RU2675590C1 - Spacecraft power supply system control method - Google Patents

Spacecraft power supply system control method Download PDF

Info

Publication number
RU2675590C1
RU2675590C1 RU2017135637A RU2017135637A RU2675590C1 RU 2675590 C1 RU2675590 C1 RU 2675590C1 RU 2017135637 A RU2017135637 A RU 2017135637A RU 2017135637 A RU2017135637 A RU 2017135637A RU 2675590 C1 RU2675590 C1 RU 2675590C1
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
power
spacecraft
energy
current
voltage
Prior art date
Application number
RU2017135637A
Other languages
Russian (ru)
Inventor
Николай Владимирович Рясной
Виктор Николаевич Фомакин
Константин Сергеевич Колесников
Ирина Игоревна Демидова
Нина Анатольевна Родионова
Original Assignee
Российская Федерация, от имени которой выступает Государственная корпорация по космической деятельности "РОСКОСМОС"
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 Российская Федерация, от имени которой выступает Государственная корпорация по космической деятельности "РОСКОСМОС" filed Critical Российская Федерация, от имени которой выступает Государственная корпорация по космической деятельности "РОСКОСМОС"
Priority to RU2017135637A priority Critical patent/RU2675590C1/en
Application granted granted Critical
Publication of RU2675590C1 publication Critical patent/RU2675590C1/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
    • 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

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Power Engineering (AREA)
  • Charge And Discharge Circuits For Batteries Or The Like (AREA)

Abstract

FIELD: electrical engineering.SUBSTANCE: power supply system control method of a spacecraft (SC) containing a photovoltaic battery (PB) and n storage batteries (SB), voltage regulator and by n charging and discharging devices, consists of the control over the voltage regulator, charging and discharging devices, depending on the PB illumination, of all SB charge state, input and output voltage (PSS); introduction of the corresponding discharging device operation prohibition, when reaching the given SB established minimum of charge level, and this prohibition lifting when the given SB level of charge is increasing; generating a control signal to the SC onboard control system for switching off a part of the onboard equipment (OE) during the several m (m≤n) SB emergency discharge to the minimum charge level, prohibiting all of the discharging devices operation, if the PSS output voltage drops to the predetermined threshold value; performing the control signal memorization resetting by all of the discharging devices prohibit after all of the SB charging to the given level of charge. SC power supply system PB energy use degree (ratio) is determined by the calculation and experimental method, for which: as the maximum nominal power (N) choosing the PB power rated value, corresponding to the power at the current-voltage characteristic operating point with the PB maximum illumination (h); change in the PB current nominal power (N) from time (t) analytical dependence taking to be proportional to the current illumination h=h⋅cosα, where h=1, α is the angle between the PB plane vector and direction to the Sun; making the selected analytical dependence diagram in the scale, and determining corresponding to the PB maximum generated energy figure area, bounded by the vertical straight lines t=0 and t=T, the horizontal line N=0 and the curve, determined by the N=N⋅h(t) dependence, where Tis the of the of the SC orbit light portion duration, h(t) is the law (cyclogram) of the change in the PB illumination over time in the process of the particular spacecraft movement on the light portion of its orbit, using for the figure area calculation, for example, the Simpson method; performing the similar sequence of operations for the specific spacecraft PB, at that, to determine the PB power actual current value, using the N=I(t)⋅U(t) ratio, where I(t), U(t) are telemetered current values of PB current and voltage, respectively. PB actual energy determination is carried out for m≥2 turns, then calculating its average value per one turn; comparing the maximum energy magnitude and the PB actual energy average value among themselves judging the PB energy use degree of the BF during the PSS normal operation.EFFECT: reducing the emergency likelihood due to the power supply system (PPS) energy balance violation.1 cl, 5 dwg

Description

Предлагаемое изобретение относится к электротехнике, а именно к автономным системам электропитания (СЭП) космических аппаратов (КА), использующим в качестве первичных источников энергии батарей фотоэлектрических (БФ), а в качестве накопителей энергии - аккумуляторных батарей (АБ).The present invention relates to electrical engineering, in particular to autonomous power supply systems (BOT) of spacecraft (SC), using photoelectric (BF) batteries as primary energy sources, and storage batteries (AB) as energy storage devices.

В СЭП осуществляют непрерывное управление стабилизатором напряжения, зарядными и разрядными устройствами в зависимости от освещенности БФ, степени заряженности всех АБ и других характеристик СЭП. При этом зарядные устройства (ЗУ) обеспечивают заряд АБ, а стабилизатор напряжения (СН) и разрядные устройства (РУ) обеспечивают питание бортовой аппаратуры (БА). В зависимости от степени заряженности АБ производят запрет или разрешение работы ЗУ и РУ.In the BOT, they continuously control the voltage stabilizer, charging and discharge devices, depending on the brightness of the BP, the degree of charge of all batteries and other characteristics of the BOT. At the same time, charging devices (chargers) provide battery charge, and a voltage stabilizer (MV) and discharge devices (RU) provide power to on-board equipment (BA). Depending on the state of charge of the batteries, the operation of the memory and switchgear is prohibited or permitted.

Ориентацию БФ на Солнце осуществляют, как правило, двумя способами, а именно:BF orientation to the Sun is carried out, as a rule, in two ways, namely:

1) путем изменения углового положения КА вокруг центра масс, обеспечивая при этом условие cosα=1=const, где α - угол между перпендикуляром к поверхности БФ и направлением на Солнце;1) by changing the angular position of the spacecraft around the center of mass, while ensuring the condition cosα = 1 = const, where α is the angle between the perpendicular to the surface of the BF and the direction to the sun;

2) путем обеспечения ориентации и движения КА в орбитальной системе координат (продольная ось КА постоянно направлена к центру Земли) и выполнения перекладок панелей солнечных батарей (ПСБ) по заданной программе.2) by ensuring the orientation and motion of the spacecraft in the orbital coordinate system (the longitudinal axis of the spacecraft is constantly directed to the center of the earth) and performing rearrangements of solar panels (PSB) according to a given program.

Вольт-амперная характеристика (ВАХ) БФ, представляющая собой зависимость между напряжением (в вольтах) и током БФ (в амперах), определяется в лабораторных условиях качестве эталонной. Однако эталонная ВАХ БФ, как правило, отличается от фактической ВАХ БФ, определяемой при штатной эксплуатации КА. Причиной этого является влияние температуры на характеристики фотоэлектрических преобразователей (ФЭП). Кроме того, происходит постепенная деградация электрических характеристик БФ из-за воздействия на них солнечной радиации, что также приводит к изменению ВАХ БФ. Своевременный и правильный учет указанных изменений позволяет оценить наличие неиспользуемой БА электрической энергии БФ, эксплуатировать СЭП без нарушения энергобаланса и оптимально планировать работу целевой аппаратуры (ЦА).The current-voltage characteristic (CVC) of the BF, which is the relationship between the voltage (in volts) and the current of the BF (in amperes), is determined in laboratory conditions as a reference. However, the reference CVC of the BF, as a rule, differs from the actual CVC of the BF determined during the normal operation of the spacecraft. The reason for this is the effect of temperature on the characteristics of photovoltaic converters (PECs). In addition, there is a gradual degradation of the electrical characteristics of the BP due to exposure to solar radiation, which also leads to a change in the I – V characteristics of the BP. Timely and correct accounting of these changes makes it possible to assess the presence of unused BA electric energy of the BF, to operate the solar cells without violating the energy balance and to optimally plan the operation of the target equipment (CA).

