Способ изготовления космического аппарата

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 и может быть использовано при создании связных (телекоммуникационных) космических аппаратов (КА).

Известен способ изготовления космического аппарата, включающий изготовление комплектующих, сборку космического аппарата, проведение электрических испытаний на функционирование, испытаний на воздействие механических нагрузок, термовакуумных испытаний, а также заключительных испытаний на функционирование космического аппарата (патент №2305058 RU).

Недостатком известного способа является то, что он не регламентирует вопросы, относящиеся к особенностям конфигурации системы электропитания в процессе изготовления космического аппарата, что снижает надежность проводимых работ.

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 (заявка №2011121696 от 27.05.2011 г., положительное решение от 01.10.2012 г.), включающий сборку космического аппарата, в том числе системы электропитания, содержащей солнечные батареи, аккумуляторные батареи и стабилизированный преобразователь напряжения, для согласования работы солнечных и аккумуляторных батарей и обеспечения питанием стабильным напряжением модулей служебных систем и полезной нагрузки, подготовку источников электроэнергии к работе, проведение электрических испытаний космического аппарата, отличающийся тем, что входные силовые цепи стабилизированного преобразователя напряжения со стороны солнечных батарей, в выключенном состоянии стабилизированного преобразователя напряжения, шунтируют накоротко маломощными релейными коммутаторами, а электрическое подключение силовых цепей солнечных батарей к стабилизированному преобразователю напряжения проводят после предварительного их шунтирования накоротко через дополнительно предусмотренные маломощные технологические цепи, с последующим удалением цепей шунтирования после завершения электрического подключения силовых цепей солнечных батарей к стабилизированному преобразователю.

Действительно, использование маломощных релейных коммутаторов шунтирующих накоротко входные силовые цепи стабилизированного преобразователя напряжения со стороны солнечной батареи в выключенном состоянии стабилизированного преобразователя напряжения позволяет защитить последний от нерасчетных режимов работы, в случае появления на выходе подстыкованной солнечной батареи какой-либо мощности от естественного фонового освещения КА в процессе его изготовления.

При этом, для исключения возникновении электрических разрядов в процессе интеграции солнечной батареи в состав КА, электрическое подключение силовых цепей солнечных батарей к стабилизированному преобразователю напряжения проводят после предварительного их шунтирования накоротко через дополнительно предусмотренные маломощные технологические цепи, с последующим удалением цепей шунтирования после завершения электрического подключения силовых цепей солнечных батарей к стабилизированному преобразователю.

Недостатком известного способа изготовления космического аппарата является то, что «маломощные технологические цепи» вместе с элементами их монтажа требуют, тем не менее, дополнительной (не используемой при штатной эксплуатации КА) массы, что снижает удельные энергетические характеристики системы электропитания КА.

Задачей заявляемого изобретения является повышение удельных энергетических характеристик системы электропитания КА.

Поставленная задача решается тем, что при изготовлении космического аппарата, включающем сборку космического аппарата, в том числе систему электропитания, содержащую солнечные батареи, аккумуляторные батареи и стабилизированный преобразователь напряжения, для согласования работы солнечных и аккумуляторных батарей и обеспечения питанием стабильным напряжением модулей служебных систем и полезной нагрузки, подготовку источников электроэнергии к работе, проведение электрических испытаний космического аппарата, при этом входные силовые цепи стабилизированного преобразователя напряжения со стороны солнечных батарей в выключенном состоянии стабилизированного преобразователя напряжения шунтируют накоротко маломощными релейными коммутаторами, электрическое подключение силовых цепей солнечных батарей к стабилизированному преобразователю напряжения проводят в условиях ограничения величины естественного освещения. При этом о величине естественного освещения судят по току короткого замыкания какой-либо секции солнечной батареи, измеренному перед проведением подключения силовых цепей солнечных батарей к стабилизированному преобразователю напряжения. Кроме того, солнечные батареи выполняют из нескольких секций с общей шиной в одной из полярностей, при этом контроль стыковки солнечных батарей проводят путем измерения тока на этой общей шине бесконтактным измерителем тока в процессе поочередной засветки соответствующих секций солнечных батарей маломощным осветителем малой площади.

В результате анализа известной патентной и научно-технической литературы, предложенное сочетание существенных отличительных признаков заявляемого технического решения в известных источниках информации не выявлено.

На фиг.1 приведена функциональная схема автономной системы электропитания КА, поясняющая работу по предлагаемому способу изготовления космического аппарата.

Солнечная батарея 1, выполненная из двух секций 11 и 12 и содержащая в своем составе блокирующие диоды 1-1, как правило, находится в процессе изготовления КА в отстыкованном состоянии и вне КА (соединители 21 и 2-11, 22 и 2-12, 3 и 3-1 расстыкованы). На КА солнечные батареи 1 устанавливаются (и стыкуются) на время проведения испытания КА на воздействие механических нагрузок, а так же для контроля стыковки солнечных батарей с КА. Блокирующие диоды 1-1 предназначены для защиты солнечных батарей от протекания так называемого «темнового» тока при прохождении КА неосвещенного участка орбиты (тени от Земли или Луны).

