RU2647120C1 - Method of power supply load by direct current in self-contained system of power suplly of space vehicle - Google Patents

Abstract

FIELD: electricity.

SUBSTANCE: according to the method of power supply load by direct current in self-contained power supply system of space vehicle containing a solar battery, connected to the load, from "n" single loads connected in parallel through a stabilized voltage converter and an output filter, storage batteries connected through the discharge converters to the input of output filter, discharge converters, power circuits between the output of the output filter and single loads are projected with resistances based on the relation: ρ⋅l j/In≥R≥Uv / Isc.max., where Uv is the voltage at the output of the self-contained power supply system, V; In is rated current of a single load, A; ρ - resistivity, Om mm²⋅/m; l is the length of power circuit between the output of the output filter and the unit load, m; j is selected current density, A/mm²; Isc.max is the permissible maximum short-time short-circuit current in the single-load circuit, A. In addition, the output filters of the self-contained power supply system are calculated taking into account the permissible short-time short-circuit current.

EFFECT: increasing the reliability of space vehicle operation by limiting the magnitude of a short-term reduction in the output voltage of the power supply system in the event of failure of elements in a hot standby.

2 cl, 1 dwg

Description

Изобретение относится к электротехнике, а именно к автономным системам электропитания (СЭП) космических аппаратов (КА), использующим в качестве первичных источников энергии батареи солнечные (БС), а в качестве накопителей энергии - аккумуляторные батареи (АБ).The invention relates to electrical engineering, namely to autonomous power supply systems (BOT) of spacecraft (SC), using solar batteries (BS) as primary energy sources, and storage batteries (AB) as energy storage devices.

Известны способы питания нагрузки постоянным током в автономной системе электропитания КА, описанные в монографии «Системы электропитания космических аппаратов, Новосибирск, ВО «Наука», 1994 г.».Known methods for supplying DC load in an autonomous spacecraft power supply system are described in the monograph "Spacecraft Power Supply Systems, Novosibirsk, VO" Nauka ", 1994."

Известные способы и автономные системы электропитания КА предусматривают стабилизацию напряжения от первичного источника ограниченной мощности (солнечной батареи) на нагрузке стабилизированными преобразователями различного типа. Известные устройства (см. подраздел 7.3) содержат элементы контроля выходного напряжения системы электропитания. Однако механизм контроля и использования этой информации при штатной эксплуатации КА не раскрыт.Known methods and autonomous spacecraft power supply systems provide for voltage stabilization from a primary source of limited power (solar battery) at the load with stabilized converters of various types. Known devices (see subsection 7.3) contain elements for controlling the output voltage of the power supply system. However, the mechanism for monitoring and using this information during normal operation of the spacecraft has not been disclosed.

Наиболее близким техническим решением является автономная система электропитания искусственного спутника Земли (патент №20059988, RU), содержащая солнечную батарею, подключенную к нагрузке через сериесный преобразователь, n аккумуляторных батарей со схемами защиты, подключенных через зарядные преобразователи к солнечной батарее, а через разрядные преобразователи к нагрузке, причем каждый преобразователь содержит схему управления, выполненную в виде широтно-импульсного модулятора, содержащего измерительные органы выходного напряжения и тока преобразователя, отличающаяся тем, что, с целью повышения ее ресурсных характеристик и надежности, измерительные органы выходного напряжения разрядных преобразователей подключены к их выходам через переключатели уровня стабилизации, связанные со схемами защиты аккумуляторных батарей и нагрузкой, а схемы защиты аккумуляторных батарей связаны с зарядными и разрядными преобразователями и нагрузкой. Данное изобретение принято за прототип.The closest technical solution is the autonomous power supply system of an artificial Earth satellite (patent No. 20059988, RU), containing a solar battery connected to the load through a serial converter, n rechargeable batteries with protection circuits connected through the charging converters to the solar battery, and through the discharge converters to load, and each Converter contains a control circuit made in the form of a pulse-width modulator containing measuring organs of the output voltage and converter current, characterized in that, in order to increase its resource characteristics and reliability, the measuring organs of the output voltage of the discharge converters are connected to their outputs through stabilization level switches associated with the battery protection circuits and the load, and the battery protection circuits are connected with the charging and bit converters and load. This invention is taken as a prototype .

