СПОСОБ УПРАВЛЕНИЯ СИСТЕМОЙ ЭЛЕКТРОПИТАНИЯ КОСМИЧЕСКОГО АППАРАТА Российский патент 2018 года по МПК H02J7/34 

Предлагаемое изобретение относится к электротехнике, а именно к автономным системам электропитания (СЭП) космических аппаратов (КА), использующим в качестве первичных источников энергии батарей фотоэлектрических (БФ), а в качестве накопителей энергии - аккумуляторных батарей (АБ).

В СЭП осуществляют непрерывное управление стабилизатором напряжения, зарядными и разрядными устройствами в зависимости от освещенности БФ, степени заряженности всех АБ и других характеристик СЭП. При этом зарядные устройства (ЗУ) обеспечивают заряд АБ, а стабилизатор напряжения (СН) и разрядные устройства (РУ) обеспечивают питание бортовой аппаратуры (БА). В зависимости от степени заряженности АБ производят запрет или разрешение работы ЗУ и РУ.

Ориентацию БФ на Солнце осуществляют, как правило, двумя способами, а именно:

1) путем изменения углового положения КА вокруг центра масс, обеспечивая при этом условие cosα=1=const, где α - угол между перпендикуляром к поверхности БФ и направлением на Солнце;

2) путем обеспечения ориентации и движения КА в орбитальной системе координат (продольная ось КА постоянно направлена к центру Земли) и выполнения перекладок панелей солнечных батарей (ПСБ) по заданной программе.

Вольт-амперная характеристика (ВАХ) БФ, представляющая собой зависимость между напряжением (в вольтах) и током БФ (в амперах), определяется в лабораторных условиях качестве эталонной. Однако эталонная ВАХ БФ, как правило, отличается от фактической ВАХ БФ, определяемой при штатной эксплуатации КА. Причиной этого является влияние температуры на характеристики фотоэлектрических преобразователей (ФЭП). Кроме того, происходит постепенная деградация электрических характеристик БФ из-за воздействия на них солнечной радиации, что также приводит к изменению ВАХ БФ. Своевременный и правильный учет указанных изменений позволяет оценить наличие неиспользуемой БА электрической энергии БФ, эксплуатировать СЭП без нарушения энергобаланса и оптимально планировать работу целевой аппаратуры (ЦА).

Известен способ управления СЭП КА (Кирилин А.Н., Ахметов Р.Н., Сторож А.Д., Аншаков Г.П. Космическое аппаратостроение, Государственный научно-производственный ракетно-космический центр «ЦСКБ-Прогресс», г. Самара, 2011 г., аналог), заключающийся в управлении стабилизатором напряжения, зарядными и разрядными устройствами в зависимости от входного (напряжение БФ) и выходного (напряжение СЭП) напряжений системы электропитания; задании напряжения рабочей точки вольт-амперной характеристики батареи фотоэлектрической, контроле степени заряженности аккумуляторных батарей; запрете на работу соответствующего зарядного устройства при достижении максимального уровня заряженности данной аккумуляторной батареи и снятии этого запрета при снижении уровня заряженности; запрете на работу соответствующего разрядного устройства при достижении установленного минимального уровня заряженности (или напряжения) данной аккумуляторной батареи и снятии этого запрета при повышении уровня заряженности (напряжения) данной аккумуляторной батареи.

В аналоге для максимального отбора мощности БФ и с целью исключения нарушения энергобаланса применяют экстремальный регулятор мощности (ЭРМ) БФ, который работает в автоматическом режиме, как правило, в ограниченное время для поддержания в критические ситуации энергобаланса. При включении по разовой команде (РК) с наземного комплекса управления (НКУ) ЭРМ происходит пошаговое определение величины фактической максимальной мощности БФ (оптимальной точки ВАХ), зависящей от ее текущей освещенности и температуры, а затем поддержание этого режима работы СЭП. Однако штатное функционирование ЭРМ возможно только тогда, когда напряжение БФ соответствует оптимальному значению, при этом мощность БФ должна полностью использоваться БА. В противном случае, в силу своего принципа действия, ЭРМ не функционирует, съем энергии БФ происходит на спадающей части ВАХ БФ, где напряжение БФ превышает оптимальное значение.

