Способ питания нагрузки постоянным током в автономной системе электропитания космического аппарата Российский патент 2018 года по МПК H02J7/34 

Изобретение относится к электротехнике, а именно к автономным системам электропитания (СЭП) космических аппаратов (КА), использующим в качестве первичных источников энергии батареи солнечные (БС), а в качестве накопителей энергии - аккумуляторные батареи (АБ).

Известны способы питания нагрузки постоянным током в автономной системе электропитания КА, описанные в монографии «Системы электропитания космических аппаратов, Новосибирск, ВО «Наука», 1994 г.».

Известные способы и автономные системы электропитания КА предусматривают стабилизацию напряжения от первичного источника ограниченной мощности (солнечной батареи) на нагрузке стабилизированными преобразователями различного типа. Известные устройства (см. подраздел 7.3) содержат элементы контроля выходного напряжения системы электропитания. Однако механизм контроля и использования этой информации при штатной эксплуатации КА не раскрыт.

Наиболее близким техническим решением является автономная система электропитания искусственного спутника Земли (патент №20059988, RU), содержащая солнечную батарею, подключенную к нагрузке через сериесный преобразователь, n аккумуляторных батарей со схемами защиты, подключенных через зарядные преобразователи к солнечной батарее, а через разрядные преобразователи к нагрузке, причем каждый преобразователь содержит схему управления, выполненную в виде широтно-импульсного модулятора, содержащего измерительные органы выходного напряжения и тока преобразователя, отличающаяся тем, что, с целью повышения ее ресурсных характеристик и надежности, измерительные органы выходного напряжения разрядных преобразователей подключены к их выходам через переключатели уровня стабилизации, связанные со схемами защиты аккумуляторных батарей и нагрузкой, а схемы защиты аккумуляторных батарей связаны с зарядными и разрядными преобразователями и нагрузкой. Данное изобретение принято за прототип.

Известное изобретение защищает стабилизированные преобразователи от перегрузки, используя обратные связи по выходному току.

Однако этот метод недостаточно надежен, так как не учитывает, что снижение напряжения на нагрузке может произойти кратковременно по причине возникшей нештатной ситуации - преимущественно короткое замыкание в самой нагрузке, в том числе и в сеансной нагрузке. При этом обратная связь по выходному току стабилизированного преобразователя не успевает отработать кратковременную перегрузку и напряжение на нагрузке определяется возможностями выходного фильтра автономной системы электропитания.

Задачей предлагаемого изобретения является повышение надежности эксплуатации КА путем ограничения величины кратковременного понижения выходного напряжения системы электропитания при отказе элементов, находящихся в «горячем» резерве.

Указанная задача решается тем, что в способе питания нагрузки постоянным током в автономной системе электропитания космического аппарата, содержащей солнечную батарею, подключенную к нагрузке, состоящей из параллельно включенных «n» единичных нагрузок, через стабилизированный преобразователь напряжения и выходной фильтр, аккумуляторные батареи, подключенные через разрядные преобразователи к входу выходного фильтра, зарядные преобразователи, силовые цепи между выходом выходного фильтра и единичными нагрузками проектируют с сопротивлениями исходя из соотношения:

ρ⋅l⋅j/Iн≥R≥Uн / Iкз.макс,

где Uн - напряжение на выходе автономной системы электропитания, В;

Iн - номинальный ток единичной нагрузки, А;

ρ - удельное сопротивление, Ом⋅мм²/м;

l - длина силовой цепи между выходом выходного фильтра и единичной нагрузкой, м;

j - выбранная плотность тока, А/мм²;

Iкз.макс - допустимый максимальный кратковременный ток короткого замыкания в цепи единичной нагрузки, А,

кроме того, выходные фильтры автономной системы электропитания рассчитывают с учетом допустимого кратковременного тока короткого замыкания.

Действительно, в процессе эксплуатации КА на автономную систему электропитания со стороны нагрузок поступают определенные возмущения, связанные с включением-выключением какой-либо нагрузки или изменением режима ее работы и прочее. В основном, это прогнозируемые возмущения как составная часть режима эксплуатации СЭП в составе КА. Однако существуют и непрогнозируемые по времени возмущения, связанные с отказами каких-либо элементов, находящихся в «горячем» резерве.

