За прошедшие годы в ОАО «НПЦ «Полюс» создано более 20 типов КАС для КА различного назначения: связи и телевещания, дистанционного зондирования Земли, космического мониторинга природной среды, исследования дальнего космоса. Функциональные возможности бортовых систем, эффективность первичных и вторичных источников питания, а также срок активного существования КА во многом определяются структурной схемой СЭП.

Основной СЭП, применяемой в разработках ОАО «НПЦ «Полюс», является параллельно-последовательная структура (рис.1), в которой шины источников энергии и нагрузки разделены между собой преобразующими устройствами (ЗУ, РУ, СН), что дает возможность максимально полно использовать ресурсы первичных и вторичных источников энергии.

Эффективность работы СЭП зависит в первую очередь от текущих эксплуатационных характеристик солнечных батарей (СБ), которые во многом определяют как уровень энерговооруженности КА, так и срок его активного существования. В большинстве спутниковых систем США и Западной Европы для регулирования напряжения на нагрузке до сих пор применяются шунтовые ограничители параллельного типа, в которых независимо от режима работы СЭП на шинах СБ поддерживается стабильное напряжение, равное напряжению на нагрузке.

Рис.1. СЭП с параллельно-последовательным регулированием мощности (параллельно-последова-тельная структура): СБ — солнечная батарея; ЗУ — зарядное уст-ройство; СН — стабилизатор напряжения; РУ — разрядное устройство; Н — нагрузка; АБ — акку-муляторная батарея.

С учетом сроков службы современных КА до 10 — 15 лет, а также воздействия факторов космического пространства при проектировании СБ предусматривается запас напряжения с целью обеспечения бортовой нагрузки на конец срока эксплуатации. При его расчете учитываются деградация, а также суточные и сезонные изменения температуры и освещенности СБ. Максимально полное использование возможностей СБ по генерации энергии реализуется с помощью экстремального регулирования её мощности.

Впервые эксперимент по такому регулированию был проведен на КА «Фобос» в 1988 г. при перелете к Марсу, что позволило увеличить мощность, генерируемую СБ, на 20 %. СЭП с экстремальным регулятором мощности (ЭРМ) СБ штатно эксплуатировались на геостационарных связных КА «Галс» (1994 г.), «Экспресс» (1996 г.), «Экспресс-А» (2000 г.), «Молния» (2001 г.) [4]. Высокая эффективность режима ЭРМ, подтвержденная летной эксплуатацией, сделала его использование практически стандартным. В настоящее время ЭРМ СБ применяется более чем на 40 КА российской спутниковой группировки: аппаратах навигационной системы «Глонасс», малых космических аппаратах 14Ф132, спутниках дистанционного зондирования Земли «Ресурс-ДК», «Ресурс-П» и др.

Суть экстремального регулирования мощности заключается в том, что при изменяющихся условиях эксплуатации рабочее (текущее) напряжение СБ поддерживается с помощью силовых устройств СН и ЗУ на уровне оптимального значения, при котором СБ генерирует максимально возможную в данных условиях мощность [4]. Принцип работы функциональной схемы (рис.2) поясняется диаграммами (рис.3,4).

Рис.2. Функциональная схема СЭП с ЭРМ: С1…С3 — сумматоры; УОН1… УОН3 — усилители сигнала ошибки; К1, К2 — компараторы; ИОН1…ИОН3 — источники опорного напряжения; ГПН — генератор пилообразного напряжения; Н — нагрузка.

При экстремальном регулировании используется известный в теории автоматического регулирования шаговый способ поиска экстремума. Алгоритм работы ЭРМ при этом следующий:

вычисляется и запоминается значение мощности, генерируемой СБ;

солнечная батарея космический аппарат

ЭРМ, воздействуя на силовые преобразующие устройства СЭП, изменяет (увеличивая либо уменьшая) напряжение СБ на некоторое значение;

вычисляется значение мощности, генерируемой СБ при измененном напряжении;

сравниваются запомненное и вновь вычисленное значения мощности СБ.

