СИСТЕМА ЭЛЕКТРОПИТАНИЯ КОСМИЧЕСКОГО АППАРАТА С РЕГУЛИРОВАНИЕМ МОЩНОСТИ СОЛНЕЧНОЙ БАТАРЕИ ИНВЕРТОРНО-ТРАНСФОРМАТОРНЫМ ПРЕОБРАЗОВАТЕЛЕМ
POWER SUPPLY SYSTEM OF SPACE VEHICLE WITH POWER REGULATION OF SOLAR PANEL BY INVERTING-TRANSFORMER CONVERTER

Изобретение относится к области преобразовательной техники, в частности к бортовым системам электропитания (СЭП) космических аппаратов (КА), и может быть использовано при проектировании и создании систем электропитания автоматических космических аппаратов на основе солнечных и аккумуляторных батарей (СБ и АБ).
Техническим результатом изобретения является повышение энергетической эффективности системы электропитания космического аппарата за счет реализации экстремального регулирования мощности (ЭРМ) солнечных батарей как в режиме заряда АБ, так и в режиме совместного питания бортовой нагрузки от СБ и АБ, а также возможность использования солнечной батареи с рабочим напряжением как выше, так и ниже напряжения на аккумуляторной батарее и на нагрузке.
Широко известна система электропитания [1] с экстремальным регулированием мощности фотоэлектрической батареи, содержащая фотоэлектрическую и аккумуляторную батареи, последовательный регулятор напряжения (РН) для питания нагрузки от фотоэлектрической батареи, зарядное и разрядное устройства (ЗУ и РУ). Экстремальное регулирование мощности фотоэлектрической батареи осуществляется ЗУ при питании нагрузки и одновременном заряде АБ, а также регулятором напряжения при одновременном питании нагрузки от СБ и АБ. Система электропитания с ЭРМ фотоэлектрической батареи предназначена для формирования силовой низковольтной (27-28 В) шины питания нагрузки.
Недостатком этой системы электропитания является то, что рабочее напряжение солнечной батареи всегда должно быть больше напряжения шины питания нагрузки. При создании высоковольтных СЭП КА (100 В) максимальное значение напряжения холостого хода «холодных» кремниевых СБ в моменты выхода КА из теневых участков Земли может достигать 300 В, а у СБ, выполненных на основе арсенид-галлиевых трехкаскадных фотопреобразователей достигать 210-220 В, что является недопустимым из-за возможности возникновения в условиях вакуума электростатических разрядов между цепочками фотодиодов СБ или элементами токосъема. Для ограничения напряжения на СБ требуется применение специальных устройств или реализация режимов работы СЭП, ограничивающих повышение напряжения на охлажденной СБ не более 180 В.
В настоящее время проектирование мощных высоковольтных российских и иностранных СЭП автоматических КА, работающих на геостационарной орбите, осуществляется на основе арсенид-галлиевых трехкаскадных фотопреобразователей и шунтовых регуляторов напряжения СБ [2], ограничивающих напряжение на СБ на уровне напряжения шины питания нагрузки (100 В), и поэтому не позволяющих реализовывать режим ЭРМ СБ. Солнечная батарея в течение всего времени активного функционирования значительно недоиспользуется по энергии, так как оптимальные значения напряжений, при которых СБ генерирует максимум мощности значительно превышают стабилизируемое напряжение 100 В.
Названные проблемы неэффективного использования СБ по энергии и возможного повышения напряжения выше 180 вольт могут быть решены путем использования инверторно-трансформаторных схем преобразования энергии, позволяющих произвольно согласовывать рабочие диапазоны напряжений на СБ, АБ и на нагрузке и реализовать режим ЭРМ СБ как в режиме заряда АБ, так и в режиме совместного питания бортовой нагрузки от СБ и АБ. При их использовании напряжение на солнечной батарее может быть как выше, так и ниже напряжения на нагрузке.
Наиболее близкой по технической сущности к заявленному изобретению является система электропитания космического аппарата, описанная в патенте [3] (фиг. 1).
