СИСТЕМА ЭЛЕКТРОПИТАНИЯ КОСМИЧЕСКОГО АППАРАТА
SPACECRAFT POWER SUPPLY SYSTEM

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.
Уровень техники
Конструкция и характеристики СЭП во многом определяют конструктивный облик, срок активного существования КА в полете, его функциональные возможности, надежность, массогабаритные и экономические показатели, составляя до 25% массы, объема и стоимости КА (см. Тарасов B.C. "Система генерирования электроэнергии с увеличенным сроком активного существования для малого космического аппарата". Специальность 05.09.03. Электротехнические комплексы и системы. «Национальный исследовательский университет «МЭИ», 2015 г.). Поэтому проблема совершенствования технических характеристик СЭП КА имеет актуальное значение. В СЭП современных КА в качестве первичных источников энергии используются солнечные батареи (СБ), в которых солнечная энергия преобразуется в электрическую энергию фотоэлектрическими преобразователями и позволяет обеспечить питание всех устройств КА, а также заряд вторичных источников питания - накопителей электрической энергии в виде аккумуляторных батарей (АБ), являющихся одним из наиболее критичных звеньев у СЭП. АБ осуществляет питание устройств КА в основном на теневых участках, возникающих в связи с периодическим прохождением КА теневых участков орбиты, затененных от Солнца Землей или участков, частично затененных от Солнца Луной, а также в аварийных режимах в момент потери ориентации на Солнце и в нештатных режимах - при недостатке или отсутствии мощности солнечной батареи для питания всех подключенных потребителей, например при включении пиковых нагрузок, при маневрах КА для коррекции орбиты, при входах и выходах КА из теневых участков орбиты.
Солнечная батарея после выхода КА из тени имеет значительно большее напряжение (приблизительно в 2,8 раза), чем номинальное при установившейся температуре при освещении Солнцем (см. патент, РФ, №2313169). Превышение напряжения холостого хода СБ 200 В в моменты выхода КА из теневых участков Земли приводит к возникновению в условиях вакуума электростатических разрядов между цепочками фотодиодов СБ или элементами токосъема. В связи с этим, выбираемое напряжение СБ следует ограничивать по максимуму на уровне до Uогр=70 В, а для получения требуемого большего напряжения на нагрузке использования трансформаторных схем. Однако вынужденная мера использования трансформаторов приводит к увеличению массы и габаритов СЭП, а также к усложнению схемных решений из-за необходимости использования преобразователей постоянных напряжений в переменные для трансформирования, например, в виде широтно-импульсных преобразователей (см., например, патенты, РФ, №2613660, №2560720).
Поэтому для КА с низким номинальным бортовым напряжением питания КА 27 В, например, для низкоорбитальных КА дистанционного зондирования Земли (например, для КА «Канопус-В» бортовое напряжение питания составляет 24-34 В) целесообразно использовать построение СЭП без трансформаторных схем.
При этом, в качестве аккумуляторных батарей целесообразно использовать АБ на основе Лития (литий-ионные или литий-полимерные АБ), которые по сравнению с другими типами аккумуляторов (например, никель-водородных, никель-кадмиевых, никель-металлогидридных) обладают значительными преимуществами по своим удельным энергетическим характеристикам (превышают их в 2-3 раза), большим напряжением на элементе, малым саморазрядом, очень хорошим временем эксплуатации и экологической чистотой, а также простотой режима заряда и эксплуатации.
Для литий-ионного аккумулятора (напряжение единичного элемента) варьируется в следующих пределах (см. "Питание для холодного климата: морозостойкие литий-полимерные АКБ от ЕЕМВ". Новости электроники, №4, 2016 г.):
номинальное значение напряжения - 3,6…3,7 В;
максимальное (заряженное) - 4,2 В;
минимальное (с учетом оптимального допустимого значения) - 2,5…3,0 В.
Наиболее близким к предлагаемому изобретению является "Система электропитания космического аппарата" (патент, РФ, №2390478), взятое авторами за прототип.
Данная система прототипа включает в себя солнечную батарею, аккумуляторную батарею, микроЭВМ, блок автоматики, обеспечивающий контроль основных параметров и совместную работу солнечной батареи и аккумуляторной батареи на бортовую нагрузку через разрядное устройство, а также заряд аккумуляторной батареи от солнечной батареи, блок контроля и выравнивания аккумуляторов (БКВА), обеспечивающий поэлементный контроль напряжений в аккумуляторной батарее и нивелирование разбаланса напряжений путем индивидуального их подзаряда.
