Автономная система электропитания

Автономная система электропитания

Иллюстрации

Показать все

Реферат

Предлагаемое изобретение относится к области космической энергетики, а именно бортовых систем электропитания космических аппаратов (КА) с использованием солнечных (БС) и аккумуляторных (АБ) батарей.

Известны системы электропитания с солнечными и аккумуляторными батареями, например, СЭП КА Messenger, описанная в работе Dakermanji et al. The Timed Power System Decrign, Fiftu Evropean Space Power Conference, SP - 416, Vol.1, Tarragona, Spain, 21-25 September, 1998, pp 447-453.

В СЭП используется солнечная батарея со стабилизированной выходной шиной на нагрузку и аккумуляторная батарея, подключаемая непосредственно к шине питания нагрузки по командам. Недостатком данной системы является широкий допуск питающего напряжения при прохождении теневых участков орбиты или при недостатке мощности солнечной батареи. В этот период напряжение на нагрузке определяется разрядной характеристикой аккумуляторной батареи и не стабилизируется.

Диапазон изменения напряжения на нагрузке при питании ее от аккумуляторной батареи определяется типом используемых аккумуляторов. Так для широко распространенных никель - водородных аккумуляторов величина разрядного напряжения (U_P) будет находиться в пределах:

Здесь

Е - ЭДС заряженного аккумулятора, Е≈1,41 В;

U_min - минимальное напряжение на аккумуляторе, соответствующее разряженному состоянию после снятия с него максимальной гарантированной емкости. Как правило, при проектировании батарей расчет ведется на U_min=1,0 В.

Таким образом, при номинальном напряжении аккумулятора 1,25 В диапазон изменения его напряжения при разряде будет: или .

В такой же пропорции будет изменяться напряжение на батарее, а значит, и на нагрузке при ее питании от аккумуляторной батареи.

Широкий допуск питающего напряжения вынуждает разработчиков аппаратуры усложнять свои блоки питания и приводит к снижению кпд.

Имеются классы систем электропитания со стабилизированным напряжением во всех режимах работы, включая разряд аккумуляторной батареи. Это достигается введением в систему специальных зарядного и разрядного устройств, назначение которых - обеспечивать необходимые режимы заряда и разряда батарей при одновременной стабилизации напряжения на нагрузке.

Наиболее близким решением к заявляемому является автономная система электропитания с последовательным стабилизатором напряжения на нагрузке, описанная в монографии Б.П.Соустина, В.И.Иванчуры, А.И.Чернышева, Ш.Н.Исляева. "Системы электропитания космических аппаратов", г.Новосибирск, ВО "Наука", 1994.

Указанная система электропитания (СЭП) выбрана в качестве прототипа.

В прототипе плюсовой выход солнечной батареи подключен ко входу последовательного стабилизатора напряжения, выход которого подключен к нагрузке. Аккумуляторная батарея (АБ) плюсовым выходом соединена через зарядное устройство с выходом солнечной батареи (входом стабилизатора), а через разрядное устройство - с выходом упомянутого стабилизатора напряжения. В системе реализован так называемый "зонный" принцип регулирования напряжения, в соответствии с которым напряжение на выходных шинах БС и на нагрузке определяется зонами регулирования стабилизатора напряжения (СН), зарядного устройства (ЗУ), разрядного устройства (РУ) следующим образом:

На шине солнечной батареи

а) в режиме питания нагрузки от солнечной батареи, когда АБ полностью заряжена, напряжение на БС устанавливается в соответствии с вольт-амперной характеристикой БС в области:

где

U_H - напряжение нагрузки,

U_БС - оптимальное напряжение солнечной батареи,

U_ххБС - напряжение холостого хода солнечной батареи, при выполнении примерного соотношения (без учета собственного потребления схемы):

где

I_H - ток нагрузки,

I_БС - ток солнечной батареи,

U_БС - напряжение солнечной батареи;

б) в режиме питания нагрузки от солнечной батареи при одновременном заряде АБ напряжение на выходе БС устанавливается в точке ВАХ БС также в области:

где

I_З - ток заряда,

U_З - напряжение заряда.

В случае, если схемой не устанавливается ограничение на ток заряда, то заряд производится всей избыточной мощностью БС, напряжение на БС будет устанавливаться вблизи точки ВАХ, равной U_H;

в) при совместной работе БС и АБ на нагрузку при недостатке мощности БС (Р_БС<Р_Н) напряжение на выходе БС поддерживается на уровне: U_БС≥U_H, ключ СН полностью открыт.

На шине нагрузки:

а) в режимах "а", "б" напряжение поддерживается СН и находится в его зоне регулирования (U_СН);

б) в режиме "в" напряжение обеспечивается РУ в его зоне регулирования (U_РУ).

При изменении внешних условий (ориентация БС, прохождение теневых участков орбиты) или изменении нагрузки происходит изменение режима работы СЭП, вследствие чего напряжение на нагрузке изменяется между зонами РУ и СН с переходными процессами, длительностью 5-20 мс.

