Способ эксплуатации никель-водородных аккумуляторных батарей системы электропитания летательных аппаратов

Способ эксплуатации никель-водородных аккумуляторных батарей системы электропитания летательных аппаратов

Иллюстрации

Показать все

Реферат

Предлагаемое изобретение относится к электротехнической промышленности и может быть использовано при эксплуатации никель-водородных аккумуляторных батарей (АБ) в автономных системах электропитания (СЭП) летательных аппаратов (ЛА), функционирующих на низкой околоземной орбите.

В процессе всего активного срока существования современных летательных аппаратов (космических аппаратов) на низкой околоземной орбите производится 10000 и более зарядно-разрядных циклов АБ и подобный режим работы СЭП лучше всего обеспечивают никель-водородные аккумуляторные батареи (НВАБ).

Особенностью НВАБ является то, что все последовательно соединенные аккумуляторы заряжаются и разряжаются одним и тем же количеством электрического заряда (А⋅ч). В идеальном случае, если начальное состояние аккумуляторов одинаково, не должно быть никаких изменений в их относительных степенях заряженности. Однако вследствие разницы в скорости саморазряда, последовательно соединенные аккумуляторы приобретают различное состояние заряженности. Любое отклонение, вызванное дисперсией начальных характеристик саморазряда, градиентом температур внутри НВАБ и процессом старения, может увеличить разброс в степенях заряженности аккумуляторов, что приводит к деградации характеристик НВАБ, и более того, при отсутствии систем балансировки состояния заряда, может привести к снижению надежности работы НВАБ. Существует еще так называемый «эффект памяти», связанный с уменьшением емкости НВАБ при циклировании на небольшую глубину - (10-20) %. Причиной уменьшения емкости НВАБ является кристаллизация некоторой части материала электродов аккумуляторов в силу отчуждения ее на длительное время от токообразующей химической реакции. Именно такая глубина циклирования выбирается при эксплуатации АБ на низких околоземных орбитах (B.C. Багоцкий, A.M. Скундин. Химические источники тока, М., Энергоиздат, 1981). Поэтому для выравнивания аккумуляторов по емкости, устранения так называемого «эффекта памяти» и оценки состояния АБ необходимо периодически проводить восстановительные (формовочные) циклы, которые представляют собой практически полный разряд и заряд АБ.

Известен способ эксплуатации аккумуляторной батареи по патенту RU №2289178 (аналог), заключающийся в том, что проводят заряд-разрядные циклы, осуществляют контроль напряжения каждого аккумулятора и батареи в целом, определяют текущую разрядную и зарядную емкости, а также ток заряда; заряд АБ проводят постоянным током до величины (0,6-0,8) номинальной емкости. Перед началом теневых участков геостационарной орбиты выполняют восстановительный разряд-зарядный цикл АБ, при этом АБ разряжают на разрядное сопротивление в течение 40-50 часов, причем заряд прекращают после снижения напряжения АБ до заданной величины, затем АБ заряжают и после восполнения подключают ее в штатную схему СЭП.

Недостатком этого способа является низкая надежность эксплуатации СЭП в частности и недостаточная живучесть КА в целом. Это связано с тем, что процесс проведения восстановительного разрядно-зарядного (формовочного) цикла занимает длительное время (от трех до пяти суток), и на это время аккумуляторная батарея выводится из штатной эксплуатации. Для геостационарных орбит это приемлемо, так как теневые орбиты занимают 90 суток в году, все остальное время КА находится на освещенном участке орбиты, электропитание осуществляется от солнечных батарей и вывод из эксплуатации одной АБ на ограниченное время практически не сказывается на живучести и надежности эксплуатации КА. Для низкоорбитальных космических аппаратов вывод из эксплуатации одной из батарей на несколько суток может существенно снизить живучесть и надежность эксплуатации КА, поскольку теневые участки орбиты возникают практически на каждом витке.

