RU2476972C2 - Method of feeding of load by direct current in autonomous electric power supply system of man-made sattelite - Google Patents
Method of feeding of load by direct current in autonomous electric power supply system of man-made sattelite Download PDFInfo
- Publication number
- RU2476972C2 RU2476972C2 RU2010127541/07A RU2010127541A RU2476972C2 RU 2476972 C2 RU2476972 C2 RU 2476972C2 RU 2010127541/07 A RU2010127541/07 A RU 2010127541/07A RU 2010127541 A RU2010127541 A RU 2010127541A RU 2476972 C2 RU2476972 C2 RU 2476972C2
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- batteries
- acc
- power supply
- battery
- voltage
- Prior art date
Links
Classifications
-
- Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
- Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
- Y02E—REDUCTION OF GREENHOUSE GAS [GHG] EMISSIONS, RELATED TO ENERGY GENERATION, TRANSMISSION OR DISTRIBUTION
- Y02E10/00—Energy generation through renewable energy sources
- Y02E10/50—Photovoltaic [PV] energy
- Y02E10/56—Power conversion systems, e.g. maximum power point trackers
Abstract
Description
Изобретение относится к электротехнической промышленности и может быть использовано при проектировании автономных систем электропитания искусственных спутников Земли (ИСЗ).The invention relates to the electrical industry and can be used in the design of autonomous power systems for artificial Earth satellites (AES).
В настоящее время в космической технике успешно развивается процесс создания ИСЗ для решения широкого круга народнохозяйственных задач. Это связь, навигация, геодезия, картография, метеорология и многое другое.Currently, in space technology, the process of creating a satellite to solve a wide range of national economic problems is successfully developing. These are communications, navigation, surveying, cartography, meteorology and much more.
При создании ИСЗ существенное значение имеет оптимизация системы электропитания ИСЗ, так как она занимает порядка 15-20% массы ИСЗ и во многом определяет функциональные и ресурсные возможности создаваемого спутника.When creating a satellite, optimization of the satellite’s power supply system is essential, since it occupies about 15-20% of the satellite’s mass and largely determines the functional and resource capabilities of the satellite being created.
Известны способы питания нагрузки постоянным током в автономных системах электропитания ИСЗ, описанные в монографии «Системы электропитания космических аппаратов». - Новосибирск, ВО "Наука", 1994 г.Known methods of power supply to the load with direct current in autonomous satellite power supply systems described in the monograph "Spacecraft Power Systems". - Novosibirsk, VO "Science", 1994
Известные способы и автономные системы электропитания ИСЗ предусматривают стабилизацию напряжения от первичного источника ограниченной мощности (солнечной батареи) на нагрузке стабилизированными преобразователями различного типа.Known methods and autonomous satellite power supply systems provide for voltage stabilization from a primary source of limited power (solar battery) at the load with stabilized converters of various types.
Известен способ питания нагрузки постоянным током, реализованный «Автономной системой электропитания искусственного спутника Земли» (патент RU №2059988 от 10 мая 1996 г.).A known method of power supply to the load with direct current, implemented by the "Autonomous power supply system of an artificial Earth satellite" (patent RU No. 2059988 of May 10, 1996).
Известная автономная система электропитания содержит солнечную батарею, подключенную к нагрузке через стабилизированный преобразователь напряжения, и «n» вторичных источников электроэнергии (аккумуляторных батарей) с индивидуальными зарядными и разрядными преобразователями, подключенными к солнечной батарее и нагрузке соответственно.Known autonomous power supply system contains a solar battery connected to the load through a stabilized voltage converter, and "n" secondary sources of electricity (batteries) with individual charging and discharge converters connected to the solar battery and load, respectively.
Общим недостатком известных способов является то, что они не дают рекомендаций по оптимизации аккумуляторных батарей, количества аккумуляторов в аккумуляторных батареях, что затрудняет создание системы электропитания с высокими удельными энергетическими характеристиками и высокой надежностью.A common disadvantage of the known methods is that they do not give recommendations for the optimization of rechargeable batteries, the number of rechargeable batteries in rechargeable batteries, which makes it difficult to create a power supply system with high specific energy characteristics and high reliability.