Система электропитания состоит из солнечной батареи 1, аккумуляторной батареи 2, стабилизатора напряжения солнечной батареи 3, разрядного устройства аккумуляторной батареи 4, зарядного устройства аккумуляторной батареи 5, экстремального регулятора мощности солнечной батареи 6, датчика тока солнечной батареи 7, трансформатора 8, первичных обмоток трансформатора 9, 10, вторичных обмоток трансформатора 11, 12, 15, 20, устройств питания 13, 16, 18 нагрузок постоянного или переменного тока 14, 17, 19, схемы управления 21 транзисторами 22-25 стабилизатора напряжения 3, схемы управления 26 транзисторами 27-30 разрядного устройства 4.
Система электропитания работает следующим образом.
При превышении мощности СБ 1 над суммарной потребляемой нагрузками 14, 17, 19 мощностью (питании нагрузок от СБ) стабилизатором напряжения 3 с помощью обратной связи устройства 18 на вторичной обмотке 20 трансформатора 8 поддерживается стабильное напряжение. На вторичных обмотках 11, 12, 15 трансформатора 8 также поддерживается стабильное напряжение с учетом коэффициентов трансформации обмоток. При этом АБ 2 заряжена, ЗУ 5, РУ 4 и ЭРМ СБ 6 отключены.
При заряде АБ включается ЗУ 5. Сигнал о включении ЗУ 5 поступает на вход ЭРМ 6. В результате реализуется режим ЭРМ СБ 1. При этом РУ 4 отключено.
При питании нагрузки от АБ и мощности СБ 1, равной нулю, подключается РУ 4, обеспечивается стабилизация напряжения на вторичной обмотке 20 трансформатора 8 с помощью обратной связи устройства 18. При этом стабилизатор напряжения 3, ЭРМ 6, ЗУ 5 отключены.
При питании нагрузки совместно от СБ и АБ напряжение на вторичной обмотке 20 трансформатора 8 стабилизируется РУ 4, которое компенсирует недостаток мощности, генерируемой СБ. При этом напряжение на СБ определяется уровнем напряжения АБ, так как СБ и АБ в этом режиме включены параллельно через трансформатор, это исключает возможность регулирования напряжения на СБ и, соответственно, реализацию режима экстремального регулирования мощности СБ. Генерируемая СБ мощность будет определяться в этом случае напряжением АБ, приведенным к СБ через заданный при проектировании коэффициент трансформации.
Таким образом, система электропитания [3] не может осуществлять режим экстремального регулирования мощности СБ в режиме совместного питания нагрузки от СБ и АБ, что является ее главным недостатком. Другим недостатком является низкий коэффициент передачи энергии в нагрузку через АБ.
Целью изобретения является повышение энергетической эффективности СЭП КА за счет реализации экстремального регулирования мощности СБ как в режиме заряда АБ, так и разряда АБ (при одновременном питании нагрузки от СБ и АБ), а также обеспечение возможности использования солнечной батареи с рабочим напряжением как выше, так и ниже напряжения на аккумуляторной батареи и на нагрузке и тем самым исключение возможности повышения напряжения холостого хода охлажденной СБ в моменты выхода КА из тени Земли более 180 вольт.
На Фиг. 2 представлена функциональная схема заявляемой системы электропитания космического аппарата с регулированием мощности солнечной батареи инверторно-трансформаторным преобразователем, которая содержит солнечную батарею 1, датчик тока 2, систему управления 3 с экстремальным шаговым регулятором мощности СБ, регулятор напряжения 4, выполненный в виде мостового инвертора с входным С-фильтром, трансформатор 6 с первичной обмоткой 5 и вторичной обмоткой 7, выпрямитель 8 с выходным LC-фильтром, устройство контроля степени заряженности (УКЗБ) АБ 9, зарядное устройство 10, аккумуляторную батарею 11, разрядное устройство 12 и нагрузку 13.
