JPH0530656A - 人工衛星搭載用電源システム - Google Patents
人工衛星搭載用電源システムInfo
- Publication number
- JPH0530656A JPH0530656A JP2402193A JP40219390A JPH0530656A JP H0530656 A JPH0530656 A JP H0530656A JP 2402193 A JP2402193 A JP 2402193A JP 40219390 A JP40219390 A JP 40219390A JP H0530656 A JPH0530656 A JP H0530656A
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- JP
- Japan
- Prior art keywords
- solar cells
- voltages
- power
- super capacitors
- solar cell
- 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.)
- Pending
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Classifications
-
- Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
- Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
- Y02E—REDUCTION OF GREENHOUSE GAS [GHG] EMISSIONS, RELATED TO ENERGY GENERATION, TRANSMISSION OR DISTRIBUTION
- Y02E10/00—Energy generation through renewable energy sources
- Y02E10/50—Photovoltaic [PV] energy
Landscapes
- Photovoltaic Devices (AREA)
- Direct Current Feeding And Distribution (AREA)
- Charge And Discharge Circuits For Batteries Or The Like (AREA)
- Electric Double-Layer Capacitors Or The Like (AREA)
Abstract
(57)【要約】
【構成】太陽電池１は、スーパーキャパシタ２を充電
し、出力端子４〜７から負荷へ電力を供給する。負荷へ
の出力電圧の上限をスーパーキャパシタ２に並列接続し
たツェナーダイオード３により制限する。日陰時に太陽
電池１の発生電力がなくなると、スーパーキャパシタ２
は放電して負荷に電力を供給する。 【効果】回路的に非常に簡単で動作温度範囲の広い人工
衛星搭載用電源システムを構成できる。又、二次電池を
使用する場合と比較して、コスト及び寿命（充放電サイ
クル数）においても有利となる。
し、出力端子４〜７から負荷へ電力を供給する。負荷へ
の出力電圧の上限をスーパーキャパシタ２に並列接続し
たツェナーダイオード３により制限する。日陰時に太陽
電池１の発生電力がなくなると、スーパーキャパシタ２
は放電して負荷に電力を供給する。 【効果】回路的に非常に簡単で動作温度範囲の広い人工
衛星搭載用電源システムを構成できる。又、二次電池を
使用する場合と比較して、コスト及び寿命（充放電サイ
クル数）においても有利となる。
Description
【０００１】
【産業上の利用分野】本発明は太陽電池を電力供給源と
する人工衛星搭載用電源システムに関する。
する人工衛星搭載用電源システムに関する。
【０００２】
【従来の技術】従来、この種の人工衛星搭載用電源シス
テムは、図２に示す様に、太陽電池１，充放電制御器
８，二次電池９，ＤＣ／ＤＣコンバータ１１等から構成
され、太陽電池１の余剰電力を充放電制御器８を通して
二次電池９へ充電し、日陰時には二次電池９からの電力
をＤＣ／ＤＣコンバータ１１等により安定化し、負荷へ
電力を供給していた。
テムは、図２に示す様に、太陽電池１，充放電制御器
８，二次電池９，ＤＣ／ＤＣコンバータ１１等から構成
され、太陽電池１の余剰電力を充放電制御器８を通して
二次電池９へ充電し、日陰時には二次電池９からの電力
をＤＣ／ＤＣコンバータ１１等により安定化し、負荷へ
電力を供給していた。
【０００３】
【発明が解決しようとする課題】上述した従来の人工衛
星搭載用電源システムは、二次電池を使用しているた
め、充放電制御が複雑となり小電力を取扱う場合でもシ
ステムが大きくなってしまうという欠点があった。
星搭載用電源システムは、二次電池を使用しているた
め、充放電制御が複雑となり小電力を取扱う場合でもシ
ステムが大きくなってしまうという欠点があった。
【０００４】又、二次電池は使用温度範囲が限られてい
るため、ヒータ等を用いた温度制御回路が必要となり衛
星熱制御全体が複雑になる欠点があった。
るため、ヒータ等を用いた温度制御回路が必要となり衛
星熱制御全体が複雑になる欠点があった。
【０００５】
【課題を解決するための手段】本発明の人工衛星搭載用
電源システムは、太陽電池と、この太陽電池の発生電力
により充電されこの太陽電池の発生電力がなくなると放
電して負荷に電力を供給するスーパーキャパシタとを備
えている。
電源システムは、太陽電池と、この太陽電池の発生電力
により充電されこの太陽電池の発生電力がなくなると放
電して負荷に電力を供給するスーパーキャパシタとを備
えている。
【０００６】又、本発明の人工衛星搭載用電源システム
は、前記負荷への出力電圧の上限を制限するツェナーダ
イオードを前記スーパーキャパシタに並列接続して構成
されていてもよい。
は、前記負荷への出力電圧の上限を制限するツェナーダ
