RU2705537C2 - Method for direct current load supply in autonomous power supply systems of spacecrafts for wide range of load power and autonomous power supply system for implementation thereof - Google Patents
Method for direct current load supply in autonomous power supply systems of spacecrafts for wide range of load power and autonomous power supply system for implementation thereof Download PDFInfo
- Publication number
- RU2705537C2 RU2705537C2 RU2018105410A RU2018105410A RU2705537C2 RU 2705537 C2 RU2705537 C2 RU 2705537C2 RU 2018105410 A RU2018105410 A RU 2018105410A RU 2018105410 A RU2018105410 A RU 2018105410A RU 2705537 C2 RU2705537 C2 RU 2705537C2
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- load
- power
- stabilized
- spacecraft
- power supply
- Prior art date
Links
Images
Landscapes
- Charge And Discharge Circuits For Batteries Or The Like (AREA)
Abstract
Description
Изобретение относится к области космической техники и может быть использовано при проектировании космических аппаратов (КА).The invention relates to the field of space technology and can be used in the design of spacecraft (SC).
Космический аппарат представляет собой (см. Космические аппараты. Под общей редакцией К.П. Феоктистова, М., Воениздат, 1993, [1]) техническое устройство, состоящее из целевой аппаратуры и обеспечивающих систем.A spacecraft is (see. Spacecraft. Under the general editorship of KP Feoktistov, M., Military Publishing House, 1993, [1]) a technical device consisting of target equipment and supporting systems.
В качестве целевой аппаратуры используется преимущественно связная аппаратура. В число обеспечивающих систем входят: система электропитания (СЭП), система ориентации КА, бортовой комплекс управления, система терморегулирования и другие системы в зависимости от типа и назначения КА.As the target equipment, mainly communication equipment is used. Supporting systems include: power supply system (BOT), spacecraft orientation system, onboard control complex, temperature control system and other systems depending on the type and purpose of the spacecraft.
К числу систем современных КА, по сути определяющих срок активного существования КА, относится в первую очередь система электропитания.Among the systems of modern spacecraft, which essentially determine the period of active existence of the spacecraft, is primarily the power supply system.
СЭП должна обладать высокой надежностью и «живучестью» в условиях нештатных воздействий.BOT should have high reliability and "survivability" under emergency conditions.
Важным параметром СЭП является так же ее стоимость (финансовые затраты на ее создание).An important parameter of the BOT is its cost (financial costs of its creation).
Известны способы питания нагрузки постоянным током в автономных системах электропитания КА, описанные в монографии «Системы электропитания космических аппаратов, Новосибирск, ВО «Наука», 1994 г.» [2].Known methods for supplying DC load in autonomous spacecraft power systems are described in the monograph "Spacecraft Power Systems, Novosibirsk, VO" Nauka ", 1994" [2].
Известные способы и автономные системы электропитания КА предусматривают стабилизацию напряжения от первичного источника ограниченной мощности (солнечной батареи) на нагрузке стабилизированными преобразователями различного типа.Known methods and autonomous spacecraft power supply systems provide for voltage stabilization from a primary source of limited power (solar battery) at the load with stabilized converters of various types.
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 A 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).Known spacecraft power systems that provide: stabilization of a constant voltage at a load (with an accuracy of 0.5 ÷ 1.0% of the nominal value), stabilization of voltage on a solar battery, at which power is removed from it near the optimum operating point of the volt-ampere characteristics (I – V characteristics), as well as the optimal algorithms for controlling the operating modes of rechargeable batteries, which ensure the maximum possible capacitive parameters during long-term cycling of batteries in orbit. As an example of such power supply systems, let us cite the design of the BOT for a geostationary-connected communication spacecraft described in the article A POWER, FOR A 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.In the structural scheme of the SES, the solar battery is divided into 16 sections, each of which is regulated by its own shunt voltage regulator, and the outputs of the sections are connected via decoupling diodes to a common stabilized bus, on which 42 V ± 1% is supported. Shunt stabilizers maintain a voltage of 42 V on the sections of the solar battery, and the design of the solar battery is carried out in such a way that at the end of 15 years the optimal operating point of the I-V characteristic corresponds to this voltage.