Если в результате изменения напряжения СБ её мощность возросла, то на следующем цикле (шаге) работы ЭРМ напряжение СБ изменяется в прежнем направлении, если, наоборот, уменьшилась — то в противоположном. Таким образом, в каждый момент времени определяется рабочая точка ВАХ (рис.3), в которой энергия, генерируемая СБ, максимальна, и соответственно происходит воздействие на силовые преобразователи СЭП с целью поддержания напряжения СБ в этой точке.

В основу управления СЭП разработок ОАО «НПЦ «Полюс» заложен зонный принцип управлениями силовыми блоками, в соответствии с которым ЭРМ воздействует на систему управления силовыми модулями (СН, ЗУ), обеспечивая смещение рабочей точки.

При недостатке мощности СБ рабочая точка смещается от оптимального значения (точка О) в зону стабилизации СН (точка С). Ток заряда АБ при этом отсутствует, стабилизация выходного напряжения обеспечивается стабилизаторами напряжения. При дальнейшем уменьшении мощности СБ либо увеличении мощности нагрузки рабочая точка смещается в диапазон стабилизации РУ, при этом происходит разряд АБ.

При избытке мощности СБ положение рабочей точки смещается в зону работы ЗУ (точка В). Выходное напряжение стабилизируется СН, при этом выполняется заряд АБ.

Рис.3. Вольт-амперная и вольт-ваттная характеристики СБ.

Рис.4. Зонный принцип при экстремальном регулировании с помощью СН и ЗУ.

Характеристики СЭП с ЭРМ для КА «Ресурс-ДК1» и для КА спутниковой группировки «Глонасс» (14Ф113 и 14Ф143) представлены ниже:

Диапазон регулирования оптимального напряжения, В

Максимальное напряжение холостого хода при минимальной температуре СБ, В

Погрешность при отборе максимальной мощности, %

Быстродействие по поиску оптимального напряжения СБ, В/с

Оценка результатов работы СЭП с ЭРМ показала, что экстремальное регулирование позволяет увеличить отбор энергии от СБ до 15 %. Особенно это проявляется в момент выхода КА из тени, когда температура и освещенность СБ низки и положение точки экстремума мощности значительно отличается от положения рабочей точки, стабилизируемой зарядными устройствами при выключенном ЭРМ, что обеспечивает более эффективное восполнение емкости АБ (рис.5) [2].

Рис.5. График изменения мощности СЭП, поступающей на заряд АБ, при включенном (1) и выключенном (2) ЭРМ.

Для малых космических аппаратов метод регулирования мощности СБ имеет ряд особенностей вследствие сложной пространственной архитектуры этих батарей, поскольку из-за экономии массы и высоких требований по минимизации габаритов данные аппараты чаще всего имеют неориентированные СБ, расположенные на корпусе и откидных панелях. Усложнение конструкции приводит к параллельной работе большого количества фотопреобразователей, что обусловливает существенное различие температурных условий их работы. Разброс значений оптимального напряжения U_опт. секций СБ составляет от долей вольта до десятков вольт. Поэтому на суммарной вольт-амперной характеристике, кроме основного экстремума, в котором сосредоточена основная мощность СБ, может быть несколько локальных экстремумов со значительно меньшей мощностью.

Основным условием корректной работы шагового ЭРМ является отсутствие таких локальных экстремумов [3]. Если условие единственности экстремума не соблюдается, то ЭРМ может распознавать локальный экстремум как абсолютный, что приведет к отклонению от оптимального режима работы СБ.

В настоящее время СЭП с ЭРМ широко применяются как на отечественных, так и на зарубежных КА. В случае неориентированных СБ возможно решить проблемы возникновения локальных экстремумов на суммарной вольт-амперной характеристике посекционным управлением регуляторами напряжения. Подобная архитектура СЭП позволит избежать таких экстремумов и максимально полно использовать мощность всех секций СБ.

Использование ЭРМ при небольших аппаратных затратах позволяет получить максимальную эффективность СБ, что подтверждается успешной многолетней летной квалификацией.

На сегодняшний день в ОАО «НПЦ «Полюс» продолжаются исследования по поиску оптимальных алгоритмов работы ЭРМ СБ и схемотехнических решений, обеспечивающих повышение эффективности работы ЭРМ для КА с неориентирован-ными СБ.

