RU2689887C1 - Способ увеличения срока эксплуатации аккумуляторных батарей на космических аппаратах - Google Patents
Способ увеличения срока эксплуатации аккумуляторных батарей на космических аппаратах Download PDFInfo
- Publication number
- RU2689887C1 RU2689887C1 RU2018122774A RU2018122774A RU2689887C1 RU 2689887 C1 RU2689887 C1 RU 2689887C1 RU 2018122774 A RU2018122774 A RU 2018122774A RU 2018122774 A RU2018122774 A RU 2018122774A RU 2689887 C1 RU2689887 C1 RU 2689887C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- temperature
- spacecraft
- batteries
- blocks
- battery
- Prior art date
Links
- 238000000034 method Methods 0.000 title claims abstract description 28
- 229910052744 lithium Inorganic materials 0.000 abstract description 26
- WHXSMMKQMYFTQS-UHFFFAOYSA-N Lithium Chemical compound [Li] WHXSMMKQMYFTQS-UHFFFAOYSA-N 0.000 abstract description 24
- 238000007599 discharging Methods 0.000 abstract description 2
- 241000252067 Megalops atlanticus Species 0.000 abstract 1
- 230000000694 effects Effects 0.000 abstract 1
- 238000010248 power generation Methods 0.000 abstract 1
- 239000000126 substance Substances 0.000 abstract 1
- 230000005855 radiation Effects 0.000 description 19
- 238000009413 insulation Methods 0.000 description 8
- 230000007423 decrease Effects 0.000 description 7
- HBBGRARXTFLTSG-UHFFFAOYSA-N Lithium ion Chemical compound [Li+] HBBGRARXTFLTSG-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 5
- 238000013461 design Methods 0.000 description 5
- 229910001416 lithium ion Inorganic materials 0.000 description 5
- 230000004913 activation Effects 0.000 description 4
- 238000005516 engineering process Methods 0.000 description 4
- 238000004519 manufacturing process Methods 0.000 description 4
- 229920000642 polymer Polymers 0.000 description 4
- 230000008901 benefit Effects 0.000 description 3
- 239000002826 coolant Substances 0.000 description 3
- 238000001816 cooling Methods 0.000 description 3
- 230000017525 heat dissipation Effects 0.000 description 3
- OJIJEKBXJYRIBZ-UHFFFAOYSA-N cadmium nickel Chemical compound [Ni].[Cd] OJIJEKBXJYRIBZ-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 2
- 230000008859 change Effects 0.000 description 2
- 238000000576 coating method Methods 0.000 description 2
- 230000005611 electricity Effects 0.000 description 2
- 230000007613 environmental effect Effects 0.000 description 2
- 238000010438 heat treatment Methods 0.000 description 2
- 239000001257 hydrogen Substances 0.000 description 2
- 229910052739 hydrogen Inorganic materials 0.000 description 2
- 239000007788 liquid Substances 0.000 description 2
- 229910052987 metal hydride Inorganic materials 0.000 description 2
- 230000008569 process Effects 0.000 description 2
- 238000012797 qualification Methods 0.000 description 2
- 230000009467 reduction Effects 0.000 description 2
- 230000028016 temperature homeostasis Effects 0.000 description 2
- 238000012546 transfer Methods 0.000 description 2
- 229920002799 BoPET Polymers 0.000 description 1
- 208000031968 Cadaver Diseases 0.000 description 1
- PEDCQBHIVMGVHV-UHFFFAOYSA-N Glycerine Chemical compound OCC(O)CO PEDCQBHIVMGVHV-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 1
- 239000005041 Mylar™ Substances 0.000 description 1
- 230000002159 abnormal effect Effects 0.000 description 1
- 238000010521 absorption reaction Methods 0.000 description 1
- 229910052782 aluminium Inorganic materials 0.000 description 1
- XAGFODPZIPBFFR-UHFFFAOYSA-N aluminium Chemical compound [Al] XAGFODPZIPBFFR-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 1
- 230000033228 biological regulation Effects 0.000 description 1
- JJWKPURADFRFRB-UHFFFAOYSA-N carbonyl sulfide Chemical compound O=C=S JJWKPURADFRFRB-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 1
- 230000003749 cleanliness Effects 0.000 description 1
- 230000000052 comparative effect Effects 0.000 description 1
- 238000012937 correction Methods 0.000 description 1
- 238000011161 development Methods 0.000 description 1
- 238000010586 diagram Methods 0.000 description 1
- 239000003792 electrolyte Substances 0.000 description 1
- 238000004146 energy storage Methods 0.000 description 1
- 230000010006 flight Effects 0.000 description 1
- 230000004907 flux Effects 0.000 description 1
- 238000007710 freezing Methods 0.000 description 1
- 230000008014 freezing Effects 0.000 description 1
- 239000007789 gas Substances 0.000 description 1
- 230000020169 heat generation Effects 0.000 description 1
- 230000006872 improvement Effects 0.000 description 1
- 230000033001 locomotion Effects 0.000 description 1
- 231100000897 loss of orientation Toxicity 0.000 description 1
- 230000007257 malfunction Effects 0.000 description 1
- 239000000463 material Substances 0.000 description 1
- 238000012806 monitoring device Methods 0.000 description 1
- 230000005693 optoelectronics Effects 0.000 description 1
- 230000008520 organization Effects 0.000 description 1
- 239000002245 particle Substances 0.000 description 1
- 230000000737 periodic effect Effects 0.000 description 1
- 229920003223 poly(pyromellitimide-1,4-diphenyl ether) Polymers 0.000 description 1
- 230000002035 prolonged effect Effects 0.000 description 1
- 238000005086 pumping Methods 0.000 description 1
- 238000012360 testing method Methods 0.000 description 1
- 230000007704 transition Effects 0.000 description 1
Images
Classifications
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64G—COSMONAUTICS; VEHICLES OR EQUIPMENT THEREFOR
