автономная система электропитания космического аппарата

Формула изобретения

1. Автономная система электропитания космического аппарата, содержащая солнечную батарею, состоящую из солнечных элементов и включенных последовательно блокирующих диодов, стабилизатор напряжения, включенный между солнечной батареей и нагрузкой, аккумуляторную батарею, зарядное устройство и разрядное устройство, при этом аккумуляторная батарея одним из входов соединена с выходом зарядного устройства и входом разрядного устройства, вход зарядного устройства соединен с солнечной батареей, а выход разрядного устройства соединен с солнечной батареей и входом стабилизатора напряжения, причем солнечная батарея, аккумуляторная батарея и нагрузка своими вторыми выводами соединены с общей шиной, отличающаяся тем, что вход зарядного устройства соединен с солнечной батареей между солнечными элементами и блокирующими диодами.

2. Автономная система электропитания по п.1, отличающаяся тем, что солнечная батарея выполнена из «n» параллельно включенных секций, каждая из которых содержит солнечные элементы и включенные последовательно блокирующие диоды, а зарядное устройство содержит «n» регулирующих транзисторных ключей, вход каждого из которых подключен к соответствующей секции солнечной батареи между солнечными элементами и блокирующими диодами.

Описание изобретения к патенту

Заявляемое изобретение относится к электротехнической промышленности и может быть использовано при создании и эксплуатации автономных систем электропитания, преимущественно космических аппаратов (КА).

При создании КА важнейшее значение имеет обеспечение максимальных целевых возможностей, при жестко ограниченных характеристиках по массе. Иными словами, если речь идет о связных К А, необходимо обеспечение максимальной мощности и количества каналов бортового ретранслятора.

Эта задача, в отношении автономной системы электропитания КА, может быть решена только при условии повышения эффективности использования первичных источников электроэнергии (преимущественно солнечных батарей), вторичных источников электроэнергии (преимущественно аккумуляторных батарей) и совершенствования системы автоматики согласующей работу указанных источников с обеспечением стабильного напряжения на входах потребителей электроэнергии.

Известны автономные системы электропитания КА описанные в «Системы электропитания космических аппаратов, Новосибирск, ВО "Наука", 1994 г.» [1].

Известные автономные системы электропитания КА предусматривают стабилизацию напряжения от первичного источника ограниченной мощности (солнечной батареи) на нагрузке стабилизированными преобразователями различного типа.

Наиболее близким техническим решением является автономная система электропитания КА, описанная в материалах патента № 2317216, который выбран в качестве прототипа.

Известная автономная система электропитания КА содержит солнечную батарею, стабилизатор напряжения, включенный между солнечной батареей и нагрузкой, аккумуляторную батарею, зарядное и разрядные устройства, при этом аккумуляторная батарея одним из входов соединена с выходом зарядного устройства и входом разрядного устройства, вход зарядного устройства соединен с выходом солнечной батареи и входом стабилизатора напряжения, а выход разрядного устройства соединен с выходом солнечной батареи и входом стабилизатора напряжения, причем солнечная батарея, аккумуляторная батарея и нагрузка своими вторыми выводами соединены общей шиной.

Недостатком известной автономной системы электропитания КА является недостаточно эффективное использование первичного источника электроэнеогии (солнечной батареи).

В известном изобретении структура солнечной батареи не раскрыта, однако известно, что солнечная батарея содержит блокирующие диоды (см. Раушенбах Г. Справочник по проектированию солнечных батарей. - М.: Энергоатомиздат, 1983, стр.171), наличие которых обуславливает потери мощности при протекании тока. В то же время блокирующие диоды необходимы для исключения протекания «темнового» тока на солнечную батарею от аккумуляторной батареи при прохождении КА теневого участка орбиты или от самой солнечной батареи при частичном затенении какой-либо из ее параллельных секций конструкцией КА на частично затененную секцию. Однако цепи заряда аккумуляторной батареи пропускают ток только в направлении заряда. При этом они функционально не нуждаются в наличии блокирующих диодов в солнечной батарее, так как содержат в своем составе собственные элементы, исключающие протекание обратного тока.