Известное изобретение защищает стабилизированные преобразователи от перегрузки, используя обратные связи по выходному току.The known invention protects the stabilized converters from overload, using feedback current output.

Однако этот метод недостаточно надежен, так как не учитывает, что снижение напряжения на нагрузке может произойти кратковременно по причине возникшей нештатной ситуации - преимущественно короткое замыкание в самой нагрузке, в том числе и в сеансной нагрузке. При этом обратная связь по выходному току стабилизированного преобразователя не успевает отработать кратковременную перегрузку и напряжение на нагрузке определяется возможностями выходного фильтра автономной системы электропитания.However, this method is not reliable enough, since it does not take into account that a decrease in voltage at the load can occur for a short time due to an emergency situation - mainly a short circuit in the load itself, including the session load. In this case, the feedback on the output current of the stabilized converter does not manage to work out a short-term overload and the voltage at the load is determined by the capabilities of the output filter of the autonomous power supply system.

Задачей предлагаемого изобретения является повышение надежности эксплуатации КА путем ограничения величины кратковременного понижения выходного напряжения системы электропитания при отказе элементов, находящихся в «горячем» резерве.The objective of the invention is to increase the reliability of operation of the spacecraft by limiting the magnitude of a short-term decrease in the output voltage of the power supply system in case of failure of the elements in the "hot" reserve.

Указанная задача решается тем, что в способе питания нагрузки постоянным током в автономной системе электропитания космического аппарата, содержащей солнечную батарею, подключенную к нагрузке, состоящей из параллельно включенных «n» единичных нагрузок, через стабилизированный преобразователь напряжения и выходной фильтр, аккумуляторные батареи, подключенные через разрядные преобразователи к входу выходного фильтра, зарядные преобразователи, силовые цепи между выходом выходного фильтра и единичными нагрузками проектируют с сопротивлениями исходя из соотношения:This problem is solved by the fact that in the method of supplying the load with direct current in an autonomous power supply system of a spacecraft containing a solar battery connected to a load consisting of “n” unit loads connected in parallel through a stabilized voltage converter and an output filter, rechargeable batteries connected through discharge converters to the output filter input, charging converters, power circuits between the output filter output and unit loads are designed with phenomena based on the ratio:

ρ⋅l⋅j/Iн≥R≥Uн / Iкз.макс, ρ⋅l⋅j / Iн≥R≥Un / Ikz.maks,

где Uн - напряжение на выходе автономной системы электропитания, В;where Un is the voltage at the output of the autonomous power supply system, V;

Iн - номинальный ток единичной нагрузки, А;In - rated current of a single load, A;

ρ - удельное сопротивление, Ом⋅мм²/м;ρ - resistivity, Ohm⋅mm ² / m;

l - длина силовой цепи между выходом выходного фильтра и единичной нагрузкой, м;l is the length of the power circuit between the output of the output filter and a unit load, m;

j - выбранная плотность тока, А/мм²;j is the selected current density, A / mm ² ;

Iкз.макс - допустимый максимальный кратковременный ток короткого замыкания в цепи единичной нагрузки, А,Ikz.max - permissible maximum short-term short-circuit current in the unit load circuit, A,

кроме того, выходные фильтры автономной системы электропитания рассчитывают с учетом допустимого кратковременного тока короткого замыкания.in addition, the output filters of the autonomous power supply system are calculated taking into account the permissible short-term short-circuit current.

Действительно, в процессе эксплуатации КА на автономную систему электропитания со стороны нагрузок поступают определенные возмущения, связанные с включением-выключением какой-либо нагрузки или изменением режима ее работы и прочее. В основном, это прогнозируемые возмущения как составная часть режима эксплуатации СЭП в составе КА. Однако существуют и непрогнозируемые по времени возмущения, связанные с отказами каких-либо элементов, находящихся в «горячем» резерве.Indeed, in the process of operation of the spacecraft, certain disturbances are received from the loads on the autonomous power supply system associated with the switching on or off of a load or a change in its operation mode, etc. Basically, these are the predicted disturbances as an integral part of the operation mode of the BOT in the spacecraft. However, there are also unpredictable time disturbances associated with the failure of any elements in the "hot" reserve.

