RU2574911C2 - Способ электропитания космического аппарата - Google Patents
Способ электропитания космического аппарата Download PDFInfo
- Publication number
- RU2574911C2 RU2574911C2 RU2014123491/02A RU2014123491A RU2574911C2 RU 2574911 C2 RU2574911 C2 RU 2574911C2 RU 2014123491/02 A RU2014123491/02 A RU 2014123491/02A RU 2014123491 A RU2014123491 A RU 2014123491A RU 2574911 C2 RU2574911 C2 RU 2574911C2
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- battery
- voltage
- output
- solar battery
- acc
- Prior art date
Links
- 239000003381 stabilizer Substances 0.000 claims abstract description 10
- 238000004891 communication Methods 0.000 claims abstract description 7
- HBBGRARXTFLTSG-UHFFFAOYSA-N Lithium Ion Chemical compound [Li+] HBBGRARXTFLTSG-UHFFFAOYSA-N 0.000 claims abstract description 6
- 229910001416 lithium ion Inorganic materials 0.000 claims abstract description 6
- 210000004279 Orbit Anatomy 0.000 claims description 8
- 230000005611 electricity Effects 0.000 abstract description 6
- 238000010586 diagram Methods 0.000 abstract description 4
- 239000000126 substance Substances 0.000 abstract 2
- 238000007599 discharging Methods 0.000 abstract 1
- 238000011105 stabilization Methods 0.000 description 4
- 238000004804 winding Methods 0.000 description 4
- 238000005457 optimization Methods 0.000 description 3
- RZVAJINKPMORJF-UHFFFAOYSA-N p-acetaminophenol Chemical compound CC(=O)NC1=CC=C(O)C=C1 RZVAJINKPMORJF-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 2
- 230000001052 transient Effects 0.000 description 2
- JBRZTFJDHDCESZ-UHFFFAOYSA-N AsGa Chemical compound [As]#[Ga] JBRZTFJDHDCESZ-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 1
- 229910001218 Gallium arsenide Inorganic materials 0.000 description 1
- 230000015572 biosynthetic process Effects 0.000 description 1
- 230000001276 controlling effect Effects 0.000 description 1
- 230000000875 corresponding Effects 0.000 description 1
- 230000001351 cycling Effects 0.000 description 1
- 235000020673 eicosapentaenoic acid Nutrition 0.000 description 1
- 238000005516 engineering process Methods 0.000 description 1
- 238000005755 formation reaction Methods 0.000 description 1
- 230000005484 gravity Effects 0.000 description 1
- 229910052739 hydrogen Inorganic materials 0.000 description 1
- 239000001257 hydrogen Substances 0.000 description 1
- 230000036039 immunity Effects 0.000 description 1
- 230000000051 modifying Effects 0.000 description 1
- 230000003449 preventive Effects 0.000 description 1
- 230000001105 regulatory Effects 0.000 description 1
- 239000010802 sludge Substances 0.000 description 1
- 230000001131 transforming Effects 0.000 description 1
Abstract
Изобретение относится к области космической энергетики, конкретнее к бортовым системам электропитания (СЭП) космических аппаратов (КА). Предлагается способ электропитания космического аппарата от солнечной батареи, подключенной своими плюсовой и минусовой шинами к стабилизатору напряжения, аккумуляторной батареи, подключенной своими плюсовой и минусовой шинами к входу разрядного и выходу зарядного устройств, причем стабилизатор напряжения солнечной батареи и разрядное устройство аккумуляторной батареи выполнены в виде мостовых инверторов с общим трансформатором с n выходными обмотками, где n≥2, а вход зарядного устройства соединен с одной из выходных обмоток трансформатора, к другим же (n-1) выходным обмоткам трансформатора подключены переходные устройства связи с нагрузками со своими номиналами выходного напряжения. Задачей заявляемого изобретения является повышение удельных энергетических характеристик и надежности эксплуатации СЭП КА. Поставленная задача решается тем, что солнечную батарею выбирают с выходным напряжением в рабочей точке в конце ресурса исходя из соотношения:
где Uэл - напряжение одного фотопреобразователя в рабочей точке в конце ресурса солнечной батареи, В;m - число (допустимое) отказавших фотопреобразователей в одной последовательной цепи; Δсущ - величина несущественного снижения напряжения из-за отказа отдельных фотопреобразователей, какой-либо последовательной цепи фотопреобразователей относительно полностью исправных цепей, %, а аккумуляторную батарею выбирают литий-ионной системы. Кроме того, аккумуляторную батарею выбирают с числом аккумуляторов в последовательной цепи исходя из соотношения:
где Ртени - максимальное энергопотребление нагрузки за период прохождения «теневого» участка орбиты, Вт·час; Сакк - емкость выбранного аккумулятора, А·час; Uакк ср - среднее разрядное напряжение аккумулятора, В; w - число (допустимое) отказавших аккумуляторов в последовательной цепи аккумуляторов аккумуляторной батареи. Суть заявляемого изобретения поясняется чертежом, где на фиг. 1, представлена функциональная схема электропитания КА с одной аккумуляторной батареей для реализации заявляемого способа. 1 з.п. ф-лы, 1 ил.
Description
Заявляемое изобретение относится к области космической энергетики, конкретнее к бортовым системам электропитания (СЭП) космических аппаратов (КА).
Для космической техники важнейшей тактико-технической характеристикой СЭП является удельная мощность, т.е. отношение мощности, вырабатываемой системой электропитания, к ее массе, которая зависит прежде всего от удельно-массовых характеристик используемых источников тока, но и в значительной мере от принятой структурной схемы СЭП, формируемой комплексом электронного оборудования СЭП, который определяет режимы эксплуатации источников и эффективность использования их потенциальных возможностей.
Известны способы электропитания КА, которые обеспечивают стабилизацию постоянного напряжения на нагрузке (с точностью до 0,5-1,0% от номинального значения), стабилизацию напряжения на солнечной батарее, при котором обеспечивается съем мощности с нее вблизи оптимальной рабочей точки вольт-амперной характеристики (ВАХ), а также реализуются оптимальные алгоритмы управления режимами эксплуатации аккумуляторных батарей, позволяющие обеспечить максимально возможные емкостные параметры в процессе длительного циклирования батарей на орбите. В качестве примера таких систем электропитания приведем проект СЭП для геостационарного связного КА описанный в статье А POWER, FOR A TELECOMMUNICATION SATELLITE. L.Croci, P.Galantini, C.Marana (Proceedings of the European Space Power Conference held in Graz, Austria, 23-27 August 1993 (ESA WPP-054, August 1993).
В структурной схеме СЭП предусмотрено разбиение солнечной батареи на 16 секций, каждая из которых регулируется собственным шунтовым стабилизатором напряжения, а выходы секций через развязывающие диоды подключены к общей стабилизированной шине, на которой поддерживается 42 В±1%. Шунтовые стабилизаторы поддерживают на секциях солнечной батареи напряжение 42 В, а проектирование солнечной батареи ведется таким образом, чтобы в конце 15 лет оптимальная рабочая точка ВАХ соответствовала этому напряжению.
При достигнутых высоких тактико-технических характеристиках СЭП современных КА они имеют общий недостаток - они не универсальны, что ограничивает область их использования.
Известно, что для питания различной аппаратуры конкретного КА требуются несколько номиналов питающего напряжения, от единиц до десятков и сотен вольт, в то время как в реализованных СЭП формируется единая шина питания постоянного напряжения с одним или двумя номиналами напряжения, например, 27 В, или 27 В и 40 В, или 27 В и 100 В.
При переходе с одного номинала напряжения питания аппаратуры на другой требуется разработка новой системы электропитания с кардинальной переработкой источников тока - солнечной и аккумуляторной батарей и с соответствующими временными и финансовыми издержками.
