СПОСОБ ЭЛЕКТРОПИТАНИЯ КОСМИЧЕСКОГО АППАРАТА
ELECTRIC POWER SUPPLY METHOD FOR SPACE VEHICLE

Изобретение относится к области электротехники и может быть использовано при создании и эксплуатации системы электропитания космического аппарата.
Известен способ электропитания космического аппарата (Патент РФ 2164881), реализованный системой электропитания космического аппарата, включающей солнечную батарею, никель-водородные аккумуляторные батареи с установленными на ней датчиками, чувствительными к изменению электрической емкости батареи, комплекс автоматики и стабилизации напряжения, обеспечивающий контроль основных параметров и совместную работу солнечной батареи и аккумуляторной батареи на бортовую нагрузку, а также заряд аккумуляторных батарей от солнечной батареи, бортовой комплекс управления с бортовой электронной вычислительной машиной (ЭВМ), имеющей программу, корректирующую режим работы космического аппарата в зависимости от глубины разряда аккумуляторных батарей.
Недостатком известного способа электропитания космического аппарата является отсутствие поэлементного контроля напряжения и температуры аккумуляторов, а также аппаратных средств, позволяющих нивелировать разбаланс степени заряженности (напряжений) аккумуляторов в батарее. Разбаланс аккумуляторов в батарее имеет место из-за разных токов саморазряда единичных аккумуляторов, входящих в состав батареи. В зависимости от алгоритма работы блока автоматики это приводит или к снижению фактической энергоемкости аккумуляторной батареи, или снижению срока ее службы вследствие перезаряда или переразряда отдельных единичных аккумуляторов.
Наиболее близким к данному изобретению (прототипом) является способ электропитания космического аппарата (Патент РФ 2390478), реализованный системой электропитания космического аппарата, содержащей солнечную батарею, хотя бы одну аккумуляторную батарею, блок автоматики, обеспечивающий контроль основных параметров и совместную работу солнечной батареи и аккумуляторной батареи на бортовую нагрузку, а также заряд аккумуляторной батареи от солнечной батареи, бортовой комплекс управления с бортовой электронной вычислительной машиной (ЭВМ), управляющий работой системы электропитания, в которую введен блок контроля и выравнивания (балансировки) аккумуляторов, обеспечивающий поэлементный контроль напряжений в аккумуляторной батарее и нивелирование разбаланса напряжений путем индивидуального подзаряда единичных аккумуляторов или модулей из нескольких единичных аккумуляторов. Кроме того, в системе электропитания космического аппарата необходимое для подзаряда напряжение формируется непосредственно в блоке контроля и выравнивания аккумуляторов или формируется блоком автоматики, а блок контроля и выравнивания аккумуляторов обеспечивает только его подключение к нужным аккумуляторам в батарее, определение требующего подзаряда единичного аккумулятора или модуля из нескольких единичных аккумуляторов осуществляется микропроцессором, расположенным в блоке контроля и выравнивания аккумуляторов, или определение требующего подзаряда единичного аккумулятора или модуля из нескольких единичных аккумуляторов осуществляется бортовой ЭВМ. При этом в системе электропитания космического аппарата блок контроля и выравнивания аккумуляторов контролирует температуру аккумуляторов в батарее и алгоритм подзаряда аккумуляторов учитывает их температуру, а в качестве аккумуляторной батареи используется литий-ионная батарея.
Недостатком известного способа электропитания космического аппарата является недостаточная эффективность использования аккумуляторных батарей при проведении нивелирования разбаланса напряжений аккумуляторов в процессе разряда аккумуляторных батарей.
Литий-ионные аккумуляторы имеют очень низкое внутреннее сопротивление. При этом разница между зарядным и разрядным напряжениями аккумулятора (а также напряжением разомкнутой цепи - режим хранения), в конкретной точке заряженности аккумулятора, не существенна. Поэтому балансировка аккумуляторов по напряжению (а по сути это балансировка аккумуляторов по емкости), по отношению к самой аккумуляторной батарее, может проводиться в любом из перечисленных режимов. Однако, при работе аккумуляторной батареи в автономной системе электропитания, в процессе ее разряда более высокое напряжение (суммарное напряжение всех последовательно соединенных аккумуляторов) способствует снижению разрядного тока аккумуляторной батареи для обеспечения определенной мощности нагрузки. Поэтому проводить балансировку аккумуляторов по напряжению методом индивидуального подразряда всех аккумуляторов (до уровня наименее заряженного аккумулятора) в режиме разряда аккумуляторной батареи неэффективно. Балансировка аккумуляторов методом индивидуального подзаряда всех аккумуляторов (до уровня наиболее заряженного аккумулятора) в режиме разряда аккумуляторной батареи так же не эффективна, так как повышает ток разряда аккумуляторной батареи (мощность на подзаряд аккумуляторов расходуется с самой аккумуляторной батареи с коэффициентом полезного действия меньше 1). Балансировка же аккумуляторов по напряжению в процессе заряда аккумуляторной батареи, без каких-либо косвенных потерь, обеспечивает достижение поставленной цели (проведение восстановления емкости из-за разбаланса аккумуляторов по напряжению).
Задачей изобретения является повышение эффективности использования литий-ионных аккумуляторных батарей, работающих в составе системы электропитания космического аппарата.