1. Бортовые системы электропитания искусственных спутников Земли: опыт 35-летнего сотрудничества ОАО «ИСС» и ОАО «НПЦ «Полюс» / С.Г. Кочура и др. // Электронные и электромеханические системы и устройства: тез. докл. ХVIII науч. — техн. конф. (22 — 23 апр. 2010 г.). Томск, 2010. С.3 — 4.

2. Комплекс автоматики и стабилизации системы электропитания космического аппарата «Ресурс-ДК1» / К.Г. Гордеев [и др.] // Электронные и электромеханические системы и устройства: сб. науч. тр. Томск, 2011. С.30 — 36.

3. Эвенов Г.Д., Шаркова Н.В., Почебут Д.В. Оценка эффективности экстремального регулирования мощности солнечных батарей низкоорбитальных космических аппаратов на математической теплофизической модели // Электронные и электромеханические системы и устройства: тез. докл. ХVII науч. — техн. конф. Томск, 2007. С.37 — 43.

4. Бортовые системы электропитания искусственного спутника Земли с экстремальным регулированием мощности солнечной батареи / М.В. Нестеришин [и др.] // Космические вехи: сб. науч. статей, посвященных 50-летию создания ОАО «ИСС» им. акад. Решетнева». Красноярск, 2009. C.175 — 184.

5. Пат.2168827 Российская Федерация. Экстремальный регулятор мощности солнечной батареи / Гордеев К.Г., Обрусник П.В., Поляков С.А., Шпаковская Г.К. № 2000103242; заявл.08.02.2000; опубл.10.06.2001. Бюл. № 16.

6. Пат.2101831 Российская Федерация. Система электропитания с экстремальным регулированием мощности фотоэлектрической батареи/Гордеев К.Г., Черданцев С.П., Шиняков Ю.А. № 95119971; заявл.27.11.1995; опубл.10.01.1998. Бюл. № 1.

Размещено на Allbest.ru

Подобные документы

Разработка гибридной системы электроснабжения и комплектов, обеспечивающих резервное электроснабжение в доме при пропадании энергии в сети. Преимущества ветрогенераторов и солнечных батарей. Определение необходимого количества аккумуляторных батарей.

презентация [1,4 M], добавлен 01.04.2015

Изучение принципа работы солнечных элементов и их характеристик. Рассмотрение принципиальных схем соединения СЭ в батареи. Исследование проблем возникающих при использовании соединений и их решение. Технология изготовления кремниевого фотоэлемента.

реферат [282,1 K], добавлен 03.11.2014

История открытия солнечной энергии. Принцип действия и свойства солнечных панелей. Типы батарей: маломощные, универсальные и панели солнечных элементов. Меры безопасности при эксплуатации и экономическая выгода применения солнечной системы отопления.

презентация [3,1 M], добавлен 13.05.2014

Обоснование экодома как жилища. Низкопотенциальная тепловая энергия. Первая солнечная батарея. Эффективность солнечных коллекторов. Климатическая характеристика Оренбургской области. Характеристика и расчёты солнечных батарей, ветряных генераторов.

курсовая работа [3,5 M], добавлен 02.12.2014

Обзор технологий и развитие электроустановок солнечных электростанций. Машина Стирлинга и принцип ее действия. Производство электроэнергии с помощью солнечных батарей. Использования солнечной энергии в различных отраслях производства промышленности.

реферат [62,3 K], добавлен 10.02.2012

Источник

СИСТЕМА ЭЛЕКТРОСНАБЖЕНИЯ КОСМИЧЕСКОГО АППАРАТА С ЭКСТРЕМАЛЬНЫМ РЕГУЛИРОВАНИЕМ МОЩНОСТИ СОЛНЕЧНОЙ БАТАРЕИ Российский патент 2019 года по МПК B64G1/42 H02J7/34

Описание патента на изобретение RU2704656C1

Изобретение относится к области преобразовательной техники, в частности к бортовым системам электроснабжения (СЭС) космических аппаратов (КА) и может быть использовано при проектировании и создании систем электроснабжения автоматических космических аппаратов на основе солнечных и аккумуляторных батарей (СБ и АБ).