Другим недостатком систем является низкая помехозащищенность потребителей электроэнергии на борту космического аппарата. Это объясняется наличием гальванической связи между шинами питания аппаратуры и источниками тока.
Наиболее близким техническим решением является способ электропитания космического аппарата, реализованный системой электропитания КА (патент РФ 2396666), состоящей из солнечной батареи, подключенной своими плюсовой и минусовой шинами к стабилизатору напряжения, аккумуляторной батареи, подключенной своими плюсовой и минусовой шинами к входу разрядного и выходу зарядного устройств, экстремального регулятора мощности солнечной батареи, соединенного своими входами с датчиком тока, установленным в одной из шин между солнечной батареей и стабилизатором напряжения, разрядным и зарядным устройствами аккумуляторной батареи, а выходом - со стабилизатором напряжения солнечной батареи, отличающаяся тем, что стабилизатор напряжения солнечной батареи и разрядное устройство аккумуляторной батареи выполнены в виде мостовых инверторов с общим трансформатором, при этом вход зарядного устройства соединен с выходной обмоткой трансформатора, к другим же выходным обмоткам трансформатора подключены устройства питания нагрузок со своими номиналами выходного напряжения переменного или постоянного тока, причем одно из устройств питания нагрузки соединено со стабилизатором солнечной батареи и разрядным устройством аккумуляторной батареи. Известный способ электропитания КА выбран в качестве прототипа заявляемому изобретению.
Недостатком известного способа электропитания КА является отсутствие оптимизации параметров первичного (солнечной батареи) и вторичного (аккумуляторной батареи) источников электроэнергии, что в итоге снижает удельные энергетические характеристики и надежность эксплуатации СЭП КА.
Задачей заявляемого изобретения является повышение удельных энергетических характеристик и надежности эксплуатации СЭП КА.
Поставленная задача решается тем, что при проведении электропитания космического аппарата от солнечной батареи, подключенной своими плюсовой и минусовой шинами к стабилизатору напряжения, аккумуляторной батареи, подключенной своими плюсовой и минусовой шинами к входу разрядного и выходу зарядного устройств, причем стабилизатор напряжения солнечной батареи и разрядное устройство аккумуляторной батареи выполнены в виде мостовых инверторов с общим трансформатором с n выходными обмотками, где n≥2, а вход зарядного устройства соединен с одной из выходных обмоток трансформатора, к другим же (n-1) выходным обмоткам трансформатора подключены переходные устройства связи с нагрузками со своими номиналами выходного напряжения, солнечную батарею выбирают с выходным напряжением в рабочей точке в конце ресурса исходя из соотношения:
где Uэл - напряжение одного фотопреобразователя в рабочей точке в конце ресурса солнечной батареи, В;
m - число (допустимое) отказавших фотопреобразователей в одной последовательной цепи;
Δсущ - величина несущественного снижения напряжения из-за отказа отдельных фотопреобразователей, какой-либо последовательной цепи фотопреобразователей относительно полностью исправных цепей, %,
а аккумуляторную батарею выбирают литий-ионной системы.
Кроме того, аккумуляторную батарею выбирают с числом аккумуляторов в последовательной цепи исходя из соотношения:
где Ртени - максимальное энергопотребление нагрузки за период прохождения «теневого» участка орбиты, Вт·час;
Сакк - емкость выбранного аккумулятора, А·час;
Uакк ср - среднее разрядное напряжение аккумулятора, В;
w - число (допустимое) отказавших аккумуляторов в последовательной цепи аккумуляторов аккумуляторной батареи.
Действительно, заявляемый способ электропитания оптимизирует солнечную батарею по напряжению, а аккумуляторную батарею - по количеству аккумуляторов в последовательной цепи аккумуляторной батареи исходя из того, что величина выходного напряжения СЭП в данной ее структуре не является определяющей для этих параметров.