Известен способ управления СЭП КА (Кирилин А.Н., Ахметов Р.Н., Сторож А.Д., Аншаков Г.П. Космическое аппаратостроение, Государственный научно-производственный ракетно-космический центр «ЦСКБ-Прогресс», г. Самара, 2011 г., аналог), заключающийся в управлении стабилизатором напряжения, зарядными и разрядными устройствами в зависимости от входного (напряжение БФ) и выходного (напряжение СЭП) напряжений системы электропитания; задании напряжения рабочей точки вольт-амперной характеристики батареи фотоэлектрической, контроле степени заряженности аккумуляторных батарей; запрете на работу соответствующего зарядного устройства при достижении максимального уровня заряженности данной аккумуляторной батареи и снятии этого запрета при снижении уровня заряженности; запрете на работу соответствующего разрядного устройства при достижении установленного минимального уровня заряженности (или напряжения) данной аккумуляторной батареи и снятии этого запрета при повышении уровня заряженности (напряжения) данной аккумуляторной батареи.There is a known method of controlling the SEC spacecraft (Kirilin A.N., Akhmetov R.N., Storozh A.D., Anshakov G.P. Space apparatus engineering, State Research and Production Rocket and Space Center "TsSKB-Progress", Samara, 2011, analog), which consists in controlling the voltage stabilizer, charging and discharge devices, depending on the input (voltage of the BF) and output (voltage of the BOT) voltage of the power supply system; setting the voltage of the operating point of the volt-ampere characteristic of the photoelectric battery, controlling the degree of charge of the batteries; a ban on the operation of the corresponding charger when the maximum charge level of the battery is reached and this ban is lifted when the charge level is reduced; a ban on the operation of the corresponding discharge device when the specified minimum charge level (or voltage) of the battery is reached and this ban is lifted when the charge level (voltage) of the battery is increased.

В аналоге для максимального отбора мощности БФ и с целью исключения нарушения энергобаланса применяют экстремальный регулятор мощности (ЭРМ) БФ, который работает в автоматическом режиме, как правило, в ограниченное время для поддержания в критические ситуации энергобаланса. При включении по разовой команде (РК) с наземного комплекса управления (НКУ) ЭРМ происходит пошаговое определение величины фактической максимальной мощности БФ (оптимальной точки ВАХ), зависящей от ее текущей освещенности и температуры, а затем поддержание этого режима работы СЭП. Однако штатное функционирование ЭРМ возможно только тогда, когда напряжение БФ соответствует оптимальному значению, при этом мощность БФ должна полностью использоваться БА. В противном случае, в силу своего принципа действия, ЭРМ не функционирует, съем энергии БФ происходит на спадающей части ВАХ БФ, где напряжение БФ превышает оптимальное значение.In the analogue, for the maximum power take-off of the BF and in order to exclude the violation of the energy balance, an extreme power regulator (ERM) of the BF is used, which operates in automatic mode, as a rule, for a limited time to maintain the energy balance in critical situations. When you turn on a one-time command (RC) from the ground-based control system (GCC) of the computer, a step-by-step determination of the value of the actual maximum power of the BF (optimal I-V characteristic point), depending on its current illumination and temperature, and then maintaining this mode of operation of the EPP is performed. However, the normal functioning of the computer is possible only when the voltage of the BF corresponds to the optimal value, while the power of the BF should be fully used by the BA. Otherwise, by virtue of its operating principle, the computer does not function, the energy of the BF is removed on the falling part of the I – V characteristics of the BF, where the voltage of the BF exceeds the optimal value.

Недостатком аналога является то, что в процессе эксплуатации КА не определяется степень использования энергии БФ, поскольку не учитываются изменения параметров БФ во времени, в том числе и величины максимальной фактической мощности БФ. В связи с этим оптимальное планирование работы целевой аппаратуры может быть затруднено, а в отдельных случаях возможно нарушение энергобаланса СЭП.The disadvantage of the analogue is that during the operation of the spacecraft, the degree of use of BF energy is not determined, since changes in the parameters of the BF over time, including the magnitude of the maximum actual power of the BF, are not taken into account. In this regard, the optimal planning of the operation of the target equipment may be difficult, and in some cases a violation of the energy balance of the solar cells is possible.

Известен способ управления автономной системой электропитания космического аппарата (патент РФ на изобретение №2467449, кл. Н02J 7/36, опубл. 20.11.2012, бюл. №32, прототип), содержащей солнечную батарею и n аккумуляторных батарей, стабилизатор напряжения и по n зарядных и разрядных устройств, заключающийся в том, что управляют стабилизатором напряжения, зарядными и разрядными устройствами в зависимости от входного и выходного напряжений системы электропитания; контролируют степень заряженности аккумуляторных батарей; вводят запрет на работу соответствующего зарядного устройства при достижении максимального уровня заряженности данной аккумуляторной батареи и снимают этот запрет при снижении уровня заряженности; вводят запрет на работу соответствующего разрядного устройства при достижении установленного минимального уровня заряженности данной аккумуляторной батареи и снимают этот запрет при повышении уровня заряженности данной аккумуляторной батареи; контролируют выходное напряжение системы электропитания с помощью порогового датчика; при аварийном разряде нескольких m (m≤n) аккумуляторных батарей до минимального уровня заряженности формируют управляющий сигнал в бортовой комплекс управления космического аппарата для отключения части бортовой аппаратуры и запоминают его; при аварийном разряде всех n работающих аккумуляторных батарей до минимального уровня заряженности снимают запрет на работу всех разрядных устройств; в случае если после запоминания управляющего сигнала выходное напряжение системы снижается до заданного порогового значения, запрещают работу всех разрядных устройств и прекращают управление разрядными устройствами по сигналам об уровне заряженности; после восстановления ориентации батареи фотоэлектрической на Солнце производят питание оставшейся включенной части бортовой нагрузки от батареи фотоэлектрической через стабилизатор напряжения; сброс запоминания управляющего сигнала производят после заряда всех аккумуляторных батарей или по внешней разовой команде.A known method of controlling an autonomous power supply system of a spacecraft (RF patent for the invention No. 2467449, class Н02J 7/36, publ. 11/20/2012, bull. No. 32, prototype), containing a solar battery and n rechargeable batteries, voltage regulator and n charging and discharging devices, which consists in controlling a voltage stabilizer, charging and discharging devices depending on the input and output voltages of the power supply system; control the degree of charge of the batteries; they prohibit the operation of the corresponding charger when the maximum charge level of this battery is reached and remove this ban when the charge level decreases; they prohibit the operation of the corresponding discharge device when the specified minimum charge level of this battery is reached and remove this ban when the charge level of this battery is increased; control the output voltage of the power system using a threshold sensor; in the event of an emergency discharge of several m (m≤n) batteries to the minimum charge level, a control signal is generated in the onboard control system of the spacecraft to disconnect part of the onboard equipment and remember it; in the event of an emergency discharge of all n working batteries to the minimum charge level, the ban on the operation of all discharge devices is lifted; if, after storing the control signal, the output voltage of the system decreases to a predetermined threshold value, the operation of all discharge devices is prohibited and the discharge devices are no longer controlled by the charge level signals; after restoring the orientation of the photovoltaic battery to the Sun, the remaining included part of the onboard load is powered from the photovoltaic battery through a voltage regulator; resetting the memorization of the control signal is made after charging all the batteries or an external one-time command.

Использование способа управления СЭП КА по данному патенту не приводит к устранению недостатков аналога.The use of the control method of the EPA KA according to this patent does not eliminate the disadvantages of the analogue.