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.With the achieved high tactical and technical characteristics of the solar cells of modern spacecraft, they have a common drawback - they are not universal, which limits the scope of their use and increases the financial costs of creating new spacecraft.
Наиболее близким техническим решением является патент RU №2535662 «Способ питания нагрузки постоянным током», который выбран в качестве прототипа.The closest technical solution is the patent RU No. 2535662 "Method of supplying a load with direct current", which is selected as a prototype.
Известный способ заключается в питании нагрузки постоянным током с несколькими номиналами выходного напряжения от первичного источника ограниченной мощности, например солнечной батареи, и вторичного источника электроэнергии, например аккумуляторной батареи, заключающийся в стабилизации напряжения на нагрузках и согласовании работы первичного и вторичного источников электроэнергии, причем вначале стабилизируют напряжение на нагрузке, имеющей максимальное выходное напряжение питания, посредством параллельного стабилизированного преобразователя, содержащего силовой транзисторный ключ и схему управления с широтно-импульсным модулятором, а стабилизацию напряжения остальных нагрузок проводят от шин питания первой нагрузки сериесными стабилизированными преобразователями, при этом согласование работы первичного и вторичного источников электроэнергии проводят только на первом уровне стабилизации напряжения, кроме того, первичный источник ограниченной мощности делят на «т» секций, отличающийся тем, что силовой транзисторный ключ параллельного короткозамкнутого стабилизированного преобразователя делят так же на «m» единичных силовых транзисторных ключей и каждую секцию первичного источника ограниченной мощности стабилизируют соответствующим силовым транзисторным ключом параллельного стабилизированного преобразователя, при этом управление силовыми транзисторными ключами проводят от общей схемы управления с широтно-импульсным модулятором. При этом количество секций первичного источника ограниченной мощности выбирают исходя из соотношения:The known method consists in powering the load with direct current with several ratings of the output voltage from a primary source of limited power, for example a solar battery, and a secondary source of electricity, such as a battery, which consists in stabilizing the voltage at the loads and coordinating the operation of the primary and secondary sources of electricity, and first stabilize voltage across a load having a maximum output supply voltage by means of parallel stabilized a converter containing a power transistor switch and a control circuit with a pulse-width modulator, and voltage stabilization of the remaining loads is carried out from the power supply buses of the first load with series-stabilized converters, while the coordination of the primary and secondary power sources is carried out only at the first voltage stabilization level, in addition, primary source of limited power is divided into "t" sections, characterized in that the power transistor switch parallel short-circuited a stabilized transmitter share the same for «m» single power transistor switches and each section of the primary source of limited power stabilized power transistor corresponding key stabilized parallel converter, the control of the power semiconductor switches is carried out by the general control circuit with pulse width modulator. The number of sections of the primary source of limited power is selected based on the ratio:
m≥Рпи/Рд, гдеm≥Rpi / Rd, where
Рпи - мощность первичного источника ограниченной мощности;RPI is the power of the primary source of limited power;
Рд - мощность дежурной нагрузки КА.Rd is the power of the standby load of the spacecraft.
Известный способ позволяет достичь высоких удельных энергетических характеристик автономной системы электропитания КА, однако вопросы обеспечения функциональной надежности известным способом решаются недостаточно.The known method allows to achieve high specific energy characteristics of the autonomous spacecraft power supply system, however, the issues of ensuring functional reliability in a known manner are not sufficiently solved.
Задачей заявляемого изобретения является повышение эксплуатационной надежности, и сокращение периода времени при создании автономных систем электропитания КА для широкого диапазона мощности нагрузки КА.The objective of the invention is to increase operational reliability, and reduce the time period when creating autonomous spacecraft power systems for a wide range of spacecraft load power.