Кроме того, предлагается использовать одну аккумуляторную батарею литий-ионной системы. Это обусловлено тем, что литий-ионные аккумуляторные батареи (в отличие, например, от никель-водородных) не требуют проведения специальных профилактических автономных работ. Проводимая периодически балансировка аккумуляторов по напряжению не накладывает ограничений на эксплуатацию аккумуляторной батареи по целевому назначению.
Оптимизация выходного напряжения солнечной батареи проводится из условия определения наименьшего (достаточного) его значения, при исключении отрицательного влияния вероятных отказов отдельных фотопреобразователей.
Это позволяет повысить удельные энергетические характеристики и надежность эксплуатации солнечной батареи.
Солнечную батарею выбирают с выходным напряжением в рабочей точке в конце ресурса исходя из соотношения:
где Uэл - напряжение одного фотопреобразователя в рабочей точке в конце ресурса солнечной батареи, В;
m - число (допустимое) отказавших фотопреобразователей в одной последовательной цепи;
Δсущ - величина несущественного снижения напряжения из-за отказа отдельных фотопреобразователей, какой-либо последовательной цепи фотопреобразователей относительно полностью исправных цепей, %.
По сути, предлагается рассчитать выходное напряжение солнечной батареи в рабочей точке в конце ресурса исходя из величины несущественного снижения напряжения, из-за отказа отдельных фотопреобразователей, на какой-либо последовательной цепи фотопреобразователей относительно полностью исправных цепей в процентном соотношении. Это позволит повысить удельные энергетические характеристики и обеспечить исключение потери мощности солнечной батареи из-за отказа отдельных фотопреобразователей, соответственно, повысить надежность эксплуатации солнечной батареи.
Рассмотрим пример. Солнечная батарея на основе трехкаскадных арсенид-галлиевых фотопреобразователей: Uэл=2,5 В, примем m=1, а Δсущ=2%, тогда Ucб≥2,5·1·100/2=125 В.
Оптимизация количества аккумуляторов аккумуляторной батареи проводится из условия определения наименьшего (достаточного) числа аккумуляторов в последовательной цепи, с учетом вероятных отказов отдельных аккумуляторов, для прохождения «теневого» участка орбиты.
Это позволяет повысить удельные энергетические характеристики и надежность эксплуатации аккумуляторной батареи.
Аккумуляторную батарею выбирают с числом аккумуляторов в последовательной цепи исходя из соотношения:
где:
Ртени - максимальное энергопотребление нагрузки за период прохождения «теневого» участка орбиты, Вт·час;
Сакк - емкость выбранного аккумулятора, А·час;
Uакк ср - среднее разрядное напряжение аккумулятора, В;
w - число (допустимое) отказавших аккумуляторов в последовательной цепи аккумуляторов аккумуляторной батареи.
Рассмотрим пример. Аккумуляторная батарея на основе литий-ионных аккумуляторов: Uaкк cp=3,6 В, примем Ртени=2000 Вт·час, Сакк=50 А·час, w=2, тогда W>2000/50·3,6+2=14
Суть заявляемого изобретения поясняется чертежом фиг. 1, на котором представлена функциональная схема электропитания КА с одной аккумуляторной батареей.
Система электропитания космического аппарата состоит из солнечной батареи 1, стабилизированного преобразователя напряжения 2, аккумуляторной батареи 3, подключенной параллельно солнечной батарее 1 в одноименной полярности через сериесный преобразователь 3-1 в направлении протекания разрядного тока, зарядного устройства 4 аккумуляторной батареи 3, трансформатора 5, переходных устройств связи 6-1, 6-2 с нагрузками 7-1, 7-2 и потребителей электроэнергии 7.
