Способ электрических проверок космического аппарата



Способ электрических проверок космического аппарата
Способ электрических проверок космического аппарата

 


Владельцы патента RU 2559661:

Акционерное общество "Информационные спутниковые системы" имени академика М.Ф. Решетнёва" (RU)

Изобретение относится к наземным испытаниям, в т.ч. при изготовлении космических аппаратов (КА). КА содержит систему электропитания с бортовыми источниками: солнечными (СБ) и аккумуляторными (АБ) батареями, а также стабилизированным преобразователем напряжения (СПН) с зарядными и разрядными преобразователями. СПН служит для согласования работы СБ и АБ и питания стабильным напряжением модулей служебных систем и полезной нагрузки. Способ предусматривает включение и выключение КА (в т.ч. наземных имитаторов АБ и СБ), автоматизированную выдачу команд управления, допусковый контроль дискретных и аналоговых параметров от системы телеизмерения, параметров бортовой вычислительной системы и др. В процессе проверок КА дополнительно контролируют аналоговые параметры наземных имитаторов АБ и СБ и в совокупности с дискретными и аналоговыми параметрами от системы телеизмерения формируют вторичные параметры для последующего их допускового контроля. В качестве последних используют рассчитанные по определенным формулам величины собственного потребления СПН, зарядных и разрядных преобразователей, а также - падения напряжения в цепях наземных имитаторов АБ и СБ. Вторичные параметры служат для дополнительной оценки работоспособности КА. Техническим результатом изобретения является повышение надежности электрических проверок КА. 9 з.п. ф-лы, 2 ил.

 

Заявляемое изобретение относится к электротехнической промышленности и может быть использовано при изготовлении космических аппаратов (КА).

При изготовлении КА большое внимание уделяется обеспечению высокой степени надежности электрических проверок.

Эта задача может быть решена только при условии обеспечения широких функциональных возможностей и применения многоуровневого контроля технологического процесса электрических проверок КА.

Известен способ электрических проверок КА (патент RU №2245825), реализованный «Автоматизированной испытательной системой для отработки, электрических проверок и подготовки к пуску космических аппаратов».

Известный способ заключается в автоматизированной выдаче технологических команд и радиокоманд, допусковом контроле дискретных и аналоговых параметров по данным бортовой системы телеизмерения и контроле поставленных на слежение параметров бортовой вычислительной системы, контроле сопротивления изоляции бортовых шин относительно корпуса, формирования директив оператора в ручном режиме, формировании протокола испытаний, отображения текущего состояния процесса испытаний.

Недостатком известного способа электрических проверок КА является отсутствие защиты от возникновения нештатных ситуаций, связанных с неполным выключением КА при перерывах в работе с ним, в случае возникновения каких-либо неисправностей в бортовой или наземной аппаратуре на различных этапах электрических проверок КА.

Наиболее близким техническим решением является способ электрических проверок КА, патент №2447002 RU, который выбран в качестве прототипа.

Известный способ заключается в проведении включения и выключения КА, включая подключение или отключение бортовых источников электропитания или их наземных имитаторов, автоматизированной выдачи команд управления, допускового контроля дискретных и аналоговых параметров по данным бортовой системы телеизмерения и контроля поставленных на слежение параметров бортовой вычислительной системы, контроля сопротивления изоляции бортовых шин относительно корпуса, формирования директив автоматической программы и директив оператора в ручном режиме, формирования протокола испытаний, отображения текущего состояния процесса испытаний, отличающийся тем, что в процессе проведения включения КА, перед подключением бортовых источников электропитания или их наземных имитаторов, дополнительно контролируют электрическое сопротивление между шинами питания КА на предмет соответствия его наперед заданному значению, а при его несоответствии наперед заданному значению включение КА запрещают.

