СИСТЕМА ЭЛЕКТРОПИТАНИЯ КОСМИЧЕСКОГО АППАРАТА Российский патент 2019 года по МПК H02J7/34 

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

Известны системы 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 A POWER, FOR А 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 и повышает финансовые затраты на создание новых КА.

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.

Наиболее близким техническим решением является система электропитания космического аппарата (патент RU №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. Известная система электропитания КА выбрана в качестве прототипа заявляемому изобретению.

Недостатком известной системы электропитания КА является отсутствие решений по повышению функциональной надежности системы электропитания.

Задачей заявляемого изобретения является повышение функциональной надежности системы электропитания.

Поставленная задача решается тем, что в системе электропитания, 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, при этом, стабилизатор напряжения солнечной батареи и разрядное устройство аккумуляторной батареи выполнены в виде мостовых инверторов с выходным трансформатором и выпрямителем, либо выпрямителями по количеству номиналов выходного напряжения системы электропитания космического аппарата, мостовой инвертор с выходным трансформатором и выпрямителем, либо выпрямителями по количеству номиналов выходного напряжения системы электропитания космического аппарата, выполняют в виде унифицированного модуля на определенную мощность, а требующуюся мощность нагрузок космического аппарата, как от стабилизатора напряжения солнечной батареи, так и разрядного устройства, обеспечивают, при необходимости, параллельным соединением унифицированных модулей, при этом, выходы унифицированных модулей соединяют между собой соответственно параллельно.

Действительно, использование унифицированного модуля мостового инвертора с выходным трансформатором и выпрямителем, либо выпрямителями по количеству номиналов выходного напряжения системы электропитания КА на определенную мощность в заявляемой системе электропитания, позволяет формировать систему электропитания на широкий круг потребительских задач. Модульное исполнение силовых узлов системы электропитания повышает ее функциональную надежность, так как отказ какого-либо модуля не приводит к полной потере КА, а при наличии резервного модуля не приводит к снижению функциональных возможностей КА.

Мощность унифицированного модуля выбирают исходя из существующей элементной базы для использования в космической технике. Так, если ориентироваться на использование 50-амперных транзисторов разрешенных к применению в космической технике, то при комфортной их загрузке мощность одного модуля мостового инвертора с выходным трансформатором и выпрямителями составит примерно 1,5 кВт.

Суть заявляемого изобретения поясняется чертежом фиг. 1, на котором представлена функциональная схема системы электропитания КА.

Система электропитания космического аппарата состоит из солнечной батареи 1, подключенной через устройство поворотное с токосъемниками (на схеме не показано) к входным плюсовой и минусовой шинам стабилизированного преобразователя напряжения в блоке модулей БМ1, аккумуляторной батареи 3, подключенной параллельно к солнечной батарее 1 в одноименной полярности через зарядное устройство 3-1 в направлении протекания зарядного тока, разрядного устройства в блоке модулей БМ2 аккумуляторной батареи 3.

Стабилизированный преобразователь напряжения (БМ1) и разрядное устройство (БМ2) выполнены из параллельного набора унифицированных модулей (на схеме показано по одному унифицированному модулю). Каждый унифицированный модуль содержит преобразователь напряжения 2, выполненный 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 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 преобразователя напряжения соединен с первичной обмоткой 5-1 трансформатора 5.

К вторичным обмоткам 5-2, 5-3…, 5-n трансформатора 5 подключены выпрямители (переходные устройства связи с нагрузками) 6-1, 6-2…, 6-n со своими номиналами выходного напряжения постоянного тока, выходом подключенные к потребителям электроэнергии 7 (в данном случае - к 7-1, 7-2 и 7-n соответственно). Одно из переходных устройств связи с нагрузками выбирают в качестве основного и по нему осуществляют стабилизацию напряжения. С этой целью устройство 6-1 соединено обратной связью со схемой управления 2-1 преобразователя напряжения 2.

Зарядное устройство 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 нагрузки от солнечной батареи.

При наличии мощности солнечной батареи, превышающей суммарную мощность, потребляемой нагрузками, 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-n автоматически поддерживается стабильное постоянное напряжение с учетом коэффициентов трансформации обмоток. При необходимости заряда аккумуляторной батареи величина ее зарядного тока ограничивается по максимальной величине тока или 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 преобразователя напряжения солнечной батареи 2 (БМ1) 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, предлагаемая система электропитания КА позволяет повысить функциональную надежность системы электропитания.

Использование: в области электротехники, для электропитания космических аппаратов (КА). Технический результат - повышение функциональной надежности системы электропитания. Система электропитания космического аппарата состоит 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, при этом стабилизатор напряжения солнечной батареи и разрядное устройство аккумуляторной батареи выполнены в виде мостовых инверторов с выходым трансформатором и выпрямителем либо выпрямителями по количеству номиналов выходного напряжения системы электропитания космического аппарата. Мостовой инвертор с выходным трансформатором и выпрямителем либо выпрямителями по количеству номиналов выходного напряжения системы электропитания космического аппарата выполняют в виде унифицированного модуля на определенную мощность, а требующуюся мощность нагрузок космического аппарата как от стабилизатора напряжения солнечной батареи, так и разрядного устройства обеспечивают, при необходимости, параллельным соединением унифицированных модулей, при этом выходы унифицированных модулей соединяют между собой соответственно параллельно. 1 ил.

Система электропитания космического аппарата, состоящая 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, при этом стабилизатор напряжения солнечной батареи и разрядное устройство аккумуляторной батареи выполнены в виде мостовых инверторов с выходым трансформатором и выпрямителем либо выпрямителями по количеству номиналов выходного напряжения системы электропитания космического аппарата, отличающаяся тем, что мостовой инвертор с выходным трансформатором и выпрямителем либо выпрямителями по количеству номиналов выходного напряжения системы электропитания космического аппарата выполняют в виде унифицированного модуля на определенную мощность, а требующуюся мощность нагрузок космического аппарата как от стабилизатора напряжения солнечной батареи, так и разрядного устройства обеспечивают, при необходимости, параллельным соединением унифицированных модулей, при этом выходы унифицированных модулей соединяют между собой соответственно параллельно.