RU2677629C1 - Energy-conversion equipment for power supply systems for aerospace devices - Google Patents
Energy-conversion equipment for power supply systems for aerospace devices Download PDFInfo
- Publication number
- RU2677629C1 RU2677629C1 RU2017144319A RU2017144319A RU2677629C1 RU 2677629 C1 RU2677629 C1 RU 2677629C1 RU 2017144319 A RU2017144319 A RU 2017144319A RU 2017144319 A RU2017144319 A RU 2017144319A RU 2677629 C1 RU2677629 C1 RU 2677629C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- transistor
- diode
- energy
- load
- electrical energy
- Prior art date
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
- H02J7/35—Parallel operation in networks using both storage and other dc sources, e.g. providing buffering with light sensitive cells
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Power Engineering (AREA)
- Dc-Dc Converters (AREA)
Abstract
Description
Изобретение относится к области электротехники и силовой электроники и может быть использовано при построении систем электропитания постоянного тока для аэрокосмических аппаратов, в которых для обеспечения непрерывного электропитания нагрузки используется два источника электрической энергии постоянного тока, один из которых может накапливать электрическую энергию. Для достижения качественных показателей выходной энергии постоянного тока применяется статические преобразователи электрической энергии с двумя входами. Первичными источниками постоянного тока с нестабильными параметрами входной энергии в таких системах служат, например, солнечная батарея, роль второго источника с возможностью накопления электроэнергии выполняет аккумуляторная батарея. Функции обеспечения непрерывности электропитания и поддержания заданного качества электрической энергии постоянного тока на нагрузке возлагается на энергопреобразующую аппаратуру (ЭПА), выполненную на базе статического полупроводникового преобразователя с силовым фильтром.The invention relates to the field of electrical engineering and power electronics and can be used in the construction of DC power systems for aerospace vehicles, in which two sources of DC electric energy are used to provide continuous power to the load, one of which can store electrical energy. To achieve quality indicators of DC output energy, static converters of electrical energy with two inputs are used. The primary direct current sources with unstable input energy parameters in such systems are, for example, a solar battery, the role of the second source with the possibility of energy storage is played by the battery. The functions of ensuring the continuity of power supply and maintaining the specified quality of direct current electric energy at the load are assigned to energy converting equipment (EPA), made on the basis of a static semiconductor converter with a power filter.
Для указанного применения энергопреобразующей аппаратуры важными показателями при заданном качестве выходной электрической энергии являются масса и габариты всех элементов системы, при проектировании которых необходимо стремиться к их уменьшению, а также надежность обеспечения электроснабжения в нормальных и аварийных режимах работы.For the indicated application of energy-converting equipment, the important indicators for a given quality of output electric energy are the mass and dimensions of all elements of the system, during the design of which it is necessary to strive to reduce them, as well as the reliability of power supply in normal and emergency operation modes.
Известна энергопреобразующая аппаратура для систем электропитания постоянного тока аэрокосмических аппаратов [Buck boost regulator (B2R) for spacecraft solar array power conversion. Olivier Mourra, Arturo Fernandez, Ferdinando Tonicello. IEEE Conference Publications, 2010 Twenty-Fifth Annual IEEE Applied Power Electronics Conference and Exposition (APEC)/ 2010 yaer. P. 1313-1319], состоящая из каскадного включения понижающего преобразователя и повышающего преобразователя с двумя индуктивностями, такая схема обеспечивает стабилизацию напряжения на нагрузке и малые пульсации в широком диапазоне изменения напряжения солнечной батареи.Known energy converting equipment for DC power systems for aerospace vehicles [Buck boost regulator (B 2 R) for spacecraft solar array power conversion. Olivier Mourra, Arturo Fernandez, Ferdinando Tonicello. IEEE Conference Publications, 2010 Twenty-Fifth Annual IEEE Applied Power Electronics Conference and Exposition (APEC) / 2010 yaer. P. 1313-1319], consisting of a cascade connection of a step-down converter and a step-up converter with two inductors, this circuit provides stabilization of the voltage at the load and small ripples in a wide range of changes in the voltage of the solar battery.
