Результат интеллектуальной деятельности: ЭНЕРГОПРЕОБРАЗУЮЩАЯ АППАРАТУРА ДЛЯ СИСТЕМ ЭЛЕКТРОПИТАНИЯ ПОСТОЯННОГО ТОКА АЭРОКОСМИЧЕСКИХ АППАРАТОВ

Изобретение относится к области электротехники и силовой электроники и может быть использовано при построении систем электропитания постоянного тока для аэрокосмических аппаратов, в которых для обеспечения непрерывного электропитания нагрузки используется два источника электрической энергии постоянного тока, один из которых может накапливать электрическую энергию. Для достижения качественных показателей выходной энергии постоянного тока применяется статические преобразователи электрической энергии с двумя входами. Первичными источниками постоянного тока с нестабильными параметрами входной энергии в таких системах служат, например, солнечная батарея, роль второго источника с возможностью накопления электроэнергии выполняет аккумуляторная батарея. Функции обеспечения непрерывности электропитания и поддержания заданного качества электрической энергии постоянного тока на нагрузке возлагается на энергопреобразующую аппаратуру (ЭПА), выполненную на базе статического полупроводникового преобразователя с силовым фильтром.

Для указанного применения энергопреобразующей аппаратуры важными показателями при заданном качестве выходной электрической энергии являются масса и габариты всех элементов системы, при проектировании которых необходимо стремиться к их уменьшению, а также надежность обеспечения электроснабжения в нормальных и аварийных режимах работы.

Известна энергопреобразующая аппаратура для систем электропитания постоянного тока аэрокосмических аппаратов [Buck boost regulator (B²R) for spacecraft solar array power conversion. Olivier Mourra, Arturo Fernandez, Ferdinando Tonicello. IEEE Conference Publications, 2010 Twenty-Fifth Annual IEEE Applied Power Electronics Conference and Exposition (APEC)/ 2010 yaer. P. 1313-1319], состоящая из каскадного включения понижающего преобразователя и повышающего преобразователя с двумя индуктивностями, такая схема обеспечивает стабилизацию напряжения на нагрузке и малые пульсации в широком диапазоне изменения напряжения солнечной батареи.

Данная аппаратура обладает недостатком, а именно, имеет на входе только один источник электрической энергии, что снижает непрерывность и надежность электроснабжения аэрокосмических аппаратов.

Кроме того, известна энергопреобразующая аппаратура для системы электропитания постоянного тока аэрокосмических аппаратов [П. Четти Проектирование ключевых источников электропитания. Пер. с англ. - М.: Энергоатомиздат, 1990. - 240 с.: ил.], которая является прототипом предлагаемого изобретения, содержащая две параллельно включенные ветви, одна из которых состоит из последовательно включенных диода и транзистора, к точке их соединения подключена положительным полюсом солнечная батарея, между точками соединения ветвей подключен конденсатор, верхняя точка соединения ветвей подключена к нагрузке, другой вывод которой подключен к общей точке схемы, другая ветвь состоит из двух последовательно включенных транзисторов с обратными диодами, к точке их соединения последовательно включены дроссель и положительным полюсом аккумуляторная батарея, нижняя точка соединения ветвей, отрицательные полюса солнечной и аккумуляторной батарей подключены к общей точке схемы.

Однако недостатком данной энергопреобразующей аппаратуры для системы электропитания постоянного тока аэрокосмических аппаратов является относительно высокие массогабаритные показатели за счет большого по величине конденсатора фильтра для обеспечения заданного уровня пульсаций напряжения на нагрузке, а также сниженная надежность за счет отсутствия возможности обеспечить режим ограничения тока аккумуляторной батареи в аварийных режимах.

Задачей предлагаемого изобретения является снижение массы и габаритов энергопреобразующей аппаратуры и повышение надежности обеспечения непрерывного электроснабжения.

