Космический аппарат

Космический аппарат

Реферат

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, у которой наиболее критичным звеном являются аккумуляторные батареи (АБ).

Для обеспечения эффективного использования АБ очень важно проводить непрерывный мониторинг их текущего технического состояния, своевременно проводить различные профилактические мероприятия для восстановления энергетических характеристик и обеспечивать оптимальные режимы заряда и разряда.

Известен КА (патент RU №2227108), содержащий устройства и приборы, установленные на обшивках сотовых панелей со встроенным жидкостным коллектором и имеющие входы и выходы, соединенные между собой трубопроводами.

Недостатком известного КА является то, что в нем решаются вопросы обеспечения температурного режима бортовых устройств и приборов КА и не рассматриваются вопросы повышения эффективности его эксплуатации по целевому назначению.

Наиболее близким по технической сущности заявляемому КА является КА, описанный в патенте RU №2164881, содержащий отсек с целевой аппаратурой, герметичный приборный отсек, агрегатный отсек с комплексной двигательной установкой, систему терморегулирования с гидравлическими контурами и приборами для отбора, подвода и сброса тепла, в том числе выполненными в виде термоплат со штатными и технологическими гидравлическими каналами, систему электропитания, состоящую из солнечной батареи, установленного в приборном отсеке комплекса автоматики и стабилизации напряжения, размещенных в агрегатном отсеке никель-водородных аккумуляторных батарей, установленных внутри каждой батареи датчиков давления, чувствительных к изменению текущей электрической емкости батарей, а также бортовой комплекс управления с бортовой вычислительной машиной, причем указанные датчики давления через устройства преобразования сигнала включены в канал обмена информацией между указанными комплексом автоматики и стабилизации напряжения и бортовой вычислительной машиной, которая снабжена программой, корректирующей режим работы аппарата в зависимости от глубины разряда аккумуляторных батарей и определяющей суммарную глубину разряда. Этот КА принят за прототип.

Недостатком известного КА является то, что в нем не решаются вопросы обеспечения оптимальных режимов заряда комплекта АБ при ограниченной избыточной мощности солнечной батареи и разряда комплекта АБ с обеспечением максимальной суммарной мощности, что снижает эффективность использования комплекта аккумуляторных батарей и ухудшает эксплуатационные возможности системы электропитания и КА в целом.

Задачей заявляемого изобретения является повышение эффективности использования комплекта аккумуляторных батарей и улучшение эксплуатационных возможностей системы электропитания и КА в целом.

Поставленная задача достигается тем, что в космическом аппарате, содержащем систему терморегулирования с приборами для отбора, подвода и сброса тепла, систему электропитания, состоящую из солнечной батареи, комплекса автоматики и стабилизации напряжения, аккумуляторных батарей, устройств контроля аккумуляторных батарей, а также бортовой комплекс управления с бортовой вычислительной машиной, устройства контроля аккумуляторных батарей включены в канал обмена информацией между указанными комплексом автоматики и стабилизации напряжения и бортовой вычислительной машиной, которая снабжена программой, контроля тока нагрузки и перераспределения токов разряда каждой аккумуляторной батареи. При этом токи разряда каждой аккумуляторной батареи устанавливают исходя из соотношения

I_разр.i=k·I_н·C_i/∑C_i, где

I_разр.i - ток разряда i-й аккумуляторной батареи, А;

k - коэффициент, учитывающий разницу напряжения нагрузки и среднего разрядного напряжения аккумуляторных батарей;

I_н - ток нагрузки космического аппарата, А;

C_i - текущая емкость i-й аккумуляторной батареи, А·ч.

Кроме того, дополнительно бортовая вычислительная машина снабжена программой контроля величины избыточной мощности солнечной батареи и управления токами заряда каждой аккумуляторной батареи, в пределах величины избыточной мощности солнечной батареи. При этом токи заряда каждой аккумуляторной батареи устанавливают исходя из соотношения

I_зар.i=(Р_изб/U_аб)/(C_i·∑1/C_i), где

I_зар.i - ток заряда i-й аккумуляторной батареи, А;

Р_изб - избыточная мощность солнечной батареи, Вт;

U_аб - среднее зарядное напряжение аккумуляторной батареи, В;

C_i - текущая емкость i-й аккумуляторной батареи, А·ч.

Действительно, при наличии в составе КА бортового комплекса управления с бортовой вычислительной машиной расчет необходимых режимов и управление разрядными и зарядными преобразователями может быть реализовано программными средствами.

Текущая емкость аккумуляторных батарей (C_i) определяется по текущему напряжению, для литий-ионных аккумуляторных батарей, или по давлению водорода, для никель-водородных аккумуляторных батарей (см. прототип).

Мощности нагрузки рассчитываются исходя из напряжения и токов нагрузки.

Избыточная мощность солнечной батареи (Р_изб) рассчитывается как разница между мощностью солнечной батареи и мощностью нагрузки. При этом следует отметить, что для параллельных (короткозамкнутых или шунтовых) преобразователей текущая мощность солнечной батареи определяется перемножением текущего напряжения и тока, а для последовательных (сериесных) преобразователей необходимо использовать дополнительно коэффициенты пересчета.

При наличии в комплекте аккумуляторных батарей разницы в степени их заряженности необходимо перераспределить и разрядные токи каждой АБ таким образом, чтобы все аккумуляторные батареи комплекта могли подойти к своему полному разряду одновременно. Это позволит системе электропитания обеспечить максимальную разрядную мощность всего комплекта АБ.

