UA135957U - METHOD OF CONDUCTING RESOURCE TESTS OF COSMIC BATTERIES - Google Patents
METHOD OF CONDUCTING RESOURCE TESTS OF COSMIC BATTERIES Download PDFInfo
- Publication number
- UA135957U UA135957U UAU201901711U UAU201901711U UA135957U UA 135957 U UA135957 U UA 135957U UA U201901711 U UAU201901711 U UA U201901711U UA U201901711 U UAU201901711 U UA U201901711U UA 135957 U UA135957 U UA 135957U
- Authority
- UA
- Ukraine
- Prior art keywords
- batteries
- discharge
- tests
- module
- spacecraft
- Prior art date
Links
- 238000012360 testing method Methods 0.000 title claims abstract description 24
- 238000000034 method Methods 0.000 title claims abstract description 16
- JJWKPURADFRFRB-UHFFFAOYSA-N carbonyl sulfide Chemical compound O=C=S JJWKPURADFRFRB-UHFFFAOYSA-N 0.000 title 1
- 230000001351 cycling effect Effects 0.000 claims abstract description 5
- 230000001105 regulatory effect Effects 0.000 claims abstract description 4
- 238000007600 charging Methods 0.000 description 12
- 239000003990 capacitor Substances 0.000 description 2
- 230000001276 controlling effect Effects 0.000 description 2
- 238000007599 discharging Methods 0.000 description 2
- 238000005516 engineering process Methods 0.000 description 2
- 230000005540 biological transmission Effects 0.000 description 1
- 238000009933 burial Methods 0.000 description 1
- 238000004364 calculation method Methods 0.000 description 1
- 238000004891 communication Methods 0.000 description 1
- 238000012790 confirmation Methods 0.000 description 1
- 238000010586 diagram Methods 0.000 description 1
- 238000004870 electrical engineering Methods 0.000 description 1
- 238000005265 energy consumption Methods 0.000 description 1
- 230000002349 favourable effect Effects 0.000 description 1
- 229910052739 hydrogen Inorganic materials 0.000 description 1
- 239000001257 hydrogen Substances 0.000 description 1
- 125000004435 hydrogen atom Chemical class [H]* 0.000 description 1
- 230000007774 longterm Effects 0.000 description 1
- 238000004519 manufacturing process Methods 0.000 description 1
- 239000000463 material Substances 0.000 description 1
- 238000005259 measurement Methods 0.000 description 1
- 238000004377 microelectronic Methods 0.000 description 1
- 239000000047 product Substances 0.000 description 1
- 230000000191 radiation effect Effects 0.000 description 1
- 102220062177 rs786202861 Human genes 0.000 description 1
- 230000000087 stabilizing effect Effects 0.000 description 1
- 239000013589 supplement Substances 0.000 description 1
- 230000028016 temperature homeostasis Effects 0.000 description 1
Abstract
Спосіб проведення ресурсних випробувань акумуляторів космічного призначення ґрунтується на проведенні їх циклування у складі модуля з послідовно з'єднаних акумуляторів з контролем їх енергетичних характеристик. Випробування проводять у складі космічного апарата, що експлуатують, а кількість акумуляторів модуля обмежують наявністю надлишкової потужності в системі електричного живлення космічного апарата. При цьому зарядом і розрядом акумуляторів керують бортовою електронно-обчислювальною машиною, розряд акумуляторів проводять стабілізованим струмом, а температурний режим акумуляторів постійно регулюють у процесі проведення їх ресурсних випробувань.The method of conducting resource tests of space batteries is based on their cycling as part of a module of series-connected batteries with control of their energy characteristics. The tests are performed as part of the operating spacecraft, and the number of batteries of the module is limited by the presence of excess power in the power supply system of the spacecraft. The charge and discharge of the batteries are controlled by the on-board computer, the discharge of the batteries is carried out by a stabilized current, and the temperature of the batteries is constantly regulated in the process of conducting their resource tests.