Указанный технический результат достигается тем, что при электропитании космического аппарата от солнечной батареи и хотя бы одной литий-ионной аккумуляторной батареи, заключающемся в обеспечении совместной работы солнечной батареи и аккумуляторной батареи на бортовую нагрузку, а также заряде аккумуляторной батареи от солнечной батареи, измерении и контроле основных параметров бортовым комплексом управления с бортовой электронной вычислительной машиной, в том числе поэлементном контроле напряжений аккумуляторов в аккумуляторной батарее и проведении балансировки аккумуляторов аккумуляторной батареи по напряжению, дополнительно контролируют факт наличия тока разряда аккумуляторной батареи и при его появлении блокируют проведение балансировки аккумуляторов аккумуляторной батареи, а после исчезновения тока разряда процесс проведения балансировки аккумуляторов аккумуляторной батареи продолжают.
На фиг.1 приведена упрощенная функциональная схема автономной системы электропитания космического аппарата, поясняющая работу по предлагаемому способу.
Устройство содержит солнечную батарею 1, подключенную к нагрузке 2 через преобразователь напряжения 3, аккумуляторную батарею 4, подключенную через зарядный преобразователь 5 к солнечной батарее 1, а через разрядный преобразователь 6 к входу выходного фильтра преобразователя напряжения 3.
При этом нагрузка 2 в своем составе содержит бортовую ЭВМ, систему телеметрии и командно-измерительную радиолинию.
Параллельно аккумуляторной батарее 4 подключено устройство контроля аккумуляторов 7 (в частности, контроля напряжения аккумуляторов) аккумуляторной батареи, связанное входом с аккумуляторной батареей 4, а выходом с нагрузкой 2 (с бортовой ЭВМ).
В цепи заряда-разряда аккумуляторной батареи установлен измерительный шунт 8.
Аккумуляторная батарея состоит из последовательно соединенных аккумуляторов 4-1, параллельно которым подключены балансировочные резисторы 4-2 через замыкающиеся контакты 4-3 реле в блоке реле 4-4.
Зарядный преобразователь 5 состоит из регулирующего ключа 9, управляемого схемой управления 10, вольтодобавочного узла, выполненного на трансформаторе 15, транзисторах 16 и выпрямителя на диодах 17.
Разрядный преобразователь 6 состоит из регулирующего ключа 11, управляемого схемой управления 12.
Преобразователь напряжения 3 состоит из регулирующего ключа 13, управляемого схемой управления 14, входного фильтра-конденсатор 18 и выходного фильтра на диоде 19, дросселе 20 и конденсаторе 21.
Схемы управления 10, 12, 14 зарядного преобразователя 5, разрядного преобразователя 6 и преобразователя напряжения 3 выполнены в виде широтно-импульсных модуляторов, входом подключенных к шинам стабилизируемого напряжения. Схема управления 10 зарядного преобразователя 5 дополнительно связана с измерительным шунтом 8 и нагрузкой 2 в качестве обратной связи по величине зарядного тока и переключения установленной величины зарядного тока соответственно.
Устройство работает следующим образом. В процессе эксплуатации аккумуляторная батарея 4 работает в основном в режиме хранения и периодических подзарядов от солнечной батареи 1 зарядным преобразователем 5. Такой режим работы позволяет содержать ее в постоянной готовности для прохождения штатных теневых участков орбиты или на случай потери ориентации солнечной батареи космического аппарата на Солнце.
Питание нагрузки 2 осуществляется при этом от солнечной батареи 1 через преобразователь напряжения 3.
При прохождении теневых участков орбиты либо при нарушении ориентации нагрузка 2 питается от аккумуляторной батареи 4 через разрядный преобразователь 6.
Устройство контроля аккумуляторов 7 контролирует напряжение аккумуляторов и передает информацию об их состоянии в нагрузку 2, в которой реализуются следующие технологические операции.
1. Обрабатываются данные по текущему значению напряжения аккумуляторов, оценивается текущая емкость аккумуляторов и разница в текущей емкости аккумуляторов.
2. При снижении текущей емкости (напряжения) аккумуляторов до определенного выбранного на этапе проектирования системы электропитания значения разблокируется заряд (подзаряд) аккумуляторной батареи и при наличии избыточной мощности солнечной батареи 1 включается заряд аккумуляторной батареи 4, при этом факт включения заряда фиксируется бортовой ЭВМ по появлению тока заряда - сигнал с шунта 8. В случае достижения разницы в текущей емкости аккумуляторов 4-1 существенного значения, также выбранного на этапе проектирования системы электропитания, запускается процесс балансировки аккумуляторов по напряжению. К аккумуляторам 4-1 подключаются индивидуальные разрядные резисторы 4-2 (соответствующие контакты 4-3 замыкаются), за исключением аккумулятора, имеющего самое низкое напряжение (самого разряженного аккумулятора), и аккумуляторов, имеющих превышение этого напряжения в пределах установленного допуска. После достижения напряжения балансируемых аккумуляторов текущего значения напряжения самого разряженного аккумулятора соответствующий индивидуальный разрядный резистор 4-2 отключается посредством размыкания соответствующего контакта 4-3 реле блока реле 4-4. Управление блоком реле 4-4 реализуется по программе в бортовой ЭВМ через устройство контроля аккумуляторов 7.
3. Если в процессе балансировки аккумуляторов появляется ток разряда аккумуляторной батареи, блокируют проведение балансировки аккумуляторов аккумуляторной батареи (все индивидуальные разрядные резисторы 4-2 отключают), а после исчезновения тока разряда процесс проведения балансировки аккумуляторов аккумуляторной батареи продолжают (индивидуальные разрядные резисторы 4-2 подключают в предшествующей конфигурации). Балансировку продолжают до достижения всеми балансируемыми аккумуляторами напряжения самого разряженного аккумулятора.
Таким образом, предлагаемый способ позволяет повысить эффективность использования литий-ионных аккумуляторных батарей, работающих в составе системы электропитания космического аппарата.