Техническим результатом изобретения является повышение удельной энергетической эффективности системы электроснабжения (Вт/кг) за счет реализации однократного преобразования энергии СБ для силового электропитания бортовых потребителей с другими требуемыми значениями напряжения питания, отличающимися от напряжения основной выходной стабилизированной шины питания нагрузки.

Широко известна параллельно-последовательная структура системы электропитания (СЭП) [1] с экстремальным регулированием мощности (ЭРМ) 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 так же регулятором напряжения при одновременном питании нагрузки от СБ и АБ. Система электропитания с ЭРМ фотоэлектрической батареи предназначена для формирования силовой низковольтной (27-28 В) шины питания нагрузки.

Недостатком этой системы электропитания является то, что рабочее напряжение солнечной батареи всегда должно быть больше напряжения шины питания нагрузки. При создании высоковольтных СЭП КА (100 В) максимальное значение напряжения холостого хода «холодных» кремниевых СБ в моменты выхода КА из теневых участков Земли может достигать 300 В, а у СБ, выполненных на основе арсенид-галлиевых трехкаскадных фотопреобразователей превышать 220 В, что является недопустимым из-за возможности возникновения в условиях вакуума электростатических разрядов между цепочками фотодиодов СБ или элементами токосъема. Для ограничения напряжения на СБ требуется применение специальных устройств или реализация режимов работы СЭП, ограничивающих повышение напряжения на охлажденной СБ более 180 В.

В настоящее время проектирование мощных высоковольтных российских и иностранных СЭП автоматических КА, работающих на геостационарной орбите, осуществляется на основе арсенид-галлиевых трехкаскадных фотопреобразователей и шунтовых регуляторов напряжения СБ [2], ограничивающих напряжение на СБ на уровне напряжения шины питания нагрузки (100 В), и поэтому не позволяющих реализовывать режим ЭРМ СБ. Солнечная батарея в течение всего времени активного функционирования значительно недоиспользуется по энергии, так как оптимальные значения напряжений, при которых СБ генерирует максимум мощности значительно превышают стабилизируемое напряжение 100 В.

Общим недостатком обеих структур является то, что при создании систем электроснабжения автоматических космических аппаратов на их основе электропитание бортовых потребителей, таких как электрореактивные двигательные установки (ЭРДУ) с значительно отличающимися уровнями требуемого напряжения питания, осуществляется от дополнительных преобразующих устройств, подключаемых к выходной стабилизированной шине СЭП [3]. Следовательно при электропитании таких бортовых потребителей осуществляется двойное преобразование энергии, генерируемой солнечной батареей, сначала преобразователем СЭП, регулирующим напряжение СБ, а затем преобразователем бортовых потребителей, подключенным к выходной стабилизированной шине СЭП.

Предлагаемый в [3] способ формирования системы электроснабжения ЭРДУ параллельно с традиционной СЭП, при одновременном использовании СБ как в СЭП КА так и в СЭС ЭРДУ, практического применения не нашел, так как значительно усложняется система управления общей СЭС, увеличивается количество датчиков и регуляторов.

Названные проблемы неэффективного использования энергии могут быть решены путем использования инверторно-трансформаторных схем преобразования энергии, позволяющих создавать универсальные многовыходовые инверторно-трансформаторные преобразователи для электропитания бортовых потребителей с различными требуемыми уровнями напряжения питания и с однократным преобразованием энергии СБ.

Наиболее близкой по технической сущности к заявленному изобретению является система электропитания космического аппарата, описанная в патенте [4] (фиг. 1).

Система электропитания состоит из солнечной батареи 1, датчика тока 2, системы управления 3 с экстремальным шаговым регулятором мощности СБ, регулятора напряжения 4, выполненного в виде мостового инвертора с входным С-фильтром, трансформатора 6 с первичной обмоткой 5 и вторичной обмоткой 7, выпрямителя 8 с выходным LC-фильтром, устройства контроля степени заряженности (УКЗБ) АБ 9, зарядного устройства 10, аккумуляторной батареи 11, разрядного устройства 12 и нагрузки 13.

