Система электропитания космического аппарата с экстремальным регулированием мощности солнечной батареи

Система электропитания космического аппарата с экстремальным регулированием мощности солнечной батареи

Иллюстрации

Показать все

Реферат

Изобретение относится к области преобразовательной техники, в частности к бортовым системам электропитания (СЭП) космических аппаратов (КА), и может быть использовано при проектировании и создании систем электропитания автоматических космических аппаратов на основе солнечных и аккумуляторных батарей (СБ и АБ).

Техническим результатом изобретения является повышение энергетической эффективности системы электропитания космического аппарата за счет реализации экстремального регулирования мощности (ЭРМ) солнечных батарей как в режиме заряда АБ, так и в режиме совместного питания бортовой нагрузки от СБ и АБ.

Широко известна система электропитания [1] с экстремальным регулированием мощности фотоэлектрической батареи, содержащая фотоэлектрическую и аккумуляторную батареи, последовательный регулятор напряжения (РН) для питания нагрузки от фотоэлектрической батареи, зарядное и разрядное устройства (ЗУ и РУ). Экстремальное регулирование мощности фотоэлектрической батареи осуществляется ЗУ при питании нагрузки и одновременном заряде АБ, а также регулятором напряжения при одновременном питании нагрузки от СБ и АБ. Система электропитания с ЭРМ фотоэлектрической батареи предназначена для формирования одной силовой низковольтной (27-28 В) шины питания нагрузки. Для формирования других номиналов питающего напряжения необходима разработка дополнительных преобразователей, что в свою очередь увеличивает время разработки СЭП КА и КА в целом.

Недостатком этой системы электропитания является то, что при создании высоковольтных СЭП КА (100 В) максимальное значение напряжения холостого хода СБ в моменты выхода из теневых участков Земли превышает 200 В, что является недопустимым из-за возможности возникновения в условиях вакуума электростатических разрядов между цепочками фотодиодов СБ или элементами токосъема. Для ограничения напряжения на СБ требуется применение специальных устройств или реализация режимов работы СЭП, ограничивающих повышение напряжения на охлажденной СБ.

В настоящее время проектирование мощных высоковольтных российских и иностранных СЭП осуществляется на основе шунтовых регуляторов напряжения СБ [2], ограничивающих напряжение на СБ на уровне напряжения шины питания нагрузки и поэтому не позволяющих реализовывать режим ЭРМ СБ.

Наиболее близкой по технической сущности к заявленному изобретению является система электропитания космического аппарата, описанная в патенте [3] (фиг.1).

Система электропитания состоит из солнечной батареи 1, аккумуляторной батареи 2, стабилизатора напряжения солнечной батареи 3, разрядного устройства аккумуляторной батареи 4, зарядного устройства аккумуляторной батареи 5, экстремального регулятора мощности солнечной батареи 6, датчика тока солнечной батареи 7, трансформатора 8, первичных обмоток трансформатора 9, 10, вторичных обмоток трансформатора 11, 12, 15, 20, устройств питания 13, 16, 18 нагрузок постоянного или переменного тока 14, 17, 19, схемы управления 21 транзисторами 22-25 стабилизатора напряжения 3, схемы управления 26 транзисторами 27-30 разрядного устройства 4.

Система электропитания работает следующим образом.

При превышении мощности СБ 1 над суммарной потребляемой нагрузками 14, 17, 19 мощностью (питании нагрузок от СБ) стабилизатором напряжения 3 с помощью обратной связи устройства 18 на вторичной обмотке 20 трансформатора 8 поддерживается стабильное напряжение. На вторичных обмотках 11, 12, 15 трансформатора 8 также поддерживается стабильное напряжение с учетом коэффициентов трансформации обмоток. При этом АБ 2 заряжена, ЗУ 5, РУ 4 и ЭРМ СБ 6 отключены.

При заряде АБ включается ЗУ 5. Сигнал о включении ЗУ 5 поступает на вход ЭРМ 6. В результате реализуется режим ЭРМ СБ 1. При этом РУ 4 отключено.

При питании нагрузки от АБ и мощности СБ1, равной нулю, подключается РУ 4, обеспечивается стабилизация напряжения на вторичной обмотке 20 трансформатора 8 с помощью обратной связи устройства 18. При этом стабилизатор напряжения 3, ЭРМ 6, ЗУ 5 отключены.

При питании нагрузки совместно от СБ и АБ напряжение на вторичной обмотке 20 трансформатора 8 стабилизируется РУ 4, которое компенсирует недостаток мощности генерируемый СБ. При этом напряжение на СБ определяется уровнем напряжения АБ, так как СБ и АБ в этом режиме включены параллельно через трансформатор, это исключает возможность регулирования напряжения на СБ и, соответственно, реализацию режима экстремального регулирования мощности СБ. Генерируемая СБ мощность будет определяться в этом случае напряжением АБ приведенным к СБ через заданный при проектировании коэффициент трансформации.

Таким образом, система электропитания [3] не может осуществлять режим экстремального регулирования мощности СБ в режиме совместного питания нагрузки от СБ и АБ, что является ее главным недостатком.