Недостатком аналога является то, что в процессе эксплуатации КА не определяется степень использования энергии БФ, поскольку не учитываются изменения параметров БФ во времени, в том числе и величины максимальной фактической мощности БФ. В связи с этим оптимальное планирование работы целевой аппаратуры может быть затруднено, а в отдельных случаях возможно нарушение энергобаланса СЭП.

Известен способ управления автономной системой электропитания космического аппарата (патент РФ на изобретение №2467449, кл. Н02J 7/36, опубл. 20.11.2012, бюл. №32, прототип), содержащей солнечную батарею и n аккумуляторных батарей, стабилизатор напряжения и по n зарядных и разрядных устройств, заключающийся в том, что управляют стабилизатором напряжения, зарядными и разрядными устройствами в зависимости от входного и выходного напряжений системы электропитания; контролируют степень заряженности аккумуляторных батарей; вводят запрет на работу соответствующего зарядного устройства при достижении максимального уровня заряженности данной аккумуляторной батареи и снимают этот запрет при снижении уровня заряженности; вводят запрет на работу соответствующего разрядного устройства при достижении установленного минимального уровня заряженности данной аккумуляторной батареи и снимают этот запрет при повышении уровня заряженности данной аккумуляторной батареи; контролируют выходное напряжение системы электропитания с помощью порогового датчика; при аварийном разряде нескольких m (m≤n) аккумуляторных батарей до минимального уровня заряженности формируют управляющий сигнал в бортовой комплекс управления космического аппарата для отключения части бортовой аппаратуры и запоминают его; при аварийном разряде всех n работающих аккумуляторных батарей до минимального уровня заряженности снимают запрет на работу всех разрядных устройств; в случае если после запоминания управляющего сигнала выходное напряжение системы снижается до заданного порогового значения, запрещают работу всех разрядных устройств и прекращают управление разрядными устройствами по сигналам об уровне заряженности; после восстановления ориентации батареи фотоэлектрической на Солнце производят питание оставшейся включенной части бортовой нагрузки от батареи фотоэлектрической через стабилизатор напряжения; сброс запоминания управляющего сигнала производят после заряда всех аккумуляторных батарей или по внешней разовой команде.

Использование способа управления СЭП КА по данному патенту не приводит к устранению недостатков аналога.

Задачей предлагаемого изобретения является создание способа управления СЭП КА, позволяющего существенно уменьшить вероятность возникновения аварийной ситуации из-за нарушения энергобаланса СЭП путем оперативной оценки коэффициента (степени) использования фактической энергии БФ.

