RU2704656C1

RU2704656C1 - Power supply system of spacecraft with extreme solar battery power control

Info

Publication number: RU2704656C1
Application number: RU2018139994A
Authority: RU
Inventors: Юрий Александрович Шиняков; Михаил Владленович Нестеришин; Максим Петрович Сухоруков; Александр Александрович Лопатин; Артур Иванович Отто; Ольга Михайловна Орлова
Priority date: 2018-11-12
Filing date: 2018-11-12
Publication date: 2019-10-30

Abstract

FIELD: astronautics.SUBSTANCE: power supply system of a spacecraft comprises a solar battery (SB), a current sensor, a digital control system with an emergency SB power controller, voltage regulator made in form of bridge inverter with input C-filter, transformer with primary and secondary windings, two rectifiers, charging degree control device, a charging device, an accumulator battery, a discharge device, a load, a supply and control system, a stationary plasma engine.EFFECT: higher specific energy efficiency, higher efficiency of energy transfer, reduced weight of additional energy converters.1 cl, 2 dwg

Description

Изобретение относится к области преобразовательной техники, в частности к бортовым системам электроснабжения (СЭС) космических аппаратов (КА) и может быть использовано при проектировании и создании систем электроснабжения автоматических космических аппаратов на основе солнечных и аккумуляторных батарей (СБ и АБ).The invention relates to the field of converting technology, in particular to on-board power supply systems (SES) of spacecraft (SC) and can be used in the design and creation of power supply systems for automatic spacecraft based on solar and storage batteries (SB and AB).

Техническим результатом изобретения является повышение удельной энергетической эффективности системы электроснабжения (Вт/кг) за счет реализации однократного преобразования энергии СБ для силового электропитания бортовых потребителей с другими требуемыми значениями напряжения питания, отличающимися от напряжения основной выходной стабилизированной шины питания нагрузки.The technical result of the invention is to increase the specific energy efficiency of the power supply system (W / kg) due to the implementation of a single conversion of SB energy for power supply of on-board consumers with other required values of the supply voltage, different from the voltage of the main output stabilized load bus.

Широко известна параллельно-последовательная структура системы электропитания (СЭП) [1] с экстремальным регулированием мощности (ЭРМ) фотоэлектрической батареи, содержащая фотоэлектрическую и аккумуляторную батареи, последовательный регулятор напряжения (РН) для питания нагрузки от фотоэлектрической батареи, зарядное и разрядное устройства (ЗУ и РУ). Экстремальное регулирование мощности фотоэлектрической батареи осуществляется ЗУ при питании нагрузки и одновременном заряде АБ, а так же регулятором напряжения при одновременном питании нагрузки от СБ и АБ. Система электропитания с ЭРМ фотоэлектрической батареи предназначена для формирования силовой низковольтной (27-28 В) шины питания нагрузки.Widely known parallel-serial structure of the power supply system (BOT) [1] with extreme power control (ERM) of a photovoltaic battery containing photovoltaic and rechargeable batteries, a serial voltage regulator (LV) to power the load from the photovoltaic battery, charger and discharge device (charger and RU). Extreme regulation of the power of the photovoltaic battery is carried out by the charger when the load is powered and the battery is simultaneously charged, as well as by a voltage regulator while the load is powered from the SB and AB. The power supply system with a photoelectric battery is designed to form a power low-voltage (27-28 V) load power bus.

Недостатком этой системы электропитания является то, что рабочее напряжение солнечной батареи всегда должно быть больше напряжения шины питания нагрузки. При создании высоковольтных СЭП КА (100 В) максимальное значение напряжения холостого хода «холодных» кремниевых СБ в моменты выхода КА из теневых участков Земли может достигать 300 В, а у СБ, выполненных на основе арсенид-галлиевых трехкаскадных фотопреобразователей превышать 220 В, что является недопустимым из-за возможности возникновения в условиях вакуума электростатических разрядов между цепочками фотодиодов СБ или элементами токосъема. Для ограничения напряжения на СБ требуется применение специальных устройств или реализация режимов работы СЭП, ограничивающих повышение напряжения на охлажденной СБ более 180 В.The disadvantage of this power supply system is that the operating voltage of the solar battery must always be greater than the voltage of the load power bus. When creating high-voltage SEP spacecraft (100 V), the maximum value of the open circuit voltage of “cold” silicon SBs at the moments of spacecraft exit from the shadow areas of the Earth can reach 300 V, and for SBs made on the basis of gallium arsenide three-stage photoconverters exceed 220 V, which is unacceptable due to the possibility of electrostatic discharges occurring under vacuum conditions between the chains of SB photodiodes or current collector elements. To limit the voltage on the SB requires the use of special devices or the implementation of the operation modes of the BOT, limiting the voltage increase on the cooled SB more than 180 V.

