[go: up one dir, main page]

RU2613660C2 - Spacecraft electric power supply system - Google Patents

Spacecraft electric power supply system Download PDF

Info

Publication number
RU2613660C2
RU2613660C2 RU2015120809A RU2015120809A RU2613660C2 RU 2613660 C2 RU2613660 C2 RU 2613660C2 RU 2015120809 A RU2015120809 A RU 2015120809A RU 2015120809 A RU2015120809 A RU 2015120809A RU 2613660 C2 RU2613660 C2 RU 2613660C2
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
voltage
load
battery
power supply
spacecraft
Prior art date
Application number
RU2015120809A
Other languages
Russian (ru)
Other versions
RU2015120809A (en
Inventor
Александр Владимирович Осипов
Юрий Александрович Шиняков
Мария Михайловна Черная
Original Assignee
Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего профессионального образования "Томский государственный университет систем управления и радиоэлектроники" (ТУСУР)
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего профессионального образования "Томский государственный университет систем управления и радиоэлектроники" (ТУСУР) filed Critical Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего профессионального образования "Томский государственный университет систем управления и радиоэлектроники" (ТУСУР)
Priority to RU2015120809A priority Critical patent/RU2613660C2/en
Publication of RU2015120809A publication Critical patent/RU2015120809A/en
Application granted granted Critical
Publication of RU2613660C2 publication Critical patent/RU2613660C2/en

Links

Images

Classifications

    • H—ELECTRICITY
    • H02—GENERATION; CONVERSION OR DISTRIBUTION OF ELECTRIC POWER
    • H02J—CIRCUIT ARRANGEMENTS OR SYSTEMS FOR SUPPLYING OR DISTRIBUTING ELECTRIC POWER; SYSTEMS FOR STORING ELECTRIC ENERGY
    • H02J7/00—Circuit arrangements for charging or depolarising batteries or for supplying loads from batteries
    • H02J7/34—Parallel operation in networks using both storage and other DC sources, e.g. providing buffering

Landscapes

  • Charge And Discharge Circuits For Batteries Or The Like (AREA)

Abstract

FIELD: physics, instrument-making.
SUBSTANCE: invention relates to conversion equipment, particularly to on-board electric power supply systems of spacecraft, and can be used when designing and making electric power supply systems of automated spacecraft based on solar and accumulator batteries. According to the invention, the spacecraft electric power supply system comprises a solar panel, an accumulator battery, a voltage stabiliser and a charging device, which are made in form of bridge control inverters, a discharge device, two separate matching transformers, two rectifiers, a control system with extremal power control, a device for monitoring charge condition of the accumulator battery, a current sensor and a load. The technical result of the invention is high energy efficiency of the spacecraft electric power supply system due to implementation of extremal power control of solar panels both in AB charge mode and in combined power mode of the on-board load from SB and AB, enabling use of a solar panel with operating point voltage both higher and lower than the stabilised output voltage of the load supply bus, enabling use of an accumulator battery with any nominal voltage lower than the output stabilised load supply voltage, as well as easy matching of SB, AB and load voltages, which prevents the open-circuit voltage of the solar panel from exceeding 170 V, which prevents electrostatic discharge between SB photodiode circuits and current terminal elements.
EFFECT: invention provides higher energy efficiency of spacecraft power supply system.
2 dwg

Description

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).The invention relates to the field of converting technology, in particular to onboard power supply systems (BOT) of spacecraft (SC), and can be used in the design and construction of power systems for automatic spacecraft based on solar and storage batteries (SB and AB).