Задачей предлагаемого изобретения является создание способа управления СЭП КА, позволяющего существенно уменьшить вероятность возникновения аварийной ситуации из-за нарушения энергобаланса СЭП путем оперативной оценки коэффициента (степени) использования фактической энергии БФ.The objective of the invention is to create a control method of the EPA of the spacecraft, which can significantly reduce the likelihood of an emergency due to violation of the energy balance of the EPA by quickly assessing the coefficient (degree) of use of the actual energy of the BP.

Указанная задача решается тем, что в способе управления системой электропитания космического аппарата (КА), содержащей фотоэлектрическую батарею (БФ) и n аккумуляторных батарей (АБ), стабилизатор напряжения и по n зарядных и разрядных устройств, заключающемся в управлении стабилизатором напряжения, зарядными и разрядными устройствами зависимости от освещенности БФ, степени заряженности всех АБ и других характеристик системы электропитания (СЭП); введении запрета на работу соответствующего разрядного устройства при достижении установленного минимального уровня заряженности данной АБ и снятии этого запрета при повышении уровня заряженности данной АБ; формировании управляющего сигнала в бортовой комплекс управления КА для отключения части бортовой аппаратуры (БА) при аварийном разряде нескольких m (m≤n) АБ до минимального уровня заряженности, запрете работы всех разрядных устройств, если выходное напряжение СЭП снижается до заданного порогового значения; произведении сброса запоминания управляющего сигнала по запрету всех разрядных устройств после заряда всех АБ до заданного уровня заряженности, степень (коэффициент) использования энергии БФ системы электропитания КА определяют расчетно-экспериментальным методом, для чего: в качестве максимальной номинальной мощности (Рном.) выбирают паспортное значение мощности БФ, соответствующее мощности в рабочей точке вольт-амперной характеристики при максимальной освещенности БФ (h0); аналитическую зависимость изменения текущей номинальной мощности БФ (Рпасп.) от времени (t) принимают пропорциональной текущей освещенности h=h0⋅cosα, где h0=1, α - угол между вектором плоскости БФ и направлением на Солнце; в масштабе составляют график выбранной аналитической зависимости и определяют соответствующую максимальной генерируемой БФ энергии площадь фигуры, ограниченной вертикальными прямыми t=0 и t=Тс., горизонтальной прямой Р=0 и кривой, определяемой зависимостью Р=Pном.⋅h(t), где Тс - продолжительность светового участка орбиты КА, h(t) - закон (циклограмма) изменения освещенности БФ от времени в процессе движения конкретного КА на световом участке его орбиты, применив для вычисления площади фигуры, например, метод Симпсона; аналогичную последовательность операций выполняют для БФ конкретного КА, при этом для определения фактического текущего значения мощности БФ используют соотношение N=IБФ(t)⋅UБФ(t), где IБФ(t), UБФ(t) - телеметрируемые текущие значения тока и напряжения БФ соответственно, причем определение фактической энергии БФ осуществляют для m≥2 витков, затем вычисляют ее среднее значение за один виток; сопоставляя величину максимальной энергии и среднее значение фактической энергии БФ между собой судят о степени использования энергии БФ при штатной эксплуатации СЭП.This problem is solved by the fact that in the method of controlling the power supply system of a spacecraft (SC) containing a photoelectric battery (BF) and n rechargeable batteries (AB), a voltage stabilizer and n charge and discharge devices, which consists in controlling the voltage stabilizer, charge and discharge devices depending on the illumination of the BF, the degree of charge of all batteries and other characteristics of the power supply system (BOT); the introduction of a ban on the operation of the corresponding discharge device when the specified minimum charge level of this battery is reached and the ban is lifted when the charge level of this battery is increased; the formation of a control signal in the onboard control system of the spacecraft to shut off part of the onboard equipment (BA) in the event of an emergency discharge of several m (m≤n) batteries to the minimum charge level, prohibiting the operation of all discharge devices if the output voltage of the solar cell is reduced to a predetermined threshold value; resetting the memorization of the control signal to prohibit all discharge devices after charging all the batteries to a predetermined charge level, the degree (coefficient) of energy use of the BF of the spacecraft power system is determined by the calculation-experimental method, for which: select the nameplate as the maximum rated power (P nom. ) the value of the BF power corresponding to the power at the operating point of the current-voltage characteristic at the maximum illumination of the BF (h 0 ); the analytical dependence of the change in the current nominal power of the BF (P pass. ) on time (t) is taken proportional to the current illumination h = h 0 ⋅cosα, where h 0 = 1, α is the angle between the vector of the BF plane and the direction to the Sun; scale the graph of the selected analytical dependence and determine the corresponding maximum generated BF energy area of the figure bounded by vertical lines t = 0 and t = T s. horizontal line P = 0 and a curve defined by the dependence P = P nom. ⋅h (t), where T c is the duration of the light portion of the orbit of the spacecraft, h (t) is the law (cyclogram) of the variation in the illumination of the BF from time to time during the movement of a particular spacecraft in the light section of its orbit, using, for example, the method Simpson a similar sequence of operations is performed for the BF of a specific spacecraft, while to determine the actual current value of the BF power, use the relation N = I BF (t) ⋅U BF (t), where I BF (t), U BF (t) are the telemetered current values current and voltage of the BF, respectively, and the determination of the actual energy of the BF is carried out for m≥2 turns, then calculate its average value for one turn; comparing the value of the maximum energy and the average value of the actual energy of the BF among themselves, they judge the degree of use of the energy of the BF in the normal operation of the solar cells.

Пример функциональной схемы СЭП, в которой реализуется предлагаемый способ, приведен на фиг. 1, где обозначено:An example of the functional scheme of the SES in which the proposed method is implemented is shown in FIG. 1, where indicated:

1 - батарея фотоэлектрическая;1 - photoelectric battery;

2 - стабилизатор напряжения (СН) с ЭРМ БФ;2 - voltage stabilizer (SN) with a BF;

31…3n - зарядные устройства (ЗУ);3 1 ... 3 n - chargers (chargers);

41…4n - разрядные устройства (РУ);4 1 ... 4 n - bit devices (RU);

51…5 - аккумуляторные батареи;5 1 ... 5 - rechargeable batteries;

61…6n - устройства контроля степени заряженности АБ (УКЗАБ);6 1 ... 6 n - devices for monitoring the degree of charge of batteries (UKZAB);

ОС - вход обратной связи;OS - feedback input;

3 - вход запрета работы;3 - entry prohibition of work;

7 - нагрузка СЭП (бортовая аппаратура);7 - load SES (on-board equipment);

8 - датчик пороговый минимального напряжения;8 - threshold threshold voltage sensor;

9 - логический элемент m из n;9 - a logical element m of n;

10 - логический элемент И;10 - logical element And;

11, 121…12n, 131…13n, 141…14n - R-S триггеры;11, 12 1 ... 12 n , 13 1 ... 13 n , 14 1 ... 14 n - RS triggers;

15 - логический элемент И;15 - a logical element And;

161…16n, 171…17n - логические элементы ИЛИ.16 1 ... 16 n , 17 1 ... 17 n - logical elements OR.

