Способ питания нагрузки постоянным током в автономной системе электропитания космического аппарата и космический аппарат для его реализации

Изобретение относится к области космической техники и может быть использовано при проектировании космических аппаратов (КА).

Космический аппарат представляет собой (см. Космические аппараты. Под общей редакцией К.П. Феоктистова, М., Воениздат, 1993, [1]) техническое устройство, состоящее из целевой аппаратуры и обеспечивающих систем.

В качестве целевой аппаратуры используется преимущественно связная аппаратура. В число обеспечивающих систем входят: система электропитания (СЭП), система ориентации КА, бортовой комплекс управления, система терморегулирования и другие системы в зависимости от типа и назначения КА.

К числу систем современных КА, по сути определяющих срок активного существования КА, относится в первую очередь система электропитания.

Известны способы питания нагрузки постоянным током в автономных системах электропитания ИСЗ, описанные в монографии «Системы электропитания космических аппаратов, Новосибирск, ВО «Наука», 1994 г.» [2].

Известные способы и автономные системы электропитания ИСЗ предусматривают стабилизацию напряжения от первичного источника ограниченной мощности (солнечной батареи) на нагрузке стабилизированными преобразователями различного типа.

Известен способ питания нагрузки постоянным током, предусматривающий наращивание мощности автономной системы электропитания установкой дополнительных модулей с обеспечением их равномерной загрузки (см. [1] главу 2, рис. 2.14).

Однако, такой подход (унифицированных модулей) применительно к космической технике неэффективен, так как неизбежно ведет к снижению удельных энергетических характеристик системы в целом.

Наиболее близким техническим решением является патент RU №2535662 «Способ питания нагрузки постоянным током», который выбран в качестве прототипа.

Известный способ заключается в питании нагрузки постоянным током с несколькими номиналами выходного напряжения от первичного источника ограниченной мощности, например солнечной батареи, и вторичного источника электроэнергии, например аккумуляторной батареи, заключающийся в стабилизации напряжения на нагрузках и согласовании работы первичного и вторичного источников электроэнергии, причем вначале стабилизируют напряжение на нагрузке, имеющей максимальное выходное напряжение питания, посредством параллельного стабилизированного преобразователя, содержащего силовой транзисторный ключ и схему управления с широтно-импульсным модулятором, а стабилизацию напряжения остальных нагрузок проводят от шин питания первой нагрузки сериесными стабилизированными преобразователями, при этом согласование работы первичного и вторичного источников электроэнергии проводят только на первом уровне стабилизации напряжения, кроме того, первичный источник ограниченной мощности делят на «m» секций, отличающийся тем, что силовой транзисторный ключ параллельного короткозамкнутого стабилизированного преобразователя делят так же на «m» единичных силовых транзисторных ключей и каждую секцию первичного источника ограниченной мощности стабилизируют соответствующим силовым транзисторным ключом параллельного стабилизированного преобразователя, при этом управление силовыми транзисторными ключами проводят от общей схемы управления с широтно-импульсным модулятором. При этом количество секций первичного источника ограниченной мощности выбирают исходя из соотношения:

m≥Рпи/Рд, где

Рпи - мощность первичного источника ограниченной мощности;

Рд - мощность дежурной нагрузки искусственного спутника Земли.

Известный способ позволяет достичь высоких удельных энергетических характеристик автономной системы электропитания ИСЗ, однако вопросы обеспечения функциональной надежности известным способом решаются недостаточно.

Известен КА (патент RU №2227108), содержащий устройства и приборы, установленные на обшивках сотовых панелей со встроенным жидкостным коллектором и имеющие входы и выходы, соединенные между собой трубопроводами.

Недостатком известного КА является то, что в нем решаются вопросы обеспечения температурного режима бортовых устройств и приборов КА, но не рассматриваются вопросы надежности его длительной эксплуатации по целевому назначению.

Наиболее близким по технической сущности заявляемому КА является КА, описанный в патенте RU №2164881, содержащий отсек с целевой аппаратурой, герметичный приборный отсек, агрегатный отсек с комплексной двигательной установкой, систему терморегулирования с гидравлическими контурами и приборами для отбора, подвода и сброса тепла, в том числе выполненными в виде термоплат со штатными и технологическими гидравлическими каналами, систему электропитания, состоящую из солнечной батареи, установленного в приборном отсеке комплекса автоматики и стабилизации напряжения, размещенных в агрегатном отсеке никель-водородных аккумуляторных батарей, установленных внутри каждой батареи датчиков давления, чувствительных к изменению текущей электрической емкости батарей, а также бортовой комплекс управления с бортовой вычислительной машиной, причем указанные датчики давления через устройства преобразования сигнала включены в канал обмена информацией между указанными комплексом автоматики и стабилизации напряжения и бортовой вычислительной машиной, которая снабжена программой, корректирующей режим работы аппарата в зависимости от глубины разряда аккумуляторных батарей и определяющей суммарную глубину разряда. Этот КА принят за прототип.

