Способ заряда комплекта аккумуляторных батарей в составе автономной системы электропитания космического аппарата Российский патент 2019 года по МПК H01M10/44 H02J7/00 

Назначение

Изобретение относится к электротехнической промышленности и может быть использовано при эксплуатации комплекта аккумуляторных батарей (АБ), преимущественно литий-ионных или никель-водородных, в автономных системах электропитания космических аппаратов (КА).

Уровень техники

В системах электропитания (СЭП) современных КА в качестве первичных источников энергии используются солнечные батареи (СБ), в которых солнечная энергия, преобразуется в электрическую энергию фотоэлектрическими преобразователями, и позволяет обеспечить питание всех устройств КА, а также заряд вторичных источников питания - накопителей электрической энергии в виде аккумуляторных батарей (АБ), являющегося одним из наиболее критичным звеном у СЭП. В космической отрасли взамен серебряно-цинковых АБ из-за низкого ресурса при циклической работе широкое применение получили никель-водородные АБ, которые выпускаются уже более пятидесяти лет. Однако в последние годы их вытесняют литий-ионные АБ, т.е. АБ на основе лития. Их описание, условия эксплуатации и сравнительные характеристики всесторонне представлены в диссертации на соискание ученой степени кандидата технических наук (Тарасов B.C. "Система генерирования электроэнергии с увеличенным сроком активного существования для малого космического аппарата". Специальность 05.09.03. Электротехнические комплексы и системы. «Национальный исследовательский университет «МЭИ», 2015 г.).

Для обеспечения надежности и длительного срока службы (ресурса) АБ очень важно проводить непрерывный мониторинг текущего технического состояния аккумуляторов АБ, своевременно проводить различные профилактические мероприятия для восстановления энергетических характеристик и обеспечивать комфортные температурные условия эксплуатации а также их оптимальные заряды, разряды и условия хранения.

Аккумуляторные батареи осуществляют питание устройств КА в основном на теневых участках, возникающих в связи с периодическим прохождением КА теневых участков орбиты, затененных от Солнца Землей или участков частично затененных от Солнца Луной, при возможных аномальных ситуациях с потерей ориентации панелей СБ, при выведении КА на орбиту, когда панели солнечной батареи сложены, а также в нештатных режимах - при маневрах КА для коррекции орбиты, при входах и выходах КА из теневых участков орбиты (патент РФ №2574911).

Проведение заряда АБ осуществляется на полетных "световых" интервалах орбиты и величина зарядного тока АБ определяется разницей между мощностью СБ и суммарной мощностью нагрузок.

Известно, что оптимальная величина тока заряда практически всех АБ находится в пределах от 0,1 до 0,3 номинальной емкости АБ (патент РФ, №2510105). Малые зарядные токи (менее 0,1 номинальной емкости АБ) не позволяют проводить заряд с высоким коэффициентом полезного действия, а заряд током менее 0,03 номинальной емкости практически не приводит к повышению емкости АБ. В результате имеющаяся избыточная мощность первичного источника электроэнергии расходуется неэффективно или, более того, просто теряется.

Поэтому необходимо учитывать специфику заряда АБ в условиях ограниченной величины избыточной мощности солнечной батареи и обеспечение оптимального использования для заряда комплекта АБ. Она заключается в том, что при полной загрузке целевой аппаратуры и их максимальном потреблении, в том числе, и мощных потребителей энергии (например, максимальной мощности бортового передатчика) в непрерывном режиме работы, величина избыточной мощности СБ может быть недостаточна для обеспечения эффективного заряда всего комплекта АБ.

Известен способ заряда комплекта аккумуляторных батарей в составе автономной системы электропитания космического аппарата, в котором обеспечивается заряд всего комплекта АБ при недостаточной величине избыточной мощности солнечной батареи для обеспечения заряда всего комплекта АБ (патент РФ, №2510105), взятый авторами за прототип.

В данном способе поставленная задача решается тем, что при проведении заряда каждой аккумуляторной батареи от общего источника ограниченной мощности через индивидуальные зарядные преобразователи с контролем текущего состояния заряженности и ограничением заряда аккумуляторных батарей, контролируют минимальные уровни токов заряда и при снижении тока заряда какой-либо аккумуляторной батареи ниже установленного значения прекращают заряд всего комплекта аккумуляторных батарей, при этом продолжение заряда комплекта аккумуляторных батарей проводят поочередно с длительностью заряда каждой аккумуляторной батареи, исходя из соотношения:

где Ti - время заряда i-ой аккумуляторной батареи, мин;

Т - выбранный период времени для поочередного заряда всего комплекта аккумуляторных батарей, мин;

Ci - текущая емкость i-ой аккумуляторной батареи, А⋅час,

а в случае достижения в процессе заряда какой-либо аккумуляторной батареей максимальной емкости, ее исключают из алгоритма заряда, при этом длительности заряда остальных аккумуляторных батарей пересчитывают, исходя из оставшегося количества недостаточно заряженных аккумуляторных батарей. Другой вариант - продолжение заряда комплекта аккумуляторных батарей проводят поочередно с длительностью заряда каждой аккумуляторной батареи, исходя из соотношения:

где Cmax - максимальная зарядная емкость АБ.

