RU2702758C1 - Method for charging a set of accumulator batteries in an autonomous power supply system of a spacecraft - Google Patents

Method for charging a set of accumulator batteries in an autonomous power supply system of a spacecraft Download PDF

Info

Publication number
RU2702758C1
RU2702758C1 RU2019105464A RU2019105464A RU2702758C1 RU 2702758 C1 RU2702758 C1 RU 2702758C1 RU 2019105464 A RU2019105464 A RU 2019105464A RU 2019105464 A RU2019105464 A RU 2019105464A RU 2702758 C1 RU2702758 C1 RU 2702758C1
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
batteries
charge
charging
battery
power
Prior art date
Application number
RU2019105464A
Other languages
Russian (ru)
Inventor
Виталий Иванович Глухов
Сергей Юрьевич Коваленко
Алексей Анатольевич Тарабанов
Original Assignee
Акционерное общество "Научно-исследовательский институт электромеханики"
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 Акционерное общество "Научно-исследовательский институт электромеханики" filed Critical Акционерное общество "Научно-исследовательский институт электромеханики"
Priority to RU2019105464A priority Critical patent/RU2702758C1/en
Application granted granted Critical
Publication of RU2702758C1 publication Critical patent/RU2702758C1/en

Links

Images

Classifications

    • H—ELECTRICITY
    • H01—ELECTRIC ELEMENTS
    • H01M—PROCESSES OR MEANS, e.g. BATTERIES, FOR THE DIRECT CONVERSION OF CHEMICAL ENERGY INTO ELECTRICAL ENERGY
    • H01M10/00—Secondary cells; Manufacture thereof
    • H01M10/42—Methods or arrangements for servicing or maintenance of secondary cells or secondary half-cells
    • H01M10/44—Methods for charging or discharging
    • 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
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
    • Y02E—REDUCTION OF GREENHOUSE GAS [GHG] EMISSIONS, RELATED TO ENERGY GENERATION, TRANSMISSION OR DISTRIBUTION
    • Y02E60/00—Enabling technologies; Technologies with a potential or indirect contribution to GHG emissions mitigation
    • Y02E60/10—Energy storage using batteries

Landscapes

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

Abstract

FIELD: electrical engineering.
SUBSTANCE: invention relates to electrical engineering, namely to a method of charging a set of accumulator batteries in an autonomous power supply system of a spacecraft, and can be used in operation of a set of accumulator batteries, mainly lithium-ion or nickel-hydrogen in autonomous power supply systems of spacecrafts. Proposed charging method provides charging of the whole set of accumulator batteries in case of insufficient value of redundant power of solar battery and includes charge of each accumulator battery from common source of limited power through individual charging converters, with control of current state of charge and control of minimum levels of charge currents, at that, with reduction of said parameters in any battery of the set below the specified value, charging the entire set of storage batteries is stopped, and continuation of charging of accumulator batteries is carried out in turns, also in case of reduction of solar battery power to value of insufficient for alternate charging of any accumulator batteries, include mode of limited power of load, which provides charging current of data of storage batteries to required optimal values, wherein the current state of charging of lithium-ion accumulator batteries with a positive cathode based on lithiated iron phosphate is monitored by the difference between constant voltage and voltage under a pulsed load on the battery.
EFFECT: technical result of the invention is improvement of reliability and efficiency of operation of a set of accumulator batteries as part of an autonomous power supply system of a spacecraft.
1 cl, 1 dwg

Description

НазначениеAppointment

Изобретение относится к электротехнической промышленности и может быть использовано при эксплуатации комплекта аккумуляторных батарей (АБ), преимущественно литий-ионных или никель-водородных, в автономных системах электропитания космических аппаратов (КА).The invention relates to the electrical industry and can be used in the operation of a set of rechargeable batteries (AB), mainly lithium-ion or nickel-hydrogen, in autonomous power supply systems of spacecraft (SC).

Уровень техникиState of the art

В системах электропитания (СЭП) 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 СЭП. В космической отрасли взамен серебряно-цинковых АБ из-за низкого ресурса при циклической работе широкое применение получили никель-водородные АБ, которые выпускаются уже более пятидесяти лет. Однако в последние годы их вытесняют литий-ионные АБ, т.е. АБ на основе лития. 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.).In the power supply systems (BOT) of modern spacecraft, solar batteries (SB) are used as primary energy sources, in which solar energy is converted into electrical energy by photoelectric converters, and allows you to provide power to all spacecraft devices, as well as charge secondary power sources - electric energy storage devices in the form of rechargeable batteries (AB), which is one of the most critical link in EPAs. In the space industry, nickel-hydrogen batteries, which have been produced for more than fifty years, have been widely used in the space industry instead of silver-zinc batteries. However, in recent years, they have been replaced by lithium-ion batteries, i.e. AB based on lithium. Their description, operating conditions and comparative characteristics are comprehensively presented in the dissertation for the degree of candidate of technical sciences (Tarasov BC "System for generating electricity with an extended active life for a small spacecraft. Specialty 05.09.03. Electrotechnical complexes and systems." National Research University of MPEI, 2015).

