RU2680245C1 - Spacecraft power supply system - Google Patents

Spacecraft power supply system Download PDF

Info

Publication number
RU2680245C1
RU2680245C1 RU2018118203A RU2018118203A RU2680245C1 RU 2680245 C1 RU2680245 C1 RU 2680245C1 RU 2018118203 A RU2018118203 A RU 2018118203A RU 2018118203 A RU2018118203 A RU 2018118203A RU 2680245 C1 RU2680245 C1 RU 2680245C1
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
battery
power
outputs
inputs
voltage regulator
Prior art date
Application number
RU2018118203A
Other languages
Russian (ru)
Inventor
Константин Георгиевич Гордеев
Сергей Григорьевич Кочура
Роман Викторович Козлов
Михаил Владленович Нестеришин
Сергей Петрович Черданцев
Original Assignee
Российская Федерация, от имени которой выступает Государственная корпорация по космической деятельности "РОСКОСМОС"
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Российская Федерация, от имени которой выступает Государственная корпорация по космической деятельности "РОСКОСМОС" filed Critical Российская Федерация, от имени которой выступает Государственная корпорация по космической деятельности "РОСКОСМОС"
Priority to RU2018118203A priority Critical patent/RU2680245C1/en
Application granted granted Critical
Publication of RU2680245C1 publication Critical patent/RU2680245C1/en

Links

Images

Classifications

    • H—ELECTRICITY
    • H02—GENERATION; CONVERSION OR DISTRIBUTION OF ELECTRIC POWER
    • H02J—CIRCUIT ARRANGEMENTS OR SYSTEMS FOR SUPPLYING OR DISTRIBUTING ELECTRIC POWER; SYSTEMS FOR STORING ELECTRIC ENERGY
    • H02J7/00—Circuit arrangements for charging or depolarising batteries or for supplying loads from batteries
    • H02J7/34—Parallel operation in networks using both storage and other dc sources, e.g. providing buffering
    • H—ELECTRICITY
    • H02—GENERATION; CONVERSION OR DISTRIBUTION OF ELECTRIC POWER
    • H02J—CIRCUIT ARRANGEMENTS OR SYSTEMS FOR SUPPLYING OR DISTRIBUTING ELECTRIC POWER; SYSTEMS FOR STORING ELECTRIC ENERGY
    • H02J7/00—Circuit arrangements for charging or depolarising batteries or for supplying loads from batteries
    • H02J7/34—Parallel operation in networks using both storage and other dc sources, e.g. providing buffering
    • H02J7/35—Parallel operation in networks using both storage and other dc sources, e.g. providing buffering with light sensitive cells
    • 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

FIELD: electrical engineering.SUBSTANCE: power supply system of the spacecraft consists of a solar battery connected by its plus and minus tires to a voltage regulator, made using an inverter bridge circuit, a battery connected to its inputs and minus buses to the inputs of a discharge device built on an inverter bridge circuit, and the output of the charger, the voltage regulator and the discharge device are connected to different matching transformers, the outputs of the voltage regulator are connected to the primary winding of the first power transformer, and the outputs of the discharge device - with the primary winding of the second power transformer, the information outputs of the battery connected to the control device of the state of charge of the battery, the control inputs of the charger and inverters of the voltage regulator of the solar battery and the discharge device of the battery are connected to the outputs of the control device with extreme regulation of the power of the solar battery, the first input thereof is connected to the control output of the battery charge monitoring device. In the power supply system of the spacecraft, the charger is connected to the solar battery by the inputs, the second and third inputs of the control device are connected respectively to the output of the additionally introduced power sensor and to one of the outputs for connecting the load, the output windings of the first and second power transformers through individual rectifiers are connected in parallel to the outputs for connecting the load.EFFECT: technical result is an increase in energy efficiency, an increase in the functionality of on-board power supply systems (PSS), and an improvement in electromagnetic compatibility.1 cl, 2 dwg

Description

Изобретение относится к электротехнике, а именно - к бортовым системам электропитания (СЭП) космических аппаратов (КА) и может быть использовано при проектировании и создании СЭП автоматических КА с первичными источниками питания солнечными батареями (СБ) и накопителями энергии - аккумуляторными батареями (АБ).The invention relates to electrical engineering, namely to on-board power supply systems (BES) of spacecraft (SC) and can be used in the design and creation of BEP automatic spacecraft with primary power sources by solar batteries (SB) and energy storage devices - rechargeable batteries (AB).