Description
Корисна модель належить до електротехнічної галузі і може використовуватися при проведенні ресурсних випробувань обладнання космічних апаратів (КА), а саме акумуляторних батарей у складі КА.The useful model belongs to the electrical engineering field and can be used for resource tests of spacecraft equipment, namely, batteries in the spacecraft.
Важливою задачею при створенні КА є забезпечення його довговічної роботи по цільовому призначенню.An important task in the creation of a spacecraft is to ensure its long-term operation for its intended purpose.
Особливість космічної техніки полягає в тому, що вона, як правило, не підлягає ремонту. Це пов'язано з тим, що вартість засобів виведення, зазвичай, значно перевищує вартість самогоThe peculiarity of space technology is that, as a rule, it cannot be repaired. This is due to the fact that the cost of means of removal is usually much higher than the cost of the product itself
КА.CA.
Забезпечення погрібного ресурсу КА реалізується шляхом теоретичних розрахунків і вибору схемотехнічних рішень з наступним підтвердженням ресурсними випробуваннями апаратури.The provision of the burial resource of the spacecraft is realized by means of theoretical calculations and the selection of circuit and technical solutions, followed by confirmation by resource tests of the equipment.
Відомим є спосіб прискорених ресурсних випробувань акумуляторних батарей у наземних умовах, який грунтується на проведенні циклування (послідовного розряду і заряду) акумуляторів з контролем їх енергетичних характеристик Ідив. книгу "Микрозлектроннье злектросистемьі. Применения в радиозлектронике" под ред. Конева Ю.И., М, "Радио и связь", 1987. - б. 184-199).There is a well-known method of accelerated resource tests of accumulator batteries in ground conditions, which is based on carrying out cycling (sequential discharge and charge) of accumulators with control of their energy characteristics. See the book "Microelectronic electronic systems. Applications in radio electronics" edited by Koneva Yu.Y., M, "Radio and communication", 1987. - b. 184-199).
Недоліком відомого способу є неможливість повного відтворення льотних умов експлуатації (в основному, невагомості і радіаційних дій), що може викривити характер процесів, які протікають в акумуляторах, які випробують, і призвести до неправильних висновків.The disadvantage of the known method is the impossibility of fully reproducing flight operating conditions (mainly, weightlessness and radiation effects), which can distort the nature of the processes occurring in the tested batteries and lead to incorrect conclusions.
Найближчим аналогом до запропонованого способу по технічному рішенню є спосіб проведення ресурсних випробувань акумуляторів космічного призначення, який втілений у патенті РФ Мо 2.133.460, МПК Вб64Сс19/00, С105Е1/56, НОг.7/34, НОг.ОТ/35, НОТМ10/48, 1994 р. Цей спосіб грунтується на проведенні випробувань у складі КА в процесі його льотної експлуатації на фрагментах обладнання, які функціонально рівнозначні їх повномасштабному аналогу, у визначеному режимі підключення до автономної системи електричного живлення (СЕЖ), що містить сонячні батареї, зв'язані з навантаженням через перетворювач напруги, акумуляторні батареї, підключені через зарядні перетворювачі до сонячних батарей, а через розрядні перетворювачі - до навантаження, яка містить цільову апаратуру, бортову електронну обчислювальну машину (ЕОМ) та інші службові системи КА, причому автономна СЕЖ має модуль, з'єднаний фрагментом обладнання - терморегулюючу плиту зі встановленими на нійThe closest analogue to the proposed method in terms of the technical solution is the method of resource testing of space batteries, which is embodied in the patent of the Russian Federation Mo 2.133.460, IPC Вб64Сс19/00, С105Е1/56, НОг.7/34, НОг.ОТ/35, НОТМ10/ 48, 1994. This method is based on carrying out tests as part of the spacecraft during its flight operation on pieces of equipment that are functionally equivalent to their full-scale analogue, in a certain mode of connection to an autonomous electrical power system (SEZ) containing solar batteries, connected connected to the load through a voltage converter, batteries connected through charging converters to solar batteries, and through discharge converters to the load, which contains the target equipment, on-board electronic computer (ECM) and other service systems of the spacecraft, and the autonomous SEZ has a module, connected by a piece of equipment - a thermoregulating plate with installed on it
Зо послідовно з'єднаними акумуляторами, індивідуальні зарядні і розрядні перетворювачі, зв'язані відповідно з сонячними батареями і навантаженням автономної СЕЖ, а також з бортовою ЕОМ, при цьому кількість акумуляторів у модулі вибирається виходячи з наявного надлишку потужності сонячних батарей, власних електротехнічних характеристик модуля Фі енергоспоживання у черговому режимі КА.With serially connected batteries, individual charge and discharge converters connected to the solar batteries and the load of the autonomous SEZ, as well as to the on-board computer, while the number of batteries in the module is selected based on the available excess power of the solar batteries, the module's own electrical characteristics Fi energy consumption in the regular mode of the KA.