- B64G1/00—Cosmonautic vehicles
- B64G1/22—Parts of, or equipment specially adapted for fitting in or to, cosmonautic vehicles
- B64G1/42—Arrangements or adaptations of power supply systems
- B64G1/428—Power distribution and management
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Secondary Cells (AREA)
- Power Engineering (AREA)
- Remote Sensing (AREA)
- Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
- Charge And Discharge Circuits For Batteries Or The Like (AREA)
Abstract
Изобретение относится к энергообеспечению космических аппаратов (КА) с солнечными (СБ) и аккумуляторными (АБ) преимущественно литиевыми батареями. Способ включает заряд, разряд и выравнивание остаточной емкости одного или более блоков АБ, в которых установлены термодатчики и электронагреватели. На освещенном участке орбиты производят заряд АБ от СБ до оптимальных значений и перед заходом в тень выравнивают остаточную ёмкость блоков АБ и их температуру. На теневых участках орбиты поддерживают электронагревателями температуру блоков АБ в рабочем диапазоне. Техническим результатом является увеличение времени активного существования КА путём повышения характеристик системы электрогенерирования, в том числе срока службы АБ. 1 ил.
Description
Назначение
Изобретение относится к области космической техники и может быть использовано при проектировании космических аппаратов (КА) негерметичного исполнения с радиационным охлаждением, в составе которых используются аккумуляторные батареи.
Уровень техники
Современная космическая техника, среди прочих, ставит перед собой задачу по увеличению срока активного существования создаваемого КА.
На сегодня срок активного существования КА, определяемого номинальным временем эксплуатации, достигает 7-10 лет и ставится задача его увеличения до 15 лет. К числу систем современных КА, по сути определяющих срок активного существования КА, относится в первую очередь система генерирования электроэнергии (СГЭ). Конструкция и характеристики СГЭ во многом определяют конструктивный облик, срок активного существования КА в полете, его функциональные возможности, надежность, массогабаритные и экономические показатели, составляя до 25% массы, объема и стоимости КА. Поэтому проблема совершенствования технических характеристик СГЭ имеет актуальное значение. В СГЭ современных КА в качестве первичных источников энергии используются солнечные батареи (СБ), в которых солнечная энергия, преобразуется в электрическую энергию фотоэлектрическими преобразователями, и позволяет обеспечить питание всех устройств КА, а также заряд вторичных источников питания - накопителей электрической энергии в виде аккумуляторных батарей (АБ), являющегося одним из наиболее критичным звеном у СГЭ. АБ осуществляет питание устройств КА в основном на теневых участках, возникающих в связи с периодическим прохождением КА теневых участков орбиты, затененных от Солнца Землей или участков частично затененных от Солнца Луной, а также в аварийных режимах в момент потери ориентации на Солнце и в нештатных режимах - при недостатке или отсутствии мощности солнечной батареи для питания всех подключенных потребителей, например при включении пиковых нагрузок, при маневрах КА для коррекции орбиты, при входах и выходах КА из теневых участков орбиты (см. патент, РФ, №2574911 от 10.02.2016 г.).
Наиболее широкое применение в современных КА получили АБ: никель-водородные, никель-кадмиевые, никель-металлогидридные и в последние годы АБ на основе Лития, т.е. литий-ионные или литий-полимерные АБ, отличающиеся друг от друга типом используемого электролита (далее - литиевые АБ). Их описание, условия эксплуатации и сравнительные характеристики всесторонне представлены в диссертации на соискание ученой степени кандидата технических наук (Тарасов B.C. "Система генерирования электроэнергии с увеличенным сроком активного существования для малого космического аппарата". Специальность 05.09.03. Электротехнические комплексы и системы. «Национальный исследовательский университет «МЭИ», 2015 г.). Следует отметить, что в отличии от никель-водородных, никель-кадмиевых, никель-металлогидридных аккумуляторов в которых уровень заряда контролируется по величине давления в аккумуляторе (см. патент, РФ, №2164881), в литиевых аккумуляторах он контролируется по величине напряжения аккумулятора (см. "Питание для холодного климата: морозостойкие литий-полимерные АКБ от ЕЕМВ". Новости электроники, №4, 2016 г.).
Технологии изготовления литиевых АБ находятся сегодня в развитии и постоянно улучшаются. Активно разрабатываемые в последнее время в ряде стран, имеющих космическую программу, перезаряжаемые литиевые АБ по сравнению с другими типами аккумуляторов обладают значительными преимуществами по своим удельным энергетическим характеристикам (превышают их в 2-3 раза), большим напряжением на элементе (номинальное напряжения - 3,6 В), малым саморазрядом, очень хорошим временем эксплуатации и экологической чистотой, а также простотой режима заряда и эксплуатации. Интервал рабочих температур литиевых АБ: от -20 до +60°C. Некоторые производители, например, международная компания-производитель элементов питания на основе Лития ЕЕМВ, имеющая офис и в России, уже разработали литиевые АБ, работоспособные при -40°C и расширяют температурный диапазон в область более высоких температур (см. "Питание для холодного климата: морозостойкие литий-полимерные АКБ от ЕЕМВ". Новости электроники, №4, 2016 г.).