Известны СЭП КА, которые обеспечивают стабилизацию постоянного напряжения на нагрузке, поддержание такого напряжения на СБ, при котором обеспечивается съем мощности с нее в оптимальной рабочей точке вольтамперной характеристики (ВАХ), т.е. режим экстремального регулирования мощности (ЭРМ), а также реализуются оптимальные алгоритмы управления режимами эксплуатации АБ (Патент РФ №2101831, H02J 7/35; Соустин Б.П., Иванчура В.И., Чернышев А.И., Исляев Ш.Н. Системы электропитания космических аппаратов. - Новосибирск: ВО «Наука». Сибирская издательская фирма, 1994).There are known SEC spacecraft, which provide stabilization of a constant voltage at a load, maintaining such a voltage on the SB, at which power is removed from it at the optimum operating point of the current-voltage characteristic (CVC), i.e. extreme power control mode (ERM), as well as optimal algorithms for managing the operating conditions of the battery (RF Patent No. 2101831, H02J 7/35; Soustin B.P., Ivanchura V.I., Chernyshev A.I., Islyaev Sh.N Spacecraft Power Systems. - Novosibirsk: VO Nauka. Siberian Publishing Company, 1994).

Недостатками данных СЭП КА являются низкая помехозащищенность бортовых потребителей, что связано с наличием гальванической связи между шинами питания нагрузки и источниками тока, сложность формирования нескольких шин питания бортовой аппаратуры с различными номиналами напряжений, сложность перехода с одного номинала выходного напряжения на другой при создании новых модификаций СЭП КА.The disadvantages of these SEC spacecraft are the low noise immunity of onboard consumers, which is associated with the presence of galvanic communication between the load power buses and current sources, the difficulty of forming several power buses of onboard equipment with different voltage ratings, the complexity of the transition from one output voltage rating to another when creating new modifications of the SES KA.

Наиболее близкой по технической сущности является СЭП (Патент РФ №2560720, H02J7/34), структурная схема которой представлена на фиг. 1, содержащая СБ 1, АБ 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 21-231…n, трансформатор 7 с первичной обмоткой 25 и вторичными обмотками 24, 261…n, выпрямители 81…n, систему управления (СУ) с ЭРМ 9, устройство контроля степени заряженности (УКЗБ) АБ 10, датчик мощности 19, нагрузки 271…n.The closest in technical essence is the SES (RF Patent No. 2560720, H02J7 / 34), the structural diagram of which is presented in FIG. 1, containing SB 1, AB 2, a voltage regulator 3, made in the form of a bridge inverter on transistors 11-14, a discharge device 4, made in the form of a bridge inverter on transistors 15-18, a charger 5, a transformer 6 with a primary winding 20 and secondary windings 21-23 1 ... n , a transformer 7 with a primary winding 25 and secondary windings 24, 26 1 ... n , rectifiers 8 1 ... n , a control system (SU) with an ERM 9, a device for controlling the degree of charge (UKZB) AB 10, power sensor 19, loads 27 1 ... n .

СЭП работает следующим образом.BOT works as follows.

При превышении мощности СБ 1 РСБ над суммарной, потребляемой нагрузками 271-27n, мощностью Рн, регулятор напряжения 3 стабилизирует напряжение на нагрузках. Если АБ заряжена, зарядное устройство 5 отключено сигналом УКЗБ 10.If the power of the SB 1 R SB exceeds the total consumed by the loads 27 1 -27 n , power R n , the voltage regulator 3 stabilizes the voltage on the loads. If the battery is charged, the charger 5 is disconnected by the signal UKZB 10.