Для обеспечения надежности и длительного срока службы (ресурса) АБ очень важно проводить непрерывный мониторинг текущего технического состояния аккумуляторов АБ, своевременно проводить различные профилактические мероприятия для восстановления энергетических характеристик и обеспечивать комфортные температурные условия эксплуатации а также их оптимальные заряды, разряды и условия хранения.To ensure the reliability and long life (resource) of the battery, it is very important to continuously monitor the current technical condition of the battery, to carry out various preventive measures in time to restore energy performance and ensure comfortable temperature operating conditions as well as their optimal charges, discharges and storage conditions.

Аккумуляторные батареи осуществляют 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, при возможных аномальных ситуациях с потерей ориентации панелей СБ, при выведении КА на орбиту, когда панели солнечной батареи сложены, а также в нештатных режимах - при маневрах КА для коррекции орбиты, при входах и выходах КА из теневых участков орбиты (патент РФ №2574911).Rechargeable batteries power spacecraft devices mainly in the shadow areas arising from the periodic passage of spacecraft in the shadow areas of the orbit shadowed from the Sun by the Earth or in parts partially shadowed from the Sun by the Moon, in case of possible anomalous situations with a loss of orientation of the SB panels when the spacecraft is put into orbit when the solar panel is folded, as well as in abnormal modes - during spacecraft maneuvers to correct the orbit, at the spacecraft entrances and exits from the shadow areas of the orbit (RF patent No. 2574911).

Проведение заряда АБ осуществляется на полетных "световых" интервалах орбиты и величина зарядного тока АБ определяется разницей между мощностью СБ и суммарной мощностью нагрузок.The charge of the battery is carried out at flight "light" intervals of the orbit and the value of the charge current of the battery is determined by the difference between the power of the battery and the total power of the loads.

Известно, что оптимальная величина тока заряда практически всех АБ находится в пределах от 0,1 до 0,3 номинальной емкости АБ (патент РФ, №2510105). Малые зарядные токи (менее 0,1 номинальной емкости АБ) не позволяют проводить заряд с высоким коэффициентом полезного действия, а заряд током менее 0,03 номинальной емкости практически не приводит к повышению емкости АБ. В результате имеющаяся избыточная мощность первичного источника электроэнергии расходуется неэффективно или, более того, просто теряется.It is known that the optimal value of the charge current of almost all batteries is in the range from 0.1 to 0.3 of the nominal capacity of the battery (RF patent, No. 2510105). Small charging currents (less than 0.1 of the nominal capacity of the battery) do not allow a charge with a high efficiency, and a charge of less than 0.03 of the rated capacity practically does not increase the capacity of the battery. As a result, the available excess power of the primary source of electric energy is spent inefficiently or, moreover, is simply lost.

Поэтому необходимо учитывать специфику заряда АБ в условиях ограниченной величины избыточной мощности солнечной батареи и обеспечение оптимального использования для заряда комплекта АБ. Она заключается в том, что при полной загрузке целевой аппаратуры и их максимальном потреблении, в том числе, и мощных потребителей энергии (например, максимальной мощности бортового передатчика) в непрерывном режиме работы, величина избыточной мощности СБ может быть недостаточна для обеспечения эффективного заряда всего комплекта АБ.Therefore, it is necessary to take into account the specifics of the battery charge under conditions of a limited amount of excess power of the solar battery and ensuring optimal use for the battery kit. It lies in the fact that with the full load of the target equipment and their maximum consumption, including powerful energy consumers (for example, the maximum power of the airborne transmitter) in continuous operation, the excess power of the SB can be insufficient to ensure an effective charge of the entire set AB

Известен способ заряда комплекта аккумуляторных батарей в составе автономной системы электропитания космического аппарата, в котором обеспечивается заряд всего комплекта АБ при недостаточной величине избыточной мощности солнечной батареи для обеспечения заряда всего комплекта АБ (патент РФ, №2510105), взятый авторами за прототип.There is a method of charging a set of rechargeable batteries as part of an autonomous power supply system of a spacecraft, in which the entire set of batteries is charged with insufficient excess power of the solar battery to provide charge for the entire set of batteries (RF patent, No. 2510105), taken by the authors for the prototype.