В настоящее время проектирование мощных высоковольтных российских и иностранных СЭП автоматических КА, работающих на геостационарной орбите, осуществляется на основе арсенид-галлиевых трехкаскадных фотопреобразователей и шунтовых регуляторов напряжения СБ [2], ограничивающих напряжение на СБ на уровне напряжения шины питания нагрузки (100 В), и поэтому не позволяющих реализовывать режим ЭРМ СБ. Солнечная батарея в течение всего времени активного функционирования значительно недоиспользуется по энергии, так как оптимальные значения напряжений, при которых СБ генерирует максимум мощности значительно превышают стабилизируемое напряжение 100 В.Currently, the design of high-voltage high-voltage Russian and foreign BOTS automatic spacecraft operating in a geostationary orbit is based on gallium arsenide three-stage photoconverters and shunt voltage regulators SB [2], limiting the voltage on the SB at the voltage level of the load power bus (100 V), and therefore not allowing to implement the ERM SB mode. During the entire period of active operation, the solar battery is significantly underused in energy, since the optimal voltage values at which the SB generates a maximum of power significantly exceed the stabilized voltage of 100 V.

Общим недостатком обеих структур является то, что при создании систем электроснабжения автоматических космических аппаратов на их основе электропитание бортовых потребителей, таких как электрореактивные двигательные установки (ЭРДУ) с значительно отличающимися уровнями требуемого напряжения питания, осуществляется от дополнительных преобразующих устройств, подключаемых к выходной стабилизированной шине СЭП [3]. Следовательно при электропитании таких бортовых потребителей осуществляется двойное преобразование энергии, генерируемой солнечной батареей, сначала преобразователем СЭП, регулирующим напряжение СБ, а затем преобразователем бортовых потребителей, подключенным к выходной стабилизированной шине СЭП.A common drawback of both structures is that when creating power supply systems for automatic spacecraft based on them, the power supply of onboard consumers, such as electric propulsion systems (ERPs) with significantly different levels of the required supply voltage, is carried out from additional converting devices connected to the stabilized output SEC bus [3]. Therefore, when powering such on-board consumers, a double conversion of the energy generated by the solar battery is carried out, first an SES converter that regulates the voltage of the SB, and then an on-board consumer converter connected to the stabilized output SES bus.

Предлагаемый в [3] способ формирования системы электроснабжения ЭРДУ параллельно с традиционной СЭП, при одновременном использовании СБ как в СЭП КА так и в СЭС ЭРДУ, практического применения не нашел, так как значительно усложняется система управления общей СЭС, увеличивается количество датчиков и регуляторов.The method proposed in [3] for the formation of an electric power supply system for electric propulsion systems in parallel with the traditional BOT, while using SB in both the BOT spacecraft and the SES of the electric propulsion system, has not been put to practical use, since the control system of the general SES is much more complicated and the number of sensors and controllers increases.

Названные проблемы неэффективного использования энергии могут быть решены путем использования инверторно-трансформаторных схем преобразования энергии, позволяющих создавать универсальные многовыходовые инверторно-трансформаторные преобразователи для электропитания бортовых потребителей с различными требуемыми уровнями напряжения питания и с однократным преобразованием энергии СБ.The aforementioned problems of inefficient energy use can be solved by using inverter-transformer energy conversion circuits, which allow creating universal multi-output inverter-transformer converters for power supply of on-board consumers with various required supply voltage levels and with a single conversion of SB energy.

Наиболее близкой по технической сущности к заявленному изобретению является система электропитания космического аппарата, описанная в патенте [4] (фиг. 1).Closest to the technical nature of the claimed invention is the power supply system of the spacecraft described in the patent [4] (Fig. 1).