Стабилизированный преобразователь напряжения 2 выполнен в виде мостового инвертора. Описания мостовых инверторов приведены, например, в статьях: «Высокочастотные преобразователи напряжения с резонансным переключением», автор А.В.Лукин (ЭЛЕКТРОПИТАНИЕ, научно-технический сборник выпуск 1, под редакцией Ю.И. Конева. Ассоциация «Электропитание», М., 1993), The Series Connected Buck Boost Regulator For High Efficiency DC Voltage Regulation, автор Arthur G. Birchenough (NASA Technical Memorandum, 2003-212514, NASA Lewis Research Center, Cleveland, ОН), а также в статье «Структурная схема и схемотехнические решения комплексов автоматики и стабилизации СЭП негерметичного геостационарного КА с гальванической развязкой бортовой аппаратуры от солнечных и аккумуляторных батарей» авторов Поляков С.А., Чернышев А.И., Эльман В.О., Кудряшов B.C., см. «Электронные и электромеханические системы и устройства: Сб. научных трудов НПЦ «Полюс». - Томск: МГП «РАСКО» при издательстве «Радио и связь», 2001.
Формирование переменного напряжения на выходе стабилизированного преобразователя напряжения 2 обеспечивается его схемой управления 2-1, которая по определенному закону открывает попарно транзисторы 2-2, 2-5 и 2-3, 2-4 соответственно.
Выход стабилизированного преобразователя напряжения соединен с первичной обмоткой 5-1 трансформатора 5. Солнечная батарея 1 соединена со стабилизированным преобразователем напряжения 2 плюсовой и минусовой шинами.
К вторичным обмоткам 5-2, 5-3 трансформатора 5 подключены переходные устройства связи с нагрузками 6-1, 6-2 со своими номиналами выходного напряжения постоянного тока, выходом подключенные к потребителям электроэнергии 7 (в данном случае - к 7-1 и 7-2 соответственно). Вторичная обмотка 5-4 трансформатора 5 подключена непосредственно к потребителям электроэнергии 7 (7-3) переменного тока.
Одно из переходных устройств связи с нагрузками выбрано в качестве основного, и по нему осуществляют стабилизацию напряжения. С этой целью устройство 6-1 соединено обратной связью со стабилизированным преобразователем напряжения 2.
Зарядное устройство 4 своим входом соединено с вторичной обмоткой 5-5 трансформатора 5, а выходом - с плюсовой и минусовой шинами аккумуляторной батареи 2.
Сериесный преобразователь 3-1 состоит из силового транзисторного ключа 3-2, управляемого схемой управления 3-3, представляющей собой широтно-импульсный модулятор.
Система электропитания работает в следующих основных режимах.
Питание нагрузок от солнечной батареи.
При наличии мощности солнечной батареи, превышающей суммарную мощность потребляемой нагрузками, стабилизированный преобразователь напряжения 2 связанный обратной связью с переходным устройством 6-1, поддерживает стабильное напряжение на нагрузке (потребителе электроэнергии) 7-1. При этом на потребителях электроэнергии 7-2 и 7-3 автоматически поддерживается стабильное постоянное и переменное напряжение с учетом коэффициентов трансформации обмоток. При необходимости заряда аккумуляторной батареи величина ее зарядного тока ограничивается в пределах разницы между текущей мощностью солнечной батареи и суммарной мощностью нагрузок.
Питание нагрузки от аккумуляторной батареи.
Режим формируется 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 или при нахождении КА на теневом участке орбиты.
В этом режиме напряжение на входе стабилизированного преобразователя напряжения 2 снижается до уровня рабочей точки солнечной батареи в конце ресурса, и недостающая для питания нагрузок мощность от солнечной батареи добавляется за счет разряда аккумуляторной батареи 3.
Система электропитания работает полностью в автоматическом режиме.
Таким образом, предлагаемые способ электропитания КА позволяет повысить удельные энергетические характеристики и надежность эксплуатации системы электропитания КА, что в свою очередь повышает энерговооруженность и функциональные возможности КА.
