Способ управления автономной системой электроснабжения космического аппарата Российский патент 2019 года по МПК B64G1/44 H02J7/34 

Назначение

Изобретение относится к электротехнике, а именно к системам электроснабжения космических аппаратов, с использованием в качестве первичных источников электроэнергии солнечных батарей, а в качестве накопителей электроэнергии - аккумуляторных батарей.

Уровень техники

Современная техника, среди прочих, ставит перед собой задачу по увеличению срока активного существования создаваемого объекта с автономным электропитанием. Особое место в ряде данных объектов занимают космические аппараты (далее - КА), в которых проблема совершенствования технических характеристик системы электроснабжения (далее - СЭС) имеет актуальное значение. В СЭС современных КА в качестве первичных источников энергии используются солнечные батареи (далее - СБ), в которых солнечная энергия, преобразуется в электрическую энергию фотоэлектрическими преобразователями, что позволяет обеспечить питание всех устройств КА, а также обеспечивает заряд вторичных источников питания - накопителей электрической энергии в виде аккумуляторных батарей (далее - АБ), которые являются одним из наиболее критичных звеньев у СЭС. АБ обеспечивают питание устройств КА в основном на теневых участках орбиты, что связано с периодическим прохождением участков орбиты, затененных от Солнца Землей или частично затененных от Солнца Луной, в аварийных режимах или в момент потери ориентации по Солнцу, а также в нештатных режимах 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.

В случае нештатного, незапланированного нарушения ориентации солнечных батарей объекта на Солнце происходит нарушение энергобаланса в СЭС. При потерянной ориентации объекта или в начальный момент восстановления ориентации СБ на Солнце их освещенность имеет случайный характер и ее может оказаться недостаточно для обеспечения питания потребителей, т.к. напряжение на выходе СЭС определяется соотношением мощности нагрузки, подключенной к выходным шинам, и мощности, генерируемой СБ и определяемой степенью ее освещенности.

Отследить этот факт можно по текущим параметрам СЭС, например по снижению тока от СБ, снижению токов заряда АБ, включению разрядных преобразователей и появлению токов разряда АБ.

Если потеря ориентации будет достаточно длительной, может произойти полный разряд всех АБ. Питание бортовых потребителей после этого прекратится. Как при полном разряде АБ, так и при хранении разряженной АБ, может произойти переполюсовка отдельных аккумуляторов, поскольку к АБ остаются подключенными устройства контроля ее состояния и, следовательно, остается, наряду с саморазрядом АБ, некоторый ток внешнего разряда АБ. Полное же отключение устройств контроля от АБ нецелесообразно в виду того, что переполюсовавшиеся аккумуляторы выйдут из строя и восстановить их будет невозможно. Работоспособность АБ с переполюсовавшимися аккумуляторами, а следовательно и в целом СЭС, будет потеряна.

Известный способ управления автономной системой электроснабжения (см. патент РФ №2168828) решает задачу предотвращения выхода из строя аккумуляторов АБ, восстановления функционирования СЭС после перерывов в ее работе и обеспечение выходного напряжения СЭС во время и после нештатной или аварийной ситуации.

Согласно предлагаемому способу указанная задача решается следующим образом.

В автономной системе электроснабжения, содержащей СБ, n аккумуляторных батарей (n≥1), стабилизатор напряжения (СН), включенный между СБ и нагрузкой, и по n зарядных устройств (ЗУ) и разрядных устройств (РУ), управляют СН и зарядно-разрядными устройствами в зависимости от входного и выходного напряжения системы, при этом ЗУ обеспечивают заряд АБ, а СН и РУ обеспечивают питание нагрузки (потребителей); контролируют степень заряженности и разряженности АБ; запрещают работу соответствующего ЗУ при достижении предельного уровня заряженности данной АБ, снимают этот запрет при достижении определенного уровня разряженности данной АБ; запрещают работу соответствующего РУ при достижении предельного уровня разряженности данной АБ и снимают этот запрет при достижении определенного уровня заряженности данной АБ.