В данном способе поставленная задача решается тем, что при проведении заряда каждой аккумуляторной батареи от общего источника ограниченной мощности через индивидуальные зарядные преобразователи с контролем текущего состояния заряженности и ограничением заряда аккумуляторных батарей, контролируют минимальные уровни токов заряда и при снижении тока заряда какой-либо аккумуляторной батареи ниже установленного значения прекращают заряд всего комплекта аккумуляторных батарей, при этом продолжение заряда комплекта аккумуляторных батарей проводят поочередно с длительностью заряда каждой аккумуляторной батареи, исходя из соотношения:In this method, the task is solved by the fact that when carrying out the charge of each battery from a common source of limited power through individual charging converters with control of the current state of charge and limiting the charge of the batteries, control the minimum levels of charge currents and with a decrease in the charge current of any battery below the set value, they stop charging the entire set of rechargeable batteries, while continuing to recharge the set of rechargeable batteries Areus carried out alternately with the duration of each battery charge, based on the ratio:

Figure 00000001
Figure 00000001

где Ti - время заряда i-ой аккумуляторной батареи, мин;where Ti is the charge time of the i-th battery, min;

Т - выбранный период времени для поочередного заряда всего комплекта аккумуляторных батарей, мин;T - the selected period of time for the alternate charge of the entire set of batteries, min;

Ci - текущая емкость i-ой аккумуляторной батареи, А⋅час,Ci - current capacity of the i-th battery, Ah

а в случае достижения в процессе заряда какой-либо аккумуляторной батареей максимальной емкости, ее исключают из алгоритма заряда, при этом длительности заряда остальных аккумуляторных батарей пересчитывают, исходя из оставшегося количества недостаточно заряженных аккумуляторных батарей. Другой вариант - продолжение заряда комплекта аккумуляторных батарей проводят поочередно с длительностью заряда каждой аккумуляторной батареи, исходя из соотношения:and if a rechargeable battery reaches its maximum capacity during charging, it is excluded from the charge algorithm, while the remaining battery recharge times are calculated based on the remaining number of undercharged rechargeable batteries. Another option is the continuation of the charge of the set of batteries is carried out alternately with the duration of the charge of each battery, based on the ratio:

Figure 00000002
Figure 00000002

где Cmax - максимальная зарядная емкость АБ.where Cmax is the maximum charging capacity of the battery.

При этом, при работе с комплектом никель-водородных АБ вместо параметра текущей емкости используют параметр текущего давления управляющих аккумуляторов, а при работе с комплектом литий-ионных АБ вместо параметра текущей емкости используют параметр текущего напряжения аккумуляторов.At the same time, when working with a set of nickel-hydrogen batteries, instead of the current capacity parameter, the parameter of the current pressure of the control batteries is used, and when working with a set of lithium-ion batteries, the parameter of the current battery voltage is used instead of the parameter of the current capacity.

Недостатком прототипа является то, что в реальной практике при длительной эксплуатации КА из-за возможного выхода из строя фотопреобразователей в модуле СБ, их "деградации" (постепенного снижения производительности модулей) под воздействием загрязнения, микрометеоритов, ультрафиолета, радиационных и других внешних космических факторов, а также возможного увеличения угла отклонения нормали к активной поверхности СБ от линии направления на Солнце, т.е. недостаточной точности ориентации СБ на Солнце (В.Н. Васильев. Системы ориентации космических аппаратов, М., 2009, с. 273-275), мощность СБ снижается, которой может быть недостаточно для поочередного заряда АБ, и прежде всего, аккумуляторных батарей, обладающих большой емкостью, соответственно, требующих большой зарядный ток. Это приводит к неоптимальному использованию избыточной мощности, неэффективному заряду АБ, снижению надежности и эффективности эксплуатации комплекта АБ в составе автономной системы электропитания КА.The disadvantage of the prototype is that in real practice during long-term operation of the spacecraft due to the possible failure of the photoconverters in the SB module, their “degradation” (gradual decrease in module performance) due to pollution, micrometeorites, ultraviolet radiation, radiation and other external space factors, as well as a possible increase in the angle of deviation of the normal to the active surface of the SB from the direction line to the Sun, i.e. the insufficient accuracy of the SB orientation to the Sun (VN Vasiliev. Spacecraft orientation systems, M., 2009, pp. 273-275), the power of the SB decreases, which may not be enough for alternating charge of the AB, and first of all, rechargeable batteries, having a large capacity, respectively, requiring a large charging current. This leads to the non-optimal use of excess power, inefficient battery charge, reduced reliability and operational efficiency of the battery kit as part of the autonomous spacecraft power supply system.