Техническим результатом изобретения является создание унифицированного ряда автономных систем электропитания КА, с использованием унифицированных единичных модулей для широкого диапазона мощности нагрузки КА, повышение эксплуатационной надежности и сокращение периода времени при создании автономных систем электропитания КА.The technical result of the invention is the creation of a unified range of autonomous spacecraft power systems, using standardized single modules for a wide range of spacecraft load power, increasing operational reliability and reducing the time period when creating autonomous spacecraft power systems.
Поставленная задача решается тем, что в способе питания нагрузки постоянным током в автономных системах электропитания космических аппаратов для широкого диапазона мощности от первичного источника ограниченной мощности - солнечной батареи, и вторичного источника электроэнергии - аккумуляторной батареи, заключающийся в стабилизации «m» номиналов напряжения нагрузки с использованием параллельных и последовательных (сериесных) стабилизированных преобразователей напряжения, а так же зарядных и разрядных устройств аккумуляторных батарей, преобразователи напряжения и зарядные и разрядные устройства выполняют в виде единичных модулей, причем каждый единичный модуль рассчитывают исходя из наименьшей потребительской потребности космического аппарата по мощности нагрузки, а обеспечение более высокой потребительской потребности обеспечивают набором соответствующих единичных модулей, при этом, для параллельного стабилизированного преобразователя обеспечение более высокой потребительской потребности обеспечивают одновременно с соответствующим секционированием первичного источника ограниченно мощности.The problem is solved in that in the method of supplying the load with direct current in the autonomous power supply systems of spacecraft for a wide range of power from the primary source of limited power - the solar battery, and the secondary source of electricity - the battery, which consists in stabilizing the "m" load voltage values using parallel and serial (serial) stabilized voltage converters, as well as battery chargers and discharge devices voltage converters and charging and discharging devices are performed in the form of unit modules, each unit module being calculated on the basis of the spacecraft’s smallest consumer demand for load power, and providing higher consumer demand is provided by a set of appropriate unit modules, in addition, for a parallel stabilized converter providing higher consumer needs provide simultaneously with appropriate partitioning rvichnogo limited power source.
При этом в автономной системе электропитания космического аппарата для реализации способа, содержащей солнечные батареи, подключенные к нагрузке через стабилизированный преобразователь напряжения, аккумуляторные батареи, подключенные к солнечным батареям через зарядные устройства, а к нагрузке - через разрядные устройства, стабилизированный преобразователь напряжения и зарядные и разрядные устройства выполняют набором единичных модулей, рассчитанных на минимальную нагрузку потребления, а тип стабилизированного преобразователя напряжения выбирают с учетом мощности нагрузки, кроме того, стабилизированный преобразователь напряжения, при мощности нагрузки до 2 кВт, выполняют последовательного (сериесного) типа, при мощности нагрузки от 2 до 15 кВт и выше - параллельного типа, кроме того, при мощности нагрузки от 2 до 15 кВт на выходе параллельного стабилизированного преобразователя напряжения дополнительно устанавливают стабилизированный преобразователь последовательного (сериесного) типа.Moreover, in the autonomous power supply system of the spacecraft for implementing the method comprising solar panels connected to the load through a stabilized voltage converter, rechargeable batteries connected to the solar panels through chargers, and to the load through discharge devices, a stabilized voltage converter and charging and discharging devices perform a set of unit modules designed for minimum load consumption, and the type of stabilized converter n the voltages are selected taking into account the load power, in addition, the stabilized voltage converter, with a load power of up to 2 kW, is of a sequential (serial) type, with a load power of 2 to 15 kW and above, a parallel type, in addition, with a load power of 2 up to 15 kW at the output of a parallel stabilized voltage converter, an additional stabilized converter of a serial (series) type is additionally installed.
Известно, что для питания различной аппаратуры конкретного КА в реализованных в настоящее время 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.It is known that for supplying various equipment of a particular spacecraft in the currently implemented BOT, a single DC bus is formed with one or two voltage ratings, for example, 27 V, or 27 V and 40 V, or 27 V and 100 V.
При изменении выходной мощности СЭП требуется ее новая разработка, с соответствующими затратами времени и финансовыми издержками.When changing the output power of the BOT, its new development is required, with corresponding time and financial costs.