Недоліком цього способу є його невисокі експлуатаційні характеристики, такі як: - максимальна кількість акумуляторів у модулі обмежена наявністю надлишкової потужності сонячних батарей під час роботи сеансного навантаження. Обмеження кількості акумуляторів у деяких випадках не дозволяє у повному обсязі оцінити стабільність технології виробництва акумуляторів; - максимальна кількість акумуляторів у експериментальній батареї також обмежена значенням потужності навантаження КА у черговому режимі; - розряд акумуляторів експериментальної батареї виконується постійною потужністю, що не дозволяє порівняти результати ресурсних випробувань, які проводять у складі КА, з результатами ресурсних випробувань, які проводять у наземних умовах; - відсутня можливість забезпечення необхідних для перевірки роботи акумуляторів температурних умов, які відрізняються від умов, які створюються системою терморегулювання (СТР) конкретного КА.The disadvantage of this method is its low operational characteristics, such as: - the maximum number of batteries in the module is limited by the presence of excess power of solar batteries during session load operation. The limitation of the number of batteries in some cases does not allow to fully assess the stability of battery production technology; - the maximum number of batteries in the experimental battery is also limited by the value of the load power of the spacecraft in the duty mode; - the discharge of the batteries of the experimental battery is carried out at a constant power, which does not allow to compare the results of resource tests carried out in the spacecraft with the results of resource tests carried out in ground conditions; - there is no possibility of ensuring the temperature conditions necessary for checking the operation of the batteries, which differ from the conditions created by the thermoregulation system (TRS) of a specific spacecraft.
У той же час КА, призначені, наприклад, для телевізійних передач, в певні проміжки часу (які визначаються поясним часом) знаходяться у черговому режимі, коли сеансна апаратура не включена, і потужність СЕЖ, що є в наявності, попросту не використовується (робота сеансного навантаження КА складає протягом доби у середньому 40-60 95). При цьому наявність бортовоїAt the same time, CAs intended, for example, for television transmissions, in certain time intervals (which are determined by the clear time) are in standby mode, when the session equipment is not turned on, and the available power of the SEZ is simply not used (the operation of the session the load of the spacecraft during the day is on average 40-60 95). At the same time, the presence of onboard
ЕОМ дозволило б гнучко керувати проведенням зарядів і розрядів акумуляторів модуля у найбільш сприятливі періоди.The computer would allow to flexibly manage the charging and discharging of the module's batteries in the most favorable periods.
В основу корисної моделі поставлена задача створення удосконаленого способу проведення ресурсних випробувань акумуляторів космічного призначення, який би дозволяв підвищити його експлуатаційні характеристики шляхом уведення в нього нових операцій, таких як: - заряд і розряд акумуляторів керується бортовою електронно-обчислювальною машиною, розряд акумуляторів проводиться стабілізованим струмом, а температурний режим бо акумуляторів постійно регулюється у процесі проведення їх ресурсних випробувань, що дозволяє підвищити функціональні можливості ресурсних випробувань акумуляторів у складіThe basis of the useful model is the task of creating an improved method of conducting resource tests of space batteries, which would allow to increase its operational characteristics by introducing new operations into it, such as: - charge and discharge of batteries is controlled by an on-board electronic computer, battery discharge is carried out by a stabilized current , and the temperature regime of the batteries is constantly regulated during their resource tests, which allows to increase the functionality of resource tests of batteries in the
КА.CA.