Недостатком известного способа электрических проверок КА является отсутствие контроля собственного потребления стабилизированного преобразователя напряжения с зарядными и разрядными преобразователями системы электропитания КА, а также состояния силовых цепей от имитаторов бортовых источников электропитания (имитаторов солнечных и аккумуляторных батарей) в процессе проведения электрических проверок КА. Это снижает надежность электрических проверок КА. Так в случае появления неисправностей стабилизированного преобразователя напряжения, связанных с его повышенным потреблением, или повреждением, или некачественной стыковки соединителей в цепях бортовых источников электропитания, бортовая телеметрия может «не заметить» этого факта, так как оценивает значения аналоговых параметров в достаточно широком диапазоне их штатного функционирования, при этом они могут существенно не измениться, и, соответственно, дефект может быть пропущен.

Задачей заявляемого изобретения является повышение надежности электрических проверок КА.

Поставленная задача решается тем, что при проведении электрических проверок КА, содержащего систему электропитания с бортовыми источниками электропитания (солнечными и аккумуляторными батареями) и стабилизированным преобразователем напряжения с зарядными и разрядными преобразователями, для согласования работы солнечных и аккумуляторных батарей и обеспечения питанием стабильным напряжением заданного номинала модулей служебных систем и полезной нагрузки, заключающийся в проведении включения и выключения КА, включая подключение и отключение наземных имитаторов бортовых источников электропитания (солнечных и аккумуляторных батарей), автоматизированной выдачи команд управления, допускового контроля дискретных и аналоговых параметров по данным бортовой системы телеизмерения и контроля поставленных на слежение параметров бортовой вычислительной системы, контроля сопротивления изоляции бортовых шин относительно корпуса, формирования директив автоматической программы и директив оператора в ручном режиме, формирования протокола испытаний, отображения текущего состояния процесса испытаний, в процессе проведения электрических проверок космического аппарата дополнительно контролируют аналоговые параметры наземных имитаторов бортовых источников электропитания (солнечных и аккумуляторных батарей) и в совокупности с дискретными и аналоговыми параметрами по данным бортовой системы телеизмерения формируют вторичные параметры для последующего их допускового контроля для дополнительной оценки работоспособности космического аппарата, причем в качестве вторичных параметров используют расчеты собственного потребления стабилизированного преобразователя напряжения, а также собственного потребления зарядных и разрядных преобразователей. При этом для формирования вторичных параметров используют аналоговые параметры по данным бортовой системы телеизмерения:

Uбс - общее напряжение солнечной батареи, B;

Iбс - общий ток солнечной батареи, A;

Uн1 - напряжение на первой нагрузке, B;

Iн1 - ток первой нагрузки, A;

Uн2(1÷n-1) - напряжение на последующих нагрузках, B;

Iн2(1÷n-1) - токи в последующих нагрузках, A;

Uаб(1, 2) - напряжение аккумуляторной батареи 4/1 и 4/2 соответственно, B;

Iаб(1, 2) - ток аккумуляторной батареи 4/1 и 4/2 соответственно, A, и аналоговые параметры наземных имитаторов бортовых источников электропитания (солнечных и аккумуляторных батарей):

Uибс (1÷m) - выходное напряжение секции имитатора солнечной батареи, B;

Iибс(1÷m) - выходной ток секции имитатора солнечной батареи, A;

Uиаб(1, 2) - выходное напряжение имитатора аккумуляторной батареи, B;

Iиаб(1, 2)3 - входной ток имитатора аккумуляторной батареи в режиме заряда, A;

Iиаб(1, 2)p - выходной ток имитатора аккумуляторной батареи в режиме разряда, A. Кроме того, в качестве вторичного параметра используют расчет собственного потребления стабилизированного преобразователя напряжения при питании нагрузки от солнечных батарей по формуле:

ΔPибс=ΣUибс(1÷m)·Iибс(1÷m)-Uн1·Iн1-ΣUн2(1÷n-1)·Iн2(1÷n-1)-ΣUиаб(1, 2)·Iиаб(1, 2)3, а также расчет собственного потребления стабилизированного преобразователя напряжения при питании нагрузки от аккумуляторных батарей по формуле:

ΔPиаб=ΣUиаб(1, 2)·Iиаб(1, 2)p-Uн1·Iн1-ΣUн2(1÷n-1)·Iн2(1÷n-1), расчет собственного потребления стабилизированного преобразователя напряжения при питании нагрузки от солнечных и аккумуляторных батарей по формуле:

ΔPибс-иаб=ΣUибс(1÷m)·Iибс(1÷m)+ΣUиаб(1, 2)·Iиаб(1, 2)p-Uн1·Iн1-ΣUн2(1÷n-1)·Iн2(1÷n-1), расчет собственного потребления зарядных преобразователей по формуле:

ΔPзп1, 2=Uбс·ΣIиаб(1, 2)3-ΣUиаб(1, 2)·Iиаб(1, 2)3, расчет собственного потребления разрядных преобразователей по формуле:

ΔPрп1, 2=ΣUиаб(1, 2)·Iиаб(1, 2)p-Uбc·ΣIиаб(1, 2)p, расчет падения напряжения по цепям от имитаторов солнечных батарей по формуле:

ΔUбсi=Uбс-Uибсi, расчет падения напряжения по цепям от имитаторов аккумуляторных батарей по формуле:

ΔUаб(1, 2)p=Uаб(1, 2)-Uиаб(1, 2) - в режиме разряда

и

ΔUаб(1, 2)3=Uиаб(1, 2)-Uаб(1, 2) - в режиме заряда.

Действительно, при проведении электрических проверок КА проводится допусковый контроль дискретных и аналоговых параметров по данным бортовой системы телеизмерения и контроля поставленных на слежение параметров бортовой вычислительной системы, контроль сопротивления изоляции бортовых шин относительно корпуса, формирование директив автоматической программы и директив оператора в ручном режиме, формирование протокола испытаний, отображение текущего состояния процесса испытаний. В то же время проводится управление и контроль работы наземных имитаторов бортовых источников электропитания (солнечных и аккумуляторных батарей). Это позволяет организовать оценку работоспособности КА, используя весь объем информации (бортовой и наземной), создав вторичные параметры для расширенной оценки каких-либо характеристик КА в изменяющихся в достаточно узком контрольном диапазоне.

На фиг.1 приведена блок-схема наземной системы управления и контроля КА в процессе проведения его электрических проверок.

Космический аппарат (КА) 1 содержит, в частности, систему электропитания с бортовыми источниками электропитания (солнечными и аккумуляторными батареями) и стабилизированным преобразователем напряжения с зарядными и разрядными преобразователями для согласования работы солнечных и аккумуляторных батарей и обеспечения питанием стабильным напряжением заданного номинала модулей служебных систем и полезной нагрузки, бортовую систему телеизмерения, бортовую ЭВМ (на схеме не показано).

В процессе электрических проверок КА вместо солнечных и аккумуляторных батарей подключают имитаторы солнечных батарей (ИБС) 2 со встроенными ЭВМ 2-1 и имитаторы аккумуляторных батарей (ИАБ) 3 со встроенными ЭВМ 3-1.

Система управления и контроля электрических проверок КА содержит:

4 - автоматизированный испытательный комплекс (АИК);

5 - ЭВМ АИК (блок управления и отображения информации с АИК).

Встроенные в ИБС и ИАБ ЭВМ 2-1 и 3-1 связаны по межмашинному обмену (по Ethernet) с ЭВМ АИК 5.

АИК 4 совместно с ЭВМ АИК 5 осуществляет автоматизированную выдачу команд управления, допусковый контроль дискретных и аналоговых параметров КА 1 по данным бортовой системы телеизмерения и контроля поставленных на слежение параметров бортовой вычислительной системы, контроль сопротивления изоляции бортовых шин относительно корпуса, формирование директив автоматической программы и директив оператора в ручном режиме, формирование протокола испытаний, отображения текущего состояния процесса испытаний.