При получении сигнала с УКЗБ 10 о необходимости заряда АБ 2 зарядное устройство 5 включается и осуществляет заряд АБ 2 через вторичную обмотку 22 трансформатора 6. То есть, зарядное устройство 5 может работать только при прохождении через регулятор напряжения 3 дополнительной мощности, равной мощности заряда АБ 2.Upon receipt of a signal from UKZB 10 about the need to charge the battery 2, the charger 5 is turned on and charges the battery 2 through the secondary winding 22 of the transformer 6. That is, the charger 5 can only work when passing through the voltage regulator 3 additional power equal to the power of the battery charge 2 .

При увеличении мощности нагрузки до уровня, когда Рн больше РСБ, зарядное устройство (ЗУ) 5 отключается. Недостаток мощности на нагрузках восполняется инвертором разрядного устройства 4.When the load power increases to a level when R n is greater than P SB , the charger (charger) 5 is turned off. The lack of power at the loads is compensated by the inverter of the discharge device 4.

Вторичные обмотки 23 трансформатора 6 и 261 трансформатора 7 соединены последовательно в общий контур, формирующий суммарное переменное напряжение и, соответственно, переменный ток, который после выпрямления выпрямителем 8 питает нагрузку 271. Вследствие ключевого режима работы силовых транзисторов 11-18 регулятора напряжения (РН) 3 и разрядного устройства 4, напряжение и ток выходных обмоток трансформаторов 6, 7 имеют прямоугольную форму.The secondary windings 23 of transformer 6 and 261 of transformer 7 are connected in series to a common circuit that forms the total alternating voltage and, accordingly, alternating current, which, after rectification by rectifier 8, supplies the load 271. Due to the key operation mode of power transistors 11-18 of the voltage regulator (PH) 3 and the discharge device 4, the voltage and current of the output windings of the transformers 6, 7 are rectangular.

Аналогичным образом формируются другие каналы питания нагрузок 211…n.In a similar way, other power supply channels of loads 21 1 ... n are formed .

Недостатками известной СЭП являются:The disadvantages of the known BOT are:

- низкая энергетическую эффективность, так как энергия, используемая для заряда АБ, последовательно преобразуется в двух силовых устройствах РН и ЗУ;- low energy efficiency, since the energy used to charge the battery is sequentially converted in two power devices LV and charger;

- недостаточная функциональность - не обеспечивается работа СЭП в режиме работы только ЗУ, который требуется реализовать, например, после аварийной ситуации, связанной с потерей ориентации СБ на Солнце и полным разрядом АБ. В этом случае необходимо запретить питание бортовых потребителей, чтобы исключить попадание на борт напряжения, отличающегося от номинального, и всю располагаемую мощность СБ использовать для восполнения емкости АБ. То есть, требуется вначале зарядить АБ до некоторого уровня заряженности, и только потом включить питание бортовых потребителей. Известная СЭП может работать в режиме заряда АБ только при работе РН и, соответственно, питании бортовых потребителей;- insufficient functionality - the SEP is not ensured in the operating mode of only the memory, which is required to be implemented, for example, after an emergency associated with the loss of orientation of the solar column to the sun and a full discharge of the battery. In this case, it is necessary to prohibit the supply of on-board consumers in order to exclude the voltage on board, which is different from the rated one, and use all available SB power to replenish the battery capacity. That is, first you need to charge the battery to a certain level of charge, and only then turn on the power of on-board consumers. Known BOT can work in the battery charge mode only when the LV and, accordingly, the power of onboard consumers;

- сложность обеспечения электромагнитной совместимости (ЭМС) бортовой аппаратуры КА, поскольку вторичные обмотки силовых трансформаторов 6 и 7 соединены последовательно. При работе силовых устройств РН и РУ в режиме широтно-импульсной модуляции по вторичным обмоткам силовых трансформаторов протекают переменные токи большой величины прямоугольной формы, что приводит к высокому уровню электромагнитных помех (ЭМП). Необходимы сложные схемотехнические и конструктивные решения для обеспечения ЭМС бортовой аппаратуры КА. Если в СЭП КА для увеличения энергетических возможностей применяются несколько АБ, то при таком принципе суммирования напряжений источников проблема ЭМС еще более усложнится;- the difficulty of ensuring electromagnetic compatibility (EMC) of the spacecraft onboard equipment, since the secondary windings of power transformers 6 and 7 are connected in series. When the LV and RU power devices are operating in pulse-width modulation mode, large rectangular currents flow through the secondary windings of the power transformers, which leads to a high level of electromagnetic interference (EMF). Complex circuitry and design solutions are needed to provide EMC for spacecraft onboard equipment. If several ABs are used in the SEP spacecraft to increase energy capabilities, then with this principle of summing the voltage of sources, the EMC problem will become even more complicated;