Так, в результате недостаточности заряда АБ при малом зарядном токе, т.е. из-за недостаточной остаточной емкости аккумулятора (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) в процессе длительной эксплуатации КА они могут выйти из строя или существенно снизить свои характеристики, в том числе и ресурсные, из-за многократного глубокого переразряда на теневом участке орбиты (патент РФ, №2164881).So, as a result of insufficient battery charge at a low charging current, i.e. due to the insufficient residual capacity of the battery (by the residual capacity of the battery should be understood the value of the amount of electric energy, expressed in ampere hours or Coulomb, which the battery gives when discharged to the selected final voltage in any of its current state) during prolonged operation of the spacecraft, they can exit system or significantly reduce its characteristics, including resource, due to multiple deep overdischarge in the shadow portion of the orbit (RF patent, No. 2164881).

Целью предлагаемого изобретения является повышение надежности и эффективности эксплуатации комплекта аккумуляторных батарей в составе автономной системы электропитания КА.The aim of the invention is to increase the reliability and operating efficiency of a set of batteries as part of an autonomous spacecraft power supply system.

Раскрытие изобретенияDisclosure of invention

Поставленная цель достигается благодаря обеспечению заряда каждой АБ от общего источника ограниченной мощности через индивидуальные зарядные преобразователи с контролем текущего состояния заряженности и контроля минимальных уровней токов заряда, при снижении которых в какой-либо АБ ниже установленного значения прекращают заряд всего комплекта АБ, при этом продолжение заряда комплекта АБ проводят поочередно, а в случае снижения мощности СБ до значения недостаточного для поочередного заряда каких либо АБ, включают режим ограниченной мощности нагрузки (РОМ), позволяющий обеспечить зарядный ток данных АБ до необходимых оптимальных значений.This goal is achieved by ensuring the charge of each battery from a common source of limited power through individual charging converters with control of the current state of charge and control of the minimum levels of charge currents, when a decrease in any battery below the set value stops charging the entire set of batteries, while continuing to charge a set of batteries is carried out alternately, and in the case of a decrease in the power of the battery to a value insufficient for the alternate charge of any batteries, include limited load power (POM), allowing to ensure the charging current of the battery data to the required optimal values.

Способ заряда комплекта АБ в составе автономной системы электропитания КА заключается в обеспечении проведения заряда каждой АБ от общего источника ограниченной мощности через индивидуальные зарядные преобразователи с контролем текущего состояния заряженности для никель-водородных АБ по текущему давлению аккумуляторов, а для литий-ионных аккумуляторов, у которых положительный электрод изготовлен из литированного оксида кобальта или подобных оксидных соединений, по текущему напряжению аккумуляторов. Причем ограничивают заряд АБ, контролируют минимальные уровни токов заряда и при снижении тока заряда какой-либо АБ ниже установленного значения прекращают заряд всего комплекта АБ. При этом продолжение заряда комплекта АБ проводят поочередно с заданными длительностью и алгоритмом заряда каждой АБ в соответствии с выражениями (1), (2). В случае снижения мощности СБ до значения, недостаточного для поочередного заряда каких либо АБ, включают режим ограниченной мощности нагрузки, позволяющий обеспечить зарядный ток данных АБ до необходимых номинальных значений. При этом контроль текущего состояния заряженности для литий-ионных АБ с положительным катодом, выполненным на основе литированного фосфата железа, осуществляют по разности между постоянным напряжением и напряжением под импульсной нагрузкой на аккумуляторе.The method of charging a set of batteries as part of an autonomous spacecraft power supply system is to ensure that each battery is charged from a common source of limited power through individual charging converters with monitoring the current state of charge for nickel-hydrogen batteries according to the current battery pressure, and for lithium-ion batteries, in which the positive electrode is made of lithium cobalt oxide or similar oxide compounds, according to the current voltage of the batteries. Moreover, they limit the charge of the battery, control the minimum levels of charge currents, and when the charge current of any battery drops below the set value, the charge of the entire battery set is stopped. In this case, the continuation of the charge of the battery set is carried out alternately with the specified duration and algorithm of charge of each battery in accordance with the expressions (1), (2). If the power of the SB decreases to a value insufficient for the alternate charge of any batteries, the mode of limited power of the load is switched on, which allows providing the charging current of the batteries to the required nominal values. In this case, the control of the current state of charge for lithium-ion batteries with a positive cathode based on lithiated iron phosphate is carried out by the difference between the constant voltage and the voltage under a pulse load on the battery.