Указанная задача решается тем, что в способе управления системой электропитания космического аппарата (КА), содержащей фотоэлектрическую батарею (БФ) и n аккумуляторных батарей (АБ), стабилизатор напряжения и по n зарядных и разрядных устройств, заключающемся в управлении стабилизатором напряжения, зарядными и разрядными устройствами зависимости от освещенности БФ, степени заряженности всех АБ и других характеристик системы электропитания (СЭП); введении запрета на работу соответствующего разрядного устройства при достижении установленного минимального уровня заряженности данной АБ и снятии этого запрета при повышении уровня заряженности данной АБ; формировании управляющего сигнала в бортовой комплекс управления КА для отключения части бортовой аппаратуры (БА) при аварийном разряде нескольких m (m≤n) АБ до минимального уровня заряженности, запрете работы всех разрядных устройств, если выходное напряжение СЭП снижается до заданного порогового значения; произведении сброса запоминания управляющего сигнала по запрету всех разрядных устройств после заряда всех АБ до заданного уровня заряженности, степень (коэффициент) использования энергии БФ системы электропитания КА определяют расчетно-экспериментальным методом, для чего: в качестве максимальной номинальной мощности (Р_ном.) выбирают паспортное значение мощности БФ, соответствующее мощности в рабочей точке вольт-амперной характеристики при максимальной освещенности БФ (h₀); аналитическую зависимость изменения текущей номинальной мощности БФ (Р_пасп.) от времени (t) принимают пропорциональной текущей освещенности h=h₀⋅cosα, где h₀=1, α - угол между вектором плоскости БФ и направлением на Солнце; в масштабе составляют график выбранной аналитической зависимости и определяют соответствующую максимальной генерируемой БФ энергии площадь фигуры, ограниченной вертикальными прямыми t=0 и t=Т_с., горизонтальной прямой Р=0 и кривой, определяемой зависимостью Р=P_ном.⋅h(t), где Т_с - продолжительность светового участка орбиты КА, h(t) - закон (циклограмма) изменения освещенности БФ от времени в процессе движения конкретного КА на световом участке его орбиты, применив для вычисления площади фигуры, например, метод Симпсона; аналогичную последовательность операций выполняют для БФ конкретного КА, при этом для определения фактического текущего значения мощности БФ используют соотношение N=I_БФ(t)⋅U_БФ(t), где I_БФ(t), U_БФ(t) - телеметрируемые текущие значения тока и напряжения БФ соответственно, причем определение фактической энергии БФ осуществляют для m≥2 витков, затем вычисляют ее среднее значение за один виток; сопоставляя величину максимальной энергии и среднее значение фактической энергии БФ между собой судят о степени использования энергии БФ при штатной эксплуатации СЭП.

Пример функциональной схемы СЭП, в которой реализуется предлагаемый способ, приведен на фиг. 1, где обозначено:

1 - батарея фотоэлектрическая;

2 - стабилизатор напряжения (СН) с ЭРМ БФ;

3₁…3_n - зарядные устройства (ЗУ);

4₁…4_n - разрядные устройства (РУ);

5₁…5 - аккумуляторные батареи;

6₁…6_n - устройства контроля степени заряженности АБ (УКЗАБ);

ОС - вход обратной связи;

3 - вход запрета работы;

7 - нагрузка СЭП (бортовая аппаратура);

8 - датчик пороговый минимального напряжения;

9 - логический элемент m из n;

10 - логический элемент И;

11, 12₁…12_n, 13₁…13_n, 14₁…14_n - R-S триггеры;

15 - логический элемент И;

16₁…16_n, 17₁…17_n - логические элементы ИЛИ.

На фиг. 2 приведена типовая ВАХ БФ, где показаны координаты следующих характерных точек: режим короткого замыкания БФ, когда напряжение БФ равно нулю (точка а); напряжение БФ (U_вых), равное выходному напряжению СЭП (точка б); напряжение БФ, соответствующее минимальной отбираемой БА мощности БФ (точка в); напряжение (U_раб) в рабочей точке БФ (точка г); номинальное (экстремальное) напряжение БФ (U_ном), соответствующее ее максимальной мощности (точка д); напряжение БФ на спадающей части ВАХ, соответствующее мощности БФ, равной мощности в рабочей точке ВАХ БФ (точка е); напряжение БФ на спадающей части ВАХ, соответствующее минимальной мощности потребления нагрузки (точка ж); режим холостого хода БФ или напряжение БФ при нулевом значении тока БФ (точка и). Заштрихованные участки ВАХ соответствуют рабочим участкам, где происходит функционирование БФ без применения ЭРМ.