Данная аппаратура обладает недостатком, а именно, имеет на входе только один источник электрической энергии, что снижает непрерывность и надежность электроснабжения аэрокосмических аппаратов.This equipment has a drawback, namely, it has only one source of electrical energy at the input, which reduces the continuity and reliability of the power supply of aerospace vehicles.
Кроме того, известна энергопреобразующая аппаратура для системы электропитания постоянного тока аэрокосмических аппаратов [П. Четти Проектирование ключевых источников электропитания. Пер. с англ. - М.: Энергоатомиздат, 1990. - 240 с.: ил.], которая является прототипом предлагаемого изобретения, содержащая две параллельно включенные ветви, одна из которых состоит из последовательно включенных диода и транзистора, к точке их соединения подключена положительным полюсом солнечная батарея, между точками соединения ветвей подключен конденсатор, верхняя точка соединения ветвей подключена к нагрузке, другой вывод которой подключен к общей точке схемы, другая ветвь состоит из двух последовательно включенных транзисторов с обратными диодами, к точке их соединения последовательно включены дроссель и положительным полюсом аккумуляторная батарея, нижняя точка соединения ветвей, отрицательные полюса солнечной и аккумуляторной батарей подключены к общей точке схемы.In addition, energy-converting apparatus for a DC power system for aerospace vehicles is known [P. Chetti Designing key power supplies. Per. from English - M .: Energoatomizdat, 1990. - 240 pp .: ill.], Which is the prototype of the invention, containing two parallel connected branches, one of which consists of a diode and a transistor connected in series, a solar battery is connected to the point of their connection, a capacitor is connected between the connection points of the branches, the upper connection point of the branches is connected to the load, the other terminal of which is connected to the common point of the circuit, the other branch consists of two series-connected transistors with reverse diodes, to at the point of their connection, the inductor and the battery positive pole are connected in series, the lower connection point of the branches, the negative poles of the solar and battery are connected to the common point of the circuit.
Однако недостатком данной энергопреобразующей аппаратуры для системы электропитания постоянного тока аэрокосмических аппаратов является относительно высокие массогабаритные показатели за счет большого по величине конденсатора фильтра для обеспечения заданного уровня пульсаций напряжения на нагрузке, а также сниженная надежность за счет отсутствия возможности обеспечить режим ограничения тока аккумуляторной батареи в аварийных режимах.However, the disadvantage of this energy-converting equipment for the DC power supply system of aerospace vehicles is the relatively high weight and size characteristics due to the large filter capacitor to provide a given level of voltage ripple on the load, as well as reduced reliability due to the inability to provide a battery current limiting mode in emergency conditions .
Задачей предлагаемого изобретения является снижение массы и габаритов энергопреобразующей аппаратуры и повышение надежности обеспечения непрерывного электроснабжения.The objective of the invention is to reduce the mass and dimensions of energy converting equipment and increase the reliability of providing continuous power supply.
Поставленная задача достигается тем, что в известной энергопреобразующей аппаратуре для систем электропитания постоянного тока аэрокосмических аппаратов, содержащая две параллельно включенные ветви, одна из которых состоит из последовательно включенных диода и транзистора, к точке их соединения подключена положительным полюсом солнечная батарея, между точками соединения ветвей подключен конденсатор, верхняя точка соединения ветвей подключена к нагрузке, другой вывод которой подключен к общей точке схемы, другая ветвь состоит из двух последовательно включенных транзисторов с обратными диодами, к точке их соединения последовательно включают дроссель, транзистор с обратным диодом и положительным полюсом аккумуляторную батарею, к точке соединения дросселя и транзистора с обратным диодом подключают катодом дополнительный диод, к нижней точке соединения двух ветвей подключают одним выводом второй дроссель, другой вывод которого соединяют с анодом дополнительного диода, отрицательными полюсами солнечной и аккумуляторной батарей и подключаются к общей точке схемы.This object is achieved by the fact that in the known energy-converting apparatus for DC power systems of aerospace vehicles, containing two parallel connected branches, one of which consists of a diode and a transistor connected in series, a solar battery is connected to the connection point by a positive pole, between the connection points of the branches connected capacitor, the top point of the branch connection is connected to the load, the other terminal of which is connected to the common point of the circuit, the other branch consists of two x series-connected transistors with reverse diodes, a throttle, a transistor with a reverse diode and a positive pole are connected in series to the point of their connection, an additional diode is connected to the connection point of the inductor and the transistor with a reverse diode, the second diode is connected to the lower connection point of the two branches a choke, the other terminal of which is connected to the anode of the additional diode, the negative poles of the solar and rechargeable batteries and connected to a common point in the circuit.