Алгоритм работы данной системы электропитания космического аппарата следующий.
Солнечная батарея вырабатывает электрическую энергию, которая преобразуется в блоке автоматики и поступает в нагрузку. При этом при избытке вырабатываемой электроэнергии блок автоматики заряжает аккумуляторную батарею. При недостатке или полном отсутствии электроэнергии, вырабатываемой солнечной батареей, питание нагрузки осуществляется через блок автоматики от аккумуляторной батареи. В процессе работы БКВА контролирует напряжение и температуру каждого аккумулятора аккумуляторной батареи, значения которых анализируются в микроЭВМ, формирует команду на перевод БКВА в режим подзаряда, если отклонение напряжения AU любого аккумулятора от среднего по аккумуляторной батарее достигает заданной алгоритмом работы микроЭВМ значения (например, 10 мВ). В режиме подзаряда БКВА подключает к аккумулятору с наименьшим напряжением источник постоянного тока, формирующий необходимое для подзаряда напряжение. Выход из режима подзаряда осуществляется по команде, формируемой микроЭВМ при снижении величины AU до заданного алгоритмом работы микроЭВМ значения (например, 0 мВ), или превышении температуры подзаряжаемого аккумулятора заданного алгоритмом работы значения.
Недостатки прототипа:
отсутствие экстремального регулирования мощности солнечной батареи снижает энергетическую эффективность СЭП КА;
невысокая надежность СЭП КА из-за выхода из строя аккумуляторов в АБ;
невысокая точность контроля остаточной емкости аккумуляторов в АБ (под остаточной емкостью АБ следует понимать значение количества электрической энергии, выраженное в ампер часах или Кулонах, которое АБ отдает при разряде до выбранного конечного напряжения в любом текущем его состоянии), т.к. она контролируется по величине напряжения на аккумуляторе. Для литий-ионных аккумуляторов в АБ с катодом на базе литированного фосфата железа (феррофосфата лития), обладающих большим ресурсом работы и безопасностью (см. Вопросы электромеханики Т. 123. 2011, стр. 29-30), напряжение на аккумуляторе почти на всем протяжении изменения остаточной емкости является горизонтальной прямой и резкое изменение (снижение) напряжения наступает после снятия с аккумулятора около 90% емкости, или в области полного заряда аккумулятора (см. патент, РФ, №2533328);
невысокий срок службы АБ с аккумуляторами, у которых катод выполнен на базе литированного фосфата железа, из-за низкой точности выравнивания разбаланса остаточной емкости аккумуляторов в АБ, контролируемой по величине отклонения напряжения ΔU. Низкая точность разбаланса приводит к глубокому разряду аккумуляторов с низкой заряженностью при разряде АБ (снижение остаточной емкости аккумулятора ниже предельных значений), ухудшающих его ресурсные характеристики (см. Д.А. Хрусталев. Аккумуляторы. Москва, 2003 г., стр. 124-125).
Имеющиеся у прототипа недостатки снижают энергетическую эффективность СЭП КА и не позволяют достичь выдвигаемые на сегодня показатели по сроку активного существования КА дистанционного зондирования Земли (более 10 лет).
Целью предлагаемого изобретения является повышение энергетической эффективности и срока активного существования системы электропитания космического аппарата.
Раскрытие изобретения
Сущность предлагаемой системы электропитания космического аппарата заключается в техническом обеспечении экстремального регулирования мощности солнечной батареи при питании нагрузки с одновременным зарядом или разрядом аккумуляторной батареи, выравнивания разбаланса аккумуляторов по остаточной емкости путем пропускания через аккумуляторную батарею импульса тока и вычисления по каждому аккумулятору разности между постоянным напряжением и напряжением под импульсной нагрузкой на нем для определения его остаточной емкости, рационального режима выравнивания температур аккумуляторов, а также исключения в работе из аккумуляторной батареи вышедших из строя аккумуляторов и подключении взамен аккумуляторов, находящихся в ресурсосберегающем режиме.
Система включает в себя солнечную батарею, основную аккумуляторную батарею из N аккумуляторов, микроЭВМ, разрядное устройство, зарядное устройство, нагрузку, а также блок контроля и выравнивания аккумуляторов.