Действительно, разработка унифицированного ряда систем электропитания на базе унифицированных модулей позволит повысить эксплуатационную надежность СЭП и сократить затраты времени для создания СЭП для каждого нового КА.Indeed, the development of a unified range of power supply systems based on unified modules will increase the operational reliability of the BOT and reduce the time required to create the BOT for each new spacecraft.
Основа СЭП, кроме источников (первичного и вторичного) электроэнергии, это стабилизированные преобразователи напряжения.The basis of the SES, in addition to sources (primary and secondary) of electricity, is stabilized voltage converters.
Последовательный (сериесный) стабилизированный преобразователь напряжения обладает возможностью экстремального регулирования напряжения солнечных батарей, что до определенной мощности нагрузки (2 кВт) компенсирует (более того, повышает эффективность использования первичного источника электроэнергии) потери на последовательном ключе стабилизированного преобразователя. С ростом выходной мощности СЭП (при мощности нагрузки более 2 кВт) потери на последовательном ключе стабилизированного преобразователя становятся вначале соизмеримыми с эффектом от экстремального регулирования, а затем превышающими его.A sequential (serial) stabilized voltage converter has the ability to regulate the voltage of solar panels in an extreme way, which compensates (moreover, increases the efficiency of using the primary source of electricity) a loss on the serial key of a stabilized converter. With an increase in the output power of the SES (with a load power of more than 2 kW), the losses on the serial key of the stabilized converter become at first commensurate with the effect of extreme regulation, and then exceed it.
В то же время, на современных КА часть «сервисной» аппаратуры традиционно питается от шины 27 В, в то время как основной потребитель мощности - сеансная (целевая) аппаратура (и некоторые другие) питаются от шины 100 В.At the same time, on modern spacecraft, part of the “service” equipment is traditionally powered by a 27 V bus, while the main consumer of power - session (target) equipment (and some others) are powered by a 100 V.
До определенной выходной мощности СЭП КА использование такого питания «сервисной» аппаратуры оправдано необходимыми затратами на переработку ее под шину 100 В, однако с повышением выходной мощности СЭП КА выше 15 кВт (с соответствующим повышением мощности и «сервисной» аппаратуры) этот аргумент нивелируется и переход на шину 100 В для «сервисной» аппаратуры становится предпочтительным.Up to a certain output power of the spacecraft’s BMS, the use of such power of the “service” equipment is justified by the necessary costs for processing it under the 100 V bus, however, with an increase in the power output of the BMS of the spacecraft above 15 kW (with a corresponding increase in power and “service” equipment), this argument is leveled and on a 100 V bus for “service” equipment becomes preferable.
Для создания унифицированного ряда систем электропитания необходимо определить номенклатуру и мощность единичных модулейTo create a unified range of power supply systems, it is necessary to determine the nomenclature and power of individual modules
Конструкция источников электроэнергии: первичных (преимущественно солнечные батареи) и вторичных (аккумуляторные батареи) в большой степени зависит от конструкции самого КА. При этом они составляют порядка (70-80)% массы автономной системы электропитания, и делить их на конструктивно законченные единичные модули в большинстве случаев неэффективно из-за неоправданного существенного снижения их удельных энергетических характеристик и отсутствия выигрыша в финансовых затратах.The design of electric power sources: primary (mainly solar batteries) and secondary (storage batteries) to a large extent depends on the design of the spacecraft itself. At the same time, they make up about (70-80)% of the mass of the autonomous power supply system, and to divide them into structurally complete single modules is in most cases inefficient due to an unjustified significant decrease in their specific energy characteristics and lack of gain in financial costs.