На фиг. 3 приведены типовые зависимости мощности БФ (в ваттах) от напряжения БФ (в вольтах) для двух значений температуры ФЭП, а именно при температуре примерно 25°С (график 1) и 75°С (график 2). Первый график, как правило, получают при наземных испытаниях БФ, а второй график - при штатной эксплуатации КА на световых участках орбиты КА при ориентации панелей БФ перпендикулярно на Солнце. Данные зависимости имеют нулевое значение мощности БФ в режимах короткого замыкания (точка а) и холостого хода (точки и₁, и₂), а также максимальные значения мощности БФ Р_БФ1max, P_БФ2max (точки д₁, д₂). Заштрихованный участок графика 2 соответствует участку, где экспериментально трудно или невозможно определить координаты фактической ВАХ, причем на этом участке находятся координаты максимальной фактической мощности БФ. Из фиг. 3 видно, что при повышении температуры уменьшается максимальное значение мощности и происходит смещение ВАХ БФ в сторону меньших напряжений (U_pac). Аналогичную закономерность можно наблюдать при деградации параметров ФЭП от солнечной радиации, зависящей от длительности эксплуатации БФ. Необходимо отметить, что в рабочей точке (г) ВАХ БФ, где U_раб=НБФ_раб=31,5 В, температура практически не оказывает влияния на ее электрические характеристики БФ (U_БФ и I_БФ). Характерные точки графика 1 обозначены через а, б, в, г, д₁, e₁, з₁, ж₁, и₁. Характерные точки графика 2 обозначены через а, б, в, г, д₂, е₂, з₂, ж₂, и₂. Параллельное смещение графиков по напряжению (ΔU) по оси U_БФ составляет ΔU_cp, определяемое как среднее значение смещения графиков для нескольких характерных точках (д₁-д₂, e₁-е₂, з₁-з₂, ж₁-ж₂).

На фиг. 4 показаны графики изменения параметров СЭП: ток БФ (I_БФ) - телеметрический параметр ТБФ, напряжение БФ (U_БФ) - телеметрический параметр НБФ, токи заряда АБ - телеметрические параметры - ТЗАБ1-ТЗАБ5, ток нагрузки - телеметрический параметр ТН, Т_с - продолжительность светового участка орбиты КА), полученные путем обработки телеметрической информации СЭП в процессе штатной эксплуатации КА "Ресурс-ДК1" (Кирилин А.Н., Ахметов Р.Н., Сторож А.Д., Аншаков Г.П. Космическое аппаратостроение, Государственный научно-производственный ракетно-космический центр «ЦСКБ-Прогресс», г. Самара, 2011 г.). Конкретные значения параметров СЭП приведены в характерных точках для наглядной иллюстрации физических процессов, происходящих в СЭП. Изменение параметров СЭП на графиках происходит справа налево, например, параметр ТБФ изменяется от точки А до точки В и т.д. В данном случае КА функционирует в орбитальной системе координат (ОСК), поэтому ток БФ возрастает с нулевого значения (точка А) до 140,9 А (точка В) приблизительно по синусоидальному закону. В точке В происходит первое скачкообразное изменение ТБФ в силу того, что мощность БФ становится больше потребляемой БА мощности. В точках А и В мощности БФ приблизительно равны. Пунктирной линией показан график изменения ТБФ от времени для случая, когда потребляемая нагрузкой мощность больше мощности БФ, а напряжение БФ не изменяется и равно номинальному значению (НБФ=31,5 В).

В диапазоне изменения ТБФ от точки С до точки D потребляемая нагрузкой мощность (включая потребление АБ в режиме заряда) остается неизменной, а динамика изменения ТБФ и НБФ обусловлена повышением температуры ФЭП на световом участке орбиты КА. Точка D соответствует режиму функционирования СЭП, когда одна из пяти АБ заряжается до максимального значения емкости и отключается от заряда, при этом параметр ТБФ значительно уменьшается (приблизительно на 15 А), а параметр НБФ увеличивается. Уменьшение мощности потребления определяется произведением максимального зарядного тока (15 А) на зарядное напряжение (40÷43 В) и составляет приблизительно (600-650) Вт. Точки Е, F, G, K, L, в которых происходят скачкообразные изменения ТБФ и НБФ, соответствуют моментам времени, когда очередная АБ отключается от заряда после восполнения до заданного уровня заряженности.

При неизменном значении параметра ТН после полного заряда последующей АБ происходит уменьшение фактической мощности БФ на 600÷650 Вт.

