способ управления автономной системой электроснабжения космического аппарата

Формула изобретения

Способ управления автономной системой электроснабжения космического аппарата, содержащей солнечную батарею и n аккумуляторных батарей, стабилизатор напряжения, включенный между солнечной батарей и нагрузкой и по n зарядных и разрядных устройств, заключающийся в управлении стабилизатором напряжения и зарядно-разрядными устройствами в зависимости от входного и выходного напряжения системы, контроле степени заряженности и разряженности аккумуляторных батарей, запрете на работу соответствующего зарядного устройства при достижении предельного уровня заряженности данной аккумуляторной батареи, снятии этого запрета при достижении определенного уровня разряженности данной аккумуляторной батареи, запрете на работу соответствующего разрядного устройства при достижении предельного уровня разряженности данной аккумуляторной батареи, снятии этого запрета при достижении определенного уровня заряженности данной аккумуляторной батареи, а в случае потери ориентации солнечных батарей на Солнце, аварийном разряде аккумуляторных батарей и отключении части разрядных устройств, когда мощности оставшихся в работе разрядных устройств недостаточно для питания нагрузки, запрещают работу всех разрядных устройств и прекращают управление разрядными устройствами по сигналам об уровне заряженности, после восстановления ориентации солнечных батарей на Солнце сначала проводят заряд аккумуляторных батарей до некоторого значения емкости, а затем разрешают работу разрядных устройств и возобновляют управление разрядными устройствами по сигналам об уровне заряженности, отличающийся тем, что после восстановления ориентации солнечных батарей на Солнце перед разрешением работы разрядных устройств и возобновлением управления разрядными устройствами по сигналам об уровне заряженности проводят заряд аккумуляторных батарей до значения энергоемкости, рассчитанной, исходя из соотношения:

Е_АБ1÷n Р_но·Т_но/К_ру·К _бкс, где

Е_АБ1÷n - суммарная энергоемкость n АБ;

Р_но - мощность, потребляемая на космическом аппарате в режиме начальной ориентации на Солнце;

Т_но - длительность перехода из произвольного положения КА в космическом пространстве в режим начальной ориентации на Солнце;

К_ру - коэффициент, учитывающий потери мощности в разрядных устройствах;

К_бкс - коэффициент, учитывающий потери мощности в бортовой кабельной сети.

Описание изобретения к патенту

Изобретение относится к электротехнике, а именно к системам электроснабжения (СЭС) космических аппаратов (КА), с использованием в качестве первичных источников энергии солнечных батарей (СБ), а в качестве накопителей энергии - аккумуляторных батарей (АБ).

Известен способ управления автономной системой электроснабжения (патент РФ № 2059988, H02J 7/35), содержащей солнечную батарею (СБ), стабилизатор напряжения, включенный между солнечной батареей и нагрузкой, «n» аккумуляторных батарей (n 1) и по «n» (по числу АБ) зарядных и разрядных устройств, а также для каждой АБ - устройства контроля степени заряженности.

В известной СЭС осуществляется непрерывное управление стабилизатором напряжения, зарядными и разрядными устройствами в зависимости от входного (напряжение СБ) и выходного напряжений СЭС. При этом зарядные устройства обеспечивают заряд АБ, а стабилизатор напряжения и разрядное устройство обеспечивают питание потребителей.

Цепи непрерывного управления (обратной связи) зарядного устройства подключены к шине СБ и шине нагрузки, а цепи непрерывного управления стабилизатора напряжения и разрядного устройства подключены к шине нагрузки.

В зависимости от степени заряженности или разряженности АБ производится запрет или разрешение работы зарядного устройства и разрядного устройства.

Такое управление обеспечивает длительную автономную работу СЭС. Однако оно не обеспечивает сохранение работоспособности СЭС при нештатных или аварийных ситуациях на КА. В случае нештатного, незапланированного нарушения ориентации солнечных батарей КА на Солнце происходит нарушение энергобаланса в СЭС. Если потеря ориентации будет достаточно длительной, может произойти полный разряд всех АБ. Питание бортовых потребителей после этого прекратится.

