Способ изготовления космического аппарата


 


Владельцы патента RU 2496690:

Открытое акционерное общество "Информационные спутниковые системы" имени академика М.Ф. Решетнева" (RU)

Изобретение относится к космической технике. Способ изготовления космического аппарата включает сборку космического аппарата, содержащего систему электропитания с солнечными батареями, аккумуляторными батареями и стабилизированным преобразователем напряжения, подготовку источников электроэнергии к работе, проведение электрических испытаний космического аппарата на функционирование, испытаний на воздействие механических нагрузок, электротермовакуумных испытаний, а также заключительных испытаний, включая контроль стыковки солнечных и аккумуляторных батарей. Испытания на воздействие механических нагрузок и контроль стыковки солнечных и аккумуляторных батарей проводят с бортовыми аккумуляторными и солнечными батареями. Аккумуляторные батареи перед проведением испытаний на воздействие механических нагрузок заряжают режимом, эквивалентным режиму штатного предстартового заряда. Остальные испытания проводят с применением технологических функциональных имитаторов солнечных и аккумуляторных батарей. В процессе проведения электротермовакуумных испытаний космического аппарата на этапе оценки его термобаланса бортовые аккумуляторные батареи выводят из состояния хранения, для чего их заряжают и циклируют от наземного зарядно-разрядного комплекса в режимах, эквивалентных текущей работе космического аппарата. По окончании оценки термобаланса космического аппарата аккумуляторные батареи вновь приводят в состояние оптимального хранения для продолжения электротермовакуумных испытаний. Достигается повышение надежности космического аппарата. 1 з.п. ф-лы, 1 ил.

 

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано при создании космических аппаратов (КА).

Известен способ изготовления космического аппарата согласно патенту Российской Федерации №2156211, RU.

Способ изготовления космического аппарата, согласно вышеуказанному патенту, включает следующие основные этапы:

- изготавливают комплектующие (в том числе солнечные батареи, комплекс автоматики и стабилизации напряжения, а также аккумуляторные батареи) и производят сборку космического аппарата;

- проводят электрические испытания космического аппарата на функционирование, при этом, питание бортовой аппаратуры проводят от бортовых аккумуляторных батарей либо от наземных источников для сохранения ресурса бортовой аппаратуры.

Недостатком известного способа изготовления космического аппарата являются низкие функциональные возможности и надежность при проведении наземных испытаний (в том числе, электроиспытаний) космического аппарата. А именно, переход на наземное питание бортовой аппаратуры КА сокращает объем наработки комплекса автоматики и стабилизации напряжения, что может способствовать недостаточной его отработке. Кроме того, при пропадании напряжения промышленной сети, космический аппарат может оказаться (не прогнозируемо) обесточенным, что чревато для него отрицательными последствиями. Состояние заряженности бортовых аккумуляторных батарей в процессе изготовления космического аппарата и условия их хранения не определены, что не обеспечивает сохранение их ресурсных характеристик.

Анализ источников информации по патентной и научно-технической информации показал, что наиболее близким по технической сути прототипом предлагаемого технического решения является «Способ изготовления космического аппарата по заявке №2010151540 от 15.12.2010 г. (положительное решение от 30.01.2012 г.): «Способ изготовления космического аппарата, включающий изготовление комплектующих, сборку космического аппарата, включающего систему электропитания с солнечными батареями, аккумуляторными батареями и стабилизированным преобразователем напряжения для согласования работы солнечной и аккумуляторных батарей и обеспечения питанием стабильным напряжением заданного номинала модулей служебных систем и полезной нагрузки, подготовку источников электроэнергии к работе, проведение электрических испытаний космического аппарата на функционирование, испытаний на воздействие механических нагрузок, электротермовакуумных испытаний, а также заключительных испытаний, включая контроль стыковки солнечных и аккумуляторных батарей, при этом, испытания на воздействие механических нагрузок и контроль стыковки солнечных и аккумуляторных батарей проводят со штатными аккумуляторными и солнечными батареями, причем, аккумуляторные батареи перед проведением испытаний на воздействие механических нагрузок заряжают режимом эквивалентным режиму штатного предстартового заряда, а все остальные испытания проводят с применением технологических функциональных имитаторов солнечных и аккумуляторных батарей, причем, имитаторы солнечных батарей подключают к промышленной сети непосредственно, а имитаторы аккумуляторных батарей к промышленной сети комбинировано: по зарядному интерфейсу - непосредственно, а по разрядному интерфейсу - через систему гарантированного электроснабжения, при этом, штатные аккумуляторные батареи хранят электрически разобщенными, со стабилизированным преобразователем напряжения, в подзаряженном состоянии».