Техническим результатом изобретения является повышение энергетической эффективности высоковольтной 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, простота согласования напряжений источников энергии (СБ и АБ) и нагрузки, возможность применения солнечной батареи с напряжением рабочей точки как выше, так и ниже стабилизируемого выходного напряжения шины питания нагрузки, возможность применения аккумуляторной батареи с любым номиналом напряжения ниже выходного стабилизируемого напряжения питания нагрузки (Н).The technical result of the invention is to increase the energy efficiency of the high-voltage power supply system of the spacecraft due to the implementation of extreme power control (ERM) of solar batteries both in the charge mode of the batteries and in the mode of joint power supply of the onboard load from the SB and AB, ease of matching voltage of energy sources (SB and AB) and loads, the possibility of using a solar battery with a working point voltage both above and below the stabilized output voltage of the load power bus , the possibility of using a battery with any voltage rating below the output stabilized load supply voltage (N).

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.A widely known power supply system [1] with extreme power control of a photovoltaic battery, comprising a photovoltaic and storage batteries, a series voltage regulator (LV) for supplying a load from a photovoltaic battery, a charging and discharge device (charger and switchgear). Extreme regulation of the power of the photovoltaic battery is carried out by the charger when the load is powered and the battery is simultaneously charged, as well as by a voltage regulator while the load is powered from the SB and AB.

Система электропитания с ЭРМ фотоэлектрической батареи предназначена для формирования одной силовой низковольтной (27-28 В) шины питания нагрузки. Для формирования других номиналов питающего напряжения необходима разработка дополнительных преобразователей, что в свою очередь увеличивает время разработки СЭП КА и КА в целом.The power supply system with a photoelectric battery is designed to form one power low-voltage (27-28 V) load power bus. For the formation of other values of the supply voltage, the development of additional converters is necessary, which in turn increases the development time of the BOT of the spacecraft and the spacecraft as a whole.

Недостатком этой системы электропитания является то, что при создании высоковольтных СЭП КА (100 В) максимальное значение напряжения холостого хода СБ в моменты выхода из теневых участков Земли превышает 200 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.The disadvantage of this power supply system is that when creating high-voltage SEP spacecraft (100 V), the maximum value of the open circuit voltage of the SB at the moments of exit from the shadow areas of the Earth exceeds 200 V, which is unacceptable due to the possibility of electrostatic discharges between the photodiode chains under vacuum conditions Sat or current collection elements. To limit the voltage on the SB requires the use of special devices or the implementation of the operation modes of the BOT, limiting the increase in voltage on the cooled SB.

В настоящее время проектирование мощных высоковольтных российских и иностранных СЭП осуществляется на основе шунтовых регуляторов напряжения СБ [2], ограничивающих напряжение на СБ на уровне напряжения шины питания нагрузки, и поэтому не позволяющих реализовывать режим ЭРМ СБ.Currently, the design of high-voltage high-voltage Russian and foreign BOTs is carried out on the basis of SB shunt voltage regulators [2], which limit the voltage on the SB at the voltage level of the load power bus, and therefore do not allow the implementation of the SB EMB mode.

Наиболее близкой по технической сущности к заявленному изобретению является система электропитания космического аппарата, описанная в патенте [3] (фиг. 1).Closest to the technical nature of the claimed invention is the power supply system of the spacecraft described in the patent [3] (Fig. 1).

Система электропитания состоит из солнечной батареи 1, аккумуляторной батареи 2, стабилизатора напряжения 3, разрядного устройства 4, зарядного устройства 5, экстремального регулятора мощности солнечной батареи 6, датчика тока 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.The power supply system consists of a solar battery 1, a battery 2, a voltage stabilizer 3, a discharge device 4, a charger 5, an extreme power regulator for a solar battery 6, a current sensor 7, a transformer 8, primary windings of a transformer 9, 10, secondary windings of a transformer 11, 12, 15, 20, power supplies 13, 16, 18 loads of direct or alternating current 14, 17, 19, control circuits 21 transistors 22-25 voltage stabilizer 3, control circuits 26 transistors 27-30 discharge device 4.

Система электропитания работает следующим образом.The power supply system operates as follows.

