CN111361765A - 航天器电源双母线*** - Google Patents

航天器电源双母线*** Download PDF

Info

Publication number
CN111361765A
CN111361765A CN202010197420.9A CN202010197420A CN111361765A CN 111361765 A CN111361765 A CN 111361765A CN 202010197420 A CN202010197420 A CN 202010197420A CN 111361765 A CN111361765 A CN 111361765A
Authority
CN
China
Prior art keywords
battery pack
storage battery
bus
load
module
Prior art date
Legal status (The legal status 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 status listed.)
Granted
Application number
CN202010197420.9A
Other languages
English (en)
Other versions
CN111361765B (zh
Inventor
张朋松
刘赞
高宇翔
冯帅
徐天水
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
Shanghai Institute of Satellite Engineering
Original Assignee
Shanghai Institute of Satellite Engineering
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 Shanghai Institute of Satellite Engineering filed Critical Shanghai Institute of Satellite Engineering
Priority to CN202010197420.9A priority Critical patent/CN111361765B/zh
Publication of CN111361765A publication Critical patent/CN111361765A/zh
Application granted granted Critical
Publication of CN111361765B publication Critical patent/CN111361765B/zh
Active legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

Images

Classifications

    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64G—COSMONAUTICS; VEHICLES OR EQUIPMENT THEREFOR
    • B64G1/00—Cosmonautic vehicles
    • B64G1/22—Parts of, or equipment specially adapted for fitting in or to, cosmonautic vehicles
    • B64G1/42—Arrangements or adaptations of power supply systems
    • B64G1/428—Power distribution and management
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64G—COSMONAUTICS; VEHICLES OR EQUIPMENT THEREFOR
    • B64G1/00—Cosmonautic vehicles
    • B64G1/22—Parts of, or equipment specially adapted for fitting in or to, cosmonautic vehicles
    • B64G1/42—Arrangements or adaptations of power supply systems
    • B64G1/421—Non-solar power generation
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64G—COSMONAUTICS; VEHICLES OR EQUIPMENT THEREFOR
    • B64G1/00—Cosmonautic vehicles
    • B64G1/22—Parts of, or equipment specially adapted for fitting in or to, cosmonautic vehicles
    • B64G1/42—Arrangements or adaptations of power supply systems
    • B64G1/44—Arrangements or adaptations of power supply systems using radiation, e.g. deployable solar arrays
    • B64G1/443—Photovoltaic cell arrays
    • 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
    • H02J7/0013—Circuit arrangements for charging or depolarising batteries or for supplying loads from batteries acting upon several batteries simultaneously or sequentially
    • 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
    • H02J7/0068—Battery or charger load switching, e.g. concurrent charging and load supply
    • 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
    • H02J7/35—Parallel operation in networks using both storage and other dc sources, e.g. providing buffering with light sensitive cells

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Power Engineering (AREA)
  • Remote Sensing (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Life Sciences & Earth Sciences (AREA)
  • Sustainable Development (AREA)
  • Charge And Discharge Circuits For Batteries Or The Like (AREA)
  • Secondary Cells (AREA)

Abstract

本发明提供了一种航天器电源双母线***，包括：太阳电池阵模块、分流模块、充电控制模块、平台调节母线、载荷不调节母线、平台负载、载荷负载以及蓄电池组模块；所述太阳电池阵模块受分流模块控制后输出至平台调节母线为平台负载供电；所述太阳电池阵模块受充电控制模块控制后输出至蓄电池组模块，对蓄电池组模块进行充电；所述第一蓄电池组和第二蓄电池组串联后输出至载荷不调节母线给载荷负载供电；所述第一蓄电池组经过多个放电调节模块输出至平台调节母线给平台负载供电；所述第二蓄电池组经过多个放电调节模块至平台调节母线给平台负载供电。本发明能够降低***复杂性，提高了***稳定性。