В представленном примере солнечные батареи 1 находятся вне КА. Система электропитания выполнена с общей минусовой шиной. Стабилизированный преобразователь напряжения для согласования работы солнечных 1 и аккумуляторных 6 батарей и обеспечения стабильным напряжением нагрузки 5 состоит из зарядного преобразователя 7, разрядного преобразователя 8 и стабилизатора выходного напряжения 4 (входные и выходные фильтры на чертеже не показаны). Стабилизатор выходного напряжения 4 выполнен короткозамкнутого типа с регулирующим транзистором 4-2 и развязывающим диодом 4-1. Кроме того, вход стабилизатора выходного напряжения 4 зашунтирован в выключенном состоянии маломощными контактами 4-3. В рассматриваемом примере используются два стабилизатора выходного напряжения, по числу секций солнечных батарей. Аккумуляторная батарея (в рассматриваемом примере используется одна аккумуляторная батарея) 6 минусом связана с общей минусовой шиной, а плюсом через силовой коммутатор 6-1 с зарядным и разрядным преобразователями (информационные связи аккумуляторной батареи 6 не показаны).

Маломощные контакты 4-3 и силовой коммутатор 6-1 управляются с наземного испытательного комплекса 9 при включении и выключении КА (на схеме состояние контактов соответствуют выключенному КА).

Перед стыковкой солнечных батарей 1 к КА проводят измерение тока короткого замыкания одной из секций с помощью прибора 10, содержащего последовательно соединенные амперметр «А» и переключатель «В» (подключение показано пунктиром). При необходимости (при большой величине измеренного тока) принимают меры по снижению уровня естественного освещения (выключение части светильников, зашторивание окон и т.д.) и повторяют измерение тока короткого замыкания.

Авторами проводились эксперименты с солнечными батареями на основе трехкаскадных арсенид-галлиевых фотопреобразователей, имеющими напряжение холостого хода -120 В. При этом установлено, что при токах короткого замыкания солнечной батареи менее 0,3 А возникновение искры, при замыкании-размыкании ее силовых цепей, не наблюдается. Вообще рекомендуется для каждой конструкции солнечной батареи проводить собственные квалификационные испытания на безопасное (без искровое) замыкание-размыкание ее силовых цепей в условиях производства КА.

При величине измеренного тока короткого замыкания, удовлетворяющей заранее установленному ограничению (условию безопасности), переходят к стыковке солнечной батареи.

Для этого проводят подключение силовых цепей солнечных батарей к КА (стабилизированному преобразователю напряжения), соединители 21 и 2-11, 22 и 2-12, 3 и 3-1 стыкуют между собой соответственно.

При проведении контроля стыковки солнечных батарей измерение тока проводят на общей шине солнечных батарей бесконтактным измерителем тока 11 в процессе поочередной засветки соответствующих секций солнечных батарей маломощным осветителем малой площади. Следует отметить, что использовать полномасштабный осветитель при проведении данных работ невозможно по причине сложности технологии полного раскрытия солнечных батарей в составе КА. На КА солнечные батареи устанавливают в сложенном в пакеты состоянии. При этом частичное раскрытие пакетов панелей солнечных батарей возможно. Использование в данном случае маломощного осветителя малой площади позволяет это делать еще и потому, что в современных солнечных батареях в обязательном порядке используются шунтирующие диоды, обеспечивающие сохранение работоспособности при обрыве или частичном затенении ее последовательных цепей фотопреобразователей. Для проведения измерений тока секций солнечных батарей необходимо в конструкции КА предусмотреть возможность доступа к контролируемым цепям. Наиболее оптимально - это общая шина солнечных батарей (одна общая точка для измерения тока от любой секции), а само измерение проводить бесконтактным измерителем тока.

Таким образом, заявляемый способ изготовления космического аппарата повышает удельные энергетические характеристики системы электропитания КА.

1. Способ изготовления космического аппарата, включающий сборку космического аппарата, в том числе системы электропитания, содержащей солнечные батареи, аккумуляторные батареи и стабилизированный преобразователь напряжения для согласования работы солнечных и аккумуляторных батарей и обеспечения питания стабильным напряжением модулей служебных систем и полезной нагрузки, подготовку источников электроэнергии к работе, проведение электрических испытаний космического аппарата, при этом входные силовые цепи стабилизированного преобразователя напряжения со стороны солнечных батарей в выключенном состоянии стабилизированного преобразователя напряжения шунтируют накоротко маломощными релейными коммутаторами, отличающийся тем, что электрическое подключение силовых цепей солнечных батарей к стабилизированному преобразователю напряжения проводят в условиях ограничения величины естественного освещения.

