| 摘要 |
1. 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, отличающийся тем, что солнечную батарею выбирают с выходным напряжением в рабочей точке в конце ресурса исходя из соотношения:где U- напряжение одного фотопреобразователя в рабочей точке в конце ресурса солнечной батареи, В;m - число (допустимое) отказавших фотопреобразователей в одной последовательной цепи;Δ- 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.2. Способ электропитания космического аппарата по п. 1, отличающийся тем, что аккумуляторную батарею выбирают с числом аккумуляторов в последовательной цепи исходя из соотношения:W>Р/(С·U)+w,где Р- максимальное энергопотребление нагрузки за период прохождения «теневого» участка орбиты, Вт·час;С- емкость выбранного аккумулятора, А·час;U- среднее разрядное напряжение аккумулятора, В;w - чи� |
