткой второго трансформатора, первый выход первого выпрямителя соединен с выходом разрядного устройства и подключен к первому выходу нагрузки (выходной шине питания нагрузки), первый выход второго выпрямителя соединен с первой клеммой аккумуляторной батареи и входом разрядного устройства, вторые выходы выпрямителей соединены между собой и подключены ко второй клемме аккумуляторной батареи и второму выходу нагрузки.
RU2016148116A 2016-12-07 2016-12-07 Высоковольтная система электропитания космического аппарата RU2650100C1 (ru)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2016148116A RU2650100C1 (ru) 2016-12-07 2016-12-07 Высоковольтная система электропитания космического аппарата

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2016148116A RU2650100C1 (ru) 2016-12-07 2016-12-07 Высоковольтная система электропитания космического аппарата

Publications (1)

Publication Number Publication Date
RU2650100C1 true RU2650100C1 (ru) 2018-04-09

Family

ID=61867590

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2016148116A RU2650100C1 (ru) 2016-12-07 2016-12-07 Высоковольтная система электропитания космического аппарата

Country Status (1)

Country Link
RU (1) RU2650100C1 (ru)

Cited By (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2704656C1 (ru) * 2018-11-12 2019-10-30 Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего образования "Томский государственный университет систем управления и радиоэлектроники" (ТУСУР) Система электроснабжения космического аппарата с экстремальным регулированием мощности солнечной батареи
RU2845537C1 (ru) * 2024-07-17 2025-08-21 Акционерное общество "Авиационная электроника и коммуникационные системы" (АО "АВЭКС") Способ экстремального регулирования выходной мощности солнечной батареи

Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
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 (ru) * 2009-06-29 2010-08-10 Открытое акционерное общество "Информационные спутниковые системы" имени академика М.Ф. Решетнёва" Система электропитания космического аппарата
RU2560720C1 (ru) * 2014-04-15 2015-08-20 Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего профессионального образования "Томский государственный университет систем управления и радиоэлектроники" (ТУСУР) Система электропитания космического аппарата с экстремальным регулированием мощности солнечной батареи
RU2572396C1 (ru) * 2014-07-03 2016-01-10 Российская Федерация, от имени которой выступает Министерство обороны Российской Федерации Способ управления автономной системой электропитания космического аппарата

Patent Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
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 (ru) * 2009-06-29 2010-08-10 Открытое акционерное общество "Информационные спутниковые системы" имени академика М.Ф. Решетнёва" Система электропитания космического аппарата
RU2560720C1 (ru) * 2014-04-15 2015-08-20 Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего профессионального образования "Томский государственный университет систем управления и радиоэлектроники" (ТУСУР) Система электропитания космического аппарата с экстремальным регулированием мощности солнечной батареи
RU2572396C1 (ru) * 2014-07-03 2016-01-10 Российская Федерация, от имени которой выступает Министерство обороны Российской Федерации Способ управления автономной системой электропитания космического аппарата

Cited By (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2704656C1 (ru) * 2018-11-12 2019-10-30 Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего образования "Томский государственный университет систем управления и радиоэлектроники" (ТУСУР) Система электроснабжения космического аппарата с экстремальным регулированием мощности солнечной батареи
RU2845537C1 (ru) * 2024-07-17 2025-08-21 Акционерное общество "Авиационная электроника и коммуникационные системы" (АО "АВЭКС") Способ экстремального регулирования выходной мощности солнечной батареи

Similar Documents

Publication Publication Date Title
RU2396666C1 (ru) Система электропитания космического аппарата
US9281712B2 (en) Electrical power conditioning unit and system
Jou et al. Operation strategy for a lab-scale grid-connected photovoltaic generation system integrated with battery energy storage
Xiao et al. A Model Predictive Control technique for utility-scale grid connected battery systems using packed U cells multilevel inverter
Xiao et al. Model predictive control of multi-string PV systems with battery back-up in a community dc microgrid
Sanal et al. Real time energy management and bus voltagedroop control in solar powered standalone DC microgrid
Zhang et al. Power management of a modular three-port converter-based spacecraft power system
RU2560720C1 (ru) Система электропитания космического аппарата с экстремальным регулированием мощности солнечной батареи
RU2650100C1 (ru) Высоковольтная система электропитания космического аппарата
Pires et al. Control of bidirectional quadratic DC-DC converters for storage support of DC power grids
CN115956331A (zh) 不间断电源装置
RU2613660C2 (ru) Система электропитания космического аппарата
JP5813028B2 (ja) 分散型電源装置
RU2634513C2 (ru) Высоковольтная система электропитания космического аппарата
RU2704656C1 (ru) Система электроснабжения космического аппарата с экстремальным регулированием мощности солнечной батареи
Eid et al. Modeling and characterization of an aircraft electric power system with a fuel cell-equipped APU paralleled at main AC bus
Abdelmoaty et al. A single-step, single-inductor energy-harvestingbased power supply platform with a regulated battery charger for mobile applications
Grbović et al. Modeling and control of ultra-capacitor based energy storage and power conversion system
RU2559025C2 (ru) Автономная система электропитания на постоянном токе
RU2633616C1 (ru) Способ электропитания космического аппарата
RU2574565C1 (ru) Система электропитания космического аппарата с регулированием мощности солнечной батареи инверторно-трансформаторным преобразователем
JP2023048576A (ja) 電力供給設備
JP2022072945A (ja) 蓄電池システム
US20240332653A1 (en) Integrated Bi-Directional DC-DC Converter for Current Control in Li-Ion Modular Battery Monoblocks
RU2699084C1 (ru) Система электропитания космического аппарата

Legal Events

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

Effective date: 20191208