Связь ЭВМ АИК 5 с ЭВМ ИБС 2-1 и ЭВМ ИАБ 3-1 позволяет управлять текущими режимами работы ИБС 2 и ИАБ 3 и получать оперативную информацию об их текущих выходных параметрах (напряжение, ток).

Рассмотрим формирование вторичных параметров на примере конкретной структуры автономной системы электропитания КА.

На фиг. 2 приведена функциональная схема автономной системы электропитания с «n» номиналами выходного напряжения, «m» секциями солнечных батарей и двумя аккумуляторными батареями.

Устройство содержит солнечную батарею (первичный источник ограниченной мощности) 1, состоящую из секций 11, 12, …1m, подключенную к нагрузке 2 через диоды РД1, РД2,…РДm в цепи каждой секции соответственно и выходной фильтр 3. В общей силовой цепи солнечной батареи установлен измерительный токовый шунт Iбс для измерения текущего суммарного тока солнечной батареи. В цепи нагрузки 2 установлен измерительный токовый шунт Iн1.

Аккумуляторные батареи 4/1 и 4/2 подключены через зарядные преобразователи 5/1 и 5/2 и через разрядные преобразователи 6/1 и 6/2 к входу выходного фильтра 3, при этом входы разрядных преобразователей подключены к выходу выходного фильтра 3. Параллельный стабилизированный преобразователь 7 входом подключен к выходу выходного фильтра 3, а силовым транзисторным ключом, разделенного также на «m» единичных силовых транзисторных ключей, подключен к каждой соответствующей секции первичного источника ограниченной мощности. Кроме того, к клеммам «+» и «-» нагрузки 2 подключено (n-1) сериесных преобразователей 81, 82,….8n-1, к выходу которых подключены нагрузки 21, 22,….2n-1, где n - число номиналов напряжения в автономной системе электропитания. В цепи каждой нагрузки 21, 22,…2n-1 установлены измерительные токовые шунты Iн2 (1÷[n-1]).

Зарядный преобразователь состоит из регулирующего ключа 9, управляемого схемой управления 10, вольтодобавочного узла, выполненного на трансформаторе Tp, транзисторах T1 и Т2 и выпрямителя на диодах D1 и D2. В силовой цепи заряда установлен измерительный токовый шунт Iаб для измерения тока заряда, а также тока разряда.

Разрядный преобразователь 6 состоит из регулирующего ключа 11, управляемого схемой управления 12.

Параллельный стабилизированный преобразователь 7 состоит из «m» единичных силовых транзисторных ключей K1, K2,…Km, управляемых общей схемой управления 13.

Сериесные преобразователи 81, 82,….8n-1 состоят из регулирующих ключей 14, управляемых схемами управления 15 и выходных фильтров 16.

Схемы управления преобразователями 10, 12, 13, 15 выполнены в виде широтно-импульсных модуляторов, входом подключенных к шинам стабилизируемого напряжения.

В бортовую телеметрию (бортовую систему телеизмерения) выводятся, в частности, следующие аналоговые параметры системы электропитания:

Uбс - общее напряжение солнечной батареи, B;

Iбс - общий ток солнечной батареи, A;

Uн1 - напряжение на первой нагрузке, B;

Iн1 - ток первой нагрузки, A;

Uн2(1÷n-1) - напряжение на последующих нагрузках, B;

Iн2(1÷n-1) - токи в последующих нагрузках, A;

Uаб(1, 2) - напряжение аккумуляторной батареи 4/1 и 4/2 соответственно, B;

Iаб(1, 2) - ток аккумуляторной батареи 4/1 и 4/2 соответственно, A.

Точки для измерения напряжений для бортовой телеметрии показаны стрелками на фиг.2.

