СПОСОБ ПИТАНИЯ НАГРУЗКИ ПОСТОЯННЫМ ТОКОМ В АВТОНОМНОЙ СИСТЕМЕ ЭЛЕКТРОПИТАНИЯ ИСКУССТВЕННОГО СПУТНИКА ЗЕМЛИ

Изобретение относится к электротехнической промышленности и может быть использовано при проектировании автономных систем электропитания искусственных спутников Земли (ИСЗ).

В настоящее время в космической технике успешно развивается процесс создания ИСЗ для решения широкого круга народнохозяйственных задач. Это связь, навигация, геодезия, картография, метеорология и многое другое.

При создании ИСЗ существенное значение имеет оптимизация системы электропитания ИСЗ, так как она занимает порядка 15-20% массы ИСЗ и во многом определяет функциональные и ресурсные возможности создаваемого спутника.

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

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, реализованный «Автономной системой электропитания искусственного спутника Земли» (патент RU №2059988 от 10 мая 1996 г.).

Известная автономная система электропитания содержит солнечную батарею, подключенную к нагрузке через стабилизированный преобразователь напряжения, и «n» вторичных источников электроэнергии (аккумуляторных батарей) с индивидуальными зарядными и разрядными преобразователями, подключенными к солнечной батарее и нагрузке соответственно.

Общим недостатком известных способов является то, что они не дают рекомендаций по оптимизации аккумуляторных батарей, количества аккумуляторов в аккумуляторных батареях, что затрудняет создание системы электропитания с высокими удельными энергетическими характеристиками и высокой надежностью.

Наиболее близким техническим решением является способ питания нагрузки постоянным током (патент RU №2334337) в автономной системе электропитания искусственного спутника Земли от источника ограниченной мощности, например солнечной батареи, и комплекта из N_аб вторичных источников электроэнергии - аккумуляторных батарей, содержащих N_акк аккумуляторов, соединенных последовательно, с байпасными зарядными и разрядными цепями на каждом аккумуляторе, заключающийся в стабилизации напряжения на нагрузке, проведении заряд-разрядных циклов через индивидуальные зарядные и разрядные преобразователи, контроле аккумуляторных батарей и проведении профилактических работ с аккумуляторными батареями, при этом число аккумуляторов N_акк в каждой аккумуляторной батарее выбирают из соотношения:

N_акк≥(U_н+1)/U_{акк.мин},

где N_акк - число аккумуляторов в аккумуляторной батарее;

U_н - напряжение на выходе автономной системы электропитания;

U_{акк.мин} - минимальное разрядное напряжение одного аккумулятора.

Этот способ выбран в качестве прототипа заявляемому изобретению.

Известный способ позволяет упростить разрядные преобразователи, исключив из них функцию формирования вольтодобавки (при этом в зарядных преобразователях волтодобавка, как правило, присутствует).

Известный способ был успешно реализован при напряжении на выходе системы электропитания 27 B и 40 B.

В настоящее время во всем мире идет процесс повышения напряжения на выходе системы электропитания. Это объясняется тем, что при этом пропорционально снижаются токи в бортовой аппаратуре и кабельной сети, а следовательно, и энергопотери, поскольку последние пропорциональны квадрату тока.

Анализ известного способа показывает, что количество аккумуляторов в последовательной цепи аккумуляторной батареи становится очень большим. Так, при U_н=100 B и использовании литий-ионных аккумуляторных батарей с U_{акк.мин}=2,7 B число аккумуляторов составит: N_акк≥(100+1)/2,7≥38 (для никель-водородных аккумуляторных батарей с минимальным разрядным напряжением 1 B - более 101). При этом следует иметь в виду, что с ростом числа аккумуляторов в последовательной цепи аккумуляторной батареи снижается ее надежность, снижаются удельные энергетические характеристики. Кроме того, пропорционально количеству аккумуляторов растет величина зарядного напряжения аккумуляторной батареи. Так, в рассматриваемом примере для обеспечения заряда литий-ионной аккумуляторной батареи напряжение должно быть не менее чем 38·4,2=160 B (аналогично и для никель-водородной аккумуляторной батареи). Переход на работу с напряжением существенно более 100 B требует замены элементной базы и совершенствования технологии работ в плане обеспечения безопасности.

Принимая во внимание перечисленные недостатки, целесообразно использовать другие критерии оптимизации количества аккумуляторов в аккумуляторных батареях для питания нагрузки постоянным током в автономной системе электропитания искусственного спутника Земли.

Задачей заявляемого изобретения является повышение эффективности использования аккумуляторных батарей и повышение удельных энергетических характеристик автономной системы электропитания.

Поставленная задача достигается тем, что при стабилизации напряжения на нагрузке, проведении заряда и разряда аккумуляторных батарей через индивидуальные зарядные и разрядные преобразователи с использованием вольтодобавочных узлов вольтодобавочные узлы устанавливают только в цепях разряда аккумуляторных батарей, при этом число аккумуляторов в последовательной цепи N_акк аккумуляторных батарей выбирают исходя из соотношения:

(U_{вых.макс}+ΔU_р)/2U_{акк.мин}+1<N_акк<(U_вх.мин-ΔU_з)/U_{акк.макс},

где

N_акк - число аккумуляторов в последовательной цепи аккумуляторной батареи;

U_вх.мин - минимальное напряжение на входе автономной системы электропитания, B;

U_{вых.макс} - максимальное выходное напряжение автономной системы электропитания, B;

U_{акк.мин} - минимальное разрядное напряжение одного аккумулятора, B;

U_{акк.макс} - максимальное зарядное напряжение одного аккумулятора, B;

ΔU_з - падение напряжения в зарядной цепи аккумуляторной батареи, B;

ΔU_p - падение напряжения в разрядной цепи аккумуляторной батареи, B.

