Результат интеллектуальной деятельности: Способ питания нагрузки постоянным током в автономных системах электропитания космических аппаратов для широкого диапазона мощности нагрузки и автономная система электропитания 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.

СЭП должна обладать высокой надежностью и «живучестью» в условиях нештатных воздействий.

Важным параметром СЭП является так же ее стоимость (финансовые затраты на ее создание).

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

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

Известны системы электропитания КА, которые обеспечивают: стабилизацию постоянного напряжения на нагрузке (с точностью до 0,5÷1,0% от номинального значения), стабилизацию напряжения на солнечной батарее, при котором обеспечивается съем мощности с нее вблизи оптимальной рабочей точки вольт-амперной характеристики (ВАХ), а также реализуются оптимальные алгоритмы управления режимами эксплуатации аккумуляторных батарей, позволяющие обеспечить максимально возможные емкостные параметры в процессе длительного циклирования батарей на орбите. В качестве примера таких систем электропитания приведем проект СЭП для геостационарного связного КА, описанный в статье A POWER, FOR A TELECOMMUNICATION SATELLITE. L. Croci, P. Galantini, C. Marana (Proceedings of the European Space Power Conference held in Graz, Austria, 23-27 August 1993 (ESA WPP-054, August 1993).

В структурной схеме СЭП предусмотрено разбиение солнечной батареи на 16 секций, каждая из которых регулируется собственным шунтовым стабилизатором напряжения, а выходы секций через развязывающие диоды подключены к общей стабилизированной шине, на которой поддерживается 42 В±1%. Шунтовые стабилизаторы поддерживают на секциях солнечной батареи напряжение 42 В, а проектирование солнечной батареи ведется таким образом, чтобы в конце 15 лет оптимальная рабочая точка ВАХ соответствовала этому напряжению.

При достигнутых высоких тактико-технических характеристиках СЭП современных КА они имеют общий недостаток - они не универсальны, что ограничивает область их использования и повышает финансовые затраты на создание новых КА.

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 «т» 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 КА.

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

Задачей заявляемого изобретения является повышение эксплуатационной надежности, и сокращение периода времени при создании автономных систем электропитания КА для широкого диапазона мощности нагрузки КА.

Техническим результатом изобретения является создание унифицированного ряда автономных систем электропитания КА, с использованием унифицированных единичных модулей для широкого диапазона мощности нагрузки КА, повышение эксплуатационной надежности и сокращение периода времени при создании автономных систем электропитания КА.

Поставленная задача решается тем, что в способе питания нагрузки постоянным током в автономных системах электропитания космических аппаратов для широкого диапазона мощности от первичного источника ограниченной мощности - солнечной батареи, и вторичного источника электроэнергии - аккумуляторной батареи, заключающийся в стабилизации «m» номиналов напряжения нагрузки с использованием параллельных и последовательных (сериесных) стабилизированных преобразователей напряжения, а так же зарядных и разрядных устройств аккумуляторных батарей, преобразователи напряжения и зарядные и разрядные устройства выполняют в виде единичных модулей, причем каждый единичный модуль рассчитывают исходя из наименьшей потребительской потребности космического аппарата по мощности нагрузки, а обеспечение более высокой потребительской потребности обеспечивают набором соответствующих единичных модулей, при этом, для параллельного стабилизированного преобразователя обеспечение более высокой потребительской потребности обеспечивают одновременно с соответствующим секционированием первичного источника ограниченно мощности.

При этом в автономной системе электропитания космического аппарата для реализации способа, содержащей солнечные батареи, подключенные к нагрузке через стабилизированный преобразователь напряжения, аккумуляторные батареи, подключенные к солнечным батареям через зарядные устройства, а к нагрузке - через разрядные устройства, стабилизированный преобразователь напряжения и зарядные и разрядные устройства выполняют набором единичных модулей, рассчитанных на минимальную нагрузку потребления, а тип стабилизированного преобразователя напряжения выбирают с учетом мощности нагрузки, кроме того, стабилизированный преобразователь напряжения, при мощности нагрузки до 2 кВт, выполняют последовательного (сериесного) типа, при мощности нагрузки от 2 до 15 кВт и выше - параллельного типа, кроме того, при мощности нагрузки от 2 до 15 кВт на выходе параллельного стабилизированного преобразователя напряжения дополнительно устанавливают стабилизированный преобразователь последовательного (сериесного) типа.