Схема предлагаемой энергопреобразующей аппаратуры для систем электропитания постоянного тока аэрокосмических аппаратов, построенной, для примера, с использованием полевых транзисторов с обратными диодами, приведена на фиг. 1.The scheme of the proposed energy-converting equipment for DC power systems of aerospace vehicles, constructed, for example, using field-effect transistors with reverse diodes, is shown in FIG. one.
На фиг. 1 для пояснения принципа работы энергопреобразующей аппаратура для систем электропитания постоянного тока аэрокосмических аппаратов введены источники электрической энергии постоянного тока 1 - солнечная батарея с учетом «паразитного» индуктивного реактанса L, 11 - аккумуляторная батарея, а также нагрузка - 12. В состав аппаратуры входят: диоды 2, 9; транзисторы с обратными диодами 3, 6, 7, 10; дроссели 5 и 8, конденсатор фильтра 4.In FIG. 1 to explain the principle of operation of energy-converting equipment for DC power systems of aerospace vehicles, DC electric power sources were introduced 1 - a solar battery taking into account "spurious" inductive reactance L, 11 - a storage battery, and also a load - 12. The equipment includes:
Энергопреобразующая аппаратура содержит две параллельно включенные ветви, первая из которых состоит из последовательно включенных диода 2 и транзистора с обратным диодом 3, а вторая состоит из двух последовательно включенных транзисторов с обратными диодами 6 и 7, положительные выводы ветвей (катод диода 2 и сток транзистора 6) объединены и соединены с первым выводом нагрузки 12 и одним выводом конденсатора 4, второй вывод нагрузки 12 подключен к общей точке схемы, солнечная батарея 1, подключена положительным выводом к средней точке первой ветви (соединение анода диода 2 со стоком транзистора 3), а отрицательным выводом подключена к общей точке системы, средняя точка второй ветви (соединение истока транзистора 6 со стоком транзистора 7) подключена к одному выводу дросселя 10, другой вывод которого подключен к катоду диода 9 и истоку транзистора с обратным диодом 10, анод диода 9 подключен к общей точке схемы, а сток транзистора 10 соединен с положительным полюсом аккумуляторной батареи 11, отрицательный полюс которой соединен с общей точкой схемы, отрицательные выводы двух ветвей объединены (истоки транзисторов 3 и 7), соединены с другим выводом конденсатора 4 и подключены к одному выводу дополнительного дросселя 5, другой вывод которого подключен к общей точке схемы.The energy-converting apparatus contains two parallel-connected branches, the first of which consists of
В предложенной энергопреобразующей аппаратуре для систем электропитания постоянного тока аэрокосмических аппаратов применен принцип «трехвходового» преобразователя, при этом к двум входам подключаются источники электрической энергии, а к третьему нагрузка. Один источник электрической энергии является независимым, а второй предполагает возможность накопления электрической энергии.In the proposed energy-converting equipment for DC power systems of aerospace vehicles, the principle of a “three-input” converter is applied, while sources of electrical energy are connected to two inputs, and a load is connected to the third. One source of electrical energy is independent, and the second suggests the possibility of accumulation of electrical energy.