Наиболее близким техническим решением является способ питания нагрузки постоянным током (патент RU №2334337) в автономной системе электропитания искусственного спутника Земли от источника ограниченной мощности, например солнечной батареи, и комплекта из Nаб вторичных источников электроэнергии - аккумуляторных батарей, содержащих Nакк аккумуляторов, соединенных последовательно, с байпасными зарядными и разрядными цепями на каждом аккумуляторе, заключающийся в стабилизации напряжения на нагрузке, проведении заряд-разрядных циклов через индивидуальные зарядные и разрядные преобразователи, контроле аккумуляторных батарей и проведении профилактических работ с аккумуляторными батареями, при этом число аккумуляторов Nакк в каждой аккумуляторной батарее выбирают из соотношения:The closest technical solution is a method of supplying a load with direct current (patent RU No. 2334337) in a stand-alone power supply system of an artificial Earth satellite from a limited power source, such as a solar battery, and a set of N ab secondary sources of electricity - rechargeable batteries containing N acc batteries connected sequentially, with bypass charging and discharge circuits on each battery, which consists in stabilizing the voltage at the load, conducting charge-discharge cycles through individual charging and discharge converters, battery monitoring and maintenance work with batteries, the number of batteries N acc in each battery is selected from the ratio:
Nакк≥(Uн+1)/Uакк.мин,N acc. ≥ (U n +1) / U acc.min ,
где Nакк - число аккумуляторов в аккумуляторной батарее;where N acc - the number of batteries in the battery;
Uн - напряжение на выходе автономной системы электропитания;U n - voltage at the output of the autonomous power supply system;
Uакк.мин - минимальное разрядное напряжение одного аккумулятора.U acc.min - minimum discharge voltage of one battery.
Этот способ выбран в качестве прототипа заявляемому изобретению.This method is selected as a prototype of the claimed invention.
Известный способ позволяет упростить разрядные преобразователи, исключив из них функцию формирования вольтодобавки (при этом в зарядных преобразователях волтодобавка, как правило, присутствует).The known method allows to simplify the discharge converters, eliminating from them the function of the formation of voltage boost (while in the charging converters, the voltage addition, as a rule, is present).
Известный способ был успешно реализован при напряжении на выходе системы электропитания 27 B и 40 B.The known method was successfully implemented with a voltage at the output of the power supply system of 27 V and 40 B.
В настоящее время во всем мире идет процесс повышения напряжения на выходе системы электропитания. Это объясняется тем, что при этом пропорционально снижаются токи в бортовой аппаратуре и кабельной сети, а следовательно, и энергопотери, поскольку последние пропорциональны квадрату тока.Currently, there is a process of increasing the voltage at the output of the power supply system around the world. This is because in this case the currents in the on-board equipment and cable network are proportionally reduced, and, consequently, the energy loss, since the latter are proportional to the square of the current.
Анализ известного способа показывает, что количество аккумуляторов в последовательной цепи аккумуляторной батареи становится очень большим. Так, при Uн=100 B и использовании литий-ионных аккумуляторных батарей с Uакк.мин=2,7 B число аккумуляторов составит: Nакк≥(100+1)/2,7≥38 (для никель-водородных аккумуляторных батарей с минимальным разрядным напряжением 1 B - более 101). При этом следует иметь в виду, что с ростом числа аккумуляторов в последовательной цепи аккумуляторной батареи снижается ее надежность, снижаются удельные энергетические характеристики. Кроме того, пропорционально количеству аккумуляторов растет величина зарядного напряжения аккумуляторной батареи. Так, в рассматриваемом примере для обеспечения заряда литий-ионной аккумуляторной батареи напряжение должно быть не менее чем 38·4,2=160 B (аналогично и для никель-водородной аккумуляторной батареи). Переход на работу с напряжением существенно более 100 B требует замены элементной базы и совершенствования технологии работ в плане обеспечения безопасности.Analysis of the known method shows that the number of batteries in the serial circuit of the battery becomes very large. So, with U n = 100 V and the use of lithium-ion batteries with U acc.min = 2.7 B, the number of batteries will be: N acc ≥ (100 + 1) / 2.7≥38 (for nickel-hydrogen batteries with a minimum discharge voltage of 1 V - more than 101). It should be borne in mind that with an increase in the number of batteries in a series circuit of a battery, its reliability decreases, and specific energy characteristics decrease. In addition, in proportion to the number of batteries, the charging voltage of the battery increases. So, in this example, to ensure the charge of the lithium-ion battery, the voltage should be at least 38 · 4,2 = 160 V (similarly for a nickel-hydrogen battery). Switching to work with voltages substantially greater than 100 V requires replacement of the element base and improvement of the work technology in terms of ensuring safety.