Недостатком известного способа изготовления космического аппарата являются то, что электротермовакуумные испытания проводят без использования штатных (бортовых) аккумуляторных батарей, в то время как электротермовакуумные испытания включают в себя термобалансные испытания и, при отсутствии тепловыделения штатных аккумуляторных батарей, полученные результаты будут частично отличаться от реальных, что снижает их достоверность (надежность способа изготовления КА). Однако, переход на работу от бортовых аккумуляторных батарей и обратно, в процессе проведения электротермовакуумных испытаний, связан с большим объемом работ по разгерметизации и последующей герметизации термобарокамеры, набором необходимого уровня вакуума и температуры, выключением и последующим включением космического аппарата, что крайне нетехнологично и занимает много времени и расходных материалов (жидкий азот).

Задачей предложенного авторами технического решения является повышение надежности и технологичности процесса изготовления космического аппарата, при сохранении ресурсных характеристик бортовых аккумуляторных батарей.

Поставленная задача решается тем, что, при изготовлении космического аппарата, включающем сборку космического аппарата, содержащего систему электропитания с солнечными батареями, аккумуляторными батареями и стабилизированным преобразователем напряжения, подготовку источников электроэнергии к работе, проведение электрических испытаний космического аппарата на функционирование, испытаний на воздействие механических нагрузок, электротермовакуумных испытаний, а также заключительных испытаний, включая контроль стыковки, солнечных и аккумуляторных батарей, при этом, испытания на воздействие механических нагрузок и контроль стыковки солнечных и аккумуляторных батарей проводят с бортовыми аккумуляторными и солнечными батареями, причем аккумуляторные батареи перед проведением испытаний на воздействие механических нагрузок заряжают режимом эквивалентным режиму штатного предстартового заряда, а все остальные испытания проводят с применением технологических функциональных имитаторов солнечных и аккумуляторных батарей, в процессе проведения электротермовакуумных испытаний космического аппарата на этапе оценки его термобаланса бортовые аккумуляторные батареи выводят из состояния хранения, для чего их заряжают и циклируют от наземного зарядно-разрядного комплекса, в режимах эквивалентных текущей работе космического аппарата, а по окончании оценки термобаланса космического аппарата аккумуляторные батареи вновь приводят в состояние оптимального хранения для продолжения электротермовакуумных испытаний. При этом, режимы циклирования бортовых аккумуляторных батарей, эквивалентные текущей работе космического аппарата, определяют исходя из текущих режимов работы технологических функциональных имитаторов аккумуляторных батарей.

Действительно, большую часть в электротермовакуумных испытаниях составляет работа космического аппарата при крайних (максимальной и минимальной) температурах (циклично). Это позволяет выявить возможные дефекты в радиоэлектронной аппаратуре. Однако, для аккумуляторных батарей с высокими удельными энергетическими характеристиками такой режим работы неприемлем. В то же время, аккумуляторные батареи, находящиеся в определенном состоянии заряженности (в основном - разряженное состояние), допускают цикличное изменение температуры в широком диапазоне.

При проверке термобаланса космического аппарата создаются штатные (вполне комфортные) условия для аккумуляторных батарей и их для этой проверки можно и нужно использовать.

Режимы работы аккумуляторных батарей в процессе работы космического аппарата известны. Более того, они могут быть оперативно уточнены по текущей работе их электронных имитаторов. Поэтому проведение зарядов и разрядов аккумуляторных батарей от наземного зарядно-разрядного комплекса синхронно с работой функциональных имитаторов аккумуляторных батарей не представляет технических трудностей и при необходимости может быть полностью или частично автоматизировано.

На фиг.1 приведена функциональная схема (с наземными связями) автономной системы электропитания КА, помещенного в термобарокамеру, поясняющая работу по предлагаемому способу изготовления космического аппарата.