Предлагаемая энергопреобразующая аппаратура для систем электропитания постоянного тока аэрокосмических аппаратов функционирует следующим образом.The proposed energy converting equipment for DC power systems of aerospace vehicles operates as follows.
В том случае, если напряжение солнечной батареи UСБ больше номинального напряжения на нагрузке Uнном, транзистор 3 и диод 2 работают в режиме шунтового преобразователя напряжения (см. фиг. 2). В случае применения энергопреобразующей аппаратуры на космическом аппарате (КА) данный режим имеет место, когда КА находится на освещенном участке траектории полета. Реализация такого режима работы с СБ (1) возможна благодаря ее вольт-амперной характеристике, которая в широком диапазоне напряжений имеет ярко выраженный характер внешней характеристики источника тока фиг. 2. (Гуртов В.А. Твердотельная электроника: Учеб. Пособие - 3-е изд., Москва. Техносфера. 2008 г. 512 с.). В этом случае ток короткого замыкания IСБкз мало отличается от рабочего тока Ip, при этом напряжение на зажимах солнечной батареи 1 изменяется значительно от нулевого значения до Up, что позволяет при импульсном управлении регулировать среднее значение напряжения на нагрузке. Принцип работы такого регулятора очевиден, он основан на регулировании длительности подключенного состояния напряжения солнечной батареи 1 к нагрузке 12, при этом среднее значение напряжения на ней может стабилизироваться на заданном уровне и не зависеть от величины тока нагрузки и освещенности батареи. На фиг. 3 представлены диаграммы, поясняющие принцип работы шунтового преобразователя напряжения, здесь транзистору 3 сопоставлена переключающая функция F1, принимающая ненулевое значение, когда транзистор открыт и нулевое значение, соответственно, когда он закрыт; iтран 3, iдиод 2 - токи транзистора 3 и диода 2, соответственно.In the event that the voltage of the solar battery U SB is greater than the nominal voltage at the load U nnom , the
В этом режиме коэффициент заполнение импульсов управления транзистора 3 (фиг. 3) изменяется с целью стабилизации напряжения на нагрузке.In this mode, pulse duty cycle control transistor 3 (Fig. 3) is changed in order to stabilize the voltage at the load.
Значение индуктивности дросселя 5 выбирается так, что величина пульсаций на нем не велика, при этом она всегда находится в противофазе с напряжением пульсаций на конденсаторе 4, что позволяет уменьшить величину пульсаций напряжения на нагрузке 12 или уменьшит номинал конденсатора 4. Ввиду малого значения величины индуктивности дросселя 5 и высокой частоты работы энергопреобразующей аппаратуры, данный дроссель может быть выполнен планарным в интегральном исполнении.The inductance value of the
В том случае, если возникает необходимость заряда аккумуляторной батареи 11, в случае UСБ>Uнном, транзистор 3 и диод 2 по-прежнему работают в режиме шунтового регулятора. В том режиме транзисторы 7 и 10 закрыты, при этом транзистор 6 с обратным диодом транзистора 7 и дросселем 8 работают в режиме понижающего стабилизатора напряжения относительно зажимов аккумуляторной батареи 11, алгоритм управления кроме стабилизации напряжения предполагает обеспечение ограничения тока заряда аккумуляторной батареи 11.In the event that it becomes necessary to charge the
