RU2699084C1 - Система электропитания космического аппарата - Google Patents

Система электропитания космического аппарата Download PDF

Info

Publication number
RU2699084C1
RU2699084C1 RU2018128893A RU2018128893A RU2699084C1 RU 2699084 C1 RU2699084 C1 RU 2699084C1 RU 2018128893 A RU2018128893 A RU 2018128893A RU 2018128893 A RU2018128893 A RU 2018128893A RU 2699084 C1 RU2699084 C1 RU 2699084C1
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
spacecraft
power supply
supply system
solar battery
voltage
Prior art date
Application number
RU2018128893A
Other languages
English (en)
Inventor
Виктор Владимирович Коротких
Роман Викторович Козлов
Михаил Владленович Нестеришин
Сергей Иванович Опенько
Original Assignee
Российская Федерация, от имени которой выступает Министерство обороны Российской Федерации
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 Министерство обороны Российской Федерации filed Critical Российская Федерация, от имени которой выступает Министерство обороны Российской Федерации
Priority to RU2018128893A priority Critical patent/RU2699084C1/ru
Application granted granted Critical
Publication of RU2699084C1 publication Critical patent/RU2699084C1/ru

Links

Images

Classifications

    • BPERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64GCOSMONAUTICS; VEHICLES OR EQUIPMENT THEREFOR
    • B64G1/00Cosmonautic vehicles
    • B64G1/22Parts of, or equipment specially adapted for fitting in or to, cosmonautic vehicles
    • B64G1/42Arrangements or adaptations of power supply systems
    • B64G1/44Arrangements or adaptations of power supply systems using radiation, e.g. deployable solar arrays
    • HELECTRICITY
    • H02GENERATION; CONVERSION OR DISTRIBUTION OF ELECTRIC POWER
    • H02JCIRCUIT ARRANGEMENTS OR SYSTEMS FOR SUPPLYING OR DISTRIBUTING ELECTRIC POWER; SYSTEMS FOR STORING ELECTRIC ENERGY
    • H02J7/00Circuit arrangements for charging or depolarising batteries or for supplying loads from batteries
    • H02J7/34Parallel operation in networks using both storage and other dc sources, e.g. providing buffering

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Life Sciences & Earth Sciences (AREA)
  • Sustainable Development (AREA)
  • Remote Sensing (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Power Engineering (AREA)
  • Charge And Discharge Circuits For Batteries Or The Like (AREA)

Abstract

Использование: в области электротехники, для электропитания космических аппаратов (КА). Технический результат - повышение функциональной надежности системы электропитания. Система электропитания космического аппарата состоит из солнечной батареи, подключенной своими плюсовой и минусовой шинами к стабилизатору напряжения, аккумуляторной батареи, подключенной своими плюсовой и минусовой шинами к входу разрядного и выходу зарядного устройств, при этом стабилизатор напряжения солнечной батареи и разрядное устройство аккумуляторной батареи выполнены в виде мостовых инверторов с выходым трансформатором и выпрямителем либо выпрямителями по количеству номиналов выходного напряжения системы электропитания космического аппарата. Мостовой инвертор с выходным трансформатором и выпрямителем либо выпрямителями по количеству номиналов выходного напряжения системы электропитания космического аппарата выполняют в виде унифицированного модуля на определенную мощность, а требующуюся мощность нагрузок космического аппарата как от стабилизатора напряжения солнечной батареи, так и разрядного устройства обеспечивают, при необходимости, параллельным соединением унифицированных модулей, при этом выходы унифицированных модулей соединяют между собой соответственно параллельно. 1 ил.