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.When the power of SB 1 exceeds the total power consumed by loads 14, 17, 19 (power supply of loads from SB) by voltage stabilizer 3, a stable voltage is maintained using the feedback of device 18 on the secondary winding 20 of transformer 8. On the secondary windings 11, 12, 15 of the transformer 8, a stable voltage is also maintained taking into account the transformation ratios of the windings. At the same time, AB 2 is charged, memory 5, RU 4 and SB 6 are shut off.

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.When the battery is charged, the charger 5 is turned on. The signal on the inclusion of the charger 5 is fed to the input of the ERM 6. As a result, the ERM mode of SB 1 is realized. At the same time, the RU 4 is disabled.

При питании нагрузки от АБ и мощности СБ1 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.When the load is supplied from the battery and the power of SB1 is equal to zero, the switchgear 4 is connected, the voltage is stabilized on the secondary winding 20 of the transformer 8 using the feedback of the device 18. In this case, the voltage stabilizer 3, ERM 6, memory 5 are disconnected.

При питании нагрузки совместно от СБ и АБ напряжение на вторичной обмотке 20 трансформатора 8 стабилизируется РУ 4, которое компенсирует недостаток мощности генерируемый 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.When the load is supplied together from the SB and AB, the voltage on the secondary winding 20 of the transformer 8 is stabilized by the RU 4, which compensates for the lack of power generated by the SB. The voltage on the SB is determined by the voltage level of the battery, since the SB and the battery in this mode are connected in parallel through the transformer, this eliminates the possibility of regulating the voltage on the SB and, accordingly, the implementation of the extreme power control mode of the SB. The power generated by the SB will be determined in this case by the voltage of the AB, reduced to the SB through the transformation coefficient specified during the design.

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.Thus, the power supply system [3] cannot carry out the extreme power control mode of the power supply in the mode of joint power supply of the load from the power supply and the power supply, which is its main drawback.

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), упрощение согласования напряжений источников энергии (СБ и АБ) и нагрузки, обеспечение возможности применения солнечной батареи с напряжением рабочей точки как выше, так и ниже стабилизируемого выходного напряжения шины питания нагрузки, а также обеспечение возможности применения аккумуляторной батареи с любым номиналом напряжения ниже выходного стабилизируемого напряжения питания Н.The aim of the invention is to increase the energy efficiency of the SEP spacecraft through the implementation of extreme power control SB both in the charge state of the battery and the discharge of the battery (while supplying the load from the SB and AB), simplifying the coordination of the voltage of energy sources (SB and AB) and load, ensuring the possibility of using a solar battery with a voltage of the operating point both above and below the stabilized output voltage of the load power bus, as well as providing the possibility of using a battery with any rating voltage is lower than the output stabilized voltage N.

На Фиг. 2 представлена функциональная схема заявляемой системы электропитания космического аппарата с экстремальным регулированием мощности СБ, которая содержит солнечную батарею 1, аккумуляторную батарею 2, стабилизатор напряжения 3, выполненный в виде мостового инвертора, разрядное устройство 4, зарядное устройство 5, выполненное также в виде мостового инвертора, систему управления (СУ) 6 с экстремальным регулятором мощности СБ, датчик тока 7, трансформатор 8 с первичной обмоткой 9 и вторичной обмоткой 10, трансформатор 11 с первичной обмоткой 12 и вторичной обмоткой 13, выпрямители 14 и 15, устройство контроля степени заряженности аккумуляторной батареи 16 и нагрузку 17.In FIG. 2 is a functional diagram of the inventive power system of a spacecraft with extreme power control SB, which contains a solar battery 1, a battery 2, a voltage stabilizer 3, made in the form of a bridge inverter, a discharge device 4, a charger 5, also made in the form of a bridge inverter, control system (SU) 6 with an extreme power regulator SB, a current sensor 7, a transformer 8 with a primary winding 9 and a secondary winding 10, a transformer 11 with a primary winding 12 and toric winding 13, rectifiers 14 and 15, a device for monitoring the degree of charge of the battery 16 and the load 17.

