СИСТЕМА ЭЛЕКТРОПИТАНИЯ КОСМИЧЕСКОГО АППАРАТА

Область использования
Полезная модель относится к конструкции системы электропитания (СЭП) околоземных космических аппаратов (КА) и может быть использована при проектировании и создании систем электропитания автоматических околоземных низкоорбитальных КА на основе солнечных батарей (СБ) и аккумуляторных батарей (АБ).
Предшествующий уровень техники
Неотъемлемой частью современной СЭП космических аппаратов помимо СБ и АБ является бортовая автоматика, например комплекс автоматики и стабилизации напряжения, который стабилизирует напряжение на выходе СЭП в границах диапазона токов нагрузки, согласует работу СБ и АБ, передает информацию о параметрах СЭП в бортовой комплекс управления (БКУ) и бортовую систему телеметрических измерений.
Известна СЭП 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 СЭП 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 СЭП. 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.
Наиболее близкой к заявляемой полезной модели является СЭП КА [патент РФ №239048] (фиг. 1), содержащая солнечную батарею, аккумуляторную батарею, микропроцессорный 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, управляющий работой системы электропитания. В СЭП КА, изготовленной с использованием данного патента, для нивелирования разбаланса напряжений в аккумуляторной батарее также предусмотрен микропроцессорный блок контроля и выравнивания напряжения аккумуляторов, конструктивно размещаемый в блоке автоматики или в аккумуляторной батарее.
Недостатком известных СЭП околоземных космических аппаратов является применение сложнейшей электронной аппаратуры для обеспечения их функционирования. Это приводит к повышению вероятности возникновения в ней отказов или единичных сбоев, в том числе таких, как нарушения обмена между БКУ КА и аппаратурой СЭП. Одной из причин возникновения отказов или сбоев в работе СЭП является использование в аппаратуре управления ее функционированием работающих по сложным алгоритмам микроконтроллеров, чувствительных к радиационным воздействиям, и прежде всего воздействию тяжелых заряженных частиц и высокоэнергетических протонов космического пространства.
Говоря об уровне техники, следует также отметить технические решения, используемые при создании АБ и СБ.
Известна АБ для СЭП 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 (SPS конфигурация). 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 СБ для СЭП КА [патент US 3952324], 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.
Раскрытие полезной модели
Задачей настоящей полезной модели является повышение надежности, радиационной стойкости и живучести системы электропитания космического аппарата путем исключения из ее состава работающих под управлением микроконтроллеров силовых электронных блоков и другой аппаратуры, использующей полупроводниковые элементы с высокой степенью интеграции, а также исключения термомеханических воздействий на блокирующие диоды при работе КА на низкой околоземной орбите.
Указанных технический результат достигается тем, что:
1. В системе электропитания космического аппарата, содержащей установленную вне корпуса космического аппарата солнечную батарею, состоящую из нескольких электрически соединенных параллельно солнечных генераторов, состоящих из последовательно соединенных фотоэлектрических преобразователей, и размещенные внутри негерметичного корпуса на термостатированных панелях аккумуляторную батарею, бортовую нагрузку и блок автоматики, обеспечивающий совместную работу солнечной батареи и аккумуляторной батареи на бортовую нагрузку и защиту аккумуляторной батареи от перезаряда, бортовая нагрузка подключена непосредственно к аккумуляторной батарее; блок автоматики выполнен в виде блокирующего устройства, установленного на термостатируемой панели совместно с аккумуляторной батареей и препятствующего протеканию обратных токов от аккумуляторной батареи в солнечную батарею, и электрической шины, соединяющей блокирующее устройство с солнечной батареей; параллельно аккумуляторной батарее через ключевой элемент подключено устройство защиты аккумуляторной батареи от перезаряда.
2
2. В системе электропитания космического аппарата при температуре 25°С и освещенности 1367 Вт/м для обеспечения автоматического снижения мощности генерации СБ по мере заряда АБ напряжение холостого хода солнечной батареи больше, а напряжение точки максимальной мощности генерации меньше максимального зарядного напряжения аккумуляторной батареи; с целью ограничения максимальной глубины разряда АБ на уровне 20-30% для обеспечения требуемого циклического ресурса номинальная энергоемкость аккумуляторной батареи не менее чем в 4 раза превышает средневитковое энергопотребление бортовой нагрузки; для снижения потерь мощности и тепловыделения в электрической шине ее сопротивление не превышает 20% от внутреннего сопротивления аккумуляторной батареи в начале ее эксплуатации в составе космического аппарата, а устройство защиты аккумуляторной батареи от перезаряда рассчитано на сброс мощности, превышающей мощность бортовой нагрузки при работе в дежурном режиме, в котором на КА возможно возникновение избытка генерирующей мощности и перезаряд АБ.
3. В системе электропитания 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.
4. В системе электропитания 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.
5. В системе электропитания космического аппарата в качестве диодов используются диоды Шоттки, обладающие по сравнению с другими типами диодов минимальным падением напряжения.
6. В системе электропитания космического аппарата ключевой элемент, подключающий устройство защиты аккумуляторной батареи от перезаряда, выполнен в виде обладающего практически неограниченным ресурсом количества переключений электронного ключа, управляемого бортовым комплексом управления.