Поставленная задача достигается тем, что в известной энергопреобразующей аппаратуре для систем электропитания постоянного тока аэрокосмических аппаратов, содержащая две параллельно включенные ветви, одна из которых состоит из последовательно включенных диода и транзистора, к точке их соединения подключена положительным полюсом солнечная батарея, между точками соединения ветвей подключен конденсатор, верхняя точка соединения ветвей подключена к нагрузке, другой вывод которой подключен к общей точке схемы, другая ветвь состоит из двух последовательно включенных транзисторов с обратными диодами, к точке их соединения последовательно включают дроссель, транзистор с обратным диодом и положительным полюсом аккумуляторную батарею, к точке соединения дросселя и транзистора с обратным диодом подключают катодом дополнительный диод, к нижней точке соединения двух ветвей подключают одним выводом второй дроссель, другой вывод которого соединяют с анодом дополнительного диода, отрицательными полюсами солнечной и аккумуляторной батарей и подключаются к общей точке схемы.

Схема предлагаемой энергопреобразующей аппаратуры для систем электропитания постоянного тока аэрокосмических аппаратов, построенной, для примера, с использованием полевых транзисторов с обратными диодами, приведена на фиг. 1.

На фиг. 1 для пояснения принципа работы энергопреобразующей аппаратура для систем электропитания постоянного тока аэрокосмических аппаратов введены источники электрической энергии постоянного тока 1 - солнечная батарея с учетом «паразитного» индуктивного реактанса L, 11 - аккумуляторная батарея, а также нагрузка - 12. В состав аппаратуры входят: диоды 2, 9; транзисторы с обратными диодами 3, 6, 7, 10; дроссели 5 и 8, конденсатор фильтра 4.

Энергопреобразующая аппаратура содержит две параллельно включенные ветви, первая из которых состоит из последовательно включенных диода 2 и транзистора с обратным диодом 3, а вторая состоит из двух последовательно включенных транзисторов с обратными диодами 6 и 7, положительные выводы ветвей (катод диода 2 и сток транзистора 6) объединены и соединены с первым выводом нагрузки 12 и одним выводом конденсатора 4, второй вывод нагрузки 12 подключен к общей точке схемы, солнечная батарея 1, подключена положительным выводом к средней точке первой ветви (соединение анода диода 2 со стоком транзистора 3), а отрицательным выводом подключена к общей точке системы, средняя точка второй ветви (соединение истока транзистора 6 со стоком транзистора 7) подключена к одному выводу дросселя 10, другой вывод которого подключен к катоду диода 9 и истоку транзистора с обратным диодом 10, анод диода 9 подключен к общей точке схемы, а сток транзистора 10 соединен с положительным полюсом аккумуляторной батареи 11, отрицательный полюс которой соединен с общей точкой схемы, отрицательные выводы двух ветвей объединены (истоки транзисторов 3 и 7), соединены с другим выводом конденсатора 4 и подключены к одному выводу дополнительного дросселя 5, другой вывод которого подключен к общей точке схемы.

В предложенной энергопреобразующей аппаратуре для систем электропитания постоянного тока аэрокосмических аппаратов применен принцип «трехвходового» преобразователя, при этом к двум входам подключаются источники электрической энергии, а к третьему нагрузка. Один источник электрической энергии является независимым, а второй предполагает возможность накопления электрической энергии.

Предлагаемая энергопреобразующая аппаратура для систем электропитания постоянного тока аэрокосмических аппаратов функционирует следующим образом.

В том случае, если напряжение солнечной батареи U_СБ больше номинального напряжения на нагрузке U_нном, транзистор 3 и диод 2 работают в режиме шунтового преобразователя напряжения (см. фиг. 2). В случае применения энергопреобразующей аппаратуры на космическом аппарате (КА) данный режим имеет место, когда КА находится на освещенном участке траектории полета. Реализация такого режима работы с СБ (1) возможна благодаря ее вольт-амперной характеристике, которая в широком диапазоне напряжений имеет ярко выраженный характер внешней характеристики источника тока фиг. 2. (Гуртов В.А. Твердотельная электроника: Учеб. Пособие - 3-е изд., Москва. Техносфера. 2008 г. 512 с.). В этом случае ток короткого замыкания I_СБкз мало отличается от рабочего тока I_p, при этом напряжение на зажимах солнечной батареи 1 изменяется значительно от нулевого значения до U_p, что позволяет при импульсном управлении регулировать среднее значение напряжения на нагрузке. Принцип работы такого регулятора очевиден, он основан на регулировании длительности подключенного состояния напряжения солнечной батареи 1 к нагрузке 12, при этом среднее значение напряжения на ней может стабилизироваться на заданном уровне и не зависеть от величины тока нагрузки и освещенности батареи. На фиг. 3 представлены диаграммы, поясняющие принцип работы шунтового преобразователя напряжения, здесь транзистору 3 сопоставлена переключающая функция F₁, принимающая ненулевое значение, когда транзистор открыт и нулевое значение, соответственно, когда он закрыт; i_{тран 3}, i_{диод 2} - токи транзистора 3 и диода 2, соответственно.