Первые входы стабилизатора напряжения 3 и ЗУ 5 соединены между собой и подключены к плюсовой шине СБ 1 через датчик тока 7, а вторые из них также соединены между собой и подключены к минусовой шине солнечной батареи 1. Выход стабилизатора напряжения 3 соединен с первичной обмоткой 9 трансформатора 8. Выход зарядного устройства 5 соединен с первичной обмоткой 12 трансформатора 11.The first inputs of the voltage stabilizer 3 and memory 5 are interconnected and connected to the positive bus SB 1 through the current sensor 7, and the second of them are also interconnected and connected to the negative bus of the solar battery 1. The output of the voltage stabilizer 3 is connected to the primary winding 9 of the transformer 8. The output of the charger 5 is connected to the primary winding 12 of the transformer 11.

Система управления 6 соединена своими измерительными входами с выходом датчика тока 7, с выходом устройства контроля степени заряженности АБ 16, с силовыми шинами СБ 1 и нагрузки 17. Сигналы с датчика тока 7 и с силовых шин СБ 1 предназначены для вычисления мощности генерируемой СБ 1. При этом управление транзисторами инверторов стабилизатора напряжения 3 и зарядного устройства 5 производится системой управления 6 по заданному алгоритму.The control system 6 is connected by its measuring inputs to the output of the current sensor 7, to the output of the battery charge monitoring device AB 16, with power buses SB 1 and load 17. The signals from the current sensor 7 and power buses SB 1 are used to calculate the power generated by SB 1. In this case, the control of the transistors of the inverters of the voltage stabilizer 3 and the charger 5 is carried out by the control system 6 according to a predetermined algorithm.

Входы выпрямителя 14 соединены со вторичной обмоткой 10 трансформатора 8. Входы выпрямителя 15 соединены со вторичной обмоткой 12 трансформатора 11.The inputs of the rectifier 14 are connected to the secondary winding 10 of the transformer 8. The inputs of the rectifier 15 are connected to the secondary winding 12 of the transformer 11.

Первый выход выпрямителя 14 соединен с выходом разрядного устройства 4 и входом нагрузки 17. Первый выход выпрямителя 15 соединен с первой клеммой аккумуляторной батареи 2 и входом разрядного устройства 4. Вторые выходы выпрямителей 14 и 15 соединены между собой и подключены ко второй клемме аккумуляторной батареи 2 и выходу нагрузки 17. Измерительные выходы аккумуляторной батареи 2 соединены с измерительными входами устройства контроля степени заряженности АБ 16.The first output of the rectifier 14 is connected to the output of the discharge device 4 and the input of the load 17. The first output of the rectifier 15 is connected to the first terminal of the battery 2 and the input of the discharge device 4. The second outputs of the rectifiers 14 and 15 are interconnected and connected to the second terminal of the battery 2 and load output 17. The measuring outputs of the battery 2 are connected to the measuring inputs of the device for monitoring the degree of charge AB 16.

Система электропитания КА работает в следующих режимах.The power supply system of the spacecraft operates in the following modes.

1. Мощность нагрузки меньше мощности генерируемой СБ (РН<РСБmax), АБ заряжена. Режим ЭРМ СБ не требуется.1. The load power is less than the power generated by the SB (P N <P SBmax ), the battery is charged. SB ERM mode is not required.

При заряженной АБ 2 зарядное устройство 5 отключено. Инвертор стабилизатора напряжения солнечной батареи 3 стабилизирует напряжение на обмотке 9 трансформатора 8 по сигналам системы управления 6, которая использует напряжение обратной связи (напряжение шины питания нагрузки). Солнечная батарея 1 работает в режиме источника напряжения. Стабилизатор напряжения 3 смещает рабочую точку вдоль вольт-амперной характеристики СБ от оптимального напряжения до напряжения холостого хода.When battery 2 is charged, charger 5 is disconnected. The inverter of the voltage stabilizer of the solar battery 3 stabilizes the voltage on the winding 9 of the transformer 8 by the signals of the control system 6, which uses the feedback voltage (voltage of the load supply bus). Solar battery 1 operates in the voltage source mode. The voltage stabilizer 3 shifts the operating point along the current-voltage characteristics of the SB from the optimal voltage to the open circuit voltage.