Что касается автоматики автономной системы электропитания, то преобразователи напряжения первичного источника электроэнергии и зарядные и разрядные устройства позволяют (без существенного ущерба для удельных энергетических характеристик автономной системы электропитания) конструктивное их исполнение выполнить в виде набора единичных модулей. При этом финансовые затраты на создание автоматики автономной системы электропитания минимизируются. Соответственно минимизируется период времени для создания автономной системы электропитания конкретного КА из ряда КА для широкого диапазона мощности нагрузки.As for the automation of the autonomous power supply system, the voltage converters of the primary electric power source and charging and discharge devices allow (without significant damage to the specific energy characteristics of the autonomous power supply system) design to be performed in the form of a set of unit modules. At the same time, the financial costs of creating automation of an autonomous power supply system are minimized. Accordingly, the time period for creating an autonomous power supply system for a specific spacecraft from a number of spacecraft for a wide range of load power is minimized.
Каждый единичный модуль рассчитывают исходя из наименьшей потребительской потребности космического аппарата по мощности нагрузки в разрабатываемом диапазоне КА различной мощности, а обеспечение более высокой потребительской потребности обеспечивают набором соответствующих единичных модулей, при этом, для параллельного стабилизированного преобразователя обеспечение более высокой потребительской потребности обеспечивают одновременно с соответствующим секционированием первичного источника ограниченной мощности.Each unit module is calculated on the basis of the spacecraft’s lowest consumer demand for load power in the spacecraft range under development of various powers, and a higher consumer demand is provided by a set of appropriate single modules, while for a parallel stabilized converter, higher consumer demand is provided simultaneously with appropriate partitioning primary source of limited power.
Суть предлагаемого способа можно пояснить на примере функциональных схем автономной системы электропитания, представленных на фиг. 1 и 2.The essence of the proposed method can be illustrated by the example of functional diagrams of the autonomous power supply system shown in FIG. 1 and 2.
Система электропитания содержит солнечную батарею (первичный источник ограниченной мощности) 1, состоящую из двух крыльев 1/1 и 1/2, каждое из которых состоит из «n» электрически развязанных секций 1/1(1/2)1, …1/1(1/2)n, подключенную к выходным шинам (+27 В или +100 В, относительно шины минус общий) через стабилизированный преобразователь напряжения последовательного (сериесного) 2/1с или параллельного (шунтового) 2/1ш типа в составе автоматики системы электропитания 2.The power supply system contains a solar battery (primary source of limited power) 1, consisting of two
Аккумуляторные батареи 3/1 и 3/2 (в примере используются 2 аккумуляторные батареи), подключенные через зарядно-разрядные преобразователи 2/2-1 и 2/2-2 (каждый из которых содержит зарядное ЗУ и разрядное РУ устройства), при этом выходы разрядных преобразователей РУ могут быть подключены к входу выходного фильтра 4 (фиг. 2) либо выходу стабилизированного преобразователя (фиг. 1). ЗУ и РУ состоят из одного или нескольких параллельно включенных модулей, для обеспечения требующейся мощности.
Параллельный (шунтовой) стабилизированный преобразователь 2/1ш состоит из 2n единичных модулей 2/1ш1, …2/1шn, 2/1шn+1, …2/1ш2n - по числу секций солнечной батареи, и выходного фильтра 4. При этом число «n» выбирается исходя из требующейся выходной мощности системы электропитания и мощности одного модуля для обеспечения работы в составе КА с наименьшей мощностью нагрузки.A parallel (shunt) stabilized
Последовательный (сериесный) преобразователь 2/1с состоит из одного или нескольких включенных параллельно модулей, для обеспечения требующейся мощности нагрузки, и выходного фильтра (на рисунке не показано).The serial (serial)
Кроме того, к шинам «+100 В» и «минус общий» нагрузки может быть подключен дополнительно последовательный (сериесный) преобразователь напряжения 2/1с, так же состоящий из одного или нескольких включенных параллельно модулей.In addition, an additional serial (serial)
Автономная система электропитания работает следующим образом.Autonomous power supply system operates as follows.
В процессе эксплуатации питание нагрузки осуществляется от солнечной батареи 1, состоящей из двух крыльев по «n» секций. При этом все секции постоянно подключены к нагрузке и не коммутируются. Стабилизация напряжения на нагрузке (на выходных шинах) осуществляется последовательным (сериесным) или параллельным (шунтовым), либо совместно и тем и другим стабилизированными преобразователями 2/1.During operation, the load is supplied from the
Аккумуляторные батареи 3 работают преимущественно в режиме хранения и периодических подзарядов от солнечной батареи 1 через зарядные устройства ЗУ. При прохождении КА теневых участков орбиты, либо при нарушении ориентации, нагрузка питается от аккумуляторной батареи 3 через разрядные устройства РУ.