- наличие паразитных потерь мощности в режиме работы от СБ. При РСБ больше или равно Рн, когда разряда АБ не требуется, для питания нагрузки используется мощность СБ. Работают транзисторы инвертора РН 3, транзисторы инвертора РУ 4 не работают. При этом ток, протекающий по вторичной обмотке трансформатора РН, протекает также через вторичные обмотки трансформатора РУ и наводит напряжение на его первичной обмотке, зависящее от величины тока. При определенных соотношениях напряжения АБ, которое в общем случае может изменяться от 0 до Uмакс, и тока нагрузки, это может вызвать появление тока заряда АБ через диоды, параллельные транзисторам инвертора РУ, причем ничем не регулируемого и не ограниченного.- the presence of spurious power losses in the mode of operation from the SB. When R SB is greater than or equal to R n , when the discharge of the battery is not required, the power of the SB is used to power the load. RN 3 inverter transistors work, RU 4 inverter transistors do not work. In this case, the current flowing through the secondary winding of the LV transformer also flows through the secondary windings of the RU transformer and induces a voltage on its primary winding, depending on the current value. With certain ratios of the voltage of the battery, which in the general case can vary from 0 to U max , and the load current, this can cause the charge current of the battery through diodes parallel to the transistors of the inverter of the switchgear, and this is not regulated and unlimited.

Задачей предлагаемого изобретения является повышение энергетической эффективности, расширение функциональных возможностей СЭП, улучшение ЭМС.The task of the invention is to increase energy efficiency, expand the functionality of the EPA, improve EMC.

Поставленная задача решается за счет того, что в системе электропитания космического аппарата, состоящей из солнечной батареи, подключенной своими плюсовой и минусовой шинами к регулятору напряжения, выполненному по мостовой схеме инвертора, аккумуляторной батареи, подключенной своими плюсовой и минусовой шинами к входам разрядного устройства, построенного по мостовой схеме инвертора, и выходу зарядного устройства, причем регулятор напряжения и разрядное устройство подключены к разным согласующим трансформаторам, выходы регулятора напряжения соединены с первичной обмоткой первого силового трансформатора, а выходы разрядного устройства - с первичной обмоткой второго силового трансформатора, информационные выходы аккумуляторной батареи соединены с устройством контроля степени заряженности аккумуляторной батареи, управляющие входы зарядного устройства и инверторов регулятора напряжения солнечной батареи и разрядного устройства аккумуляторной батареи подключены к выходам устройства управления с экстремальным регулированием мощности солнечной батареи, первый вход которого соединен с управляющим выходом устройства контроля степени заряженности аккумуляторной батареи, зарядное устройство входами подключено к солнечной батарее, второй и третий входы устройства управления подключены соответственно к выходу дополнительно введенного датчика мощности и к одному из выходов для подключения нагрузки, выходные обмотки первого и второго силовых трансформаторов через индивидуальные выпрямители подключены параллельно к выходам для подключения нагрузки.The problem is solved due to the fact that in the power supply system of the spacecraft, consisting of a solar battery connected by its plus and minus buses to the voltage regulator, made according to the inverter bridge circuit, a battery connected by its plus and minus buses to the inputs of the discharge device built according to the bridge circuit of the inverter, and the output of the charger, with the voltage regulator and the discharge device connected to different matching transformers, the outputs of the regulator voltages are connected to the primary winding of the first power transformer, and the outputs of the discharge device are connected to the primary winding of the second power transformer, information outputs of the battery are connected to a device for monitoring the degree of charge of the battery, the control inputs of the charger and inverters of the voltage regulator of the solar battery and the discharge of the battery are connected to the outputs of the control device with extreme control of the power of the solar battery, first the first input of which is connected to the control output of the device for monitoring the degree of charge of the battery, the charger inputs are connected to the solar battery, the second and third inputs of the control device are connected respectively to the output of an additional input power sensor and to one of the outputs for connecting the load, the output windings of the first and second power transformers through individual rectifiers are connected in parallel to the outputs for connecting the load.