Description

航天器电源双母线***
技术领域
本发明涉及航天器供配电技术领域，具体地，涉及一种航天器电源双母线***，尤其是一种基于蓄电池组模块化复用和重构设计的航天器电源双母线方案。
背景技术
随着航天事业的发展，航天器载荷越来越多，大功率载荷越来越多，特别是微波遥感载荷和光学遥感载荷的功率需求越来越大，导致整星功率急剧增加，载荷工作一般为大功率脉冲或短时间工作模式峰值功率超过数千瓦，甚至是几十千瓦，由于载荷的脉冲或短时工作模式对母线有严重的反射影响，因此一般来说具有大功率载荷的航天器一般采用平台调节母线和载荷不调节母线的双母线方式，通常每条母线配套电池形式多为两组或多组蓄电池组，蓄电池组之间不能互换，相互之间不能备份，造成蓄电池组装星数量多，故障模式复杂，故障后通常造成整组电池失效，不能重新分配，蓄电池组利用率低；对***内接口，相对应的太阳电池阵、充电模块、放电模块、均衡模块等控制模块增加，***复杂，重量增加，电源***效能低下等各种不利因素，同时由于双母线电压不一致造成对应于两条母线的太阳电池阵设计不一致，不能实现互联；对***外接口，遥测、遥控、热控、结构等方面的需求增加，造成整星资源浪费，降低航天器载荷的装载能力，不利于整个航天器资源的利用；特别是随着航天器功率需求越来越大后，这种情况会尤为突出。
专利文献CN109873414A公开了一种航天器测试供配电***健康监测处理方法，涉及航天器测试健康监测技术领域；包括如下步骤：步骤一、单机设备加电前供电欠压预警处理；步骤二、母线欠压故障报警及自动应急处理；步骤三、蓄电池过充预警，故障报警及自动应急处理；步骤四、蓄电池过放预警，故障报警及自动应急处理；步骤五、PCU温度故障报警及自动应急处理。该专利在提高整个航天器资源的利用方面仍然有提高的空间。
发明内容
针对现有技术中的缺陷，本发明的目的是提供一种航天器电源双母线***。
根据本发明提供的一种航天器电源双母线***，其特征在于，包括：太阳电池阵模块、分流模块、充电控制模块、平台调节母线、载荷不调节母线、平台负载、载荷负载以及蓄电池组模块；所述蓄电池组模块包括：第一蓄电池组以及第二蓄电池组；所述蓄电池组模块采用蓄电池组；所述太阳电池阵模块受分流模块控制后输出至平台调节母线为平台负载供电；所述太阳电池阵模块受充电控制模块控制后输出至蓄电池组模块，对蓄电池组模块进行充电；所述第一蓄电池组和第二蓄电池组串联后输出至载荷不调节母线给载荷负载供电；所述第一蓄电池组经过多个放电调节模块输出至平台调节母线给平台负载供电；所述第二蓄电池组经过多个放电调节模块至平台调节母线给平台负载供电。
优选地，所述的第一蓄电池组和第二蓄电池组经过蓄电池结构块串联组成。
优选地，航天器电源双母线***采用以下任意一种方式输出：-双母线输出；-单母线输出。航天器电源双母线***具备双母线输出能力，也可以根据实际设计情况实现单母线输出。
优选地，所述航天器电源双母线***采用双母线；所述双母线为平台调节母线和载荷不调节母线；所述平台调节母线采用的母线体制为全调节；所述载荷不调节母线的母线体制为不调节；如果载荷需要全调节母线也可以增加放电调节模块进行调节。
优选地，所述蓄电池组具有一个或者多个结构块，所述的蓄电池组结构块模块化、标准化设计，蓄电池组结构块1、结构块2…结构块n分别组成第一蓄电池组和第二蓄电池组。
优选地，所述蓄电池组包括：多个结构块；所述蓄电池组的多个结构块能够进行互换。蓄电池组结构块1、结构块2至结构块n完全一致可以互换，第一蓄电池组和第二蓄电池组完全一致可以互换，第一蓄电池组和第二蓄电池组对应的太阳电池阵模块完全一致可以互换。
优选地，所述平台负载和载荷负载使用的蓄电池组模块能够进行复用；所述载荷不调节母线使用的蓄电池组是由平台调节母线的蓄电池组串联组成；所述载荷不调节母线使用的蓄电池组的数量为一组或者多组。
优选地，所述的蓄电池组具有重构功能，所述一个或多个结构块发生故障后能够根据实际情况对蓄电池组进行重构，隔离存在故障的结构块，组成新的蓄电池组对外输出功率，确保蓄电池组不会完全失效。
优选地，所述的蓄电池组包括：蓄电池组充电模块；所述的蓄电池组充电模块能够进行实时调整充电参数。所述的蓄电池组充电模块可以根据实际蓄电池结构块重构状态进行实时调整充电参数。
与现有技术相比，本发明具有如下的有益效果：
1、本发明能够降低***复杂性，提高了***稳定性：采用此方案，可以实现太阳电池阵、充电模块、放电模块、蓄电池组结构块以及与蓄电池组配套的均衡模块的统一设计，降低了***复杂性，实现了各功能互为备份，实现了统一管理，提高了***稳定性。
2、本发明能够简化配套，减轻重量：采用此方案，减少了产品配套数量，极大的降低了***对内和对外资源的占用，可以提高航天器***资源的利用率，提高航天器装载能力，同时由于各个功能模块方案一致，也有利于各个功能模块的生产，提升了各个功能模块的使用效能；