При этом, при работе с комплектом никель-водородных АБ вместо параметра текущей емкости используют параметр текущего давления управляющих аккумуляторов, а при работе с комплектом литий-ионных АБ вместо параметра текущей емкости используют параметр текущего напряжения аккумуляторов.

Недостатком прототипа является то, что в реальной практике при длительной эксплуатации КА из-за возможного выхода из строя фотопреобразователей в модуле СБ, их "деградации" (постепенного снижения производительности модулей) под воздействием загрязнения, микрометеоритов, ультрафиолета, радиационных и других внешних космических факторов, а также возможного увеличения угла отклонения нормали к активной поверхности СБ от линии направления на Солнце, т.е. недостаточной точности ориентации СБ на Солнце (В.Н. Васильев. Системы ориентации космических аппаратов, М., 2009, с. 273-275), мощность СБ снижается, которой может быть недостаточно для поочередного заряда АБ, и прежде всего, аккумуляторных батарей, обладающих большой емкостью, соответственно, требующих большой зарядный ток. Это приводит к неоптимальному использованию избыточной мощности, неэффективному заряду АБ, снижению надежности и эффективности эксплуатации комплекта АБ в составе автономной системы электропитания КА.

Так, в результате недостаточности заряда АБ при малом зарядном токе, т.е. из-за недостаточной остаточной емкости аккумулятора (под остаточной емкостью АБ следует понимать значение количества электрической энергии, выраженное в ампер часах или Кулонах, которое АБ отдает при разряде до выбранного конечного напряжения в любом текущем его состоянии) в процессе длительной эксплуатации КА они могут выйти из строя или существенно снизить свои характеристики, в том числе и ресурсные, из-за многократного глубокого переразряда на теневом участке орбиты (патент РФ, №2164881).

Целью предлагаемого изобретения является повышение надежности и эффективности эксплуатации комплекта аккумуляторных батарей в составе автономной системы электропитания КА.

Раскрытие изобретения

Поставленная цель достигается благодаря обеспечению заряда каждой АБ от общего источника ограниченной мощности через индивидуальные зарядные преобразователи с контролем текущего состояния заряженности и контроля минимальных уровней токов заряда, при снижении которых в какой-либо АБ ниже установленного значения прекращают заряд всего комплекта АБ, при этом продолжение заряда комплекта АБ проводят поочередно, а в случае снижения мощности СБ до значения недостаточного для поочередного заряда каких либо АБ, включают режим ограниченной мощности нагрузки (РОМ), позволяющий обеспечить зарядный ток данных АБ до необходимых оптимальных значений.

Способ заряда комплекта АБ в составе автономной системы электропитания КА заключается в обеспечении проведения заряда каждой АБ от общего источника ограниченной мощности через индивидуальные зарядные преобразователи с контролем текущего состояния заряженности для никель-водородных АБ по текущему давлению аккумуляторов, а для литий-ионных аккумуляторов, у которых положительный электрод изготовлен из литированного оксида кобальта или подобных оксидных соединений, по текущему напряжению аккумуляторов. Причем ограничивают заряд АБ, контролируют минимальные уровни токов заряда и при снижении тока заряда какой-либо АБ ниже установленного значения прекращают заряд всего комплекта АБ. При этом продолжение заряда комплекта АБ проводят поочередно с заданными длительностью и алгоритмом заряда каждой АБ в соответствии с выражениями (1), (2). В случае снижения мощности СБ до значения, недостаточного для поочередного заряда каких либо АБ, включают режим ограниченной мощности нагрузки, позволяющий обеспечить зарядный ток данных АБ до необходимых номинальных значений. При этом контроль текущего состояния заряженности для литий-ионных АБ с положительным катодом, выполненным на основе литированного фосфата железа, осуществляют по разности между постоянным напряжением и напряжением под импульсной нагрузкой на аккумуляторе.