Description

Заявляемое изобретение относится к области космической энергетики, конкретнее к бортовым системам электропитания (СЭП) космических аппаратов (КА).
Известны системы электропитания КА, которые обеспечивают: стабилизацию постоянного напряжения на нагрузке (с точностью до 0,5-1,0% от номинального значения), стабилизацию напряжения на солнечной батарее, при котором обеспечивается съем мощности с нее вблизи оптимальной рабочей точки вольт-амперной характеристики (ВАХ), а также реализуются оптимальные алгоритмы управления режимами эксплуатации аккумуляторных батарей, позволяющие обеспечить максимально возможные емкостные параметры в процессе длительного циклирования батарей на орбите. В качестве примера таких систем электропитания приведем проект СЭП для геостационарного связного КА, описанный в статье A POWER, FOR А TELECOMMUNICATION SATELLITE. L.Croci, P.Galantini, C.Marana (Proceedings of the European Space Power Conference held in Graz, Austria, 23-27 August 1993 (ESA WPP-054, August 1993).
В структурной схеме СЭП предусмотрено разбиение солнечной батареи на 16 секций, каждая из которых регулируется собственным шунтовым стабилизатором напряжения, а выходы секций через развязывающие диоды подключены к общей стабилизированной шине, на которой поддерживается 42 В±1%. Шунтовые стабилизаторы поддерживают на секциях солнечной батареи напряжение 42 В, а проектирование солнечной батареи ведется таким образом, чтобы в конце 15 лет оптимальная рабочая точка ВАХ соответствовала этому напряжению.
При достигнутых высоких тактико-технических характеристиках СЭП современных КА они имеют общий недостаток - они не универсальны, что ограничивает область их использования и повышает финансовые затраты на создание новых КА.
Известно, что для питания различной аппаратуры конкретного КА требуются несколько номиналов питающего напряжения, от единиц до десятков и сотен вольт, в то время как в реализованных СЭП формируется единая шина питания постоянного напряжения с одним или двумя номиналами напряжения, например, 27 В, или 27 В и 40 В, или 27 В и 100 В.
При переходе с одного номинала напряжения питания аппаратуры на другой требуется разработка новой системы электропитания с кардинальной переработкой источников тока - солнечной и аккумуляторной батарей и с соответствующими временными и финансовыми издержками.
Наиболее близким техническим решением является система электропитания космического аппарата (патент RU №2396666), состоящей из солнечной батареи, подключенной своими плюсовой и минусовой шинами к стабилизатору напряжения, аккумуляторной батареи, подключенной своими плюсовой и минусовой шинами к входу разрядного и выходу зарядного устройств, экстремального регулятора мощности солнечной батареи, соединенного своими входами с датчиком тока, установленным в одной из шин между солнечной батареей и стабилизатором напряжения, разрядным и зарядным устройствами аккумуляторной батареи, а выходом - со стабилизатором напряжения солнечной батареи, отличающаяся тем, что стабилизатор напряжения солнечной батареи и разрядное устройство аккумуляторной батареи выполнены в виде мостовых инверторов с общим трансформатором, при этом вход зарядного устройства соединен с выходной обмоткой трансформатора, к другим же выходным обмоткам трансформатора подключены устройства питания нагрузок со своими номиналами выходного напряжения переменного или постоянного тока, причем одно из устройств питания нагрузки соединено со стабилизатором солнечной батареи и разрядным устройством аккумуляторной батареи. Известная система электропитания КА выбрана в качестве прототипа заявляемому изобретению.
Недостатком известной системы электропитания КА является отсутствие решений по повышению функциональной надежности системы электропитания.
Задачей заявляемого изобретения является повышение функциональной надежности системы электропитания.
Поставленная задача решается тем, что в системе электропитания, состоящей из солнечной батареи, подключенной своими плюсовой и минусовой шинами к стабилизатору напряжения, аккумуляторной батареи, подключенной своими плюсовой и минусовой шинами к входу разрядного и выходу зарядного устройств, при этом, стабилизатор напряжения солнечной батареи и разрядное устройство аккумуляторной батареи выполнены в виде мостовых инверторов с выходным трансформатором и выпрямителем, либо выпрямителями по количеству номиналов выходного напряжения системы электропитания космического аппарата, мостовой инвертор с выходным трансформатором и выпрямителем, либо выпрямителями по количеству номиналов выходного напряжения системы электропитания космического аппарата, выполняют в виде унифицированного модуля на определенную мощность, а требующуюся мощность нагрузок космического аппарата, как от стабилизатора напряжения солнечной батареи, так и разрядного устройства, обеспечивают, при необходимости, параллельным соединением унифицированных модулей, при этом, выходы унифицированных модулей соединяют между собой соответственно параллельно.