Графические иллюстрацииGraphic illustration

На рисунке фиг. 1 приведен пример структурной схемы для реализации заявляемого способа заряда комплекта АБ в составе автономной системы электропитания КА, содержащей составляющие, обозначенные позициями:In the figure of FIG. 1 shows an example of a structural diagram for implementing the inventive method of charging a set of batteries as part of an autonomous spacecraft power supply system containing components indicated by the positions:

• 1 - солнечная батарея СБ;• 1 - solar battery SB;

• 21 - 2n - разрядные устройства РУ1 - РУn;• 2 1 - 2n - discharge devices RU1 - RUn;

• 31 - 3n - аккумуляторные батареи;• 3 1 - 3n - rechargeable batteries;

• 41 - 4n - зарядные устройства ЗУ1 - ЗУn;• 4 1 - 4n - chargers of charger 1 - charger;

• 5 - преобразователь напряжения ПН;• 5 - voltage converter PN;

• 6 - нагрузка;• 6 - load;

• 71 - 7n - устройства контроля;• 7 1 - 7n - control devices;

• 81 - 8n - измерительные шунты;• 8 1 - 8n - measuring shunts;

• 9 - бортовой комплекс управления с бортовой вычислительной машиной БКУ с БВМ;• 9 - on-board control complex with on-board computer BKU with BVM;

• РОМ - режим ограниченной мощности нагрузки.• ROM - limited load power mode.

Пример реализации способаAn example implementation of the method

Система электропитания КА может работать в разных режимах, например в четырех режимах, описанных в патенте РФ №2613660.The power supply system of the spacecraft can operate in different modes, for example, in the four modes described in RF patent No. 2613660.

1-й режим: СБ 1 не генерирует мощность (участок тени на орбите), питание нагрузки 6 осуществляется от АБ 31-3n, при этом разрядные устройства РУ1-РУn включены, зарядные устройства ЗУ1-ЗУn отключены.1st mode: SB 1 does not generate power (a shadow portion in orbit), load 6 is supplied from AB 3 1 -3n, while the discharge devices RU 1 -Pn are turned on, the chargers of the charger 1- ЗУn are turned off.

2-й режим: Мощность нагрузки 6 больше мощности генерируемой СБ 1. Питание нагрузки осуществляется от СБ 1 и АБ 31-3n, при этом разрядные устройства РУ1-РУn включены, зарядные устройства ЗУ1-ЗУn отключены.2nd mode: The load power 6 is greater than the power generated by the SB 1. The load is supplied from SB 1 and AB 3 1 -3n, while the discharge devices RU 1 -Pn are turned on, the chargers of the charger 1- ЗУn are turned off.

3-й режим: Мощность нагрузки 6 меньше мощности генерируемой СБ 1, комплект АБ 31-3n разряжен, при этом разрядные устройства РУ1-РУn отключены, зарядные устройства ЗУ1-ЗУn включены.3rd mode: The load power 6 is less than the power generated by the SB 1, the set of AB 3 1 -3n is discharged, while the discharge devices RU 1 -Run are disconnected, the chargers of the charger 1- ЗУn are turned on.

4-й режим: Мощность нагрузки 6 меньше мощности генерируемой СБ 1, комплект АБ 31-3n заряжен, при этом разрядные устройства РУ1-РУn и зарядные устройства ЗУ1-ЗУn отключены.4th mode: The load power 6 is less than the power generated by the SB 1, the set of AB 3 1 -3n is charged, while the discharge devices RU 1 -RUn and chargers of the charger 1- ZUn are disabled.

Заряд комплекта АБ 31-3n от СБ 1 осуществляют в 3-м режиме СЭП КА. Одновременно в данном режиме осуществляют питание нагрузки 6 от СБ 1 через ПН 5, который может быть выполнен в виде последовательно включенных мостового инвертора и трансформатора (см. патент, РФ, №2488911 от 10.02.2016 г.).The set of batteries AB 3 1 -3n from SB 1 is charged in the 3rd mode of the SEP spacecraft. At the same time, in this mode, load 6 is supplied from SB 1 via PN 5, which can be made in the form of a series-connected bridge inverter and transformer (see patent, RF, No. 2488911 of 02/10/2016).