Солнечная батарея 1 подключена плюсовой и минусовой шинами к регулятору напряжения 4, причем в плюсовой шине установлен датчик тока 2. Выход регулятора напряжения 4 соединен с первичной обмоткой 5 трансформатора 6. При этом система управления 3 соединена измерительным входом с выходом датчика тока 2, а также другими измерительными входами с силовыми шинами СБ 1 и нагрузки 13. Сигналы с датчика тока 2 и с силовых шин СБ 1 предназначены для вычисления мощности, генерируемой СБ 1.
Управление транзисторами инвертора регулятора напряжения 4 производится системой управления 3 по заданному алгоритму в соответствии с зонным принципом регулирования напряжений СБ 1 и нагрузки 13 (фиг. 3). Входы выпрямителя 8 соединены с вторичной обмоткой 7 трансформатора 6. Вход зарядного устройства 10 и выход разрядного устройства 12 соединены с одним из выходов выпрямителя 8 и входом нагрузки 13. Аккумуляторная батарея 11 одной из своих силовых клемм соединена с выходом зарядного устройства 10 и входом разрядного устройства 12. Второй выход выпрямителя 8, вторая силовая клемма аккумуляторной батареи 11 и выход нагрузки 13 соединены с общей шиной питания нагрузки 13. Измерительные выходы аккумуляторной батареи 11 соединены с измерительными входами устройства контроля степени заряженности АБ 9, информационный сигнал с УКЗБ 9 передается зарядному устройству 10.
Система электропитания КА работает в следующих режимах.
Н
СБmax
1. Мощность нагрузки меньше мощности, генерируемой СБ (Р<Р), АБ заряжена.
При заряженной АБ 11 зарядное устройство 10 отключено. Инвертор 4 стабилизирует напряжение на обмотке 5 трансформатора 6, соответствующее напряжению на нагрузке 13 в своем верхнем поддиапазоне (фиг. 3) по сигналам системы управления 3, которая использует напряжение обратной связи (напряжение шины питания нагрузки).
Н
СБmax
2. Мощность нагрузки меньше мощности, генерируемой СБ (Р<Р), АБ разряжена.
При получении сигнала с УКЗБ 9 о необходимости заряда аккумуляторной батареи 11 включается зарядное устройство 10, которое начинает открываться и направлять ток в АБ 11. Если суммарное значение мощности заряда АБ 11 (ЗУ 10 работает в режиме токоограничения) и мощности нагрузки 13 меньше максимального значения мощности, генерируемой СБ 1, то режим работы соответствует режиму 1, описанному выше. В этом случае мощность заряда АБ 11 является дополнительной нагрузкой, не изменяющей режим функционирования СЭП. Напряжение на нагрузке 13 регулируется в верхнем поддиапазоне (фиг. 3).
В случае если суммарное значение мощности заряда АБ 11 и мощности нагрузки 13 больше максимального значения мощности, генерируемой СБ 1, то напряжение на шине питания нагрузки 13 понижается до поддиапазона регулирования ЗУ 10. Зарядное устройство 10 начинает ограничивать ток заряда АБ 11, стабилизируя тем самым выходное напряжение СЭП (фиг. 3).
Как только напряжение на шине питания нагрузки 13 становится ниже поддиапазона регулирования инвертора 4 система управления 3 переводит инвертор 4 в режим регулирования напряжения СБ 1 по сигналам управления от шагового экстремального регулятора (ЭШР), входящего в состав системы управления. ЭШР, перемножая сигналы датчика тока 4 и напряжения от СБ 1, вычисляет текущее значение мощности, генерируемое солнечной батареей 1, и пошагово изменяя значение напряжения СБ 1 в диапазоне поиска экстремума (фиг. 3), находит оптимальное значение напряжения СБ 1.
Таким образом инвертор 4 обеспечивает отбор от СБ 1 максимум мощности, а зарядное устройство 10 стабилизирует выходное напряжение, отправляя весь излишек мощности СБ 1 на заряд АБ 11.
Н
СБmax
3. Мощность нагрузки больше мощности, генерируемой СБ (Р>Р), разряд АБ. Питание нагрузки от СБ и АБ.
