Результат интеллектуальной деятельности: СИСТЕМА ЭЛЕКТРОСНАБЖЕНИЯ КОСМИЧЕСКОГО АППАРАТА

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано в составе космических аппаратов, стабилизированных вращением.

Известна система электроснабжения космического аппарата с общими шинами (аналог), которая содержит солнечные батареи (первичный источник энергии), аккумуляторную батарею, потребителей. Недостатком данной системы является то, что напряжение в данной системе является нестабилизированным. Это ведет к потерям энергии в кабельных сетях и во встроенных индивидуальных стабилизаторах потребителей [3].

Известна система электроснабжения космического аппарата с разделенными шинами и с параллельным включением стабилизатора напряжения (аналог), которая содержит зарядное устройство, разрядное устройство, аккумуляторную батарею. Недостатком ее является невозможность использования в ней экстремального регулятора мощности солнечных батарей [3].

Наиболее близким по технической сущности к предлагаемой системе является система электроснабжения космического аппарата с разделенными шинами и с последовательно-параллельным включением стабилизатора напряжения 2 (прототип), которая также содержит солнечные батареи прямого солнечного света 1, зарядное устройство 3, разрядное устройство 4, аккумуляторную батарею 5 (фиг. 1) [3]. Недостатком этой системы электроснабжения является отсутствие возможности получения, преобразования и накопления электрической энергии от источников разной мощности, таких как энергия магнитного поля Земли и энергия отраженного солнечного света от поверхности Земли.

Целью изобретения является расширение возможностей системы электроснабжения космических аппаратов по получению, преобразованию и накоплению электроэнергии от различных первичных источников разной мощности, что позволяет увеличить срок активного существования и энерговооруженность космических аппаратов [2].

На фиг. 2 изображена система электроснабжения космического аппарата, стабилизированного вращением, на фиг. 3 - аккумуляторная батарея, содержащая управляемые контроллером коммутационные аппараты; на фиг. 4 - внешний вид космического аппарата, стабилизированного вращением, на фиг. 5 схематично показан один из вариантов движения космического аппарата, стабилизированного вращением, по орбите.

Система электроснабжения космического аппарата, стабилизированного вращением, содержит группу солнечных батарей 7, предназначенных для преобразования отраженного от Земли солнечного света в электрическую энергию, генерирующий контур 8, представляющим собой совокупность проводников (обмотку), расположенных вдоль корпуса космического аппарата, в которых наводится электродвижущая сила за счет вращения космического аппарата в вокруг своей оси в магнитном поле Земли, выпрямительным устройством 9, контроллер заряда аккумуляторной батареи от источников электроэнергии разной мощности 10, аккумуляторную батарею 5, содержащую управляемые контроллером коммутационные аппараты 15-25, осуществляющие подключение или отключение отдельных аккумуляторов 11-14 к контроллеру 9 для их подзаряда малым током (фиг. 2).

Система функционирует следующим образом. В процессе вывода космического аппарата на орбиту он закручивается таким образом, чтобы ось вращения аппарата и солнечные батареи прямого солнечного света были ориентированы на Солнце (фиг. 4). Во время движения вращающегося космического аппарата по орбите генерирующий контур пресекает линии индукции магнитного поля Земли со скоростью вращения космического аппарата вокруг своей оси. В результате по закону электромагнитной индукции в генерирующем контуре наводится электродвижущая сила

где µ_o - магнитная постоянная, Н - напряженность магнитного поля Земли, S_в - площадь генерирующего контура, N_c - количество витков в контуре, ω - угловая частота вращения.

При замыкании генерирующего контура на нагрузку в цепи потребитель-генерирующий контур протекает ток. Мощность генерирующего контура зависит от вращающего момента космического аппарата вокруг своей оси

где J_KA - момент инерции космического аппарата.

Таким образом, генерирующий контур является дополнительным источником электроэнергии на борту космического аппарата.

Переменное напряжение с генерирующего контура 8 выпрямляется на блоке 9 и поступает на первый вход контроллера заряда аккумуляторной батареи 10. Постоянное напряжение от солнечных батарей отраженного солнечного света 7 поступает на второй вход контроллера заряда аккумуляторной батареи 10. Суммарное напряжение с первого выхода контроллера 10 попадает на второй вход аккумуляторной батареи 5. Со второго выхода контроллера на первый вход аккумуляторной батареи 5 поступают сигналы управления переключателями 15-21, имеющими контакты 1-3, и выключателями 22-25, имеющими контакты 1-2. Количество управляемых коммутационных аппаратов зависит от числа аккумуляторов в батарее. Для подзаряда выбранного аккумулятора (11-14) на соответствующих переключателях их первые контакты размыкаются с третьим и замыкаются со вторыми, на соответствующих выключателях первый и второй контакты замыкаются. Подключенный таким образом ко второму входу батареи соответствующий аккумулятор подзаряжается малым током до поступления команды от контроллера 10 на смену очередного аккумулятора. Потребитель получает питание от оставшихся аккумуляторов в обход отключенного с первого выхода батареи 5.