В процессе проведения электрических проверок КА вместо секций солнечных батарей подключают секции имитаторов солнечных батарей (ИБС), а вместо аккумуляторных батарей соответственно - имитаторы аккумуляторных батарей (ИАБ).

Из ИБС и ИАБ выводятся, в частности, следующие аналоговые параметры:

Uибс(1÷m) - выходное напряжение секции имитатора солнечной батареи, B;

Iибс(1÷m) - выходной ток секции имитатора солнечной батареи, А;

Uиаб(1, 2) - выходное напряжение имитатора аккумуляторной батареи, B;

Iиаб(1, 2)3 - входной ток имитатора аккумуляторной батареи в режиме заряда, A;

Iиаб(1, 2)p - выходной ток имитатора аккумуляторной батареи в режиме разряда, A.

Вторичные параметры формируются следующим образом.

В качестве вторичных параметров используют расчеты собственного потребления стабилизированного преобразователя напряжения, собственного потребления зарядных и разрядных преобразователей, а так же падения напряжения по цепям наземных имитаторов бортовых источников электропитания (солнечных и аккумуляторных батарей).

1. Собственное потребление стабилизированного преобразователя напряжения при питании нагрузки от солнечных батарей:

ΔPибс=ΣUибс(1÷m)·Iибс(1÷m)-Uн1·Iн1-ΣUн2(1÷n-1)·Iн2(1÷n-1)-ΣUиаб(1, 2)·Iиаб(1, 2)3.

2. Собственное потребление стабилизированного преобразователя напряжения при питании нагрузки от аккумуляторных батарей:

ΔPиаб=ΣUиаб(1, 2)·Iиаб(1, 2)p-Uн1·Iн1-ΣUн2(1÷n-1)·Iн2(1÷n-1).

3. Собственное потребление стабилизированного преобразователя напряжения при питании нагрузки от солнечных и аккумуляторных батарей:

ΔPибс-иаб=ΣUибс(1÷m)·Iибс(1÷m)+ΣUиаб(1, 2)·Iиаб(1, 2)p-Uн1·Iн1-ΣUн2(1÷n-1)·Iн2(1÷n-1).

4. Собственное потребление зарядных преобразователей:

ΔPзп1, 2=Uбс·ΣIиаб(1, 2)3-ΣUиаб(1, 2)·Iиаб(1, 2)3.

5. Собственное потребление разрядных преобразователей:

ΔPрп1, 2=ΣUиаб(1, 2)·Iиаб(1, 2)p-Uбс·ΣIиаб(1, 2)p.

5. Падение напряжения по цепям от имитаторов солнечных батарей:

ΔUбсi=Uбс-Uибсi.

6. Падение напряжения по цепям от имитаторов аккумуляторных батарей:

ΔUаб(1, 2)p=Uаб(1, 2)-Uиаб(1, 2) - в режиме разряда

и

ΔUаб(1, 2)3=Uиаб(1, 2)-Uаб(1, 2) - в режиме заряда.

Следует отметить, что полученные расчетные значения собственного потребления содержат в себе некоторую погрешность, обусловленную падением напряжения в наземных кабелях от имитаторов бортовых источников электропитания (солнечных и аккумуляторных батарей). Однако их величина несущественна, так как наземные кабели выполняются (как правило) с максимальным сечением, и, кроме того, в данном случае важна качественная оценка величины приведенных вторичных параметров.

В зависимости из особенностей конкретной системы электропитания КА и задач электрических проверок могут быть созданы другие вторичные параметры в рамках приведенных первичных аналоговых параметров по данным бортовой системы телеизмерения и аналоговых параметров наземных имитаторов бортовых источников электропитания (солнечных и аккумуляторных батарей).

Таким образом, предлагаемый способ электрических проверок КА повышает надежность электрических проверок КА.