2. Мощность нагрузки меньше мощности генерируемой СБ (РН<РСБmax), АБ разряжена.2. The load power is less than the power generated by the SB (P N <P SBmax ), the battery is discharged.

При получении сигнала с УКЗБ 16 о необходимости заряда АБ 2 включается зарядное устройство 5, которое начинает направлять ток заряда в АБ 2, ограниченный на предельно допустимом уровне. При этом стабилизатор напряжения 3 по-прежнему работает в режиме стабилизации выходного напряжения, отрабатывая возмущения, вызванные смещением рабочей точки ΒΑΧ солнечной батареи и потребляемой нагрузкой мощности.Upon receipt of a signal from UKZB 16 about the need to charge the AB 2, the charger 5 is turned on, which starts to direct the charge current to the AB 2, limited to the maximum permissible level. In this case, the voltage stabilizer 3 still works in the mode of stabilization of the output voltage, fulfilling disturbances caused by the displacement of the operating point ΒΑΧ of the solar battery and the power load consumed.

В случае, если суммарное значение мощности заряда АБ 2 и мощности нагрузки 17 больше максимального значения мощности генерируемой СБ 1, то напряжение на шине питания нагрузки 17 понижается до поддиапазона регулирования ЗУ 5. Зарядное устройство 5 начинает ограничивать ток заряда АБ 2, стабилизируя тем самым входное напряжение (напряжение СБ) в оптимальной точке (точке максимальной мощности СБ) по сигналу СУ 4. СБ полностью используется по мощности, система работает в режиме ЭРМ СБ.If the total value of the charge power AB 2 and the load power 17 is greater than the maximum value of the power generated by SB 1, then the voltage on the power supply bus of the load 17 decreases to the control sub-range of the charger 5. Charger 5 begins to limit the charge current of AB 2, thereby stabilizing the input voltage (SB voltage) at the optimum point (maximum power point of the SB) according to the control signal 4. The SB is fully used in power, the system operates in the SB EM mode.

3. Мощность нагрузки больше мощности генерируемой СБ (РН>РСБmax), разряд АБ. Питание нагрузки от СБ и АБ.3. The load power is greater than the power generated by the SB (P N > P SB max ), discharge AB. Power supply from SB and AB.

При увеличении мощности нагрузки PH>PСБmax заряд АБ 2 прекращается, ЗУ 5 выключается. Стабилизатор напряжения 3 в этом режиме не может стабилизировать выходное напряжение и переходит в режим экстремального регулирования мощности СБ (UСБ=UСБmax) по сигналу СУ 6. Подключается разрядное устройство 4, которое начинает регулировать выходное напряжение, восполняя весь недостаток мощности нагрузки 17.When the load power increases, P H > P SBmax, the charge of AB 2 stops, and the charger 5 turns off. The voltage stabilizer 3 in this mode cannot stabilize the output voltage and switches to the extreme power control mode SB (U SB = U SBmax ) by the signal SU 6. A discharge device 4 is connected, which starts regulating the output voltage, making up for all the lack of load power 17.

4. Солнечная батарея не генерирует мощность (РСБ=0), разряд АБ.4. The solar battery does not generate power (P SB = 0), battery discharge.

При отсутствии мощности, поступающей от СБ 1 (РСБ=0), питание нагрузки 17 осуществляется от АБ 2. Разрядное устройство 4 регулирует выходное напряжение, восполняя весь недостаток мощности в нагрузке 17. Стабилизатор напряжения 3 находится в ждущем режиме.In the absence of power coming from SB 1 (P SB = 0), the load 17 is supplied from AB 2. The discharge device 4 regulates the output voltage, filling all the lack of power in the load 17. Voltage stabilizer 3 is in standby mode.

