СПОСОБ ЭЛЕКТРОПИТАНИЯ КОСМИЧЕСКОГО АППАРАТА Российский патент 2016 года по МПК H02J7/34 

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 циклирования батарей на орбите. В качестве примера таких систем электропитания приведем проект СЭП для геостационарного связного КА описанный 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 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.

При достигнутых высоких тактико-технических характеристиках СЭП современных КА они имеют общий недостаток - они не универсальны, 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.

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. Известный способ электропитания КА выбран в качестве прототипа заявляемому изобретению.

Недостатком известного способа электропитания КА является отсутствие оптимизации параметров первичного (солнечной батареи) и вторичного (аккумуляторной батареи) источников электроэнергии, что в итоге снижает удельные энергетические характеристики и надежность эксплуатации СЭП КА.

Задачей заявляемого изобретения является повышение удельных энергетических характеристик и надежности эксплуатации СЭП КА.

Поставленная задача решается тем, что при проведении электропитания космического аппарата от 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, причем стабилизатор напряжения солнечной батареи и разрядное устройство аккумуляторной батареи выполнены в виде мостовых инверторов с общим трансформатором с n выходными обмотками, где n≥2, а вход зарядного устройства соединен с одной из выходных обмоток трансформатора, к другим же (n-1) выходным обмоткам трансформатора подключены переходные устройства связи с нагрузками со своими номиналами выходного напряжения, солнечную батарею выбирают с выходным напряжением в рабочей точке в конце ресурса исходя из соотношения:

$$U_{сб}\ge U_{эл}\cdot m\cdot 100/{\Delta }_{сущ},$$

где U_эл - напряжение одного фотопреобразователя в рабочей точке в конце ресурса солнечной батареи, В;

m - число (допустимое) отказавших фотопреобразователей в одной последовательной цепи;

Δ_сущ - величина несущественного снижения напряжения из-за отказа отдельных фотопреобразователей, какой-либо последовательной цепи фотопреобразователей относительно полностью исправных цепей, %,

а аккумуляторную батарею выбирают литий-ионной системы.

Кроме того, аккумуляторную батарею выбирают с числом аккумуляторов в последовательной цепи исходя из соотношения:

$$W>{Р}_{тени}/\left({С}_{акк}\cdot U_{аккср}\right)+w,$$

где Р_тени - максимальное энергопотребление нагрузки за период прохождения «теневого» участка орбиты, Вт·час;

С_акк - емкость выбранного аккумулятора, А·час;

U_{акк ср} - среднее разрядное напряжение аккумулятора, В;

w - число (допустимое) отказавших аккумуляторов в последовательной цепи аккумуляторов аккумуляторной батареи.

Действительно, заявляемый способ электропитания оптимизирует солнечную батарею по напряжению, а аккумуляторную батарею - по количеству аккумуляторов в последовательной цепи аккумуляторной батареи исходя из того, что величина выходного напряжения СЭП в данной ее структуре не является определяющей для этих параметров.

Кроме того, предлагается использовать одну аккумуляторную батарею литий-ионной системы. Это обусловлено тем, что литий-ионные аккумуляторные батареи (в отличие, например, от никель-водородных) не требуют проведения специальных профилактических автономных работ. Проводимая периодически балансировка аккумуляторов по напряжению не накладывает ограничений на эксплуатацию аккумуляторной батареи по целевому назначению.

Оптимизация выходного напряжения солнечной батареи проводится из условия определения наименьшего (достаточного) его значения, при исключении отрицательного влияния вероятных отказов отдельных фотопреобразователей.

Это позволяет повысить удельные энергетические характеристики и надежность эксплуатации солнечной батареи.