Устройства контроля 71-7n, как в прототипе, контролируют напряжение для литий-ионных аккумуляторов, у которых положительный электрод изготовлен из литированного оксида кобальта или подобных оксидных соединений, или давление для никель-водородных аккумуляторных батарей и температуру аккумуляторов АБ 31-3n и передают информацию об их состоянии в БКУ с БВМ 9. Для литий-ионных аккумуляторов, у которых положительный электрод изготовлен из литированного фосфата железа, устройства контроля 71-7n контролируют разность между постоянным напряжением и напряжением под импульсной нагрузкой на аккумуляторе (например, как в устройстве, описанном в заявке на изобретение №2018136377 от 15.10.2018).Control devices 7 1 -7 n , as in the prototype, control the voltage for lithium-ion batteries, in which the positive electrode is made of lithium cobalt oxide or similar oxide compounds, or the pressure for nickel-hydrogen batteries and the temperature of the batteries AB 3 1 -3n and transmit information about their condition to the BCU with BVM 9. For lithium-ion batteries, in which the positive electrode is made of lithium iron phosphate, monitoring devices 7 1 -7 n control the difference between the constant voltage voltage and under a pulse load on the battery (for example, as in the device described in the application for invention No. 2018136377 of 10/15/2018).

В процессе заряда комплекта АБ 31-3n, как в прототипе, контролируют токи заряда каждой АБ с измерительных шунтов 81-8n. В случае если величина тока заряда какой-либо АБ снизится ниже установленного нижнего значения, прекращают заряд всего комплекта аккумуляторных батарей, при этом продолжение заряда комплекта аккумуляторных батарей проводят поочередно с длительностью и алгоритмом заряда каждой аккумуляторной батареи, в соответствии с выражениями (1) или (2).In the process of charging a set of batteries AB 3 1 -3n, as in the prototype, control the charge currents of each battery with measuring shunts 8 1 -8n. If the charge current of any battery drops below the set lower value, the entire set of rechargeable batteries is stopped charging, while the continuation of the recharge of a set of rechargeable batteries is carried out alternately with the duration and charging algorithm of each rechargeable battery, in accordance with expressions (1) or ( 2).

В случае достижения в процессе заряда какой-либо АБ 31-3n максимальной емкости (расчет в соответствии с выражениями (1) длительности заряда каждой АБ), ее исключают из алгоритма заряда, при этом длительности заряда остальных АБ 31-3n пересчитывают, исходя из оставшегося количества недостаточно заряженных АБ 31-3n. Во втором варианте расчета длительности заряда каждой АБ в соответствии с выражениями (2) длительность заряда АБ, достигшей максимальной емкости, автоматически становится равной нулю. Выбор конкретного варианта расчета длительности заряда каждой аккумуляторной батареи осуществляется, исходя из текущей степени заряженности комплекта АБ 31-3n, при этом при малой степени заряженности АБ комплекта АБ 31-3n предпочтителен первый вариант, а при большой - второй.In the case when a battery reaches a maximum capacity of 3 1 -3n during charging (calculation in accordance with expressions (1) of the duration of the charge of each battery), it is excluded from the charge algorithm, while the charge durations of the remaining batteries 3 1 -3n are calculated based on of the remaining number of undercharged AB 3 1 -3n. In the second version of calculating the charge duration of each battery in accordance with expressions (2), the battery charge duration, which reaches its maximum capacity, automatically becomes zero. The choice of a specific option for calculating the charge duration of each battery is based on the current state of charge of the battery pack AB 3 1 -3n, while with a small degree of battery charge of the battery pack AB 3 1 -3n, the first option is preferable, and for a large one, the second.

В случае снижения мощности СБ 1 до значения недостаточного для поочередного заряда каких либо АБ 31-3n достаточными по величине токами, осуществляют заряд АБ 31-3n по вышеописанному алгоритму, при этом, при заряде АБ, для которых мощность СБ 1 недостаточна (для обеспечения требуемых оптимальных зарядных токов), включают режим ограниченной мощности нагрузки. В данном режиме сигналами с выхода БКУ с БВМ 9, поступающими на ПН 5 и нагрузку 6, с целью уменьшения суммарной потребляемой мощности нагрузкой 6, отключают часть составляющих ее потребителей или уменьшают мощность потребителей (например, мощного бортового передатчика).If the power of SB 1 is reduced to a value insufficient for the alternate charge of any AB 3 1 -3n currents of sufficient magnitude, the battery is charged AB 3 1 -3n according to the above algorithm, while charging AA for which the power of SB 1 is insufficient (for ensuring the required optimal charging currents), include the mode of limited load power. In this mode, the signals from the output of the BCU with BVM 9 supplied to the PN 5 and load 6, in order to reduce the total power consumption by load 6, turn off some of its consumers or reduce the power of consumers (for example, a powerful airborne transmitter).