Известно, что для питания различной аппаратуры конкретного КА в реализованных в настоящее время СЭП формируется единая шина питания постоянного напряжения с одним или двумя номиналами напряжения, например, 27 В, или 27 В и 40 В, или 27 В и 100 В.

При изменении выходной мощности СЭП требуется ее новая разработка, с соответствующими затратами времени и финансовыми издержками.

Действительно, разработка унифицированного ряда систем электропитания на базе унифицированных модулей позволит повысить эксплуатационную надежность СЭП и сократить затраты времени для создания СЭП для каждого нового КА.

Основа СЭП, кроме источников (первичного и вторичного) электроэнергии, это стабилизированные преобразователи напряжения.

Последовательный (сериесный) стабилизированный преобразователь напряжения обладает возможностью экстремального регулирования напряжения солнечных батарей, что до определенной мощности нагрузки (2 кВт) компенсирует (более того, повышает эффективность использования первичного источника электроэнергии) потери на последовательном ключе стабилизированного преобразователя. С ростом выходной мощности СЭП (при мощности нагрузки более 2 кВт) потери на последовательном ключе стабилизированного преобразователя становятся вначале соизмеримыми с эффектом от экстремального регулирования, а затем превышающими его.

В то же время, на современных КА часть «сервисной» аппаратуры традиционно питается от шины 27 В, в то время как основной потребитель мощности - сеансная (целевая) аппаратура (и некоторые другие) питаются от шины 100 В.

До определенной выходной мощности СЭП КА использование такого питания «сервисной» аппаратуры оправдано необходимыми затратами на переработку ее под шину 100 В, однако с повышением выходной мощности СЭП КА выше 15 кВт (с соответствующим повышением мощности и «сервисной» аппаратуры) этот аргумент нивелируется и переход на шину 100 В для «сервисной» аппаратуры становится предпочтительным.

Для создания унифицированного ряда систем электропитания необходимо определить номенклатуру и мощность единичных модулей

Конструкция источников электроэнергии: первичных (преимущественно солнечные батареи) и вторичных (аккумуляторные батареи) в большой степени зависит от конструкции самого КА. При этом они составляют порядка (70-80)% массы автономной системы электропитания, и делить их на конструктивно законченные единичные модули в большинстве случаев неэффективно из-за неоправданного существенного снижения их удельных энергетических характеристик и отсутствия выигрыша в финансовых затратах.

Что касается автоматики автономной системы электропитания, то преобразователи напряжения первичного источника электроэнергии и зарядные и разрядные устройства позволяют (без существенного ущерба для удельных энергетических характеристик автономной системы электропитания) конструктивное их исполнение выполнить в виде набора единичных модулей. При этом финансовые затраты на создание автоматики автономной системы электропитания минимизируются. Соответственно минимизируется период времени для создания автономной системы электропитания конкретного КА из ряда КА для широкого диапазона мощности нагрузки.

Каждый единичный модуль рассчитывают исходя из наименьшей потребительской потребности космического аппарата по мощности нагрузки в разрабатываемом диапазоне КА различной мощности, а обеспечение более высокой потребительской потребности обеспечивают набором соответствующих единичных модулей, при этом, для параллельного стабилизированного преобразователя обеспечение более высокой потребительской потребности обеспечивают одновременно с соответствующим секционированием первичного источника ограниченной мощности.

Суть предлагаемого способа можно пояснить на примере функциональных схем автономной системы электропитания, представленных на фиг. 1 и 2.