На фиг. 2 приведена типовая ВАХ БФ, где показаны координаты следующих характерных точек: режим короткого замыкания БФ, когда напряжение БФ равно нулю (точка а); напряжение БФ (Uвых), равное выходному напряжению СЭП (точка б); напряжение БФ, соответствующее минимальной отбираемой БА мощности БФ (точка в); напряжение (Uраб) в рабочей точке БФ (точка г); номинальное (экстремальное) напряжение БФ (Uном), соответствующее ее максимальной мощности (точка д); напряжение БФ на спадающей части ВАХ, соответствующее мощности БФ, равной мощности в рабочей точке ВАХ БФ (точка е); напряжение БФ на спадающей части ВАХ, соответствующее минимальной мощности потребления нагрузки (точка ж); режим холостого хода БФ или напряжение БФ при нулевом значении тока БФ (точка и). Заштрихованные участки ВАХ соответствуют рабочим участкам, где происходит функционирование БФ без применения ЭРМ.In FIG. Figure 2 shows a typical I – V characteristic of a BF, where the coordinates of the following characteristic points are shown: BF short circuit mode, when the BF voltage is zero (point a); BF voltage (U o ), equal to the output voltage of the BOT (point b); BP voltage corresponding to the minimum BA power taken by the BA (point c); voltage (U slave ) at the operating point of the BF (point g); rated (extreme) voltage of the BF (U nom ) corresponding to its maximum power (point d); the voltage of the BF on the falling part of the I – V characteristic corresponding to the power of the BF equal to the power at the operating point of the I – V characteristic of the BF (point e); BP voltage on the falling part of the I – V characteristic corresponding to the minimum load consumption power (point g); BF idle mode or BF voltage at zero value of BF current (point and). The hatched sections of the I – V characteristic correspond to the working areas where the BP operates without the use of a computer.

На фиг. 3 приведены типовые зависимости мощности БФ (в ваттах) от напряжения БФ (в вольтах) для двух значений температуры ФЭП, а именно при температуре примерно 25°С (график 1) и 75°С (график 2). Первый график, как правило, получают при наземных испытаниях БФ, а второй график - при штатной эксплуатации КА на световых участках орбиты КА при ориентации панелей БФ перпендикулярно на Солнце. Данные зависимости имеют нулевое значение мощности БФ в режимах короткого замыкания (точка а) и холостого хода (точки и1, и2), а также максимальные значения мощности БФ РБФ1max, PБФ2max (точки д1, д2). Заштрихованный участок графика 2 соответствует участку, где экспериментально трудно или невозможно определить координаты фактической ВАХ, причем на этом участке находятся координаты максимальной фактической мощности БФ. Из фиг. 3 видно, что при повышении температуры уменьшается максимальное значение мощности и происходит смещение ВАХ БФ в сторону меньших напряжений (Upac). Аналогичную закономерность можно наблюдать при деградации параметров ФЭП от солнечной радиации, зависящей от длительности эксплуатации БФ. Необходимо отметить, что в рабочей точке (г) ВАХ БФ, где Uраб=НБФраб=31,5 В, температура практически не оказывает влияния на ее электрические характеристики БФ (UБФ и IБФ). Характерные точки графика 1 обозначены через а, б, в, г, д1, e1, з1, ж1, и1. Характерные точки графика 2 обозначены через а, б, в, г, д2, е2, з2, ж2, и2. Параллельное смещение графиков по напряжению (ΔU) по оси UБФ составляет ΔUcp, определяемое как среднее значение смещения графиков для нескольких характерных точках (д1-д2, e1-е2, з1-з2, ж1-ж2).In FIG. Figure 3 shows typical dependences of the BF power (in watts) on the BF voltage (in volts) for two values of the photomultiplier temperature, namely, at a temperature of about 25 ° С (graph 1) and 75 ° С (graph 2). The first graph, as a rule, is obtained during ground-based tests of the BF, and the second graph — during regular operation of the SC in the light sections of the SC’s orbit with the orientation of the BF panels perpendicular to the Sun. These dependences have a zero value of the BF power in the short circuit mode (point a) and idle (points 1 and 2 ), as well as the maximum values of the BF power R BF1 max, P BF2 max (points d 1 , d 2 ). The hatched plot of graph 2 corresponds to the plot where it is experimentally difficult or impossible to determine the coordinates of the actual CVC, and this plot contains the coordinates of the maximum actual power of the BF. From FIG. Figure 3 shows that with increasing temperature the maximum power value decreases and the CVC of the BF shifts toward lower voltages (U pac ). A similar pattern can be observed during the degradation of the solar cell parameters from solar radiation, which depends on the duration of the BP operation. It should be noted that at the operating point (d) of the I – V characteristic of the BF, where U slave = NBF slave = 31.5 V, the temperature has practically no effect on its electrical characteristics of the BF (U BF and I BF ). The characteristic points of graph 1 are indicated by a, b, c, d, d 1 , e 1 , s 1 , w 1 , and 1 . The characteristic points of graph 2 are indicated by a, b, c, d, d 2 , e 2 , s 2 , w 2 , and 2 . The parallel offset of the graphs in voltage (ΔU) along the U axis of the BF is ΔU cp , defined as the average value of the offset of the graphs for several characteristic points (d 1 -d 2 , e 1- e 2 , s 1 -z 2 , w 1- g 2 )

На фиг. 4 показаны графики изменения параметров СЭП: ток БФ (IБФ) - телеметрический параметр ТБФ, напряжение БФ (UБФ) - телеметрический параметр НБФ, токи заряда АБ - телеметрические параметры - ТЗАБ1-ТЗАБ5, ток нагрузки - телеметрический параметр ТН, Тс - продолжительность светового участка орбиты КА), полученные путем обработки телеметрической информации СЭП в процессе штатной эксплуатации КА "Ресурс-ДК1" (Кирилин А.Н., Ахметов Р.Н., Сторож А.Д., Аншаков Г.П. Космическое аппаратостроение, Государственный научно-производственный ракетно-космический центр «ЦСКБ-Прогресс», г. Самара, 2011 г.). Конкретные значения параметров СЭП приведены в характерных точках для наглядной иллюстрации физических процессов, происходящих в СЭП. Изменение параметров СЭП на графиках происходит справа налево, например, параметр ТБФ изменяется от точки А до точки В и т.д. В данном случае КА функционирует в орбитальной системе координат (ОСК), поэтому ток БФ возрастает с нулевого значения (точка А) до 140,9 А (точка В) приблизительно по синусоидальному закону. В точке В происходит первое скачкообразное изменение ТБФ в силу того, что мощность БФ становится больше потребляемой БА мощности. В точках А и В мощности БФ приблизительно равны. Пунктирной линией показан график изменения ТБФ от времени для случая, когда потребляемая нагрузкой мощность больше мощности БФ, а напряжение БФ не изменяется и равно номинальному значению (НБФ=31,5 В).In FIG. Figure 4 shows the graphs of changes in the BEP parameters: BF current (I BF ) - TBF telemetric parameter, BF (U BF ) voltage - NBF telemetric parameter, AB charge currents - Telemetric parameters - TZAB1-TZAB5, load current - TN telemetric parameter, T s - the duration of the light portion of the spacecraft’s orbit) obtained by processing the telemetric information of the BOT during normal operation of the Resurs-DK1 spacecraft (Kirilin AN, Akhmetov RN, Storozh AD, Anshakov GP Space apparatus engineering, State Scientific and Production Rocket and Space Prices p "Samara Space Center", Samara, 2011). The specific values of the EPB parameters are given at characteristic points to illustrate the physical processes occurring in the EPB. The change of the BOT parameters on the graphs is from right to left, for example, the TBP parameter changes from point A to point B, etc. In this case, the spacecraft operates in the orbital coordinate system (OSK), so the BF current increases from zero value (point A) to 140.9 A (point B) approximately according to a sinusoidal law. At point B, the first abrupt change in TBP occurs due to the fact that the BF power becomes larger than the consumed BA power. At points A and B, the powers of the BF are approximately equal. The dashed line shows the graph of the TBF change over time for the case when the power consumed by the load is greater than the power of the BF, and the voltage of the BF does not change and is equal to the nominal value (NBF = 31.5 V).