Использование литиевых АБ в космических проектах приводит к резкому уменьшению веса и объема систем энергопитания, улучшению надежности и получению более низкой стоимости КА. В пользу перспективы использования литий-ионных аккумуляторов говорит тот факт, что NASA и воздушные силы США в течение последних лет начали реализовывать преимущества этих систем в своих космических программах. NASA планирует применять литиевые АБ в ряде будущих проектов для межпланетных полетов, орбитальных спутников Земли на геостационарных орбитах и низких орбитах, а также в снаряжении астронавтов. Некоторые многообещающие проекты NASA, где литиевые АБ являются основными источниками тока, включают проекты экспедиций на Марс. Однако современные литиевые АБ с целью обеспечения большого времени жизни требуют современные способы и устройства его управления при эксплуатации, т.к. срок жизни литиевых АБ зависит не только от электрохимической системы, но и от оптимального режима заряда и глубины разряда, и, кроме того, очень важно требуется обеспечение в процессе их эксплуатации комфортные температурные режимы, в том числе, поддержание температуры в сравнительно узком диапазоне (см. Фрэн Хоффард, "Правильная эксплуатация может продлить жизнь литий-ионного аккумулятора", www.powerelectronics.com).
Поддержание температурного режима устройств в КА обеспечивается системой температурного режима (СТР). В общем случае СТР представляет собой сложное устройство, состоящее из пассивных и активных способов терморегулирования КА.
Пассивное терморегулирование радиационных поверхностей осуществляется за счет использования материалов с определенными тепловыми характеристиками (радиационными и теплоизоляционными, например, терморегулирующие покрытия и высокоэффективная экранно-вакуумная тепловая изоляция), за счет выбора соответствующей геометрической формы аппарата и его ориентации относительно Солнца и за счет использования теплоты фазовых переходов (см. Космические аппараты, под редакцией К.П. Феоктистова, Воениздат, Москва, 1983 г., с. 200). Пассивное терморегулирование с использованием поверхностей с определенными радиационными характеристиками и высокоэффективной тепловой изоляцией позволяет снизить внешние тепловые потоки внутрь КА (или тепловые потери в космос) и уменьшить тепловую нагрузку на функционирующие системы. Наиболее эффективной термоизоляцией в условиях космического полета является многослойная изоляция, набранная из радиационных экранов (например, металлизированных алюминиевых майларовых или каптоновых пленок) и теплоизоляционных прокладок. Кроме того, на радиационных сотопанелях могут устанавливаться раскрывающиеся и компактно складывающиеся механическими приводами теплозащитные шторки.
При выборе наружных терморегулирующих покрытий (для обеспечения на радиационных панелях температуры не более заданного предельно допустимого значения) следует учитывать коэффициент поглощения солнечного излучения и степень черноты, а также стабильность этих характеристик после длительного пребывания в условиях космического пространства под воздействием УФ-излучения Солнца и компонентов космической радиации (см. патент, РФ, 2092398).
При использовании активных способов терморегулирования применяются системы с циркуляцией хладагента, с изменением теплового сопротивления (между внутренним объемом отсеков и их оболочкой), нагреватели и термостаты, биметаллические приводы для управления жалюзи, термостатические и другие устройства.
Системы и устройства, реализующие пассивные способы, более надежны в эксплуатации, конструкция их, как правило, имеет и меньшую массу. Однако активные способы терморегулирования как внутренних отсеков КА, так и их поверхностей могут поддерживать необходимый тепловой режим при изменении внешних и внутренних тепловых нагрузок в широком диапазоне. Причем точность поддержания температуры значительно выше, чем у систем, реализующих пассивные способы терморегулирования (см. А.С. Елисеев. "Техника космических полетов", изд. Машиностроение, Москва, 1983 г.).
В СТР с принудительной циркуляцией жидкости (или газа) в замкнутых контурах тепло от охлаждаемых источников передается к жидкости, которая затем охлаждается на радиационных поверхностях, сбрасывающих тепло излучением в космическое пространство. Сброс теплоты излучением осуществляется с поверхности панелей навесных холодных радиаторов, по каналам которых циркулирует промежуточный теплоноситель, который имеет недостаток, что может выйти из строя по причине разгерметизации, например, под воздействием метеорных или техногенных частиц. Поэтому для исключения этого недостатка и повышения живучести КА концевые теплообменники термостатирования навесных радиаторов могут выполняться в виде оригинальной конструкции и на основе тепловых труб (см. патент, РФ, 2543433).
Системы с тепловыми трубами более эффективны в тепловом отношении (см. патент, РФ, 2262468), более надежны и имеют меньший вес по сравнению с аналогичными системами без тепловых труб, поскольку сами тепловые трубы, по сравнению с обычно применяемыми элементами СТР (теплообменниками, насосами и т.д.), имеют ряд существенных преимуществ:
- не требуются затраты энергии на прокачку теплоносителя;
- трубы более надежны и бесшумны в связи с отсутствием движущейся части;
- не требуются дополнительные регулирующие приборы, так как могут применяться саморегулирующие трубы;
- радиаторная панель с использованием тепловых труб более надежна (меньше уязвимость радиатора при попадании метеора);
- способны обеспечить высокую теплопроводность между источниками тепла и стоками, что дает возможность использовать меньше поверхности и, следовательно, снизить вес.