Таким образом в заявляемом изобретении напряжение СБ может регулироваться в широком диапазоне, включающем точку ΒΑΧ СБ с максимальной мощностью, как в режиме заряда АБ, так и в режиме питания нагрузки от СБ и АБ, что повышает энергетическую эффективность СЭП КА. За счет принципа построения стабилизатора напряжения СБ 3 и зарядного устройства 5 на основе инверторов напряжения допускается напряжение рабочей точки ΒΑΧ СБ как выше, так и ниже стабилизируемого выходного напряжения (100 В). Так же принцип построения зарядного устройства АБ на основе инверторно-трансформаторного преобразователя позволяет применять АБ с любым номиналом рабочего напряжения, не превышающим значение напряжения выходной шины питания нагрузки. Достоинством системы является то, что инверторно-трансформаторное построение СЭП низкоорбитальных КА позволяет достаточно просто согласовывать напряжения на СБ, АБ и Н, обеспечивая невозможность превышения напряжения холостого хода солнечной батареи более 170 В согласно алгоритму управления транзисторами инверторов [4, 5], что исключает возможность электростатических разрядов между цепочками фотодиодов СБ или элементами токосъема.Thus, in the claimed invention, the voltage of the SB can be regulated in a wide range, including the point ΒΑΧ SB with maximum power, both in the charge mode of the battery, and in the power supply of the load from the SB and AB, which increases the energy efficiency of the SEC spacecraft. Due to the principle of constructing a voltage stabilizer SB 3 and a charger 5 based on voltage inverters, the voltage of the operating point ΒΑΧ SB is allowed both above and below the stabilized output voltage (100 V). Also, the principle of building a battery charger based on an inverter-transformer converter allows you to use batteries with any nominal operating voltage that does not exceed the voltage value of the output load power bus. The advantage of the system is that the inverter-transformer construction of the BES of low-orbit spacecraft allows quite simply matching the voltage on the SB, AB and H, making it impossible to exceed the open circuit voltage of the solar battery more than 170 V according to the algorithm for controlling inverter transistors [4, 5], which eliminates the possibility electrostatic discharges between the chains of SB photodiodes or current collector elements.

Использованные источникиUsed sources

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. №1.1. Pat. RF №2101831, H02J 7/35. Power system with extreme regulation of the power of the photovoltaic battery. / K.G. Gordeev, S.P. Cherdantsev, Yu.A. Shinyakov. Application No. 95119971 dated 11/27/1995. Publ. 01/10/1998, Bull. No. 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. 7-162. Power supply systems for large platforms in geostationary orbit / V.V. Khartov, G.D. Evenov, B.C. Kudryashov, M.V. Lukyanenko // Electronic and Electromechanical Systems and Devices: Sat. scientific tr - Novosibirsk: Nauka, 2007 .-- S. 7-16

3. Пат. РФ №№2396666, H02J 7/34. Система электропитания космического аппарата. / Кудряшов B.C., Эльман В.О., Нестеришин М.В., Гордеев К.Г., Гладущенко В.Н., Хартов В.В., Кочура С.Г., Солдатенко В.Г., Мельников Н.В., Козлов Р.В. Заявка №2009124704 от 29.06.2009. Опубл. 10.08.2010, Бюл. №24.3. Pat. RF №№2396666, H02J 7/34. Spacecraft power system. / Kudryashov BC, Elman V.O., Nesterishin M.V., Gordeev K.G., Gladushenko V.N., Khartov V.V., Kochura S.G., Soldatenko V.G., Melnikov N.V. ., Kozlov R.V. Application No. 2009124704 dated 06/29/2009. Publ. 08/10/2010, Bull. Number 24.