При разработке систем и полезной нагрузки космических аппаратов для обеспечения длительной эксплуатации широко применяется принцип «горячего» резервирования. При этом отключение из работы отказавших резервных элементов осуществляется, как правило, путем «выжигания» плавких предохранителей током короткого замыкания, ограниченным сопротивлением линии закоротки, где основной вклад вносит сопротивление цепей между выходом выходного фильтра автономной системы электропитания космического аппарата и конкретной нагрузкой, в которой произошел отказ элемента. По сути - это сопротивление кабельной линии между автономной системой электропитания и конкретной (единичной) нагрузкой.

Следует иметь в виду, что чем больше ток короткого замыкания («выжигания» предохранителя), тем большему возмущению подвергается автономная система электропитания. Как следствие, будет иметь место больший провал напряжения на выходе автономной системы электропитания, которому подвергнутся все остальные нагрузки, подключенные параллельно, что может привести к сбоям в работе космического аппарата.

Рассмотрим пример расчета сопротивления (силовой цепи единичной нагрузки), руководствуясь заявляемым способом.

Известно, что ρ - для меди равно 0,0175 Ом⋅мм²/м.

Примем (для какой-то единичной нагрузки) 1 равно 10 м, j равно 10 А/мм², Iн равно 5 А, Uн равно 27 В, Iкз.макс равно 100 А, тогда получаем диапазон оптимального сопротивления: 0,0175⋅10⋅10/5≥R≥27/100 или 0,35 Ом≥R≥0,27 Ом.

В случае если расчет не дает реального диапазона сопротивлений, необходимо искать компромисс между j (выбранная плотность тока, А/мм²) и Iкз.макс (допустимый максимальный кратковременный ток короткого замыкания в цепи единичной нагрузки, А).

На фиг. 1 приведена функциональная схема автономной системы электропитания с двумя номиналами выходного напряжения.

Автономная система электропитания КА содержит солнечную батарею 1, подключенную к нагрузке 2 через параллельный стабилизатор напряжения 3 солнечной батареи 1, аккумуляторные батареи (в рассматриваемом примере используются две аккумуляторные батареи) 41-42, подключенные через зарядные устройства 51-52 к солнечной батарее 1, а через разрядные устройства 61-62 к входу выходного фильтра 19 стабилизатора напряжения 3. Выходной фильтр 19 выполнен на диоде 17, дросселе 18 и конденсаторе 16. Нагрузка 2 содержит в своем составе несколько (т) параллельно подключенных нагрузок (в основном, «полезная» нагрузка - ретранслятор, двигатели системы коррекции). Параллельно нагрузке 2 через сериесный стабилизированный преобразователь напряжения 20 подключена низковольтная нагрузка 2-1. Низковольтная нагрузка 2-1 также состоит из многих (m) единичных нагрузок (системы и приборы КА), подключенных параллельно.

При этом низковольтная нагрузка 2-1 в своем составе содержит бортовую ЭВМ, систему телеметрии и командно-измерительную радиолинию (на схеме не показано).

Параллельно аккумуляторным батареям 4₁-4₂ подключены устройства контроля аккумуляторных батарей 7₁-7₂, связанные входом с аккумуляторными батареями 4₁-4₂, для контроля напряжения и температуры аккумуляторов, а выходом с низковольтной нагрузкой (бортовой ЭВМ) 2-1.

В цепи заряда-разряда аккумуляторных батарей установлены измерительные шунты 81-82.

Параллельный стабилизатор напряжения 3 состоит из короткозамыкающего регулирующего транзистора 21, управляемого схемой управления 22, и развязывающего диода 23 в плюсовой шине СБ.

Зарядные устройства 5₁-5₂ состоят из регулирующего ключа 9, управляемого схемой управления 10, вольтодобавочного узла, выполненного на трансформаторе 5-3, транзисторах 5-1 и 5-2, и выпрямителя на диодах 5-4 и 5-5.

Разрядные устройства 6₁-6₂ состоят из регулирующего ключа 11, управляемого схемой управления 12.