Действительно, использование унифицированного модуля мостового инвертора с выходным трансформатором и выпрямителем, либо выпрямителями по количеству номиналов выходного напряжения системы электропитания КА на определенную мощность в заявляемой системе электропитания, позволяет формировать систему электропитания на широкий круг потребительских задач. Модульное исполнение силовых узлов системы электропитания повышает ее функциональную надежность, так как отказ какого-либо модуля не приводит к полной потере КА, а при наличии резервного модуля не приводит к снижению функциональных возможностей КА.
Мощность унифицированного модуля выбирают исходя из существующей элементной базы для использования в космической технике. Так, если ориентироваться на использование 50-амперных транзисторов разрешенных к применению в космической технике, то при комфортной их загрузке мощность одного модуля мостового инвертора с выходным трансформатором и выпрямителями составит примерно 1,5 кВт.
Суть заявляемого изобретения поясняется чертежом фиг. 1, на котором представлена функциональная схема системы электропитания КА.
Система электропитания космического аппарата состоит из солнечной батареи 1, подключенной через устройство поворотное с токосъемниками (на схеме не показано) к входным плюсовой и минусовой шинам стабилизированного преобразователя напряжения в блоке модулей БМ1, аккумуляторной батареи 3, подключенной параллельно к солнечной батарее 1 в одноименной полярности через зарядное устройство 3-1 в направлении протекания зарядного тока, разрядного устройства в блоке модулей БМ2 аккумуляторной батареи 3.
Стабилизированный преобразователь напряжения (БМ1) и разрядное устройство (БМ2) выполнены из параллельного набора унифицированных модулей (на схеме показано по одному унифицированному модулю). Каждый унифицированный модуль содержит преобразователь напряжения 2, выполненный в виде мостового инвертора. Описания мостовых инверторов приведены, например, в статьях: «Высокочастотные преобразователи напряжения с резонансным переключением», автор А.В. Лукин (ЭЛЕКТРОПИТАНИЕ, научно-технический сборник выпуск 1, под редакцией Ю.И. Конева. Ассоциация «Электропитание», М., 1993), The Series Connected Buck Boost Regulator For High Efficiency DC Voltage Regulation, автор Arthur G. Birchenough (NASA Technical Memorandum 2003-212514, NASA Lewis Research Center, Cleveland, ОН), а также в статье СТРУКТУРНАЯ СХЕМА И СХЕМОТЕХНИЧЕСКИЕ РЕШЕНИЯ КОМПЛЕКСОВ АВТОМАТИКИ И СТАБИЛИЗАЦИИ СЭП НЕГЕРМЕТИЧНОГО ГЕОСТАЦИОНАРНОГО КА С ГАЛЬВАНИЧЕСКОЙ РАЗВЯЗКОЙ БОРТОВОЙ АППАРАТУРЫ ОТ СОЛНЕЧНЫХ И АККУМУЛЯТОРНЫХ БАТАРЕЙ авторов Поляков С.А., Чернышев А.И., Эльман В.О., Кудряшов B.C., см. «Электронные и электромеханические системы и устройства: Сб. научных трудов НПЦ «Полюс». - Томск: МГП «РАСКО» при издательстве «Радио и связь», 2001.
Формирование переменного напряжения на выходе преобразователя напряжения 2 обеспечивается его схемой управления 2-1, которая по определенному закону открывает попарно транзисторы 2-2, 2-5 и 2-3, 2-4 соответственно.
Выход преобразователя напряжения соединен с первичной обмоткой 5-1 трансформатора 5.
К вторичным обмоткам 5-2, 5-3…, 5-n трансформатора 5 подключены выпрямители (переходные устройства связи с нагрузками) 6-1, 6-2…, 6-n со своими номиналами выходного напряжения постоянного тока, выходом подключенные к потребителям электроэнергии 7 (в данном случае - к 7-1, 7-2 и 7-n соответственно). Одно из переходных устройств связи с нагрузками выбирают в качестве основного и по нему осуществляют стабилизацию напряжения. С этой целью устройство 6-1 соединено обратной связью со схемой управления 2-1 преобразователя напряжения 2.
Зарядное устройство 3-1 состоит из силового транзисторного ключа 3-2, управляемого схемой управления 3-3, представляющей собой широтно-импульсный модулятор.
Система электропитания работает в следующих основных режимах.
Питание нагрузки от солнечной батареи.
При наличии мощности солнечной батареи, превышающей суммарную мощность, потребляемой нагрузками, преобразователь напряжения 2 связанный обратной связью с переходным устройством 6-1 поддерживает стабильное напряжение на нагрузке (потребителе электроэнергии) 7-1. При этом на потребителях электроэнергии 7-2 и 7-n автоматически поддерживается стабильное постоянное напряжение с учетом коэффициентов трансформации обмоток. При необходимости заряда аккумуляторной батареи величина ее зарядного тока ограничивается по максимальной величине тока или в пределах разницы между текущей мощностью солнечной батареи и суммарной мощностью нагрузок.
Питание нагрузки от аккумуляторной батареи.
Режим формируется 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 или при нахождении КА на теневом участке орбиты.
В этом режиме напряжение на входе преобразователя напряжения солнечной батареи 2 (БМ1) снижается до уровня рабочей точки солнечной батареи в конце ресурса, и недостающая для питания нагрузок мощность от солнечной батареи добавляется за счет разряда аккумуляторной батареи 3.
Система электропитания работает полностью в автоматическом режиме.
Таким образом, предлагаемая система электропитания КА позволяет повысить функциональную надежность системы электропитания.

