Способ питания нагрузки постоянным током в автономных системах электропитания космических аппаратов и автономная система электропитания для его реализации
METHOD FOR DIRECT CURRENT LOAD SUPPLY IN AUTONOMOUS POWER SUPPLY SYSTEMS OF SPACECRAFTS AND AUTONOMOUS POWER SUPPLY SYSTEM FOR ITS IMPLEMENTATION

Изобретение относится к области космической техники и может быть использовано при проектировании космических аппаратов (КА).
Известны способы питания нагрузки постоянным стабильным напряжением и автономные системы электропитания, описанные в "Системы электропитания космических аппаратов", Новосибирск: ВО "Наука", 1994 г., в частности, глава 2, п. 2, 5.
Недостатком известного способа является низкая эффективность использования источников электроэнергии.
Известные способы и 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 патент RU №2535662 «Способ питания нагрузки постоянным током и автономная система электропитания для его реализации», который выбран в качестве прототипа.
Известный способ заключается в питании нагрузки постоянным током с несколькими номиналами выходного напряжения от первичного источника ограниченной мощности, например солнечной батареи, и вторичного источника электроэнергии, например аккумуляторной батареи, заключающийся в стабилизации напряжения на нагрузках и согласовании работы первичного и вторичного источников электроэнергии, причем вначале стабилизируют напряжение на нагрузке, имеющей максимальное выходное напряжение питания, посредством параллельного стабилизированного преобразователя, содержащего силовой транзисторный ключ и схему управления с широтно-импульсным модулятором, а стабилизацию напряжения остальных нагрузок проводят от шин питания первой нагрузки сериесными стабилизированными преобразователями, при этом согласование работы первичного и вторичного источников электроэнергии проводят только на первом уровне стабилизации напряжения, кроме того, первичный источник ограниченной мощности делят на «m» секций, отличающийся тем, что силовой транзисторный ключ параллельного короткозамкнутого стабилизированного преобразователя делят на «m» единичных силовых транзисторных ключей и каждую секцию первичного источника ограниченной мощности стабилизируют соответствующим силовым транзисторным ключом параллельного стабилизированного преобразователя, при этом управление силовыми транзисторными ключами проводят от общей схемы управления с широтно-импульсным модулятором.
Задачей заявляемого изобретения является повышение эксплуатационной надежности системы электропитания и повышение эффективности использования батареи солнечной.
Поставленная задача решается тем, что напряжение на нагрузке от первичного источника ограниченной мощности (солнечной батареи) стабилизируют в начале ресурса работы космического аппарата с использованием параллельного стабилизатора напряжения, а после ресурсной деградации характеристик солнечной батареи и недостатке ее мощности для питания нагрузки, переключаются на стабилизацию напряжения на нагрузке с использованием последовательного стабилизатора напряжения, при этом предусматривается переключение режима стабилизации автоматически, либо по команде с Земли.
Таким образом, удается избежать энергетических потерь, которые возникают при использовании последовательного (сериесного) регулятора напряжения в начале ресурса работы космического аппарата и парировать деградацию выходной мощности батареи солнечной и обеспечить работу в режиме максимального отбора мощности в конце ресурса работы космического аппарата.
На чертеже представлена упрощенная структурная схема автономной системы электропитания с использованием параллельных и последовательных (сериесных) стабилизированных преобразователей напряжения. Такая система содержит первичный источник энергии - батарею солнечную (БС) 1; вторичный источник энергии аккумуляторную батарею (АБ) 2; зарядно-разрядное устройство (ЗРУ) 3, подключаемое к АБ 2; стабилизатор напряжения и экстремальный регулятор мощности (СН) 4; широтно-импульсный регулятор (ШИМ) 5; ключи коммутации 6, 7. К выходу системы электропитания подключена нагрузка 8.
Устройство работает следующим образом. В начале срока активного существования стабилизация выходного напряжения осуществляется параллельным способом. Ключи 6, 7 замкнуты.
В процессе эксплуатации при ресурсной деградации характеристик солнечной батареи и недостатке ее мощности для питания нагрузки, осуществляется переход на стабилизацию выходного напряжения с использованием последовательного (сериесного) стабилизатора напряжения, при выполнении условия (1). При этом ключи 6, 7 размыкаются, обеспечивая переход на стабилизацию выходного напряжения последовательным (сериесным) стабилизатором напряжения и обеспечивается работа в режиме максимального отбора мощности.
Где
- выходное напряжение БС 1 при параллельном регулировании
- выходное напряжение БС 1 при последовательном регулировании
- напряжение питания нагрузки
ΔU - потери на последовательное регулирование
k - деградация мощности батареи солнечной (0<k<1)
- выходное напряжение БС 1 при параллельном регулировании в начале САС
Таким образом, предлагаемый способ питания нагрузки постоянным током в автономной системе электропитания космических аппаратов и автономная система электропитания для его реализации позволяют повысить эксплуатационную надежность системы электропитания и эффективность использования батареи солнечной автономной системы электропитания КА.