На фиг. 1, 2 представлены функциональные схемы заявленной СЭП, которая содержит солнечную батарею 1, аккумуляторную батарею 2, регулятор напряжения солнечной батареи 3, выполненный в виде мостового инвертора на транзисторах 11-14, разрядное устройство аккумуляторной батареи 4, выполненное в виде мостового инвертора на транзисторах 15-18, зарядное устройство аккумуляторной батареи 5, первый силовой трансформатор 6 с входной обмоткой 20 и выходными обмотками 211-21n, второй силовой трансформатор 7 с входной обмоткой 22 и выходными обмотками 231 -23„, выпрямители 811-8n для напряжений выходных обмоток первого силового трансформатора, выпрямители 821-8n для напряжений выходных обмоток второго силового трансформатора, устройство управления 9, устройство контроля степени заряженности АБ 10, датчик мощности (ДМ) 19 и выходы для подключения бортовых потребителей 241-24n.In FIG. 1, 2 are functional diagrams of the declared SES, which contains a solar battery 1, a battery 2, a voltage regulator of a solar battery 3, made in the form of a bridge inverter on transistors 11-14, a discharge device of a battery 4, made in the form of a bridge inverter on transistors 15 -18, battery charger 5, a first power transformer 6 to the input winding and the output windings 20, January 21 -21 n, a second power transformer 7 to the input winding and the output windings 22 231 -23 "straighten and August 11 -8 n for output voltages of the first winding of the power transformer, rectifiers August 21 -8 n for output voltages of the second windings of the power transformer, the control device 9, 10, power sensor of charge control device AB (DM) 19, and outputs for connection board consumers 24 1 -24 n .

Заявленная СЭП работает следующим образом.The claimed SEP works as follows.

Управление мостовыми инверторами регулятора напряжения 3, разрядного устройства 4 и зарядным устройством 5 осуществляет устройство управления 9, с которым соединены выходы ДМ 19 и УКЗБ 10, а также один из выходов для подключения бортовых потребителей 241.The bridge inverters of the voltage regulator 3, the discharge device 4 and the charger 5 are controlled by a control device 9, to which the outputs DM 19 and UKZB 10 are connected, as well as one of the outputs for connecting on-board consumers 24 1 .

УКЗБ 10 по информации от датчиков АБ 2 разрешает или запрещает работу зарядного 5 и разрядного 4 устройств.UKZB 10 according to information from sensors AB 2 allows or prohibits the operation of the charger 5 and bit 4 devices.

ДМ 19 измеряет текущую мощность СБ 1 для реализации экстремального регулирования мощности.DM 19 measures the current power of SB 1 to implement extreme power control.

Ниже рассмотрена работа заявленной СЭП в пяти возможных режимах.Below is the work of the declared EPP in five possible modes.

1. Мощность нагрузки меньше мощности генерируемой СБ, РСБ больше Рн, АБ заряжена.1. The load power is less than the power generated by the SB, P SB is greater than R n , the battery is charged.

Напряжение на выходах СЭП 241-24n стабилизирует РН 3 с помощью обратной связи с одного из выходов 241. Напряжение на всех выходах 241-24n обеспечивается напряжениями на соответствующих обмотках 211-21n первого силового трансформатора 6 через индивидуальные выпрямители 81-81n.The voltage at the outputs of the SES 24 1 -24 n stabilizes the pH 3 using feedback from one of the outputs 24 1 . The voltage at all outputs 24 1 -24 n is provided by the voltages on the corresponding windings 21 1 -21 n of the first power transformer 6 through individual rectifiers 8 1 -8 1n .

