способ электропитания космического аппарата

Формула изобретения

Способ электропитания космического аппарата от первичного источника ограниченной мощности, солнечной батареи, и вторичных источников электроэнергии, аккумуляторных батарей, заключающийся в стабилизации напряжения на нагрузке с несколькими номиналами напряжения и согласовании работы первичного и вторичных источников электроэнергии, причем напряжение первичного и вторичных источников электроэнергии преобразуют в переменное и трансформируют в требующиеся номиналы выходного напряжения, а заряд вторичных источников электроэнергии проводят также от выходного трансформируемого напряжения, отличающийся тем, что аккумуляторные батареи подключают параллельно солнечной батарее через сериесные преобразователи в направлении протекания разрядного тока, причем разряд аккумуляторных батарей проводят в два этапа: вначале стабилизируют напряжение на выходе сериесных преобразователей, равное напряжению в рабочей точке солнечной батареи в конце ресурса, а затем это напряжение преобразуют в переменное и трансформируют в требующиеся номиналы выходного напряжения, при этом аккумуляторные батареи выбирают с минимальным разрядным напряжением не менее напряжения в рабочей точке солнечной батареи, а напряжение первичного и вторичных источников электроэнергии преобразуют в переменное через общий стабилизированный преобразователь напряжения.

Описание изобретения к патенту

Заявляемое изобретение относится к области космической энергетики, конкретнее к бортовым системам электропитания (СЭП) космических аппаратов (КА).

Для космической техники важнейшей тактико-технической характеристикой СЭП является удельная мощность, т.е. отношение мощности, вырабатываемой системой электропитания, к ее массе, которая зависит, прежде всего, от удельно-массовых характеристик используемых источников тока, но и в значительной мере от принятой структурной схемы СЭП, формируемой комплексом электронного оборудования СЭП, который определяет режимы эксплуатации источников и эффективность использования их потенциальных возможностей.

Известны способы 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 цитирования батарей на орбите. В качестве примера таких систем электропитания приведен 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 (ESAWPP-054, August 1993).

В структурной схеме СЭП предусмотрено разбиение солнечной батареи на шестнадцать 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 пятнадцатилетнего срока эксплуатации оптимальная рабочая точка ВАХ соответствовала этому напряжению.

Недостатком СЭП современных КА является отсутствие универсальности (многофункциональности), что ограничивает область их использования.

Известно, что для питания различной аппаратуры конкретного КА требуются несколько номиналов питающего напряжения, от единиц до десятков и сотен вольт, в то время как в реализованных СЭП формируется единая шина питания постоянного напряжения с одним или двумя номиналами напряжения, например 27 В, или 27 В и 40 В, или 27 В и 100 В.

При переходе с одного номинала напряжения питания аппаратуры на другой требуется разработка новой системы электропитания с кардинальной переработкой источников тока - солнечной и аккумуляторной батарей и с соответствующими временными и финансовыми издержками.

Другим недостатком систем является низкая помехозащищенность потребителей электроэнергии на борту космического аппарата. Это объясняется наличием гальванической связи между шинами питания аппаратуры и источниками тока.

Поэтому при резких колебаниях нагрузки, например, в моменты включения или отключения отдельных потребителей, возникают колебания напряжения на общей выходной шине системы электропитания, т.н. переходные процессы, вызванные всплесками напряжения на внутреннем сопротивлении источников тока.

Наиболее близким техническим решением является способ электропитания космического аппарата, реализованный системой электропитания КА (патент РФ 2396666), состоящей из солнечной батареи, подключенной своими плюсовой и минусовой шинами к стабилизатору напряжения, аккумуляторной батареи, подключенной своими плюсовой и минусовой шинами к входу разрядного и выходу зарядного устройств, экстремального регулятора мощности солнечной батареи, соединенного своими входами с датчиком тока, установленным в одной из шин между солнечной батареей и стабилизатором напряжения, разрядным и зарядным устройствами аккумуляторной батареи, а выходом - со стабилизатором напряжения солнечной батареи, отличающаяся тем, что стабилизатор напряжения солнечной батареи и разрядное устройство аккумуляторной батареи выполнены в виде мостовых инверторов с общим трансформатором, при этом вход зарядного устройства соединен с выходной обмоткой трансформатора, к другим же выходным обмоткам трансформатора подключены устройства питания нагрузок со своими номиналами выходного напряжения переменного или постоянного тока, причем одно из устройств питания нагрузки соединено со стабилизатором солнечной батареи и разрядным устройством аккумуляторной батареи.

Известные способ и система электропитания КА выбраны в качестве прототипа заявляемому изобретению.

Недостатком известного способа электропитания КА является избыточность однотипных функциональных узлов, что снижает удельные энергетические (мощностные) характеристики системы электропитания.

Задачей заявляемого изобретения является повышение удельных энергетических характеристик системы электропитания КА.

Поставленная задача решается способом электропитания космического аппарата от первичного источника ограниченной мощности, солнечной батареи и вторичных источников электроэнергии, аккумуляторных батарей, заключающимся в стабилизации напряжения на нагрузке с несколькими номиналами напряжения и согласовании работы первичного и вторичных источников электроэнергии, причем напряжение первичного и вторичных источников электроэнергии преобразуют в переменное и трансформируют в требующиеся номиналы выходного напряжения, а заряд вторичных источников электроэнергии проводят также от выходного трансформируемого напряжения, аккумуляторные батареи подключают параллельно солнечной батарее через сериесные преобразователи в направлении протекания разрядного тока, причем разряд аккумуляторных батарей проводят в два этапа: вначале стабилизируют напряжение на выходе сериесных преобразователей, равное напряжению в рабочей точке солнечной батареи в конце ресурса, а затем это напряжение преобразуют в переменное и трансформируют в требующиеся номиналы выходного напряжения, при этом аккумуляторные батареи выбирают с минимальным разрядным напряжением не менее напряжения в рабочей точке солнечной батареи, а напряжение первичного и вторичных источников электроэнергии преобразуют в переменное через общий стабилизированный преобразователь напряжения.