Солнечная батарея 1, содержащая в своем составе блокирующие диоды 1-1, как правило, находится в процессе изготовления КА в электрически разобщенном с ним состоянии или вообще вне КА (соединители 2 и 2-1, 3 и 3-1 расстыкованы). На КА солнечные батареи 1 устанавливаются (и электрически стыкуются) на время проведения испытания КА на воздействие механических нагрузок, а так же для контроля стыковки солнечных батарей с КА. Окончательная установка солнечных батарей на КА и их электрическая стыковка проводится на этапе подготовки КА к штатной эксплуатации. В отдельных случаях, например, при неориентированных солнечных батареях, солнечные батареи находятся постоянно в составе КА и электрически с ним состыкованы, а наземные имитаторы солнечных батарей стыкуют к специально предусмотренным технологическим соединителям (отводам) параллельно солнечным батареям. При этом блокирующие диоды 1-1 защищают солнечные батареи от протекания так называемого «темнового» тока.

В представленном примере солнечные батареи 1 находятся в отстыкованном от КА состоянии. Система электропитания выполнена с общей минусовой шиной. Стабилизированный преобразователь напряжения для согласования работы солнечных 1 и аккумуляторных 5 батарей и обеспечения стабильным напряжением заданного номинала модулей служебных систем и полезной нагрузки (вправо от выходных шин «+» и «-» - на чертеже не показано) состоит из зарядного преобразователя 6, разрядного преобразователя 7 и стабилизатора выходного напряжения 4. Аккумуляторная батарея (в рассматриваемом примере используется одна аккумуляторная батарея) 5 минусом связана с общей минусовой шиной, а плюсом через соединители 5-2 и 5-1 (на чертеже указанные соединители расстыкованы) с зарядным 6 и разрядным 7 преобразователями (информационные связи аккумуляторной батареи 5 не показаны). Вместо солнечных батарей на вход стабилизированного преобразователя напряжения через соединители 2-1 и 3-1 подключен имитатор солнечных батарей (ИБС) 8, а вместо аккумуляторной батареи 5 к зарядному 6 и разрядному 7 преобразователям подключен функциональный имитатор аккумуляторной батареи (ИАБ) 9 (информационные связи имитатора аккумуляторной батареи 9 не показаны). К аккумуляторной батарее 5 подключен зарядно-разрядный комплекс (ЗРК) 10. Питание имитатора солнечной батареи 8, имитатора аккумуляторной батареи 9 и зарядно-разрядного комплекса осуществляется от промышленной сети 220/380 В через кабели 8-1, 9-1 и 10-1 соответственно. При этом космический аппарат помещен в термобарокамеру 11.

В процессе проведения электротермовакуумных испытаний питание КА обеспечивается от имитаторов 8 (ИБС) и 9 (ИАБ) солнечной батареи и аккумуляторной батареи соответственно через зарядный преобразователь 6, разрядный преобразовател7 7 и стабилизатор выходного напряжения 4. Перед началом испытаний КА на термобаланс аккумуляторную батарею 5 заряжают и далее синхронно с работой имитатора аккумуляторной батареи 9 циклируют (разряжают и заряжают) с помощью зарядно-разрядного комплекса (ЗРК) 10. По окончании испытаний КА на термобаланс аккумуляторную батарею 5 приводят в нужное для оптимального (безопасного для сохранения работоспособности) хранения состояние (по степени заряженности) и продолжают электротермовакуумные испытания.

Таким образом, заявляемый способ изготовления космического аппарата повышает надежность и технологичность процесса изготовления космического аппарата, при сохранении ресурсных характеристик бортовых аккумуляторных батарей.