Известен способ управления автономной системой электроснабжения (патент РФ № 2168828, H01J7/36), содержащей солнечную батарею и n аккумуляторных батарей, где n 1, стабилизатор напряжения, включенный между солнечной батарей и нагрузкой и по n зарядных и разрядных устройств, заключающийся в управлении стабилизатором напряжения и зарядно-разрядными устройствами в зависимости от входного и выходного напряжения системы, контроле степени заряженности и разряженности аккумуляторных батарей, запрете на работу соответствующего зарядного устройства при достижении предельного уровня заряженности данной аккумуляторной батареи, снятии этого запрета при достижении определенного уровня разряженности данной аккумуляторной батареи, запрете на работу соответствующего разрядного устройства при достижении предельного уровня разряженности данной аккумуляторной батареи, снятии этого запрета при достижении определенного уровня заряженности данной аккумуляторной батареи, отличающийся тем, что в случае потери ориентации солнечных батарей на Солнце, аварийном разряде аккумуляторных батарей и отключении части разрядных устройств, когда мощности оставшихся в работе разрядных устройств недостаточно для питания нагрузки, запрещают работу всех разрядных устройств, а также прекращают управление разрядными устройствами по сигналам об уровне заряженности, после восстановления ориентации солнечных батарей на Солнце сначала производят заряд аккумуляторных батарей до некоторого значения емкости, а затем разрешают работу разрядных устройств и возобновляют управление разрядными устройствами по сигналам об уровне заряженности.

Этот способ принят за прототип заявляемого изобретения.

Известный способ решает задачу предотвращения выхода из строя аккумуляторов АБ, восстановления нормального функционирования СЭС после нештатной или аварийной ситуации.

Однако известный способ не дает рекомендаций по необходимой величине емкости аккумуляторных батарей для обеспечения последующей стабильной работы СЭС в данной ситуации. При заряде АБ «до некоторого значения емкости» величина этой емкости может оказаться недостаточной для работы в штатной конфигурации СЭС (разрешения работы разрядных устройств стабилизатора напряжения и возобновления управления разрядными устройствами по сигналам об уровне заряженности), так как после этого требуется определенное время для восстановления штатной ориентации КА (в том числе на Солнце, что, кстати, делается в первую очередь). Это может привести к повторной блокировке работы разрядных устройств и провалу выходного напряжения СЭС, что усугубит и без того высокую степень ее аварийного состояния.

Задачей заявляемого изобретения является повышение надежности процесса восстановления работоспособности СЭС после возникновения аварийных ситуаций, связанных с незапланированным глубоким разрядом аккумуляторных батарей (потерей ориентации КА на Солнце).

Поставленная задача решается тем, что при управлении автономной системой электроснабжения космического аппарата, содержащей солнечную батарею и n аккумуляторных батарей, стабилизатор напряжения, включенный между солнечной батарей и нагрузкой и по n зарядных и разрядных устройств, заключающемся в управлении стабилизатором напряжения и зарядно-разрядными устройствами в зависимости от входного и выходного напряжения системы, контроле степени заряженности и разряженности аккумуляторных батарей, запрете на работу соответствующего зарядного устройства при достижении предельного уровня заряженности данной аккумуляторной батареи, снятии этого запрета при достижении определенного уровня разряженности данной аккумуляторной батареи, запрете на работу соответствующего разрядного устройства при достижении предельного уровня разряженности данной аккумуляторной батареи, снятии этого запрета при достижении определенного уровня заряженности данной аккумуляторной батареи, а в случае потери ориентации солнечных батарей на Солнце, аварийном разряде аккумуляторных батарей и отключении части разрядных устройств, когда мощности оставшихся в работе разрядных устройств недостаточно для питания нагрузки, запрещают работу всех разрядных устройств и прекращают управление разрядными устройствами по сигналам об уровне заряженности, после восстановления ориентации солнечных батарей на Солнце сначала проводят заряд аккумуляторных батарей до некоторого значения емкости, а затем разрешают работу разрядных устройств и возобновляют управление разрядными устройствами по сигналам об уровне заряженности, после восстановления ориентации солнечных батарей на Солнце перед разрешением работы разрядных устройств и возобновлением управления разрядными устройствами по сигналам об уровне заряженности, проводят заряд аккумуляторных батарей до значения энергоемкости, рассчитанной, исходя из соотношения:

Е_АБ1÷n Р_но·Т_но/К_ру·К _бкс, где

Е_АБ1÷n - суммарная энергоемкость n АБ;

Р_но - мощность, потребляемая на космическом аппарате в режиме начальной ориентации на Солнце;

Т_но - длительность перехода из произвольного положения КА в космическом пространстве в режим начальной ориентации на Солнце;

К_ру - коэффициент, учитывающий потери мощности в разрядных устройствах;

К _бкс - коэффициент, учитывающий потери мощности в бортовой кабельной сети.

В процессе эксплуатации КА при разряде любой АБ до нижнего установленного уровня данная АБ переводится в режим хранения (блокируется разряд данной АБ).

После отключения соответствующего разрядного устройства питание нагрузки осуществляется оставшимися включенными разрядными устройствами от других АБ, еще не достигших установленного предельного уровня разряженности.

В случае, если после запрета работы нескольких разрядных устройств мощности оставшихся в работе АБ и их разрядных устройств окажется недостаточно для обеспечения питания бортовых потребителей, запрещают работу всех разрядных устройств. Сигналом на переход СЭС в режим хранения может быть, также, снижение напряжения на выходных шинах СЭС ниже определенного значения (при недостатке мощности работающих разрядных устройств выходное напряжение СЭС начнет снижаться).

При случайном появлении освещенности СБ (восстановлении в какой-то мере ориентации СБ на Солнце) и повышения напряжения на входе СЭС начнет осуществляться заряд АБ. При этом можно снять блокировку работы разрядных устройств. Однако преждевременное снятие блокировки работы разрядных устройств может привести к повторному их блокированию вследствие неопределенности положения КА в космическом пространстве.

В качестве примера, на фиг.1, приведен вариант функциональной схемы автономной системы электропитания КА для реализации заявляемого способа.

Автономная система электропитания КА содержит: солнечную батарею 1, подключенную к нагрузке 2 через преобразователь напряжения 3, аккумуляторные батареи 4₁ -4_n, подключенные через зарядные преобразователи 5 ₁-5_n к солнечной батарее 1, а через разрядные преобразователи 6₁-6_n - ко входу выходного фильтра преобразователя напряжения 3. Кроме того, аккумуляторные батареи 4₁-4_n содержат в своем составе байпасные разрядные цепи, состоящие из диодов, подключенных параллельно каждому аккумулятору в разрядном направлении.

При этом нагрузка 2 в своем составе содержит бортовую ЭВМ, систему телеметрии и командно-измерительную радиолинию.

Параллельно аккумуляторным батареям 4₁-4_n подключены устройства контроля аккумуляторных батарей 7 ₁-7_n, связанные входом с аккумуляторными батареями 4₁-4_n для контроля напряжения, давления и температуры аккумуляторов, а выходом - с нагрузкой 2. Кроме того, устройства контроля аккумуляторных батарей 7₁ -7_n содержат в своем составе разрядные сопротивления (на схеме не показано) для проведения профилактических разрядов аккумуляторных батарей 4₁-4_n.

В цепи заряда-разряда аккумуляторных батарей установлены измерительные шунты 8₁-8_n.

Зарядные преобразователи 5₁-5_n состоят из регулирующего ключа 9, управляемого схемой управления 10, вольтодобавочного узла, выполненного на трансформаторе 5-5, транзисторах 5-1 и 5-2 и выпрямителя на диодах 5-3 и 5-4.