イオードを前記スーパーキャパシタに並列接続して構成
されていてもよい。
【０００７】
【実施例】次に本発明について図面を参照して説明す
る。
る。
【０００８】図１は本発明の一実施例のブロック図であ
る。
る。
【０００９】図１において、１は太陽電池、２は相異な
る２層として活性炭と希硫酸を用いた電気二重層コンデ
ンサであるスーパーキャパシタ、３は上限電圧制御のた
めのツェナーダイオード、４〜７は出力端子である。
る２層として活性炭と希硫酸を用いた電気二重層コンデ
ンサであるスーパーキャパシタ、３は上限電圧制御のた
めのツェナーダイオード、４〜７は出力端子である。
【００１０】出力端子４〜７の出力電圧範囲，出力電
流，日陰時間（太陽電池１から電力供給のなくなる時
間）より、スーパーキャパシタ２の容量と並列接続数を
決定する。ツェナーダイオード３は、出力電圧範囲の上
限値に合せてツェナー電圧値を決定する。太陽電池１に
ついても同様にして直並列数を決定する。
流，日陰時間（太陽電池１から電力供給のなくなる時
間）より、スーパーキャパシタ２の容量と並列接続数を
決定する。ツェナーダイオード３は、出力電圧範囲の上
限値に合せてツェナー電圧値を決定する。太陽電池１に
ついても同様にして直並列数を決定する。
【００１１】初期状態としてスーパーキャパシタ１に充
分に充電され、ツェナーダイオード３によって上限電圧
が制限されているとする。この時、出力端子４〜７から
は、太陽電池１から電力が供給される。太陽電池１の発
生電力がなくなる期間は、スーパーキャパシタ２より電
力が供給される。スーパーキャパシタ２の放電により出
力端子４〜７の電圧が下降し、日陰期間の末期には、出
力電圧範囲の下限値付近となる。ここで日陰期間が終
り、太陽電池１から電力供給が始まると、出力端子４〜
７の電圧はスーパーキャパシタ２の電圧に制限される。
スーパーキャパシタ２の充電により徐々に電圧は上昇
し、又、充電電流は減少する。従って太陽電池２は、出
力端子４〜７の出力電圧範囲の下限値で出力電力が最大
となる様に直並列数を設定すれば良く、効率的となる。
スーパーキャパシタ２が充分に充電され、出力電圧範囲
の上限値となると、太陽電池１からの余剰電力はツェナ
ーダイオード３によって消費される。
分に充電され、ツェナーダイオード３によって上限電圧
が制限されているとする。この時、出力端子４〜７から
は、太陽電池１から電力が供給される。太陽電池１の発
生電力がなくなる期間は、スーパーキャパシタ２より電
力が供給される。スーパーキャパシタ２の放電により出
力端子４〜７の電圧が下降し、日陰期間の末期には、出
力電圧範囲の下限値付近となる。ここで日陰期間が終
り、太陽電池１から電力供給が始まると、出力端子４〜
７の電圧はスーパーキャパシタ２の電圧に制限される。
スーパーキャパシタ２の充電により徐々に電圧は上昇
し、又、充電電流は減少する。従って太陽電池２は、出
力端子４〜７の出力電圧範囲の下限値で出力電力が最大
となる様に直並列数を設定すれば良く、効率的となる。
スーパーキャパシタ２が充分に充電され、出力電圧範囲
の上限値となると、太陽電池１からの余剰電力はツェナ
ーダイオード３によって消費される。
【００１２】
【発明の効果】以上説明したように本発明は、きわめて
大きな容量が実現できるスーパーキャパシタを電力の貯
蔵に用いることにより、回路的に非常に簡単で動作温度
範囲の広い人工衛星搭載用電源システムを構成できる。
又、二次電池を使用する場合と比較して、コスト及び寿
命（充放電サイクル数）においても有利となる。
大きな容量が実現できるスーパーキャパシタを電力の貯
蔵に用いることにより、回路的に非常に簡単で動作温度
範囲の広い人工衛星搭載用電源システムを構成できる。
又、二次電池を使用する場合と比較して、コスト及び寿
命（充放電サイクル数）においても有利となる。
【図１】本発明の一実施例のブロック図である。
【図２】従来の人工衛星搭載用電源システムのブロック
図である。
図である。
１ 太陽電池
２ スーパーキャパシタ
３ ツェナーダイオード
４〜７ 出力端子
Claims (2)
- 【請求項１】 太陽電池と、この太陽電池の発生電力に
より充電されこの太陽電池の発生電力がなくなると放電
して負荷に電力を供給するスーパーキャパシタとを備え
たことを特徴とする人工衛星搭載用電源システム。 - 【請求項２】 前記負荷への出力電圧の上限を制限する
ツェナーダイオードを前記スーパーキャパシタに並列接
続したことを特徴とする請求項１記載の人工衛星搭載用
電源システム。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP2402193A JPH0530656A (ja) | 1990-12-14 | 1990-12-14 | 人工衛星搭載用電源システム |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP2402193A JPH0530656A (ja) | 1990-12-14 | 1990-12-14 | 人工衛星搭載用電源システム |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPH0530656A true JPH0530656A (ja) | 1993-02-05 |
Family
ID=18512017
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP2402193A Pending JPH0530656A (ja) | 1990-12-14 | 1990-12-14 | 人工衛星搭載用電源システム |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JPH0530656A (ja) |