Целью изобретения является повышение энергетической эффективности СЭП КА за счет реализации экстремального регулирования мощности СБ как в режиме заряда АБ, так и разряда АБ (при одновременном питании нагрузки от СБ и АБ).

На Фиг.2 представлена функциональная схема заявляемой системы электропитания космического аппарата с экстремальным регулированием мощности СБ, которая содержит солнечную батарею 1, аккумуляторную батарею 2, регулятор напряжения 3, выполненный в виде мостового инвертора на транзисторах 11-14, разрядное устройство 4, выполненное в виде мостового инвертора на транзисторах 15-18, зарядное устройство 5, трансформатор 6 с первичной обмоткой 20 и вторичными обмотками 21-23_1…n, трансформатор 7 с первичной обмоткой 25 и вторичными обмотками 24, 26_1…n, выпрямители 8_1…n, систему управления (СУ) с ЭРМ 9, устройство контроля степени заряженности (УКЗБ) АБ 10, датчик тока 19, нагрузки 27_1…n.

Солнечная батарея 1 подключена к регулятору напряжения 3, выход которого соединен с первичной обмоткой 20 трансформатора 6. Аккумуляторная батарея 2 подключена к разрядному устройству 4, выход которого соединен с первичной обмоткой 25 трансформатора 7. Кроме того, аккумуляторная батарея 2 подключена к ЗУ 5, вход которого соединен со вторичной обмоткой 22 трансформатора 6.

Вторичные обмотки 23₁ трансформатора 6 и 26₁ трансформатора 7 соединены последовательно в общий контур, формирующий суммарное напряжение, которое после выпрямления выпрямителем 8₁ питает нагрузку 27₁. Такое соединение вторичных обмоток позволяет регулировать напряжение на СБ 1, а значит, реализовать режим ЭРМ в режиме разряда АБ 2, т.е. при одновременном питании нагрузки 27₁ от СБ 1 и АБ 2. Аналогичным образом формируются другие каналы питания нагрузок 27_2…n.

Формирование выходных прямоугольных напряжений инвертора РН 3 происходит за счет поочередного отпирания транзисторов, образующих диагонали инвертора, при этом транзисторы стоек инверторов отпираются поочередно с межкоммутационной паузой, что исключает закорачивание источника питания. Регулирование суммируемых выходных напряжений регулятора напряжения 3 и разрядного устройства 4, обеспечивается путем фазового сдвига управляющих импульсов транзисторов одной стойки мостового инвертора относительно другой, в результате чего реализуется широтно-импульсное регулирование напряжения инвертора. Так, например, регулирование выходного напряжения РН 3 осуществляется фазовым сдвигом управляющих импульсов транзисторов 11, 12, отпираемых поочередно, относительно управляющих импульсов транзисторов 13, 14, также отпираемых поочередно на некоторый угол α_РН, определяющий длительность импульса выходного напряжения γ_СБ по выражению:

В предельном случае при угле сдвига равном α_РН=π происходит синфазное включение транзисторов 11, 13 на одном полупериоде и 12, 14 на другом, что приводит к закорачиванию первичной обмотки 20 трансформатора 6 транзисторами инвертора, при этом γ_РН=0. Аналогично происходит регулирование выходного напряжения РУ 4.

Управляющие импульсы формирует система управления 9, с которой соединены датчик тока 19, измерительная обмотка 21 трансформатора 6 (датчик напряжения) и измерительная обмотка 24 (датчик напряжения) трансформатора 7. Датчики предназначены для вычисления мощности, получаемой от СБ 1, расположение датчиков в цепях переменного тока позволяет реализовать их на основе измерительных обмоток, что снижает стоимость изделия.

Система электропитания КА работает в следующих режимах.

1. Мощность нагрузки меньше мощности генерируемой СБ (Р_Н<Р_СБmах), АБ заряжена.

При заряженной АБ 2 зарядное устройство 5 отключено. Инвертор регулятора напряжения солнечной батареи 3 стабилизирует напряжение на нагрузках 27_1…n с помощью системы управления 9 по сигналу обратной связи с измерительной вторичной обмотки 21 трансформатора 6. Учитывая, что при Р_Н<Р_СБmах разряжать АБ 2 не требуется, напряжение нагрузок 27_1…n целиком определяется инвертором РН 3. Напряжение СБ 1 превышает оптимальное значение на ВАХ (U_СБ>U_СБmах) и определяется текущим балансом мощности в системе Р_Н≈Р_СБ.

2. Мощность нагрузки меньше мощности генерируемой СБ (Р_Н<Р_СБmах), АБ разряжена.

При получении сигнала с УКЗБ 10 о необходимости заряда АБ 2 включается зарядное устройство 5, которое работает в режиме экстремального регулирования мощности СБ, потребляя с РН 3 дополнительную мощность Р_ЗУ=Р_СБmах-Р_Н через вторичную обмотку 22 трансформатора 6. Регулятор напряжения 3 при этом по-прежнему работает в режиме стабилизации выходного напряжения, отрабатывая возмущения, вызванные смещением рабочей точки В АХ солнечной батареи. СБ 1 в этом случае полностью используется по мощности, которая расходуется на питание нагрузок 27_1…n и заряд АБ 2.