Введение в устройство блока шунтирующих из N байпасных переключателей, дополнительной аккумуляторной батареи из n аккумуляторов, блока шунтирующих из n байпасных переключателей, блока последовательных из n байпасных переключателей, последовательного регулятора напряжения, экстремального регулятора мощности с формирователем управления, формирователя одиночного импульса тока и системы терморегулирования позволяет повысить энергетическую эффективность и срок активного существования системы электропитания космического аппарата.
Высокая энергетическую эффективность СЭП КА достигается за счет достижения экстремального регулирования мощности СБ при питании нагрузки и одновременном заряде АБ, а также при одновременном питании нагрузки от СБ и АБ.
Высокий срок активного существования достигается за счет:
замены вышедших из строя, находящихся в работе аккумуляторов основной аккумуляторной батареи, на аккумуляторы, находящиеся в ресурсосберегающем режиме дополнительной аккумуляторной батареи;
обеспечения ресурсосберегающего режима дополнительной аккумуляторной батареи, аккумуляторы которой находятся в режиме хранения, являющимся оптимальным для обеспечения несущественного снижения их ресурса работы;
определения высокой точности остаточной емкости, находящихся в работе аккумуляторов основной аккумуляторной батареи, и выравнивания разбаланса с использованием одиночного импульса тока, не приводящего к глубокому разряду аккумуляторов, снижающему их ресурс работы;
использования оптимального терморегулирования для выравнивания температур основной и дополнительной аккумуляторных батарей.
На фиг. 1 приведена структурная схема системы электропитания космического аппарата.
На фиг. 2 приведена схема подключения к аккумуляторам байпасных переключателей.
На фиг. 3 приведен пример схемы формирователя одиночного импульса тока.
Осуществление изобретения
Система электропитания космического аппарата содержит составляющие, обозначенные позициями фиг. 1:
1 - СБ (солнечная батарея);
2 - ОАБ (основная аккумуляторная батарея из N аккумуляторов);
N
3 - БШБП (блок из N шунтирующих байпасных переключателей);
4 - ДАБ (дополнительная аккумуляторная батарея из n аккумуляторов);
n
5 - БПБП (блок из n последовательных байпасных переключателей);
n
6 - БШБП (блок из n шунтирующих байпасных переключателей);
7 - РУ (разрядное устройство);
8 - ЗУ (зарядное устройство);
9 - микроЭВМ;
10 - нагрузка;
11 - БКВА (блок контроля и выравнивания аккумуляторов);
12 - ПРН (последовательный регулятор напряжения);
13 - ЭРМ с ФУ (экстремальный регулятор мощности с формирователем управления);
14 - ФОИТ (формирователь одиночного импульса тока);
15 - СTP (система терморегулирования).
Система электропитания космического аппарата включает в себя солнечную батарею 1, основную аккумуляторную батарею из N аккумуляторов 2, микроЭВМ 9, разрядное устройство 7, зарядное устройство 8, первый вывод которого соединен с плюсовой шиной солнечной батареи 1, а второй - с первым выводом разрядного устройства 7. Содержит также нагрузку 10, первый вывод которой соединен с вторым выводом разрядного устройства 7, а второй - с минусовой шиной основной аккумуляторной батареи из N аккумуляторов 2 и с минусовой шиной солнечной батареи 1. Содержит также блок контроля и выравнивания аккумуляторов 11, первый выход которого соединен с первым входом микроЭВМ 9, (N+1) выходы - с аккумуляторами основной аккумуляторной батареи из N аккумуляторов 2, а вход - с первым выходом микроЭВМ 9, второй выход которой соединен с первым входом зарядного устройства 8.
В устройство дополнительно введены блок шунтирующих N байпасных переключателей 3, входы которого соединены с третьим выходом микроЭВМ 9, а выходы - параллельно с каждым аккумулятором основной аккумуляторной батареи из N аккумуляторов 2; дополнительная аккумуляторная батарея из п аккумуляторов 4, минусовой вывод которой соединен с плюсовой шиной основной аккумуляторной батареи из N аккумуляторов 2; блок из п шунтирующих байпасных переключателей 6, входы которого соединены с четвертым выходом микроЭВМ 9, а выходы - параллельно с каждым аккумулятором дополнительной аккумуляторной батареи из п аккумуляторов 4; блок из п последовательных байпасных переключателей 5, входы которого соединены с пятым выходом микроЭВМ 9, а выходы - последовательно с каждым аккумулятором дополнительной аккумуляторной батареи из п аккумуляторов 4 и между собой, при этом последний выход (5.n) соединен с вторым выводом зарядного устройства 8.