Графические иллюстрации

На рисунке фиг. 1 приведен пример структурной схемы для реализации заявляемого способа заряда комплекта АБ в составе автономной системы электропитания КА, содержащей составляющие, обозначенные позициями:

• 1 - солнечная батарея СБ;

• 2₁ - 2n - разрядные устройства РУ1 - РУn;

• 3₁ - 3n - аккумуляторные батареи;

• 4₁ - 4n - зарядные устройства ЗУ₁ - ЗУn;

• 5 - преобразователь напряжения ПН;

• 6 - нагрузка;

• 7₁ - 7n - устройства контроля;

• 8₁ - 8n - измерительные шунты;

• 9 - бортовой комплекс управления с бортовой вычислительной машиной БКУ с БВМ;

• РОМ - режим ограниченной мощности нагрузки.

Пример реализации способа

Система электропитания КА может работать в разных режимах, например в четырех режимах, описанных в патенте РФ №2613660.

1-й режим: СБ 1 не генерирует мощность (участок тени на орбите), питание нагрузки 6 осуществляется от АБ 3₁-3n, при этом разрядные устройства РУ₁-РУn включены, зарядные устройства ЗУ₁-ЗУn отключены.

2-й режим: Мощность нагрузки 6 больше мощности генерируемой СБ 1. Питание нагрузки осуществляется от СБ 1 и АБ 3₁-3n, при этом разрядные устройства РУ₁-РУn включены, зарядные устройства ЗУ₁-ЗУn отключены.

3-й режим: Мощность нагрузки 6 меньше мощности генерируемой СБ 1, комплект АБ 3₁-3n разряжен, при этом разрядные устройства РУ₁-РУn отключены, зарядные устройства ЗУ₁-ЗУn включены.

4-й режим: Мощность нагрузки 6 меньше мощности генерируемой СБ 1, комплект АБ 3₁-3n заряжен, при этом разрядные устройства РУ₁-РУn и зарядные устройства ЗУ₁-ЗУn отключены.

Заряд комплекта АБ 3₁-3n от СБ 1 осуществляют в 3-м режиме СЭП КА. Одновременно в данном режиме осуществляют питание нагрузки 6 от СБ 1 через ПН 5, который может быть выполнен в виде последовательно включенных мостового инвертора и трансформатора (см. патент, РФ, №2488911 от 10.02.2016 г.).

Устройства контроля 7₁-7_n, как в прототипе, контролируют напряжение для литий-ионных аккумуляторов, у которых положительный электрод изготовлен из литированного оксида кобальта или подобных оксидных соединений, или давление для никель-водородных аккумуляторных батарей и температуру аккумуляторов АБ 3₁-3n и передают информацию об их состоянии в БКУ с БВМ 9. Для литий-ионных аккумуляторов, у которых положительный электрод изготовлен из литированного фосфата железа, устройства контроля 7₁-7_n контролируют разность между постоянным напряжением и напряжением под импульсной нагрузкой на аккумуляторе (например, как в устройстве, описанном в заявке на изобретение №2018136377 от 15.10.2018).

В процессе заряда комплекта АБ 3₁-3n, как в прототипе, контролируют токи заряда каждой АБ с измерительных шунтов 8₁-8n. В случае если величина тока заряда какой-либо АБ снизится ниже установленного нижнего значения, прекращают заряд всего комплекта аккумуляторных батарей, при этом продолжение заряда комплекта аккумуляторных батарей проводят поочередно с длительностью и алгоритмом заряда каждой аккумуляторной батареи, в соответствии с выражениями (1) или (2).

В случае достижения в процессе заряда какой-либо АБ 3₁-3n максимальной емкости (расчет в соответствии с выражениями (1) длительности заряда каждой АБ), ее исключают из алгоритма заряда, при этом длительности заряда остальных АБ 3₁-3n пересчитывают, исходя из оставшегося количества недостаточно заряженных АБ 3₁-3n. Во втором варианте расчета длительности заряда каждой АБ в соответствии с выражениями (2) длительность заряда АБ, достигшей максимальной емкости, автоматически становится равной нулю. Выбор конкретного варианта расчета длительности заряда каждой аккумуляторной батареи осуществляется, исходя из текущей степени заряженности комплекта АБ 3₁-3n, при этом при малой степени заряженности АБ комплекта АБ 3₁-3n предпочтителен первый вариант, а при большой - второй.