Обычная тепловая труба переменной теплопроводности способна поддерживать собственную температуру на постоянном уровне, несмотря на то, что подводимая тепловая мощность и окружающие условия изменяются. Если тепловое сопротивление между тепловой трубой и тепловым источником мало, то температура источника будет также примерно постоянной.
На практике это сопротивление нередко оказывается достаточно большим, вследствие чего температура источника будет изменяться в более широком диапазоне, чем температура тепловой трубы.
Эти колебания температуры источника могут быть значительно уменьшены при использовании электрического способа регулирования, основанного на включении электронагревателей для подогрева, поэтому в данных устройствах, как правило, присутствуют термодатчики для контроля температуры, электронный блок управления и электронагреватели (см. патент, РФ, 106768).
Отдельные корпуса наиболее тепловыделяющей аппаратуры КА теплоизолированы от окружающих приборов и элементов конструкции, используя пассивные и активные способы терморегулирования, в том числе, при помощи многослойной экранно-вакуумной теплоизоляции. Это позволяет исключить взаимовлияние и повысить точность поддержания нужного температурного режима.
Выделение отдельных теплонагруженных узлов и приборов из всей аппаратуры КА и помещение их специальным образом с теплоизоляцией от соседних приборов позволяет создать для них "особые условия" работы, обеспечивающие повышенный теплоотвод, увеличить локально хладопроизводительность системы обеспечения теплового режима.
При этом приборы и элементы конструкции, требующие температурные условия эксплуатации в сравнительно узком диапазоне (например, приборные отсеки со сложной и точной электронной аппаратурой, оптико-электронные преобразователи и, прежде всего, аккумуляторные батареи), имеют электронагреватели для подвода тепла на теневых участках орбиты. Особенно это касается литиевых АБ, для которых, с целью увеличения времени жизни в процессе их эксплуатации, требуются комфортные температурные режимы (особенно избежание замораживания), прежде всего, поддержание температуры в сравнительно узком диапазоне.
При создании современных КА наметилась тенденция на увеличения мощности полезной нагрузки, что позволяет создавать более функциональные КА. При этом остро встает вопрос по эффективному использованию источников энергии КА.
Известно, что увеличивать мощность АБ за счет ее конструкции не целесообразно, так как повлечет за собой необходимость дополнительной квалификации, усложнит производство, тем самым увеличит ее конечную стоимость, а также снизит ее мобильность при сборочных работах на заводе-изготовителе КА (см. патент №2637585, от 05.12.2017 г.). Кроме того, с целью снижения затрат и сроков изготовление КА предпочтение отдается преемственности оборудования, что позволяет существенно сократить объем квалификационных испытаний и, как следствие, существенно ускорить процесс изготовления КА. Поэтому оптимальным является решение использовать существующие блоки АБ, имеющие наземную и летную наработку, и соединять их между собой электрически с помощью кабельной сети, что позволяет получить АБ необходимой мощности. Для обеспечения оптимальности центра масс КА, блоки АБ могут располагаться по разным сторонам радиационной поверхности КА. Однако, температуры разных блоков АБ, находящихся на значительном расстоянии друг от друга, разнятся между собой. Это связано с тем что, солнечные лучи в процессе прохождения орбиты освещают КА неодинаково. Это в конченом счете приводит к тому, что температура разных заряженных блоков одной АБ будет отличаться между собой, а значит будут отличаться между собой и энергетические характеристики разных блоков одной АБ (остаточная емкость и напряжение), что приводит к неэффективному использованию АБ, нарушению требований эксплуатационной документации АБ и в целом к снижению срока службы АБ.
Решение данной задачи может осуществляться с помощью известных технических решений, изложенных в описаниях к патентам: "Блок управления нагревателями" (патент №106768 от 20.07.2011 г.) и "Устройство управления нагревателями аппаратуры космического аппарата" (патент №2571728 от 20.12.2015 г.), в которых фактические значения температур фиксируются термодатчиками, установленными на объектах, требующих подогрев с помощью нагревателей, включаемых электронными ключами по сигналам с портов вывода цифровой информации ОЗУ. Упомянутые устройства включают в себя связанные через внутреннюю магистраль: микропроцессор, ОЗУ с портами вывода цифровой информации, ПЗУ для задания температурных уставок по каждому электронагревателю, порт приема дискретных данных. В ПЗУ прошивается программное обеспечение температурных уставок и работы всего устройства (отличаются друг от друга организацией телеметрии и точностью температурных характеристик). В данных устройствах включение электронагревателей осуществляется в диапазоне от нижней температурной уставки до верхней.
Недостатком данных устройств является то, что в них выравнивание температур разных блоков одной электрически соединенной АБ в заданном установленном диапазоне может осуществляться при существенном разбросе температур, определяемом местом расположения на радиационной поверхности КА (литиевые АБ очень чувствительны к температуре).