Поставлена задача вирішується таким чином, що у запропонованому способі проведення ресурсних випробувань акумуляторів космічного призначення, який грунтується на проведенні їх циклування у складі модуля з послідовно з'єднаних акумуляторів з контролем їх енергетичних характеристик, причому випробування проводять у складі космічного апарата, що експлуатують, а кількість акумуляторів модуля обмежують наявністю надлишкової потужності в системі електричного живлення космічного апарата, згідно з корисною моделлю, зарядом і розрядом акумуляторів керують бортовою електронно-обчислювальною машиною, розряд акумуляторів проводять стабілізованим струмом, а температурний режим акумуляторів постійно регулюють у процесі проведення їх ресурсних випробувань.The task is solved in such a way that in the proposed method of carrying out resource tests of batteries for space purpose, which is based on carrying out their cycling as part of a module of serially connected batteries with control of their energy characteristics, and the tests are carried out as part of the operating spacecraft, and the number of batteries in the module is limited by the presence of excess power in the electrical power supply system of the spacecraft, according to the useful model, the charge and discharge of the batteries are controlled by the on-board electronic computer, the batteries are discharged with a stabilized current, and the temperature regime of the batteries is constantly regulated during their resource tests.
Для пояснення способу проведення випробувань додаються креслення, на яких зображена функціональна схема автономної СЕЖ КА, у якій втілюється даний спосіб, та його детальний опис.To explain the method of conducting the tests, drawings are attached, which show the functional diagram of the autonomous SEZ KA, which implements this method, and its detailed description.
Система містить сонячну батарею 1, підключену до навантаження 2 через перетворювач З напруги (у даному прикладі - послідовного типу), акумуляторну батарею 4, підключену через зарядний перетворювач 5 до сонячної батареї 1, а через розрядний перетворювач 6 - до навантаження 2.The system includes a solar battery 1 connected to a load 2 through a voltage converter (in this example, a series type), a storage battery 4 connected through a charging converter 5 to a solar battery 1, and through a discharge converter 6 to load 2.
Зарядний перетворювач 5 містить регульований ключ 7 і його схему 8 керування, вольтдодаючий вузол, який виконаний на трансформаторі 9, транзисторах 10а, 106 і випрямляч на діодах 11а і 116.The charging converter 5 contains an adjustable key 7 and its control circuit 8, a voltage-adding unit, which is made on a transformer 9, transistors 10a, 106 and a rectifier on diodes 11a and 116.
Розрядний перетворювач б містить регульований ключ 12, який керується схемою 13 керування. Цей перетворювач підключений до навантаження 2 через вихідний фільтр послідовного перетворювача З напруги.The bit converter b contains an adjustable key 12, which is controlled by a control circuit 13. This converter is connected to load 2 through the output filter of the series-to-voltage converter.
Перетворювач З напруги складається з регульованого ключа 14, що керується схемою 15 керування, вхідного фільтра - конденсатора 16 і вихідного фільтра на діоді 17, дроселі 18 і конденсаторі 19.The voltage converter consists of an adjustable key 14 controlled by a control circuit 15, an input filter - a capacitor 16 and an output filter on a diode 17, a choke 18 and a capacitor 19.
Схеми 8, 13, 15 керування перетворювачами виконані у вигляді широтно-імпульсних модуляторів, входом підключених до шин 8 напруги, що стабілізують. Схема 8 керуванняCircuits 8, 13, 15 for controlling the converters are made in the form of pulse-width modulators, the input of which is connected to the stabilizing voltage buses 8. Control scheme 8
Зо регульованого ключа 7 зарядного перетворювача 5 зв'язана також з шунтом 20 у ланцюгу заряду акумуляторної батареї 4.The adjustable key 7 of the charging converter 5 is also connected to the shunt 20 in the battery charge circuit 4.