Задача распределения токов разряда может быть решена с использованием формулы

I_разр.i=k·I_н·C_i/∑C_i, где

I_разр.i - ток разряда i-й аккумуляторной батареи, А;

k - коэффициент, учитывающий разницу напряжения нагрузки и среднего разрядного напряжения аккумуляторных батарей;

I_н - ток нагрузки космического аппарата, А;

C_i - текущая емкость i-й аккумуляторной батареи, А·ч.

Приведем пример: в комплекте АБ две АБ с текущими емкостями 20 и 30 А·ч. Ток нагрузки космического аппарата равен 50 А, коэффициент учитывающий разницу напряжения нагрузки и среднего разрядного напряжения аккумуляторных батарей примем равным 1. Рассчитаем величины токов разряда

I_разр.1=1·50·20/∑(20+30)=20 А, I_разр.2=30 А.

Разряд в таком режиме потенциально позволяет использовать всю имеющуюся в комплекте аккумуляторных батарей емкость до полного их разряда.

Это повышает эффективность использования комплекта аккумуляторных батарей и улучшает эксплуатационные возможности системы электропитания и КА в целом.

Вторая задача заключается в том, что при наличии ограниченной величины избыточной мощности солнечной батареи, недостаточной для штатного заряда всех аккумуляторных батарей комплекта, важное значение приобретает правильное распределение имеющейся избыточной мощности солнечной батареи для заряда каждой конкретной аккумуляторной батареи. В основу этого распределения должно быть положено обеспечение максимальной разрядной мощности комплекта АБ в случае перехода в любой момент системы электропитания в режим разряда (при недостатке или отсутствии текущей мощности солнечной батареи). Иными словами, более разряженная АБ должна заряжаться большим током в сравнении с менее разряженной АБ.

Эта задача может быть решена с использованием формулы

I_зар.i=(P_изб/U_аб)/(C_i·∑1/C_i), где

I_зар.i - ток заряда i-й аккумуляторной батареи, А;

Р_изб - избыточная мощность солнечной батареи, Вт;

U_аб - среднее зарядное напряжение аккумуляторной батареи, В;

C_i - текущая емкость i-й аккумуляторной батареи, А·ч.

В приведенном выше примере установим величину избыточной мощности солнечной батареи (Р_изб) 800 Вт, а среднее разрядное напряжение аккумуляторной батареи - 40 В.

Рассчитаем величины токов заряда

I_зар1=(800/40)/(20·∑1/20+1/30)=12 А, I_зар.2=8 А.

Заряд в таком режиме позволит эффективно использовать всю имеющуюся избыточную мощность солнечной батареи и при этом нивелировать существующий разбаланс всех АБ комплекта по емкости. По мере заряда соотношение токов заряда каждой АБ меняется, пока не станет равным друг другу.

На фиг.1 приведен пример функциональной схемы автономной системы электропитания КА для реализации заявляемого изобретения.

В рассматриваемом примере используются две аккумуляторные батареи и соответствующее количество зарядных и разрядных преобразователей.

Автономная система электропитания ИС3 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.

При этом нагрузка 2 в своем составе содержит бортовой комплекс управления с бортовой вычислительной машиной (на схеме не показано), а так же измерительный шунт 2-1 для контроля тока нагрузки.

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 ИС3 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 7₁-7₂ контролируют напряжение, для литий-ионных аккумуляторных батарей, или давление водорода, для никель-водородных аккумуляторных батарей и температуру аккумуляторов аккумуляторных батарей 4₁-4₂ и передают информацию об их состоянии в нагрузку 2.

В процессе эксплуатации аккумуляторной батареи, автоматически или, по результатам анализа телеметрических данных, по командам с Земли через командно-измерительную радиолинию запускаются программы по корректировке текущих токов разряда или токов заряда в комплекте АБ в зависимости от текущих емкостей АБ.

Таким образом, заявляемое изобретение позволяет повысить эффективности использования комплекта аккумуляторных батарей и улучшить эксплуатационные возможности системы электропитания и КА в целом.

1. Космический аппарат, содержащий систему терморегулирования с приборами для отбора, подвода и сброса тепла, систему электропитания, состоящую из солнечной батареи, комплекса автоматики и стабилизации напряжения, аккумуляторных батарей, устройств контроля аккумуляторных батарей, а также бортовой комплекс управления с бортовой вычислительной машиной, отличающийся тем, что указанные устройства контроля аккумуляторных батарей включены в канал обмена информацией между указанными комплексом автоматики и стабилизации напряжения и бортовой вычислительной машиной, которая снабжена программой контроля тока нагрузки и перераспределения токов разряда каждой аккумуляторной батареи.

2. Космический аппарат по п.1, отличающийся тем, что токи разряда каждой аккумуляторной батареи устанавливают исходя из соотношенияI_разр.i=k·I_н·C_i/∑C_i, гдеI_разр.i - ток разряда i-й аккумуляторной батареи, А;k - коэффициент, учитывающий разницу напряжения нагрузки и среднего разрядного напряжения аккумуляторных батарей;I_н - ток нагрузки космического аппарата, А;C_i - текущая емкость i-й аккумуляторной батареи, А·ч.

3. Космический аппарат по п.1, отличающийся тем, что дополнительно бортовая вычислительная машина снабжена программой контроля величины избыточной мощности солнечной батареи и управления токами заряда каждой аккумуляторной батареи, в пределах величины избыточной мощности солнечной батареи.

4. Космический аппарат по п.3, отличающийся тем, что токи заряда каждой аккумуляторной батареи устанавливают исходя из соотношенияI_зар.i=(Р_изб/U_аб)/(C_i·∑1/C_i), гдеI_зар.i - ток заряда i-й аккумуляторной батареи, А;Р_изб - избыточная мощность солнечной батареи, Вт;U_аб - среднее зарядное напряжение аккумуляторной батареи, В;C_i - текущая емкость i-й аккумуляторной батареи, А·ч.