Это приводит:
- к длительному времени выравнивания температур;
- к увеличению глубины разряда остаточной емкости АБ, из-за увеличения времени выравнивания температур электронагревателями, питающихся от АБ (под остаточной емкостью АБ следует понимать значение количества электрической энергии, выраженное в ампер часах или Кулонах, которое АБ отдает при разряде до выбранного конечного напряжения в любом текущем его состоянии);
- к увеличению временного интервала эксплуатации по разному заряженных блоков одной АБ, снижающего срок службы АБ.
Наиболее близким к предлагаемому изобретению является "Способ эксплуатации литий-ионной АБ в составе космического аппарата негерметичного исполнения" (патент №2637585, от 05.12.2017 г.), взятое авторами за прототип.
В данном способе эксплуатации литиевой АБ в составе космического аппарата негерметичного исполнения на каждый блок АБ устанавливают датчик температуры, по которым определяется текущее значение температуры АБ, в программно-вычислительном контуре устанавливается диапазон, в котором должна эксплуатироваться АБ, согласно эксплуатационной документации на АБ, после чего управление обогревателями блоков АБ осуществляется по следующему принципу: если температура одного из датчиков любого из блоков одной электрически соединенной АБ достигла нижней границы температуры (порог включения), происходит включение обогревателей всех блоков АБ, после достижения верхней границы диапазона (порог отключения) любого из блоков одной АБ происходит отключение обогревателей на этом блоке, при этом на других блоках обогреватели не отключаются, после чего температура блока, на котором отключился обогреватель, начинает снижаться и очевидно, что через некоторое время его температура сравняется с температурой другого блока, на которых обогреватели остаются включенными, после этого на блоке с выключенным обогревателем происходит его включение, таким способом обеспечивается выравнивание температур разных блоков одной электрически соединенной АБ и этот процесс продолжается до того момента, пока температуры всех блоков не достигнет верхней границы диапазона (порог отключения), после чего происходит отключение обогревателей на всех блоках, при этом в случае одновременного достижения порогов отключения и включения разных датчиков приоритет отдается на отключение обогревателей АБ.
В данном способе эксплуатации литиевой АБ тепловыделение нагревателей выбирают исходя из соотношения:
где
Qнагр - текущее интегральное тепловыделение нагревателей;
Qаб - текущее тепловыделение аккумуляторной батареи;
Qро - теплоотдача посредством радиационного охлаждения;
Const - установленное значение разницы расчетного тепловыделения и теплоотдачи.
В данном способе используется стабилизированный преобразователь напряжения, с помощью которого на освещенной орбите (когда осуществляется питание КА и заряд АБ от СБ) обеспечивается выравнивание напряжений разных блоков одной электрически соединенной АБ, однако недостатком данного способа является то, что выравнивание температур разных блоков одной электрически соединенной АБ в заданном установленном диапазоне осуществляется электронагревателями с питанием от АБ на теневых участках орбиты и разброс температур определяется местом расположения на радиационной поверхности КА.
Недостатки способа:
- увеличенная глубина разряда АБ (уменьшается остаточная емкости АБ), за счет увеличения времени выравнивания температур электронагревателями, питающихся от АБ;
- увеличенный временной интервал эксплуатации по разному заряженных блоков одной АБ, снижающего срок службы АБ.
Кроме того, случай одновременного достижения порогов отключения и включения разных датчиков температуры, при котором приоритет отдается на отключение обогревателей АБ, может приводить к "сбоям" в работе, т.к. при одинаковом снижении температур разных датчиков обогреватели будут выключены, что может приводить к снижению надежности данного способа эксплуатации литиевой АБ в составе КА негерметичного исполнения.
Целью предлагаемого изобретения является повышение срока активного существования аккумуляторных батарей в составе космического аппарата негерметичного исполнения.
Раскрытие изобретения
Сущность предлагаемого изобретения заключается в обеспечении заряда АБ на освещенной орбите с питанием от СБ, наряду с выравниванием напряжений последовательно соединенных блоков или группы блоков, представляющих аккумуляторную батарею, и выравнивание их температур, в результате чего на теневых участках орбиты разброс температур становится незначительным и при их выравнивании электронагревателями с питанием от АБ снижаются:
- длительность времени выравнивания температур;
- глубина разряда АБ (увеличивается остаточной емкости АБ), из-за снижения времени выравнивания температур электронагревателями, питающихся от АБ;
- снижение временного интервала эксплуатации по разному заряженных блоков или группы блоков одной АБ.
В результате чего повышается срок активного существования литиевых АБ при достижении их высокой надежности и повышении эксплуатационных и энергетических характеристик.
Предлагаемый способ увеличения срока эксплуатации аккумуляторных батарей на космических аппаратах негерметичного исполнения заключается в установке на каждый блок или группу блоков АБ термодатчиков для определения их текущих значений температуры, в заряде от СБ на освещенном участке орбиты до оптимальных значений и перед окончанием прохождения КА данного освещенного участка орбиты полном заряде блоков АБ с выравниванием их остаточной емкости, а также выравниванием температуры любого блока или группы блоков одной электрически соединенной АБ, путем включения электронагревателей (обогревателей) отдельных блоков или группы блоков АБ, имеющих температуру ниже максимальной температуры (верхняя температурная уставка) одного из блоков или группы блоков АБ, и выключения их при достижении данного максимального значения температуры, в установке рабочего диапазона температур на теневых участках орбиты, в котором должна эксплуатироваться АБ на теневых участках орбиты согласно эксплуатационной документации на АБ, после чего осуществляется управление электронагревателями блоков АБ по следующему принципу: если температура любого блока или группы блоков одной электрически соединенной АБ достигла нижней границы (нижняя температурная уставка порога включения), то по сигналу с термодатчиков происходит последовательное включение электронагревателей всех блоков или группы блоков АБ, находящихся в рабочем диапазоне температур при достижении данной нижней температурной уставки порога включения, отключение которых осуществляется после достижения верхней границы диапазона (верхняя температурная уставка порога отключения).