1. Способ изготовления космического аппарата, включающий сборку космического аппарата, содержащего систему электропитания с солнечными батареями, аккумуляторными батареями и стабилизированным преобразователем напряжения, подготовку источников электроэнергии к работе, проведение электрических испытаний космического аппарата на функционирование, испытаний на воздействие механических нагрузок, электротермовакуумных испытаний, а также заключительных испытаний, включая контроль стыковки солнечных и аккумуляторных батарей, при этом испытания на воздействие механических нагрузок и контроль стыковки солнечных и аккумуляторных батарей проводят с бортовыми аккумуляторными и солнечными батареями, причем аккумуляторные батареи перед проведением испытаний на воздействие механических нагрузок заряжают режимом, эквивалентным режиму штатного предстартового заряда, а все остальные испытания проводят с применением технологических функциональных имитаторов солнечных и аккумуляторных батарей, отличающийся тем, что в процессе проведения электротермовакуумных испытаний космического аппарата на этапе оценки его термобаланса бортовые аккумуляторные батареи выводят из состояния хранения, для чего их заряжают и циклируют от наземного зарядно-разрядного комплекса в режимах, эквивалентных текущей работе космического аппарата, а по окончании оценки термобаланса космического аппарата аккумуляторные батареи вновь приводят в состояние оптимального хранения для продолжения электротермовакуумных испытаний.

2. Способ изготовления космического аппарата по п.1, отличающийся тем, что режимы циклирования бортовых аккумуляторных батарей, эквивалентные текущей работе космического аппарата, определяют исходя из текущих режимов работы технологических функциональных имитаторов аккумуляторных батарей.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к системам энергоснабжения наземных потребителей из космоса. .

Изобретение относится к сборке и испытаниям бортовых систем космического аппарата (КА), преимущественно системы электропитания телекоммуникационного КА. .

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано при создании телекоммуникационных космических аппаратов. .
Изобретение относится к космическим транспортным системам, их энергообеспечению, способам доставки грузов в космос и организации грузообмена между космическими аппаратами.

Изобретение относится к области космической техники и может быть использовано при проектировании космических аппаратов (КА) негерметичного исполнения с радиационным охлаждением.

Изобретение относится к системам энергоснабжения космических аппаратов. .

Изобретение относится к средствам энергоснабжения космических аппаратов, а более конкретно - к системе энергообеспечения марсохода. .

Изобретение относится к области энергообеспечения космических аппаратов (КА). .

Группа изобретений относится к космической технике, в частности к перемещению в межпланетном пространстве с использованием ресурсов космоса, и может быть использована для ударного воздействия на опасные космические объекты (ОКО). Способ включает выбор в качестве космического тела-ударника (КТУ) кометного ядра одной из мини-комет с орбитами (6), сближающимися с Землей (1). По траектории (8) к КТУ выводят с Земли ракетную двигательную установку, использующую в качестве рабочего тела испаряемое вещество кометного ядра. Посадку на КТУ производят в точке (9). С помощью данной двигательной установки переводят КТУ с начальной орбиты (7) на траекторию (10), обеспечивающую его столкновение с ОКО (3). В результате столкновения с КТУ в точке (11) ОКО приобретает импульс, переводящий его с начальной, грозящей столкновением с Землей в точке (5), орбиты (4) на безопасную траекторию (12). Устройство для реализации способа (не показано) содержит указанную ракетную двигательную установку, грунтозаборник с испарителем кометного вещества, энергетическую установку (с солнечным концентратором) и астронавигационное устройство. После внедрения грунтозаборника в кометное ядро испаритель производит возгонку летучих веществ ядра. Испарившиеся газы, нагреваясь (солнечным концентратором), истекают из сопла двигательной установки, создавая тягу. Астронавигационное устройство задает требуемую ориентацию вектора тяги. Техническим результатом изобретений является сокращение времени на отклонение ОКО или его фрагментов от столкновения с Землей при минимальных энергетических затратах на проведение миссии с обеспечением необходимой длительности работы двигательной установки и повышением ее надежности. 2 н. и 2 з.п. ф-лы, 2 ил.

Изобретение относится к источникам электроснабжения космического аппарата. Пары балок, стыкующихся крайними балками с космическим аппаратом, размещены по трем продольным плоскостям вокруг космического аппарата. При этом одна из пары балок стыкуется космическим аппаратом в плоскости, обращенной к ядерной энергетической установке, а вторая балка - со шпангоутом, с закрепленными в тех же плоскостях тремя парами балок с панелями холодильника излучателя, которые соединены с энергетическим блоком и расположены вокруг него. Шпангоут состоит из двух отдельных частей - на одной размещены шарниры балок, расположенных вокруг энергетического блока, на второй - шарниры балок, расположенных вокруг космического аппарата и стыкующихся между собой в поперечной плоскости. Технический результат - приближение положения центра массы ядерной энергетической установки к плоскости стыковки с космическим аппаратом. 1 з.п. ф-лы, 2 ил.