1. Способ электрических проверок космического аппарата, содержащего систему электропитания с бортовыми источниками электропитания (солнечными и аккумуляторными батареями) и стабилизированным преобразователем напряжения с зарядными и разрядными преобразователями для согласования работы солнечных и аккумуляторных батарей и обеспечения питанием стабильным напряжением заданного номинала модулей служебных систем и полезной нагрузки, заключающийся в проведении включения и выключения космического аппарата, в том числе подключения и отключения наземных имитаторов бортовых источников электропитания (солнечных и аккумуляторных батарей), автоматизированной выдаче команд управления, допускового контроля дискретных и аналоговых параметров по данным бортовой системы телеизмерения и контроля поставленных на слежение параметров бортовой вычислительной системы, контроле сопротивления изоляции бортовых шин относительно корпуса, формировании директив автоматической программы и директив оператора в ручном режиме, формировании протокола испытаний, отображении текущего состояния процесса испытаний, отличающийся тем, что в процессе проведения электрических проверок космического аппарата дополнительно контролируют аналоговые параметры наземных имитаторов бортовых источников электропитания (солнечных и аккумуляторных батарей) и в совокупности с дискретными и аналоговыми параметрами по данным бортовой системы телеизмерения формируют вторичные параметры для последующего их допускового контроля для дополнительной оценки работоспособности космического аппарата.

2. Способ электрических проверок космического аппарата по п.1, отличающийся тем, что в качестве вторичных параметров используют расчеты собственного потребления стабилизированного преобразователя напряжения, собственного потребления зарядных и разрядных преобразователей, а также падения напряжения по цепям наземных имитаторов бортовых источников электропитания (солнечных и аккумуляторных батарей).

3. Способ электрических проверок космического аппарата по п.1 или 2, отличающийся тем, что для формирования вторичных параметров используют первичные аналоговые параметры по данным бортовой системы телеизмерения:
Uбc - общее напряжение солнечной батареи, B;
Iбc - общий ток солнечной батареи, A;
Uн1 - напряжение на первой нагрузке, B;
Iн1 - ток первой нагрузки, A;
Uн2(1÷n-1) - напряжение на последующих нагрузках, B;
Iн2(1÷n-1) - токи в последующих нагрузках, A;
Uaб(1, 2) - напряжение аккумуляторных батарей (4/1), (4/2) соответственно, B;
Iaб(1, 2) - ток аккумуляторных батарей (4/1), (4/2) соответственно, A,
и первичные аналоговые параметры наземных имитаторов бортовых источников электропитания (солнечных и аккумуляторных батарей):
Uибс(1÷m) - выходное напряжение секции имитатора солнечной батареи, В;
Iибс(1÷m) - выходной ток секции имитатора солнечной батареи,
А;
Uиаб(1, 2) - выходное напряжение имитатора аккумуляторной батареи, B;
Iиаб(1, 2)3 - входной ток имитатора аккумуляторной батареи в режиме заряда, A;
Iиаб(1, 2)p - выходной ток имитатора аккумуляторной батареи в режиме разряда, A.

4. Способ электрических проверок космического аппарата по п.3, отличающийся тем, что в качестве вторичного параметра используют расчет собственного потребления стабилизированного преобразователя напряжения при питании нагрузки от солнечных батарей по формуле:
ΔРибс=ΣUибс(1÷m)·Iибс(1÷m)-Uн1·Iн1-ΣUн2(1÷n-1)·Iн2(1÷n-1)-ΣUиаб(1, 2)·Iиаб(1, 2)3.

5. Способ электрических проверок космического аппарата по п.3, отличающийся тем, что в качестве вторичного параметра используют расчет собственного потребления стабилизированного преобразователя напряжения при питании нагрузки от аккумуляторных батарей по формуле:
ΔРиаб=ΣUиаб(1, 2)·1иаб(1, 2)p-Uн1·Iн1-ΣUн2(1÷n-1)·Iн2(1÷n-1).

