СПОСОБ ЭЛЕКТРОПИТАНИЯ КОСМИЧЕСКОГО АППАРАТА Российский патент 2014 года по МПК H02J7/34 

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

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 циклирования батарей на орбите. В качестве примера таких систем электропитания приведен проект СЭП для геостационарного связного КА в статье «А 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 статье «Приборный комплекс систем электропитания искусственного спутника земли с экстремальным регулированием мощности солнечной батареи», B.C. Кудряшов, М.В. Нестеришин, А.В. Жихарев, В.О. Эльман, А.С.Поляков (Приборостроение, журнал, том 47, апрель 2004, издательство №4) приводится описание структурной схемы СЭП с экстремальным регулятором мощности солнечной батареи, показан эффект от такого регулирования на геостационарном спутнике связи «Экспресс-А», составивший по результатам летных измерений до 5% увеличения выходной мощности батареи. По схеме с экстремальным регулятором солнечной батареи выполнены СЭП многих отечественных КА, таких как геостационарные КА «Галс», «Экспресс», высокоорбитальные «Глонасс-М», низкоорбитальные «Гонец» и др.

При достигнутых высоких тактико-технических характеристиках СЭП современных КА имеют общий недостаток - они не универсальны, что ограничивает область их использования.

Известен способ электропитания, реализованный системой, патент RU 2396666, в котором схема стабилизации напряжения выполнена с помощью мостовых инверторов, принятая за прототип. Описания подобных мостовых инверторов приведены, например, в статьях: «Высокочастотные преобразователи напряжения с резонансным переключением», 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, Arthur G. Birchenough (NASA Technical Memorandum 2003-212514, NASA Lewis Research Center, Cleveland), а также в статье «Структурная схема и схемотехнические решения комплексов автоматики и стабилизации системы энергопитания негерметичного геостационарного космического аппарата с гальванической развязкой бортовой аппаратуры от солнечных и аккумуляторных батарей» С.А. Поляков, А.И. Чернышев, В.О. Эльман, B.C. Кудряшов, см. «Электронные и электромеханические системы и устройства», сборник научных трудов НПЦ «Полюс». - Томск: МГП «РАСКО» при издательстве «Радио и связь», 2001.

Следует отметить, что в настоящее время во всем мире идет процесс повышения напряжения на выходе системы электропитания космического аппарата. Это объясняется тем, что с повышением напряжения пропорционально снижаются токи в бортовой аппаратуре и кабельной сети и, следовательно, потери энергии, поскольку последние пропорциональны квадрату тока. Поэтому технология интегрирования солнечной и аккумуляторных батарей в состав системы электропитания в процессе изготовления космического аппарата имеет сегодня важное значение для обеспечения функциональной надежности космического аппарата в процессе его изготовления.

Недостатком известной автономной системы электропитания КА является то, что при высоком напряжении солнечных батарей (более 200 В) она становится элементом как повышенной опасности для обслуживающего персонала, так и источником возникновения аварийных ситуаций связанных с возможными электрическими разрядами (пробоями). Кроме того, увеличение количества солнечных элементов в последовательной цепи генераторов объективно ведет к снижению их надежности и повышает степень необходимого резервирования.

Задачей заявляемого изобретения является повышение эффективности использования солнечной батареи и надежности системы электропитания КА.

Поставленная задача решается тем, что в предлагаемом способе электропитания космического аппарата, от первичного источника электроэнергии - солнечной батареи и вторичного источника электроэнергии - аккумуляторной батареи, заключающийся в стабилизации напряжения на нагрузке посредством стабилизатора напряжения, выполненного в виде мостового инвертора с выходным трансформатором, со вторичных обмоток которого осуществляют электропитание всех потребителей различными номиналами напряжения, при согласовании работы первичного и вторичного источников электроэнергии, экстремальном регулировании мощности солнечной батареи. При этом солнечную батарею делят на «n» секций с суммарным выходным напряжением всех секций, равным требующемуся выходному напряжению солнечной батареи в целом. Каждую секцию стабилизируют через индивидуальный стабилизатор напряжения, после чего стабилизированное переменное напряжение всех секций солнечной батареи, синхронизированное между собой, соединяют последовательно и подают на первичную обмотку общего выходного трансформатора.

Действительно, у каждой секции (генератора) солнечной батареи есть свой индивидуальный стабилизатор напряжения, который обеспечивает стабилизацию напряжения отдельной секции (генератора) в точке ее максимальной мощности. После этого синхронизированное переменное напряжение всех секций солнечной батареи соединяется последовательно и подается на первичную обмотку общего трансформатора, с вторичных обмоток от которого осуществляется питание бортовой аппаратуры КА всего спутника различными номиналами напряжения.

Преимущество такого построения системы электропитания заключается в том, что при стабилизации напряжения каждой секции солнечной батареи в точке ее максимальной мощности, повышается эффективность ее использования и надежность электропитания КА в целом. При этом уменьшение величины напряжения на каждой секции солнечной батареи обеспечивает надежность и безаварийность работы КА.

В качестве примера конкретной реализации заявляемого способа на фиг.1, приведена функциональная схема автономной системы электропитания космического аппарата, при этом солнечная батарея имеет 4 секции (генератора).