Изобретение относится к системам энергоснабжения и терморегулирования космических аппаратов (КА). Система терморегулирования КА содержит приборы для отбора, подвода и сброса тепла. Система энергоснабжения КА содержит солнечную батарею, комплекс автоматики и стабилизации напряжения, аккумуляторные батареи (АБ), устройства контроля АБ. В составе КА имеется также бортовой комплекс управления с бортовой вычислительной машиной (БВМ). При этом устройства контроля АБ включены в канал обмена информацией между указанными комплексом автоматики и стабилизации напряжения и БВМ. Последняя снабжена программой контроля тока нагрузки КА и перераспределения токов разряда каждой АБ. Ток разряда каждой АБ устанавливают по току нагрузки КА, текущей емкости данной АБ и суммарной емкости АБ, с учетом разницы напряжения нагрузки и среднего разрядного напряжения АБ. Дополнительно БВМ может быть снабжена программой контроля величины избыточной мощности солнечной батареи и управления токами заряда каждой АБ. Эти токи вычисляются по указанной избыточной мощности, среднему зарядному напряжению АБ и указанным текущей и суммарной емкостям АБ. Техническим результатом изобретения является повышение эффективности использования комплекта аккумуляторных батарей и улучшение эксплуатационных возможностей системы электропитания и КА в целом. 3 з.п. ф-лы, 1 ил.

Изобретение относится к электропитанию космических аппаратов (КА), в частности телекоммуникационных КА. Способ включает сборку КА, в т.ч. системы его электропитания, содержащей солнечные (СБ) и аккумуляторные (АБ) батареи, а также стабилизированный преобразователь напряжения (СПН) для согласованного питания от СБ и АБ служебных систем КА. После подготовки источников питания к работе проводят электрические испытания КА. При этом входные силовые цепи СПН в выключенном состоянии со стороны СБ шунтируют накоротко маломощными релейными коммутаторами. Подключение силовых цепей СБ к СПН проводят в условиях ограничения величины естественного освещения. О величине этого освещения можно судить по току короткого замыкания какой-либо секции СБ, измеренному перед проведением указанного подключения. СБ м.б. выполнены из нескольких секций с общей шиной в одной из полярностей. Контроль стыковки СБ проводят путем измерения тока на этой шине в процессе поочередной засветки секций СБ маломощным осветителем. Техническим результатом изобретения является повышение удельных энергетических характеристик системы электропитания КА. 2 з.п. ф-лы, 1 ил.

Изобретение относится к космической технике. Способ изготовления космического аппарата, содержащего систему электропитания в составе солнечных батарей, аккумуляторных батарей и стабилизированного преобразователя напряжения, включающий сборку космического аппарата, проведение электрических испытаний на функционирование, испытаний на воздействие механических нагрузок и термовакуумных испытаний. Испытания на функционирование и термовакуумные испытания проводят с применением технологических функциональных имитаторов солнечных и аккумуляторных батарей. Дополнительно к выходу системы электропитания подключают наземный стабилизатор напряжения с выходным напряжением в пределах стабилизируемого уровня напряжения системы электропитания. В исходном состоянии на выходе наземного стабилизатора напряжения устанавливают напряжение, соответствующее нижнему стабилизируемому уровню напряжения системы электропитания. При возникновении аварийной ситуации - верхнему стабилизируемому уровню напряжения системы электропитания. Переключение наземного стабилизатора напряжения с нижнего на верхний уровень стабилизации напряжения проводят по появлении на выходе тока. Изобретение направлено на повышение функциональной надежности при проведении наземных электрических испытаний. 1 з.п. ф-лы, 1 ил.

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано для изготовления космического аппарата (КА). Изготавливают комплектующие, собирают КА из системы электропитания с солнечными и аккумуляторными батареями (САБ), стабилизированным преобразователем с зарядным и разрядным преобразователями, модуля служебных систем, полезной нагрузки, проводят электрические испытания КА на функционирование, термовакуумные, заключительные с применением имитаторов САБ, подключенных к промышленной сети через систему гарантированного электроснабжения с блокированием работы зарядных преобразователей стабилизированного преобразователя напряжения системы электропитания наземными средствами либо работающих по зарядному интерфейсу без рекуперации энергии заряда в промышленную сеть, проводят испытания на воздействие механических нагрузок и на контроль стыковки солнечных и аккумуляторных батарей с применением штатных аккумуляторных и солнечных батарей. Изобретение позволяет повысить функциональные возможности и надежность процесса электроиспытаний КА. 1 ил.