Известен способ эксплуатации никель-водородных аккумуляторных батарей системы электропитания космического аппарата по патенту RU №2399122 (аналог), заключающийся в том, что две или более аккумуляторные батареи (АБ) циклируют в режиме заряда-разряда, задаваемом бортовой автоматикой системы электропитания; степень заряда АБ ограничивают по уровню срабатывания сигнальных датчиков давления, размещенных в отдельных аккумуляторах каждой АБ; контролируют параметры каждой АБ, например, текущую электрическую емкость, напряжение, температуру; периодически проводят формовочные циклы АБ путем глубокого их разряда; оценивают состояние АБ; периодически, например, один раз в 6-9 месяцев, вводят запрет заряда для одной из АБ; в качестве разрядной нагрузки используют бортовую аппаратуру космического аппарата; критерием ограничения глубины разряда выбирают величину напряжения АБ, причем значение граничного уровня напряжения устанавливают в вольтах, равным числу n, либо (n+1) аккумуляторов в АБ, при достижении которого снимают запрет заряда АБ, включая тем самым ее в штатную работу; значения зарядной емкости срабатывания сигнального датчика давления и максимального напряжения АБ при заряде, определяемые в процессе завершения формовочного цикла, используют для оценки состояния аккумуляторной батареи и прогнозирования ее деградации; аналогичную последовательность операций повторяют для последующей АБ; при этом промежуток времени от завершения формовочного цикла одной АБ до начала формовочного цикла другой АБ выбирают, исходя из температурного режима отформованной АБ.

Известен способ эксплуатации никель-водородной аккумуляторной батареи системы электропитания космического аппарата (варианты) по патенту RU №2483400 (прототип), заключающийся в том, что две или более аккумуляторные батареи (АБ) циклируют в режиме заряда-разряда, задаваемом бортовой автоматикой системы электропитания; степень заряда АБ ограничивают по уровню срабатывания сигнальных датчиков давления, размещенных в отдельных аккумуляторах каждой АБ; контролируют параметры каждой АБ, например, текущую электрическую емкость, напряжение, температуру; периодически один раз в 6-9 месяцев вводят запрет заряда для одной из АБ для выполнения формовочного цикла; в качестве разрядной нагрузки используют бортовую аппаратуру космического аппарата; критерием ограничения глубины разряда выбирают величину напряжения АБ равной n либо (n+1) В, где n - число аккумуляторов в АБ; значения зарядной емкости срабатывания сигнального датчика давления и максимального напряжения АБ при заряде, определяемые в процессе завершения формовочного цикла, используют для оценки состояния АБ и прогнозирования ее деградации; аналогичную последовательность операций повторяют для последующей АБ, а при аномальной работе зарядно-разрядного устройства (ЗРУ), связанной с отказом только зарядного устройства, для проведения формовочного цикла АБ используют аварийную шину коммутационной аппаратуры, управляемой по разовым командам из наземного комплекса управления; заряд формуемой АБ проводят путем подключения ее к любому зарядному устройству работоспособного ЗРУ, образующего с «собственной» АБ подсистему, при этом отключают от данной подсистемы «собственную» АБ с переводом ее в режим «саморазряда» на время восполнения формуемой АБ до срабатывания сигнального датчика давления, а после восполнения формуемую АБ подсоединяют коммутационной аппаратурой аварийной шины к одному из работоспособных ЗРУ параллельно АБ этой подсистемы для дальнейшего функционирования системы электропитания.

Недостатком прототипа, а также вышеописанного является относительно низкая надежность системы электропитания в частности и живучесть КА в целом при возникновении нештатных ситуаций, связанных с аномальной работой одного ЗРУ, поскольку данный способ не предусматривает проведения формовочных циклов АБ с неисправным ЗРУ.

К аномальной работе ЗРУ относится режим его функционирования (не функционирования) при отказе его зарядного устройства (ЗУ) или разрядного устройства (РУ).

В настоящее время наметилась тенденция проектирования универсальных систем электропитания модульного типа. В зависимости от требуемой мощности потребления система электропитания может включать в себя различное количество модулей, состоящих, как правило, из блока зарядно-разрядного устройства с двумя зарядными и разрядными устройствами и двух АБ. От правильного проектирования СЭП в части выбора параметров базового модуля и их оптимального количества зависит показатель живучести и надежности всей системы электропитания.

Задачами предлагаемого изобретения является повышение надежности эксплуатации никель-водородной аккумуляторной батареи, а также живучести СЭП модульного типа без ухудшения ее технических характеристик и ЛА целом.