Сериесный стабилизированный преобразователь напряжения 20 состоит из регулирующего ключа 13, управляемого схемой управления 14, входного фильтра - конденсатор 15, и выходного фильтра на диоде 17-2, дросселе 18-2 и конденсаторе 16-2.

Схемы управления: 10-зарядных устройств 5₁-5₂, 12-разрядных устройств 6₁-6₂, 22-параллельного стабилизатора напряжения 3 и 14-сериесного стабилизированного преобразователя напряжения 20, выполнены в виде широтно-импульсных модуляторов, входом подключенных к шинам стабилизируемого напряжения. Схемы управления 10 зарядных устройств 5₁-5₂ дополнительно связаны с измерительными шунтами 8₁-8₂, для обеспечения ограничения токов заряда на заданном уровне когда мощность СБ превышает текущие потребности КА (штатный режим).

Выходные фильтры 19 (16, 17, 18) и 20 (16-2, 17-2, 18-2) автономной системы электропитания рассчитывают с учетом допустимого кратковременного тока короткого замыкания.

Таким образом, предлагаемый способ питания нагрузки постоянным током в автономной системе электропитания КА позволяет повысить надежность эксплуатации КА путем ограничения величины кратковременного понижения выходного напряжения системы электропитания при отказе элементов, находящихся в «горячем» резерве.

Использование: в области электротехники в автономных системах электропитания (СЭП) космических аппаратов (КА). Технический результат - повышение надежности эксплуатации КА путем ограничения величины кратковременного понижения выходного напряжения системы электропитания при отказе элементов, находящихся в «горячем» резерве. Согласно способу питания нагрузки постоянным током в автономной системе электропитания космического аппарата, содержащей солнечную батарею, подключенную к нагрузке, из «n» единичных нагрузок, включенных параллельно, через стабилизированный преобразователь напряжения и выходной фильтр, аккумуляторные батареи, подключенные через разрядные преобразователи к входу выходного фильтра, зарядные преобразователи, силовые цепи между выходом выходного фильтра и единичными нагрузками проектируют с сопротивлениями исходя из соотношения:

ρ⋅l⋅j/Iн≥R≥Uн / Iкз.макс,

где Uн - напряжение на выходе автономной системы электропитания, В; Iн - номинальный ток единичной нагрузки, А; ρ - удельное сопротивление, Ом⋅мм²/м; l - длина силовой цепи между выходом выходного фильтра и единичной нагрузкой, м; j - выбранная плотность тока, А/мм²; Iкз.макс - допустимый максимальный кратковременный ток короткого замыкания в цепи единичной нагрузки, А. Кроме того, выходные фильтры автономной системы электропитания рассчитывают с учетом допустимого кратковременного тока короткого замыкания. 1 з.п. ф-лы, 1 ил.

1. Способ питания нагрузки постоянным током в автономной системе электропитания космического аппарата, содержащей солнечную батарею, подключенную к нагрузке, состоящей из параллельно включенных «n» единичных нагрузок, через стабилизированный преобразователь напряжения и выходной фильтр, аккумуляторные батареи, подключенные через разрядные преобразователи к входу выходного фильтра, зарядные преобразователи, отличающийся тем, что силовые цепи между выходом выходного фильтра и единичными нагрузками проектируют с сопротивлениями исходя из соотношения:

ρ⋅l⋅j/Iн≥R≥Uн/Iкз.макс, где

Uн - напряжение на выходе автономной системы электропитания, В;

Iн - номинальный ток единичной нагрузки, А;

ρ - удельное сопротивление, Ом⋅мм²/м;

l - длина силовой цепи между выходом выходного фильтра и единичной нагрузкой, м;

j - выбранная плотность тока, А/мм²;

Iкз.макс - допустимый максимальный кратковременный ток короткого замыкания в цепи единичной нагрузки, А.

2. Способ питания нагрузки постоянным током в автономной системе электропитания космического аппарата по п. 1, отличающийся тем, что выходные фильтры автономной системы электропитания рассчитывают с учетом допустимого кратковременного тока короткого замыкания.