Принимая во внимание перечисленные недостатки, целесообразно использовать другие критерии оптимизации количества аккумуляторов в аккумуляторных батареях для питания нагрузки постоянным током в автономной системе электропитания искусственного спутника Земли.Given these shortcomings, it is advisable to use other criteria for optimizing the number of batteries in rechargeable batteries to power the load with direct current in an autonomous power supply system of an artificial Earth satellite.
Задачей заявляемого изобретения является повышение эффективности использования аккумуляторных батарей и повышение удельных энергетических характеристик автономной системы электропитания.The task of the invention is to increase the efficiency of use of rechargeable batteries and increase the specific energy characteristics of an autonomous power supply system.
Поставленная задача достигается тем, что при стабилизации напряжения на нагрузке, проведении заряда и разряда аккумуляторных батарей через индивидуальные зарядные и разрядные преобразователи с использованием вольтодобавочных узлов вольтодобавочные узлы устанавливают только в цепях разряда аккумуляторных батарей, при этом число аккумуляторов в последовательной цепи Nакк аккумуляторных батарей выбирают исходя из соотношения:This object is achieved in that when stabilizing the voltage at the load, carrying out the charge and discharge of the batteries through individual charging and discharge converters using voltage boost nodes, voltage boost nodes are installed only in the discharge circuits of the batteries, while the number of batteries in the serial circuit N acc batteries is selected based on the ratio:
(Uвых.макс+ΔUр)/2Uакк.мин+1<Nакк<(Uвх.мин-ΔUз)/Uакк.макс,(U out.max + ΔU p ) / 2U acc.min +1 <N acc <(U in.min -ΔU h ) / U acc.max ,
гдеWhere
Nакк - число аккумуляторов в последовательной цепи аккумуляторной батареи;N acc - the number of batteries in the serial circuit of the battery;
Uвх.мин - минимальное напряжение на входе автономной системы электропитания, B;U in.min - minimum voltage at the input of an autonomous power supply system, B;
Uвых.макс - максимальное выходное напряжение автономной системы электропитания, B;U out.max - maximum output voltage of an autonomous power supply system, B;
Uакк.мин - минимальное разрядное напряжение одного аккумулятора, B;U acc.min - minimum discharge voltage of one battery, B;
Uакк.макс - максимальное зарядное напряжение одного аккумулятора, B;U acc.max - maximum charging voltage of one battery, B;
ΔUз - падение напряжения в зарядной цепи аккумуляторной батареи, B;ΔU z - voltage drop in the charging circuit of the battery, B;
ΔUp - падение напряжения в разрядной цепи аккумуляторной батареи, B.ΔU p - voltage drop in the discharge circuit of the battery, B.
Кроме того, Uакк.мин и Uакк.макс принимают равными 1 B.In addition, U acc.min and U acc.max are set to 1 B.