Поставленная задача решается тем, что в способе эксплуатации никель-водородных аккумуляторных батарей (АБ) системы электропитания (СЭП) летательных аппаратов, заключающийся в том, что две или более аккумуляторных батареи циклируют в режиме заряда-разряда, задаваемом бортовой аппаратурой СЭП, ограничивают степень заряда АБ по уровню срабатывания сигнальных датчиков давления, размещенных в отдельных аккумуляторах каждой АБ; контролируют параметры каждой АБ, например, текущую электрическую емкость, напряжение, температуру; вводят периодически один раз в каждые 6-9 месяцев запрет заряда для одной из АБ (АБi) для выполнения формовочного цикла (ФЦ); используют в качестве разрядной нагрузки для формуемой АБ бортовую аппаратуру летательного аппарата; аналогичную последовательность операций повторяют для последующей АБj; измеряют при необходимости конфигурацию СЭП по разовым командам коммутационной аппаратурой, отличающийся тем, что из двух подсистем, включенных между собой параллельно, образуют базовый модуль; при штатной эксплуатации СЭП используют не менее двух модулей; причем для изменения конфигурации СЭП используют аварийную шину автономно для каждого модуля, не имеющую электрической связи с аварийными шинами других модулей; при этом изменение конфигурации СЭП осуществляют на теневых или световых участках орбиты летательного аппарата в зависимости от способа ориентирования панелей батареи фотоэлектрической; причем номера витков орбиты летательного аппарата, на которых выполняются коммутации аварийной шины, выбирают исходя из условия обеспечения разряда до глубины разряда формируемой АБ более 95% от номинального значения.

На фиг. 1 показаны идеал циклограммы изменения текущей емкости для формуемой АБ и АБ, функционирующей штатно. Формуемая АБ циклично разряжается, достигая в конечном итоге состояния глубокого разряда; затем она заряжается в зависимости от освещенности солнечной батареи и потребляемой бортовой аппаратурой мощности. Функционирующая штатно АБ имеет периодически изменяющуюся циклограмму.

На фиг. 2 показана упрощенная блок-схема работы СЭП, в том числе и в процессе проведения формовочного цикла АБ.

Система электропитания ЛА (космического аппарата) состоит из аккумуляторных батарей АБ (АБ1, АБ2, …, АБm) 1, оснащенных сигнальными датчиками давления для отключения АБ от заряда, батареи фотоэлектрической (БФ) 2, комплекса автоматики и стабилизации напряжения (КАС), включающего в себя разрядные устройства РУ (РУ1, РУ2, …, РУm) 3, зарядные устройства ЗУ (ЗУ1, ЗУ2, …, ЗУm) 4, стабилизатора напряжения и автоматики (СНА) 5. Бортовая аппаратура (БА) 6 может быть запитана от РУ (РУ1, РУ2, …, РУm) 3 или СНА 5, а также в процессе испытаний от наземного источника питания Е_наз через дистанционный переключатель 7. Аккумуляторные батареи АБ (АБ1, АБ2, …, АБm) 1 перед стартом КА заряжаются вспомогательным зарядным устройством Е_зар.

В отдельных режимах работы СЭП РУ (РУ1, РУ2, …, РУm) 3 и СНА 5 могут питать электрической энергией совместно нагрузку, каковой является БА 6. При аномальной работе ЗУ (ЗУ1, ЗУ2, …, ЗУm) 4 для изменения конфигурации одного из модулей СЭП может быть использована автономно работающая аварийная шина (АШ) 8 с коммутационной аппаратурой 9. Из бортового комплекса управления (БКУ) 10 можно при необходимости выдавать разовые команды (РК) для изменения режимов работы СЭП, в том числе такие РК, как «Запрет заряда АБi», «Восстановление КАС», «Отключение АБi», «Выключение ЗPУi от аварийной шины» 8. При штатной работе СЭП аккумуляторные батареи АБ (АБ1, АБ2, …, АБm) 1 заряжаются на световом участке орбиты КА, а на теневом участке АБ (АБ1, АБ2, …, АБm) 1 питают БА 6 стабилизированным РУ (РУ1, РУ2, …, РУm) 3 напряжением. Батарея фотоэлектрическая 2 на световом участке обеспечивает стабилизированным СНА 5 напряжением БА 6 и одновременно заряжает АБ (АБ1, АБ2, …, АБm) 1. Из фиг. 2 видно, что «минусовые» шины АБ не коммутируются и гальванически связаны между собой, поэтому коммутационная аппаратура 9 АШ (АШ1, АШ2, …, АШ_К) 8 обеспечивает изменение конфигурации СЭП только по «плюсовой» шине.