Графические иллюстрации.
На приведенной графической фигуре приведен пример структурной схемы для реализации заявляемого способа увеличения срока эксплуатации аккумуляторных батарей на космических аппаратах, содержащей составляющие, обозначенные позициями на Фиг. 1:
1 - Условное обозначение радиационной поверхности корпуса КА;
2 - СБ (солнечные батареи)
3 - УЗР и В (устройство зарядно-разрядное и выравнивания остаточной емкости блоков АБ);
4 - Микро ЭВМ (локальный контроллер);
5 - УКА (устройство контроля напряжения аккумуляторов);
6 - Литиевая аккумуляторная батарея;
7, 8 - nаб, mаб (количество блоков АБ, группы блоков АБ);
9, 11 - ЭН (электронагреватели);
10, 12 - ТД (термодатчики);
13 - УТР (устройство терморегулирования).
Описание способа увеличения срока эксплуатации аккумуляторных батарей на космических аппаратах
Солнечные батареи (СБ) КА устанавливаются на внешней стороне радиационной поверхности корпуса КА и оптимально ориентированы таким образом, что во время движения КА по орбите угол отклонения нормали к активной поверхности СБ от линии направления на Солнце должен быть минимальным (см. В.Н. Васильев. Системы ориентации космических аппаратов, М., 2009, с. 273-275), все остальные составляющие, обозначенные позициями на Фиг. 1, устанавливаются на внутренней стороне радиационной поверхности корпуса КА (внутри корпуса КА), используя различные, описанные выше, активные и пассивные способы терморегулирования, причем для исключения взаимовлияния и поддержания нужного теплового режима данных составляющих, для них используется многослойная экранно-вакуумная теплоизоляция. Особенно это касается литиевых АБ, для которых требуется сравнительно узкий температурный диапазон в различных режимах эксплуатации, и, прежде всего, при разряде на нагрузку (см. "Питание для холодного климата: морозостойкие литий-полимерные АКБ от ЕЕМВ". Новости электроники, №4, 2016 г.). Литиевая АБ с требуемым номинальным напряжением (например, для бортового питания КА - 28 В) выполняется в виде нескольких последовательно соединенных блоков или группы блоков АБ, в виду того, что номинальное напряжение одного блока АБ равно 3,6 В. Тогда, например, для получения стабилизированного питающего бортового напряжения КА - 27 В требуется оптимальное количество блоков АБ с учетом глубины разряда блока АБ до значения приблизительно 3,0 В, не менее 10 штук. Глубина разряда до значения 3,0 В связана с необходимостью недопущения глубокого разряда (см. Д.А. Хрусталев. Аккумуляторы. Москва, 2003 г., стр. 124-125), позволяющего сохранить рабочие характеристики АБ в течение как можно большего периода времени, т.е. увеличить срок его службы.
На приведенном примере структурной схемы с составляющими, обозначенные позициями на Фиг. 1, аккумуляторная батарея 6 выполнена в виде последовательно соединенных групп блоков nаб 7 и mаб 8, и представляется в виде выражения
где
kаб - количество блоков в АБ 6;
nаб≥1;
mаб≥1.
В общем виде количество слагаемых предлагаемого способа изобретения в выражении (2) может варьировать в пределах от 2 до kаб.
Контроль температур в группах блоков nаб 7 и mаб 8 осуществляется с помощью термодатчиков 10, 12, которые преобразуют значения температур в амплитудные величины электрического сигнала, по значениям которых устройство терморегулирования 13 осуществляет включение или выключение электронагревателей 9, 11.
При прохождении КА освещенной орбиты питание всех устройств КА, а также заряд АБ осуществляется за счет электрической энергии СБ. В начале прохождения КА освещенной орбиты АБ разряжены, т.к. питание устройств КА на теневом участке осуществлялось за счет аккумуляторной энергии, поэтому их необходимо заряжать. Известно, что оптимальным условием хранения для АБ является заряженность до 40% номинальной емкости (см. Фрэн Хоффард, "Правильная эксплуатация может продлить жизнь литий-ионного аккумулятора", www.powerelectronics.com), поэтому в предлагаемом способе изобретения заряд АБ осуществляется в два этапа:
- в начале прохождения КА освещенной орбиты приблизительно до 40% номинальной емкости (режим хранения АБ);
- в конце прохождения КА освещенной орбиты до номинальной емкости.
Кроме того, на втором этапе осуществляется выравнивание остаточной емкости АБ по величинам напряжений для литиевых АБ (т.к. напряжение в литиевых АБ прямо пропорционально его емкости) последовательно соединенных блоков или группы блоков, представляющих аккумуляторную батарею, и выравнивание их температур.