Совершенно очевидно, что с точки зрения удельных энергетических характеристик наличие вольтодобавочного узла увеличивает массу зарядного либо разрядного преобразователей. Однако полное исключение вольтодобавочных узлов в большинстве случаев невозможно. Поэтому предлагается перенести вольтодобавочный узел из зарядной цепи аккумуляторной батареи в разрядную цепь. С точки зрения удельных энергетических характеристик системы электропитания такой перенос существенно ничего не изменит, но позволит уменьшить количество аккумуляторов в последовательной цепи аккумуляторной батареи, а это уже повысит удельные энергетические характеристики системы электропитания.It is quite obvious that from the point of view of specific energy characteristics, the presence of a booster assembly increases the mass of the charge or discharge converters. However, the complete exclusion of boost nodes in most cases is impossible. Therefore, it is proposed to transfer the boost assembly from the charging circuit of the battery to the discharge circuit. From the point of view of the specific energy characteristics of the power supply system, such a transfer will not significantly change anything, but it will reduce the number of batteries in the series circuit of the battery, and this will increase the specific energy characteristics of the power system.
Для исключения вольтодобавки в зарядных цепях аккумуляторной батареи необходимо, чтобы максимальное зарядное напряжение аккумуляторной батареи было не более, чем минимальное напряжение на входе автономной системы электропитания (на «освещенном» участке орбиты) плюс падение напряжения в зарядной цепи аккумуляторной батареи.To exclude voltage addition in the charging circuits of the battery, it is necessary that the maximum charging voltage of the battery is no more than the minimum voltage at the input of the autonomous power supply system (in the “illuminated” section of the orbit) plus the voltage drop in the charging circuit of the battery.
Это условие обеспечивается при выборе числа аккумуляторов в последовательной цепи аккумуляторной батареи исходя из следующего математического выражения:This condition is provided when choosing the number of batteries in the serial battery circuit based on the following mathematical expression:
Nакк<(Uвх.мин-ΔUз)/Uакк.макс. N acc <(U in.min -ΔU s ) / U acc. Max.
При этом минимальное число аккумуляторов в последовательной цепи аккумуляторной батареи должно быть ограничено в соответствии со следующим математическим выражением:In this case, the minimum number of batteries in the series battery circuit must be limited in accordance with the following mathematical expression:
(Uвых.макс+ΔUp)/2Uакк.мин+1<Nакк,(U out.max + ΔU p ) / 2U acc.min +1 <N acc ,
гдеWhere
1 - один резервный аккумулятор, который может быть «закорочен» в процессе эксплуатации аккумуляторной батареи.1 - one backup battery, which can be shorted during operation of the battery.
Падение напряжения в зарядной и разрядной цепях аккумуляторной батареи (ΔUз и ΔUр) определяется в основном величиной падения напряжения на регулирующих ключах зарядного и разрядного преобразователей соответственно и не превышают 1 B, что позволяет принять эту величину для использования в расчетах.The voltage drop in the charging and discharge circuits of the battery (ΔU s and ΔU p ) is mainly determined by the voltage drop on the control keys of the charging and discharge converters, respectively, and do not exceed 1 B, which allows us to accept this value for use in the calculations.
На фиг.1 приведена функциональная схема автономной системы электропитания ИСЗ для реализации заявляемого способа.Figure 1 shows the functional diagram of an autonomous satellite power supply system for the implementation of the proposed method.
Автономная система электропитания ИСЗ 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. Кроме того, аккумуляторные батареи 41-42 содержат в своем составе цепи для закорачивания неисправного аккумулятора для литий-ионных аккумуляторных батарей либо байпасные диоды для никель-водородных аккумуляторных батарей (на чертеже не показано).The self-contained satellite power supply system contains a solar battery 1 connected to load 2 through a voltage converter 3, rechargeable batteries 4 1 -4 2 connected via charging converters 5 1 -5 2 to the solar battery 1, and through discharge converters 6 1 -6 2 to the input of the output filter of the voltage converter 3. In addition, the batteries 4 1 -4 2 contain circuits for shorting the faulty battery for lithium-ion batteries or bypass diodes for nickel-hydrogen batteries batteries (not shown in the drawing).
При этом нагрузка 2 в своем составе содержит бортовую ЭВМ, систему телеметрии и командно-измерительную радиолинию.At the same time, load 2 in its composition contains an on-board computer, a telemetry system and a command-measuring radio line.