Кроме того, U_{акк.мин} и U_{акк.макс} принимают равными 1 B.

Совершенно очевидно, что с точки зрения удельных энергетических характеристик наличие вольтодобавочного узла увеличивает массу зарядного либо разрядного преобразователей. Однако полное исключение вольтодобавочных узлов в большинстве случаев невозможно. Поэтому предлагается перенести вольтодобавочный узел из зарядной цепи аккумуляторной батареи в разрядную цепь. С точки зрения удельных энергетических характеристик системы электропитания такой перенос существенно ничего не изменит, но позволит уменьшить количество аккумуляторов в последовательной цепи аккумуляторной батареи, а это уже повысит удельные энергетические характеристики системы электропитания.

Для исключения вольтодобавки в зарядных цепях аккумуляторной батареи необходимо, чтобы максимальное зарядное напряжение аккумуляторной батареи было не более, чем минимальное напряжение на входе автономной системы электропитания (на «освещенном» участке орбиты) плюс падение напряжения в зарядной цепи аккумуляторной батареи.

Это условие обеспечивается при выборе числа аккумуляторов в последовательной цепи аккумуляторной батареи исходя из следующего математического выражения:

N_акк<(U_вх.мин-ΔU_з)/U_{акк.макс.}

При этом минимальное число аккумуляторов в последовательной цепи аккумуляторной батареи должно быть ограничено в соответствии со следующим математическим выражением:

(U_{вых.макс}+ΔU_p)/2U_{акк.мин}+1<N_акк,

где

1 - один резервный аккумулятор, который может быть «закорочен» в процессе эксплуатации аккумуляторной батареи.

Падение напряжения в зарядной и разрядной цепях аккумуляторной батареи (ΔU_з и ΔU_р) определяется в основном величиной падения напряжения на регулирующих ключах зарядного и разрядного преобразователей соответственно и не превышают 1 B, что позволяет принять эту величину для использования в расчетах.

На фиг.1 приведена функциональная схема автономной системы электропитания ИСЗ для реализации заявляемого способа.

Автономная система электропитания ИСЗ содержит солнечную батарею 1, подключенную к нагрузке 2 через преобразователь напряжения 3, аккумуляторные батареи 4₁-4₂, подключенные через зарядные преобразователи 5₁-5₂ к солнечной батарее 1, а через разрядные преобразователи 6₁-6₂ к входу выходного фильтра преобразователя напряжения 3. Кроме того, аккумуляторные батареи 4₁-4₂ содержат в своем составе цепи для закорачивания неисправного аккумулятора для литий-ионных аккумуляторных батарей либо байпасные диоды для никель-водородных аккумуляторных батарей (на чертеже не показано).

При этом нагрузка 2 в своем составе содержит бортовую ЭВМ, систему телеметрии и командно-измерительную радиолинию.

Параллельно аккумуляторным батареям 4₁-4₂ подключены устройства контроля аккумуляторных батарей 7₁-7₂, связанные входом с аккумуляторными батареями 4₁-4₂ для контроля напряжения и температуры аккумуляторов, а выходом - с нагрузкой 2.

В цепи заряда-разряда аккумуляторных батарей установлены измерительные шунты 8₁-8₂.

Каждый зарядный преобразователь 5₁-5₂ состоит из регулирующего ключа 9, управляемого схемой управления 10.

Каждый разрядный преобразователь 6₁-6₂ состоит из регулирующего ключа 11, управляемого схемой управления 12, и вольтодобавочного узла 13.

Преобразователь напряжения 3 состоит из регулирующего ключа 14, управляемого схемой управления 15, входного фильтра - конденсатор 16 и выходного фильтра на диоде 17, дросселе 19 и конденсаторе 18.

Схемы управления: 10 - зарядных преобразователей 5₁-5₂, 12 - разрядных преобразователей 6₁-6₂, 15 - преобразователя напряжения 3, выполнены в виде широтно-импульсных модуляторов, входом подключенных к шинам стабилизируемого напряжения. Схемы управления 10 зарядных преобразователей 5₁-5₂ дополнительно связаны с измерительными шунтами 8₁-8₂ и нагрузкой 2.

Устройство работает следующим образом. В процессе эксплуатации аккумуляторные батареи 4₁-4₂ работают в основном в режиме хранения и периодических дозарядов от солнечной батареи 1 через зарядные преобразователи 5₁-5₂. Такой режим работы позволяет содержать их в постоянной готовности на случай аварийных ситуаций (потеря ориентации ИСЗ на Солнце) или на прохождение штатных теневых участков орбиты.

Питание нагрузки 2 осуществляется при этом от солнечной батареи 1 через преобразователь напряжения 3.

При прохождении теневых участков орбиты либо при нарушении ориентации нагрузка 2 питается от аккумуляторных батарей 4₁-4₂ через разрядные преобразователи 6₁-6₂.

Устройства контроля 7₁-7_n контролируют напряжение и температуру аккумуляторов аккумуляторных батарей 4₁-4₂ и передают информацию об их состоянии в нагрузку 2.

В процессе эксплуатации аккумуляторной батареи по результатам анализа телеметрических данных, при необходимости, по командам с Земли через командно-измерительную радиолинию запускают программы профилактических работ с какой-либо аккумуляторной батареей, в частности на закорачивание отказавшего аккумулятора, при наличии такового.

Таким образом, предлагаемый способ питания нагрузки постоянным током в автономной системе электропитания ИСЗ позволяет повысить эффективность использования аккумуляторных батарей, повысить удельные энергетические характеристики автономной системы электропитания и снизить стоимости ИСЗ.