Cited By (11)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JP2001155783A (ja) * | 1999-09-17 | 2001-06-08 | Japan Storage Battery Co Ltd | 人工衛星用非水電解質電池装置 |
| US6331670B2 (en) | 1998-11-30 | 2001-12-18 | Canon Kabushiki Kaisha | Solar cell module having an overvoltage preventive element and sunlight power generation system using the solar cell module |
| JP2006019285A (ja) * | 2004-07-02 | 2006-01-19 | Konarka Technologies Inc | 包封材を有する有機光起電性コンポーネント |
| JP2010048425A (ja) * | 2008-08-19 | 2010-03-04 | Ihi Aerospace Co Ltd | 起爆システム |
| WO2010055649A1 (ja) | 2008-11-12 | 2010-05-20 | 国立大学法人 九州工業大学 | 太陽電池アレイ上での持続放電抑制装置 |
| WO2013046554A1 (ja) * | 2011-09-29 | 2013-04-04 | 三洋電機株式会社 | 太陽電池アレイおよび太陽光発電システム |
| WO2014103163A1 (ja) * | 2012-12-27 | 2014-07-03 | パナソニック株式会社 | 空気調和機 |
| JP2018503339A (ja) * | 2014-12-24 | 2018-02-01 | インテル コーポレイション | マルチソース電力供給システム |
| EP3322058A1 (en) * | 2016-11-10 | 2018-05-16 | Hamilton Sundstrand Corporation | Electric power system for a space vehicle |
| US10110000B2 (en) | 2017-02-27 | 2018-10-23 | Hamilton Sundstrand Corporation | Power management and distribution architecture for a space vehicle |
| US10486836B2 (en) | 2016-11-10 | 2019-11-26 | Hamilton Sundstrand Corporaration | Solar powered spacecraft power system |
-
1990
- 1990-12-14 JP JP2402193A patent/JPH0530656A/ja active Pending
Cited By (14)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US6331670B2 (en) | 1998-11-30 | 2001-12-18 | Canon Kabushiki Kaisha | Solar cell module having an overvoltage preventive element and sunlight power generation system using the solar cell module |
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| US8508894B2 (en) | 2008-11-12 | 2013-08-13 | Kyusyu Institute Of Technology | Sustained-arc control system on solar battery array |
| WO2010055649A1 (ja) | 2008-11-12 | 2010-05-20 | 国立大学法人 九州工業大学 | 太陽電池アレイ上での持続放電抑制装置 |
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| JPWO2014103163A1 (ja) * | 2012-12-27 | 2017-01-12 | パナソニックＩｐマネジメント株式会社 | 空気調和機 |
| JP2018503339A (ja) * | 2014-12-24 | 2018-02-01 | インテル コーポレイション | マルチソース電力供給システム |
| EP3322058A1 (en) * | 2016-11-10 | 2018-05-16 | Hamilton Sundstrand Corporation | Electric power system for a space vehicle |
| US10103549B2 (en) | 2016-11-10 | 2018-10-16 | Hamilton Sundstrand Corporation | Electric power system for a space vehicle |
| US10486836B2 (en) | 2016-11-10 | 2019-11-26 | Hamilton Sundstrand Corporaration | Solar powered spacecraft power system |
| US10110000B2 (en) | 2017-02-27 | 2018-10-23 | Hamilton Sundstrand Corporation | Power management and distribution architecture for a space vehicle |
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