Система электропитания содержит солнечную батарею (первичный источник ограниченной мощности) 1, состоящую из двух крыльев 1/1 и 1/2, каждое из которых состоит из «n» электрически развязанных секций 1/1(1/2)₁, …1/1(1/2)_n, подключенную к выходным шинам (+27 В или +100 В, относительно шины минус общий) через стабилизированный преобразователь напряжения последовательного (сериесного) 2/1с или параллельного (шунтового) 2/1ш типа в составе автоматики системы электропитания 2.

Аккумуляторные батареи 3/1 и 3/2 (в примере используются 2 аккумуляторные батареи), подключенные через зарядно-разрядные преобразователи 2/2-1 и 2/2-2 (каждый из которых содержит зарядное ЗУ и разрядное РУ устройства), при этом выходы разрядных преобразователей РУ могут быть подключены к входу выходного фильтра 4 (фиг. 2) либо выходу стабилизированного преобразователя (фиг. 1). ЗУ и РУ состоят из одного или нескольких параллельно включенных модулей, для обеспечения требующейся мощности.

Параллельный (шунтовой) стабилизированный преобразователь 2/1ш состоит из 2n единичных модулей 2/1ш1, …2/1шn, 2/1шn+1, …2/1ш2n - по числу секций солнечной батареи, и выходного фильтра 4. При этом число «n» выбирается исходя из требующейся выходной мощности системы электропитания и мощности одного модуля для обеспечения работы в составе КА с наименьшей мощностью нагрузки.

Последовательный (сериесный) преобразователь 2/1с состоит из одного или нескольких включенных параллельно модулей, для обеспечения требующейся мощности нагрузки, и выходного фильтра (на рисунке не показано).

Кроме того, к шинам «+100 В» и «минус общий» нагрузки может быть подключен дополнительно последовательный (сериесный) преобразователь напряжения 2/1с, так же состоящий из одного или нескольких включенных параллельно модулей.

Автономная система электропитания работает следующим образом.

В процессе эксплуатации питание нагрузки осуществляется от солнечной батареи 1, состоящей из двух крыльев по «n» секций. При этом все секции постоянно подключены к нагрузке и не коммутируются. Стабилизация напряжения на нагрузке (на выходных шинах) осуществляется последовательным (сериесным) или параллельным (шунтовым), либо совместно и тем и другим стабилизированными преобразователями 2/1.

Аккумуляторные батареи 3 работают преимущественно в режиме хранения и периодических подзарядов от солнечной батареи 1 через зарядные устройства ЗУ. При прохождении КА теневых участков орбиты, либо при нарушении ориентации, нагрузка питается от аккумуляторной батареи 3 через разрядные устройства РУ.

При этом преобразователи напряжения и зарядные и разрядные устройства выполняют в виде единичных модулей, причем каждый единичный модуль рассчитывают исходя из наименьшей потребительской потребности космического аппарата по мощности нагрузки, а обеспечение более высокой потребительской потребности обеспечивают набором соответствующих единичных модулей, при этом, для параллельного стабилизированного преобразователя обеспечение более высокой потребительской потребности обеспечивают одновременно с соответствующим секционированием первичного источника ограниченно мощности. В автономной системе электропитания для реализации заявляемого способа стабилизированный преобразователь напряжения, при мощности нагрузки до 2 кВт, выполняют последовательного (сериесного) типа, при мощности нагрузки от 2 до 15 кВт - параллельного типа. Кроме того, при мощности нагрузки от 2 до 15 кВт на выходе параллельного стабилизированного преобразователя напряжения дополнительно устанавливают стабилизированный преобразователь последовательного (сериесного) типа.

Таким образом, предлагаемый способ питания нагрузки постоянным током в автономной системе электропитания космических аппаратов для широкого диапазона мощности нагрузки и автономная система электропитания для его реализации позволяют создать унифицированный ряд систем электропитания, повысить эксплуатационную надежность системы электропитания и сократить период времени при создании автономных систем электропитания КА для широкого диапазона мощности нагрузки КА.