Выравнивание остаточной емкости АБ необходимо в виду того, что вследствие перезаряда или переразряда отдельных блоков АБ приводит к снижению фактической энергоемкости аккумуляторной батареи и к снижению срока ее службы.
Описание заряда, разряда и выравнивания напряжений приведено в патентах, РФ, №2390478, №2510105 и осуществляется с помощью составляющих, обозначенных позициями на Фиг. 1: УЗР и В 3, микро ЭВМ 4, УКА 5. При этом УКА 5 совместно с микро ЭВМ 4 позволяет фиксировать текущую остаточную емкость аккумулятора (см. описание в Новостях Электроники, №11, 2016 г., стр. 31-37).
Выравнивание температур осуществляется с помощью составляющих - УТР 13 и микро ЭВМ 4 (описание принципа работы данных устройств приведено в патенте, РФ, №2571728).
Выравнивание температур осуществляется следующим образом:
максимальная температура последовательно соединенных блоков или группы блоков, представляющих АБ, принимается в качестве верхней температурной уставки. Электронагреватели всех отдельных блоков или группы блоков АБ, имеющих температуру ниже данной верхней температурной уставки, включаются и выключаются только при достижении в данных отдельных блоках или группах блоков АБ верхней температурной уставки.
Это позволяет обеспечить незначительный температурный разброс последовательно соединенных блоков или группы блоков, представляющих АБ, при заходе КА на теневой участок орбиты, на котором установлен рабочий диапазон температур, в котором должна эксплуатироваться АБ на теневых участках орбиты согласно эксплуатационной документации на АБ и в данном рабочем диапазоне температур осуществляется управление электронагревателями блоков АБ по следующему принципу: если температура любого блока или группы блоков одной электрически соединенной АБ достигла нижней границы (нижняя температурная уставка порога включения), то по сигналу с термодатчиков происходит последовательное включение электронагревателей всех блоков или группы блоков АБ, находящихся в рабочем диапазоне температур при достижении данной нижней температурной уставки порога включения, отключение которых осуществляется после достижения верхней границы диапазона (верхняя температурная уставка порога отключения).
В виду того, что для литиевых АБ требуется узкий рабочий диапазон температур (например, от 18°C до 22°C), то незначительный температурный разброс последовательно соединенных блоков или группы блоков, представляющих АБ, при заходе КА на теневой участок орбиты позволяет находиться в данном диапазоне и это не приводит к нарушению оптимальных условий эксплуатации АБ.
Выравнивание температур за счет электрической энергии СБ в конце прохождения КА освещенной орбиты позволяет:
- экономить остаточную емкостью АБ, расходуемую на теневом участке орбиты для выравнивания температур в узком рабочем диапазоне;
- исключить неоптимальные условия эксплуатации АБ в узком рабочем диапазоне температур.
С учетом узкого рабочего диапазона температур это позволяет обеспечить оптимальные условия эксплуатации АБ, направленные на увеличение срока ее службы.
Таким образом, использование предлагаемого способа увеличения срока эксплуатации аккумуляторных батарей на космических аппаратах негерметичного исполнения позволяет увеличить срок службы аккумуляторных батарей, улучшить характеристики СГЭ космического аппарата и в целом увеличить срок его активного существования.
Кроме того, предлагаемый способ увеличения срока эксплуатации аккумуляторных батарей может с успехом использоваться в изделиях народно-хозяйственного и военного назначения, имеющих "жесткие" температурные условия эксплуатации.
Claims (1)
- Способ увеличения срока эксплуатации аккумуляторных батарей на космических аппаратах, снабженных солнечными батареями и электронагревателями, заключающийся в проведении зарядов, разрядов и хранении в заряженном состоянии аккумуляторных батарей, установке на каждый блок или группу блоков аккумуляторных батарей термодатчиков и установке рабочего диапазона температур на теневых участках орбиты, отличающийся тем, что на освещенном участке орбиты производят заряд аккумуляторных батарей от солнечных батарей до оптимального значения, до входа в теневую область осуществляют выравнивание остаточной емкости аккумуляторных батарей и выравнивание температуры каждого блока аккумуляторных батарей путем подключения электронагревателей, а в теневой области осуществляют управление электронагревателями каждого блока аккумуляторных батарей по сигналам с термодатчиков в диапазоне заданных температурных значений по каждому блоку.