Солнечную батарею выбирают с выходным напряжением в рабочей точке в конце ресурса исходя из соотношения:

$$U_{сб}\ge U_{эл}\cdot m\cdot 100/{\Delta }_{сущ},$$

где U_эл - напряжение одного фотопреобразователя в рабочей точке в конце ресурса солнечной батареи, В;

m - число (допустимое) отказавших фотопреобразователей в одной последовательной цепи;

Δ_сущ - величина несущественного снижения напряжения из-за отказа отдельных фотопреобразователей, какой-либо последовательной цепи фотопреобразователей относительно полностью исправных цепей, %.

По сути, предлагается рассчитать выходное напряжение солнечной батареи в рабочей точке в конце ресурса исходя из величины несущественного снижения напряжения, из-за отказа отдельных фотопреобразователей, на какой-либо последовательной цепи фотопреобразователей относительно полностью исправных цепей в процентном соотношении. Это позволит повысить удельные энергетические характеристики и обеспечить исключение потери мощности солнечной батареи из-за отказа отдельных фотопреобразователей, соответственно, повысить надежность эксплуатации солнечной батареи.

Рассмотрим пример. Солнечная батарея на основе трехкаскадных арсенид-галлиевых фотопреобразователей: U_эл=2,5 В, примем m=1, а Δ_сущ=2%, тогда U_cб≥2,5·1·100/2=125 В.

Оптимизация количества аккумуляторов аккумуляторной батареи проводится из условия определения наименьшего (достаточного) числа аккумуляторов в последовательной цепи, с учетом вероятных отказов отдельных аккумуляторов, для прохождения «теневого» участка орбиты.

Это позволяет повысить удельные энергетические характеристики и надежность эксплуатации аккумуляторной батареи.

Аккумуляторную батарею выбирают с числом аккумуляторов в последовательной цепи исходя из соотношения:

$$W>{Р}_{тени}/\left({С}_{акк}\cdot U_{аккср}\right)+w,$$

где:

Р_тени - максимальное энергопотребление нагрузки за период прохождения «теневого» участка орбиты, Вт·час;

С_акк - емкость выбранного аккумулятора, А·час;

U_{акк ср} - среднее разрядное напряжение аккумулятора, В;

w - число (допустимое) отказавших аккумуляторов в последовательной цепи аккумуляторов аккумуляторной батареи.

Рассмотрим пример. Аккумуляторная батарея на основе литий-ионных аккумуляторов: U_{aкк cp}=3,6 В, примем Р_тени=2000 Вт·час, С_акк=50 А·час, w=2, тогда W>2000/50·3,6+2=14

Суть заявляемого изобретения поясняется чертежом фиг. 1, на котором 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 4 аккумуляторной батареи 3, трансформатора 5, переходных устройств связи 6-1, 6-2 с нагрузками 7-1, 7-2 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 СЭП 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: Сб. научных трудов НПЦ «Полюс». - Томск: МГП «РАСКО» при издательстве «Радио и связь», 2001.

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.

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.

К вторичным обмоткам 5-2, 5-3 трансформатора 5 подключены переходные устройства связи с нагрузками 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.

Одно из переходных устройств связи с нагрузками выбрано в качестве основного, и по нему осуществляют стабилизацию напряжения. С этой целью устройство 6-1 соединено обратной связью со стабилизированным преобразователем напряжения 2.

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.

Система электропитания работает в следующих основных режимах.

Питание нагрузок от солнечной батареи.

При наличии мощности солнечной батареи, превышающей суммарную мощность потребляемой нагрузками, стабилизированный преобразователь напряжения 2 связанный обратной связью с переходным устройством 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.

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 электропитания КА позволяет повысить удельные энергетические характеристики и надежность эксплуатации системы электропитания КА, что в свою очередь повышает энерговооруженность и функциональные возможности КА.