В диапазоне изменения ТБФ от точки С до точки D потребляемая нагрузкой мощность (включая потребление АБ в режиме заряда) остается неизменной, а динамика изменения ТБФ и НБФ обусловлена повышением температуры ФЭП на световом участке орбиты КА. Точка D соответствует режиму функционирования СЭП, когда одна из пяти АБ заряжается до максимального значения емкости и отключается от заряда, при этом параметр ТБФ значительно уменьшается (приблизительно на 15 А), а параметр НБФ увеличивается. Уменьшение мощности потребления определяется произведением максимального зарядного тока (15 А) на зарядное напряжение (40÷43 В) и составляет приблизительно (600-650) Вт. Точки Е, F, G, K, L, в которых происходят скачкообразные изменения ТБФ и НБФ, соответствуют моментам времени, когда очередная АБ отключается от заряда после восполнения до заданного уровня заряженности.In the range of TBP change from point C to point D, the power consumed by the load (including battery consumption in charge mode) remains unchanged, and the dynamics of the change in TBP and NBF is due to an increase in the solar cell temperature in the light section of the spacecraft orbit. Point D corresponds to the mode of operation of the BOT, when one of the five batteries is charged to the maximum value of the capacitance and disconnected from the charge, while the TBF parameter decreases significantly (by about 15 A), and the NBF parameter increases. The decrease in power consumption is determined by the product of the maximum charging current (15 A) and the charging voltage (40 ÷ 43 V) and is approximately (600-650) W. Points E, F, G, K, L, in which abrupt changes in TBP and NBF occur, correspond to the time when the next battery is disconnected from the charge after replenishment to a given level of charge.

При неизменном значении параметра ТН после полного заряда последующей АБ происходит уменьшение фактической мощности БФ на 600÷650 Вт.At a constant value of the VT parameter after a full charge of the subsequent battery, the actual power of the BF decreases by 600 ÷ 650 W.

На фиг. 5 показаны графики изменения мощности БФ, построенные: по паспортным данным БФ (Рпасп (t)), когда напряжение БФ находится неизменно в рабочей точке ВАХ, которое для рассматриваемого примера составляет 31,5 В (см. фиг. 4) и фактическим телеметрическим данным P(t). Фактическая энергия БФ при этом определяется площадью заштрихованной фигуры. Моменты времени А', В', С, D', Е', F', G', K', L' (фиг. 5) соответствуют моментам времени соответственно А, В, С, D, Е, F, G, K, L (фиг. 4).In FIG. Figure 5 shows the graphs of changes in the power of the BF, constructed: according to the passport data of the BF (P pass (t)), when the voltage of the BF is invariably at the operating point of the current-voltage characteristic, which for the considered example is 31.5 V (see Fig. 4) and the actual telemetric given P (t). The actual energy of the BP in this case is determined by the area of the hatched figure. The moments of time A ', B', C, D ', E', F ', G', K ', L' (Fig. 5) correspond to time moments, respectively, A, B, C, D, E, F, G, K, L (Fig. 4).

Управление автономной системой электропитания космического аппарата осуществляют следующим образом (фиг. 1). СЭП производится непрерывное управление СН, ЗУ и РУ, а также панелями солнечных батарей в зависимости от освещенности БФ, входного (напряжение БФ) и выходного напряжений СЭП. При этом ЗУ обеспечивают заряд АБ 51…5n, а СН и РУ обеспечивают питание БА 7. Цепи непрерывного управления (обратной связи - ОС) ЗУ подключены к шине БФ 1, а цепи непрерывного управления (ОС) СН и РУ подключены к выходной шине СЭП (на вход БА 7).The control of the autonomous power supply system of the spacecraft is as follows (Fig. 1). BOTs are used for continuous control of SN, ZU and RU, as well as solar panels, depending on the illumination of the BF, input (BF voltage) and the output voltage of the BOT. In this case, the memories provide a charge of AB 5 1 ... 5 n , and the SN and RU provide power to the BA 7. The continuous control (feedback - OS) circuits of the memory are connected to the BF 1 bus, and the continuous control (OS) circuits of the SN and RU are connected to the output SEP bus (input BA 7).

В зависимости от степени заряженности АБ производится запрет или разрешение работы ЗУ и РУ. При достижении максимальной степени заряженности конкретной АБ сигнал с выхода "Запрет ЗУ" ее устройства контроля степени заряженности АБ (61…6n на фиг. 1), с помощью R-S триггера (121…12n) запрещает работу ее ЗУ. После разряда АБ до некоторого заданного уровня, этот запрет снимают сигналом с выхода "Разрешение ЗУ" УКЗАБ.Depending on the degree of charge of the battery, a ban or permission to operate the memory and switchgear is made. When the maximum charge level of a specific battery is reached, the signal from the "Prohibition of charger" output of its battery charge control device (6 1 ... 6n in Fig. 1), using the RS trigger (12 1 ... 12 n ), prohibits the operation of its charger. After discharging the battery to a predetermined level, this prohibition is removed by a signal from the output "Permission of the memory" UKZAB.

При достижении минимального уровня заряженности конкретной АБ сигнал с выхода "Запрет РУ" ее УКЗАБ (61…6n на чертеже), проходя через R-S триггер (141…14n) и логический элемент ИЛИ (171…17n) поступает на вход запрета работы соответствующего РУ. Эта АБ переводится в режим хранения. После заряда данной АБ до некоторого заданного уровня этот запрет снимают сигналом с выхода "Разрешение РУ" УКЗАБ (логические элементы ИЛИ 161…16n, R-S триггеры 141…14n, логические элементы ИЛИ 171…17n).Upon reaching the minimum charge level of a specific battery, the signal from the "Prohibition of RU" output of its UKZAB (6 1 ... 6n in the drawing) passing through the RS trigger (14 1 ... 14 n ) and the OR gate (17 1 ... 17 n ) is input prohibition of the operation of the corresponding switchgear. This battery is in storage mode. After charging this battery to a certain predetermined level, this prohibition is removed by a signal from the "Permission RU" output of UKZAB (logical elements OR 16 1 ... 16 n , RS triggers 14 1 ... 14 n , logical elements OR 17 1 ... 17 n ).

В случае нештатной ориентации солнечных батарей КА на Солнце происходит нарушение энергобаланса в СЭП. Сигналы с выходов "Запрет РУ" всех УКЗБ поступают на входы логических элементов 9 (m из n) и 10 (логический элемент И).In the case of abnormal orientation of the solar cells of the spacecraft on the sun, a violation of the energy balance in the solar cells occurs. The signals from the outputs "Prohibition RU" of all UKZB are fed to the inputs of logic elements 9 (m of n) and 10 (logical element And).