7. В системе электропитания космического аппарата ключевой элемент, подключающий устройство защиты аккумуляторной батареи от перезаряда, выполнен в виде более простого в схемной реализации электромеханического контактора, управляемого бортовым комплексом управления.
8. В системе электропитания космического аппарата управление ключевым элементом осуществляется без задействования бортового комплекса управления с помощью аналогового компаратора с гистерезисом (триггера Шмитта), настроенного на величину максимального зарядного напряжения аккумуляторной батареи.
9. В системе электропитания 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 электропитания космического аппарата балластный резистор выполнен в виде размещенного на теплопроводящей панели проволочного резистивного элемента.
11. В системе электропитания космического аппарата аккумуляторная батарея выполнена из литий-ионных аккумуляторов габарита 18650, позволяющих создавать АБ с повышенной надежностью, используя различные электрические конфигурации.
12. В системе электропитания космического аппарата аккумуляторная батарея изготовлена в параллельно-последовательной (PS) конфигурации.
13. В системе электропитания космического аппарата аккумуляторная батарея изготовлена в последовательно-параллельно-последовательной (SPS) конфигурации.
Пример реализации СЭП КА.
2
Структурная электрическая схема системы электропитания космического аппарата приведена на фиг. 1. Она включает установленную вне корпуса космического аппарата СБ 1, состоящую из 110 электрически соединенных параллельно СГ 2, состоящих из 14 последовательно соединенных ФЭП 3. Вольтамперные характеристики СБ в условиях освещенности 1367 Вт/м в начале срока активного существования (САС) КА и в конце пятилетнего САС приведены на фиг. 2 и 3 соответственно.
СБ 1 подключена к АБ 4, размещенной на термостатированной панели внутри негерметичного корпуса КА и состоящей из 384 литий-ионных аккумуляторов 5 габарита 18650 в электрической конфигурации 2S48P4S. Вольтамперные характеристики АБ 4 при температуре 20°С приведены на фиг. 4. В конце САС КА (5 лет) энергоемкость АБ 4 снижается на 50%.
СБ 1 подключена к АБ 4 с помощью электрической шины 6 через размещенное совместно с АБ 4 на термостатированной панели блокирующее устройство 7, выполненное в виде установленных на едином основании десяти электрически соединенных параллельно полупроводниковых диодов 8 с вольтамперными характеристиками, приведенными на фиг. 5.
К выводам АБ 4 подключена бортовая нагрузка 9 и через электронный ключ 10 устройство защиты от перезаряда 11, выполненное в виде трех электрически соединенных параллельно балластных резисторов 12, выполненных на основе на проволочных резистивных элементов мощностью 100 Вт каждый. Балластные резисторы 12 размещаются на внешней поверхности КА и при подключении к АБ 4 обеспечивают сброс избыточно генерируемой СБ 1 мощности путем излучения. Подключение/отключение к АБ 4 балластных резисторов 12 управляется электрическим сигналом, поступающим на электронный ключ 10 от не входящего в состав системы электропитания бортового комплекса управления 13.
Таким образом в системе электропитания КА, приведенной на фиг. 1, обеспечивается совместная работа СБ 1 и АБ 4 на бортовую нагрузку 9, на теневом участке орбиты КА исключается разряд АБ 4 через цепи СБ 1, а на освещенном участке орбиты при нештатных режимах работы, связанных с долговременным энергопотреблением бортовой аппаратуры на минимальном уровне, обеспечивается защита АБ 4 от перезаряда.
В качестве примера, для штатной циклограммы энергонагруженного режима работы бортовой аппаратуры КА, приведенной на фиг. 6, представлены полученные расчетным путем графики изменения напряжения и глубины разряда АБ 4 в течение 24 часов полета КА в начале и конце САС КА: фиг. 7 и 8 соответственно.
Проведенный анализ графиков показывает, что при указанных выше электрических характеристиках составных частей СЭП 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 СЭП КА обеспечивает стабильное поддержание суточного энергетического баланса при исходно полностью заряженной АБ 4 - при максимальном зарядном напряжении порядка 32,2 В, что соответствует нулевой глубине ее разряда.
В конце САС КА из-за деградации электрических характеристик СБ 1 и АБ 4 стабильное поддержание суточного энергетического баланса достигается при меньших напряжениях АБ 4 - порядка 31,2 В в конце заряда, что соответствует 12% глубине разряда.
При длительном снижении энергопотребления бортовой аппаратуры до минимума (дежурный режим полета с мощностью потребления 300 Вт) во избежание опасного перезаряда АБ 4 (выше 33,6 В, что соответствует глубине разряда минус 20%) по команде бортового комплекса управления 13 с помощью электронного ключа 10 параллельно АБ 4 подключается устройство защиты от перезаряда 11 и максимальное зарядное напряжение АБ 4 ограничивается на уровне 33,0 В (фиг. 9).
Все перечисленные в описании признаки непосредственно влияют на достижение указанного технического результата посредством предложенной схемы построения системы электропитания. 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 живучести системы электропитания космического аппарата.