3. Мощность нагрузки больше мощности генерируемой СБ (Р_Н<Р_СБmах), разряд АБ. Питание нагрузки от СБ и АБ.

При увеличении мощности нагрузки P_H>Р_{СБ ЭРМ} заряд АБ 2 прекращается, ЗУ 5 выключается. Инвертор РН 3 в этом режиме не может стабилизировать выходное напряжение и переходит в режим экстремального регулирования мощности (U_CБ=U_СБmax) по сигналу СУ 9, использующей сигналы датчика тока 19 и измерительной обмотки 21 (датчика напряжения) трансформатора 6. Недостаток выходной мощности на нагрузках 27_1…n компенсируется инвертором разрядного устройства 4, который осуществляет необходимую добавку напряжения в контур суммирования, стабилизируя выходное напряжение, измеряемое вторичными обмотками 21 трансформатора 6 и 24 трансформатора 7. Диаграммы работы в этом режиме представлены на Фиг.3. Где U₁ - напряжение на СБ 1, U₂ - напряжение на АБ 2, U₃ - напряжение регулятора напряжения 3, U₄ - напряжение разрядного устройства 4, U_ВЫХ - выходное напряжение на нагрузках 27_1…n, α_PH - угол сдвига управляющих импульсов транзисторов регулятора напряжения 3, α_РУ - угол сдвига управляющих импульсов транзисторов разрядного устройства 4.

4. Солнечная батарея не генерирует мощность (Р_СБ=0), разряд АБ.

При отсутствии мощности поступающей от СБ 1 (Р_СБ=0) питание нагрузок 27_1…n осуществляется от АБ 2. Инвертор РУ 4 осуществляет стабилизацию выходного напряжения посредством системы управления 9 по сигналу обратной связи с вторичной обмотки 24 трансформатора 7, реализуя широтно-импульсное регулирование.

Таким образом, в заявляемом изобретении напряжение СБ может регулироваться в широком диапазоне, включающем точку ВАХ СБ с максимальной мощностью, как в режиме заряда АБ, так и в режиме питания от СБ и АБ, что повышает энергетическую эффективность СЭП КА. Кроме того, за счет применения принципа суммирования напряжений источников заявляемая СЭП КА имеет возможность подключения нескольких АБ, при сравнительно простом осуществлении выравнивания их напряжений.

Источники информации

1. Пат. РФ №2101831, H02J 7/35. Система электропитания с экстремальным регулированием мощности фотоэлектрической батареи / К.Г. Гордеев, С.П. Черданцев, Ю.А. Шиняков. Заявка №95119971 от 27.11.1995. Опубл. 10.01.1998, Бюл. №1.

2. Системы электропитания для больших платформ на геостационарной орбите / В.В. Хартов, Г.Д. Эвенов, B.C. Кудряшов, М.В. Лукьяненко // Электронные и электромеханические системы и устройства: Сб. науч. тр. - Новосибирск: Наука, 2007. - С.7-16.

3. Пат. РФ №2396666, H02J 7/34. Система электропитания космического аппарата / Кудряшов B.C., Эльман В.О., Нестеришин М.В., Гордеев К.Г., Гладущенко В.Н., Хартов В.В., Кочура С.Г., Солдатенко В.Г., Мельников Н.В., Козлов Р.В. Заявка №2009124704 от 29.06.2009. Опубл. 10.08.2010, Бюл. №24.

Система электропитания космического аппарата, состоящая из солнечной батареи, подключенной своими плюсовой и минусовой шинами к регулятору напряжения, построенному по мостовой схеме инвертора, аккумуляторной батареи, подключенной своими плюсовой и минусовой шинами к входам разрядного устройства, построенного по мостовой схеме инвертора, и выходам зарядного устройства, отличающаяся тем, что регулятор напряжения и разрядное устройство подключены к разным согласующим трансформаторам, выход регулятора напряжения соединен с первичной обмоткой первого трансформатора, в цепи которой включен датчик тока, выход разрядного устройства соединен с первичной обмоткой второго трансформатора, вход зарядного устройства соединен со вторичной обмоткой первого трансформатора, устройство контроля степени заряженности аккумуляторной батареи соединено своими входами с информационными выходами аккумуляторной батареи, система управления с экстремальным регулированием мощности солнечной батареи соединена своими входами с датчиком тока, измерительной обмоткой первого трансформатора, измерительной обмоткой второго трансформатора и управляющим выходом устройства контроля степени заряженности аккумуляторной батареи, а выходами - с входом зарядного устройства и с управляющими входами транзисторов инверторов регулятора напряжения солнечной батареи и разрядного устройства аккумуляторной батареи, при этом вторичные обмотки первого и второго трансформаторов соединены последовательно и подключены к нагрузкам через выходные выпрямители.