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.Parallel to the batteries 4 1 -4 2 are connected battery monitoring devices 7 1 -7 2 connected by the input to the batteries 4 1 -4 2 to control the voltage and temperature of the batteries, and the output with a load of 2.
В цепи заряда-разряда аккумуляторных батарей установлены измерительные шунты 81-82.Measuring shunts 8 1 -8 2 are installed in the charge-discharge circuit of the batteries.
Каждый зарядный преобразователь 51-52 состоит из регулирующего ключа 9, управляемого схемой управления 10.Each charging converter 5 1 -5 2 consists of a control key 9, controlled by a control circuit 10.
Каждый разрядный преобразователь 61-62 состоит из регулирующего ключа 11, управляемого схемой управления 12, и вольтодобавочного узла 13.Each bit converter 6 1 -6 2 consists of a control key 11 controlled by a control circuit 12, and a boost assembly 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.The voltage Converter 3 consists of a control key 14, controlled by a control circuit 15, the input filter is a capacitor 16 and the output filter on the diode 17, the inductor 19 and the capacitor 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.Control schemes: 10 - charge converters 5 1 -5 2 , 12 - bit converters 6 1 -6 2 , 15 - voltage converters 3, are made in the form of pulse-width modulators, connected to stabilized voltage buses by an input. The control circuit 10 of the charging converters 5 1 -5 2 are additionally associated with the measuring shunts 8 1 -8 2 and load 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 ИСЗ на Солнце) или на прохождение штатных теневых участков орбиты.The device operates as follows. During operation, rechargeable batteries 4 1 -4 2 operate mainly in storage mode and periodic recharges from the solar battery 1 through charging converters 5 1 -5 2 . This mode of operation allows you to keep them in constant readiness for emergencies (loss of satellite orientation on the Sun) or for the passage of regular shadow areas of the orbit.
Питание нагрузки 2 осуществляется при этом от солнечной батареи 1 через преобразователь напряжения 3.Power supply load 2 is provided from the solar battery 1 through the voltage Converter 3.
При прохождении теневых участков орбиты либо при нарушении ориентации нагрузка 2 питается от аккумуляторных батарей 41-42 через разрядные преобразователи 61-62.When passing shadow portions of the orbit or in violation of orientation, load 2 is powered by rechargeable batteries 4 1 -4 2 through discharge converters 6 1 -6 2 .
Устройства контроля 71-7n контролируют напряжение и температуру аккумуляторов аккумуляторных батарей 41-42 и передают информацию об их состоянии в нагрузку 2.Control devices 7 1 -7 n monitor the voltage and temperature of the batteries of the batteries 4 1 -4 2 and transmit information about their condition to the load 2.
В процессе эксплуатации аккумуляторной батареи по результатам анализа телеметрических данных, при необходимости, по командам с Земли через командно-измерительную радиолинию запускают программы профилактических работ с какой-либо аккумуляторной батареей, в частности на закорачивание отказавшего аккумулятора, при наличии такового.During the operation of the battery, according to the results of the analysis of telemetric data, if necessary, by commands from the Earth, preventive work programs with any battery are launched through the command and measurement radio line, in particular, to short-circuit a failed battery, if any.
Таким образом, предлагаемый способ питания нагрузки постоянным током в автономной системе электропитания ИСЗ позволяет повысить эффективность использования аккумуляторных батарей, повысить удельные энергетические характеристики автономной системы электропитания и снизить стоимости ИСЗ.Thus, the proposed method of supplying the load with direct current in an autonomous satellite power supply system can improve the efficiency of using batteries, increase the specific energy characteristics of an autonomous power supply system and reduce the cost of a satellite.