Система электропитания состоит из солнечной батареи 1, датчика тока 2, системы управления 3 с экстремальным шаговым регулятором мощности СБ, регулятора напряжения 4, выполненного в виде мостового инвертора с входным С-фильтром, трансформатора 6 с первичной обмоткой 5 и вторичной обмоткой 7, выпрямителя 8 с выходным LC-фильтром, устройства контроля степени заряженности (УКЗБ) АБ 9, зарядного устройства 10, аккумуляторной батареи 11, разрядного устройства 12 и нагрузки 13.The power supply system consists of a solar battery 1, a current sensor 2, a control system 3 with an extreme step power regulator SB, a voltage regulator 4 made in the form of a bridge inverter with an input C-filter, a transformer 6 with a primary winding 5 and a secondary winding 7, a rectifier 8 with an output LC filter, a charge state control device (UKZB) AB 9, a charger 10, a battery 11, a discharge device 12, and a load 13.

Система электропитания (фиг. 1) обеспечивает повышение энергетической эффективности СЭП КА за счет реализации экстремального регулирования мощности СБ как в режиме заряда АБ, так и в режиме разряда АБ (при одновременном питании нагрузки от СБ и АБ), а также обеспечивает возможность использования солнечной батареи с рабочим напряжением как выше, так и ниже напряжения на аккумуляторной батареи и на нагрузке, и тем самым позволяет исключить возможность повышения напряжения холостого хода охлажденной СБ в моменты выхода КА из тени Земли более 180 вольт. Это является основным достоинством рассмотренной структуры.The power supply system (Fig. 1) provides an increase in the energy efficiency of the BMS of the spacecraft due to the implementation of extreme power control of the battery both in the charge mode of the battery and in the discharge mode of the battery (while supplying the load from the battery and battery), and also allows the use of a solar battery with an operating voltage both higher and lower than the voltage on the storage battery and on the load, and thereby eliminates the possibility of increasing the idling voltage of the cooled SB at the moments when the spacecraft leaves the Earth’s shadow more 180 volts. This is the main advantage of the considered structure.

Недостатком структуры является то, что при необходимости электропитания бортовых потребителей, таких как электрореактивные двигательные установки, требуется разработка дополнительных преобразующих устройств, подключаемых к выходной стабилизированной шине СЭП, обеспечивающих на выходе набор значительно отличающихся напряжений электропитания, основным из которых является мощный высоковольтный источник питания анода стационарных плазменных двигателей (СПД). Следовательно при электропитании таких бортовых потребителей осуществляется двойное преобразование энергии генерируемой солнечной батареей, сначала преобразователем СЭП, регулирующим напряжение СБ (устройство 4 на фиг. 1), а затем дополнительным преобразователем (СПУ), подключенным к выходной стабилизированной шине СЭП параллельно нагрузке 13 [3].The drawback of the structure is that, if it is necessary to supply power to on-board consumers, such as electric propulsion systems, the development of additional converting devices connected to the stabilized output SEC bus, providing a set of significantly different power supply voltages, the main one of which is a powerful high-voltage stationary anode power source, is required. plasma engines (SPD). Therefore, when powering such on-board consumers, the energy is double-converted by the generated solar battery, first by an SES converter regulating the voltage of the SB (device 4 in Fig. 1), and then by an additional converter (SPU) connected to the output stabilized SES bus in parallel with the load 13 [3] .

Удельная энергетическая эффективность (Вт/кг) сформированной системы электроснабжения путем добавления новых требований к СЭП, традиционно представляющей собой комплекс, состоящий из СБ, АБ и энергопреобразующей аппаратуры (зарядные устройства, разрядные устройства и регуляторы напряжения СБ) с выходной стабилизированной шиной питания нагрузки не может быть высокой, так как выходная мощность дополнительных преобразователей энергии может превышать 30% от максимальной выходной мощности энергопреобразующих устройств СЭП. Суммарный коэффициент преобразования энергии СБ также низкий. Перед разработчиками бортовой аппаратуры автоматических космических аппаратов стоит задача разработки универсальных преобразующих устройств, обеспечивающих возможность одновременного электропитания различных бортовых потребителей с целью значительного уменьшения их массы и габаритов.The specific energy efficiency (W / kg) of the formed power supply system by adding new requirements to the BOT, which is traditionally a complex consisting of SB, AB and energy converting equipment (chargers, discharge devices and SB voltage regulators) with the output stabilized load power bus, cannot be high, since the output power of additional energy converters can exceed 30% of the maximum output power of the power-converting devices of the BOT. The total energy conversion coefficient of SB is also low. The developers of the on-board equipment of automatic spacecraft have the task of developing universal converting devices that provide the ability to simultaneously power various on-board consumers in order to significantly reduce their mass and dimensions.