При разработке систем и полезной нагрузки космических аппаратов для обеспечения длительной эксплуатации широко применяется принцип «горячего» резервирования. При этом отключение из работы отказавших резервных элементов осуществляется, как правило, путем «выжигания» плавких предохранителей током короткого замыкания, ограниченным сопротивлением линии закоротки, где основной вклад вносит сопротивление цепей между выходом выходного фильтра автономной системы электропитания космического аппарата и конкретной нагрузкой, в которой произошел отказ элемента. По сути - это сопротивление кабельной линии между автономной системой электропитания и конкретной (единичной) нагрузкой.When developing systems and payloads of spacecraft to ensure long-term operation, the principle of "hot" backup is widely used. In this case, the failure of the failed backup elements is carried out, as a rule, by “burning” the fuses with a short circuit current limited by the resistance of the short circuit, where the main contribution is made by the resistance of the circuits between the output filter of the autonomous power supply system of the spacecraft and the specific load in which element failure. In fact, this is the resistance of the cable line between an autonomous power supply system and a specific (single) load.

Следует иметь в виду, что чем больше ток короткого замыкания («выжигания» предохранителя), тем большему возмущению подвергается автономная система электропитания. Как следствие, будет иметь место больший провал напряжения на выходе автономной системы электропитания, которому подвергнутся все остальные нагрузки, подключенные параллельно, что может привести к сбоям в работе космического аппарата.It should be borne in mind that the greater the short circuit current (“fuse” of the fuse), the greater the perturbation of the autonomous power supply system. As a result, there will be a larger voltage drop at the output of the autonomous power supply system, which will undergo all other loads connected in parallel, which can lead to malfunctions in the spacecraft.

Рассмотрим пример расчета сопротивления (силовой цепи единичной нагрузки), руководствуясь заявляемым способом.Consider the example of calculating the resistance (power circuit unit load), guided by the claimed method.

Известно, что ρ - для меди равно 0,0175 Ом⋅мм²/м.It is known that ρ - for copper is 0.0175 Ohm⋅mm ² / m.

Примем (для какой-то единичной нагрузки) 1 равно 10 м, j равно 10 А/мм², Iн равно 5 А, Uн равно 27 В, Iкз.макс равно 100 А, тогда получаем диапазон оптимального сопротивления: 0,0175⋅10⋅10/5≥R≥27/100 или 0,35 Ом≥R≥0,27 Ом.Let's take (for some unit load) 1 is 10 m, j is 10 A / mm ² , In is 5 A, Un is 27 V, I max is 100 A, then we get the optimal resistance range: 0.0175⋅10 ⋅10 / 5≥R≥27 / 100 or 0.35 Ohm≥R≥0.27 Ohm.

В случае если расчет не дает реального диапазона сопротивлений, необходимо искать компромисс между j (выбранная плотность тока, А/мм²) и Iкз.макс (допустимый максимальный кратковременный ток короткого замыкания в цепи единичной нагрузки, А).If the calculation does not give a real resistance range, it is necessary to seek a compromise between j (selected current density, A / mm ² ) and Ikz.max (permissible maximum short-term short-circuit current in a unit load circuit, A).

На фиг. 1 приведена функциональная схема автономной системы электропитания с двумя номиналами выходного напряжения.In FIG. 1 shows a functional diagram of an autonomous power supply system with two output voltage ratings.