На фиг. 5 показаны графики изменения мощности БФ, построенные: по паспортным данным БФ (Р_пасп (t)), когда напряжение БФ находится неизменно в рабочей точке ВАХ, которое для рассматриваемого примера составляет 31,5 В (см. фиг. 4) и фактическим телеметрическим данным P(t). Фактическая энергия БФ при этом определяется площадью заштрихованной фигуры. Моменты времени А', В', С, D', Е', F', G', K', L' (фиг. 5) соответствуют моментам времени соответственно А, В, С, D, Е, F, G, K, L (фиг. 4).

Управление автономной системой электропитания космического аппарата осуществляют следующим образом (фиг. 1). СЭП производится непрерывное управление СН, ЗУ и РУ, а также панелями солнечных батарей в зависимости от освещенности БФ, входного (напряжение БФ) и выходного напряжений СЭП. При этом ЗУ обеспечивают заряд АБ 5₁…5_n, а СН и РУ обеспечивают питание БА 7. Цепи непрерывного управления (обратной связи - ОС) ЗУ подключены к шине БФ 1, а цепи непрерывного управления (ОС) СН и РУ подключены к выходной шине СЭП (на вход БА 7).

В зависимости от степени заряженности АБ производится запрет или разрешение работы ЗУ и РУ. При достижении максимальной степени заряженности конкретной АБ сигнал с выхода "Запрет ЗУ" ее устройства контроля степени заряженности АБ (6₁…6n на фиг. 1), с помощью R-S триггера (12₁…12_n) запрещает работу ее ЗУ. После разряда АБ до некоторого заданного уровня, этот запрет снимают сигналом с выхода "Разрешение ЗУ" УКЗАБ.

При достижении минимального уровня заряженности конкретной АБ сигнал с выхода "Запрет РУ" ее УКЗАБ (6₁…6n на чертеже), проходя через R-S триггер (14₁…14_n) и логический элемент ИЛИ (17₁…17_n) поступает на вход запрета работы соответствующего РУ. Эта АБ переводится в режим хранения. После заряда данной АБ до некоторого заданного уровня этот запрет снимают сигналом с выхода "Разрешение РУ" УКЗАБ (логические элементы ИЛИ 16₁…16_n, R-S триггеры 14₁…14_n, логические элементы ИЛИ 17₁…17_n).

В случае нештатной ориентации солнечных батарей КА на Солнце происходит нарушение энергобаланса в СЭП. Сигналы с выходов "Запрет РУ" всех УКЗБ поступают на входы логических элементов 9 (m из n) и 10 (логический элемент И).

При аварийном разряде нескольких m (m≤n) АБ до минимального уровня заряженности на выходе логического элемента 9 формируется управляющий сигнал аварийной нагрузки («АН»), который выдается в БКУ для отключения части БА. Этот сигнал запоминается на R-S триггере 11. Запоминание снимается по внешней РК. При отключении БКУ части БА снижается скорость расходования энергии АБ. Остается подключенной часть БА - приборы систем терморегулирования, телеметрии и других необходимых систем. Эти приборы обеспечивают температурные режимы и контроль параметров БА 7. Появляется возможность более длительное время питать нагрузку и продолжать работы по выводу КА из нештатной ситуации.

При аварийном разряде всех n работающих АБ 5₁…5_n до минимального уровня заряженности на выходе логического элемента 10 появляется сигнал, который проходя через логические элементы ИЛИ 16₁…16_n, R-S триггеры 14₁…14_n, логические элементы ИЛИ 17₁…17_n снимает запрет на работу всех разрядных устройств. Далее, если аварийная ситуация продолжается, происходит синхронный разряд на оставшуюся часть нагрузки всех АБ 5₁…5_n. Имеющаяся емкость АБ используется полностью.