Н
СБ ЭРМ
При увеличении мощности нагрузки 13 до значения, большего, чем может генерировать СБ 1 в режиме экстремального регулирования мощности (Р>Р) заряд АБ 11 прекращается, ЗУ 10 закрывается. Напряжение на шине питания нагрузки 13 понижается до поддиапазона регулирования РУ 12 (фиг. 3), разрядное устройство 10 начинает регулировать выходное напряжение в своем (нижнем) поддиапазоне, восполняя весь недостаток мощности в нагрузке 13.
Режим работы инвертора 4 не изменяется, он по-прежнему регулирует напряжение СБ 1 в области экстремума мощности по сигналам ЭШР.
Н
СБ ЭРМ
При уменьшении мощности нагрузки 13 до значений, меньших, чем генерирует СБ 1 в режиме ЭРМ (Р<Р), разряд АБ 11 прекращается, напряжение на шине питания нагрузки повысится до поддиапазона регулирования ЗУ 10 (фиг. 3), которое вновь начнет регулировать выходное напряжение, отправляя весь излишек мощности СБ 1 на заряд АБ 11.
СБ
4. Солнечная батарея не генерирует мощность (Р=0), разряд АБ.
СБ
При попадании КА в тень Земли или отворотах панелей СБ 1 от Солнца солнечная батарея 1 не генерирует мощность (Р=0). Напряжение на шине питания нагрузки 13 понижается до поддиапазона регулирования РУ 12 (фиг. 3), разрядное устройство 12 начинает регулировать выходное напряжение в своем (нижнем) поддиапазоне, восполняя весь недостаток мощности в нагрузке 13. Инвертор 4 находится в ждущем режиме.
Таким образом, в заявляемой схеме напряжение СБ 1 может регулироваться в широком диапазоне, включающем точку ΒΑΧ СБ 1 с максимальной мощностью, как в режиме заряда АБ 11, так и в режиме питания совместно от СБ 1 и АБ 11, что повышает энергетическую эффективность СЭП КА.
В СЭП, выполненной по разработанной схеме на основе инверторно-трансформаторного преобразования энергии СБ 1, достаточно просто согласовываются рабочие диапазоны напряжений на СБ 1, АБ 11 и нагрузке 13, посредством изменения коэффициента трансформации напряжения СБ и условий эксплуатации солнечной батареи. Напряжение на солнечной батарее 1 может быть как выше, так и ниже напряжения на нагрузке 13. Солнечная батарея 1 может проектироваться из условия исключения возможности повышения ее напряжения холостого хода выше заданного значения (выше критичного значения 180 В).
Повышение энергетической эффективности СЭП КА по предложенной схеме достигается также за счет уменьшения потерь энергии при ее передаче от СБ в нагрузку через АБ, так как вместо инверторно-трансформаторного преобразователя, работающего в качестве разрядного устройства, используется вольтодобавочный преобразователь постоянного тока с более высоким к.п.д.
Использованные источники
1. Пат. РФ №2101831, H02J 7/35. Система электропитания с экстремальным регулированием мощности фотоэлектрической батареи / К.Г. Гордеев, С.П. Черданцев, Ю.А. Шиняков. Заявка №95119971 от 27.11.1995. Опубл. 10.01.1998, Бюл. №1.
2. Системы электропитания для больших платформ на геостационарной орбите / В.В. Хартов, Г.Д. Эвенов, B.C. Кудряшов, М.В. Лукьяненко // Электронные и электромеханические системы и устройства: Сб. науч. тр. - Новосибирск: Наука, 2007. - С. 7-16.
3. Пат. РФ №2396666, H02J 7/34. Система электропитания космического аппарата. / B.C. Кудряшов, В.О. Эльман, М.В. Нестеришин, К.Г. Гордеев, В.Н. Гладущенко, В.В. Хартов, С.Г. Кочура, В.Г. Солдатенко, Н.В. Мельников, Р.В. Козлов Заявка №2009124704 от 29.06.2009. Опубл. 10.08.2010, Бюл. №24.