СИСТЕМА ЭЛЕКТРОСНАБЖЕНИЯ КОСМИЧЕСКОГО АППАРАТА
SPACECRAFT POWER SUPPLY SYSTEM

Область использования
Изобретение относится к конструкции системы электроснабжения (СЭС) околоземных космических аппаратов (КА) и может быть использована при проектировании и создании систем электроснабжения автоматических околоземных низкоорбитальных КА на основе солнечных батарей (СБ) и аккумуляторных батарей (АБ).
Предшествующий уровень техники
Известна СБ для СЭС КА [патент US3952324], состоящая из панелей с размещенными рядами фотоэлектрических преобразователей (ФЭП), в которых два или три соседних ряда из множества последовательно соединенных ФЭП соединены параллельно. Затем последовательно-параллельные группы подключаются через соответствующие электрические шины к системам использования энергии (АБ и бортовой нагрузке). При этом на панелях установлены блокирующие диоды, подключенные последовательно между каждой группой ФЭП и шиной. Блокирующие диоды позволяют предотвратить разряд АБ при отсутствии освещенности СБ, а также отказ панели в случае возникновения в ней коротких замыканий ФЭП.
Недостатком размещения блокирующих диодов на панелях СБ для околоземных низкоорбитальных КА является снижение их надежности и срока службы из-за термомеханических нагрузок вследствие постоянного воздействия циклического изменения температуры с периодом 90-100 минут в диапазоне от минус 110 до плюс 90°С.
Известна АБ КА [полезная модель 178488], содержащая не менее двух соединенных электрически последовательно модулей, каждый из которых включает в себя несколько цилиндрических аккумуляторов, соединенных между собой электрически параллельно с помощью размещенных рядом с их торцами (+) и (-) токосборных шин, при этом подключение аккумуляторов к одной из которых осуществлено плавкими предохранителями.
Известна АБ КА [патент РФ 2667905] состоящая из нескольких пар последовательно включенных аккумуляторов, имеющих одноразовый встроенный элемент токовой защиты, разрывающий его внутреннюю электрическую цепь при повышении давления внутри аккумулятора, электрически соединенных по параллельно-последовательной схеме. В качестве дополнительной защиты от возгораний из-за токовых перегрузок в цепи пары, последовательно включенных аккумуляторов, может использоваться плавкая вставка, которая располагается между ними. Предложенное техническое решение повышает безопасность работы и устойчивости АБ к деградации характеристик аккумуляторов.
Известна СЭС и способ ее управления [патент РФ 2699764], содержащая солнечные батареи, подключенные к нагрузке через стабилизированный преобразователь напряжения, аккумуляторные батареи, подключенные к солнечным батареям через зарядные устройства, а к нагрузке - через разрядные устройства. Стабилизированный преобразователь напряжения выполняют двух типов: параллельного и последовательного типов. Согласно способу, 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 при недостатке ее мощности для питания нагрузки переключаются на стабилизацию напряжения на нагрузке с использованием последовательного стабилизатора напряжения. При этом переключение режима стабилизации предусматривается автоматически либо по команде с Земли.
Известна СЭС и способ ее управления [патент РФ 2636384], содержащая СБ, n АБ и по n зарядных и разрядных устройств, которые управляются в зависимости от освещенности, степени заряженности всех АБ, входного и выходного напряжения СЭС. В способе предусмотрен запрет на работу соответствующего зарядного устройства при достижении максимального уровня заряженности данной АБ и снятие этого запрета при снижении уровня заряженности данной АБ. Аналогично вводится запрет на работу соответствующего разрядного устройства при достижении установленного минимального уровня заряженности данной АБ и его снятие при повышении уровня заряженности данной АБ. Также предусмотрено формирование управляющего сигнала в блок контроля и управления (БКУ) КА для отключения части бортовой аппаратуры при аварийном разряде нескольких АБ до минимального уровня заряженности. При этом связь с БКУ осуществляется по дублированному магистральному последовательному интерфейсу, использующему оконечное устройство с микроконтроллером.
Известна СЭС КА [патент РФ 2297706] в которой применена секционированная СБ, на входе каждой секции установлен индивидуальный последовательный стабилизатор напряжения с экстремальным регулятором мощности. На входе стабилизатора (на выходе секции СБ) устанавливается напряжение, равное оптимальному напряжению вольт-амперной характеристики секции, а на выходе - стабилизированное напряжение, равное напряжению на нагрузке. Все выходы стабилизаторов подключены к сборной шине нагрузки.
Наиболее близким к заявляемому изобретению является комбинированный источник постоянного тока (номер публикации WO 2008/127137 А1), содержащий единичные вторичные электрохимические источники тока (например, модуль из соединенных параллельно литий-ионных аккумуляторов (ЛИА)) электрически соединенные по последовательной схеме, к каждому из которых с помощью коммутирующего устройства через электронный блок согласования рабочих напряжений подключен первичный источник постоянного тока (например, батарея ФЭП). Блок контроля и управления контролирует напряжение каждого модуля ЛИА и отключает соответствующую батарею ФЭП при заряде модуля ЛИА до заданного уровня напряжения, или отключает комбинированный источник постоянного тока от нагрузки при разряде модуля ЛИА ниже заданного уровня напряжения.