Недостатком известного КА является то, что в его конструкции не достаточно решены вопросы оптимальной компоновки для снижения электрических потерь и соответственного повышения удельных энергетических характеристик автономной системы электропитания КА, а так же обеспечения функциональной надежности (живучести) при внезапных отказах связанных преимущественно с нерасчетными режимами эксплуатации.

Задачей заявляемого изобретения является повышение удельных энергетических характеристик и функциональной надежности автономной системы электропитания КА.

Поставленная задача решается тем, что в способе питания нагрузки постоянным током в автономной системе электропитания космического аппарата от первичного источника ограниченной мощности, например солнечной батареи, и вторичного источника электроэнергии, например аккумуляторной батареи, заключающегося в стабилизации «n» номиналов напряжения нагрузки и согласовании работы первичного и вторичного источников электроэнергии, причем вначале стабилизируют напряжение на нагрузке, имеющей максимальное входное напряжение питания посредством параллельного короткозамкнутого стабилизированного преобразователя, а стабилизацию напряжения остальных нагрузок проводят от шин питания первой нагрузки сериесными стабилизированными преобразователями, при этом согласование работы первичного и вторичного источников электроэнергии проводят только на первом уровне стабилизации напряжения, число вторичных источников электроэнергии выбирают четным, а солнечную батарею выбирают ориентированной и размещенной на двух крыльях, связанных с автоматикой космического аппарата через поворотные токосъемные устройства, при этом систему электропитания выполняют из двух независимых каналов с половиной аккумуляторных батарей и одним крылом солнечных батарей в каждом канале, а нагрузку распределяют между каналами системы электропитания исходя из компоновки космического аппарата. Кроме того, два независимых канала системы электропитания объединяют по общим шинам через корпус космического аппарата. Дополнительно, противоположные общим шинам полярности равнозначного выходного напряжения двух независимых каналов системы электропитания связывают электрическими шинами. При этом в космическом аппарате для реализации способа питания нагрузки постоянным током в автономной системе электропитания космического аппарата, содержащего приборный блок, выполненный в форме прямоугольного параллелепипеда, устройства и приборы, установленные на внешних и внутренних сторонах приборного блока, в том числе система электропитания, состоящая из двух крыльев солнечной батареи, связанных с приборным блоком через поворотные токосъемные устройства, стабилизированного преобразователя напряжения, аккумуляторных батарей, устройств контроля аккумуляторных батарей, солнечные батареи с поворотными токосъемными устройствами располагаются на «северной» и «южной» сторонах приборного блока в направлении, перпендикулярном плоскости геостационарной орбиты, либо для других орбит - перпендикулярном плоскости «Земля-Солнце-космический аппарат», причем половина (от четного числа) аккумуляторных батарей, а также половина стабилизированного преобразователя напряжения, конструктивно разделенного на два независимых канала, также устанавливаются на «северной» и «южной» сторонах приборного блока.

Действительно, разделение системы электропитания на два независимых канала позволяет обеспечить более оптимальную компоновку КА для повышения удельных энергетических характеристик системы электропитания, и одновременно повышает функциональную надежность системы электропитания.

Суть предлагаемого способа можно пояснить на примере функциональной схемы автономной системы электропитания, представленной на фиг. 1.

Система электропитания состоит из двух независимых, функционально равнозначных каналов. Цифровые обозначения на каналах совпадают. Описание дано применительно к одному каналу и полностью распространяется на другой канал.

Каждый канал системы электропитания содержит солнечную батарею (первичный источник ограниченной мощности) 1, состоящую из секций 1₁, 1₂, …1_m, подключенную к нагрузке 2 через диоды РД₁, РД₂, …РД_m (в цепи каждой секции соответственно) и выходной фильтр 3. Аккумуляторные батареи 4/1 и 4/2 (в примере используются 2 аккумуляторные батареи в каждом канале), подключенные через зарядные преобразователи 5/1 и 5/2 и через разрядные преобразователи 6/1 и 6/2 к входу выходного фильтра 3, при этом входы разрядных преобразователей подключены к выходу выходного фильтра 3. Параллельный стабилизированный преобразователь 7 входом подключен к выходу выходного фильтра 3, а силовыми транзисторными ключами K1, К2,…Кm подключен к каждой соответствующей секции первичного источника ограниченной мощности.