Claims (1)

  1. Система электропитания космического аппарата, состоящая из солнечной батареи, подключенной своими плюсовой и минусовой шинами к стабилизатору напряжения, аккумуляторной батареи, подключенной своими плюсовой и минусовой шинами к входу разрядного и выходу зарядного устройств, при этом стабилизатор напряжения солнечной батареи и разрядное устройство аккумуляторной батареи выполнены в виде мостовых инверторов с выходым трансформатором и выпрямителем либо выпрямителями по количеству номиналов выходного напряжения системы электропитания космического аппарата, отличающаяся тем, что мостовой инвертор с выходным трансформатором и выпрямителем либо выпрямителями по количеству номиналов выходного напряжения системы электропитания космического аппарата выполняют в виде унифицированного модуля на определенную мощность, а требующуюся мощность нагрузок космического аппарата как от стабилизатора напряжения солнечной батареи, так и разрядного устройства обеспечивают, при необходимости, параллельным соединением унифицированных модулей, при этом выходы унифицированных модулей соединяют между собой соответственно параллельно.
RU2018128893A 2018-08-06 2018-08-06 Система электропитания космического аппарата RU2699084C1 (ru)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2018128893A RU2699084C1 (ru) 2018-08-06 2018-08-06 Система электропитания космического аппарата

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2018128893A RU2699084C1 (ru) 2018-08-06 2018-08-06 Система электропитания космического аппарата

Publications (1)

Publication Number Publication Date
RU2699084C1 true RU2699084C1 (ru) 2019-09-03

Family

ID=67851700

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2018128893A RU2699084C1 (ru) 2018-08-06 2018-08-06 Система электропитания космического аппарата

Country Status (1)

Country Link
RU (1) RU2699084C1 (ru)

Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
EP0951128A2 (en) * 1998-04-13 1999-10-20 Space Systems / Loral, Inc. A spacecraft power system
RU2297706C2 (ru) * 2005-07-18 2007-04-20 Федеральное государственное унитарное предприятие "Научно-производственное объединение прикладной механики им. акад. М.Ф. Решетнева" Система электропитания исз
RU2396666C1 (ru) * 2009-06-29 2010-08-10 Открытое акционерное общество "Информационные спутниковые системы" имени академика М.Ф. Решетнёва" Система электропитания космического аппарата

Patent Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
EP0951128A2 (en) * 1998-04-13 1999-10-20 Space Systems / Loral, Inc. A spacecraft power system
RU2297706C2 (ru) * 2005-07-18 2007-04-20 Федеральное государственное унитарное предприятие "Научно-производственное объединение прикладной механики им. акад. М.Ф. Решетнева" Система электропитания исз
RU2396666C1 (ru) * 2009-06-29 2010-08-10 Открытое акционерное общество "Информационные спутниковые системы" имени академика М.Ф. Решетнёва" Система электропитания космического аппарата

Similar Documents

Publication Publication Date Title
Zhang et al. Power control of DC microgrid using DC bus signaling
US9041345B2 (en) Battery system and energy storage system including same
KR101193168B1 (ko) 전력 저장 시스템, 그 제어방법 및 이를 실행시키기 위한 프로그램을 저장한 기록매체
Kim et al. Operation and control strategy of a new hybrid ESS-UPS system
RU2396666C1 (ru) Система электропитания космического аппарата
EP3591823A1 (en) Combined dc-dc converter for use in hybrid power system
US20190067986A1 (en) Distributed Energy Storage Systems
US9281712B2 (en) Electrical power conditioning unit and system
US8427097B2 (en) Hybrid electrical power source
CN115085245A (zh) 光伏储能系统及其适用的控制方法
Zhang et al. Droop control of a bipolar dc microgrid for load sharing and voltage balancing
US9537391B2 (en) Voltage regulation of a DC/DC converter
WO2024061221A1 (zh) 应用于浮空器的组合能源供电电路以及供电控制方法
US11183938B2 (en) Hybrid PV inverter with SCIB battery integration
RU2699084C1 (ru) Система электропитания космического аппарата
RU2392718C1 (ru) Способ питания нагрузки постоянным током в автономной системе электропитания искусственного спутника земли
US20230318435A1 (en) Power Grid
Ahmadi et al. Hierarchical control scheme for three-port multidirectional DC-DC converters in bipolar DC microgrids
RU2633616C1 (ru) Способ электропитания космического аппарата
RU2488933C2 (ru) Способ электропитания космического аппарата
RU2650100C1 (ru) Высоковольтная система электропитания космического аппарата
RU2689401C1 (ru) Способ обеспечения автономного электропитания
RU2574911C2 (ru) Способ электропитания космического аппарата
Qing et al. Multiport energy router for satellite based on high-frequency transformer
RU2613660C2 (ru) Система электропитания космического аппарата