Если после запрета работы некоторых РУ мощности оставшихся в работе АБ и РУ окажется недостаточно для обеспечения питания бортовых потребителей, запрещают работу всех к этому времени работающих РУ, а также СН, прекращают управление РУ по сигналам контроллера. СЭС полностью переходит в режим хранения. При этом продолжают контроль состояния всех АБ. В случае опасности переполюсовки аккумуляторов какой-либо АБ к ним подключают устройство защиты аккумуляторов от переполюсовки.

После восстановления ориентации СБ на Солнце сначала производят заряд АБ до некоторого значения суммарной емкости, а затем (после того, как количество заряженных до требуемого уровня АБ достигает заданного) разрешают работу СН и РУ заряженных АБ, разрешают управление РУ по сигналам контроллера.

Недостатком способа является то, что последовательное отключение АБ для питания нагрузки при недостаточной мощности, генерируемой СБ, без учета длительности отсутствия ее освещенности и критических требований к нагрузке может приводить к существенному снижению живучести КА.

Так, например, при использовании современных АБ на основе лития (литий-ионных или литий-полимерных) аккумуляторов их эксплуатация в минусовом диапазоне температур нецелесообразно (см. Фрэн Хоффард, "Правильная эксплуатация может продлить жизнь литий-ионного аккумулятора", www.powerelectronics.com) в виду того, что снижается срок их службы, и отключение их подогрева из-за отключения питания на теневых участках орбиты недопустимо. Современные литиевые АБ с целью обеспечения большого времени жизни требуют современные способы и устройства его управления при эксплуатации, т.к. срок жизни литиевых АБ зависит не только от электрохимической системы, но и от оптимального режима заряда и глубины разряда, и, кроме того, очень важно требуется обеспечение в процессе их эксплуатации комфортные температурные режимы, в том числе, поддержание температуры в сравнительно узком диапазоне.

Длительное отсутствие освещенности СБ может приводить к глубокому разряду аккумуляторов.

Аналогичным образом отрицательно сказывается отключение питания на сложной и точной электронной аппаратуре, оптико-электронных преобразователях.

Наиболее близким к предлагаемому изобретению является «Способ управления автономной системой электроснабжения космического аппарата» (см. патент РФ №2521538), взятый авторами за прототип. Данный способ аналогичен вышеописанному, и основным отличием от него является то, что в системе электроснабжения используются несколько номиналов выходного напряжения на нагрузках.

Данный способ управления автономной системой электроснабжения, содержащий солнечную батарею (СБ) и блок n аккумуляторных батарей (АБ), соответственно, с n зарядными и n разрядными устройствами, а также стабилизатор напряжения, включенный между солнечной батареей, и нагрузками напрямую и через стабилизированный преобразователь напряжения, заключающийся в управлении стабилизатора напряжения и зарядно-разрядными устройствами в зависимости от входного и выходного напряжения системы, контроле степени заряженности и разряженности АБ, запрете на работу соответствующего ЗУ при достижении предельного уровня заряженности данной АБ, снятии этого запрета при достижении определенного уровня разряженности данной АБ, запрете на работу соответствующего РУ при достижении предельного уровня разряженности данной АБ, снятии этого запрета при достижении определенного уровня заряженности данной АБ, при этом, в случае потери ориентации СБ на Солнце, аварийном разряде АБ, запрещают (блокируют) работу всех РУ, после восстановления ориентации СБ на Солнце и заряда АБ до заданного уровня снимают блокировку работы всех РУ, при этом в системе электроснабжения с параллельным стабилизатором напряжения (СН) СБ и дополнительной стабилизацией напряжений нагрузок меньшего номинала от шин первой нагрузки преобразователями напряжения (ПН), блокируют так же работу данных ПН, при этом контролируют ток СБ, а снимают блокировку работы ПН после превышения тока СБ заранее заданного значения, например, рассчитанной исходя из соотношений:

где

Iсб - ток солнечной батареи, А;

Р_пн - мощность ПН, Вт;

U_пн - напряжение нагрузки ПН, В;

Р_зар - мощность для заряда аккумуляторных батарей, Вт;

U_зар - минимальное зарядное напряжение, Вт;

n - число аккумуляторных батарей;

k - коэффициент технологического запаса (учитывающий КПД преобразователей и прочее).