Недостатком известных СЭС околоземных космических аппаратов является применение сложной электронной аппаратуры для поддержания энергетического баланса и обеспечения их длительного функционирования. Это приводит к повышению вероятности возникновения в ней отказов или единичных сбоев, в том числе полной потере работоспособности СЭС. Одной из основных причин возникновения отказов или сбоев в работе СЭС является использование в аппаратуре управления ее функционированием работающих по сложным алгоритмам микроконтроллеров, чувствительных к различным радиационным воздействиям.
Раскрытие изобретения
Задачей настоящего изобретения является повышение надежности, отказоустойчивости и радиационной стойкости СЭС КА путем исключения из ее состава микропроцессорных силовых электронных блоков и другой аппаратуры, использующей полупроводниковые элементы с высокой степенью интеграции.
Указанных технический результат достигается тем, что:
1. В системе электроснабжения космического аппарата, содержащей аккумуляторную батарею, выполненную из электрически подключенных последовательно n аккумуляторных модулей, состоящих из соединенных параллельно единичных аккумуляторов или пар единичных аккумуляторов; n солнечных батарей, каждая из которых выполнена из нескольких электрически соединенных параллельно солнечных генераторов, состоящих из последовательно соединенных фотоэлектрических преобразователей, и подключена через блок согласования рабочих напряжений к одному из аккумуляторных модулей; коммутирующие устройства;; коммутирующие устройства; блок контроля и управления, контролирующий напряжение каждого аккумуляторного модуля и формирующий управляющие сигналы для коммутирующих устройств; бортовую нагрузку, подключенную к выходу аккумуляторной батареи, блоки согласования рабочих напряжений выполнены в виде блокирующих устройств, установленных на термостатируемой панели совместно с соответствующим аккумуляторным модулем и препятствующих протеканию обратных токов от аккумуляторных модулей в солнечные генераторы; параллельно каждому аккумуляторному модулю через коммутирующее устройство подключен блок защиты аккумуляторного модуля от перезаряда.
2. В системе электроснабжения космического аппарата блокирующее устройство выполнено в виде установленных на едином основании электрически соединенных параллельно не менее двух полупроводниковых диодов для обеспечения работоспособности при обрыве в одном из них.
3. В системе электроснабжения космического аппарата блокирующее устройство выполнено в виде установленных на едином основании электрически соединенных по последовательно-параллельной схеме не менее четырех полупроводниковых диодов, обеспечивающих сохранение работоспособности устройства при любом типе отказа одного из диодов.
4. В системе электроснабжения космического аппарата в качестве полупроводниковых диодов используются диоды Шоттки, обладающие по сравнению с другими типами диодов минимальным падением напряжения.
5. В системе электроснабжения космического аппарата коммутирующее устройство, подключающее блок защиты аккумуляторного модуля от перезаряда, выполнено в виде в виде обладающего практически неограниченным ресурсом количества переключений электронного ключа.
6. В системе электроснабжения космического аппарата коммутирующее устройство, подключающее блок защиты аккумуляторного модуля от перезаряда, выполнено в виде более простого в схемной реализации электромеханического контактора.
7. В системе электроснабжения космического аппарата в качестве блока контроля и управления используется бортовой комплекс управления космического аппарата.
8. В системе электроснабжения космического аппарата в качестве блока контроля и управления используется аналоговый компаратор с гистерезисом (триггером Шмитта), настроенный на величину максимального зарядного напряжения аккумуляторного модуля.
9. В системе электроснабжения космического аппарата устройство защиты аккумуляторной батареи от перезаряда выполнено в виде по крайней мере двух электрически соединенных параллельно балластных резисторов, размещенных на внешней поверхности космического аппарата и обеспечивающих сброс избыточно генерируемой мощности путем излучения.
10. В системе электроснабжения космического аппарата балластный резистор выполнен в виде размещенного на теплоизолирующей панели металлического резистивного элемента
11. В системе электроснабжения космического аппарата аккумуляторная батарея выполнена из литий-ионных аккумуляторов габарита 18650, позволяющих создавать АБ с повышенной надежностью, используя различные электрические конфигурации.
12. В системе электроснабжения космического аппарата аккумуляторная батарея изготовлена в параллельно-последовательной (PS) конфигурации.
13. В системе электроснабжения космического аппарата аккумуляторная батарея изготовлена в последовательно-параллельно-последовательной (SPS) конфигурации.
Пример реализации СЭС КА.
Структурная электрическая схема системы электроснабжения космического аппарата приведена на фиг. 1.
Она включает размещенную на термостатированной панели внутри негерметичного корпуса КА аккумуляторную батарею АБ 1, к выводам которой подключена бортовая нагрузка 2. АБ 1 выполнена из электрически подключенных последовательно 3-х аккумуляторных модулей AM 3 (3а, 3б, 3в), состоящих из соединенных параллельно 48-ми единичных аккумуляторов 4 габарита 18650. Вольтамперные характеристики AM 3 при температуре 20°С приведены на фиг. 2. В конце САС КА (5 лет) энергоемкость AM 3 снижается на 50%.