Система электропитания состоит из солнечной батареи 1, аккумуляторной батареи 2, зарядного устройства аккумуляторной батареи 3, разрядного устройства аккумуляторной батареи 4, стабилизаторов напряжения 5 и 13.

Стабилизаторы напряжения 5 и 13 выполнены в виде мостовых инверторов. Описания подобных мостовых инверторов приведены, например, в статьях: «Высокочастотные преобразователи напряжения с резонансным переключением», 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, Arthur G. Birchenough (NASA Technical Memorandum 2003-212514, NASA Lewis Research Center, Cleveland), а также в статье «Структурная схема и схемотехнические решения комплексов автоматики и стабилизации системы энергопитания негерметичного геостационарного космического аппарата с гальванической развязкой бортовой аппаратуры от солнечных и аккумуляторных батарей» С.А.Поляков, А.И.Чернышев, В.О.Эльман, B.C.Кудряшов, см. «Электронные и электромеханические системы и устройства: сборник научных трудов НПЦ «Полюс» - Томск: МГП «РАСКО» при издательстве «Радио и связь», 2001.

Стабилизатор напряжения 5 представляет собой группу стабилизаторов для каждой секции (генератора) солнечной батареи, состоящих из датчиков тока 6_1-4, соединенных с экстремальными регуляторами мощности 7_1-4. Формирование переменного напряжения обеспечивается с помощью схемы управления, которая по определенному закону открывает попарно транзисторы 8_1-4, 11_1-4 и 9_1-4, 10_1-4 соответственно. Экстремальные регуляторы мощности 7_1-4 с учетом показаний датчиков тока 6_1-4 и напряжения секций (генераторов) солнечной батареи 1_1-4 выдает сигнал коррекции на изменение частоты открытия транзисторов 8_1-4, 11_1-4 и 9_1-4,10_1-4 таким образом, чтобы на солнечной батарее устанавливалось напряжение, равное оптимальному напряжению вольт-амперной характеристики (ВАХ) солнечной батареи. При этом это напряжение будет синхронизированное, так как напряжение стабилизируется для каждой секции в отдельности.

Синхронизированное стабилизатором 5 напряжение солнечной батареи поступает на первичную обмотку 23 трансформатора 22. Далее оно трансформируется на вторичных обмотках трансформатора 24 и 25 в различные номиналы напряжений. Выпрямители 26 и 27 необходимы для преобразования переменного тока в постоянный, которым осуществляется питание нагрузок 28 и 29.

Аналогичным образом осуществляется стабилизация напряжения аккумуляторной батареи 2, через стабилизатор 13, экстремального регулятора мощности 14, датчика тока 12 и мостовых инверторов 15, 16, 17, 18. Трансформатор 19 необходим для поддержания напряжения аккумуляторной батареи в заданном диапазоне с помощью первичной 20 и вторичной 21 обмотки.

Система электропитания работает полностью в автоматическом режиме.

В результате решения поставленной задачи по повышению надежности и функциональных возможностей достигается технический результат, позволяющий поддерживать напряжение полезной нагрузки в допустимых пределах.

Кроме того, обеспечивается возможность поддержания стабилизации номиналов напряжения постоянного или переменного тока, необходимого для питания разнообразных нагрузок КА.

Заявляемое изобретение относится к области космической энергетики, конкретнее к бортовым системам электропитания (СЭП) космических аппаратов (КА). Технический результат заключается в повышении эффективности использования солнечной батареи и надежности системы электропитания КА, позволяющий осуществлять возможность поддержания стабилизации номиналов напряжения постоянного и переменного тока, необходимого для питания разнообразных нагрузок КА. Для этого в заявленном способе от первичного источника электроэнергии - солнечной батареи и вторичного источника электроэнергии - аккумуляторной батареи, заключающийся в стабилизации напряжения на нагрузке посредством стабилизатора напряжения, выполненного в виде мостового инвертора с выходным трансформатором, со вторичных обмоток которого осуществляют электропитание всех потребителей различными номиналами напряжения, при согласовании работы первичного и вторичного источников электроэнергии, экстремальном регулировании мощности солнечной батареи. При этом солнечную батарею делят на «n» секций с суммарным выходным напряжением всех секций, равным требующемуся выходному напряжению солнечной батареи в целом. Каждую секцию стабилизируют через индивидуальный стабилизатор напряжения, после чего стабилизированное переменное напряжение всех секций солнечной батареи, синхронизированное между собой, соединяют последовательно и подают на первичную обмотку общего выходного трансформатора. 1 ил.

Способ электропитания космического аппарата от первичного источника электроэнергии - солнечной батареи и вторичного источника электроэнергии - аккумуляторной батареи, заключающийся в стабилизации напряжения на нагрузке посредством стабилизатора напряжения, выполненного в виде мостового инвертора с выходным трансформатором, с вторичных обмоток которого осуществляют электропитание всех потребителей различными номиналами напряжения, при согласовании работы первичного и вторичного источников электроэнергии, экстремальном регулировании мощности солнечной батареи, отличающийся тем, что солнечную батарею делят на «п» секций с суммарным выходным напряжением всех секций, равным требующемуся выходному напряжению солнечной батареи в целом, и каждую секцию стабилизируют через индивидуальный стабилизатор напряжения, после чего стабилизированное переменное напряжение всех секций солнечной батареи, синхронизированное между собой, соединяют последовательно и подают на первичную обмотку общего выходного трансформатора.