При аварийном разряде нескольких m (m≤n) АБ до минимального уровня заряженности на выходе логического элемента 9 формируется управляющий сигнал аварийной нагрузки («АН»), который выдается в БКУ для отключения части БА. Этот сигнал запоминается на R-S триггере 11. Запоминание снимается по внешней РК. При отключении БКУ части БА снижается скорость расходования энергии АБ. Остается подключенной часть БА - приборы систем терморегулирования, телеметрии и других необходимых систем. Эти приборы обеспечивают температурные режимы и контроль параметров БА 7. Появляется возможность более длительное время питать нагрузку и продолжать работы по выводу КА из нештатной ситуации.In the event of an emergency discharge of several m (m≤n) batteries to the minimum charge level, an emergency load control signal ("AN") is generated at the output of logic element 9, which is issued to the control panel to disconnect part of the battery. This signal is stored on the R-S trigger 11. Memorization is removed on the external RC. When you turn off the BCU part of the BA decreases the speed of energy consumption of the battery. The BA part remains connected - devices of thermal control systems, telemetry and other necessary systems. These devices provide temperature conditions and control of BA parameters 7. There is an opportunity for a longer time to power the load and continue work on the spacecraft recovery from an emergency.

При аварийном разряде всех n работающих АБ 51…5n до минимального уровня заряженности на выходе логического элемента 10 появляется сигнал, который проходя через логические элементы ИЛИ 161…16n, R-S триггеры 141…14n, логические элементы ИЛИ 171…17n снимает запрет на работу всех разрядных устройств. Далее, если аварийная ситуация продолжается, происходит синхронный разряд на оставшуюся часть нагрузки всех АБ 51…5n. Имеющаяся емкость АБ используется полностью.In the event of an emergency discharge of all n operating batteries 5 1 ... 5 n to the minimum charge level, a signal appears at the output of logic element 10, which passes through logical elements OR 16 1 ... 16 n , RS triggers 14 1 ... 14 n , logical elements OR 17 1 ... 17 n removes the ban on the operation of all bit devices. Further, if the emergency continues, a synchronous discharge occurs on the remainder of the load of all batteries 5 1 ... 5 n . The available battery capacity is fully utilized.

При дальнейшем аварийном разряде выходное напряжение СЭП снижается до заданного порогового значения, срабатывает датчик пороговый минимального напряжения 8, а поскольку этому предшествовало запоминание управляющего сигнала «АН» на R-S триггере 11, то его сигнал пройдя через логический элемент И 15 и R-S триггеры (131…13n) и логические элементы ИЛИ (171…17n) запрещает работу всех разрядных устройств и логическим уровнем на входах элементов ИЛИ (171…17n) блокирует прохождение управляющих сигналов, разрешающих работу разрядным устройствам по сигналам об уровне заряженности от УКЗАБ 61…6n. Запоминание управляющего сигнала «АН» обеспечивает защиту от обесточивания БА 7 при ложном срабатывании датчика порогового минимального напряжения 8, или при его срабатывании в случае перегрузки по выходным шинам СЭП, не связанной с нарушением ориентации БФ 1 и аварийным разрядом АБ.With a further emergency discharge, the output voltage of the BOT decreases to a predetermined threshold value, the threshold voltage threshold sensor 8 is triggered, and since this was preceded by storing the control signal “AN" on the RS trigger 11, its signal passed through the logic element And 15 and RS triggers (13 1 ... 13 n ) and the OR logic elements (17 1 ... 17 n ) prohibits the operation of all bit devices and the logic level at the inputs of the OR elements (17 1 ... 17 n ) blocks the passage of control signals allowing the bit devices to work on the signal on the level of charge from UKZAB 6 1 ... 6 n . Memorization of the control signal “AN” provides protection against power failure of BA 7 in case of false triggering of the threshold minimum voltage sensor 8, or when it is triggered in case of overload on the output buses of the BOT, not associated with a violation of the orientation of BF 1 and emergency discharge of the battery.

После восстановления ориентации БФ 1 на Солнце производят питание оставшейся включенной части БА 7 от БФ 1 через СН. Напряжение на выходе СЭП, обеспечиваемое СН, определяется соотношением мощности нагрузки 7, подключенной к выходным шинам СЭП, и мощности, генерируемой БФ 1 и определяемой степенью ее освещенности. Напряжение БФ 1 и, следовательно, напряжение БА 7 может произвольно меняться в течение неопределенного времени, до полного восстановления ориентации, в пределах от 0 до номинального значения. Включенные приборы, естественно, при этом должны сохранять свою работоспособность. Избыток мощности БФ 1 идет на заряд АБ 51…5n.After restoring the orientation of BF 1 to the Sun, the remaining included part of BA 7 is powered from BF 1 through SN. The voltage at the output of the SES provided by the SN is determined by the ratio of the load power 7 connected to the output buses of the SES and the power generated by the BF 1 and determined by the degree of its illumination. The voltage of the BF 1 and, therefore, the voltage of the BA 7 can arbitrarily change for an indefinite time, until the orientation is fully restored, ranging from 0 to the nominal value. Included devices, naturally, at the same time must maintain their operability. Excess power BF 1 goes to charge AB 5 1 ... 5 n .

Поскольку цепи непрерывного управления (обратной связи - ОС) ЗУ подключены к шине БФ, а цепи непрерывного управления (ОС) СН подключены к выходной шине СЭП, в первую очередь будет обеспечиваться питание БА 7, то есть включенные приборы системы терморегулирования, систем телеметрии, и других необходимых систем, которые обеспечат необходимые температурные режимы ЗУ и АБ, а также контроль параметров. При нарушении ориентации БФ 1 на Солнце или уходе КА в тень питание всей БА 7 и заряд АБ 51…5n прекращается. Разряд АБ 51…5n не производится, так как сигнал «Запрет заряда» не снят.Since the continuous control circuits (feedback - OS) of the storage device are connected to the BF bus, and the continuous control circuits (OS) of the CH are connected to the BOT output bus, the power supply of the BA 7 will be provided in the first place, that is, the included devices of the temperature control system, telemetry systems, and other necessary systems that will provide the necessary temperature conditions of the memory and battery, as well as control parameters. If the orientation of BF 1 to the Sun is disturbed or the spacecraft goes into shadow, the power of the entire BA 7 and the charge of AB 5 1 ... 5 n cease. The discharge AB 5 1 ... 5 n is not performed, since the signal "Prohibition of charge" is not removed.

При заряде какой-либо из аккумуляторных батарей 51…5n до некоторого значения емкости сигнал с выхода УКЗАБ «АБ заряжена», пройдя через R-S триггер (131…13n) и логический элемент ИЛИ (171…17n) снимает запрет на работу своего разрядного устройства и блокировку прохождение управляющих сигналов, разрешающих работу разрядным устройствам по сигналам об уровне заряженности от УКЗАБ 61…6n.СЭП переходит в штатный режим работы после заряда всех АБ 51…5n или по РК.When charging any of the rechargeable batteries 5 1 ... 5 n to a certain value of the capacitance, the signal from the output of UKZAB “AB is charged”, passing through the RS trigger (13 1 ... 13 n ) and the OR gate (17 1 ... 17 n ) removes the ban the operation of its discharge device and the blocking of the passage of control signals allowing the discharge devices to work on signals about the level of charge from UKZAB 6 1 ... 6 n. The SEC goes into normal operation after charging all the batteries 5 1 ... 5 n or in the RK.

Степень (коэффициент) использования энергии (мощности) БФ СЭП КА определяют расчетно-экспериментальным методом.The degree (coefficient) of the use of energy (power) of the BF SEP spacecraft is determined by the calculation-experimental method.