3、本发明能够提高***功能的可靠性、安全性和结构块的复用和重构能力，由于各个功能模块的模块化设计，特别是蓄电池结构块的模块化方案，可以通过结构块重构模块有效实现蓄电池组结构块的复用和重构能力，有效实现结构块的重构和故障隔离，确保了***的可靠性、安全性，可以延长***寿命。
附图说明
通过阅读参照以下附图对非限制性实施例所作的详细描述，本发明的其它特征、目的和优点将会变得更明显：
图1为本发明所提供的一种基于蓄电池组模块化复用和重构设计的航天器电源双母线方案的示意图。
具体实施方式
下面结合具体实施例对本发明进行详细说明。以下实施例将有助于本领域的技术人员进一步理解本发明，但不以任何形式限制本发明。应当指出的是，对本领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明构思的前提下，还可以做出若干变化和改进。这些都属于本发明的保护范围。
根据本发明提供的一种航天器电源双母线***，其特征在于，包括：太阳电池阵模块、分流模块、充电控制模块、平台调节母线、载荷不调节母线、平台负载、载荷负载以及蓄电池组模块；所述蓄电池组模块包括：第一蓄电池组以及第二蓄电池组；所述蓄电池组模块采用蓄电池组；所述太阳电池阵模块受分流模块控制后输出至平台调节母线为平台负载供电；所述太阳电池阵模块受充电控制模块控制后输出至蓄电池组模块，对蓄电池组模块进行充电；所述第一蓄电池组和第二蓄电池组串联后输出至载荷不调节母线给载荷负载供电；所述第一蓄电池组经过多个放电调节模块输出至平台调节母线给平台负载供电；所述第二蓄电池组经过多个放电调节模块至平台调节母线给平台负载供电。
为了解决上述现有电源***设计方案复杂、占用整星资源多、不利于管理等缺点，本发明的目的在于提供一种基于蓄电池组模块化复用和重构设计的航天器电源双母线方案。利用本发明，不但可以满足整星负载用电需求，而且减轻了电源***重量，减少航天器资源使用，提高航天器装载能力，整套方案简易可靠，原理清晰。
优选地，所述的第一蓄电池组和第二蓄电池组经过蓄电池结构块串联组成。
优选地，航天器电源双母线***采用以下任意一种方式输出：-双母线输出；-单母线输出。航天器电源双母线***具备双母线输出能力，也可以根据实际设计情况实现单母线输出。
优选地，所述航天器电源双母线***采用双母线；所述双母线为平台调节母线和载荷不调节母线；所述平台调节母线采用的母线体制为全调节；所述载荷不调节母线的母线体制为不调节；如果载荷需要全调节母线也可以增加放电调节模块进行调节。
优选地，所述蓄电池组具有一个或者多个结构块，所述的蓄电池组结构块模块化、标准化设计，蓄电池组结构块1、结构块2…结构块n分别组成第一蓄电池组和第二蓄电池组。
优选地，所述蓄电池组包括：多个结构块；所述蓄电池组的多个结构块能够进行互换。蓄电池组结构块1、结构块2至结构块n完全一致可以互换，第一蓄电池组和第二蓄电池组完全一致可以互换，第一蓄电池组和第二蓄电池组对应的太阳电池阵模块完全一致可以互换。
优选地，所述平台负载和载荷负载使用的蓄电池组模块能够进行复用；所述载荷不调节母线使用的蓄电池组是由平台调节母线的蓄电池组串联组成；所述载荷不调节母线使用的蓄电池组的数量为一组或者多组。
优选地，所述的蓄电池组具有重构功能，所述一个或多个结构块发生故障后能够根据实际情况对蓄电池组进行重构，隔离存在故障的结构块，组成新的蓄电池组对外输出功率，确保蓄电池组不会完全失效。
优选地，所述的蓄电池组包括：蓄电池组充电模块；所述的蓄电池组充电模块能够进行实时调整充电参数。所述的蓄电池组充电模块可以根据实际蓄电池结构块重构状态进行实时调整充电参数。
具体地，在一个实施例中，一种基于蓄电池组模块化复用和重构设计的航天器电源双母线方案，该方案包括：
太阳电池阵受分流模块控制后输出至平台调节母线为平台负载供电，太阳电池阵受充电控制模块控制后输出至蓄电池组，对蓄电池组进行充电，A蓄电池组和B蓄电池组串联后输出至载荷不调节母线给载荷负载供电，A蓄电池组和B蓄电池组分别经过放电调节模块1至放电调节模块n输出至平台调节母线给平台负载供电。
优选地，所述的一种基于蓄电池组模块化复用和重构设计的航天器电源双母线方案，其特征在于：蓄电池结构块采用模块化设计，适用于平台调节母线和载荷不调节母线。
优选地，所述的A蓄电池组和B蓄电池组经过模块化设计的蓄电池结构块串联组成。
优选地，所述的航天器电源具备双母线输出能力，也可以根据实际设计情况实现单母线输出。
优选地，所述的双母线为平台调节母线和载荷不调节母线，其中平台调节母线为平台负载供电，母线体制为全调节，载荷不调节母线为有效载荷负载供电，母线体制为不调节，如果载荷需要全调节母线也可以增加放电调节模块进行调节。
优选地，所述的平台和载荷使用的蓄电池组可以复用，载荷不调节母线使用的蓄电池组是由平台调节母线的蓄电池组串联组成，但不仅仅局限于A、B两组蓄电池组，可以多组蓄电池组设计。