Навантаження 2 має цільову апаратуру, бортову ЕОМ 21, пристрій телеметрії, командно- вимірювальну радіолінію.Load 2 has target equipment, on-board computer 21, telemetry device, command and measurement radio line.
Система має модуль 22, який включає терморегулюючу плиту 23 зі встановленими на ній послідовно з'єднаними акумуляторами 24, індивідуальний зарядний перетворювач 27, який виконаний на регульованому ключі 28 і має вольтдодаток 29, перемикач 30 і додатковий розрядний опір 31. Акумулятори 24 зв'язані через індивідуальний зарядний перетворювач 25 з навантаженням 2, а через розрядний перетворювач 27, а також перемикач 30 - з навантаженням 2 і додатковим розрядним опором 31.The system has a module 22, which includes a thermoregulating plate 23 with series-connected batteries 24 installed on it, an individual charging converter 27, which is made on an adjustable key 28 and has a voltage supplement 29, a switch 30 and an additional discharge resistance 31. The batteries 24 are connected through an individual charging converter 25 with a load of 2, and through a discharge converter 27, as well as a switch 30 - with a load of 2 and an additional discharge resistance 31.
Схеми 32 і 33, призначені для керування регульованими ключами, відповідно, 26 (індивідуального зарядного перетворювача 25) і 28 (індивідуального розрядного перетворювача 27), виконані у вигляді широтно-імпульсних модуляторів і зв'язані з шунтом 34 у ланцюгу акумуляторів 24, а вольтдодаток 29 може виконуватися аналогічно вольтдодаючому вузлу зарядного перетворювача 5.Circuits 32 and 33, designed to control the adjustable keys, respectively, 26 (individual charge converter 25) and 28 (individual discharge converter 27), are made in the form of pulse-width modulators and are connected to the shunt 34 in the battery circuit 24, and the voltage 29 can be performed similarly to the voltage-adding node of the charging converter 5.
Терморегулююча плита 23 містить температурні датчики 35 і нагрівачі 36. Температурні датчики 35 і нагрівачі 36 мають інформаційний зв'язок з навантаженням 2.The temperature control plate 23 contains temperature sensors 35 and heaters 36. Temperature sensors 35 and heaters 36 have an informational connection with load 2.
Робота системи здійснюється наступним чином.The system works as follows.
При наявності потужності сонячної батареї 1, яка є надлишковою для живлення навантаження 2 і заряду акумуляторної батареї 4, за командою з бортової ЕОМ 21 за допомогою схеми 23 керування включаються індивідуальний зарядний перетворювач 25 і здійснюється заряд акумуляторів 24.In the presence of the power of the solar battery 1, which is redundant for powering the load 2 and charging the battery 4, at the command from the on-board computer 21 with the help of the control circuit 23, the individual charging converter 25 is turned on and the batteries 24 are charged.
Індивідуальний зарядний перетворювач 25 відключається за командою з бортової ЕОМ 21 при досягненні необхідного у відповідності з визначеними критеріями ступеня зарядженості акумуляторів 24.The individual charging converter 25 is turned off according to the command from the on-board computer 21 when the necessary level of charge of the batteries 24 is reached in accordance with the specified criteria.
У випадку, якщо потужність розряду акумуляторів 24 перевищує потужність навантаження 2, можливо здійснити їх розряд на додатковий розрядний опір 31, зв'язаний з індивідуальним розрядним перетворювачем 27 через перемикач 30. У протилежному випадку (під час роботи цільової апаратури) можливим є розряд акумуляторів 24 на навантаження 2 КА. Розряд починається і закінчується за командами з бортової ЕОМ 21 за допомогою схеми 33 керування.If the discharge power of the batteries 24 exceeds the load power 2, it is possible to discharge them on an additional discharge resistance 31 connected to the individual discharge converter 27 through the switch 30. In the opposite case (during the operation of the target equipment), it is possible to discharge the batteries 24 for a load of 2 KA. Discharge starts and ends according to commands from the on-board computer 21 using the control circuit 33.