6. Способ электрических проверок космического аппарата по п.3, отличающийся тем, что в качестве вторичного параметра используют расчет собственного потребления стабилизированного преобразователя напряжения при питании нагрузки от солнечных и аккумуляторных батарей по формуле:
ΔРибс-иаб=ΣUибс(1÷m)·Iибс(1÷m)+ΣUиаб(1, 2)·Iиаб(1, 2)p-Uн1·Iн1-Σ Uн2(1÷n-1)·Iн2(1÷n-1).

7. Способ электрических проверок космического аппарата по п.3, отличающийся тем, что в качестве вторичного параметра используют расчет собственного потребления зарядных преобразователей по формуле:
ΔРзп1,2=Uбc·ΣIиаб(1, 2)3-ΣUиaб(1, 2)·Iиаб(1, 2)3.

8. Способ электрических проверок космического аппарата по п.3, отличающийся тем, что в качестве вторичного параметра используют расчет собственного потребления разрядных преобразователей по формуле:
ΔPpп1,2=ΣUиаб(1, 2)·Iиаб(1, 2)p-Uбc·ΣIиаб(1, 2)p.

9. Способ электрических проверок космического аппарата по п.3, отличающийся тем, что в качестве вторичного параметра используют расчет падения напряжения по цепям от имитаторов солнечных батарей по формуле:
ΔUбci=Uбc-Uибci.

10. Способ электрических проверок космического аппарата по п.3, отличающийся тем, что в качестве вторичного параметра используют расчет падения напряжения по цепям от имитаторов аккумуляторных батарей по формуле:
ΔUаб(1,2)p=Uaб(1,2)-Uиaб(1, 2) - в режиме разряда
и
ΔUаб(1,2)3=Uиаб(1, 2)-Uаб(1,2) - в режиме заряда.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к тепловым имитационным стендам для испытаний аппаратуры космических аппаратов, выводимых на околоземную орбиту. Стенд содержит малогабаритную вакуумную камеру (ВК) с криогенным и соосным ему дополнительным экранами.

Изобретение относится к учебным пособиям для наглядной имитации движения природных и искусственных небесных тел. Устройство содержит стальной шар (1), имитирующий астероид, круговой желоб (2) и подвижное основание (4), имитирующее космический аппарат (КА).

Изобретение относится преимущественно к наземным испытаниям и отработке системы терморегулирования (СТР) космического аппарата. Согласно изобретению, заблаговременно определяют недостающее количество теплоносителя в системе, состоящей из имитатора СТР и модуля полезной нагрузки (ПН).

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 относится к системам терморегулирования (СТР) космических аппаратов (КА), преимущественно телекоммуникационных спутников. СТР содержит два независимых, одинаковых по составу, бортовых циркуляционных тракта с теплоносителем, которые размещены рядом друг с другом в сотовых панелях (или на них).

Изобретение относится к электропитанию космических аппаратов (КА), в частности телекоммуникационных КА. Способ включает сборку КА, в т.ч.

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 ракетно-космической технике и может быть использовано при подготовке и старте ракеты космического назначения. Устройство обеспечения теплового режима и чистоты космической головной части ракеты космического назначения с крупногабаритной полезной нагрузкой содержит на головном обтекателе и на переходном отсеке отверстия вдува термостатирующей газовой среды, отверстия истечения термостатирующей газовой среды, шарнирно установленные клапаны одностороннего действия отверстий вдува и истечения термостатирующей газовой среды, устройство вдува термостатирующей газовой среды в виде закрепленного на окантовке отверстия вдува лотка с клапанами одностороннего действия в виде уплотняющих крышек, дополнительные отверстия вдува термостатирующей газовой среды, клапаны одностороннего действия в виде заслонки с противовесом между входным отверстием с защитной сеткой и выходным отверстием, теплоизолирующее и терморегулирующие покрытия.