Действительно, такой способ электропитания не требует, в отличие от прототипа, включения-отключения стабилизированных преобразователей напряжения и наличия индивидуального стабилизированного преобразователя напряжения в разрядной цепи аккумуляторной батареи, что позволяет повысить удельные энергетические характеристики системы электропитания КА.

Суть заявляемого изобретения поясняется чертежом, где на фиг.1 представлена функциональная схема электропитания КА с одной аккумуляторной батареей.

Система электропитания космического аппарата состоит из солнечной батареи 1, стабилизированного преобразователя напряжения 2, аккумуляторной батареи 3, подключенной параллельно солнечной батарее 1 в одноименной полярности через сериесный преобразователь 3-1 в направлении протекания разрядного тока, зарядного устройства аккумуляторной батареи 4, трансформатора 5, локальных модулей питания нагрузок 6-1, 6-2 и потребителей электроэнергии 7.

Стабилизированный преобразователь напряжения 2 выполнен в виде мостового инвертора. Описания мостовых инверторов приведены, например, в статьях: «Высокочастотные преобразователи напряжения с резонансным переключением», автор А.В.Лукин (ЭЛЕКТРОПИТАНИЕ, научно-технический сборник выпуск 1, под редакцией Ю.И.Конева. Ассоциация «Электропитание», М., 1993), «The Series Connected Buck Boost Regulator For High Efficiency DC Voltage Regulation», автор Arthur G. Birchenough (NASA Technical Memorandum 2003-212514, NASA Lewis Research Center, Cleveland, ОН), а также в статье «Структурная схема и схемотехнические решения комплексов автоматики и стабилизации негерметичного геостационарного КА с гальванической развязкой бортовой аппаратуры от солнечных и аккумуляторных батарей» авторов: Поляков С.А., Чернышев А.И., Эльман В.О., Кудряшов B.C., см. «Электронные и электромеханические системы и устройства: сборник научных трудов НПЦ «Полюс». - Томск: МГП «РАСКО» при издательстве «Радио и связь», 2001.

Выход стабилизированного преобразователя напряжения соединен с первичной обмоткой 5-1 трансформатора 5. Солнечная батарея 1 соединена со стабилизированным преобразователем напряжения 2 плюсовой и минусовой шинами.

Зарядное устройство 4 своим входом соединено с вторичной обмоткой 5-5 трансформатора 5, а выходом - с плюсовой и минусовой шинами аккумуляторной батареи 2.

Сериесный преобразователь 3-1 состоит из силового транзисторного ключа 3-2, управляемого схемой управления 3-3, представляющей собой широтно-импульсный модулятор.

К вторичным обмоткам 5-2, 5-3 трансформатора 5 подключены локальные модули питания нагрузок 6-1, 6-2 со своими номиналами выходного напряжения постоянного тока, выходом подключенные к потребителям электроэнергии 7 (в данном случае - к 7-1 и 7-2 соответственно).

Вторичная обмотка 5-4 трансформатора 5 подключена непосредственно к потребителям электроэнергии 7 (7-3) переменного тока.

Один из локальных модулей питания нагрузок выбран в качестве основного и по нему осуществляют стабилизацию напряжения. С этой целью устройство 6-1 соединено обратной связью со стабилизированным преобразователем напряжения 2.

Формирование переменного напряжения на выходе стабилизированного преобразователя напряжения 2 обеспечивается его схемой управления 2-1, которая по определенному закону открывает попарно транзисторы 2-2, 2-5 и 2-3, 2-4 соответственно.

Система электропитания работает в следующих основных режимах.

1. Питание нагрузок от солнечной батареи.

При наличии мощности солнечной батареи, превышающей суммарную мощность, потребляемой нагрузками, стабилизированный преобразователь напряжения 2, связанный обратной связью с локальным модулем 6-1, поддерживает стабильное напряжение на нагрузке (потребителе электроэнергии) 7-1. При этом на потребителях электроэнергии 7-2 и 7-3 автоматически поддерживается стабильное постоянное и переменное напряжение с учетом коэффициентов трансформации обмоток. При необходимости заряда аккумуляторной батареи величина ее зарядного тока ограничивается в пределах разницы между текущей мощностью солнечной батареи и суммарной мощностью нагрузок.

2. Питание нагрузки от аккумуляторной батареи.

Режим формируется при недостатке или отсутствии мощности солнечной батареи для питания всех подключенных потребителей, например при включении пиковых нагрузок, при маневрах КА для коррекции орбиты, при входах и выходах КА из теневых участков орбиты или при нахождении КА на теневом участке орбиты.

В этом режиме напряжение на входе стабилизированного преобразователя напряжения 2 снижается до уровня рабочей точки солнечной батареи в конце ресурса, и недостающая для питания нагрузок мощность от солнечной батареи добавляется за счет разряда аккумуляторной батареи 3.

Система электропитания работает полностью в автоматическом режиме.

Таким образом, предлагаемые способ и система электропитания КА позволяют повысить удельные энергетические характеристики системы электропитания КА, что в свою очередь позволяет повысить энерговооруженность и функциональные возможности КА.