Claims (2)
(Uвых.макс+ΔUр)/2Uакк.мин+1<Nакк<(Uвх.мин-ΔUз)/ Uакк.макс,
где Nакк - число аккумуляторов в последовательной цепи аккумуляторной батареи;
Uвх.мин - минимальное напряжение на входе автономной системы электропитания, В;
Uвых.макс - максимальное выходное напряжение автономной системы электропитания, В;
Uакк.мин - минимальное разрядное напряжение одного аккумулятора, В;
Uакк.макс - максимальное зарядное напряжение одного аккумулятора, В.
ΔUз - падение напряжения в зарядной цепи аккумуляторной батареи, В;
ΔUp - падение напряжения в разрядной цепи аккумуляторной батареи, В.1. A method of supplying a direct current load to an autonomous power supply system of an artificial satellite of the Earth from a solar battery and a set of secondary sources of electricity - rechargeable batteries containing N acc batteries connected in series, which consists in stabilizing the voltage at the load, conducting charge and discharge of the batteries through individual charging and discharge converters using booster nodes, characterized in that the booster nodes install only of a battery discharge circuit, wherein the number of batteries in the serial circuit N acc selected batteries based on the ratio:
(U out.max + ΔU p ) / 2U acc.min +1 <N acc <(U in.min -ΔU h ) / U acc.max ,
where N acc - the number of batteries in the serial circuit of the battery;
U in.min - minimum voltage at the input of an autonomous power supply system, V;
U out.max - maximum output voltage of an autonomous power supply system, V;
U acc.min - minimum discharge voltage of one battery, V;
U acc.max - maximum charging voltage of one battery, V.
ΔU z - voltage drop in the charging circuit of the battery, V;
ΔU p - voltage drop in the discharge circuit of the battery, Century
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2010127541/07A RU2476972C2 (en) | 2010-07-02 | 2010-07-02 | Method of feeding of load by direct current in autonomous electric power supply system of man-made sattelite |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2010127541/07A RU2476972C2 (en) | 2010-07-02 | 2010-07-02 | Method of feeding of load by direct current in autonomous electric power supply system of man-made sattelite |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2010127541A RU2010127541A (en) | 2012-01-10 |
| RU2476972C2 true RU2476972C2 (en) | 2013-02-27 |
Family
ID=45783491
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2010127541/07A RU2476972C2 (en) | 2010-07-02 | 2010-07-02 | Method of feeding of load by direct current in autonomous electric power supply system of man-made sattelite |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2476972C2 (en) |
Cited By (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US10103549B2 (en) | 2016-11-10 | 2018-10-16 | Hamilton Sundstrand Corporation | Electric power system for a space vehicle |
| US10110000B2 (en) | 2017-02-27 | 2018-10-23 | Hamilton Sundstrand Corporation | Power management and distribution architecture for a space vehicle |
| US10486836B2 (en) | 2016-11-10 | 2019-11-26 | Hamilton Sundstrand Corporaration | Solar powered spacecraft power system |
Families Citing this family (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2503112C1 (en) * | 2012-04-20 | 2013-12-27 | Открытое акционерное общество "Информационные спутниковые системы" имени академика М.Ф. Решётнева" | Method of feeding of load by direct current in autonomous electric power supply system of man-made earth satellite |
Citations (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US5850113A (en) * | 1997-04-15 | 1998-12-15 | The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Air Force | Super capacitor battery clone |
| US5914542A (en) * | 1997-04-15 | 1999-06-22 | The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Air Force | Super capacitor charging |
| WO2006077088A1 (en) * | 2005-01-19 | 2006-07-27 | Airbus Deutschland Gmbh | Energy buffer device for an aircraft |
| RU2334337C1 (en) * | 2007-06-13 | 2008-09-20 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Научно-производственное объединение прикладной механики им. академика М.Ф. Решетнева" | Method of feeding of load by direct current in autonomous electric power supply system of man-made sattelite |
| RU2337452C1 (en) * | 2007-06-26 | 2008-10-27 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Научно-производственное объединение прикладной механики им. академика М.Ф. Решетнева" | Method of load supply with direct current in composition of autonomous system of earth power supply and autonomous power supply system for its implementation |
-
2010