优选地，所述的蓄电池组具有重构功能，即某一个或多个蓄电池结构块发生故障后可以根据实际情况对蓄电池组进行重构，隔离故障蓄电池结构块，组成新的蓄电池组对外输出功率，确保蓄电池组不会完全失效。
优选地，所述的重构模块可采用具有隔离保护功能的开关矩阵实现。
优选地，所述的蓄电池组充电模块可以根据实际蓄电池结构块重构状态进行实时调整充电参数。
如图1所示，蓄电池结构块采用模块化设计，适用于平台调节母线和载荷不调节母线，其中平台调节母线为平台负载供电，母线体制为全调节，载荷不调节母线为有效载荷负载供电，母线体制为不调节，如果载荷需要全调节母线也可以增加放电调节模块进行调节。A蓄电池组和B蓄电池组经过模块化设计的蓄电池结构块串联组成，平台和载荷使用的蓄电池组可以复用，载荷不调节母线使用的蓄电池组是由平台调节母线的蓄电池组串联组成，但不仅仅局限于A、B两组蓄电池组，可以多组蓄电池组设计。
同时蓄电池组具有重构功能，即某一个或多个蓄电池结构块发生故障后可以根据实际情况采用具有隔离保护功能的开关矩阵重构模块对蓄电池组进行重构，隔离故障蓄电池结构块，组成新的蓄电池组对外输出功率，确保蓄电池组不会完全失效，同时蓄电池组充电模块可以根据实际蓄电池结构块重构状态通过注数等方式对充电参数进行实时调整。采用此方案，可以实现太阳电池阵、充电模块、放电模块、蓄电池组结构块以及与蓄电池组配套的均衡模块的统一设计，降低了***复杂性，实现了各功能互为备份，实现了统一管理，提高了***稳定性，同时减少了产品配套数量，极大的降低了***对内和对外资源的占用，可以提高航天器***资源的利用率，提高航天器装载能力，提升了各个功能模块的使用效能，特别是蓄电池结构块的模块化方案，可以通过结构块重构模块有效实现蓄电池组结构块的复用和重构能力，有效实现结构块的重构和故障隔离，确保了***的可靠性、安全性，可以延长***寿命。
本发明能够降低***复杂性，提高了***稳定性：采用此方案，可以实现太阳电池阵、充电模块、放电模块、蓄电池组结构块以及与蓄电池组配套的均衡模块的统一设计，降低了***复杂性，实现了各功能互为备份，实现了统一管理，提高了***稳定性。本发明能够简化配套，减轻重量：采用此方案，减少了产品配套数量，极大的降低了***对内和对外资源的占用，可以提高航天器***资源的利用率，提高航天器装载能力，同时由于各个功能模块方案一致，也有利于各个功能模块的生产，提升了各个功能模块的使用效能。本发明能够提高***功能的可靠性、安全性和结构块的复用和重构能力，由于各个功能模块的模块化设计，特别是蓄电池结构块的模块化方案，可以通过结构块重构模块有效实现蓄电池组结构块的复用和重构能力，有效实现结构块的重构和故障隔离，确保了***的可靠性、安全性，可以延长***寿命。
本发明公开了一种基于蓄电池组模块化复用和重构设计的航天器电源双母线方案，包括：太阳电池阵受分流模块控制后输出至平台调节母线为平台负载供电，太阳电池阵受充电控制模块控制后输出至蓄电池组，对蓄电池组进行充电，A蓄电池组和B蓄电池组串联后经过结构块重构模块输出至载荷不调节母线给载荷负载供电，A蓄电池组和B蓄电池组分别经过结构块重构模块后连接至放电调节模块1至放电调节模块n，最终输出至平台调节母线给平台负载供电，同时如果某一个或多个蓄电池组结构块故障后可以通过重构模块对蓄电池组进行重构，其中蓄电池组结构块1、结构块2…结构块n分别组成A蓄电池组和B蓄电池组，蓄电池组结构块1、结构块2至结构块n完全一致可以互换，A蓄电池组和B蓄电池组完全一致可以互换，A蓄电池组和B蓄电池组对应的太阳电池阵完全一致可以互换。本发明通过蓄电池组结构块模块化设计和结构块重构设计解决了航天器电源***双母线设计方案中蓄电池配套较多的问题，实现了蓄电池组重构和复用，取得了***重量减轻、简化电源***配置和资源占用、提高航天器安全系数、有效延长航天器寿命等有益效果，特别对高电压、大功率双母线负载具及其有良好的效果。
本领域技术人员知道，除了以纯计算机可读程序代码方式实现本发明提供的***及其各个装置、单元以外，完全可以通过将方法步骤进行逻辑编程来使得本发明提供的***及其各个装置、单元以逻辑门、开关、专用集成电路、可编程逻辑控制器以及嵌入式微控制器等的形式来实现相同功能。所以，本发明提供的***及其各项装置、单元可以被认为是一种硬件部件，而对其内包括的用于实现各种功能的装置、单元也可以视为硬件部件内的结构；也可以将用于实现各种功能的装置、单元视为既可以是实现方法的软件单元又可以是硬件部件内的结构。
以上对本发明的具体实施例进行了描述。需要理解的是，本发明并不局限于上述特定实施方式，本领域技术人员可以在权利要求的范围内做出各种变化或修改，这并不影响本发明的实质内容。在不冲突的情况下，本申请的实施例和实施例中的特征可以任意相互组合。