В этом режиме коэффициент заполнение импульсов управления транзистора 3 (фиг. 3) изменяется с целью стабилизации напряжения на нагрузке.

Значение индуктивности дросселя 5 выбирается так, что величина пульсаций на нем не велика, при этом она всегда находится в противофазе с напряжением пульсаций на конденсаторе 4, что позволяет уменьшить величину пульсаций напряжения на нагрузке 12 или уменьшит номинал конденсатора 4. Ввиду малого значения величины индуктивности дросселя 5 и высокой частоты работы энергопреобразующей аппаратуры, данный дроссель может быть выполнен планарным в интегральном исполнении.

В том случае, если возникает необходимость заряда аккумуляторной батареи 11, в случае U_СБ>U_нном, транзистор 3 и диод 2 по-прежнему работают в режиме шунтового регулятора. В том режиме транзисторы 7 и 10 закрыты, при этом транзистор 6 с обратным диодом транзистора 7 и дросселем 8 работают в режиме понижающего стабилизатора напряжения относительно зажимов аккумуляторной батареи 11, алгоритм управления кроме стабилизации напряжения предполагает обеспечение ограничения тока заряда аккумуляторной батареи 11.

При условии U_СБ<U_нном энергопреобразующая аппаратура переходит в режим разрядного устройства, т.е. нагрузка питается от аккумуляторной батареи. Данный режим в случае применения энергопреобразующей аппаратуры на космическом аппарате имеет место, когда КА находится на затемненном участке траектории полета. Реализация такого режима поясняется с помощью диаграмм на фиг. 4. Здесь: транзистору 7 сопоставлена переключающая функция F₂, i_{транс 7}, i_{диод 6}, i_{др 8} - токи транзистора 7, диода обратного транзистора 6, дросселя 8, соответственно.

Откуда видно, что с помощью транзистора 7 и обратного диода транзистора 6 реализуется повышающий преобразователь, при этом транзистор 10 открыт. Стабилизация напряжения на нагрузке осуществляется за счет изменения коэффициента заполнения импульсов транзистора 7 (фиг. 4). Влияние дросселя 5 на величину пульсаций в этом режиме показано на фиг. 5, где приведены расчетные осциллограммы напряжений пульсаций на конденсаторе 4 (ΔU_C1), дросселе 5 (ΔU_L1) и нагрузке 12 (ΔU_Нагр). Расчет проводился в пакете программ PSIM для модуля энергопреобразующей аппаратуры мощностью 700 Вт с напряжением на нагрузке 100 В. Как следует из фиг. 5 напряжение пульсаций на нагрузке 12 как минимум в два раза меньше чем напряжение на конденсаторе 4. Такой эффект позволяет при заданной величине пульсаций на нагрузке уменьшить величину емкости, а также массу и габариты конденсатора фильтра 4.

В случае нештатных режимов в системе, при увеличении тока разряда аккумуляторной батареи 11 выше допустимого значения, транзистор 10 с диодом 9 переходят в режим стабилизации разрядного тока аккумуляторной батареи 12. Стабилизация тока разряда осуществляется путем регулирования коэффициента заполнения импульсов транзистора 10. Такое техническое решения повышает надежность эксплуатации системы электропитания автономного объекта в целом.

Таким образом, энергопреобразующая аппаратура для систем электропитания постоянного тока аэрокосмических аппаратов, реализует все необходимые режимы непрерывного электропитания нагрузки, что продемонстрировано на примере системы электропитания для космических аппаратов. Задача по снижению массы и габаритов в энергопреобразующей аппаратуре решается за счет введения дросселя, что позволяет уменьшить массу и габариты конденсатора фильтра. Повышение надежности функционирования достигается за счет введения транзистора и диода, которые обеспечивают режим ограничения тока в аккумуляторной батарее в аварийных режимах.