При условии UСБ<Uнном энергопреобразующая аппаратура переходит в режим разрядного устройства, т.е. нагрузка питается от аккумуляторной батареи. Данный режим в случае применения энергопреобразующей аппаратуры на космическом аппарате имеет место, когда КА находится на затемненном участке траектории полета. Реализация такого режима поясняется с помощью диаграмм на фиг. 4. Здесь: транзистору 7 сопоставлена переключающая функция F2, iтранс 7, iдиод 6, iдр 8 - токи транзистора 7, диода обратного транзистора 6, дросселя 8, соответственно.Under the condition U SB <U nn, the energy-converting equipment switches to the discharge device mode, i.e. the load is powered by the battery. This mode, when using energy-converting equipment on a spacecraft, takes place when the spacecraft is located on a darkened section of the flight path. The implementation of such a mode is illustrated using the diagrams in FIG. 4. Here: the
Откуда видно, что с помощью транзистора 7 и обратного диода транзистора 6 реализуется повышающий преобразователь, при этом транзистор 10 открыт. Стабилизация напряжения на нагрузке осуществляется за счет изменения коэффициента заполнения импульсов транзистора 7 (фиг. 4). Влияние дросселя 5 на величину пульсаций в этом режиме показано на фиг. 5, где приведены расчетные осциллограммы напряжений пульсаций на конденсаторе 4 (ΔUC1), дросселе 5 (ΔUL1) и нагрузке 12 (ΔUНагр). Расчет проводился в пакете программ PSIM для модуля энергопреобразующей аппаратуры мощностью 700 Вт с напряжением на нагрузке 100 В. Как следует из фиг. 5 напряжение пульсаций на нагрузке 12 как минимум в два раза меньше чем напряжение на конденсаторе 4. Такой эффект позволяет при заданной величине пульсаций на нагрузке уменьшить величину емкости, а также массу и габариты конденсатора фильтра 4.It can be seen that with the help of the
В случае нештатных режимов в системе, при увеличении тока разряда аккумуляторной батареи 11 выше допустимого значения, транзистор 10 с диодом 9 переходят в режим стабилизации разрядного тока аккумуляторной батареи 12. Стабилизация тока разряда осуществляется путем регулирования коэффициента заполнения импульсов транзистора 10. Такое техническое решения повышает надежность эксплуатации системы электропитания автономного объекта в целом.In case of abnormal conditions in the system, when the discharge current of the
Таким образом, энергопреобразующая аппаратура для систем электропитания постоянного тока аэрокосмических аппаратов, реализует все необходимые режимы непрерывного электропитания нагрузки, что продемонстрировано на примере системы электропитания для космических аппаратов. Задача по снижению массы и габаритов в энергопреобразующей аппаратуре решается за счет введения дросселя, что позволяет уменьшить массу и габариты конденсатора фильтра. Повышение надежности функционирования достигается за счет введения транзистора и диода, которые обеспечивают режим ограничения тока в аккумуляторной батарее в аварийных режимах.Thus, energy-converting equipment for DC power systems of aerospace vehicles, implements all the necessary modes of continuous power supply to the load, as demonstrated by the example of the power supply system for spacecraft. The task of reducing the mass and dimensions in the energy-converting equipment is solved by introducing a throttle, which allows to reduce the mass and dimensions of the filter capacitor. Improving the reliability of operation is achieved through the introduction of a transistor and a diode, which provide a mode of limiting the current in the battery in emergency conditions.
