CC BY
73
Актуальные проблемы авиации и космонавтики - 2014. Технические науки
УДК 629.78.064.5
И. А. Михеев. Научный руководитель - Р. В. Козлов Сибирский государственный аэрокосмический университет имени академика М. Ф. Решетнева, Красноярск
ПРОГРАММНО АППАРАТНОЕ УПРАВЛЕНИЕ РАСПРЕДЕЛЕНИЕМ РАЗРЯДНОГО ТОКА АККУМУЛЯТОРНЫХ БАТАРЕЙ КОСМИЧЕСКОГО АППАРАТА
Целью данной работы является разработка способа программного управления разрядом двух литий ионных аккумуляторных батарей космического аппарата позволяющего наиболее полно использовать удельные характеристики батарей.
При отказе одного или нескольких пакетов аккумуляторов в одной из двух аккумуляторных батарей (АБ), а также при разной скорости деградации АБ их энергоемкость будет разной. При питании полезной нагрузки от комплекта АБ батарея с меньшей энергоемкостью разрядится и будет отключена раньше. В этом случае мощности оставшейся АБ будет не достаточно для обеспечения штатной работы полезной нагрузки.
Целью управления является достижение одинаковой текущей энергоемкости обеих батарей к концу разряда с точностью до 5 %, за счет перераспределения разрядного тока между двумя батареями.
Объектом управления являются две АБ, каждую из которых разряжает отдельное разрядное устройство (РУ). Аппаратные обратные связи РУ поддерживают их суммарный ток разряда на уровне, который соответствует требуемой мощности разряда. Так как напряжение АБ по мере разряда снижается, суммарный разрядный ток увеличивается.
Перераспределение разрядного тока осуществляется устройством токораспределения (УТР), принимающего от бортового компьютера команды, обозначенные в данной работе как «Р1» и «Р2». По команде «Р1» УТР увеличивает ток разряда АБ1 и уменьшает ток разряда АБ2 на одну и ту же фиксированную величину. По команде «Б2» УТР выполняет противоположные действия. УТР имеет ограничение по разнице разрядных токов, которую оно может обеспечить.
Напряжение, температура и ток разряда каждой АБ фиксируются датчиками, данные с которых поступают в бортовой компьютер.
Выдача команд «Б1», «Б2» осуществляется программой, логика работы которой и является предметом настоящей работы.
Индикатором степени заряженности аккумулятора является напряжение между его входными контактами. Напряжение литий ионного аккумулятора убывает при уменьшении его степени заряженности и растет при ее увеличении. Рабочее напряжение меняется в пределах 2-4 В [1].
Аккумулятор имеет внутреннее сопротивление, падение напряжения на котором уменьшает общее напряжение аккумулятора при разряде и увеличивает при заряде.
Также на напряжение аккумулятора оказывает влияние температура. Температура влияет как на собственное напряжение аккумулятора, так и на его сопротивление.
В каждом цикле своей работы программа может выдать команду «Б1» либо «Б2» один раз. Поскольку главным индикатором степени заряженности является напряжение АБ, программа должна будет увеличивать ток разряда той АБ, где напряжение выше и уменьшать ток разряда для АБ, где напряжение ниже.
Команда «Б1» выдается при выполнении условия
(и1 - и2) > икг1,
команда «Б2» выдается при выполнении условия
(и2 - и1) > икг2,
где и1, и2 - напряжения АБ1, АБ2 соответственно; икг1, икг2 - минимальные разницы напряжений для выдачи команд «Б1», «Б2» соответственно.
При этом в системе появляются две отрицательные обратные связи по току. Первая - за счет зависимости напряжения от степени заряженности, вторая -в связи с падением напряжения на внутреннем сопротивлении аккумуляторов. Зависимость напряжения аккумулятора от степени заряженности намного более сильная, чем от величины тока. в то же время, падение напряжения на внутреннем сопротивлении аккумулятора реагирует на изменение силы тока намного быстрее, чем степень заряженности. Благодаря второй обратной связи выравнивание токов после выравнивания степеней заряженности происходит намного быстрее.
Для проверки работоспособности системы проводилось математическое моделирование процесса разряда двух АБ с использованием рассматриваемого метода разряда.
Программная модель разрядного процесса включает в себя энергобалансную модель литий ионного аккумулятора и модель разряда АБ.
Энергобалансная модель литий ионного аккумулятора представляет собой формулу расчета напряжения как функции от степени заряженности, тока и температуры аккумулятора.