или

где

U_СБ - номинальное напряжение солнечной батареи, В.

При использовании в системе электроснабжения параллельного СН солнечной батареи имеется возможность контролировать ток СБ даже при отсутствии нагрузки.

Недостатком способа, как и в вышеописанном аналоге, является недостаточная надежность, так как последовательное отключение АБ для питания нагрузки при недостаточной мощности, генерируемой СБ, без учета длительности отсутствия ее освещенности и критических требований к нагрузке может привести к существенному снижению живучести КА.

Целью заявляемого изобретения является повышение надежности и живучести системы электроснабжения из-за возникающих аварийных ситуаций, связанных с незапланированной потерей ориентации солнечных батарей космического аппарата на Солнце.

Раскрытие изобретения

Сущность предлагаемого изобретения заключается в обеспечении питания нагрузок от стабилизатора напряжения и АБ в рабочем режиме при достаточной мощности СБ, заряд и разряд которых поддерживают в оптимальных условиях эксплуатации по температурным и зарядно-разрядным характеристикам. В случае потери ориентации СБ на Солнце, в зависимости от величины остаточной емкости АБ, включают аварийный экономичный режим их разряда, позволяющий увеличить время расхода остаточной емкости АБ. Также, при необходимости, включают блок автономного управления приводом СБ независимо от системы ориентации КА для получения СБ максимальной освещенности от Солнца и сокращения времени аварийного режима. В случае не устранения этими действиями аварийного режима, запрещают (блокируют) работу всех разрядных устройств.

Таким образом, ввиду того, что вероятность включения режима запрета (блокировки) работы всех разрядных устройств, неблагоприятно сказывающегося на составляющих КА, существенно снижается (практически исключается), повышается срок службы системы электроснабжения КА при достижении высокой ее надежности и повышении эксплуатационных и энергетических характеристик, позволяющих в целом увеличить срок активного существования КА.

Предлагаемый способ управления автономной системой электроснабжения космического аппарата, содержащего солнечную батарею и блок из n аккумуляторных батарей, соответственно, с n зарядными и n разрядными устройствами, а также стабилизатор напряжения, включенный между солнечной батареей, и нагрузками напрямую и через стабилизированный преобразователь напряжения, заключающийся в управлении стабилизатором напряжения и зарядно-разрядными устройствами в зависимости от входного и выходного напряжения системы, поддерживая заряд и разряд аккумуляторных батарей в оптимальных условиях эксплуатации по температурным и зарядно-разрядным характеристикам, контроле степени заряженности и разряженности аккумуляторных батарей в блоке, запрете на работу соответствующего зарядного устройства при достижении предельного уровня заряженности данной аккумуляторной батареи, снятии этого запрета при достижении определенного уровня разряженности данной аккумуляторной батареи, запрете на работу соответствующего разрядного устройства при достижении предельного уровня разряженности данной аккумуляторной батареи, снятии этого запрета при достижении определенного уровня заряженности данной АБ, при этом в случае потери ориентации солнечной батареи на Солнце, аварийном разряде аккумуляторных батарей в блоке, в зависимости от величины их остаточной емкости, включают аварийный экономичный разряд аккумуляторных батарей и, при необходимости, включают блок автономного управления приводом солнечной батареи для получения солнечной батареей максимального освещения от Солнца, и в случае не устранения при этом аварийного режима запрещают (блокируют) работу всех разрядных устройств, после восстановления ориентации солнечных батарей на Солнце и заряда аккумуляторных батарей до заданного уровня снимают блокировку работы всех разрядных устройств, при этом контролируют ток солнечной батареи, и снимают блокировку работы преобразователя напряжения после превышения тока солнечной батареи заранее заданного значения, например, рассчитанного исходя из соотношений, приведенных в выражениях (1, 2).