Кроме того, к клеммам «+» и «-» нагрузки 2 подключено (n-1) сериесных преобразователей 8₁, 8₂,…8_n-1 к выходу которых подключены нагрузки 2₁, 2₂,…2_n-1, где n - количество используемых номиналов напряжения в автономной системе электропитания. В настоящее время на КА, как правило, используют два номинала выходного напряжения: повышенное (60-100 В) для целевой аппаратуры (сеансной нагрузки) и 27 В для питания обеспечивающих систем.

Зарядный преобразователь состоит из регулирующего ключа 9, управляемого схемой управления 10, вольтодобавочного узла, выполненного на трансформаторе Тр, транзисторах Т1 и Т2, выпрямителя на диодах D1 и D2.

Разрядный преобразователь 6 состоит из регулирующего ключа 11, управляемого схемой управления 12.

Параллельный стабилизированный преобразователь 7 состоит из «m» единичных силовых транзисторных ключей К₁, К₂, …К_m управляемых общей схемой управления 13.

Сериесные преобразователи 8₁, 8₂,…8_n-1 состоят из регулирующих ключей 14, управляемых схемами управления 15 и выходных фильтров 16.

Схемы управления преобразователями 10, 12, 13, 15 выполнены в виде широтно-импульсных модуляторов, входом подключенных к шинам стабилизируемого напряжения.

Устройство работает следующим образом.

В процессе эксплуатации питание нагрузки 2 осуществляется от солнечной батареи 1, состоящей из секций 1₁, 1₂, …1_m, «развязанных» диодами РД₁, РД₂, …РД_m (в цепи каждой секции соответственно), через выходной фильтр 3. При этом все секции постоянно подключены к нагрузке 2 и не коммутируются. Стабилизация напряжения на нагрузке 2 осуществляется параллельным короткозамкнутым стабилизированным преобразователем 7.

Аккумуляторные батареи 4 работают преимущественно в режиме хранения и периодических подзарядов от солнечной батареи 1 через зарядный стабилизированные преобразователи 5. При прохождении теневых участков орбиты, либо при нарушении ориентации, нагрузка 2 питается от аккумуляторной батареи 4 через разрядные преобразователи 6.

Сериесные преобразователи 8₁, 8₂,…8_n-1 постоянно работают в одном режиме от стабильного напряжения первой нагрузки 2.

Для защиты от воздействия статических разрядов при эксплуатации КА два независимых канала системы электропитания объединяют по общим шинам через корпус космического аппарата 18.

Для демпфирования возможного возникновения отличий по выходной мощности независимых каналов в процессе эксплуатации КА, а так же на случай неравномерной (по объективным причинам) загрузки каналов потребителями, противоположные общим шинам полярности равнозначного выходного напряжения двух независимых каналов системы электропитания, связывают электрическими шинами 17.

Разделение автономной системы электропитания на два независимых канала позволяет повысить функциональную надежность системы электропитания.

На рисунке фиг. 2 представлен схематично вид КА 21 стабилизированного по трем осям на круговой, например, геостационарной орбите 22 вокруг Земли 19.

При этом КА содержит три оси ориентации:

- ось X, касательная к орбите и имеющая такое же направление, что и вектор линейной скорости КА 19;

- ось Y, перпендикулярная плоскости орбиты 22 и ориентированная в направлении Север-Юг (С-Ю) Земли 19;

- ось Z, перпендикулярная осям X и Y и ориентированная на Землю 19. КА так же содержит солнечные батареи, имеющие два крыла 23/1 и 23/2, направленных соответственно к Северу и Югу по своим продольным осям, здесь совпадающим с осью Y и ориентируемых относительно корпуса вокруг оси вращения, приблизительно совпадающей с осью Y, под действием двух приводных двигателей (на рисунке не показано), управляемых раздельно. Эти приводные двигатели предназначены для удержания крыльев солнечных батарей в направлении на Солнце.

Как видно из рисунка, плоскости параллелепипеда (приборного блока КА) смежные с крыльями солнечных батарей (северная и южная стороны параллелепипеда), практически не подвергаются воздействию солнечного излучения, поэтому на них располагают (на рисунке не показано) «теплонапряженные» силовые элементы: по половине (от четного числа) аккумуляторных батарей, а также по половине стабилизированного преобразователя напряжения (конструктивно разделенного на два независимых канала). Одновременно такое расположение сокращает длины линий (кабелей) связи между солнечными и аккумуляторными батареями, а так же позволяет сократить линии связи до потребителей (нагрузки). Это позволит повысить удельные энергетические характеристики автономной системы электропитания КА.

Таким образом, предлагаемый способ питания нагрузки постоянным током в автономной системе электропитания космического аппарата и космический аппарат для его реализации позволяют повысить удельные энергетические характеристики и функциональную надежность автономной системы электропитания КА.