Задачей заявляемого изобретения является повышение эффективности использования первичного источника ограниченной мощности в автономной системе электропитания КА.

Поставленная задача достигается тем, что в автономной системе электропитания космического аппарата, содержащей солнечную батарею, состоящую из солнечных элементов и включенных последовательно блокирующих диодов, стабилизатор напряжения, включенный между солнечной батареей и нагрузкой, аккумуляторную батарею, зарядное устройство и разрядное устройство, при этом аккумуляторная батарея одним из входов соединена с выходом зарядного устройства и входом разрядного устройства, вход зарядного устройства соединен с солнечной батареей, а выход разрядного устройства соединен с солнечной батареей и входом стабилизатора напряжения, причем солнечная батарея, аккумуляторная батарея и нагрузка своими вторыми выводами соединены общей шиной, при этом вход зарядного устройства соединен с солнечной батареей между солнечными элементами и блокирующими диодами. Кроме того, солнечная батарея выполнена из «n» параллельно включенных секций, каждая из которых содержит солнечные элементы и включенные последовательно блокирующие диоды, а зарядное устройство содержит «n» регулирующих транзисторных ключей, вход каждого из которых подключен к соответствующей секции солнечной батареи между солнечными элементами и блокирующими диодами.

Суть заявляемого изобретения поясняется чертежом, на котором приведена функциональная схема автономной системы электропитания КА.

Автономная система электропитания КА содержит солнечную батарею 1, подключенную к нагрузке 2 через стабилизатор напряжения 3, аккумуляторную батарею 4, подключенную через зарядное устройство 5 к солнечной батарее 1, а через разрядное устройство 6 к входу стабилизатора напряжения 3. При этом солнечная батарея 1 состоит из «n» параллельно включенных секций, каждая из которых содержит солнечные элементы (фотопреобразователи) E₁-E_n, и включенные последовательно блокирующие диоды Д_E1-Д _En, а зарядное устройство содержит «n» регулирующих транзисторных ключей 7₁-7_n, вход каждого из которых подключен к соответствующей секции солнечной батареи между солнечными элементами E₁-Е_n и блокирующими диодами Д_E1-Д_Еn.

В случае, если солнечная батарея 1 в процессе эксплуатации не подвергается частичным затенениям конструкцией КА, число секций солнечных элементов и соответственно блокирующих диодов может быть равным 1 (n=1).

Зарядное устройство 5 состоит из регулирующих ключей 7₁-7_n, управляемых схемой управления 8, вольтодобавочного узла, выполненного на трансформаторе Tp1, транзисторах Т1 и Т2, выпрямителя на диодах D1 и D2.

Разрядное устройство 6 состоит из регулирующего ключа 9, управляемого схемой управления 10.

Стабилизатор напряжения 3 состоит из регулирующего ключа 11, управляемого схемой управления 12, входного фильтра C1 и выходного фильтра на диоде D, дросселе L и конденсаторе C.

Схемы управления 8, 10, и 12 выполнены в виде широтно-импульсных модуляторов, входом подключенных к шинам стабилизируемого напряжения.

Устройство работает следующим образом. В процессе эксплуатации аккумуляторная батарея 5 работает в режиме хранения и периодических дозарядов от солнечной батареи 1 через зарядное устройство 5, подключенное входом к солнечной батарее между солнечными элементами E ₁-Е_n и блокирующими диодами Д_Е1-Д _En.При этом ток заряда от солнечной батареи 1 протекает, минуя блокирующие диоды Д_E1-Д_En, что исключает потерю на них зарядной мощности от солнечной батареи 1 и позволяет использовать эту мощность для питания нагрузки 2.

Питание нагрузки 2 осуществляется от солнечной батареи 1 через стабилизатор напряжения 3.

При прохождении теневых участков орбиты, либо при нарушении ориентации нагрузка 2 питается от аккумуляторной батареи 4 через разрядное устройство 6 и стабилизатор напряжения 3.

Таким образом, заряд аккумуляторной батареи от источника ограниченной мощности (солнечной батареи) будет обеспечиваться без потерь на блокирующих диодах, что позволяет повысить эффективность использования первичного источника ограниченной мощности и в итоге повысить функциональные возможности КА в целом.