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2018122774A RU2689887C1 (ru) | 2018-06-22 | 2018-06-22 | Способ увеличения срока эксплуатации аккумуляторных батарей на космических аппаратах |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2018122774A RU2689887C1 (ru) | 2018-06-22 | 2018-06-22 | Способ увеличения срока эксплуатации аккумуляторных батарей на космических аппаратах |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2689887C1 true RU2689887C1 (ru) | 2019-05-29 |
Family
ID=67037567
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2018122774A RU2689887C1 (ru) | 2018-06-22 | 2018-06-22 | Способ увеличения срока эксплуатации аккумуляторных батарей на космических аппаратах |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2689887C1 (ru) |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN113734471A (zh) * | 2021-08-19 | 2021-12-03 | 上海卫星工程研究所 | 高轨卫星阴影期能源紧张自主应对方法及系统 |
Citations (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US6027076A (en) * | 1998-07-09 | 2000-02-22 | Hughes Electronics Corporation | Method for powering a spacecraft with extended-life battery operation |
| US6923249B1 (en) * | 2003-05-15 | 2005-08-02 | Lockheed Martin Corporation | Passive thermal control system |
| RU2371361C2 (ru) * | 2007-06-13 | 2009-10-27 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Научно-производственное объединение прикладной механики им. академика М.Ф. Решетнева" | Способ эксплуатации никель-водородной аккумуляторной батареи в составе космического аппарата негерметичного исполнения с радиационным охлаждением и космический аппарат для его реализации |
| RU2430860C1 (ru) * | 2010-05-24 | 2011-10-10 | Открытое акционерное общество "Информационные спутниковые системы" имени академика М.Ф. Решетнева" | Способ эксплуатации литий-ионной аккумуляторной батареи в составе космического аппарата негерметичного исполнения с радиационным охлаждением и космический аппарат для его реализации |
| RU2637585C2 (ru) * | 2016-01-20 | 2017-12-05 | Акционерное общество "Информационные спутниковые системы" имени академика М.Ф. Решетнёва" | Способ эксплуатации литий-ионной аккумуляторной батареи в составе космического аппарата негерметичного исполнения |
-
2018
- 2018-06-22 RU RU2018122774A patent/RU2689887C1/ru active
Patent Citations (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US6027076A (en) * | 1998-07-09 | 2000-02-22 | Hughes Electronics Corporation | Method for powering a spacecraft with extended-life battery operation |
| US6923249B1 (en) * | 2003-05-15 | 2005-08-02 | Lockheed Martin Corporation | Passive thermal control system |
| RU2371361C2 (ru) * | 2007-06-13 | 2009-10-27 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Научно-производственное объединение прикладной механики им. академика М.Ф. Решетнева" | Способ эксплуатации никель-водородной аккумуляторной батареи в составе космического аппарата негерметичного исполнения с радиационным охлаждением и космический аппарат для его реализации |
| RU2430860C1 (ru) * | 2010-05-24 | 2011-10-10 | Открытое акционерное общество "Информационные спутниковые системы" имени академика М.Ф. Решетнева" | Способ эксплуатации литий-ионной аккумуляторной батареи в составе космического аппарата негерметичного исполнения с радиационным охлаждением и космический аппарат для его реализации |
| RU2637585C2 (ru) * | 2016-01-20 | 2017-12-05 | Акционерное общество "Информационные спутниковые системы" имени академика М.Ф. Решетнёва" | Способ эксплуатации литий-ионной аккумуляторной батареи в составе космического аппарата негерметичного исполнения |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN113734471A (zh) * | 2021-08-19 | 2021-12-03 | 上海卫星工程研究所 | 高轨卫星阴影期能源紧张自主应对方法及系统 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| RU2371361C2 (ru) | Способ эксплуатации никель-водородной аккумуляторной батареи в составе космического аппарата негерметичного исполнения с радиационным охлаждением и космический аппарат для его реализации | |
| US5957408A (en) | Satellite with east and west battery radiators | |
| EP0970884B1 (en) | Battery management method for spacecraft | |
| RU2689887C1 (ru) | Способ увеличения срока эксплуатации аккумуляторных батарей на космических аппаратах | |
| RU2430860C1 (ru) | Способ эксплуатации литий-ионной аккумуляторной батареи в составе космического аппарата негерметичного исполнения с радиационным охлаждением и космический аппарат для его реализации | |
| RU2164881C1 (ru) | Космический аппарат | |
| RU2637585C2 (ru) | Способ эксплуатации литий-ионной аккумуляторной батареи в составе космического аппарата негерметичного исполнения | |
| RU2676596C1 (ru) | Устройство терморегулирования космического аппарата | |
| Bulut et al. | Battery thermal design conception of Turkish satellite | |
| Hosny et al. | Sequential Switching Shunt Regulator S3R and Maximum Power Point Tracking MPPT for a 3U CubeSat | |
| Demirel et al. | Properties and performance comparison of electrical power sub-system on TUSAT communication satellite | |
| Müller et al. | Power and thermal operations | |
| RU2579374C1 (ru) | Система электропитания космического аппарата | |
| RU2625173C1 (ru) | Способ эксплуатации литий-ионной аккумуляторной батареи в составе космического аппарата негерметичного исполнения | |
| Abushawish et al. | A Low Cost, Efficient Electrical Power System Design for CubeSat | |
| Amann et al. | The GRACE FOLLOW-ON quiet electrical power system | |
| RU2262468C2 (ru) | Способ терморегулирования радиационных поверхностей космических аппаратов | |
| Shimizu et al. | Development of super-capacitor based power system for small satellites | |
| Kerslake et al. | System performance predictions for Space Station Freedom's electric power system | |
| RU2730703C1 (ru) | Способ эксплуатации многоблочной литий-ионной аккумуляторной батареи в составе космического аппарата | |
| RU2706762C1 (ru) | Способ управления автономной системой электроснабжения космического аппарата | |
| Fernández Palos et al. | Modelling and simulation of the primary power distribution of a lunar habitat | |
| Ntlela et al. | Satellite to Ground Communication Energy Storage Selection | |
| Greenwood et al. | SS/L's Super Power Subsystem Development and Application on the 1300 Family of Spacecraft | |
| Van Truong et al. | Battery and Solar Array Sizing for Electro-Optic and Radar Remote Sensing Satellites–A Detail Procedure |