В случае снижения мощности СБ 1 до значения недостаточного для поочередного заряда каких либо АБ 3₁-3n достаточными по величине токами, осуществляют заряд АБ 3₁-3n по вышеописанному алгоритму, при этом, при заряде АБ, для которых мощность СБ 1 недостаточна (для обеспечения требуемых оптимальных зарядных токов), включают режим ограниченной мощности нагрузки. В данном режиме сигналами с выхода БКУ с БВМ 9, поступающими на ПН 5 и нагрузку 6, с целью уменьшения суммарной потребляемой мощности нагрузкой 6, отключают часть составляющих ее потребителей или уменьшают мощность потребителей (например, мощного бортового передатчика).

Рациональный выбор и уменьшение мощности потребителей осуществляют в автоматическом режиме БКУ с БВМ 9 или с центра наземного управления по телеметрическим параметрам (ТМ) и радиокомандам управления (КУ), который целесообразно проводить таким образом, чтобы изменение основных ключевых характеристик КА было несущественным и в целом сохранялось его работоспособность.

Увеличение зарядного тока до оптимального значения за счет уменьшения потребляемой мощности нагрузкой 6 позволяет обеспечить оптимальный заряд комплекта АБ 3₁-3n до необходимых максимальных значений остаточной емкости, контролируемых БКУ с БВМ 9.

По окончании заряда комплекта АБ 3₁-3n СЭП КА работает в 4-м режиме, описанном выше, и она подготовлена для работы в 1-м режиме.

Таким образом, применение предлагаемого способа позволяет повысить надежность и эффективность эксплуатации комплекта аккумуляторных батарей в составе автономной СЭП КА, в результате чего повышается ее живучесть и срок активного существования.

Изобретение относится к области электротехники, а именно к способу заряда комплекта аккумуляторных батарей в составе автономной системы электропитания космического аппарата, и может быть использовано при эксплуатации комплекта аккумуляторных батарей, преимущественно, литий-ионных или никель-водородных в автономных системах электропитания космических аппаратов. Предложенный способ заряда обеспечивает заряд всего комплекта аккумуляторных батарей в случае недостаточной величины избыточной мощности солнечной батареи и включает заряд каждой аккумуляторной батареи от общего источника ограниченной мощности через индивидуальные зарядные преобразователи, с контролем текущего состояния заряженности и контролем минимальных уровней токов заряда, при этом, при снижении указанных параметров в какой-либо аккумуляторной батарее комплекта ниже установленного значения, прекращают заряд всего комплекта аккумуляторных батарей, и продолжение заряда аккумуляторных батарей проводят поочередно, также в случае снижения мощности солнечной батареи до значения недостаточного для поочередного заряда каких-либо аккумуляторный батарей, включают режим ограниченной мощности нагрузки, позволяющий обеспечить зарядный ток данных аккумуляторных батарей до необходимых оптимальных значений, при этом контроль текущего состояния заряженности литий-ионных аккумуляторных батарей с положительным катодом, выполненным на основе литированного фосфата железа, осуществляют по разности между постоянным напряжением и напряжением под импульсной нагрузкой на аккумуляторе. Повышение надежности и эффективности эксплуатации комплекта аккумуляторных батарей в составе автономной системы электропитания космического аппарата, является техническим результатом изобретения. 1 ил.

Способ заряда комплекта аккумуляторных батарей в составе автономной системы электропитания космического аппарата, заключающийся в обеспечении проведения заряда каждой аккумуляторной батареи от общего источника ограниченной мощности через индивидуальные зарядные преобразователи с контролем текущего состояния заряженности для никель-водородных аккумуляторных батарей по текущему давлению аккумуляторов, а для литий-ионных аккумуляторов, у которых положительный электрод изготовлен из литированного оксида кобальта или подобных оксидных соединений, по текущему напряжению аккумуляторов, причем ограничивают заряд аккумуляторных батарей, контролируют минимальные уровни токов заряда и, при снижении тока заряда какой-либо аккумуляторной батареи ниже установленного значения, прекращают заряд всего комплекта аккумуляторных батарей, при этом продолжение заряда комплекта аккумуляторных батарей проводят поочередно с заданными длительностью и алгоритмом заряда каждой аккумуляторной батареи, отличающийся тем, что в случае снижения мощности солнечной батареи до значения недостаточного для поочередного заряда каких-либо аккумуляторных батарей, включают режим ограниченной мощности нагрузки, позволяющий обеспечить зарядный ток данных аккумуляторных батарей до необходимых номинальных значений, при этом контроль текущего состояния заряженности для литий-ионных аккумуляторных батарей с положительным катодом, выполненным на основе литированного фосфата железа, осуществляют по разности между постоянным напряжением и напряжением под импульсной нагрузкой на аккумуляторе.