Claims (9)

1.一种航天器电源双母线***，其特征在于，包括：太阳电池阵模块、分流模块、充电控制模块、平台调节母线、载荷不调节母线、平台负载、载荷负载以及蓄电池组模块；
所述蓄电池组模块包括：第一蓄电池组以及第二蓄电池组；
所述蓄电池组模块采用蓄电池组；
所述太阳电池阵模块受分流模块控制后输出至平台调节母线为平台负载供电；
所述太阳电池阵模块受充电控制模块控制后输出至蓄电池组模块，对蓄电池组模块进行充电；
所述第一蓄电池组和第二蓄电池组串联后输出至载荷不调节母线给载荷负载供电；
所述第一蓄电池组经过多个放电调节模块输出至平台调节母线给平台负载供电；
所述第二蓄电池组经过多个放电调节模块至平台调节母线给平台负载供电。
2.根据权利要求1所述的航天器电源双母线***，其特征在于，所述的第一蓄电池组和第二蓄电池组经过蓄电池结构块串联组成。
3.根据权利要求1所述的航天器电源双母线***，其特征在于，航天器电源双母线***采用以下任意一种方式输出：
-双母线输出；
-单母线输出。
4.根据权利要求1所述的航天器电源双母线***，其特征在于，所述平台调节母线采用的母线体制为全调节；
所述载荷不调节母线的母线体制为不调节。
5.根据权利要求1所述的航天器电源双母线***，其特征在于，所述蓄电池组具有一个或者多个结构块。
6.根据权利要求1所述的航天器电源双母线***，其特征在于，所述蓄电池组包括：多个结构块；
所述蓄电池组的多个结构块能够进行互换。
7.根据权利要求1所述的航天器电源双母线***，其特征在于，所述平台负载和载荷负载使用的蓄电池组模块能够进行复用；
所述载荷不调节母线使用的蓄电池组是由平台调节母线的蓄电池组串联组成；
所述载荷不调节母线使用的蓄电池组的数量为一组或者多组。
8.根据权利要求5所述的航天器电源双母线***，其特征在于，所述一个或多个结构块发生故障后能够对蓄电池组进行重构，隔离存在故障的结构块，组成新的蓄电池组。
9.根据权利要求1所述的航天器电源双母线***，其特征在于，所述的蓄电池组包括：蓄电池组充电模块；
所述的蓄电池组充电模块能够进行实时调整充电参数。
CN202010197420.9A 2020-03-19 2020-03-19 航天器电源双母线*** Active CN111361765B (zh)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN202010197420.9A CN111361765B (zh) 2020-03-19 2020-03-19 航天器电源双母线***