Графические иллюстрации

На приведенной графической фигуре приведен пример структурной схемы для реализации заявляемого способа управления автономной системой электроснабжения, содержащей составляющие, обозначенные позициями на Фиг. 1:

1 - солнечные батареи (СБ);

2 - стабилизатор напряжения (СН);

3 - блок из n аккумуляторных батарей (АБ) с зарядными устройствами (ЗУ) и разрядными устройствами (РУ);

(3.1-1)-(3.1-n) - аккумуляторные батареи (1-я АБ)-(n-я АБ) в блоке аккумуляторных батарей 3;

(3.2-1)-(3.2-n) - зарядные устройства ЗУ₁-ЗУn в блоке аккумуляторных батарей 3;

(3.3-1)-(3.3-n) - разрядные устройства РУ₁-РУn в блоке аккумуляторных батарей 3;

4 - контроллер (локальная микро ЭВМ электроснабжения);

5 - преобразователи напряжения (ПН);

6 - нагрузки (потребители электроэнергии);

7 - датчик остаточной емкости аккумуляторов (ДОЕ);

8 - устройство выравнивания напряжений в аккумуляторах (УВН);

9 - устройство обеспечения температурных режимов аккумуляторов (УТР);

10 - локальная ЭВМ (система ориентации);

11 - привод (солнечной батареи);

12 - устройство аварийного экономичного разряда (УАЭР);

13 - блок автономного управления;

14 - центральная ЭВМ.

Описание способа управления автономной системой электроснабжения В процессе эксплуатации аккумуляторные батареи (3.1-1)-(3.1-n) блока аккумуляторных батарей АБ 3 на освещенном участке орбиты работают в основном в режиме хранения и периодических дозарядов от солнечной батареи (СБ) 1 через зарядные устройства (ЗУ₁-ЗУ_n) (3.2-1)-(3.2-n). При этом, питание нагрузок 6 осуществляется от СБ 1 через стабилизатор напряжения СН 3 напрямую и через стабилизированный преобразователь напряжения ПН 5.

При прохождении теневых участков орбиты, нагрузки 6 питаются от аккумуляторных батарей (3.1-1)-(3.1-n) блока АБ 3 через разрядные устройства (PУ₁-РУ_n) (3.3-1)-(3.3-n). При нарушении ориентации КА на освещенной орбите (при недостаточной мощности СБ 1), либо при больших пиковых потреблениях нагрузками мощности (например, при корректировке орбиты), превышающими мощность СБ 1, нагрузки 6 питаются от СБ 1 и от аккумуляторных батарей (3.1-1)-(3.1-n) блока АБ 3 через разрядные устройства (PУ₁-РУ_n) (3.3-1)-(3.3-n).

Совместная работа СБ 1, СН 2, ПН 5, нагрузок 6 и блока АБ 3, включающего в себя n АБ (3.1-1)-(3.1-n), n ЗУ (3.2-1)-(3.2-n) и n РУ (3.3-1)-(3.3-n), представлена и описана в прототипе.

Контроллер 4 с устройством выравнивания напряжений в аккумуляторах (УВН) 8 обеспечивает выравнивание напряжений в аккумуляторах АБ (см. патент, РФ, №2390478), а с устройством обеспечения температурных режимов аккумуляторов (УТР) 9 - температурные режимы аккумуляторов АБ (см. патент, РФ, №2571728), поддерживая заряд и разряд аккумуляторных батарей в блоке при оптимальных условиях эксплуатации по температурным и зарядно-разрядным характеристикам.