ЗУ5 и РУ4 не работают. Напряжения на выходных обмотках трансформаторов 6 и 7 развязаны индивидуальными выпрямителями 811-81n и 821-82n, поэтому работа РН 3 никак не влияет на режим работы РУ 4 и состояние АБ 2.ZU5 and RU4 do not work. The voltages at the output windings of transformers 6 and 7 are isolated by individual rectifiers 8 11 -8 1n and 8 21 -8 2n , therefore, the operation of the PH 3 does not affect the operation mode of the switchgear 4 and the state of the AB 2.

2. Мощность нагрузки меньше мощности генерируемой СБ, РСБ больше Рн, АБ разряжена.2. The load power is less than the power generated by the SB, P SB is greater than R n , the battery is discharged.

УКЗБ 10 по информации с датчиков АБ разрешает заряд АБ. Избыток мощности СБ (РСБ-Рн=Рзу) используется для заряда АБ зарядным устройством 5. Поскольку ЗУ 5 подключено непосредственно к шинам СБ, заряд АБ осуществляется с максимально возможным КПД. Стабилизацию напряжения на выходе СЭП производит РН 3. РУ 4 не работает. ЗУ 5 поддерживает напряжение на СБ, соответствующее оптимальной рабочей точке ВАХ СБ.UKZB 10 according to information from the sensors AB allows the charge of the battery. Excess power SB (R SB- R n = Rzu) is used to charge the battery charger 5. As the charger 5 is connected directly to the buses SB, the battery is charged with the highest possible efficiency. Stabilization of the voltage at the output of the SEP produces PH 3. RU 4 does not work. The memory 5 maintains a voltage across the SB corresponding to the optimum operating point of the CVC of the SB.

3. Мощность нагрузки больше мощности, генерируемой СБ (Рн больше РСБ).3. The load power is greater than the power generated by the SB (P n greater than P SB ).

Питание бортовых потребителей осуществляется от СБ и АБ. ЗУ 5 отключено. РН 3 обеспечивает поддержание напряжения на СБ1, соответствующее оптимальной рабочей точке ВАХ СБ.Power supply for on-board consumers is provided by SB and AB. Memory 5 is disabled. PH 3 ensures that the voltage at SB1 is maintained, which corresponds to the optimal operating point of the CVC of the SB.

Максимально возможная мощность генерируется СБ и через РН 3 поступает в нагрузку 241-24n. Стабилизацию напряжения на выходе СЭП обеспечивает РУ 4 за счет разряда АБ. Поскольку все выходные обмотки силовых трансформаторов 6 и 7 развязаны индивидуальными выпрямителями совместная параллельная работа РН 3 и РУ 4 на общие нагрузки легко обеспечивается. Кроме того, поскольку суммирование мощностей РН3 и РУ4 происходит на постоянном токе, отсутствуют общие контуры переменного тока. За счет этого улучшается электромагнитная обстановка и упрощается обеспечение ЭМС КА.The maximum possible power is generated by the SB and through the pH 3 it enters the load 24 1 -24 n . Stabilization of the voltage at the output of the BOT provides RU 4 due to the discharge of AB. Since all output windings of power transformers 6 and 7 are isolated by individual rectifiers, the joint parallel operation of PH 3 and RU 4 for common loads is easily ensured. In addition, since the summation of the powers of PH3 and RU4 takes place on direct current, there are no common alternating current circuits. Due to this, the electromagnetic environment is improved and the provision of spacecraft EMC is simplified.

4. Солнечная батарея не генерирует мощность. РСБ равна 0.4. The solar battery does not generate power. P SB is equal to 0.

Питание нагрузки осуществляется от АБ. Стабилизацию выходного напряжения осуществляет РУ 4. ЗУ 5 и РН 3 не работают.The power supply is supplied from the battery. Stabilization of the output voltage is carried out by RU 4. The memory 5 and pH 3 do not work.

5. Автономный режим заряда АБ.5. Autonomous battery charge mode.