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN202010197420.9A CN111361765B (zh) 2020-03-19 2020-03-19 航天器电源双母线***

Publications (2)

Publication Number Publication Date
CN111361765A true CN111361765A (zh) 2020-07-03
CN111361765B CN111361765B (zh) 2022-06-14

Family

ID=71202595

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN202010197420.9A Active CN111361765B (zh) 2020-03-19 2020-03-19 航天器电源双母线***

Country Status (1)

Country Link
CN (1) CN111361765B (zh)

Cited By (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN112636444A (zh) * 2020-12-07 2021-04-09 上海卫星工程研究所 全调节统一母线的双星组合体航天器并网供配电***
CN113071717A (zh) * 2021-03-29 2021-07-06 上海空间电源研究所 一种支持在轨维修的空间低轨高压电源***

Citations (8)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR2785104B1 (fr) * 1998-10-21 2000-12-29 Matra Marconi Space France Dispositif d'alimentation electrique a generateur solaire et batterie
JP3637163B2 (ja) * 1996-10-01 2005-04-13 本田技研工業株式会社 蓄電式電源装置
CN102457083A (zh) * 2010-10-14 2012-05-16 通用汽车环球科技运作有限责任公司 单元故障模式串联旁通电路的蓄电池故障容错结构
CN205489606U (zh) * 2016-01-14 2016-08-17 深圳市泰昂能源科技股份有限公司 一种蓄电池备份电路及直流供电***
CN106410936A (zh) * 2016-08-31 2017-02-15 航天东方红卫星有限公司 一种基于高低压双母线的大功率高效卫星电源***
CN106428637A (zh) * 2016-10-14 2017-02-22 深圳航天科技创新研究院 一种全电推进功率***
CN107994669A (zh) * 2017-11-30 2018-05-04 中国电子科技集团公司第四十八研究所 一种弹载微小卫星能源控制***
CN108258720A (zh) * 2017-12-26 2018-07-06 航天东方红卫星有限公司 一种双母线能源并网拓扑结构及其并网控制方法