При нахождении космического аппарата на орбите в положении 1 (фиг. 4, 5) солнечные батареи отраженного солнечного света ориентированы на Землю. В этот момент входящее в систему электроснабжения космического аппарата зарядное устройство 3 получает электроэнергию от солнечных батарей прямого солнечного света 1, а контроллер заряда аккумулятора 10 получает электроэнергию от солнечных батарей отраженного солнечного света 7 и генерирующего контура 8. В положении космического аппарата 2 солнечные батареи прямого солнечного света 1 остаются направленными на Солнце, в то время как солнечные батареи отраженного солнечного света частично затеняются. В этот момент зарядное устройство 3 системы электроснабжения космического аппарата продолжает получать электроэнергию от солнечных батарей прямого солнечного света, а контроллер 10 теряет часть энергии от блока 7, но продолжает получать энергию от блока 8 через выпрямитель 9. В положении космического аппарата 3 все группы солнечных батарей затенены, зарядное устройство 3 не получает электроэнергию от солнечных батарей 1, а бортовые потребители космического аппарата получают электроэнергию от аккумуляторной батареи. Контроллер заряда аккумуляторной батареи продолжает получать энергию от генерирующего контура 8, подзаряжая очередной аккумулятор. В положение космического аппарата 4 солнечные батареи прямого солнечного света 1 вновь освещаются Солнцем, в то время как солнечные батареи отраженного солнечного света частично затеняются. В этот момент зарядное устройство 3 системы электроснабжения космического аппарата продолжает получать электроэнергию от солнечных батарей прямого солнечного света, а контроллер 10 теряет часть энергии от блока 7, но продолжает получать энергию от блока 8 через выпрямитель 9.

Таким образом, система электроснабжения космического аппарата, стабилизированного вращением, способна получать, преобразовывать и накапливать: а) энергию прямого и отраженного от солнечного света; б) кинетическую энергию вращения космического аппарата в магнитном поле Земли. В остальном функционирование предлагаемой системы аналогично известной.

Технический результат - увеличение срока активного существования и энерговооруженности космического аппарата, достигается за счет использования в составе системы электроснабжения космического аппарата микроконтроллерного зарядного устройства, позволяющей осуществить зарядку аккумуляторной батареи от источников электрической энергии разной мощности (отраженного солнечного света и энергии магнитного поля Земли).

Практическая реализация функциональных узлов предлагаемого изобретения может быть выполнена следующим образом.

В качестве генерирующего контура может быть использована трехфазная двухслойная обмотка с изолированным медным проводом, что позволит приблизить форму кривой электродвижущей силы к синусоиде [4]. В качестве выпрямителя может быть использована мостовая схема трехфазного выпрямителя с маломощными диодами типа Д2 и Д9, что позволит снизить пульсацию выпрямленного напряжения [5]. В качестве контроллера заряда аккумуляторной батареи может быть использован микроконтроллер МАХ 17710. Он может работать с нестабильными источниками, имеющими диапазон выходных мощностей от 1 мкВт до 100 мВт. Устройство имеет встроенный повышающий преобразователь для заряда элементов питания от источников с типовым значением выходного напряжения 0.75 В и встроенный регулятор для защиты батарей от перезаряда [1]. В качестве аккумуляторной батареи, содержащей управляемые контроллером коммутационные аппараты, могут быть использованы литий-ионные аккумуляторные батареи с подсистемой выравнивания напряжения аккумуляторов (системы балансировки). Она может быть выполнена на основе контроллера MSP430F1232 [6].

Таким образом, отличительные признаки предлагаемого устройства способствуют достижению поставленной цели.

Источники информации

1. Аналоговый мир Maxim. Новые микросхемы / Группа компаний симметрон // Выпуск №2, 2013. - 68 с.

2. Грилихес В.А. Солнечная энергия и космические полеты / В.А. Грилихес, П.П. Орлов, Л.Б. Попов - М.: Наука, 1984. - 211 с.

3. Каргу Д.Л. Системы электроснабжения космических аппаратов / Д.Л. Каргу, Г.Б. Стеганов [и др.] - СПб.: ВКА им. А.Ф. Можайского, 2013. - 116 с.

4. Кацман М.М. Электрические машины / М.М. Кацман. - учеб. пособие для учащихся спец. техникумов. - 2-е изд., перераб. и доп. - М.: Высш. Шк., 1990. - 463 с.

5. Прянишников В.А. Электроника. Курс лекций / В.А. Прянишников - СПб.: ООО «Крона принт», 1998. - 400 с.

6. Рыкованов А.Н. Системы питания Li-ion аккумуляторных батарей / А.Н. Рыкованов // Силовая Электроника. - 2009. - №1.

7. Чилин Ю.Н. Моделирование и оптимизация в энергетических системах КА / Ю.Н. Чилин. - СПб.: ВИКА, 1995. - 277 с.