Автономная система электропитания КА содержит солнечную батарею 1, подключенную к нагрузке 2 через параллельный стабилизатор напряжения 3 солнечной батареи 1, аккумуляторные батареи (в рассматриваемом примере используются две аккумуляторные батареи) 41-42, подключенные через зарядные устройства 51-52 к солнечной батарее 1, а через разрядные устройства 61-62 к входу выходного фильтра 19 стабилизатора напряжения 3. Выходной фильтр 19 выполнен на диоде 17, дросселе 18 и конденсаторе 16. Нагрузка 2 содержит в своем составе несколько (т) параллельно подключенных нагрузок (в основном, «полезная» нагрузка - ретранслятор, двигатели системы коррекции). Параллельно нагрузке 2 через сериесный стабилизированный преобразователь напряжения 20 подключена низковольтная нагрузка 2-1. Низковольтная нагрузка 2-1 также состоит из многих (m) единичных нагрузок (системы и приборы КА), подключенных параллельно.The autonomous power supply system of the spacecraft contains a solar battery 1 connected to the load 2 through a parallel voltage regulator 3 of the solar battery 1, rechargeable batteries (two rechargeable batteries are used in this example) 41-42 connected through the chargers 51-52 to the solar battery 1, and through the discharge devices 61-62 to the input of the output filter 19 of the voltage stabilizer 3. The output filter 19 is made on the diode 17, the inductor 18 and the capacitor 16. The load 2 contains several (t) in parallel load (mainly, “payload” - repeater, correction system engines). In parallel with load 2, a low voltage load 2-1 is connected through a series stabilized voltage converter 20. The low voltage load 2-1 also consists of many (m) unit loads (spacecraft systems and devices) connected in parallel.

При этом низковольтная нагрузка 2-1 в своем составе содержит бортовую ЭВМ, систему телеметрии и командно-измерительную радиолинию (на схеме не показано).At the same time, the low-voltage load 2-1 in its composition contains an on-board computer, a telemetry system, and a command and measurement radio line (not shown in the diagram).

Параллельно аккумуляторным батареям 4₁-4₂ подключены устройства контроля аккумуляторных батарей 7₁-7₂, связанные входом с аккумуляторными батареями 4₁-4₂, для контроля напряжения и температуры аккумуляторов, а выходом с низковольтной нагрузкой (бортовой ЭВМ) 2-1.Parallel to the batteries 4 ₁ -4 _{2 are} connected battery monitoring devices 7 ₁ -7 ₂ , connected by the input to the batteries 4 ₁ -4 ₂ , to control the voltage and temperature of the batteries, and the output with a low voltage load (on-board computer) 2-1.

В цепи заряда-разряда аккумуляторных батарей установлены измерительные шунты 81-82.Measuring shunts 81-82 are installed in the charge-discharge circuit of the batteries.

Параллельный стабилизатор напряжения 3 состоит из короткозамыкающего регулирующего транзистора 21, управляемого схемой управления 22, и развязывающего диода 23 в плюсовой шине СБ.Parallel voltage stabilizer 3 consists of a short-circuit regulating transistor 21, controlled by a control circuit 22, and a decoupling diode 23 in the positive bus SB.

Зарядные устройства 5₁-5₂ состоят из регулирующего ключа 9, управляемого схемой управления 10, вольтодобавочного узла, выполненного на трансформаторе 5-3, транзисторах 5-1 и 5-2, и выпрямителя на диодах 5-4 и 5-5.Chargers 5 ₁ -5 ₂ consist of a control key 9 controlled by a control circuit 10, a boost assembly made on a transformer 5-3, transistors 5-1 and 5-2, and a rectifier on diodes 5-4 and 5-5.

Разрядные устройства 6₁-6₂ состоят из регулирующего ключа 11, управляемого схемой управления 12.The discharge devices 6 ₁ -6 ₂ consist of a control key 11 controlled by a control circuit 12.

Сериесный стабилизированный преобразователь напряжения 20 состоит из регулирующего ключа 13, управляемого схемой управления 14, входного фильтра - конденсатор 15, и выходного фильтра на диоде 17-2, дросселе 18-2 и конденсаторе 16-2.Serial stabilized voltage Converter 20 consists of a control key 13, controlled by a control circuit 14, the input filter is a capacitor 15, and the output filter on the diode 17-2, inductor 18-2 and capacitor 16-2.