Также введены: последовательный регулятор напряжения 12, первый вход которого соединен с первым выводом зарядного устройства 8, а выход - с первым выводом нагрузки 10; экстремальный регулятор мощности с формирователем управления 13, первый вход которого соединен с первым выводом зарядного устройства 8, второй вход соединен с первым выводом нагрузки 10, а первый выход соединен с вторым входом зарядного устройства 8, и второй выход - с вторым входом последовательного регулятора напряжения 12; формирователь одиночного импульса тока 14, первый вывод которого соединен с плюсовой шиной солнечной батареи 1, второй вывод соединен с вторым выводом зарядного устройства 8, третий вывод соединен с минусовой шиной солнечной батареи 1, а четвертый вывод - с шестым выходом микроЭВМ 9; система терморегулирования 15, вход которой соединен с седьмым выходом микроЭВМ 9.
Описание работы устройства
n
n
Вначале в исходном состоянии рабочим напряжением Upaб (напряжение бортового питания КА) последовательно соединенных аккумуляторных батарей ОАБ 2 и ДАБ 4 является напряжение ОАБ 2, при этом в данной "рабочей" аккумуляторной батарее с помощью БПБП 5 положительная клемма аккумулятора (2.N) ОАБ 2, состоящая из последовательно соединенных аккумуляторов 2.1, 2.2, … 2.N, соединена с последним выходом (5.n) БПБП 5.
В зависимости от нахождения КА на орбите, генерируемая мощность СБ 1 изменяется, и поэтому система электропитания КА работает в следующих режимах.
Н
СБmax
Режим 1. Мощность нагрузки меньше мощности генерируемой СБ 1 (Р<Р), ОАБ 2 заряжена. Питание нагрузки 10 осуществляется от СБ 1 и стабильное номинальное напряжение (27 В) на нагрузке 10 поддерживается последовательным регулятором напряжения ПРН 12, в качестве которого можно использовать линейный стабилизатор напряжения (см. например, патент, РФ, №2313819).
Н
СБmax
Режим 2. Мощность нагрузки меньше мощности генерируемой СБ 1 (Р<Р), ОАБ 2 разряжена. СБ 1 в этом случае полностью используется по мощности, которая расходуется на питание нагрузки 10 через ПРН 12 и заряд ОАБ 2, зарядный ток которой обеспечивает ЗУ 8. Степень заряженности ОАБ 2 контролируется БКВА 11, данные которого поступают в микроЭВМ 9, по сигналу которого ЗУ 8 включается и выключается.
Н
СБmax
Режим 3. Мощность нагрузки больше мощности генерируемой СБ 1 (Р>Р), разряд ОАБ 2 через разрядное устройство РУ 7. Питание нагрузки 10 от СБ 1 и ОАБ 2.
СБ
Режим 4. Солнечная батарея СБ 1 не генерирует мощность (КА в тени Земли) СБ 1 не генерирует мощность (Р=0), разряд ОАБ 2. Питание нагрузки 10 осуществляется от ОАБ 2 через РУ 7.
Для того, чтобы напряжение СБ 1 поддерживалось вблизи его оптимального значения, при котором СБ 1 генерирует максимально возможную в данных условиях мощность, тем самым реализуя режим экстремального регулирования мощности солнечной батареи СБ 1, в системе электропитания КА используется экстремальный регулятор мощности с формирователем управления ЭРМ с ФУ 13. В результате экстремального регулирования мощности солнечной батареи СБ 1 повышаются КПД и удельно-массовые характеристики СЭП (Вт/кг). Данный режим экстремального регулирования мощности СБ 1 осуществляется управлением ЭРМ с ФУ 13 зарядным устройством ЗУ 8 при питании нагрузки 10 и одновременном заряде ОАБ 2 (режим 2), а также управлением ЭРМ с ФУ 13 последовательным регулятором напряжения ПРН 12 при одновременном питании нагрузки от СБ 1 и ОАБ 2 (режим 3), при этом, данный режим экстремального регулирования мощности СБ 1 сохраняется при изменении вольтамперной характеристики СБ 1 под воздействием дестабилизирующих факторов в виде температуры, "деградации", загрязнения, микрометеоритов, ультрафиолета и т.д. (описание примера технической реализации ЭРМ с ФУ 13 см., например, в патенте, РФ, №2101831).