Целью изобретения является повышение удельной энергетической эффективности СЭС КА (Вт/кг) за счет реализации однократного преобразования энергии СБ для силового электропитания бортовых потребителей инверторно-трансформаторным преобразователем энергии СБ традиционной СЭП. При этом достигается, как повышение КПД передачи энергии от СБ к СПД, так и значительное уменьшение массы дополнительных преобразователей энергии.The aim of the invention is to increase the specific energy efficiency of SES spacecraft (W / kg) due to the implementation of a single conversion of energy SB for power supply of on-board consumers with an inverter-transformer energy converter SB traditional SES. At the same time, both an increase in the efficiency of energy transfer from SB to SPD and a significant reduction in the mass of additional energy converters are achieved.

На Фиг. 2 представлена функциональная схема заявляемой системы электроснабжения космического аппарата с экстремальным регулированием мощности солнечной батареи инверторно-трансформаторным преобразователем, которая содержит солнечную батарею 1, датчик тока 2, цифровую систему управления 3 с экстремальным регулятором мощности СБ, регулятор напряжения 4, выполненный в виде мостового инвертора с входным С-фильтром, трансформатор 6 с первичной обмоткой 5 и вторичными обмотками 7 и 15, выпрямитель 8 с выходным LC-фильтром и выпрямитель 16 с выходным LC-фильтром и емкостным накопителем энергии и устройством коммутации анодного питания СПД, устройство контроля степени заряженности (УКЗБ) АБ 9, зарядное устройство 10, аккумуляторную батарею 11, разрядное устройство 12, нагрузку 13, систему питания и управления СПУ 14 и СПД 17.In FIG. 2 is a functional diagram of the inventive power supply system of a spacecraft with extreme solar power control by an inverter-transformer converter, which contains a solar battery 1, a current sensor 2, a digital control system 3 with an extreme power regulator SB, a voltage regulator 4, made in the form of a bridge inverter with input C-filter, transformer 6 with primary winding 5 and secondary windings 7 and 15, rectifier 8 with output LC filter and rectifier 16 with output LC-phi trom and capacitive energy store and a switching device anode IPA supply of charge control device (UKZB) AB 9, the charger 10, battery 11, discharge device 12, the load 13, the power control system and the SPU 14 and SAP 17.

Солнечная батарея 1 подключена плюсовой и минусовой шинами к регулятору напряжения 4, причем в плюсовой шине установлен датчик тока 2. Выход регулятора напряжения 4 соединен с первичной обмоткой 5 трансформатора 6. При этом цифровая система управления 3 соединена своими измерительными входами с выходом датчика тока 2 и с силовыми шинами СБ 1, нагрузки 13 и СПУ 14, информационными входами с выходами с информационными выходами СПУ 14 и УКЗБ 9, а своими управляющими выходами с транзисторами инвертора регулятора напряжения 4, с управляющими входами выпрямителя 16, зарядного устройства 10, разрядного устройства 12 и СПУ 14.The solar battery 1 is connected by positive and negative buses to the voltage regulator 4, and a current sensor 2 is installed in the positive bus 2. The output of voltage regulator 4 is connected to the primary winding 5 of transformer 6. In this case, the digital control system 3 is connected by its measuring inputs to the output of current sensor 2 and with power buses SB 1, load 13 and SPU 14, information inputs with outputs with information outputs SPU 14 and UKZB 9, and its control outputs with transistors of the inverter of the voltage regulator 4, with control inputs you rectifier 16, charger 10, discharge device 12 and SPU 14.