Крім включення і виключення у необхідні моменти часу індивідуальних зарядного 25 і розрядного 27 перетворювачів модуля 22, контролю параметрів акумуляторів 24, вибору навантаження (навантаження 2 КА або розрядного опору 31) у процесі роботи СЕЖ за своїм основним функціональним призначенням з бортової ЕОМ 21 виконується контроль температури терморегулюючої плити 23 за допомогою температурних датчиків 35 і керування роботою нагрівачів 36, регулювання уставок зарядного і розрядного струмів для забезпечення необхідних режимів і алгоритму циклування акумуляторів 24.In addition to turning on and off at the necessary moments the individual charger 25 and discharge 27 converters of the module 22, control of battery parameters 24, load selection (load 2 CA or discharge resistance 31) during the operation of the SEZ according to its main functional purpose, the on-board computer 21 performs temperature control thermoregulating plate 23 with the help of temperature sensors 35 and controlling the operation of heaters 36, adjusting the settings of the charging and discharging currents to ensure the necessary modes and the battery cycling algorithm 24.
Введення модуля у розрядний ланцюг через перемикач додаткового розрядного опору виключає залежність кількості акумуляторів модуля від значення потужності чергового навантаження КА. Крім того, за допомогою ЕОМ підтримується на необхідному рівні температурний режим акумуляторів.The introduction of the module into the discharge circuit through the switch of the additional discharge resistance excludes the dependence of the number of batteries of the module on the value of the power of the next load of the spacecraft. In addition, the temperature regime of the batteries is maintained at the required level with the help of a computer.
Таким чином, запропонований спосіб, використовуючи реально існуючий надлишок потужності автономної СЕЖ КА і його резерв по масі, дозволяє вирішити задачу проведення ресурсних випробувань акумуляторних батарей КА, що розробляють, безпосередньо у реальних умовах у процесі експлуатації існуючих КА, що підвищує достовірність випробувань і частково скорочує матеріальні витрати, тому що виключає необхідність створення апаратури для відтворення льотних умов, а також розширює функціональні і енергетичні можливості автономної СЕЖ КА.Thus, the proposed method, using the actual excess power of the autonomous SEZ spacecraft and its mass reserve, allows solving the task of conducting resource tests of battery batteries of the developing spacecraft directly in real conditions during the operation of existing spacecraft, which increases the reliability of the tests and partially reduces material costs, because it eliminates the need to create equipment for reproducing flight conditions, and also expands the functional and energy capabilities of the autonomous SEZ KA.
СЕЖ КА наведена: - у патенті України Мо 112839, МПК В64С 1/00, ВбАС 1/42, 2016 р.; - у патенті РФ Мо 2.576.795, МПК Вб4с 1/44, НОгУ 7/34, 2014 р.SEZH KA is listed: - in the patent of Ukraine Mo 112839, IPC B64S 1/00, VbAS 1/42, 2016; - in the patent of the Russian Federation Mo 2.576.795, IPC Vb4s 1/44, NOgU 7/34, 2014
Випробування елементів СЕЖ КА може здійснюватися на стенді за патентом України Мо 128744), МПК СО1А 31/00, В64с 5/00, 2018 р.Testing of the elements of the SEZ KA can be carried out on the stand according to the patent of Ukraine Mo 128744), IPC СО1А 31/00, В64с 5/00, 2018.
НВАБ може експлуатуватися за патентом РФ Мо 2.395.871, МПК НОМ 10/34, НО1М 10/44, 2009р.NVAB can be operated according to the patent of the Russian Federation No. 2.395.871, IPC No. 10/34, No. 1M 10/44, 2009.