Число аккумуляторов N в последовательной цепи ОАБ 2 с минимальным напряжением (допустимой глубиной разряда) Uакк.мин должно обеспечивать номинальное бортовое питание Uном.борт=27 В (допуск в пределах от 24 до 34 В):
Следует учитывать, что допустимая глубина разряда играет существенную роль при выборе Uакк.мин, т.к. аккумуляторные батареи в процессе длительной эксплуатации КА могут выйти из строя или существенно снизить свои характеристики, в том числе и ресурсные, из-за многократного глубокого разряда. В связи с этим, для получения высоких ресурсных показателей СЭП КА с использованием литий-ионных аккумуляторов с номинальным значением напряжения Uакк.ном=3,6 В, допустимое минимальное разрядное напряжение иакк.мин целесообразно выбирать на уровне 3,1 В (характеристики приведены выше в описании). Емкость выбираемых аккумуляторов Сакк в ОАБ 2 должна соответствовать следующему выражению:
где
Ртени - максимальное энергопотребление нагрузки за период прохождения «теневого» участка орбиты, Вт⋅час;
Uакк.макс - максимальное (заряженное) напряжение аккумулятора, В.
Рассмотрим примеры выбора числа аккумуляторов N с учетом выражения (1):
Пример 1. Для литий-ионных аккумуляторов у которых положительный электрод изготовлен из литированного оксида кобальта или подобных оксидных соединений с Uакк.ном=3,6 В минимальное число аккумуляторов N в ОАБ 2 составляет 9 штук, при этом минимальное напряжение разряженной батареи составляет 27,9 В, а максимальное заряженной батареи - 37,8 В.
Пример 2. Для литий-ионных аккумуляторов с катодом на базе литированного фосфата железа, у которого более низкие удельные энергетические параметры из-за несколько меньшего номинального напряжения (приблизительно на 0,4 В), минимальное число аккумуляторов N в ОАБ 2 составляет 10 штук, при этом минимальное напряжение разряженной батареи составляет 27,0 В, а максимальное заряженной батареи - 38,0 В.
Величина максимального напряжения заряженной литий-ионной батареи ОАБ 2 определяет выбор нижнего значения номинального напряжения Uсб.ном солнечной батареи СБ 1, находящегося в пределах:
Нижнее значение Uсб.ном выбирается из условия возможности построения бестрансформаторного ЗУ 8 в качестве источника тока (по разнице напряжений Uакк.макс и Uсб.ном, например, 5 В). Верхнее значение Uсб.ном ограничивается Uогр из условия не превышения напряжения холостого хода солнечной батареи 200 В в моменты выхода КА из теневых участков Земли, приводящего к возникновению в условиях вакуума электростатических разрядов между цепочками фотодиодов СБ 1 или элементами токосъема.
элемента
Предельное максимальное значение Uогр солнечной батареи 1 составляет приблизительно 70 В. При выборе с некоторым запасом от максимального значения СБ 1, например, Uc6.огр≈65 В, широкий рабочий диапазон работы СБ 1, составляющий в данном случае 22 В (Uсб.огр-Uакк.макс+5=22 В), позволяет обеспечить ее высокую надежность процессе эксплуатации за счет резервирования достаточного числа отказов в работе элементов фотопреобразователей (например, у солнечной батареи на основе трехкаскадных арсенид-галлиевых фотопреобразователей напряжение элемента U=2,5 В).
В штатном режиме полета КА заряд ОАБ 2 осуществляется на полетных "световых" интервалах орбиты, составляющих для КА ДЗЗ приблизительно (45-50) минут, в виду того, что длительность одного витка орбиты КА ДЗЗ составляет приблизительно (90-100) минут, и тогда теневой участок орбиты, на котором питание КА осуществляется только от аккумуляторной батареи, составляет приблизительно (45-50) минут. Аккумуляторы находятся в "тяжелых" условиях эксплуатации, приводящих к необратимому снижению емкости, которое происходит в основном из-за количества зарядно-разрядных циклов. Включение в ОАБ 2 дополнительных резервных аккумуляторов, благодаря которым может обеспечиваться работоспособность СЭП при исключении отказавших аккумуляторов из ОАБ 2 (см. патент, РФ, №2488911), малоэффективно в виду следующих недостатков:
- уменьшается диапазон выбора Uсб.ном солнечной батареи 1, снижающий количество резервных элементов фотопреобразователей у СБ 1;
- последовательно включенные дополнительные резервные аккумуляторы в ОАБ 2 будут постоянно находиться в "рабочем" состоянии, что существенно снижает ресурс их работы и в целом СЭП КА (из-за непрерывных рабочих зарядно-разрядных циклов). Это объясняется тем, что байпасные переключатели, разрабатываемые для АБ на КА с целью обеспечения высокой надежности, конструктивно имеют только разовое переключение (например, при активации байпасного переключателя на электронагревательный элемент подается ток, расплавляется легкоплавкий сплав и освобождается пружина силопривода), в которых исполнительный механизм приводится в действие за счет перегорания плавкого предохранителя или нагревания легкоплавкого сплава (см., например, патент, РФ, №108881).