Входы выпрямителя 8 соединены с вторичной обмоткой 7, а выходы с нагрузкой 13 и СПУ 14. Входы выпрямителя 16 соединены с вторичной обмоткой 15 трансформатора 6, а выходы с СПД 17. Вход зарядного устройства 10 и выход разрядного устройства 12 соединены с одним из выходов выпрямителя 8. Аккумуляторная батарея 11 одной из своих силовых клемм соединена с выходом зарядного устройства 10 и входом разрядного устройства 12, а второй силовой клеммой соединена с вторым выходом выпрямителя 8 образуя общую шину питания нагрузки 13 и СПУ 14.The inputs of the rectifier 8 are connected to the secondary winding 7, and the outputs with a load of 13 and SPU 14. The inputs of the rectifier 16 are connected to the secondary winding 15 of the transformer 6, and the outputs from the SPD 17. The input of the charger 10 and the output of the discharge device 12 are connected to one of the outputs of the rectifier 8. The battery 11 of one of its power terminals is connected to the output of the charger 10 and the input of the discharge device 12, and the second power terminal is connected to the second output of the rectifier 8 forming a common bus power supply load 13 and SPU 14.

Измерительные выходы аккумуляторной батареи 11 соединены с измерительными входами устройства контроля степени заряженности АБ 9. СПУ 14 своими маломощными низковольтными (стабилизатор накала катода, источник поджига, источник питания термодросселя) выходами соединена с СПД 17.The measuring outputs of the battery 11 are connected to the measuring inputs of the device for monitoring the state of charge of the battery AB 9. The control system 14 is connected to the SPD 17 by its low-power low-voltage (cathode filament stabilizer, ignition source, thermo-choke power supply).

Сигналы с датчика тока 2 и с силовых шин СБ 1 предназначены для вычисления мощности генерируемой СБ 1. Управление транзисторами инвертора регулятора напряжения 4, зарядным 10 и разрядным 12 устройствами производится цифровой системой управления 3 по заданному алгоритму в соответствии с зонным принципом регулирования напряжений СБ 1 и нагрузки 13, а управление выпрямителем 16 и СПУ 14 в соответствии с временной диаграммой запуска и работы СПД.The signals from the current sensor 2 and from the power buses SB 1 are intended to calculate the power generated by SB 1. The transistors of the inverter of the voltage regulator 4, charging 10 and bit 12 devices are controlled by a digital control system 3 according to a predetermined algorithm in accordance with the zone principle of voltage regulation SB 1 and load 13, and the control of the rectifier 16 and SPU 14 in accordance with the timing diagram of the launch and operation of the SPD.

Система электропитания КА работает в следующих режимах.The power supply system of the spacecraft operates in the following modes.

1. Мощность нагрузки по двум силовым выходам меньше мощности генерируемой СБ (Р_H<Р_СБmax), АБ заряжена1. The load power at two power outputs is less than the power generated by the SB (P _H <P _{SB max} ), the _battery is charged

При заряженной АБ 11 зарядное устройство 10 отключено. Инвертор 4 стабилизирует напряжение на обмотке 5 трансформатора 6, соответствующее напряжению на нагрузке 13 по сигналам цифровой системы управления 3 в своем верхнем поддиапазоне, которая использует напряжение обратной связи (напряжение шины питания нагрузки).When the battery is charged 11, the charger 10 is disconnected. The inverter 4 stabilizes the voltage on the winding 5 of the transformer 6, corresponding to the voltage on the load 13 according to the signals of the digital control system 3 in its upper subband, which uses the feedback voltage (voltage of the load supply bus).

При необходимости включения в работу ЭРДУ, по сигналам с цифровой системы управления 3 в выпрямителе 16 коммутируется напряжение анодного питания на СПД 17 и включается СПУ 14. Управляющие напряжения (стабилизатора накала катода, источника поджига и источника питания термодросселя) с СПУ 14, а также силовое анодное питание с выпрямителя 15 на СПД 17 подаются в соответствии с требуемым алгоритмом работы СПД [3].If it is necessary to turn on the electric propulsion system, the signals from the digital control system 3 in the rectifier 16 switch the voltage of the anode supply to the SPD 17 and turn on the SPU 14. The control voltages (cathode stabilizer, ignition source and power supply of the thermal reactor) with SPU 14, as well as power anode power from the rectifier 15 to the SPD 17 are supplied in accordance with the required algorithm of the SPD [3].