Claims (2)
1. Способ электропитания космического аппарата, включающий питание от солнечной батареи, подключенной своими плюсовой и минусовой шинами к стабилизатору напряжения, и от аккумуляторной батареи, подключенной своими плюсовой и минусовой шинами к входу разрядного и выходу зарядного устройств, причем стабилизатор напряжения солнечной батареи и разрядное устройство аккумуляторной батареи выполнены в виде мостовых инверторов с общим трансформатором с n выходными обмотками, где n≥2, а вход зарядного устройства соединен с одной из выходных обмоток трансформатора, при этом к другим (n-1) выходным обмоткам трансформатора подключены переходные устройства связи с нагрузками со своими номиналами выходного напряжения, отличающийся тем, что солнечную батарею выбирают с выходным напряжением в рабочей точке в конце ресурса исходя из соотношения:
где Uэл - напряжение одного фотопреобразователя в рабочей точке в конце ресурса солнечной батареи, В;
m - допустимое число отказавших фотопреобразователей в одной последовательной цепи;
Δсущ - величина несущественного снижения напряжения из-за отказа отдельных фотопреобразователей, какой-либо последовательной цепи фотопреобразователей относительно полностью исправных цепей, %,
при этом используют аккумуляторную батарею литий-ионной системы.
где Uэл - напряжение одного фотопреобразователя в рабочей точке в конце ресурса солнечной батареи, В;
m - допустимое число отказавших фотопреобразователей в одной последовательной цепи;
Δсущ - величина несущественного снижения напряжения из-за отказа отдельных фотопреобразователей, какой-либо последовательной цепи фотопреобразователей относительно полностью исправных цепей, %,
при этом используют аккумуляторную батарею литий-ионной системы.
2. Способ по п. 1, отличающийся тем, что аккумуляторную батарею выбирают с числом аккумуляторов в последовательной цепи исходя из соотношения:
W>Ртени/(Сакк·Uaкк ср)+w,
где Ртени - максимальное энергопотребление нагрузки за период прохождения «теневого» участка орбиты, Вт·час;
Сакк - емкость выбранного аккумулятора, А·час;
Uакк ср - среднее разрядное напряжение аккумулятора, В;
w - допустимое число отказавших аккумуляторов в последовательной цепи аккумуляторов аккумуляторной батареи.
W>Ртени/(Сакк·Uaкк ср)+w,
где Ртени - максимальное энергопотребление нагрузки за период прохождения «теневого» участка орбиты, Вт·час;
Сакк - емкость выбранного аккумулятора, А·час;
Uакк ср - среднее разрядное напряжение аккумулятора, В;
w - допустимое число отказавших аккумуляторов в последовательной цепи аккумуляторов аккумуляторной батареи.
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2014123491/02A RU2574911C2 (ru) | 2014-06-09 | Способ электропитания космического аппарата |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2014123491/02A RU2574911C2 (ru) | 2014-06-09 | Способ электропитания космического аппарата |
Publications (2)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2014123491A RU2014123491A (ru) | 2015-12-20 |
RU2574911C2 true RU2574911C2 (ru) | 2016-02-10 |
Family
ID=
Cited By (2)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2689401C1 (ru) * | 2018-06-22 | 2019-05-28 | Акционерное общество "Научно-исследовательский институт электромеханики" | Способ обеспечения автономного электропитания |
RU2702758C1 (ru) * | 2019-02-26 | 2019-10-11 | Акционерное общество "Научно-исследовательский институт электромеханики" | Способ заряда комплекта аккумуляторных батарей в составе автономной системы электропитания космического аппарата |
Citations (5)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US3740636A (en) * | 1971-11-05 | 1973-06-19 | Us Navy | Charge regulator and monitor for spacecraft solar cell/battery system control |
US5594325A (en) * | 1995-08-10 | 1997-01-14 | David B. Manner | Spacecraft power system architecture to mitigate spacecraft charging effects |
EP0951128A2 (en) * | 1998-04-13 | 1999-10-20 | Space Systems / Loral, Inc. | A spacecraft power system |