- 2010-07-02 RU RU2010127541/07A patent/RU2476972C2/en not_active IP Right Cessation
Patent Citations (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US5850113A (en) * | 1997-04-15 | 1998-12-15 | The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Air Force | Super capacitor battery clone |
| US5914542A (en) * | 1997-04-15 | 1999-06-22 | The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Air Force | Super capacitor charging |
| WO2006077088A1 (en) * | 2005-01-19 | 2006-07-27 | Airbus Deutschland Gmbh | Energy buffer device for an aircraft |
| RU2334337C1 (en) * | 2007-06-13 | 2008-09-20 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Научно-производственное объединение прикладной механики им. академика М.Ф. Решетнева" | Method of feeding of load by direct current in autonomous electric power supply system of man-made sattelite |
| RU2337452C1 (en) * | 2007-06-26 | 2008-10-27 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Научно-производственное объединение прикладной механики им. академика М.Ф. Решетнева" | Method of load supply with direct current in composition of autonomous system of earth power supply and autonomous power supply system for its implementation |
Cited By (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US10103549B2 (en) | 2016-11-10 | 2018-10-16 | Hamilton Sundstrand Corporation | Electric power system for a space vehicle |
| US10486836B2 (en) | 2016-11-10 | 2019-11-26 | Hamilton Sundstrand Corporaration | Solar powered spacecraft power system |
| US10110000B2 (en) | 2017-02-27 | 2018-10-23 | Hamilton Sundstrand Corporation | Power management and distribution architecture for a space vehicle |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| RU2010127541A (en) | 2012-01-10 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| CN102738890B (en) | Power supply system of remote sensing platform of unmanned plane | |
| US10447045B2 (en) | Power control device, power control method, and power control system | |
| CN202651882U (en) | Power supply system of UAV remote sensing platform | |
| RU2396666C1 (en) | Electric power supply system of space vehicle | |
| RU2337452C1 (en) | Method of load supply with direct current in composition of autonomous system of earth power supply and autonomous power supply system for its implementation | |
| RU2476972C2 (en) | Method of feeding of load by direct current in autonomous electric power supply system of man-made sattelite | |
| RU2334337C1 (en) | Method of feeding of load by direct current in autonomous electric power supply system of man-made sattelite | |
| KR20150033971A (en) | Photovoltaics System, apparatus and method for operating of storage battery | |
| RU129263U1 (en) | DEVICE FOR TESTING SECONDARY POWER SOURCES | |
| RU2392718C1 (en) | Method for dc supply to load in autonomous power supply system of artificial earth satellite | |
| RU2510105C2 (en) | Method to charge set of accumulator batteries within autonomous system of spacecraft power supply | |
| RU2548664C2 (en) | Method of load feeding by direct current in autonomous electric power supply system of man-made satellite | |
| RU2550079C2 (en) | Method of load feeding by direct current in autonomous electric power supply system of man-made satellite | |
| JP2017127173A (en) | Power storage device | |
| RU2541512C2 (en) | Method to control autonomous system of spacecraft power supply | |
| Abaker et al. | Analysis of cube-sat electrical power system architecture | |
| RU2397594C2 (en) | Load feed method of artificial earth satellite, and independent electric power supply system for its implementation | |
| RU2535662C2 (en) | Method for load feeding with constant current in independent electrical power supply system of artificial earth satellite | |
| RU2503112C1 (en) | Method of feeding of load by direct current in autonomous electric power supply system of man-made earth satellite | |
| RU2559025C2 (en) | Independent direct-current power supply system | |
| RU118134U1 (en) | ELECTRICITY CONTROLLER FOR HYBRID ELECTRICITY SYSTEM | |
| RU2440654C1 (en) | Autonomous system of power supply of artificial earth satellite | |
| RU2604096C1 (en) | Method of load supply with direct current in autonomous power supply system of artificial earth satellite | |
| RU2705537C2 (en) | Method for direct current load supply in autonomous power supply systems of spacecrafts for wide range of load power and autonomous power supply system for implementation thereof | |
| RU2633616C1 (en) | Method of spacecraft power supply |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20180703 |