Расчетным методом определяют величину максимальной энергии, которая может быть выработана БФ на световом участке при условии UБФ=UБФном..=const. При этом в качестве максимальной номинальной мощности (Рном.) выбирают паспортное значение мощности БФ, соответствующее мощности в рабочей точке ВАХ при максимальной освещенности БФ (h0). На фиг. 2 эта точка обозначена буквой г. Зависимость паспортной мощности от времени обозначают через Рпасп(t). Аналитическую зависимость изменения текущей номинальной мощности БФ (Р) от времени (t) принимают пропорциональной текущей освещенности h=h0⋅cosα, где h0=1, α - угол между вектором плоскости БФ и направлением на Солнце. Такая закономерность изменения освещенности характерна для КА, функционирующих в орбитальной системе координат. Если принять cosα=1=const, то получим закон изменения освещенности БФ КА, функционирующих в солнечной ориентации, когда плоскость панелей БФ постоянно ориентирована на Солнце перпендикулярно. В масштабе составляют график выбранной аналитической зависимости и определяют соответствующую максимальной генерируемой БФ энергии (Nmax) площадь фигуры, ограниченной вертикальными прямыми t=0 и t=Тс., горизонтальной прямой Р=0 и кривой, определяемой зависимостью Р=Pном.⋅h(t), где Тс - продолжительность светового участка орбиты КА, h(t) - закон (циклограмма) изменения освещенности БФ от времени в процессе движения конкретного КА на световом участке его орбиты, применив для вычисления площади фигуры, например, метод Симпсона.The calculation method determines the maximum energy that can be generated by the BF in the light section, provided U BF = U BFnom .. = const. At the same time, the passport value of the BF power corresponding to the power at the operating point of the CVC at the maximum illumination of the BF (h 0 ) is selected as the maximum rated power (P nom. ). In FIG. 2, this point is indicated by the letter r. The dependence of the rated power on time is denoted by P pass (t). The analytical dependence of the change in the current nominal power of the BF (P) on time (t) is assumed to be proportional to the current illumination h = h 0 ⋅cosα, where h 0 = 1, α is the angle between the vector of the BF plane and the direction to the Sun. This pattern of illumination changes is characteristic of spacecraft operating in the orbital coordinate system. If we take cosα = 1 = const, then we obtain the law of variation in the illumination of the BF of the spacecraft operating in the solar orientation, when the plane of the BF panels is constantly oriented perpendicularly to the Sun. On a scale, a graph of the selected analytical dependence is plotted and the area of the figure bounded by the vertical lines t = 0 and t = T c corresponding to the maximum generated BF energy (N max ) is determined . horizontal line P = 0 and a curve defined by the dependence P = P nom. ⋅h (t), where T c is the duration of the light portion of the orbit of the spacecraft, h (t) is the law (cyclogram) of the variation in the illumination of the BF from time to time during the movement of a particular spacecraft in the light section of its orbit, using, for example, the method Simpson

Расчетно-экспериментальным методом определяют величину фактической энергии, генерируемой БФ конкретного КА на световом участке его орбиты. Причем последовательность операций по определению генерируемой БФ энергии, выполняемых для БФ конкретного КА, сохраняется, при этом для определения фактического текущего значения мощности БФ используют соотношение Р=IБФ(t)⋅UБФ(t), где IБФ(t), UБФ(t) - телеметрируемые текущие значения тока и напряжения БФ соответственно. На фиг. 4 эти параметры обозначены соответственно ТБФ и НБФ. Определение фактической энергии БФ (Nфак) осуществляют для m≥2 витков, затем вычисляют ее среднее значение за один виток, сопоставляя величину максимальной энергии и среднее значение фактической энергии БФ между собой судят о степени использования энергии БФ при штатной эксплуатации СЭП, например, по формуле Кисп.=Nфак/Nmax.The calculation and experimental method determines the actual energy generated by the BF of a particular spacecraft in the light section of its orbit. Moreover, the sequence of operations to determine the generated BF energy, performed for the BF of a particular spacecraft, is maintained, while to determine the actual current value of the BF power, the ratio P = I BF (t) ⋅U BF (t), where I BF (t), U BF (t) - telemetered current values of the current and voltage of the BF, respectively. In FIG. 4, these parameters are designated, respectively, TBF and NBF. Determination of the actual energy of the BF (N ph ) is carried out for m≥2 turns, then its average value for one turn is calculated, comparing the maximum energy and the average value of the actual energy of the BF among themselves, they judge the degree of use of the BF energy during the normal operation of the BOT, for example, the formula K isp. = N ph / N max .

Такой метод определения степени использования энергии БФ отличается высокой точностью, поскольку для этого используются экспериментальные данные, причем учитываются как закономерность изменения тока, так и закономерность изменения напряжения БФ. При определении Nфак учитывается также влияние температуры БФ на ее электрические характеристики, что также повышает точность определения Кисп.. Выше было отмечено, что на величину Nmax температура БФ не оказывает влияния.This method of determining the degree of use of the energy of the BF is highly accurate, since experimental data are used for this, taking into account both the pattern of change in current and the pattern of change in voltage of BF. When determining the N ph , the influence of the BF temperature on its electrical characteristics is also taken into account, which also increases the accuracy of determination of Ksp. . It was noted above that the temperature NF does not affect the value of N max .

Полученные данные позволяют правильно составлять программу работы целевой аппаратуры, принимать обоснованные решения по изменению мощности потребления обеспечивающих систем. В конечном итоге достигается снижение вероятности возникновения аварийной ситуации из-за нарушения энергобаланса СЭП.The data obtained make it possible to correctly draw up the work program of the target equipment, make informed decisions on changing the power consumption of the supporting systems. Ultimately, a reduction in the likelihood of an emergency due to a violation of the power balance of the BOT is achieved.

Таким образом, данный способ управления системой электропитания КА позволяет существенно уменьшить вероятность возникновения аварийной ситуации из-за нарушения энергобаланса СЭП путем оперативной оценки коэффициента (степени) использования фактической мощности БФ расчетно-экспериментальным методом.Thus, this method of controlling the power supply system of the spacecraft can significantly reduce the likelihood of an emergency due to a violation of the power supply of the solar cell by quickly evaluating the coefficient (degree) of using the actual power of the BF by the calculation-experimental method.

Claims (1)