При дальнейшем аварийном разряде выходное напряжение СЭП снижается до заданного порогового значения, срабатывает датчик пороговый минимального напряжения 8, а поскольку этому предшествовало запоминание управляющего сигнала «АН» на R-S триггере 11, то его сигнал пройдя через логический элемент И 15 и R-S триггеры (13₁…13_n) и логические элементы ИЛИ (17₁…17_n) запрещает работу всех разрядных устройств и логическим уровнем на входах элементов ИЛИ (17₁…17_n) блокирует прохождение управляющих сигналов, разрешающих работу разрядным устройствам по сигналам об уровне заряженности от УКЗАБ 6₁…6_n. Запоминание управляющего сигнала «АН» обеспечивает защиту от обесточивания БА 7 при ложном срабатывании датчика порогового минимального напряжения 8, или при его срабатывании в случае перегрузки по выходным шинам СЭП, не связанной с нарушением ориентации БФ 1 и аварийным разрядом АБ.

После восстановления ориентации БФ 1 на Солнце производят питание оставшейся включенной части БА 7 от БФ 1 через СН. Напряжение на выходе СЭП, обеспечиваемое СН, определяется соотношением мощности нагрузки 7, подключенной к выходным шинам СЭП, и мощности, генерируемой БФ 1 и определяемой степенью ее освещенности. Напряжение БФ 1 и, следовательно, напряжение БА 7 может произвольно меняться в течение неопределенного времени, до полного восстановления ориентации, в пределах от 0 до номинального значения. Включенные приборы, естественно, при этом должны сохранять свою работоспособность. Избыток мощности БФ 1 идет на заряд АБ 5₁…5_n.

Поскольку цепи непрерывного управления (обратной связи - ОС) ЗУ подключены к шине БФ, а цепи непрерывного управления (ОС) СН подключены к выходной шине СЭП, в первую очередь будет обеспечиваться питание БА 7, то есть включенные приборы системы терморегулирования, систем телеметрии, и других необходимых систем, которые обеспечат необходимые температурные режимы ЗУ и АБ, а также контроль параметров. При нарушении ориентации БФ 1 на Солнце или уходе КА в тень питание всей БА 7 и заряд АБ 5₁…5_n прекращается. Разряд АБ 5₁…5_n не производится, так как сигнал «Запрет заряда» не снят.

При заряде какой-либо из аккумуляторных батарей 5₁…5_n до некоторого значения емкости сигнал с выхода УКЗАБ «АБ заряжена», пройдя через R-S триггер (13₁…13_n) и логический элемент ИЛИ (17₁…17_n) снимает запрет на работу своего разрядного устройства и блокировку прохождение управляющих сигналов, разрешающих работу разрядным устройствам по сигналам об уровне заряженности от УКЗАБ 6₁…6_n.СЭП переходит в штатный режим работы после заряда всех АБ 5₁…5_n или по РК.

Степень (коэффициент) использования энергии (мощности) БФ СЭП КА определяют расчетно-экспериментальным методом.

Расчетным методом определяют величину максимальной энергии, которая может быть выработана БФ на световом участке при условии U_БФ=U_БФном..=const. При этом в качестве максимальной номинальной мощности (Р_ном.) выбирают паспортное значение мощности БФ, соответствующее мощности в рабочей точке ВАХ при максимальной освещенности БФ (h₀). На фиг. 2 эта точка обозначена буквой г. Зависимость паспортной мощности от времени обозначают через Р_пасп(t). Аналитическую зависимость изменения текущей номинальной мощности БФ (Р) от времени (t) принимают пропорциональной текущей освещенности h=h₀⋅cosα, где h₀=1, α - угол между вектором плоскости БФ и направлением на Солнце. Такая закономерность изменения освещенности характерна для КА, функционирующих в орбитальной системе координат. Если принять cosα=1=const, то получим закон изменения освещенности БФ КА, функционирующих в солнечной ориентации, когда плоскость панелей БФ постоянно ориентирована на Солнце перпендикулярно. В масштабе составляют график выбранной аналитической зависимости и определяют соответствующую максимальной генерируемой БФ энергии (N_max) площадь фигуры, ограниченной вертикальными прямыми t=0 и t=Т_с., горизонтальной прямой Р=0 и кривой, определяемой зависимостью Р=P_ном.⋅h(t), где Т_с - продолжительность светового участка орбиты КА, h(t) - закон (циклограмма) изменения освещенности БФ от времени в процессе движения конкретного КА на световом участке его орбиты, применив для вычисления площади фигуры, например, метод Симпсона.