Переход из режима СН в режим РУ осуществляется по срабатыванию пороговых датчиков напряжения, входящих в состав их схем управления. Настройка пороговых датчиков осуществляется таким образом, чтобы, с одной стороны, диапазон изменения напряжения при переходах был как можно меньше, с другой - необходимо исключить "дребезг" при переключениях при возникновении помех по шинам питания.

Поэтому в практических разработках, с учетом ресурсных изменений характеристик электрорадиоэлементов, технологических разбросов их параметров и т.п., амплитуда изменения напряжения в переходных процессах достигает ±10% от номинального напряжения на нагрузке.

Колебание питающего напряжения на потребителях в таком диапазоне создает помехи по цепям питания и вынуждает разработчиков аппаратуры применять специальные схемы защиты в собственных блоках питания, что снижает надежность и увеличивает энергопотребление аппаратуры.

Для устранения этих недостатков предлагается автономная система электропитания, которая отличается от прототипа тем, что выход разрядного устройства подключен ко входу последовательного стабилизатора (к выходу БС).

Блок-схема устройства показана на фигуре 1.

Система состоит из солнечной батареи 1, подключенной одним выходом ко входу последовательного стабилизатора напряжения 2, выход которого через индуктивно-емкостной фильтр 3 соединен с входом в нагрузку 4. Аккумуляторная батарея 5 одним из входов соединена с выходом зарядного устройства 6 и входом разрядного устройства 7, вход зарядного устройства 6 соединен с выходом солнечной батареи 1 и входом стабилизатора напряжения 2, а выход разрядного устройства 7 соединен с выходом солнечной батареи 1 и входом стабилизатора напряжения 2. Солнечная батарея 1, аккумуляторная батарея 5 и нагрузка своими вторыми выводами соединены общей шиной.

Система работает следующим образом. Во всех режимах работы напряжение на нагрузке обеспечивается стабилизатором напряжения 2. На входе стабилизатора напряжения 2 (выход БС) напряжение всегда обеспечивается по соотношению:

При включенном ЗУ и полностью заряженной АБ (ЗУ выключено) - в соответствии с ВАХ БС.

При совместной работе БС и АБ на нагрузку, а также при полном отсутствии мощности БС - за счет АБ и РУ. При разряде АБ на нагрузку способ поддержания напряжения на входе СП будет определяться составом АБ и выбранной схемой РУ. В реальных разработках нашли применение два варианта конкретного схемного исполнения:

1. U_Pmin>U_H, где U_Pmin - минимальное разрядное напряжение АБ, т.е когда количество аккумуляторов в последовательной цепи батареи гарантированно обеспечивает напряжение больше, чем U_H (например, при U_H=27 В, U_АБ=28 В), а схема РУ представляет собой ключ с широтно-импульсной модуляцией (ШИМ);

2. в РУ применен повышающий регулятор напряжения, который обеспечивает соотношение:

где ΔU_РУ - повышающее напряжение РУ.

Таким образом, зонный принцип регулирования напряжения на нагрузке заменен на одноуровневое регулирование с высокой стабильностью выходного напряжения на нагрузке с устранением переходных процессов по напряжению при смене режимов работы системы.

Для подтверждения эффективности предложенного изобретения приводим выдержку из технического отчета НПО ПМ.

14Ф113.ОТ 240-5084-02 "Изделие 14Ф113. Отчет технический по электрическим проверкам технологического КАС", по электрическим испытаниям СЭП с новой структурной схемой по предлагаемому изобретению. Измерения проводились осциллографом НР54645А:

"переходные процессы при изменении режимов работы СЭП (СН, СН+ЗУН, СН+ЗУФ, РУ) отсутствуют".

В качестве примера на фигуре 2 представлен переходной процесс напряжения на выходе СЭП (с ленты осциллографа), выполненной по прототипу, замеренный при переходе СЭП из режима СН в режим РУ. Напряжение в режиме СН составляло 27,44 В. Измерения проводились осциллографом С1 - 55, С8 - 17. Масштаб М_U=0,14 В/мм. При переходе в режим РУ бросок напряжения составляет 1,96 В.

Результаты испытаний изложены в техническом отчете НПО ПМ 439-3422-85 "Технический отчет по результатам ЛОИ СЭП изделий 11Ф647М, 17Ф15".

Сравнение результатов испытаний подтверждает эффект предлагаемого изобретения.

Предложенная автономная СЭП разработана и прошла всестороннюю экспериментальную отработку с положительными результатами. Разработаны и изготовлены штатные образцы для летной эксплуатации.

Автономная система электропитания космического аппарата, содержащая солнечную батарею, стабилизатор напряжения, включенный между солнечной батареей и нагрузкой, аккумуляторную батарею, зарядное и разрядные устройства, отличающаяся тем, что аккумуляторная батарея одним из входов соединена с выходом зарядного устройства и входом разрядного устройства, вход зарядного устройства соединен с выходом солнечной батареи и входом стабилизатора напряжения, а выход разрядного устройства соединен с выходом солнечной батареи и входом стабилизатора напряжения, причем солнечная батарея, аккумуляторная батарея и нагрузка своими вторыми выводами соединены общей шиной.