4. Системы электропитания космических аппаратов на основе регулируемых инверторов тока / А.В. Осипов, Ю.А. Шиняков, А.И. Отто, М.М. Черная. А.А. Ткаченко // Известия Томского политехнического университета. - 2014. - Т. 324. - №4. - С. 102-109.4. Power supply systems for spacecraft based on adjustable current inverters / A.V. Osipov, Yu.A. Shinyakov, A.I. Otto, M.M. Black. A.A. Tkachenko // Bulletin of the Tomsk Polytechnic University. - 2014. - T. 324. - No. 4. - S. 102-109.

5. Черная Μ.Μ. Исследование влияния параметров нагрузки на перераспределение мощностей источников энергии в высоковольтных инверторно-трансформаторных СЭП ΚΑ / М.М. Черная. - Энергетика: Эффективность, надежность, безопасность: материалы XX Всероссийской научно-технической конференции / Томский политехнический университет.- Томск: Изд-во Томского политехнического университета, 2014. T. I. - C. 138-143.5. Black Μ.Μ. Investigation of the influence of load parameters on the redistribution of power of energy sources in high-voltage inverter-transformer SEP ΚΑ / M.M. Black. - Energy: Efficiency, Reliability, Safety: Materials of the XX All-Russian Scientific and Technical Conference / Tomsk Polytechnic University. - Tomsk: Publishing House of Tomsk Polytechnic University, 2014. T. I. - C. 138-143.

Claims (1)

Система электропитания космического аппарата, состоящая из солнечной батареи, подключенной своими плюсовой и минусовой шинами к стабилизатору напряжения, выполненному на основе мостового инвертора, причем в плюсовой шине установлен датчик тока, нагрузки, зарядного устройства и аккумуляторной батареи, подключенной к разрядному устройству, отличающаяся тем, что стабилизатор напряжения и зарядное устройство выполнены на основе мостовых регулируемых инверторов, подключенных к первичным обмоткам разных трансформаторов и управляемых по сигналам системы управления с экстремальным регулятором мощности, соединенной своими измерительными входами с датчиком тока, устройством контроля степени заряженности аккумуляторной батареи и силовыми шинами солнечной батареи и нагрузки, при этом первые силовые входы стабилизатора напряжения и зарядного устройства соединены между собой и подключены к плюсовой шине солнечной батареи через датчик тока, а вторые из них также соединены между собой и подключены к минусовой шине солнечной батареи, вторичная обмотка первого трансформатора соединена с входами первого выпрямителя, вторичная обмотка второго трансформатора соединена с входами второго выпрямителя, первый выход первого выпрямителя соединен с выходом разрядного устройства и входом нагрузки, первый выход второго выпрямителя соединен с первой клеммой аккумуляторной батареи и входом разрядного устройства, вторые выходы выпрямителей соединены между собой и подключены ко второй клемме аккумуляторной батареи и выходу нагрузки, измерительные выходы аккумуляторной батареи соединены с измерительными входами устройства контроля степени заряженности аккумуляторной батареи.The power supply system of the spacecraft, consisting of a solar battery connected by its positive and negative buses to a voltage stabilizer made on the basis of a bridge inverter, with a current, load, charger and battery connected to a discharge device in the positive bus, characterized in that the voltage stabilizer and charger are based on adjustable bridge inverters connected to the primary windings of different transformers and controlled by signals of a control system with an extreme power regulator connected by its measuring inputs to a current sensor, a device for monitoring the state of charge of the battery and power buses of the solar battery and load, while the first power inputs of the voltage stabilizer and charger are interconnected and connected to the positive bus of the solar battery through a current sensor, and the second ones are also interconnected and connected to the negative bus of the solar battery, the secondary winding of the first transformer connected to the inputs of the first rectifier, the secondary winding of the second transformer is connected to the inputs of the second rectifier, the first output of the first rectifier is connected to the output of the discharge device and the input of the load, the first output of the second rectifier is connected to the first terminal of the battery and the input of the discharge device, the second outputs of the rectifiers are interconnected and connected to the second terminal of the battery and the load output, the measuring outputs of the battery are connected to the measuring inputs of the device oystva monitor the battery charge.
RU2015120809A 2015-06-01 2015-06-01 Spacecraft electric power supply system RU2613660C2 (en)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2015120809A RU2613660C2 (en) 2015-06-01 2015-06-01 Spacecraft electric power supply system