RU2297706C2 (ru) * | 2005-07-18 | 2007-04-20 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Научно-производственное объединение прикладной механики им. акад. М.Ф. Решетнева" | Система электропитания исз |
RU2396666C1 (ru) * | 2009-06-29 | 2010-08-10 | Открытое акционерное общество "Информационные спутниковые системы" имени академика М.Ф. Решетнёва" | Система электропитания космического аппарата |
Patent Citations (5)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US3740636A (en) * | 1971-11-05 | 1973-06-19 | Us Navy | Charge regulator and monitor for spacecraft solar cell/battery system control |
US5594325A (en) * | 1995-08-10 | 1997-01-14 | David B. Manner | Spacecraft power system architecture to mitigate spacecraft charging effects |
EP0951128A2 (en) * | 1998-04-13 | 1999-10-20 | Space Systems / Loral, Inc. | A spacecraft power system |
RU2297706C2 (ru) * | 2005-07-18 | 2007-04-20 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Научно-производственное объединение прикладной механики им. акад. М.Ф. Решетнева" | Система электропитания исз |
RU2396666C1 (ru) * | 2009-06-29 | 2010-08-10 | Открытое акционерное общество "Информационные спутниковые системы" имени академика М.Ф. Решетнёва" | Система электропитания космического аппарата |
Cited By (2)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2689401C1 (ru) * | 2018-06-22 | 2019-05-28 | Акционерное общество "Научно-исследовательский институт электромеханики" | Способ обеспечения автономного электропитания |
RU2702758C1 (ru) * | 2019-02-26 | 2019-10-11 | Акционерное общество "Научно-исследовательский институт электромеханики" | Способ заряда комплекта аккумуляторных батарей в составе автономной системы электропитания космического аппарата |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
RU2396666C1 (ru) | Система электропитания космического аппарата | |
US10081259B2 (en) | Charging facility and energy management method for charging facility | |
US11043831B2 (en) | Charging device and on board power supply device | |
RU2521538C2 (ru) | Способ управления автономной системой электроснабжения космического аппарата | |
US10052967B2 (en) | Electric voltage system and method for distributing electrical power in an electric voltage system | |
RU2337452C1 (ru) | Способ питания нагрузки постоянным током в составе автономной системы электропитания искусственного спутника земли и автономная система электропитания для его реализации | |
CN104836247A (zh) | 实现储能容量动态优化的光储微网*** | |
JP4163221B2 (ja) | 電源システム及びその放電制御方法 | |
RU2560720C1 (ru) | Система электропитания космического аппарата с экстремальным регулированием мощности солнечной батареи | |
US8427097B2 (en) | Hybrid electrical power source | |
WO2015111144A1 (ja) | 電力供給システム及びこれに用いるエネルギーマネジメントシステム | |
RU2535301C2 (ru) | Способ управления автономной системой электроснабжения космического аппарата | |
RU2392718C1 (ru) | Способ питания нагрузки постоянным током в автономной системе электропитания искусственного спутника земли | |
RU2476972C2 (ru) | Способ питания нагрузки постоянным током в автономной системе электропитания искусственного спутника земли | |
RU2633616C1 (ru) | Способ электропитания космического аппарата | |
RU2574911C2 (ru) | Способ электропитания космического аппарата | |
RU2548664C2 (ru) | Способ питания нагрузки постоянным током в автономной системе электропитания искусственного спутника земли | |
RU2010141492A (ru) | Способ управления автономной системой электроснабжения космического аппарата | |
RU2488933C2 (ru) | Способ электропитания космического аппарата | |
RU2395148C1 (ru) | Автономная система электропитания космического аппарата | |
RU2699084C1 (ru) | Система электропитания космического аппарата | |
RU2559025C2 (ru) | Автономная система электропитания на постоянном токе | |
RU2535662C2 (ru) | Способ питания нагрузки постоянным током в автономный системе электропитания искусственного спутника земли | |
RU2650100C1 (ru) | Высоковольтная система электропитания космического аппарата | |
RU2613660C2 (ru) | Система электропитания космического аппарата |