Способ управления системой электропитания космического аппарата (КА), содержащей фотоэлектрическую батарею (БФ), n аккумуляторных батарей (АБ), стабилизатор напряжения и по n зарядных и разрядных устройств, заключающийся в том, что управляют стабилизатором напряжения, зарядными и разрядными устройствами в зависимости от освещенности БФ, степени заряженности всех АБ и других характеристик системы электропитания (СЭП); вводят запрет на работу соответствующего зарядного устройства при достижении максимального уровня заряженности данной АБ и снимают этот запрет при снижении уровня заряженности данной АБ; вводят запрет на работу соответствующего разрядного устройства при достижении установленного минимального уровня заряженности данной АБ и снимают этот запрет при повышении уровня заряженности данной АБ; формируют управляющий сигнал в бортовой комплекс управления КА для отключения части бортовой аппаратуры (БА) при аварийном разряде нескольких m (m≤n) АБ до минимального уровня заряженности; запрещают работу всех разрядных устройств, если выходное напряжение СЭП снижается до заданного порогового значения; производят сброс запоминания управляющего сигнала по запрету всех разрядных устройств после заряда всех АБ до заданного уровня заряженности, отличающийся тем, что степень (коэффициент) использования энергии БФ системы электропитания КА определяют расчетно-экспериментальным методом, для чего: в качестве максимальной номинальной мощности (Рном.) выбирают паспортное значение мощности БФ, соответствующее мощности в рабочей точке вольт-амперной характеристики при максимальной освещенности БФ (h0); аналитическую зависимость изменения текущей номинальной мощности БФ (Рпасп.) от времени (t) принимают пропорциональной текущей освещенности h=h0⋅cosα, где h0=1, α - угол между вектором плоскости БФ и направлением на Солнце; в масштабе составляют график выбранной аналитической зависимости и определяют соответствующую максимальной генерируемой БФ энергии площадь фигуры, ограниченной вертикальными прямыми t=0 и t=Tc, горизонтальной прямой Р=0 и кривой, определяемой зависимостью Рпасп.=Рном.⋅h(t), где Тс - продолжительность светового участка орбиты КА, h(t) - закон (циклограмма) изменения освещенности БФ от времени в процессе движения конкретного КА на световом участке его орбиты, применив для вычисления площади фигуры, например, метод Симпсона; аналогичную последовательность операций выполняют для БФ конкретного КА, при этом для определения фактического текущего значения мощности БФ используют соотношение P=IБФ(t)⋅UБФ(t), где IБФ(t), UБФ(t) - телеметрируемые текущие значения тока и напряжения БФ соответственно; причем определение фактической энергии БФ осуществляют для m≥2 витков, затем вычисляют ее среднее значение за один виток; сопоставляя величину максимальной энергии и среднее значение фактической энергии БФ между собой судят о степени использования энергии БФ при штатной эксплуатации СЭП.The method of controlling the power supply system of a spacecraft (SC) containing a photoelectric battery (BF), n rechargeable batteries (AB), a voltage stabilizer and n charging and discharging devices, which comprise controlling a voltage stabilizer, charging and discharging devices, depending on BF illumination, the degree of charge of all batteries and other characteristics of the power supply system (BOT); they prohibit the operation of the corresponding charger when the maximum charge level of the given battery is reached and remove this ban when the charge level of this battery is reduced; they prohibit the operation of the corresponding discharge device when the specified minimum charge level of this battery is reached and remove this ban when the charge level of this battery is increased; form a control signal in the onboard control system of the spacecraft to shut off part of the onboard equipment (BA) during an emergency discharge of several m (m≤n) batteries to the minimum charge level; prohibit the operation of all discharge devices if the output voltage of the BOT is reduced to a predetermined threshold value; the control signal is memorized to prohibit all discharge devices after charging all the batteries to a predetermined charge level, characterized in that the degree (coefficient) of energy use of the spacecraft power supply system BF is determined by the calculation-experimental method, for which: as the maximum rated power (R nom . ) choose the passport value of the power of the BF corresponding to the power at the operating point of the current-voltage characteristic at the maximum illumination of the BF (h 0 ); the analytical dependence of the change in the current nominal power of the BF (P pass. ) on time (t) is taken proportional to the current illumination h = h 0 ⋅cosα, where h 0 = 1, α is the angle between the vector of the BF plane and the direction to the Sun; scale the graph of the selected analytical dependence and determine the corresponding maximum generated BF energy area of the figure bounded by vertical lines t = 0 and t = T c , a horizontal line P = 0 and a curve determined by the dependence of P pass. = P nom. ⋅h (t), where T c is the duration of the light portion of the orbit of the spacecraft, h (t) is the law (cyclogram) of the variation in the illumination of the BF from time to time during the movement of a particular spacecraft in the light section of its orbit, using, for example, the method Simpson a similar sequence of operations is performed for the BF of a specific spacecraft, while to determine the actual current value of the BF power, use the relation P = I BF (t) ⋅U BF (t), where I BF (t), U BF (t) are the telemetered current values BF current and voltage, respectively; moreover, the determination of the actual energy of the BF is carried out for m≥2 turns, then calculate its average value for one turn; comparing the value of the maximum energy and the average value of the actual energy of the BF among themselves, they judge the degree of use of the energy of the BF in the normal operation of the solar cells.
RU2017135637A 2017-10-05 2017-10-05 Spacecraft power supply system control method RU2675590C1 (en)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2017135637A RU2675590C1 (en) 2017-10-05 2017-10-05 Spacecraft power supply system control method

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2017135637A RU2675590C1 (en) 2017-10-05 2017-10-05 Spacecraft power supply system control method

Publications (1)

Publication Number Publication Date
RU2675590C1 true RU2675590C1 (en) 2018-12-20

Family

ID=64753186

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2017135637A RU2675590C1 (en) 2017-10-05 2017-10-05 Spacecraft power supply system control method

Country Status (1)

Country Link
RU (1) RU2675590C1 (en)

Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2168828C1 (en) * 1999-11-17 2001-06-10 ФГУП Научно-производственный центр "Полюс" Method for controlling off-line power supply system
US20060132093A1 (en) * 2004-12-22 2006-06-22 Nguyen Don J Battery pack leakage cut-off
RU2467449C2 (en) * 2011-01-11 2012-11-20 Федеральное Государственное Унитарное Предприятие "Государственный научно-производственный ракетно-космический центр "ЦСКБ-Прогресс" (ФГУП "ГНПРКЦ "ЦСКБ-Прогресс") Method to control autonomous power supply system of spacecraft
RU2521538C2 (en) * 2012-08-14 2014-06-27 Открытое акционерное общество "Информационные спутниковые системы" имени академика М.Ф. Решетнева" Method to control autonomous system of spacecraft power supply

Patent Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2168828C1 (en) * 1999-11-17 2001-06-10 ФГУП Научно-производственный центр "Полюс" Method for controlling off-line power supply system
US20060132093A1 (en) * 2004-12-22 2006-06-22 Nguyen Don J Battery pack leakage cut-off
RU2467449C2 (en) * 2011-01-11 2012-11-20 Федеральное Государственное Унитарное Предприятие "Государственный научно-производственный ракетно-космический центр "ЦСКБ-Прогресс" (ФГУП "ГНПРКЦ "ЦСКБ-Прогресс") Method to control autonomous power supply system of spacecraft
RU2521538C2 (en) * 2012-08-14 2014-06-27 Открытое акционерное общество "Информационные спутниковые системы" имени академика М.Ф. Решетнева" Method to control autonomous system of spacecraft power supply

Similar Documents

Publication Publication Date Title
US8901893B2 (en) Electricity storage device and hybrid distributed power supply system
RU2467449C2 (en) Method to control autonomous power supply system of spacecraft
RU2572396C1 (en) Method to control autonomous power supply system of spacecraft
US10505375B2 (en) Method for controlling an energy storage system
JP5884414B2 (en) Control system
US11862978B2 (en) Power supply system, control system and power control method for power supply system
JP5998454B2 (en) Control device, control method, and control system
US7944179B2 (en) Method for charging a storage element of an autonomous system
US9899856B2 (en) Energy storage system, method and apparatus for controlling charging and discharging of the same
US20150069950A1 (en) Control system
EP3343718A1 (en) Small grid load control
JP5887841B2 (en) Control system
RU2535301C2 (en) Method to control autonomous system of spacecraft power supply
RU2675590C1 (en) Spacecraft power supply system control method
RU2593760C2 (en) Method of controlling spacecraft power supply system
RU2593599C1 (en) Method of controlling autonomous power supply system of spacecraft
CN116846049A (en) Intelligent charging method of photovoltaic energy storage system
CN115954990A (en) Method, system, device and storage medium for supplying power to a load of a satellite
RU2541512C2 (en) Method to control autonomous system of spacecraft power supply
RU2692301C1 (en) Control method of power supply system of spacecraft of increased survivability
US11990759B2 (en) Power management system
RU2682725C1 (en) Spacecraft power supply system control method
RU2633997C1 (en) Method to control power supply system of spacecraft with large active shelf life
RU2537389C1 (en) Method to control power supply system of spacecraft
US12003103B2 (en) Power feeding device and power feeding system including the same