2. Мощность нагрузки по двум силовым выходам меньше мощности генерируемой СБ (Р_H<Р_CБmах), АБ разряжена2. The load power at two power outputs is less than the power generated by the SB (P _H <P _SBmax ), the _{battery is} discharged

При получении сигнала с УКЗБ 9 о необходимости заряда аккумуляторной батареи 11 включается ЗУ 10 по сигналу с цифровой системы управления 3, которое начинает открываться и направлять ток в АБ 11. Если суммарное значение мощности заряда АБ 11 (ЗУ 10 работает в режиме токоограничения) и мощности нагрузки 13 меньше максимального значения мощности генерируемой СБ 1, то режим работы соответствует режиму 1, описанному выше. В этом случае мощность заряда АБ 11 является дополнительной нагрузкой, не изменяющей режим функционирования СЭС.Upon receipt of a signal from UKZB 9 about the need to charge the battery 11, the charger 10 is turned on by a signal from the digital control system 3, which starts to open and direct the current to the battery 11. If the total charge power of the battery is 11 (the charger 10 operates in current limiting mode) and power load 13 is less than the maximum value of the power generated by SB 1, then the operation mode corresponds to mode 1 described above. In this case, the charge power of the battery 11 is an additional load that does not change the mode of operation of the SES.

В случае, если суммарное значение мощности заряда АБ 11 и мощности нагрузки 13 больше максимального значения мощности генерируемой СБ 1, то напряжение на шине питания нагрузки 13 понижается до поддиапазона регулирования зарядного устройства 10, которое начинает ограничивать ток заряда АБ 11, стабилизируя тем самым выходное напряжение СЭС.If the total value of the charge power AB 11 and the load power 13 is greater than the maximum value of the power generated by SB 1, then the voltage on the power supply bus of load 13 is reduced to the control sub-range of the charger 10, which begins to limit the charge current of AB 11, thereby stabilizing the output voltage SES.

Как только напряжение на шине питания нагрузки 13 становиться ниже поддиапазона регулирования инвертора 4 цифровая система управления 3 переводит инвертор 4 в режим регулирования напряжения СБ 1 по сигналам управления от экстремального регулятора мощности СБ, входящего в состав цифровой системы управления 3. ЭРМ перемножая сигналы датчика тока 2 и напряжения от СБ 1 вычисляет текущее значение мощности, генерируемое солнечной батареей 1, и, изменяя значение напряжения СБ 1 в диапазоне поиска экстремума, находит оптимальное значение напряжения СБ 1.As soon as the voltage on the load power bus 13 falls below the inverter control sub-range 4, the digital control system 3 puts the inverter 4 into the voltage control mode SB 1 according to the control signals from the extreme power regulator SB, which is part of the digital control system 3. The computer multiplying the signals of the current sensor 2 and voltage from SB 1 calculates the current value of power generated by the solar battery 1, and, changing the voltage value of SB 1 in the search range of the extremum, finds the optimal voltage value I SAT 1.

Таким образом инвертор 4 обеспечивает отбор от СБ 1 максимум мощности, а ЗУ 10 стабилизирует выходное напряжение отправляя весь излишек мощности СБ 1 на заряд АБ 11.Thus, the inverter 4 provides maximum power from SB 1, and the charger 10 stabilizes the output voltage by sending all the excess power of SB 1 to the charge of AB 11.

3. Мощность нагрузки по двум силовым выходам больше мощности генерируемой СБ (Р_H<Р_CБmах), разряд АБ. Питание нагрузки от СБ и АБ.3. The load power at two power outputs is greater than the power generated by the SB (P _H <P _SBmax ), the discharge of AB. Power supply from SB and AB.

3.1 Мощность нагрузки по силовому выходу анодного питания СПД меньше мощности генерируемой СБ.3.1 The load power on the power output of the anode power supply of the SPD is less than the power generated by the SB.

При увеличении мощности нагрузки до значения большего, чем может генерировать СБ 1 в режиме экстремального регулирования мощности (Р_H<Р_{CБ ЭРМ}) заряд АБ 11 прекращается, ЗУ 10 закрывается. Напряжение на шине питания нагрузки 13 понижается до поддиапазона регулирования разрядного устройства (РУ) 12, которое начинает регулировать выходное напряжение на основной выходной шине (100 В) в своем (нижнем) поддиапазоне, восполняя весь недостаток мощности в нагрузке 13.When the load power increases to a value greater than what SB 1 can generate in the extreme power control mode (P _H <P _{SB ERM} ), the _battery 11 stops, the charger 10 closes. The voltage on the load supply bus 13 is reduced to the sub-range of regulation of the discharge device (RU) 12, which begins to regulate the output voltage on the main output bus (100 V) in its (lower) sub-range, making up for all the lack of power in the load 13.