Рациональный выбор и уменьшение мощности потребителей осуществляют в автоматическом режиме БКУ с БВМ 9 или с центра наземного управления по телеметрическим параметрам (ТМ) и радиокомандам управления (КУ), который целесообразно проводить таким образом, чтобы изменение основных ключевых характеристик КА было несущественным и в целом сохранялось его работоспособность.Rational selection and reduction of power of consumers is carried out automatically in the spacecraft control system with BVM 9 or from the center of ground control by telemetric parameters (TM) and radio control commands (KU), which is advisable to carry out in such a way that the change of the main key characteristics of the spacecraft is insignificant and generally maintained its performance.

Увеличение зарядного тока до оптимального значения за счет уменьшения потребляемой мощности нагрузкой 6 позволяет обеспечить оптимальный заряд комплекта АБ 31-3n до необходимых максимальных значений остаточной емкости, контролируемых БКУ с БВМ 9.Increasing the charging current to the optimum value by reducing the power consumption of the load 6 allows you to ensure the optimal charge of the set AB 3 1 -3n to the required maximum values of the residual capacity, controlled by the BCU with BVM 9.

По окончании заряда комплекта АБ 31-3n СЭП КА работает в 4-м режиме, описанном выше, и она подготовлена для работы в 1-м режиме.At the end of the charge of the set AB 3 1 -3n, the SEC KA operates in the 4th mode described above, and it is prepared for operation in the 1st mode.

Таким образом, применение предлагаемого способа позволяет повысить надежность и эффективность эксплуатации комплекта аккумуляторных батарей в составе автономной СЭП КА, в результате чего повышается ее живучесть и срок активного существования.Thus, the application of the proposed method improves the reliability and operating efficiency of the set of batteries as part of an autonomous SEP KA, which increases its survivability and lifespan.

Claims (1)

Способ заряда комплекта аккумуляторных батарей в составе автономной системы электропитания космического аппарата, заключающийся в обеспечении проведения заряда каждой аккумуляторной батареи от общего источника ограниченной мощности через индивидуальные зарядные преобразователи с контролем текущего состояния заряженности для никель-водородных аккумуляторных батарей по текущему давлению аккумуляторов, а для литий-ионных аккумуляторов, у которых положительный электрод изготовлен из литированного оксида кобальта или подобных оксидных соединений, по текущему напряжению аккумуляторов, причем ограничивают заряд аккумуляторных батарей, контролируют минимальные уровни токов заряда и, при снижении тока заряда какой-либо аккумуляторной батареи ниже установленного значения, прекращают заряд всего комплекта аккумуляторных батарей, при этом продолжение заряда комплекта аккумуляторных батарей проводят поочередно с заданными длительностью и алгоритмом заряда каждой аккумуляторной батареи, отличающийся тем, что в случае снижения мощности солнечной батареи до значения недостаточного для поочередного заряда каких-либо аккумуляторных батарей, включают режим ограниченной мощности нагрузки, позволяющий обеспечить зарядный ток данных аккумуляторных батарей до необходимых номинальных значений, при этом контроль текущего состояния заряженности для литий-ионных аккумуляторных батарей с положительным катодом, выполненным на основе литированного фосфата железа, осуществляют по разности между постоянным напряжением и напряжением под импульсной нагрузкой на аккумуляторе.The method of charging a set of rechargeable batteries as part of the spacecraft’s autonomous power supply system, which consists in ensuring that each rechargeable battery is charged from a common source of limited power through individual charging converters with monitoring the current state of charge for nickel-hydrogen rechargeable batteries at the current battery pressure, and for lithium- ion batteries in which the positive electrode is made of lithium cobalt oxide or the like connection, according to the current voltage of the batteries, moreover, they limit the charge of the batteries, control the minimum levels of charge currents and, when the charge current of any battery is lower than the set value, stop charging the entire set of batteries, while continuing to charge the set of batteries alternately with a given duration and algorithm of the charge of each battery, characterized in that in the case of reducing the power of the solar battery to a value insufficient for the alternate charge of any rechargeable batteries, they include a mode of limited load power, which allows to ensure the charging current of these rechargeable batteries to the required nominal values, while monitoring the current state of charge for lithium-ion rechargeable batteries with a positive cathode based on lithium iron phosphate , carried out by the difference between constant voltage and voltage under a pulse load on the battery.
RU2019105464A 2019-02-26 2019-02-26 Method for charging a set of accumulator batteries in an autonomous power supply system of a spacecraft RU2702758C1 (en)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2019105464A RU2702758C1 (en) 2019-02-26 2019-02-26 Method for charging a set of accumulator batteries in an autonomous power supply system of a spacecraft

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2019105464A RU2702758C1 (en) 2019-02-26 2019-02-26 Method for charging a set of accumulator batteries in an autonomous power supply system of a spacecraft

Publications (1)