Может быть реализован при выходе КА из аварийной ситуации, когда после потери ориентации СБ на Солнце произошло полное израсходование емкости АБ. Первоначальное восстановление ориентации СБ на Солнце может быть не полным, мощности СБ может быть недостаточно для питания даже дежурной не отключаемой нагрузки СЭП (все бортовые потребители, которые могут быть отключены, в этом случае обычно отключаются системой управления КА). В этом режиме вся генерируемая мощность СБ используется для заряда АБ 2 с помощью ЗУ 5. РН 3 и РУ 4 отключены сигналами УУ 9. После заряда АБ 2 до заданного уровня заряженности УКЗБ 10 выдает сигнал УУ 9 на разрешение работы РН 3 и РУ 4. Питание бортовых потребителей 241-24n восстанавливается в штатном режиме.It can be implemented when the spacecraft emerges from an emergency situation, when after losing the orientation of the solar satellites on the sun, the battery capacity is completely used up. The initial restoration of the orientation of the SB to the Sun may not be complete, the power of the SB may not be enough to power even the on-load, non-disconnectable load of the BOT (all on-board consumers that can be turned off, in this case, are usually turned off by the spacecraft control system). In this mode, the entire generated power of the SB is used to charge the AB 2 using the charger 5. LV 3 and RU 4 are turned off by the signals of the UA 9. After charging the AB 2 to the specified charge level UKZB 10 gives the signal of the UA 9 to enable the operation of the LV 3 and RU 4. Food on-board consumers 24 1 -24 n is restored in normal mode.

Таким образом, в предлагаемом изобретении повышается энергетическая эффективность СЭП за счет снижения потерь мощности при заряде АБ, исключения паразитных потерь мощности при работе от СБ, расширяются ее функциональные возможности за счет реализации режима автономного заряда АБ при аварийных ситуациях, улучшается ЭМС за счет исключения общих конструктивных контуров для различных силовых устройств с переменным силовым выходным током.Thus, in the present invention, the energy efficiency of the solar cells is improved by reducing power losses when the battery is charged, eliminating spurious power losses when working from the battery, its functionality is expanded by implementing the autonomous battery charge mode in emergency situations, the EMC is improved by eliminating common structural circuits for various power devices with variable power output current.

Claims (1)

Система электропитания космического аппарата, состоящая из солнечной батареи, подключенной своими плюсовой и минусовой шинами к регулятору напряжения, выполненному по мостовой схеме инвертора, аккумуляторной батареи, подключенной своими плюсовой и минусовой шинами к входам разрядного устройства, построенного по мостовой схеме инвертора, и выходу зарядного устройства, причем регулятор напряжения и разрядное устройство подключены к разным согласующим трансформаторам, выходы регулятора напряжения соединены с первичной обмоткой первого силового трансформатора, а выходы разрядного устройства - с первичной обмоткой второго силового трансформатора, информационные выходы аккумуляторной батареи соединены с устройством контроля степени заряженности аккумуляторной батареи, управляющие входы зарядного устройства и инверторов регулятора напряжения солнечной батареи и разрядного устройства аккумуляторной батареи подключены к выходам устройства управления с экстремальным регулированием мощности солнечной батареи, первый вход которого соединен с управляющим выходом устройства контроля степени заряженности аккумуляторной батареи, отличающаяся тем, что зарядное устройство входами подключено к солнечной батарее, второй и третий входы устройства управления подключены соответственно к выходу дополнительно введенного датчика мощности и к одному из выходов для подключения нагрузки, выходные обмотки первого и второго силовых трансформаторов через индивидуальные выпрямители подключены параллельно к выходам для подключения нагрузки.The power supply system of the spacecraft, consisting of a solar battery connected by its plus and minus buses to the voltage regulator made according to the inverter bridge circuit, a battery connected by its plus and minus buses to the inputs of the discharge device constructed by the inverter bridge circuit and the output of the charger moreover, the voltage regulator and the discharge device are connected to different matching transformers, the outputs of the voltage regulator are connected to the primary winding power transformer, and the outputs of the discharge device with the primary winding of the second power transformer, the information outputs of the battery are connected to the device for monitoring the degree of charge of the battery, the control inputs of the charger and inverters of the voltage regulator of the solar battery and the discharge device of the battery are connected to the outputs of the control device with extreme power control of the solar battery, the first input of which is connected to the control output a device for monitoring the degree of charge of the battery, characterized in that the charger is connected to the solar battery by inputs, the second and third inputs of the control device are connected respectively to the output of an additional input power sensor and to one of the outputs for connecting the load, the output windings of the first and second power transformers through individual rectifiers are connected in parallel to the outputs for connecting the load.
RU2018118203A 2018-05-17 2018-05-17 Spacecraft power supply system RU2680245C1 (en)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2018118203A RU2680245C1 (en) 2018-05-17 2018-05-17 Spacecraft power supply system