Режим работы инвертора 4 не изменяется, он по-прежнему регулирует напряжение СБ 1 в области экстремума мощности по сигналам ЭРМ и обеспечивает анодное электропитание СПД через обмотку 15 трансформатора 6 и выпрямитель 16.The mode of operation of the inverter 4 does not change; it still regulates the voltage of SB 1 in the region of the power extremum according to the ERM signals and provides the anode power supply to the SPD through the winding 15 of transformer 6 and the rectifier 16.

При уменьшении мощности нагрузки до значений меньших, чем генерирует СБ 1 в режиме ЭРМ (Р_H<Р_{CБ ЭРМ}) разряд АБ 11 прекращается, напряжение на шинах питания нагрузок повышается до поддиапазона регулирования зарядного устройства 10, которое вновь начнет регулировать выходное напряжение отправляя весь излишек мощности СБ 1 на заряд АБ 11.When the load power decreases to values lower than that generated by SB 1 in the ERM mode (Р _H <Р _{СБ ЭРМ} ), the discharge of the AB 11 stops, the voltage on the load power buses rises to the control sub-range of the charger 10, which again starts to regulate the output voltage sending all the excess power of SB 1 per charge of AB 11.

3.2 Мощность нагрузки по силовому выходу анодного питания СПД больше мощности генерируемой СБ.3.2 The load power on the power output of the anode power supply of the SPD is greater than the power generated by the SB.

По сигналам с цифровой системы управления ЭРДУ выключается, СПУ 14, коммутатор выпрямителя 16 снимает напряжение с анода СПД 17.According to the signals from the digital control system, the ERD turns off, the control unit 14, the rectifier switch 16 removes voltage from the anode of the control unit 17.

4. Солнечная батарея не генерирует мощность (Р_СБ=0), разряд АБ. СПУ 14 и СПД 17 не работают, выпрямитель 16 с емкостным накопителем энергии от СПД 17 отключен.4. The solar battery does not generate power (P _SB = 0), battery discharge. SPU 14 and SPD 17 do not work, the rectifier 16 with a capacitive energy storage from SPD 17 is disconnected.

При попадании КА в тень Земли или отворотах панелей СБ 1 от Солнца солнечная батарея 1 не генерирует мощность (Р_СБ=0). Напряжение на шине питания нагрузки 13 понижается до поддиапазона регулирования разрядного устройства 12, которое начинает регулировать выходное напряжение в своем (нижнем) поддиапазоне, восполняя весь недостаток мощности в нагрузке 13. Инвертор 4 находится в ждущем режиме.When the spacecraft enters the Earth’s shadow or the flaps of the SB 1 panels from the Sun, the solar battery 1 does not generate power (P _SB = 0). The voltage on the load power bus 13 is reduced to the control sub-range of the discharge device 12, which begins to regulate the output voltage in its (lower) sub-range, making up for all the lack of power in the load 13. The inverter 4 is in standby mode.

Таким образом, при использовании предлагаемой СЭС достигается повышение удельной энергетической эффективности (Вт/кг) за счет реализации однократного преобразования энергии СБ для силового электропитания бортовых потребителей с другими требуемыми значениями напряжения питания, отличающимися от напряжения выходной стабилизированной шины питания нагрузки (питания анода СПД).Thus, when using the proposed SES, an increase in specific energy efficiency (W / kg) is achieved due to the implementation of a single conversion of SB energy for power supply of on-board consumers with other required supply voltage values that differ from the voltage of the output stabilized load power bus (SPD anode supply).

Например, при использовании предложенной СЭС для электропитания ЭРДУ, повышается КПД передачи энергии от СБ для силового анодного питания СПД и значительно уменьшается масса СПУ, так как функцию анодного питания выполняет инвертор регулятора напряжения СБ. Масса регулятора напряжения СБ изменяется незначительно, так как добавляется только выпрямитель анодного питания 15. Расчетные мощности инвертора 4 и трансформатора 6 не изменяются.For example, when using the proposed SES for powering the electric propulsion system, the efficiency of energy transfer from the SB increases for the power anode power supply of the SPD and the mass of the power supply is significantly reduced, since the inverter of the voltage regulator performs the function of the anode power supply. The mass of the voltage regulator SB does not change significantly, since only the anode supply rectifier 15 is added. The rated powers of the inverter 4 and transformer 6 are not changed.