Claims (1)
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2017144319A RU2677629C1 (en) | 2017-12-18 | 2017-12-18 | Energy-conversion equipment for power supply systems for aerospace devices |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2017144319A RU2677629C1 (en) | 2017-12-18 | 2017-12-18 | Energy-conversion equipment for power supply systems for aerospace devices |
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2677629C1 true RU2677629C1 (en) | 2019-01-18 |
Family
ID=65025260
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2017144319A RU2677629C1 (en) | 2017-12-18 | 2017-12-18 | Energy-conversion equipment for power supply systems for aerospace devices |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
RU (1) | RU2677629C1 (en) |
Cited By (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2741830C1 (en) * | 2020-09-28 | 2021-01-29 | Федеральное Государственное Бюджетное Образовательное Учреждение Высшего Образования «Новосибирский Государственный Технический Университет» | Dc power converter for power supply systems for aerospace vehicles |
Citations (4)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
WO2002060030A1 (en) * | 2001-01-26 | 2002-08-01 | Fraunhofer-Gesellschaft zur Förderung der angewandten Forschung e.V. | Power supply device |
RU2195754C2 (en) * | 1999-09-01 | 2002-12-27 | Игорь Константинович Чернилевский | Device and method for solar-battery electrical energy take-off |
RU2337452C1 (en) * | 2007-06-26 | 2008-10-27 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Научно-производственное объединение прикладной механики им. академика М.Ф. Решетнева" | Method of load supply with direct current in composition of autonomous system of earth power supply and autonomous power supply system for its implementation |
RU2395148C1 (en) * | 2009-03-04 | 2010-07-20 | Открытое акционерное общество "Информационные спутниковые системы" имени академика М.Ф. Решетнёва" | Independent electric power supply system of space vehicle |
-
2017
- 2017-12-18 RU RU2017144319A patent/RU2677629C1/en active
Patent Citations (4)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2195754C2 (en) * | 1999-09-01 | 2002-12-27 | Игорь Константинович Чернилевский | Device and method for solar-battery electrical energy take-off |
WO2002060030A1 (en) * | 2001-01-26 | 2002-08-01 | Fraunhofer-Gesellschaft zur Förderung der angewandten Forschung e.V. | Power supply device |
RU2337452C1 (en) * | 2007-06-26 | 2008-10-27 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Научно-производственное объединение прикладной механики им. академика М.Ф. Решетнева" | Method of load supply with direct current in composition of autonomous system of earth power supply and autonomous power supply system for its implementation |
RU2395148C1 (en) * | 2009-03-04 | 2010-07-20 | Открытое акционерное общество "Информационные спутниковые системы" имени академика М.Ф. Решетнёва" | Independent electric power supply system of space vehicle |
Cited By (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2741830C1 (en) * | 2020-09-28 | 2021-01-29 | Федеральное Государственное Бюджетное Образовательное Учреждение Высшего Образования «Новосибирский Государственный Технический Университет» | Dc power converter for power supply systems for aerospace vehicles |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
US9831778B2 (en) | Power-converting device and power conditioner using the same | |
US10263429B2 (en) | Bidirectional DC-DC converter, power conditioner, and distributed power system | |
US9806618B2 (en) | Power converting device and power conditioner using the same | |
EP3553928B1 (en) | Snubber circuit and power conversion system using same | |
EP2782235A1 (en) | Converter composed of at least a first and a second switches and a snubber circuit which protects the second switch | |
US20160211663A1 (en) | Energy storage device comprising a dc voltage supply circuit and method for providing a dc voltage from an energy storage device | |
US11233452B2 (en) | Microgrid power supply system DC-DC converter and controlling method | |
EP4054065B1 (en) | Voltage conversion circuit and power supply system | |
CN110855170A (en) | Photovoltaic inverter and capacitor discharge circuit | |
US9948172B2 (en) | Power converter for eliminating ripples | |
RU2677629C1 (en) | Energy-conversion equipment for power supply systems for aerospace devices | |
CN113794373A (en) | Multi-level DC converter and power supply system | |
RU2676678C1 (en) | Energy conversion equipment for dc power supply systems | |
JP2019180189A (en) | Switching device, power conversion device, power conversion system, and connection box | |
RU2601419C1 (en) | Secondary power supply | |
Sarath et al. | Switched-capacitor/switched-inductor Ćuk-derived hybrid converter for nanogrid applications | |
US9774256B2 (en) | Dual source DC to DC converter | |
KR101412352B1 (en) | Dc-dc convert | |
Tibola et al. | Floating high step-down stacked dc-dc converter based on buck-boost cells | |
CN111543001A (en) | Inverter with AC forward bridge and improved DC/DC topology | |
KR101197078B1 (en) | Zero voltage discharge circuit with active switching elements | |
Sahin et al. | Small signal analyses and hardware implementation of a buck-boost converter for renewable energy applications | |
Arun et al. | Review and performance analysis of high step-up DC/DC converters for photovoltaic application | |
US20220200480A1 (en) | Power conversion system, method for controlling the power conversion system, and program | |
RU2741830C1 (en) | Dc power converter for power supply systems for aerospace vehicles |