В предлагаемой СЭП КА взамен исключаемого отказавшего аккумулятора из ОАБ 2 последовательно подключается аккумулятор ДАБ 4, находящийся в ресурсосберегающем режиме. Под ресурсосберегающим режимом аккумулятора следует понимать поддержание его в режиме хранения, оптимальным условием которого является заряженность до 40% номинальной емкости (см. Фрэн Хоффард, "Правильная эксплуатация может продлить жизнь литий-ионного аккумулятора". www.powerelectronics.com).
N
n
При выходе из строя аккумулятора в ОАБ 2 по сигналу с микроЭВМ 9 отказавший аккумулятор исключают путем шунтирования соответствующим ключом БШБП 3, состоящего из 3.1, 3.2, … 3.N ключей, (см., например, патент, РФ, №2415489), затем к плюсовой шине ОАБ 2 подключают первый резервный аккумулятор (4.1) ДАБ 4 через последовательный байпасный переключатель (5.1) БПБП, сохраняя при этом количество аккумуляторов N в "рабочей" аккумуляторной батарее.
N
n
n
n
n
При выходе из строя следующего аккумулятора в ОАБ 2, его аналогично шунтируют соответствующим ключом БШБП 3, затем последовательно к "рабочей" аккумуляторной батарее подключают второй резервный аккумулятор (4.2) ДАБ 4 через последовательный байпасный переключатель (5.2) БПБП, сохраняя, при этом количество аккумуляторов N в "рабочей" аккумуляторной батарее, и т.д. до подключения аналогичным образом (4.n)-го резервного аккумулятора в "рабочую" аккумуляторную батарею через последовательный байпасный переключатель (5.n) БПБП 5, сохраняя, при этом количество аккумуляторов N в "рабочей" аккумуляторной батарее. Следует отметить, что в случае преждевременного отказа по какой-либо причине в "рабочей" аккумуляторной батарее аккумулятора, который был подключен из ДАБ 4, его исключают из "рабочей" аккумуляторной батареи путем шунтирования соответствующим ключом БШБП 6, состоящего из 6.1, 6.2, … 6.n ключей, подключая затем резервный аккумулятор ДАБ 4 через последовательный байпасный переключатель БПБП 5, сохраняя, при этом количество аккумуляторов N в "рабочей" аккумуляторной батарее.
N
n
n
N
Подключение к аккумуляторам ОАБ 2 шунтирующих байпасных переключателей БШБП 3 и к резервным аккумуляторам ДАБ 4 последовательных байпасных переключателей БПБП 5 (подключение шунтирующих байпасных переключателей БШБП 6 не показано, т.к. оно аналогично подключению БШБП 3) может быть выполнено, например, в виде структурной схемы, представленной на фиг. 2, и содержащей составляющие, обозначенные следующими позициями:
N
(3.1-1), (3.2-l), … (3.N-l) - ключи К 1 шунтирующих байпасных переключателей БШБП 3;
N
(3.1-2), (3.2-2), … (3.N-2) - ключи К 2 шунтирующих байпасных переключателей БШБП 3;
N
(3.1-3), (3.2-3), … (3.N-3) - устройства управления ключами БШБП 3;
n
(5.1-1), (5.2-1), … (5.n-1) - ключи К 1 последовательных байпасных переключателей БПБП 5;
n
(5.1-2), (5.2-2), … (5.n-2) - ключи К 2 последовательных байпасных переключателей БПБП 5;
n
(5.1-3), (5.2-3), … (5.n-3) - устройства управления ключами БПБП 5.