Схемы управления: 10-зарядных устройств 5₁-5₂, 12-разрядных устройств 6₁-6₂, 22-параллельного стабилизатора напряжения 3 и 14-сериесного стабилизированного преобразователя напряжения 20, выполнены в виде широтно-импульсных модуляторов, входом подключенных к шинам стабилизируемого напряжения. Схемы управления 10 зарядных устройств 5₁-5₂ дополнительно связаны с измерительными шунтами 8₁-8₂, для обеспечения ограничения токов заряда на заданном уровне когда мощность СБ превышает текущие потребности КА (штатный режим).Control schemes: 10-charger 5 ₁ -5 ₂ , 12-bit devices 6 ₁ -6 ₂ , 22-parallel voltage regulator 3 and 14-series stabilized voltage converter 20, are made in the form of pulse-width modulators, the input connected to the buses stabilized voltage. The control circuits 10 of chargers 5 ₁ -5 _{2 are} additionally connected with measuring shunts 8 ₁ -8 ₂ , to ensure the limitation of charge currents at a given level when the power of the SB exceeds the current requirements of the spacecraft (regular mode).

Выходные фильтры 19 (16, 17, 18) и 20 (16-2, 17-2, 18-2) автономной системы электропитания рассчитывают с учетом допустимого кратковременного тока короткого замыкания.The output filters 19 (16, 17, 18) and 20 (16-2, 17-2, 18-2) of the autonomous power supply system are calculated taking into account the permissible short-term short-circuit current.

Таким образом, предлагаемый способ питания нагрузки постоянным током в автономной системе электропитания КА позволяет повысить надежность эксплуатации КА путем ограничения величины кратковременного понижения выходного напряжения системы электропитания при отказе элементов, находящихся в «горячем» резерве.Thus, the proposed method for supplying the load with direct current in the autonomous spacecraft power supply system allows to increase the reliability of the spacecraft operation by limiting the value of a short-term decrease in the output voltage of the power supply system in case of failure of the elements in the "hot" reserve.

Claims (9)

1. Способ питания нагрузки постоянным током в автономной системе электропитания космического аппарата, содержащей солнечную батарею, подключенную к нагрузке, состоящей из параллельно включенных «n» единичных нагрузок, через стабилизированный преобразователь напряжения и выходной фильтр, аккумуляторные батареи, подключенные через разрядные преобразователи к входу выходного фильтра, зарядные преобразователи, отличающийся тем, что силовые цепи между выходом выходного фильтра и единичными нагрузками проектируют с сопротивлениями исходя из соотношения:1. The method of supplying the load with direct current in an autonomous power supply system of a spacecraft containing a solar battery connected to a load consisting of parallel “n” unit loads through a stabilized voltage converter and an output filter, rechargeable batteries connected through discharge converters to the output output filter, charging converters, characterized in that the power circuits between the output of the output filter and unit loads design with resistance I'm from the relationship: ρ⋅l⋅j/Iн≥R≥Uн/Iкз.макс, гдеρ⋅l⋅j / Iн≥R≥Un / Ikz.max, where Uн - напряжение на выходе автономной системы электропитания, В;Un - voltage at the output of an autonomous power supply system, V; Iн - номинальный ток единичной нагрузки, А;In - rated current of a single load, A; ρ - удельное сопротивление, Ом⋅мм²/м;ρ - resistivity, Ohm⋅mm ² / m; l - длина силовой цепи между выходом выходного фильтра и единичной нагрузкой, м;l is the length of the power circuit between the output of the output filter and a unit load, m; j - выбранная плотность тока, А/мм²;j is the selected current density, A / mm ² ; Iкз.макс - допустимый максимальный кратковременный ток короткого замыкания в цепи единичной нагрузки, А.Ikz.max - permissible maximum short-term short-circuit current in the unit load circuit, A. 2. Способ питания нагрузки постоянным током в автономной системе электропитания космического аппарата по п. 1, отличающийся тем, что выходные фильтры автономной системы электропитания рассчитывают с учетом допустимого кратковременного тока короткого замыкания.2. The method of supplying the load with direct current in an autonomous power supply system of a spacecraft according to claim 1, characterized in that the output filters of the autonomous power supply system are calculated taking into account the permissible short-term short-circuit current.

Images