Разрядные преобразователи 6 ₁-6_n состоят из регулирующего ключа 11, управляемого схемой управления 12.

Преобразователь напряжения 3 состоит из регулирующего ключа 13, управляемого схемой управления 14, входного фильтра на конденсаторе 3-1 и выходного фильтра на диоде 3-2, дросселе 3-3 и конденсаторе 3-4.

Схемы управления 10 зарядных преобразователей 5₁-5 _n, 12 разрядных преобразователей 6₁-6_n , 14 преобразователей напряжения 3 выполнены в виде широтно-импульсных модуляторов, входом подключенных к шинам стабилизируемого напряжения. Схемы управления 10 зарядных преобразователей 5₁-5 _n дополнительно связаны с измерительными шунтами 8 ₁-8n и нагрузкой 2.

Устройство работает следующим образом. В процессе эксплуатации аккумуляторные батареи 4₁-4_n работают, в основном, в режиме хранения и периодических дозарядов от солнечной батареи 1 через зарядные преобразователи 5₁-5_n. Такой режим работы позволяет содержать их в постоянной готовности на случай аварийных ситуаций (потеря ориентации КА на Солнце) или на прохождение штатных теневых участков орбиты.

Питание нагрузки 2 осуществляется при этом от солнечной батареи 1 через преобразователь напряжения 3.

При прохождении теневых участков орбиты, либо при нарушении ориентации КА на Солнце, нагрузка 2 питается от аккумуляторных батарей 4₁-4_n через разрядные преобразователи 6₁-6_n.

Устройства контроля 7₁-7_n контролируют напряжение, давление и температуру аккумуляторов аккумуляторных батарей 4₁-4_n и передают информацию об их состоянии в нагрузку 2.

В процессе эксплуатации КА, по результатам анализа информации о состоянии АБ (в основном - напряжение аккумуляторов и АБ в целом), по аппаратной логике или по заранее заложенной в бортовую ЭВМ программе, формируется запрет на работу всех разрядных устройств.

Данная ситуация возникнет в случае потери ориентации солнечных батарей КА на Солнце, аварийном разряде аккумуляторных батарей и отключении части разрядных устройств, когда мощности оставшихся в работе разрядных устройств недостаточно для питания нагрузки. При этом запрещают работу всех разрядных устройств.

После восстановления (частичного или полного) ориентации солнечных батарей на Солнце, после повышения напряжения на входе СЭС идет заряд аккумуляторных батарей. При этом по данным телеметрии (по параметрам: давление в аккумуляторах - для никель-водородных АБ или напряжение аккумуляторов - для литий-ионных АБ) в центре управления полетом на Земле рассчитывают величину суммарной энергоемкости АБ. Запрет на работу разрядных устройств снимают по радиокоманде с Земли или автоматически после заряда АБ до величины суммарной энергоемкости, рассчитанной, исходя из соотношения:

Е_АБ1÷n Р_но·Т_но/К_ру·К _бкс, где

Е_АБ1÷n - суммарная энергоемкость n АБ;

Р_но - мощность, потребляемая на космическом аппарате в режиме начальной ориентации на Солнце;

Т_но - длительность перехода из произвольного положения КА в космическом пространстве в режим начальной ориентации на Солнце;

К_ру - коэффициент, учитывающий потери мощности в разрядных устройствах;

К _бкс - коэффициент, учитывающий потери мощности в бортовой кабельной сети.

Это гарантирует наличие в СЭС КА достаточного количества энергии (энергоемкости) для перехода в режим начальной ориентации на Солнце, при котором гарантируется положительный энергобаланс КА для последующего перехода в режим штатной ориентации КА.

Таким образом, заявляемый способ управления автономной системой электроснабжения космического аппарата обеспечивает повышение надежности процесса восстановления работоспособности СЭС после возникновения аварийных ситуаций, связанных с незапланированным глубоким разрядом аккумуляторных батарей (потерей ориентации КА на Солнце).