Система электропитания (фиг. 1) обеспечивает повышение энергетической эффективности СЭП КА за счет реализации экстремального регулирования мощности СБ как в режиме заряда АБ, так и в режиме разряда АБ (при одновременном питании нагрузки от СБ и АБ), а также обеспечивает возможность использования солнечной батареи с рабочим напряжением как выше, так и ниже напряжения на аккумуляторной батареи и на нагрузке, и тем самым позволяет исключить возможность повышения напряжения холостого хода охлажденной СБ в моменты выхода КА из тени Земли более 180 вольт. Это является основным достоинством рассмотренной структуры.

Недостатком структуры является то, что при необходимости электропитания бортовых потребителей, таких как электрореактивные двигательные установки, требуется разработка дополнительных преобразующих устройств, подключаемых к выходной стабилизированной шине СЭП, обеспечивающих на выходе набор значительно отличающихся напряжений электропитания, основным из которых является мощный высоковольтный источник питания анода стационарных плазменных двигателей (СПД). Следовательно при электропитании таких бортовых потребителей осуществляется двойное преобразование энергии генерируемой солнечной батареей, сначала преобразователем СЭП, регулирующим напряжение СБ (устройство 4 на фиг. 1), а затем дополнительным преобразователем (СПУ), подключенным к выходной стабилизированной шине СЭП параллельно нагрузке 13 [3].

Удельная энергетическая эффективность (Вт/кг) сформированной системы электроснабжения путем добавления новых требований к СЭП, традиционно представляющей собой комплекс, состоящий из СБ, АБ и энергопреобразующей аппаратуры (зарядные устройства, разрядные устройства и регуляторы напряжения СБ) с выходной стабилизированной шиной питания нагрузки не может быть высокой, так как выходная мощность дополнительных преобразователей энергии может превышать 30% от максимальной выходной мощности энергопреобразующих устройств СЭП. Суммарный коэффициент преобразования энергии СБ также низкий. Перед разработчиками бортовой аппаратуры автоматических космических аппаратов стоит задача разработки универсальных преобразующих устройств, обеспечивающих возможность одновременного электропитания различных бортовых потребителей с целью значительного уменьшения их массы и габаритов.

Целью изобретения является повышение удельной энергетической эффективности СЭС КА (Вт/кг) за счет реализации однократного преобразования энергии СБ для силового электропитания бортовых потребителей инверторно-трансформаторным преобразователем энергии СБ традиционной СЭП. При этом достигается, как повышение КПД передачи энергии от СБ к СПД, так и значительное уменьшение массы дополнительных преобразователей энергии.

На Фиг. 2 представлена функциональная схема заявляемой системы электроснабжения космического аппарата с экстремальным регулированием мощности солнечной батареи инверторно-трансформаторным преобразователем, которая содержит солнечную батарею 1, датчик тока 2, цифровую систему управления 3 с экстремальным регулятором мощности СБ, регулятор напряжения 4, выполненный в виде мостового инвертора с входным С-фильтром, трансформатор 6 с первичной обмоткой 5 и вторичными обмотками 7 и 15, выпрямитель 8 с выходным LC-фильтром и выпрямитель 16 с выходным LC-фильтром и емкостным накопителем энергии и устройством коммутации анодного питания СПД, устройство контроля степени заряженности (УКЗБ) АБ 9, зарядное устройство 10, аккумуляторную батарею 11, разрядное устройство 12, нагрузку 13, систему питания и управления СПУ 14 и СПД 17.

Солнечная батарея 1 подключена плюсовой и минусовой шинами к регулятору напряжения 4, причем в плюсовой шине установлен датчик тока 2. Выход регулятора напряжения 4 соединен с первичной обмоткой 5 трансформатора 6. При этом цифровая система управления 3 соединена своими измерительными входами с выходом датчика тока 2 и с силовыми шинами СБ 1, нагрузки 13 и СПУ 14, информационными входами с выходами с информационными выходами СПУ 14 и УКЗБ 9, а своими управляющими выходами с транзисторами инвертора регулятора напряжения 4, с управляющими входами выпрямителя 16, зарядного устройства 10, разрядного устройства 12 и СПУ 14.

Входы выпрямителя 8 соединены с вторичной обмоткой 7, а выходы с нагрузкой 13 и СПУ 14. Входы выпрямителя 16 соединены с вторичной обмоткой 15 трансформатора 6, а выходы с СПД 17. Вход зарядного устройства 10 и выход разрядного устройства 12 соединены с одним из выходов выпрямителя 8. Аккумуляторная батарея 11 одной из своих силовых клемм соединена с выходом зарядного устройства 10 и входом разрядного устройства 12, а второй силовой клеммой соединена с вторым выходом выпрямителя 8 образуя общую шину питания нагрузки 13 и СПУ 14.