При этом преобразователи напряжения и зарядные и разрядные устройства выполняют в виде единичных модулей, причем каждый единичный модуль рассчитывают исходя из наименьшей потребительской потребности космического аппарата по мощности нагрузки, а обеспечение более высокой потребительской потребности обеспечивают набором соответствующих единичных модулей, при этом, для параллельного стабилизированного преобразователя обеспечение более высокой потребительской потребности обеспечивают одновременно с соответствующим секционированием первичного источника ограниченно мощности. В автономной системе электропитания для реализации заявляемого способа стабилизированный преобразователь напряжения, при мощности нагрузки до 2 кВт, выполняют последовательного (сериесного) типа, при мощности нагрузки от 2 до 15 кВт - параллельного типа. Кроме того, при мощности нагрузки от 2 до 15 кВт на выходе параллельного стабилизированного преобразователя напряжения дополнительно устанавливают стабилизированный преобразователь последовательного (сериесного) типа.In this case, voltage converters and charging and discharging devices are performed in the form of unit modules, each unit module being calculated on the basis of the spacecraft’s lowest consumer demand for load power, and a higher consumer demand is ensured by a set of appropriate unit modules, in addition, for a parallel stabilized converter providing higher consumer needs provide simultaneously with appropriate partitioned em primary source of limited capacity. In an autonomous power supply system for the implementation of the proposed method, a stabilized voltage converter, with a load power of up to 2 kW, perform a serial (serial) type, with a load power of 2 to 15 kW - parallel type. In addition, when the load power is from 2 to 15 kW at the output of a parallel stabilized voltage converter, a stabilized converter of a serial (serial) type is additionally installed.
Таким образом, предлагаемый способ питания нагрузки постоянным током в автономной системе электропитания космических аппаратов для широкого диапазона мощности нагрузки и автономная система электропитания для его реализации позволяют создать унифицированный ряд систем электропитания, повысить эксплуатационную надежность системы электропитания и сократить период времени при создании автономных систем электропитания КА для широкого диапазона мощности нагрузки КА.Thus, the proposed method for supplying direct current loads to an autonomous power supply system for spacecraft for a wide range of load power and an autonomous power supply system for its implementation make it possible to create a unified series of power supply systems, increase the operational reliability of the power supply system and reduce the time period when creating autonomous spacecraft power systems for a wide range of spacecraft load power.
Claims (4)
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2018105410A RU2705537C2 (en) | 2018-02-13 | 2018-02-13 | Method for direct current load supply in autonomous power supply systems of spacecrafts for wide range of load power and autonomous power supply system for implementation thereof |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2018105410A RU2705537C2 (en) | 2018-02-13 | 2018-02-13 | Method for direct current load supply in autonomous power supply systems of spacecrafts for wide range of load power and autonomous power supply system for implementation thereof |
Publications (3)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2018105410A RU2018105410A (en) | 2019-08-13 |
| RU2018105410A3 RU2018105410A3 (en) | 2019-08-13 |
| RU2705537C2 true RU2705537C2 (en) | 2019-11-08 |
Family
ID=67640658
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2018105410A RU2705537C2 (en) | 2018-02-13 | 2018-02-13 | Method for direct current load supply in autonomous power supply systems of spacecrafts for wide range of load power and autonomous power supply system for implementation thereof |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2705537C2 (en) |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU211054U1 (en) * | 2021-10-18 | 2022-05-18 | Акционерное общество "Научно-производственная корпорация "Космические системы мониторинга, информационно-управляющие и электромеханические комплексы" имени А.Г. Иосифьяна" АО "Корпорация "ВНИИЭМ" | SPACE VEHICLE POWER SUPPLY SYSTEM |