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2018118203A RU2680245C1 (en) 2018-05-17 2018-05-17 Spacecraft power supply system

Publications (1)

Publication Number Publication Date
RU2680245C1 true RU2680245C1 (en) 2019-02-19

Family

ID=65442628

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2018118203A RU2680245C1 (en) 2018-05-17 2018-05-17 Spacecraft power supply system

Country Status (1)

Country Link
RU (1) RU2680245C1 (en)

Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US5594325A (en) * 1995-08-10 1997-01-14 David B. Manner Spacecraft power system architecture to mitigate spacecraft charging effects
RU2396666C1 (en) * 2009-06-29 2010-08-10 Открытое акционерное общество "Информационные спутниковые системы" имени академика М.Ф. Решетнёва" Electric power supply system of space vehicle
RU2560720C1 (en) * 2014-04-15 2015-08-20 Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего профессионального образования "Томский государственный университет систем управления и радиоэлектроники" (ТУСУР) Spacecraft power supply system with optimised control for solar battery power

Patent Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US5594325A (en) * 1995-08-10 1997-01-14 David B. Manner Spacecraft power system architecture to mitigate spacecraft charging effects
RU2396666C1 (en) * 2009-06-29 2010-08-10 Открытое акционерное общество "Информационные спутниковые системы" имени академика М.Ф. Решетнёва" Electric power supply system of space vehicle
RU2560720C1 (en) * 2014-04-15 2015-08-20 Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего профессионального образования "Томский государственный университет систем управления и радиоэлектроники" (ТУСУР) Spacecraft power supply system with optimised control for solar battery power

Similar Documents

Publication Publication Date Title
Kwon et al. Control scheme for autonomous and smooth mode switching of bidirectional DC–DC converters in a DC microgrid
US6369461B1 (en) High efficiency power conditioner employing low voltage DC bus and buck and boost converters
Zhang et al. Power control of DC microgrid using DC bus signaling
US8829713B2 (en) Power conversion circuit and power conversion circuit system
US11043831B2 (en) Charging device and on board power supply device
Kim et al. Operation and control strategy of a new hybrid ESS-UPS system
Diaz et al. Fuzzy-logic-based gain-scheduling control for state-of-charge balance of distributed energy storage systems for DC microgrids
RU2396666C1 (en) Electric power supply system of space vehicle
Punna et al. Modeling, analysis, and design of novel control scheme for two‐input bidirectional DC‐DC converter for HESS in DC microgrid applications
US10978961B2 (en) Pulsed rectifier architecture
US9281712B2 (en) Electrical power conditioning unit and system
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
Zhang et al. Droop control of a bipolar dc microgrid for load sharing and voltage balancing
RU2560720C1 (en) Spacecraft power supply system with optimised control for solar battery power
Papadimitriou et al. A DC-microgrid control strategy using DC-bus signaling
Das et al. BESS-PV integrated islanded operation of ST-based meshed hybrid microgrid
RU2392718C1 (en) Method for dc supply to load in autonomous power supply system of artificial earth satellite
RU2680245C1 (en) Spacecraft power supply system
US9960670B2 (en) Apparatus for charge recycling
Garg et al. Modeling a DC microgrid with real time power management using DC bus signalling
WO2018070037A1 (en) Power conversion system, power supply system, and power conversion apparatus
Dhawad et al. Analysis of series DC electric spring on negative DC bus for constant resistive and constant power non-critical loads
Abdelmoaty et al. A single-step, single-inductor energy-harvestingbased power supply platform with a regulated battery charger for mobile applications
RU2633616C1 (en) Method of spacecraft power supply
RU2258292C2 (en) Method for supplying dc power to load