Так как существенная разбежка параметров аккумуляторов АБ (АБ1, АБ2, …, АБm) 1 происходит через 6-9 месяцев, то периодичность проведения формовочных циклов выбирается один раз в 6-9 месяцев. При этом конкретный срок их проведения в пределах 6-9 месяцев может быть установлен, исходя из других требований, например, в период минимальных длительностей теневых участков орбиты летательного аппарата и т.д.

Формовочные циклы проводят по очереди на одной из АБ (АБ1, АБ2, …, АБm) 1 в произвольном порядке, используя зарядно-разрядное устройство (ЗРУ), состоящее из РУ (РУ1, РУ2, …, РУm) 3 и ЗУ (ЗУ1, ЗУ2, …, ЗУm) 4, и аварийную шину АШ (АШ1, АШ2, …, АШ_К, к = m/2) 8 конкретного модуля с коммутационной аппаратурой 9 при необходимости. Аккумуляторная батарея и соответствующее ей зарядно-разрядное устройство составляют подсистему (на фиг. 2 показано 4 подсистемы). Две подсистемы, соединенные между собой параллельно, образуют базовый модуль (на фиг. 2 показано 2 модуля). Каждый модуль имеет свою автономно работающую аварийную шину АШ (АШ1, АШ2, АШ_К) 8, без электрической связи с аварийными шинами других модулей, с коммутационной аппаратурой 9. входящих в состав ЗРУ соответственно.

За сутки до проведения формовочного цикла при штатной работе системы электропитания осуществляют съем информации (на фиг. 2 система телеметрического контроля КА не показана) о работе формуемой АБ (максимальное напряжение на заряде, минимальное напряжение при разряде, максимальную текущую емкость при срабатывании датчика давления, максимальную температуру).

Запрет заряда формуемой АБ вводят путем выдачи из наземного комплекса управления (НКУ) через БКУ 10 РК «Запрет заряда АБ» с указанием номера аккумуляторной батареи. В этом случае происходит разряд формуемой АБ 1 на нагрузку (на бортовую аппаратуру 6) на теневых участках орбиты. Таким образом, запасенную в АБ 1 энергию используют по прямому назначению. Разряд формуемой АБ 1 происходит циклично (фиг. 1), так как действие РК «Запрет заряда АБ» не снимается до достижения заданного минимального напряжения на АБ 1. В этом случае происходит полное выравнивание характеристик аккумуляторов формуемой АБ 1. Признак глубокого разряда формуемой АБ может быть определен не только по заданной величине напряжения АБ, но и по максимально допустимой глубине ее разряда.

После выполнения необходимого глубокого разряда запрет заряда АБ снимают путем выдачи РК «Восстановление КАС» и формуемую АБ 1 заряжают на фоне штатного функционирования СЭП на солнечных участках орбиты. Формовочный цикл считают завершенным, если формуемая АБ будет заряжена полностью до срабатывания сигнального датчика давления (на фиг. 2 сигнальный датчик давления не показан).

Качественно эффективность формовочного цикла оценивают путем сравнения характеристик АБ, полученных до и после проведения формовочных циклов. Формовочные циклы считают эффективными, если после их проведения значения максимального напряжения при заряде и текущей емкости, при которой происходит срабатывание сигнального датчика давления, увеличились при прочих равных условиях. Изменение указанных параметров в сторону их увеличения свидетельствует о выравнивании напряжений аккумуляторов и, как следствие, увеличение величины текущей емкости, при которой срабатывает сигнальный датчик давления. Снижение уровня срабатывания сигнального датчика давления по сравнению с аналогичным параметром предыдущего формовочного цикла указывает о деградации электродвижущей силы (ЭДС) отдельных аккумуляторов и АБ в целом.

Своевременное определение степени разбаланса аккумуляторов и проведение очередного формовочного цикла АБ в целом позволяет надежно их эксплуатировать в длительное время.