Датчик остаточной емкости (ДОЕ) 7 совместно с контроллером 7 позволяет фиксировать текущую остаточную емкость аккумулятора (см. Новости Электроники, №11, 2016 г., стр. 31-37) и в соответствии с ее значением обеспечивать номинальные режимы эксплуатации аккумулятора, не допускающие глубокого разряда, что позволяет сохранить рабочие характеристики аккумулятора в течение как можно большего периода времени (см. Д.А. Хрусталев. Аккумуляторы. Москва, 2003 г., стр. 124-125) и не допускать ситуаций, когда требуемое расходование электроэнергии за определенный период времени превышает текущее значение остаточной емкости в аккумуляторах, что позволяет увеличивает живучесть КА.

Под остаточной емкостью аккумулятора следует понимать значение количества электрической энергии, выраженное в ампер-часах или кулонах, которое аккумулятор отдает при разряде до выбранного конечного напряжения в любом текущем его состоянии.

В аварийном режиме (данная ситуация возникает в случае потери ориентации СБ 1 на Солнце), локальная ЭВМ 10 путем обмена информацией с центральной ЭВМ 14, связанной с центром наземного управления по телеметрии (ТМ) и управления приводом 11 осуществляет устранение аварийного режима и поиск оптимального направления СБ 1 на Солнце (см. В.Н. Васильев. Системы ориентации космических аппаратов, М., 2009, с. 270), при этом питание нагрузок осуществляется от аккумуляторных батарей (3.1-1)-(3.1-n) блока АБ 3 через разрядные устройства (PУ₁-РУ_n) (3.3-1)-(3.3-n). При снижении остаточной емкости аккумуляторных батарей (3.1-1)-(3.1-n) блока АБ 3 до уровня заранее заданного значения (учитывающего остаточную емкость АБ, мощность нагрузки и временной интервал разряда АБ) контроллер 4 включает устройство аварийного экономичного разряда (УАЭР) 12, позволяющего снизить потребляемый ток нагрузками, сохраняя, при этом, их характеристики в допустимом диапазоне, а также отключение части нагрузок (для некоторых составляющих КА отключение нецелесообразно, в виду нарушения их работоспособности).

Так, например, снижение потребляемого тока нагрузками можно достичь последовательным подключением к основным резисторам дополнительных при использовании в качестве электронагревателей металлопленочных резисторов (гибких электронагревателей) для обеспечения теплового режима составляющих КА (например, аккумуляторных батарей, оптико-электронных преобразователей целевой аппаратуры и т.д.). В данном режиме в соответствии с законом Джоуля-Ленца количество теплоты, выделяемой электронагревателем определяется выражением

где Q - количество теплоты, выделяемой электронагревателем,

U - напряжение на электронагревателе,

R - сопротивление электронагревателя,

Δt - время прохождения тока через электронагреватель.

В соответствии с законом сохранения энергии количество теплоты, выделяемой электронагревателем Q, равна количеству энергии, потребляемой от системы электропитания (потерями на проводниках, соединяющими электронагреватели с СЭП можно пренебречь).

При последовательном соединении основного и дополнительного электронагревателей сопротивление электронагревателя R увеличивается и равно их сумме

где R₀ - сопротивление основного электронагревателя,

R_Д - сопротивление дополнительного электронагревателя.

При этом, несмотря на то, что в данном экономичном режиме количество теплоты, выделяемой электронагревателями, снижается, однако в виду увеличения площади локального обогрева конструкции составляющих КА (дополнительно за счет дополнительных электронагревателей), требующих температурные условия эксплуатации в сравнительно узком диапазоне, глубокого их "захолодения" не происходит (как, например, при отключенном электронагревателе), что сохраняет характеристики составляющих КА в допустимом диапазоне.