Измерительные выходы аккумуляторной батареи 11 соединены с измерительными входами устройства контроля степени заряженности АБ 9. СПУ 14 своими маломощными низковольтными (стабилизатор накала катода, источник поджига, источник питания термодросселя) выходами соединена с СПД 17.

Сигналы с датчика тока 2 и с силовых шин СБ 1 предназначены для вычисления мощности генерируемой СБ 1. Управление транзисторами инвертора регулятора напряжения 4, зарядным 10 и разрядным 12 устройствами производится цифровой системой управления 3 по заданному алгоритму в соответствии с зонным принципом регулирования напряжений СБ 1 и нагрузки 13, а управление выпрямителем 16 и СПУ 14 в соответствии с временной диаграммой запуска и работы СПД.

Система электропитания КА работает в следующих режимах.

1. Мощность нагрузки по двум силовым выходам меньше мощности генерируемой СБ (Р_H RU2704656C1

Иллюстрации к изобретению RU 2 704 656 C1

Реферат патента 2019 года СИСТЕМА ЭЛЕКТРОСНАБЖЕНИЯ КОСМИЧЕСКОГО АППАРАТА С ЭКСТРЕМАЛЬНЫМ РЕГУЛИРОВАНИЕМ МОЩНОСТИ СОЛНЕЧНОЙ БАТАРЕИ

Система электроснабжения космического аппарата содержит солнечную батарею (СБ), датчик тока, цифровую систему управления с экстремальным регулятором мощности СБ, регулятор напряжения, выполненный в виде мостового инвертора с входным С-фильтром, трансформатор с первичной и вторичными обмотками, два выпрямителя, устройство контроля степени заряженности, зарядное устройство, аккумуляторную батарею, разрядное устройство, нагрузку, систему питания и управления, стационарный плазменный двигатель. Обеспечивается повышение удельной энергетической эффективности, повышение КПД передачи энергии, уменьшение массы дополнительных преобразователей энергии. 2 ил.

Формула изобретения RU 2 704 656 C1

Система электроснабжения космического аппарата, состоящая из солнечной батареи, подключенной своими плюсовой и минусовой шинами к регулятору напряжения, причем в плюсовой шине установлен датчик тока, трансформатора, первичная обмотка которого соединена с регулятором напряжения, построенным по мостовой схеме инвертора, а вторичная обмотка соединена с входами выпрямителя, содержащего выходной LC-фильтр, один из выходов которого соединен с входом зарядного устройства, выходом разрядного устройства и входом нагрузки, выход зарядного устройства соединен с входом разрядного устройства и одной из силовых клемм аккумуляторной батареи, измерительные выходы которой соединены с измерительными входами устройства контроля степени заряженности, второй силовой выход выпрямителя соединен с другой силовой клеммой аккумуляторной батареи и вторым входом нагрузки, системы управления с экстремальным регулятором мощности солнечной батареи, соединенной измерительным входом с выходом датчика тока, а также другими измерительными входами с силовыми шинами солнечной батареи и нагрузки, управляющей транзисторами регулятора напряжения с входным С-фильтром, отличающаяся тем, что вторая выходная обмотка трансформатора соединена с входами второго силового выпрямителя с емкостным накопителем энергии и коммутатором, силовые выходы которого соединены с силовыми входами анодного питания стационарного плазменного двигателя, а управляющий вход подключен к управляющему выходу цифровой системы управления, информационные входы которой соединены с выходом силового выпрямителя с емкостным накопителем энергии и коммутатором, с выходом устройства контроля степени заряженности и выходом системы питания и управления стационарным плазменным двигателем, другие управляющие выходы цифровой системы управления соединены с входами зарядного устройства, разрядного устройства и системы питания и управления стационарным плазменным двигателем, подключенным своими силовыми входами к силовым выходам первого выпрямителя, а n выходами к n входам электропитания стационарного плазменного двигателя.

Источник