Повышение надежности эксплуатации никель-водородных аккумуляторных батарей достигается за счет проведения формовочного цикла через каждые 6-9 месяцев. Живучесть системы электропитания и КА в целом увеличивается за счет использования бортовой аппаратуры в качестве нагрузки для формуемой АБ, поскольку только в этом случае формуемая АБ не выводится из состава системы электропитания и поддерживает заданный уровень надежности СЭП.

Сроки активного существования современных КА составляют несколько лет и имеется определенная вероятность отказа зарядного устройства ЗРУ. При этом все работоспособные АБ целесообразно использовать в составе СЭП. Для этой цели может быть использована аварийная шина АШ (АШ1, АШ2, … АШ_К) 8 с коммутационной аппаратурой 9. Наличие автономно работающих аварийных шин АШ (АШ1, АШ2, …, АШ_К) 8 с коммутационной аппаратурой 9 позволяет проводить формовочный цикл АБ из состава подсистемы, содержащей аномально работающее ЗРУ, тем самым повышать надежность СЭП и живучесть КА в целом.

Пример реализации способа эксплуатации никель-водородных АБ при аномальной работе одного ЗРУ СЭП КА, связанной с отказом его разрядного устройства.

Допустим произошел отказ РУ ЗРУ одной из подсистем (ЗРУ1 + АБ1). После идентификации отказа РУ1 ЗРУ1 аккумуляторная батарея АБ1 подключается, например, параллельно АБ2 к ЗРУ2. В такой конфигурации СЭП функционирует штатно. Для проведения формовочного цикла АБ1 выдают РК «Восстановление КАС», так как РУ1 ЗРУ1 неработоспособно. При этом АБ1 подключается к ЗРУ1 и функционирует только в режиме заряда, так как имеется отказ РУ1 ЗРУ1. Затем выдают последовательно РК: «Отключение АБ1», РК «Выключение ЗРУ1 от аварийной шины» 8, РК «Отключение АБ2». По РК «Отключение АБ1» происходит отключение АБ1 от ЗРУ1 (размыкание контакта S1-1) и подключение ЗРУ1 к АШ (АШ1) 8 (замыкание контакта S1-2), по РК «Выключение ЗРУ1 от аварийной шины» ЗРУ1 отключается от АШ (АШ1) 8 (размыкается контакт S1-3), а АБ1 подключается к АШ (АШ1) 8 (замыкается контакт S1-4), по РК «Отключение АБ2» к АШ (АШ1) 8 подключается ЗРУ2 (замыкается контакт S2-2), а АБ2 отключается от ЗРУ2 (размыкается контакт S2-1). Получается конфигурация СЭП, когда АБ2 переведена в режим «саморазряда», а АБ1 подключена к ЗРУ2 для штатного функционирования. Затем выдают РК «Запрет заряда АБ2» (размыкается контакт S2-3, замыкается контакт S2-4). При этом АБ1 через ЗРУ2 разряжается до напряжения 29 В, т.е. происходит формовочный цикл АБ1. После завершения глубокого разряда выдают РК «Восстановление КАС». При этом происходит только заряд АБ1, так как РУ1 неработоспособно, а АБ2 подключается к ЗРУ2 и функционирует штатно. После восполнения АБ1 путем штатного циклирования до срабатывания сигнального датчика выдают последовательно РК «Отключение АБ1», РК «Выключение ЗРУ1 от аварийной шины» и РК «Выключение ЗРУ2 от аварийной шины», что приводит к подключению АБ1 к ЗРУ2 параллельно АБ2 для дальнейшей штатной работы.

Подобным образом реализуется способ эксплуатации никель-водородных АБ при аномальной работе одного ЗРУ СЭП КА. связанной с отказом его зарядного устройства.

Повышение надежности и живучести функционирования СЭП достигается за счет выполнения коммутаций аварийной шины на теневых участках, поскольку разрядные токи АБ, как правило, значительно меньше зарядных токов. В конечном итоге деградация параметров АБ уменьшается (ресурс увеличивается), а также снижается вероятность выхода из строя коммутаторов аварийной шины. Следует отметить, что коммутация аварийной шины на теневых участках орбиты эффективна для СЭП, эксплуатируемых на КА с постоянной ориентацией солнечными батареями на Солнце, за исключением промежутков времени, связанных с включением целевой аппаратуры и движением КА в орбитальной системе координат. В случае ориентации солнечных батарей на Солнце под прямым углом токи заряда АБ на световом участке орбиты КА имеют максимальное значение, превышающее, как правило, токи разряда АБ на теневых участках орбиты. Кроме того, необходимо иметь в виду, что при коммутации двух АБ на одно ЗРУ возникают уравнительные токи за счет отличий величин ЭДС коммутируемых АБ. В одной из АБ токи складываются, в другой - вычитаются.