Расчетно-экспериментальным методом определяют величину фактической энергии, генерируемой БФ конкретного КА на световом участке его орбиты. Причем последовательность операций по определению генерируемой БФ энергии, выполняемых для БФ конкретного КА, сохраняется, при этом для определения фактического текущего значения мощности БФ используют соотношение Р=I_БФ(t)⋅U_БФ(t), где I_БФ(t), U_БФ(t) - телеметрируемые текущие значения тока и напряжения БФ соответственно. На фиг. 4 эти параметры обозначены соответственно ТБФ и НБФ. Определение фактической энергии БФ (N_фак) осуществляют для m≥2 витков, затем вычисляют ее среднее значение за один виток, сопоставляя величину максимальной энергии и среднее значение фактической энергии БФ между собой судят о степени использования энергии БФ при штатной эксплуатации СЭП, например, по формуле К_исп.=N_фак/N_max.

Такой метод определения степени использования энергии БФ отличается высокой точностью, поскольку для этого используются экспериментальные данные, причем учитываются как закономерность изменения тока, так и закономерность изменения напряжения БФ. При определении N_фак учитывается также влияние температуры БФ на ее электрические характеристики, что также повышает точность определения К_исп.. Выше было отмечено, что на величину N_max температура БФ не оказывает влияния.

Полученные данные позволяют правильно составлять программу работы целевой аппаратуры, принимать обоснованные решения по изменению мощности потребления обеспечивающих систем. В конечном итоге достигается снижение вероятности возникновения аварийной ситуации из-за нарушения энергобаланса СЭП.

Таким образом, данный способ управления системой электропитания КА позволяет существенно уменьшить вероятность возникновения аварийной ситуации из-за нарушения энергобаланса СЭП путем оперативной оценки коэффициента (степени) использования фактической мощности БФ расчетно-экспериментальным методом.

Использование: в области электротехники. Технический результат - уменьшение вероятности возникновения аварийной ситуации из-за нарушения энергобаланса системы электропитания (СЭП). Способ управления системой электропитания космического аппарата (КА), содержащей фотоэлектрическую батарею (БФ) и n аккумуляторных батарей (АБ), стабилизатор напряжения и по n зарядных и разрядных устройств, заключается в управлении стабилизатором напряжения, зарядными и разрядными устройствами в зависимости от освещенности БФ, степени заряженности всех АБ, входного и выходного напряжения (СЭП); введении запрета на работу соответствующего разрядного устройства при достижении установленного минимального уровня заряженности данной АБ и снятии этого запрета при повышении уровня заряженности данной АБ; формировании управляющего сигнала в бортовой комплекс управления КА для отключения части бортовой аппаратуры (БА) при аварийном разряде нескольких m (m≤n) АБ до минимального уровня заряженности, запрете работы всех разрядных устройств, если выходное напряжение СЭП снижается до заданного порогового значения; произведении сброса запоминания управляющего сигнала по запрету всех разрядных устройств после заряда всех АБ до заданного уровня заряженности. Степень (коэффициент) использования энергии БФ системы электропитания КА определяют расчетно-экспериментальным методом, для чего: в качестве максимальной номинальной мощности (N_ном.) выбирают паспортное значение мощности БФ, соответствующее мощности в рабочей точке вольт-амперной характеристики при максимальной освещенности БФ (h₀); аналитическую зависимость изменения текущей номинальной мощности БФ (N_пасп.) от времени (t) принимают пропорциональной текущей освещенности h=h₀⋅cosα, где h₀=1, α - угол между вектором плоскости БФ и направлением на Солнце; в масштабе составляют график выбранной аналитической зависимости и определяют соответствующую максимальной генерируемой БФ энергии площадь фигуры, ограниченной вертикальными прямыми t=0 и t=Т_свет., горизонтальной прямой N=0 и кривой, определяемой зависимостью N=N_ном⋅h(t), где Т_свет - продолжительность светового участка орбиты КА, h(t) - закон (циклограмма) изменения освещенности БФ от времени в процессе движения конкретного КА на световом участке его орбиты, применив для вычисления площади фигуры, например, метод Симпсона; аналогичную последовательность операций выполняют для БФ конкретного КА, при этом для определения фактического текущего значения мощности БФ используют соотношение N=I_БФ(t)⋅U_БФ(t), где I_БФ(t), U_БФ(t) - телеметрируемые текущие значения тока и напряжения БФ соответственно. Определение фактической энергии БФ осуществляют для m≥2 витков, затем вычисляют ее среднее значение за один виток; сопоставляя величину максимальной энергии и среднее значение фактической энергии БФ между собой судят о степени использования энергии БФ при штатной эксплуатации СЭП. 5 ил.