Citations (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| EP0051959A1 (en) * | 1980-10-31 | 1982-05-19 | Solarex Corporation | Voltage regulator for photovoltaic charging systems |
| RU2535662C2 (en) * | 2013-02-22 | 2014-12-20 | Открытое акционерное общество "Информационные спутниковые системы" имени академика М.Ф. Решётнева" | Method for load feeding with constant current in independent electrical power supply system of artificial earth satellite |
| WO2016193618A1 (en) * | 2015-06-02 | 2016-12-08 | Airbus Defence And Space Sas | Artificial satellite |
-
2018
- 2018-02-13 RU RU2018105410A patent/RU2705537C2/en active
Patent Citations (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| EP0051959A1 (en) * | 1980-10-31 | 1982-05-19 | Solarex Corporation | Voltage regulator for photovoltaic charging systems |
| RU2535662C2 (en) * | 2013-02-22 | 2014-12-20 | Открытое акционерное общество "Информационные спутниковые системы" имени академика М.Ф. Решётнева" | Method for load feeding with constant current in independent electrical power supply system of artificial earth satellite |
| WO2016193618A1 (en) * | 2015-06-02 | 2016-12-08 | Airbus Defence And Space Sas | Artificial satellite |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU211054U1 (en) * | 2021-10-18 | 2022-05-18 | Акционерное общество "Научно-производственная корпорация "Космические системы мониторинга, информационно-управляющие и электромеханические комплексы" имени А.Г. Иосифьяна" АО "Корпорация "ВНИИЭМ" | SPACE VEHICLE POWER SUPPLY SYSTEM |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| RU2018105410A (en) | 2019-08-13 |
| RU2018105410A3 (en) | 2019-08-13 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| US6043629A (en) | Modular control electronics for batteries | |
| CN112119558A (en) | DC/DC converter for distributed storage and solar energy systems | |
| CN111181238A (en) | DET power supply system of satellite | |
| EP1782146A2 (en) | Distributed system for electrically supplying a power bus and method of controlling power supply using such 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 | |
| Fu et al. | New electrical power supply system for all-electric propulsion spacecraft | |
| CN211468826U (en) | Dynamic power system suitable for multi-load satellite | |
| RU2560720C1 (en) | Spacecraft power supply system with optimised control for solar battery power | |
| RU2476972C2 (en) | Method of feeding of load by direct current in autonomous electric power supply system of man-made sattelite | |
| RU2392718C1 (en) | Method for dc supply to load in autonomous power supply system of artificial earth satellite | |
| RU2705537C2 (en) | Method for direct current load supply in autonomous power supply systems of spacecrafts for wide range of load power and autonomous power supply system for implementation thereof | |
| RU2548664C2 (en) | Method of load feeding by direct current in autonomous electric power supply system of man-made satellite | |
| He et al. | Design of energy management system for a small solar-powered unmanned aerial vehicle | |
| RU173905U1 (en) | COMPLEX OF AUTOMATION AND STABILIZATION OF POWER SUPPLY OF SPACE VEHICLE | |
| RU2397594C2 (en) | Load feed method of artificial earth satellite, and independent electric power supply system for its implementation | |
| RU2535662C2 (en) | Method for load feeding with constant current in independent electrical power supply system of artificial earth satellite | |
| Kamel et al. | Sequential Switching Shunt Regulator for Satellite Power Control System | |
| RU2650100C1 (en) | High-voltage power supply system of spacecraft | |
| RU2313169C2 (en) | Off-line power supply system | |
| RU2699084C1 (en) | Spacecraft power supply system | |
| RU2752874C1 (en) | Method for supplying load with dc in autonomous power supply system of spacecraft | |
| RU2550079C2 (en) | Method of load feeding by direct current in autonomous electric power supply system of man-made satellite | |
| RU2704656C1 (en) | Power supply system of spacecraft with extreme solar battery power control | |
| RU2677963C1 (en) | Direct current power supply method in autonomous power supply system of space device and space device for its implementation | |
| Krishna et al. | Integration of RES using Multiport DC-DC converter and Load Management |