Изобретение относится к области космической энергетики, конкретнее к бортовым системам электропитания (СЭП) космических аппаратов (КА). Предлагается способ электропитания космического аппарата от 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, причем стабилизатор напряжения солнечной батареи и разрядное устройство аккумуляторной батареи выполнены в виде мостовых инверторов с общим трансформатором с n выходными обмотками, где n≥2, а вход зарядного устройства соединен с одной из выходных обмоток трансформатора, к другим же (n-1) выходным обмоткам трансформатора подключены переходные устройства связи с нагрузками со своими номиналами выходного напряжения. Задачей заявляемого изобретения является повышение удельных энергетических характеристик и надежности эксплуатации СЭП КА. Поставленная задача решается тем, что солнечную батарею выбирают с выходным напряжением в рабочей точке в конце ресурса исходя из соотношения:

$$U_{сб}\ge U_{эл}\cdot m\cdot 100/{\Delta }_{сущ},$$

где U_эл - напряжение одного фотопреобразователя в рабочей точке в конце ресурса солнечной батареи, В;m - число (допустимое) отказавших фотопреобразователей в одной последовательной цепи; Δ_сущ - величина несущественного снижения напряжения из-за отказа отдельных фотопреобразователей, какой-либо последовательной цепи фотопреобразователей относительно полностью исправных цепей, %, а аккумуляторную батарею выбирают литий-ионной системы. Кроме того, аккумуляторную батарею выбирают с числом аккумуляторов в последовательной цепи исходя из соотношения:

$$W>{Р}_{тени}/\left({С}_{акк}\cdot U_{аккср}\right)+w,$$

где Р_тени - максимальное энергопотребление нагрузки за период прохождения «теневого» участка орбиты, Вт·час; С_акк - емкость выбранного аккумулятора, А·час; U_{акк ср} - среднее разрядное напряжение аккумулятора, В; w - число (допустимое) отказавших аккумуляторов в последовательной цепи аккумуляторов аккумуляторной батареи. Суть заявляемого изобретения поясняется чертежом, где на фиг. 1, представлена функциональная схема электропитания КА с одной аккумуляторной батареей для реализации заявляемого способа. 1 з.п. ф-лы, 1 ил.

1. Способ электропитания космического аппарата, включающий питание от солнечной батареи, подключенной своими плюсовой и минусовой шинами к стабилизатору напряжения, и от аккумуляторной батареи, подключенной своими плюсовой и минусовой шинами к входу разрядного и выходу зарядного устройств, причем стабилизатор напряжения солнечной батареи и разрядное устройство аккумуляторной батареи выполнены в виде мостовых инверторов с общим трансформатором с n выходными обмотками, где n≥2, а вход зарядного устройства соединен с одной из выходных обмоток трансформатора, при этом к другим (n-1) выходным обмоткам трансформатора подключены переходные устройства связи с нагрузками со своими номиналами выходного напряжения, отличающийся тем, что солнечную батарею выбирают с выходным напряжением в рабочей точке в конце ресурса исходя из соотношения:
$$U_{сб}\ge U_{эл}\cdot m\cdot 100/{\Delta }_{сущ},$$
где U_эл - напряжение одного фотопреобразователя в рабочей точке в конце ресурса солнечной батареи, В;
m - допустимое число отказавших фотопреобразователей в одной последовательной цепи;
Δ_сущ - величина несущественного снижения напряжения из-за отказа отдельных фотопреобразователей, какой-либо последовательной цепи фотопреобразователей относительно полностью исправных цепей, %,
при этом используют аккумуляторную батарею литий-ионной системы.

2. Способ по п. 1, отличающийся тем, что аккумуляторную батарею выбирают с числом аккумуляторов в последовательной цепи исходя из соотношения:
W>Р_тени/(С_акк·U_{aкк ср})+w,
где Р_тени - максимальное энергопотребление нагрузки за период прохождения «теневого» участка орбиты, Вт·час;
С_акк - емкость выбранного аккумулятора, А·час;
U_{акк ср} - среднее разрядное напряжение аккумулятора, В;
w - допустимое число отказавших аккумуляторов в последовательной цепи аккумуляторов аккумуляторной батареи.