Під час заповнення НВАБ воднем доцільно дотримуватися правил безпеки за наступними патентами України: - Мо 1233521, МПК Аб62С 3/00, Аб62С 3/06, Вб4с 5/00, 2017 р.; - Мо 124604и, МПК Аб62С 3/00, А62С 37/00, 2017 р.When filling the NVAB with hydrogen, it is advisable to observe the safety rules according to the following patents of Ukraine: - Mo 1233521, IPC Ab62S 3/00, Ab62S 3/06, Vb4s 5/00, 2017; - Mo 124604y, IPC Ab62S 3/00, A62S 37/00, 2017
Коо)Coo)
Claims (1)
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| UAU201901711U UA135957U (en) | 2019-02-19 | 2019-02-19 | METHOD OF CONDUCTING RESOURCE TESTS OF COSMIC BATTERIES |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| UAU201901711U UA135957U (en) | 2019-02-19 | 2019-02-19 | METHOD OF CONDUCTING RESOURCE TESTS OF COSMIC BATTERIES |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| UA135957U true UA135957U (en) | 2019-07-25 |
Family
ID=71119694
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| UAU201901711U UA135957U (en) | 2019-02-19 | 2019-02-19 | METHOD OF CONDUCTING RESOURCE TESTS OF COSMIC BATTERIES |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| UA (1) | UA135957U (en) |
-
2019
- 2019-02-19 UA UAU201901711U patent/UA135957U/en unknown
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| US10680447B2 (en) | Charge equalization apparatus for a battery string | |
| CN103997073B (en) | The circuit and method of electric voltage equalization in big battery group | |
| US8981738B2 (en) | Solar array regulator based on step-up and down conversion and solar power system comprising the same | |
| 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 | |
| KR102595567B1 (en) | Battery management device and method | |
| RU2585171C1 (en) | Method for operating nickel-hydrogen batteries of modular power supply system (versions) | |
| RU2510105C2 (en) | Method to charge set of accumulator batteries within autonomous system of spacecraft power supply | |
| RU2543487C2 (en) | Operating method for nickel-hydrogen batteries in power supply system of spacecraft | |
| RU2476972C2 (en) | Method of feeding of load by direct current in autonomous electric power supply system of man-made sattelite | |
| EP3301776A1 (en) | Power fluctuation mitigation system | |
| UA135957U (en) | METHOD OF CONDUCTING RESOURCE TESTS OF COSMIC BATTERIES | |
| RU2621694C2 (en) | Method for operating nickel-hydrogen accumulator batteries of aircraft electric power system | |
| US10658850B2 (en) | Battery module and battery system having the same | |
| RU2567930C2 (en) | Method of load power supply by direct current in self-contained system of power supply of space vehicle | |
| RU2390477C1 (en) | Method of performing service life tests of space storage batteries and device to this end | |
| RU173905U1 (en) | COMPLEX OF AUTOMATION AND STABILIZATION OF POWER SUPPLY OF SPACE VEHICLE | |
| RU2554105C2 (en) | Method to operate nickel-hydrogen accumulator batteries in power supply system of space vehicle operated in low earth orbit | |
| US20130234517A1 (en) | Power accumulation system and method for controlling storage module | |
| RU2647128C2 (en) | Method of lithium-ion accumulator battery charge | |
| RU2397594C2 (en) | Load feed method of artificial earth satellite, and independent electric power supply system for its implementation | |
| RU2638825C2 (en) | Method for operation of lithium-ion accumulator battery as part of autonomous system of power supply of artifical earth satellite | |
| RU2637815C2 (en) | Method of operation of lithium-ion storage battery as part of independent power supply system of artificial earth satellite | |
| RU2604096C1 (en) | Method of load supply with direct current in autonomous power supply system of artificial earth satellite | |
| JP2007244097A (en) | Power supply device | |
| RU2550079C2 (en) | Method of load feeding by direct current in autonomous electric power supply system of man-made satellite |