В случае постоянного движения летательного аппарата в орбитальной системе координат возникает дважды промежуток времени, когда бортовая аппаратура полностью обеспечивается электрической энергией от батареи фотоэлектрической, при этом АБ не заряжаются и не разряжаются. Коммутация аварийной шины в таких условиях самая оптимальная, поскольку в этом случае в АБ и коммутационной аппаратуре протекают кратковременно только уравнительные токи.

Система электропитания, состоящая из двух и более модулей, также имеет высокую живучесть, поскольку при проведении ФЦ ABi питание нагрузки обеспечивается (n/2-1) работоспособными модулями, при этом нагрузка на АБ этих модулей в режиме разряда несколько увеличивается, но на ограниченное время.

Наличие в модуле двух подсистем с автономно работающей аварийной шиной повышает надежность СЭП, так как при аномальной работе одного из ЗРУ возможно проведение ФЦ АБ из состава подсистемы с неисправным РУ или ЗУ без ограничений функционирования БА и целевой аппаратуры.

Следует особо подчеркнуть, что формовочный цикл эффективен тогда, когда аккумуляторы АБ разряжаются практически полностью или достаточно глубоко, например на 95% и более от номинальной емкости. Поэтому точность прогнозирования времени (номера витка) для осуществления коммутаций аварийной шины, а значит для завершения глубокого разряда АБ, имеет важнейшее значение. Решение этой задачи достигается за счет использования телеметрической информации, аналитических (графических) зависимостей изменения текущей емкости от времени при разряде АБ, полученных в процессе проведения предыдущих ФЦ ABi, а степень точности ее выполнения определяется наличием и частотой следования сеансов связи с КА. При наличии сеансов связи с летательным аппаратом на каждом витке в определенный промежуток времени, например, в течение 12 часов, поставленная задача решается однозначно положительно, причем глубина разряда АБ будет более 95% от номинального значения, т.е. ФЦ АБ будет проведен эффективно.

Таким образом, применение предлагаемого способа эксплуатации никель-водородных аккумуляторных батарей системы электропитания космического аппарата позволит повысить надежность эксплуатации АБ, в частности, и живучесть летательного аппарата в целом как при штатной работе всех ЗРУ, так и аномальной работе одного из них.

Способ эксплуатации никель-водородных аккумуляторных батарей (АБ) системы электропитания (СЭП) летательных аппаратов, заключающийся в том, что две или более аккумуляторных батареи циклируют в режиме заряда-разряда, задаваемом бортовой аппаратурой СЭП, ограничивают степень заряда АБ по уровню срабатывания сигнальных датчиков давления, размещенных в отдельных аккумуляторах каждой АБ; контролируют параметры каждой АБ, например текущую электрическую емкость, напряжение, температуру; вводят периодически один раз в каждые 6-9 месяцев запрет заряда для одной из АБ (АБi) для выполнения формовочного цикла (ФЦ); используют в качестве разрядной нагрузки для формуемой АБ бортовую аппаратуру летательного аппарата; аналогичную последовательность операций повторяют для последующей АБj; измеряют при необходимости конфигурацию СЭП по разовым командам коммутационной аппаратурой, отличающийся тем, что из двух подсистем, включенных между собой параллельно, образуют базовый модуль; при штатной эксплуатации СЭП используют не менее двух модулей; причем для изменения конфигурации СЭП используют аварийную шину автономно для каждого модуля, не имеющую электрической связи с аварийными шинами других модулей; при этом изменение конфигурации СЭП осуществляют на теневых или световых участках орбиты летательного аппарата в зависимости от способа ориентирования панелей батареи фотоэлектрической; причем номера витков орбиты летательного аппарата, на которых выполняются коммутации аварийной шины, выбирают исходя из условия обеспечения разряда до глубины разряда формируемой АБ более 95% от номинального значения.