Patent Citations (8)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JP3637163B2 (ja) * 1996-10-01 2005-04-13 本田技研工業株式会社 蓄電式電源装置
FR2785104B1 (fr) * 1998-10-21 2000-12-29 Matra Marconi Space France Dispositif d'alimentation electrique a generateur solaire et batterie
CN102457083A (zh) * 2010-10-14 2012-05-16 通用汽车环球科技运作有限责任公司 单元故障模式串联旁通电路的蓄电池故障容错结构
CN205489606U (zh) * 2016-01-14 2016-08-17 深圳市泰昂能源科技股份有限公司 一种蓄电池备份电路及直流供电***
CN106410936A (zh) * 2016-08-31 2017-02-15 航天东方红卫星有限公司 一种基于高低压双母线的大功率高效卫星电源***
CN106428637A (zh) * 2016-10-14 2017-02-22 深圳航天科技创新研究院 一种全电推进功率***
CN107994669A (zh) * 2017-11-30 2018-05-04 中国电子科技集团公司第四十八研究所 一种弹载微小卫星能源控制***
CN108258720A (zh) * 2017-12-26 2018-07-06 航天东方红卫星有限公司 一种双母线能源并网拓扑结构及其并网控制方法

Non-Patent Citations (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
马晓军等: "串联电池组的母线式电压采集***优化设计", 《兵工学报》 *

Cited By (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN112636444A (zh) * 2020-12-07 2021-04-09 上海卫星工程研究所 全调节统一母线的双星组合体航天器并网供配电***
CN112636444B (zh) * 2020-12-07 2022-06-03 上海卫星工程研究所 全调节统一母线的双星组合体航天器并网供配电***
CN113071717A (zh) * 2021-03-29 2021-07-06 上海空间电源研究所 一种支持在轨维修的空间低轨高压电源***

Also Published As

Publication number Publication date
CN111361765B (zh) 2022-06-14

Similar Documents

Publication Publication Date Title
US11855250B2 (en) Systems and methods for series battery charging
KR101482300B1 (ko) 무정지형 모듈러 배터리 관리 시스템
US20090251100A1 (en) Stackable battery module
CN102969749A (zh) 电池单元平衡方法、电池单元平衡设备、以及储能***
CN108321786A (zh) 一种立方星一体化电源***
CN111361765B (zh) 航天器电源双母线***
GB2449966A (en) Aircraft power management having prioritized subsystems
CN104901324A (zh) 储能***及其控制方法
US20220123576A1 (en) Method for managing charging and discharging of parallel-connected battery pack, electronic device, and electrical system
US20230420948A1 (en) Energy storage system and power supply method for battery management system
CN113422422B (zh) 一种卫星能源***
JP2013126343A (ja) 蓄電デバイスを備えた電力蓄積システム
CN113675934A (zh) 一种模块化卫星电源***
US9276415B2 (en) Charging station having battery cell balancing system
CN107086613B (zh) 一种分布式多子***组成的n+m冗余ups***
US20230344246A1 (en) Discharge control method and charge control method of battery pack control system
CN216489879U (zh) 一种可灵活扩展的卫星能源装置
CN116280278A (zh) 一种多功能集成的模块化卫星单元***
TWM409636U (en) Fault-tolerant modular battery management system
CN111711256A (zh) 航天器分布式电源***
CN216056447U (zh) 一种模块化卫星电源
CN215733629U (zh) 一种新型商业卫星供电架构
CN214380269U (zh) 应急电源
CN114844162B (zh) 一种储能***多簇电池soc均衡方法
CN112636444B (zh) 全调节统一母线的双星组合体航天器并网供配电***

Legal Events

Date Code Title Description
PB01 Publication
PB01 Publication
SE01 Entry into force of request for substantive examination
SE01 Entry into force of request for substantive examination
GR01 Patent grant
GR01 Patent grant