N
n
N
n
При поступлении управляющего сигнала от микроЭВМ 9 на одно из устройств управления ключами БШБП 3 (3.1-3), (3.2-3),…(3.N-3) или БПБП 5 (5.1-3), (5.2-3),… (5.n-3), оно размыкает ключ К 1 и замыкает ключ К 2, связанные с данным устройством. Шунтирование аккумуляторов в "рабочей" аккумуляторной батарее может осуществляться в режимах 2, 3, 4 СЭП КА, т.к. общая цепь соединения аккумуляторов не разрывается в процессе переключения, а промежуток времени от момента замыкания нормальноразомкнутых контактов до размыкания нормальнозамкнутых контактов определяется конструкцией БШБП 3 и БШБП 6 (с целью обеспечения высокой надежности, минимальное число аккумуляторов N в ОАБ 2 целесообразно выбирать на один больше расчетного).
Подключение резервного аккумулятора, находящегося в ресурсосберегающем режиме в "рабочую" аккумуляторную батарею осуществляется по сигналу микроЭВМ 9 во 2-м режим работы СЭП КА при заряде разряженных аккумуляторов. Вначале, после исключения из "рабочей" аккумуляторной батареи вышедшего из строя аккумулятора, по сигналу микроЭВМ 9 ее заряжают с помощью ЗУ 8 приблизительно до 40% от номинальной емкости (для сокращения времени выравнивания аккумуляторов заряженной АБ), затем по сигналу микроЭВМ 9 отключают ЗУ 8, останавливают заряд и подключают резервный аккумулятор, имеющий приблизительно такую же заряженность, далее включают ЗУ 8 и продолжают заряд "рабочей" аккумуляторной батареи до заданного конечного максимального значения с последующим выравниванием аккумуляторов по остаточной емкости.
Выравнивание аккумуляторов по остаточной емкости в "рабочей" аккумуляторной батарее может осуществляться, например, как и в прототипе, путем последовательного подключения БКВА 11 к аккумулятору с наименьшей остаточной емкостью источника постоянного тока, находящегося в БКВА 11, и формирующего необходимое для подзаряда остаточную емкость. Выход из режима подзаряда осуществляется по команде, формируемой в микроЭВМ 9, при снижении разброса (разницы между максимальным и минимальным значением) по остаточной емкости аккумуляторов в "рабочей" аккумуляторной батарее до заданного минимального значения.
Изначальный заряд приблизительно до 40% от номинальной емкости и в дальнейшем подзаряд аккумуляторов в ДАБ 4 до данного значения может осуществляться путем последовательного подключения БКВА 11 к аккумуляторам, начиная с аккумулятора 4.1 и заканчивая аккумулятором 4.n, источника постоянного тока, находящегося в БКВА 11. В точном выравнивании резервных аккумуляторов по остаточной емкости в ДАБ 4 практически нет необходимости, т.к. они подвержены только саморазряду при нахождении в ресурсосберегающем режиме и не разряжаются на нагрузку.
Контроль остаточной емкости аккумуляторов по напряжению на аккумуляторе наиболее приемлем для литий-ионных аккумуляторов у которых положительный электрод изготовлен из литированного оксида кобальта или подобных оксидных соединений, т.к. характеристика зависимости напряжения на аккумуляторе от остаточной емкости имеет достаточно выраженный характер изменения. Однако контроль остаточной емкости аккумуляторов по напряжению на аккумуляторе для надежных и имеющих большой ресурс в эксплуатации аккумуляторов, у которых положительный электрод изготовлен из литированного фосфата железа, как было отмечено выше в описании, практически неприемлем, в виду того, что напряжение на аккумуляторе почти на всем протяжении изменения остаточной емкости является горизонтальной прямой и резкое изменение (снижение) напряжения наступает после снятия с аккумулятора приблизительно 90% емкости, в результате чего мониторинг степени заряженности (разряженности) аккумулятора по измерению напряжения становится неточным (см. патент, РФ, №2533328). В данном случае повышение точности и достоверности определения остаточной емкости аккумулятора возможно по значениям разности (ΔU) напряжений ненагруженного аккумулятора (U1) и амплитуды импульсного напряжения (U2) данного аккумулятора под воздействием импульсного тока, т.е.
Зависимость ΔU от остаточной емкости аккумулятора имеет ярко выраженный характер (см. патент, РФ, №2533328).
При этом параметры импульсного тока могут быть следующими:
длительность импульса тока (0,01÷0,1) секунд;
амплитуда не менее чем в 5 раз превышает максимально допустимый ток непрерывного разряда для данного типоразмера аккумулятора, но меньше, чем допустимый для данного аккумулятора импульсный ток нагрузки.