К каждому AM 3 (За, 36, Зв) подключены три солнечные батареи СБ 5 (5а, 5б, 5в), каждая из которых выполнена из 100 электрически соединенных параллельно солнечных генераторов СГ 6, состоящих из двух последовательно соединенных фотоэлектрических преобразователей ФЭП 7. Вольтамперные характеристики СБ 5 в условиях освещенности 1367 Вт/м2 в начале срока активного существования (САС) КА и в конце пятилетнего САС приведены на фиг. 3 и фиг. 4, соответственно.
Каждая СБ 5 подключена к соответствующему AM 3 с помощью электрической шины 8 с сопротивлением 1 мОм через размещенное совместно с AM 3 на термостатированной панели блокирующее устройство 9, выполненное в виде установленных на едином основании 10-ти электрически соединенных параллельно полупроводниковых диодов 10 с вольтамперными характеристиками, приведенными на фиг. 5.
К каждому AM 3 через электронный ключ 11 подключено устройство защиты от перезаряда 12, выполненное в виде 2-х электрически соединенных параллельно балластных резисторов 13. Балластные резисторы 13 размещаются на внешней поверхности КА и при подключении к AM 3 обеспечивают сброс избыточно генерируемой СБ 5 мощности путем излучения. Подключение/отключение к AM 3 балластных резисторов 13 управляется электрическим сигналом, поступающим на электронный ключ 11 от не входящего в состав СЭС бортового комплекса управления 14.
Возможен вариант исполнения СЭС КА, в котором для управления электронным ключом 10 используется аналоговый компаратор с гистерезисом (триггер Шмитта), настроенный на величину максимального зарядного напряжения AM 3.
Таким образом в системе электроснабжения КА, приведенной на фиг. 1, питание бортовой нагрузки 2 на всех участках орбиты КА обеспечивается АБ 1, а СБ 5 в СЭС на освещенном участке орбиты выполняют роль подзарядных устройств для соответствующих AM 3. При этом на теневом участке орбиты КА блокирующие устройства 9 исключают разряд AM 3 через подключенные к ним цепи СБ 5. При нештатных режимах работы КА, связанных с долговременным энергопотреблением бортовой аппаратуры на минимальном уровне, на освещенном участке орбиты обеспечивается защита AM 3 от перезаряда путем подключения к ним балластных резисторов 13.
В качестве примера, демонстрирующего работоспособность предложенного технического решения построения СЭС, для штатной циклограммы энергонагруженного режима работы бортовой аппаратуры КА, приведенной на фиг. 6., представлены полученные расчетным путем графики изменения напряжения и глубины разряда AM 3 в АБ 1 в течение 24 часов полета КА в начале и конце САС КА: фиг. 7 и фиг. 8 соответственно. Для демонстрации автоматической балансировки напряжений AM 3 в АБ 1, в расчетах начальная глубина разряда AM 3а, 3б, 3в установлена 0%, 10% и 20%, соответственно.
Проведенный анализ графиков показывает, что при указанных выше электрических характеристиках составных частей СЭС КА, не содержащих в своем составе работающих под управлением микроконтроллеров силовых электронных блоков и другой аппаратуры, использующей полупроводниковые элементы с высокой степенью интеграции, и энергопотреблении бортовой аппаратуры согласно фиг. 6, в начале САС КА предложенная схема построения СЭС КА обеспечивает стабильное поддержание суточного энергетического баланса при исходно полностью заряженной АБ 4 - при максимальном зарядном напряжении порядка 12,1 В, что соответствует нулевой глубине ее разряда.
В конце САС КА из-за деградации электрических характеристик СБ 5 и АБ 1 стабильное поддержание суточного энергетического баланса достигается при меньших напряжениях АБ 4 - порядка 11,4 В в конце заряда, что соответствует 20% глубине разряда.
При длительном снижении энергопотребления бортовой аппаратуры до минимума (дежурный режим полета с мощностью потребления 300 Вт) во избежание опасного перезаряда AM 3 (выше 4,2 В, что соответствует глубине разряда минус 20%) по команде бортового комплекса управления 14 с помощью электронного ключа 11 параллельно AM 3 подключается устройство защиты от перезаряда 12 и максимальное зарядное напряжение АБ 4 ограничивается на уровне 4,1 В (фиг. 9).
Все перечисленные в описании признаки непосредственно влияют на достижение указанного технического результата посредством предложенной схемы построения системы электроснабжения. Подключение бортовой нагрузки непосредственно к аккумуляторной батарее, а солнечной батареи к ней через электрическую шину и блокирующее устройство, установленное на термостатируемой панели совместно с аккумуляторной батареей, а также параллельное подключение к аккумуляторной батарее через ключевой элемент устройства защиты аккумуляторной батареи от перезаряда, является существенным признаком с альтернативными элементами, направленными на достижение технического результата полезной модели: повышение надежности, радиационной стойкости и отказоустойчивости системы электроснабжения космического аппарата.