2. Способ изготовления космического аппарата по п.1, отличающийся тем, что о величине естественного освещения судят по току короткого замыкания какой-либо секции солнечной батареи, измеренному перед проведением подключения силовых цепей солнечных батарей к стабилизированному преобразователю напряжения.

3. Способ изготовления космического аппарата по п.1, отличающийся тем, что солнечные батареи выполняют из нескольких секций с общей шиной в одной из полярностей, при этом контроль стыковки солнечных батарей проводят путем измерения тока на этой общей шине бесконтактным измерителем тока в процессе поочередной засветки соответствующих секций солнечных батарей маломощным осветителем малой площади.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к области космической техники и может применяться для тренажерной подготовки экипажей пилотируемых космических аппаратов, а также авиационных и морских комплексов.
Изобретение относится к космической медицине, в частности к способам моделирования эффектов пониженной гравитации в экспериментальных исследованиях. Способ включает перевод человека на период дневного бодрствования в ортостатическое положение с положительным углом наклона тела относительно горизонтальной оси.

Изобретение относится к космонавтике, а именно к способам имитации полета космических аппаратов (КА). Подготавливают аппаратные средства, моделируют орбитальное движение КА по предварительно заданному алгоритму и/или при приеме управляющих команд в режиме реального времени, моделируют движение небесной сферы в поле зрения каждого звёздного датчика по параметрам текущей ориентации КА с учетом динамики его движения, внешней среды, положения Солнца и Луны в инерциальной системе координат, моделируют появление нештатных ситуаций в работе бортовой аппаратуры ориентации и навигации КА, осуществляют контроль реакции системы управления ориентацией и навигацией при нештатных ситуациях, имитируют солнечное излучение для астроориентации и создания боковой помехи в инфракрасном и видимом диапазонах, имитируют сигналы спутников ГЛОНАСС и/или GPS с учетом параметров орбитального движения КА, моделируют орбитальное движение КА по трем осям вращения.
Изобретение относится к наземной отработке систем терморегулирования аппаратуры изделий авиационной и ракетно-космической техники. Испытания проводят в термокамере в два этапа.

Изобретение относится к разделу пилотируемой космонавтики и предназначено для подготовки космонавтов (астронавтов) экипажей МКС к внекорабельной деятельности. Многофункциональный учебно-тренировочный комплекс состоит из двух основных частей - функционально-моделирующего стенда предтренажерной подготовки и комплексного тренажера внекорабельной деятельности.

Изобретение относится к тепловакуумным испытаниям космического аппарата (КА), а также может найти применение в тех областях техники, где предъявляются повышенные требования к излучательным и отражательным характеристикам изделий.

Изобретение относится к космонавтике. Стенд включает сервер моделирования 1, консоль оператора 2, комплект телекамер наблюдения 3, средства отображения информации коллективного пользования 4, пульт контроля и управления 5, который состоит из средства связи 6, панели управления освещением 7, панели ручного управления электроприводами 8, персонального компьютера инструктора 9, персонального компьютера инженера 10, персонального компьютера врача 11 и второго блока цифровой связи 12.

Изобретение относится к наземным имитационным испытаниям космических аппаратов (КА), а именно многозвенных маложестких механических систем изделий космической техники.

Изобретение относится к космическому тренажеростроению. Тренажер включает пульт контроля и управления 1, рабочее место обучаемых 2, первый узел поворота 3, первый датчик положения 4, первую систему управления перемещением 5, второй узел поворота 6, второй датчик положения 7, вторую систему управления перемещением 8, первую механическую часть системы управления перемещением 9, первый электродвигатель 10, вторую механическую часть системы управления перемещением 11, второй электродвигатель 12, первый датчик усилия 13, первый датчик скорости 14, второй датчик усилия 15, второй датчик скорости 16, первый скафандр с обучаемым 17, средства связи 18, второй скафандр с обучаемым 19.

Изобретение относится к космическому тренажеростроению. Тренажерный комплекс включает интегрирующую систему 1, специализированный тренажер «Модель бортовой вычислительной системы PC МКС» 2, специализированный тренажер «Телеоператор-2» 3, специализированный тренажер «Выход-2» 4, «Гидролабораторию» 5, «Молодежный образовательный Космоцентр» 6.

Изобретение относится к системам энергоснабжения и терморегулирования космических аппаратов (КА). Система терморегулирования КА содержит приборы для отбора, подвода и сброса тепла.

Изобретение относится к источникам электроснабжения космического аппарата. Пары балок, стыкующихся крайними балками с космическим аппаратом, размещены по трем продольным плоскостям вокруг космического аппарата.

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).

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.

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 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 электропитанию космических аппаратов, в частности телекоммуникационных КА. Способ включает сборку КА, в т.ч. системы его электропитания, содержащей солнечные и аккумуляторные батареи, а также стабилизированный преобразователь напряжения 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.

Наверх