Данный импульсный ток по сигналу микроЭВМ 9 формирует ФОИТ 14, схема которого, например, представлена на фиг. 3 и содержит составляющие, обозначенные позициями:
16 - конденсатор;
17 - D-триггер;
18 - первый резистор;
19 - второй резистор;
20 - третий резистор;
21 - первый транзистор;
22 - второй транзистор;
23 - четвертый резистор;
24 - "рабочая" аккумуляторная батарея.
1
1
1
имп
Формирователь одиночного импульса тока (ФОИТ) 14 работает следующим образом. По сигналу напряжения с микроЭВМ 9 (по фронту сигнала), поступающему на С-вход D-триггера 17, состояние логической "1" с D-входа D-триггера 17 передается на его выход, и конденсатор 16 с емкостью Q заряжается через первый резистор 18 с сопротивлением R. При достижении заряда конденсатора 16 до уровня срабатывания по R-ходу D-триггера 17, его выход устанавливается в состояние логического "0", формируя тем самым одиночный импульс напряжения, длительность которого определяется постоянной времени RC На время появления импульса открываются первый транзистор 21 и второй транзистор 22, работающие в ключевом режиме (второй резистор 19 и третий резистор 20 - токоограничивающие резисторы), обеспечивая протекание импульса тока амплитудой I через "рабочую" аккумуляторную батарею 24 (по цепи: плюсовая шина СБ 1 - переход эмиттер коллектор второго транзистора 22 - четвертый резистор 23 -"рабочая" АБ 24 - минусовая шина СБ 1):
где
имп
Ucб - напряжение СБ 1 (при расчетах I в выражении (5) можно использовать среднее номинальное значение СБ 1 с учетом количества резервных элементов фотопреобразователей);
Uкэ.нас - напряжение коллектор-эмиттер второго транзистора 24, находящегося в режиме насыщения Uкэ.нас≈(0,5÷1) В=const);
2
R - сопротивление четвертого резистора 23;
имп
Uраб - напряжение "рабочей" АБ 24 (при расчетах I в выражении (5) можно использовать номинальное значение КА - 27 В).
Современные литий-ионные АБ очень чувствительны к температуре, поэтому для достижения большого времени жизни требуется обеспечение в процессе их эксплуатации комфортные температурные режимы, а именно, поддержание температуры в сравнительно узком диапазоне (см. "Питание для холодного климата: морозостойкие литий-полимерные АКБ от ЕЕМВ". Новости электроники, №4, 2016 г.). Конструктивно в предлагаемой СЭП КА аккумуляторы в "рабочей" аккумуляторной батарее могут находиться в одном или разных блоках (для обеспечения оптимальности центра масс КА), находящихся на расстоянии друг от друга, и их температуры могут существенно разнится между собой. Это связано с тем что, солнечные лучи в процессе прохождения орбиты освещают КА неодинаково. Решение задачи выравнивания температур аккумуляторов осуществляется с помощью системы терморегулирования СТР 15 в которой фактические текущие значения температур фиксируются термодатчиками, установленными непосредственно на ОАБ 2 и ДАБ 4, и для поддержания требуемой температуры обеспечивается подогрев ОАБ 2 и ДАБ 4 с помощью электронагревателей, включаемыми электронным блоком (см., например, патент РФ №2676596). При этом предлагается следующий, наиболее рациональный алгоритм работы электронагревателей. На освещенной орбите, наряду с выравниванием остаточной емкости аккумуляторов в "рабочей" аккумуляторной батарее, осуществляется и выравнивание их температур (см. патент РФ №2689887), в результате чего на теневых участках орбиты разброс температур становится незначительным и при их выравнивании электронагревателями с питанием от "рабочей" аккумуляторной батареи снижаются следующие параметры:
длительность времени выравнивания температур;
глубина разряда "рабочей" аккумуляторной батареи, из-за снижения времени выравнивания температур электронагревателями, питающихся от нее;
временной интервал эксплуатации по-разному заряженных аккумуляторов ОАБ2 и ДАБ 4.
В результате данный рациональный алгоритм работы электронагревателей позволяет:
- экономить остаточную емкостью "рабочей" аккумуляторной батареи, расходуемую на теневом участке орбиты для выравнивания температур в узком рабочем диапазоне;
- исключить неоптимальные условия эксплуатации ОАБ 2 и ДАБ 4 в рабочем диапазоне температур, сокращающие срок их службы.
Таким образом, использование предлагаемой системы позволяет повысить энергетическую эффективность и срок активного существования системы электропитания космического аппарата.