Изобретение относится, главным образом, к испытаниям систем энергоснабжения космических аппаратов (КА) при изготовлении преимущественно спутников связи. Система электропитания КА содержит солнечные (СБ) и аккумуляторные (АБ) батареи, стабилизированный преобразователь напряжения (СПН) с зарядным (ЗП) и разрядным (РП) преобразователями и стабилизатором выходного напряжения (8). СПН служит для согласования работы СБ и АБ и стабильного питания служебных систем и полезной нагрузки КА. При изготовлении КА СБ (1) отстыкована от КА (соединители (2) и (2-1), (3) и (3-1) разомкнуты). АБ (5) связана «-» с общей минусовой шиной, а «+» - через соединители (5-2) и (5-1) (на схеме они разомкнуты) - с ЗП (6) и РП (7). Вместо СБ на вход СПН (4) через соединители (2-1) и (3-1) подключен имитатор (9) СБ, а вместо АБ (5) - к ЗП (6) и РП (7) имитатор (10) АБ. Дополнительно имитатор (10) подключен к КА через выносной емкостной фильтр (12) с блоком конденсаторов (12-1) в непосредственной близости от ЗП (6) и РП (7). Емкость фильтра (12) выбирают экспериментально из условия ограничения уровня пульсаций напряжения. Питание имитаторов (9) и (10) осуществляется от промышленной сети через кабели (9-1) и (10-1) и систему гарантированного электроснабжения (11/1) и (11/2) соответственно. Техническим результатом изобретения является повышение надежности качественного изготовления КА. 1 з.п. ф-лы, 1 ил.

Изобретение относится к энергоснабжению космического аппарата (КА) с помощью солнечных батарей (СБ). КА содержит корпус с множеством поверхностей (11), на которых расположены устройства (20) для собирания света внутрь корпуса, где установлена СБ (30). Привод (50) обеспечивает поворот СБ (30) к выбранному устройству (20), наиболее подходящему в данное время для выработки СБ электрической энергии. Техническим результатом изобретения является освобождение от СБ внешней поверхности КА и получение преимуществ от внутреннего размещения СБ. 3 з.п. ф-лы, 4 ил.

Способ изготовления космического аппарата относится к космической технике. Способ заключается в том, что производят сборку космического аппарата, проводят электрические испытания на функционирование, испытания на воздействие механических нагрузок, термовакуумные испытания определенным образом. Перед проведением испытаний на воздействие механических нагрузок рассчитывают емкость аккумуляторных батарей, необходимую для проведения работ, заряжают штатные аккумуляторные батареи на суммарную емкость, превышающую расчетную величину. При превышении расчетного значения суммарной емкости батарей делят период работ на части, удовлетворяющие условию расчетной емкости. Контролируют и поддерживают исходное состояние системы электропитания. Обеспечивается функциональная надежность способа изготовления космического аппарата. 2 з.п. ф-лы, 1 ил.

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано при изготовлении космических аппаратов (КА). Изготавливают комплектующие, собирают КА с системой электропитания с солнечными, аккумуляторными батареями и стабилизированным преобразователем напряжения с общей шиной, проводят электрические испытания, сборку схем испытаний КА на функционирование, проводят испытания на воздействие механических нагрузок, проводят термовакуумные испытания, проводят заключительные испытания, при проектировании схем испытаний соединители в силовых цепях аккумуляторных батарей выбирают с розетками, перед стыковкой выбранных соединителей предварительно контролируют отсутствие гальванической связи цепей с корпусом КА через дополнительно предусмотренные от цепей контролируемых соединителей выводы с токоограничительными резисторами по величине напряжения между контролируемыми цепями и шинами аккумуляторных батарей, стыкуют соединители при сборке схем испытаний. Изобретение позволяет обеспечить безаварийность процесса изготовления КА. 3 з.п. ф-лы, 1 ил.
Наверх