Использованные источникиUsed sources

1. Пат. РФ №2101831, H02J 7/35. Система электропитания с экстремальным регулированием мощности фотоэлектрической батареи. / К.Г. Гордеев, С.П. Черданцев, Ю.А. Шиняков. Заявка №95119971 от 27.11.1995. Опубл. 10.01.1998, Бюл. №1.1. Pat. RF №2101831, H02J 7/35. Power system with extreme power regulation of the photovoltaic battery. / K.G. Gordeev, S.P. Cherdantsev, Yu.A. Shinyakov. Application No. 95119971 dated 11/27/1995. Publ. 01/10/1998, Bull. No. 1.

2. Системы электропитания для больших платформ на геостационарной орбите / В.В. Хартов, Г.Д. Эвенов, B.C. Кудряшов, М.В. Лукьяненко // Электронные и электромеханические системы и устройства: Сб. науч. тр. - Новосибирск: Наука, 2007. - С. 7-16.2. Power supply systems for large platforms in geostationary orbit / V.V. Khartov, G.D. Evenov, B.C. Kudryashov, M.V. Lukyanenko // Electronic and Electromechanical Systems and Devices: Sat. scientific tr - Novosibirsk: Nauka, 2007 .-- S. 7-16.

3. Системы электропитания и управления электрореактивными двигательными установками автоматических космических аппаратов / К.Г. Гордеев, А.А. Остапущенко, В.Н. Галайко, М.П. Волков // Известия Томского политехнического университета. 2009. Т. 315. №4. С. 131-136.3. Power supply systems and control of electric propulsion systems of automatic spacecraft / K.G. Gordeev, A.A. Ostapuschenko, V.N. Galayko, M.P. Volkov // Bulletin of the Tomsk Polytechnic University. 2009.V. 315. No. 4. S. 131-136.

4. Пат. РФ №2574565, H02J 7/00. Система электропитания космического аппарата с регулированием мощности солнечной батареи инверторно-трансформаторным преобразователем. / Ю.А. Шиняков, А.В. Осипов, С.Б. Сунцов, В.Н. Школьный, М.М. Черная. Заявка: 2014135535 от 01.09.2014. Опубл. 10.02.2016. Бюл. №4.4. Pat. RF №2574565, H02J 7/00. The power supply system of the spacecraft with solar power regulation by an inverter-transformer converter. / Yu.A. Shinyakov, A.V. Osipov, S.B. Suntsov, V.N. School, M.M. Black. Application: 2014135535 from 09/01/2014. Publ. 02/10/2016. Bull. Number 4.

Claims

The power supply system of the spacecraft, consisting of a solar battery connected by its plus and minus buses to the voltage regulator, with a current sensor and a transformer installed in the plus bus, the primary winding of which is connected to the voltage regulator constructed according to the inverter bridge circuit, and the secondary winding is connected to the inputs a rectifier containing an output LC filter, one of the outputs of which is connected to the input of the charger, the output of the discharge device and the input of the load, the output of the charger The property is connected to the input of the discharge device and one of the power terminals of the battery, the measuring outputs of which are connected to the measuring inputs of the device for monitoring the degree of charge, the second power output of the rectifier is connected to the other power terminal of the battery and the second load input, a control system with an extreme solar power controller connected by a measuring input to the output of the current sensor, as well as other measuring inputs with power buses of the solar battery and load controlling transistors of the voltage regulator with an input C-filter, characterized in that the second output winding of the transformer is connected to the inputs of the second power rectifier with a capacitive energy storage device and a switch, the power outputs of which are connected to the power inputs of the anode power supply of a stationary plasma engine, and the control input is connected to the control output of the digital control system, the information inputs of which are connected to the output of the power rectifier with a capacitive energy storage and switch, the output of the charge degree control device and the output of the stationary plasma engine power and control system, other control outputs of the digital control system are connected to the inputs of the charger, discharge device and the stationary plasma engine power and control system connected by its power inputs to the power outputs of the first rectifier, and n outputs to n power inputs of a stationary plasma engine.