Модель разряда АБ представляет собой алгоритм, в каждом цикле которого выполняется:
1. Численный расчет среднего тока АБ удовлетворяющего условию:
^^геЬ = 2-18ге<ГиЫА(г 1«е«Ь ^ ± □, где Wtreb - мощность которую должны отдать обе АБ; ^геа - средний ток разряда обеих АБ; q - степень заряженности аккумулятора (за единицу принята степень заряженности при 4,2 В); t - температура аккумуляторов; иЫА^, 18геа, - энергобалансная модель аккумулятора; N - количество аккумуляторов в батарее; Д -погрешность численного расчета.
Секция «Автоматика и электроника»
2. Моделирование управления распределением разрядных токов. Рассмотрены разные варианты.
3. Расчет новых значений ёмкости, степени заря-женности, напряжения обеих батарей к концу данного цикла (началу следующего).
4. Запись данных полученных цикле работы алгоритма - токов, напряжений, текущих емкостей, степеней заряженности обеих АБ, фактов выдачи команд управления в массив для построения графиков.
Цикл повторяется до тех пор, пока напряжение одной из АБ не снизится до минимального значения.
Для учета влияния разницы между температурами АБ предусмотрена возможность задавать разные температуры разряда для первой и второй АБ.
В заключение отметим: разработан принцип управления разрядом двух аккумуляторных батарей
с целью компенсации разницы степеней заряженности за счет распределения тока разряда между батареями.
Для подтверждения работоспособности данного принципа управления разработана программная модель разрядного процесса.
Результаты моделирования показали принципиальную возможность применения подобной логики управления.
Библиографическая ссылка
1. Кедринский И. А., Яковлев В. Г. Ы-ионные аккумуляторы. Красноярск : Платина, 2002.
© Михеев И. А., 2014
УДК 629.78.05
А. В. Углов Научный руководитель - М. М. Лукъяненко Сибирский государственный аэрокосмический университет имени академика М. Ф. Решетнева, Красноярск
ОРИЕНТАЦИЯ КОСМИЧЕСКИХ АППАРАТОВ С ИСПОЛЬЗОВАНИЕМ ЭЛЕКТРОДИНАМИЧЕСКИХ ТРОСОВЫХ СИСТЕМ
Проводится анализ возможности использования электродинамических тросовых систем как исполнительного органа системы ориентации КА. Исследованы зависимости силы Ампера, действующей на трос, от параметров троса и орбиты.
В настоящее время в космонавтике актуальна проблема применения исполнительных органов систем ориентации и коррекции космических аппаратов (КА), использующих в качестве источника энергии внешние факторы космического пространства. Это позволит сократить массу служебных систем, снизив запас рабочего тела для двигателей, а значит разместить на КА больше целевой аппаратуры, сделав запуск спутника более выгодным.
Возможным решением этой проблемы может стать использование тросовых систем.
Впервые космические тросовые системы были описаны К. Э. Циолковским в 1895 г. в «Грезах о Земле и небе». Позднее идеи Циолковского нашли отражения в проектах Ф. А. Цандера, Ю. В. Кондратюка, Ю. Н. Арцутанова, С. П. Королева. За рубежом начало работ в области тросовых систем в 1974 г связано с именем итальянского ученого Д. Коломбо. Работы профессора Коломбо нашли применение в совместной итало-американской программе тросовой системы Т88 [2].
Тросовые системы представляют собой систему космических объектов, соединённых между собой гибкой связью - тросом. Значительный интерес представляют тросовые системы с токопроводящим тросом, взаимодействующие с магнитным полем Земли (МПЗ) (электродинамические тросовые системы), которые могут быть использованы для превращения электрической мощности в энергию орбитального движения. На сегодняшний день остаются малоизу-
ченными их энергетические и динамические характеристики. Если электропроводящий и изолированный снаружи трос развернут с КА вдоль местной вертикали, и с помощью бортовой электроустановки пропустить по нему электрический ток, то со стороны геомагнитного поля на трос будет действовать распределенная сила Ампера, ускоряющая движение КА [1]. Трос в этом случае будет действовать как своего рода электромагнитный двигатель для КА. Ток, протекающий по тросу, должен замыкаться через ионосферную плазму с помощью специальных устройств, обеспечивающих контакт с окружающей плазмой [3]. Силу Ампера при а = 90° можно определить следующим образом (при а^90° для определения силы Ампера полученные выражения следует умножить на Бт(а)):
2 • Р
Еа _ I • В • I _-^ • В • I _
Е
_ 2 • £ • I • (В •V)2 _ £ • I • В2 •V _ 4-р-В•/•V ' ^ _ 2•р , где I - ток, текущий по тросу; 8 - площадь поперечного сечения проводника; В - вектор магнитной индукции; V - скорость движения основного спутника; р -удельное сопротивление проводника; I - длина троса; а - угол между вектором магнитной индукции и направлением тока.
Таким образом, сила Ампера зависит от длины и площади поперечного сечения троса, а также от высоты и наклонения орбиты.