В случае дальнейшего не устранения аварийного режима локальной ЭВМ 10 путем управления приводом СБ 11 и при дальнейшем снижении остаточной емкости аккумуляторных батарей (3.1-1)-(3.1-n) блока АБ 3 до определенного уровня, контроллер 4 выдает команду в центр наземного управления (на фиг. 1 не показано), который по радиокоманде (КУ) переводит блок автономного управления 13 в режим управления приводом СБ 11 по "жесткой" логике независимо от системы ориентации и ЭВМ, в которой могут быть сбои и "зависание" из-за воздействия различных факторов, например, локальных статических разрядов. Такой режим работы не может обеспечить в полной мере функциональные возможности КА, в частности, управление КА вокруг центра масс по крену, рысканью и тангажу (см. патент РФ №2021173), но он гарантирует положительный энергобаланс. Возврат к штатной схеме ориентации КА осуществляется автоматически или по команде с центра наземного управления после определения по телеметрическим параметрам (ТМ) и устранения по радиокомандам (КУ) возникшие неисправности аварийного режима.

В случае снижения остаточной емкости аккумуляторных батарей (3.1-1)-(3.1-n) блока АБ 3 до критического конечного уровня заранее заданного значения при устранении аварийного режима по команде контроллера 4 запрещают (блокируют) работу всех разрядных устройств до частичного или полного восстановления ориентации СБ 1 на Солнце.

Таким образом, заявляемый способ управления автономной системой электроснабжения КА обеспечивает повышение надежности и живучести системы электроснабжения при возникновении аварийных ситуаций, связанных с незапланированной потерей ориентации космического аппарата на Солнце.

Изобретение относится к способу управления автономной системой электроснабжения космического аппарата. Для этого управляют стабилизатором напряжения и зарядно-разрядными устройствами в зависимости от входного и выходного напряжения системы при контроле степени заряженности и разряженности аккумуляторных батарей в блоке, выдают запрет на работу соответствующего зарядного устройства при достижении предельного уровня заряженности данной аккумуляторной батареи, снимают запрет при достижении определенного уровня разряженности данной аккумуляторной батареи, запрещают работу соответствующего разрядного устройства при достижении предельного уровня разряженности данной аккумуляторной батареи, снимают этот запрет при достижении определенного уровня заряженности данной аккумуляторной батареи, контролируют ток солнечной батареи, снимают блокировку работы преобразователя напряжения после превышения тока солнечной батареи заранее заданного значения, при аварийном разряде аккумуляторных батарей, в зависимости от величины их остаточной емкости включают режим аварийного экономичного разряда аккумуляторных батарей и, при необходимости, включают блок автономного управления приводом солнечной батареи для получения солнечной батареей максимальной освещенности от Солнца, а в случае не устранения аварийного режима, блокируют работу всех разрядных устройств. Обеспечивается повышение надежности и живучести системы электроснабжения космического аппарата. 1 ил.

Способ управления автономной системой электроснабжения космического аппарата, имеющего в своем составе солнечную батарею, блок из n аккумуляторных батарей с n зарядными и n разрядными устройствами, а также стабилизатор напряжения, включенный между солнечной батареей и нагрузками как напрямую, так и через стабилизированный преобразователь напряжения, заключающийся в управлении стабилизатором напряжения и зарядно-разрядными устройствами в зависимости от входного и выходного напряжения системы при контроле степени заряженности и разряженности аккумуляторных батарей в блоке, запрете на работу соответствующего зарядного устройства при достижении предельного уровня заряженности данной аккумуляторной батареи, снятии этого запрета при достижении определенного уровня разряженности данной аккумуляторной батареи, запрете на работу соответствующего разрядного устройства при достижении предельного уровня разряженности данной аккумуляторной батареи, снятии этого запрета при достижении определенного уровня заряженности данной аккумуляторной батареи, при этом контролируют ток солнечной батареи и снимают блокировку работы преобразователя напряжения после превышения тока солнечной батареи заранее заданного значения, отличающийся тем, что при аварийном разряде аккумуляторных батарей, в зависимости от величины их остаточной емкости включают режим аварийного экономичного разряда аккумуляторных батарей и, при необходимости, включают блок автономного управления приводом солнечной батареи для получения солнечной батареей максимальной освещенности от Солнца, а в случае не устранения аварийного режима, блокируют работу всех разрядных устройств.