Способ управления системой электропитания космического аппарата (КА), содержащей фотоэлектрическую батарею (БФ), n аккумуляторных батарей (АБ), стабилизатор напряжения и по n зарядных и разрядных устройств, заключающийся в том, что управляют стабилизатором напряжения, зарядными и разрядными устройствами в зависимости от освещенности БФ, степени заряженности всех АБ и других характеристик системы электропитания (СЭП); вводят запрет на работу соответствующего зарядного устройства при достижении максимального уровня заряженности данной АБ и снимают этот запрет при снижении уровня заряженности данной АБ; вводят запрет на работу соответствующего разрядного устройства при достижении установленного минимального уровня заряженности данной АБ и снимают этот запрет при повышении уровня заряженности данной АБ; формируют управляющий сигнал в бортовой комплекс управления КА для отключения части бортовой аппаратуры (БА) при аварийном разряде нескольких m (m≤n) АБ до минимального уровня заряженности; запрещают работу всех разрядных устройств, если выходное напряжение СЭП снижается до заданного порогового значения; производят сброс запоминания управляющего сигнала по запрету всех разрядных устройств после заряда всех АБ до заданного уровня заряженности, отличающийся тем, что степень (коэффициент) использования энергии БФ системы электропитания КА определяют расчетно-экспериментальным методом, для чего: в качестве максимальной номинальной мощности (Р_ном.) выбирают паспортное значение мощности БФ, соответствующее мощности в рабочей точке вольт-амперной характеристики при максимальной освещенности БФ (h₀); аналитическую зависимость изменения текущей номинальной мощности БФ (Р_пасп.) от времени (t) принимают пропорциональной текущей освещенности h=h₀⋅cosα, где h₀=1, α - угол между вектором плоскости БФ и направлением на Солнце; в масштабе составляют график выбранной аналитической зависимости и определяют соответствующую максимальной генерируемой БФ энергии площадь фигуры, ограниченной вертикальными прямыми t=0 и t=T_c, горизонтальной прямой Р=0 и кривой, определяемой зависимостью Р_пасп.=Р_ном.⋅h(t), где Т_с - продолжительность светового участка орбиты КА, h(t) - закон (циклограмма) изменения освещенности БФ от времени в процессе движения конкретного КА на световом участке его орбиты, применив для вычисления площади фигуры, например, метод Симпсона; аналогичную последовательность операций выполняют для БФ конкретного КА, при этом для определения фактического текущего значения мощности БФ используют соотношение P=I_БФ(t)⋅U_БФ(t), где I_БФ(t), U_БФ(t) - телеметрируемые текущие значения тока и напряжения БФ соответственно; причем определение фактической энергии БФ осуществляют для m≥2 витков, затем вычисляют ее среднее значение за один виток; сопоставляя величину максимальной энергии и среднее значение фактической энергии БФ между собой судят о степени использования энергии БФ при штатной эксплуатации СЭП.