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2015120809A RU2613660C2 (en) 2015-06-01 2015-06-01 Spacecraft electric power supply system

Publications (2)

Publication Number Publication Date
RU2015120809A RU2015120809A (en) 2016-12-20
RU2613660C2 true RU2613660C2 (en) 2017-03-21

Family

ID=57759110

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2015120809A RU2613660C2 (en) 2015-06-01 2015-06-01 Spacecraft electric power supply system

Country Status (1)

Country Link
RU (1) RU2613660C2 (en)

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2724111C1 (en) * 2019-08-27 2020-06-22 Акционерное общество "Научно-исследовательский институт электромеханики" Spacecraft power supply system

Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US5594325A (en) * 1995-08-10 1997-01-14 David B. Manner Spacecraft power system architecture to mitigate spacecraft charging effects
RU2102831C1 (en) * 1987-08-17 1998-01-20 Войсковая часть 11135 Frequency multiplier
RU2396666C1 (en) * 2009-06-29 2010-08-10 Открытое акционерное общество "Информационные спутниковые системы" имени академика М.Ф. Решетнёва" Electric power supply system of space vehicle

Patent Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2102831C1 (en) * 1987-08-17 1998-01-20 Войсковая часть 11135 Frequency multiplier
US5594325A (en) * 1995-08-10 1997-01-14 David B. Manner Spacecraft power system architecture to mitigate spacecraft charging effects
RU2396666C1 (en) * 2009-06-29 2010-08-10 Открытое акционерное общество "Информационные спутниковые системы" имени академика М.Ф. Решетнёва" Electric power supply system of space vehicle

Non-Patent Citations (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
US5594325A1),14.01.1997. *

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2724111C1 (en) * 2019-08-27 2020-06-22 Акционерное общество "Научно-исследовательский институт электромеханики" Spacecraft power supply system

Also Published As

Publication number Publication date
RU2015120809A (en) 2016-12-20

Similar Documents

Publication Publication Date Title
RU2396666C1 (en) Electric power supply system of space vehicle
CN103312041B (en) Battery system and the energy storage system including the battery system
JP6455661B2 (en) Independent operation system
RU2560720C1 (en) Spacecraft power supply system with optimised control for solar battery power
RU2337452C1 (en) Method of load supply with direct current in composition of autonomous system of earth power supply and autonomous power supply system for its implementation
JP5887841B2 (en) Control system
US20120286579A1 (en) Electrical power conditioning unit and system
JP5978596B2 (en) Control apparatus and control method
RU2613660C2 (en) Spacecraft electric power supply system
WO2016084400A1 (en) Storage battery system and electricity storage method
JP2013099207A (en) Control apparatus and control method
RU2392718C1 (en) Method for dc supply to load in autonomous power supply system of artificial earth satellite
RU2650100C1 (en) High-voltage power supply system of spacecraft
RU2634513C2 (en) High-voltage power supply system of space vehicle
US20230089057A1 (en) Power conversion device
RU2633616C1 (en) Method of spacecraft power supply
RU2574565C1 (en) Power supply system of space vehicle with power regulation of solar panel by inverting-transformer converter
RU2704656C1 (en) Power supply system of spacecraft with extreme solar battery power control
JP6055968B2 (en) Power system
WO2018070037A1 (en) Power conversion system, power supply system, and power conversion apparatus
RU2680245C1 (en) Spacecraft power supply system
RU2699084C1 (en) Spacecraft power supply system
RU2488933C2 (en) Space vehicle electric power supply method
RU2574911C2 (en) Electric power supply method for space vehicle
RU2653704C2 (en) Spacecraft power supply system

Legal Events

Date Code Title Description
MM4A The patent is invalid due to non-payment of fees

Effective date: 20180602