Publication Number Publication Date
RU2702758C1 true RU2702758C1 (en) 2019-10-11

Family

ID=68280055

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2019105464A RU2702758C1 (en) 2019-02-26 2019-02-26 Method for charging a set of accumulator batteries in an autonomous power supply system of a spacecraft

Country Status (1)

Country Link
RU (1) RU2702758C1 (en)

Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2368039C2 (en) * 2003-11-20 2009-09-20 Пелленк Method for balanced charging lithium-ion or lithium-polymer battery
EP2595236A1 (en) * 2011-09-15 2013-05-22 NEC Corporation Secondary battery system and method for charging/discharging same
RU2510105C2 (en) * 2012-03-26 2014-03-20 Открытое акционерное общество "Информационные спутниковые системы" имени академика М.Ф. Решетнева" Method to charge set of accumulator batteries within autonomous system of spacecraft power supply
RU2574911C2 (en) * 2014-06-09 2016-02-10 Акционерное общество "Информационные спутниковые системы" имени академика М.Ф. Решетнева" Electric power supply method for space vehicle
US20160156220A1 (en) * 2013-07-23 2016-06-02 Koninklijke Philips N.V. Solar powered and batttery operated systems and methods for controlling the same

Patent Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2368039C2 (en) * 2003-11-20 2009-09-20 Пелленк Method for balanced charging lithium-ion or lithium-polymer battery
EP2595236A1 (en) * 2011-09-15 2013-05-22 NEC Corporation Secondary battery system and method for charging/discharging same
RU2510105C2 (en) * 2012-03-26 2014-03-20 Открытое акционерное общество "Информационные спутниковые системы" имени академика М.Ф. Решетнева" Method to charge set of accumulator batteries within autonomous system of spacecraft power supply
US20160156220A1 (en) * 2013-07-23 2016-06-02 Koninklijke Philips N.V. Solar powered and batttery operated systems and methods for controlling the same
RU2574911C2 (en) * 2014-06-09 2016-02-10 Акционерное общество "Информационные спутниковые системы" имени академика М.Ф. Решетнева" Electric power supply method for space vehicle

Similar Documents

Publication Publication Date Title
US6043629A (en) Modular control electronics for batteries
EP1058367B1 (en) Battery accumulating apparatus
US11670954B2 (en) Hybrid battery system
US20110210614A1 (en) Power storage system and method of controlling the same
JP2015195674A (en) Power storage battery assembly control system
RU2337452C1 (en) Method of load supply with direct current in composition of autonomous system of earth power supply and autonomous power supply system for its implementation
RU2411618C1 (en) Method for operation of lithium-ion accumulator battery in autonomous system of power supply of artificial earth satellite
RU2479894C2 (en) METHOD TO CHARGE LITHIUM-ION ACCUMULATOR BATTERY FROM n SERIALLY CONNECTED ACCUMULATORS WITH BALANCING RESISTORS CONNECTED TO THEM VIA SWITCHBOARDS
RU2535301C2 (en) Method to control autonomous system of spacecraft power supply
RU2698638C1 (en) Method of operating a lithium-ion accumulator battery in a unpressurized spacecraft with radiation cooling
WO2015111144A1 (en) Power supply system and energy management system used in same
RU2510105C2 (en) Method to charge set of accumulator batteries within autonomous system of spacecraft power supply
RU2430860C1 (en) Method of operating lithium-ion storage battery incorporated with unpressurised spaceship with radiant cooling and spaceship to this end
RU2702758C1 (en) Method for charging a set of accumulator batteries in an autonomous power supply system of a spacecraft
RU2476972C2 (en) Method of feeding of load by direct current in autonomous electric power supply system of man-made sattelite
RU2541512C2 (en) Method to control autonomous system of spacecraft power supply
RU2464675C2 (en) METHOD TO CHARGE SET OF "n" LITHIUM-ION ACCUMULATOR BATTERIES WITHIN GEOSTATIONARY MAN-MADE EARTH SATELLITE
Reynaud et al. A novel distributed photovoltaic power architecture using advanced Li-ion batteries
RU2293690C2 (en) Method of control of spacecraft power supply system
CN113422378A (en) Comprehensive energy system of energy hub
RU2401487C1 (en) Operation of nickel-hydrogen storage battery on artificial earth satellite
RU2706762C1 (en) Control method of autonomous power supply system of spacecraft
RU2294581C1 (en) Method for exploiting hermetic nickel-hydrogen accumulator battery in autonomous system of electric power of earth satellite
RU2637815C2 (en) Method of operation of lithium-ion storage battery as part of independent power supply system of artificial earth satellite
RU2550079C2 (en) Method of load feeding by direct current in autonomous electric power supply system of man-made satellite