Автоматизированный испытательный комплекс для электрических испытаний космических аппаратов содержит пульт ручного управления, основной и резервный центральный пульт управления, основную и резервную центральную вычислительную машину, основной и резервный каналы устройств выдачи матричных команд и ретранслятора мультиплексного обмена, устройство приема и обработки дискретных сигналов, микросистему для измерения напряжения и сопротивления в электрических цепях, устройства выдачи дискретных бесконтактных и контактных сигналов, устройство приема и обработки телеметрической информации, источник питания испытываемого изделия, соединенные определенным способом.

Группа изобретений относится к методам и средствам управления параметрами среды в изделиях ракетно-космической техники, в частнОСТИ, при предстартовой подготовке современных ракет-носителей (РН) полезной нагрузки (ПН).

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано в стационарных стендах сборки частей ракет-носителей. Стационарный стенд сборки головного блока ракетно-космического носителя содержит силовую раму в виде прямоугольника коробчатого сечения с выступающими узлами для скрепления со стрелой и гидроцилиндрами, площадку обслуживания с лестничными переходами и выдвижными трапами, анкерный крепеж, грузоподъемную стрелу с устройством для размещения и скрепления головного блока, гидроцилиндры подъема и опускания стрелы, гидросистему питания, электрооборудование с мотор-редукторами, опорно-поворотное кольцо в виде полого цилиндра с отверстиями под болты, подшипник вращения, упоры.

Изобретение относится к управлению параметрами среды в изделиях ракетно-космической технике при их подготовке на стартовом сооружении и в полете. Устройство включает в себя установленный на переходном отсеке (4) головной обтекатель (ГО) (3) полезной нагрузки (ПН) (1), выводимой ракетой (2) космического назначения.

Изобретение относится к области космической техники и может быть использовано для терморегулирования лунного пускового ракетного комплекса (ЛПРК). Система подогрева ЛПРК содержит жидкостный контур, теплоноситель, тепловой кожух с тепловыми аккумуляторами и задвигающейся крышкой с автоматической системой открытия/закрытия с датчиками света, насосную станцию, систему управления обогревом, солнечные батареи и электроаккумулятор.

Изобретение относится к системам терморегулирования (СТР) мощных телекоммуникационных спутников, содержащим многочисленные (до 10) вертикально расположенные последовательно соединенные длинноразмерные (~3-6 м) коллекторы.

Изобретение относится к изделиям космической техники и касается съемного технологического оборудования изделий космической техники, использующегося при наземной подготовке космических аппаратов (КА).

Изобретение относится к космической технике, а именно к трансбордерным тележкам для трансбордера технического комплекса космодрома. Трансбордерная тележка для трансбордера технического комплекса космодрома содержит электромеханический привод, питаемый от троллей через подвижный токосъемник, грузовую площадку, установку автоматического пенного пожаротушения с дистанционным управлением и с элементами, защищенными от воздействия опасных факторов взрыва и пожара и воздействия пролитых при аварийной ситуации компонентов ракетного топлива (КРТ), с пеногенераторами в кожухе электромеханического привода, с углубленными пеногенераторами с крышками для защиты от попадания КРТ, поддоны под грузовой площадкой для сбора пролитых КРТ, соединенные с трубопроводом с запорным вентилем, придонные зоны с токосъемником с ловушками из негорючих материалов.

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано для заправки топливом двигателя ракеты-носителя. Устройство для заправки топливом двигателей ракеты-носителя содержит наземный модуль с наземным каналом, наземным клапаном, наземной плитой, двумя коаксиальными наземными проходами, бортовой модуль с бортовым каналом, бортовым клапаном, бортовой плитой с бортовым проходом, двумя бортовыми коаксиальными проходами, систему гидравлического соединения между бортовым модулем и наземным модулем, две камеры, две кольцевые камеры, механическую запорную систему с вилкой отсоединения и запорный палец между наземной и бортовой плитами.

Изобретение относится к наземным электрическим испытаниям космических аппаратов (КА) в процессе производства КА на заводе-изготовителе, а также при их предстартовых испытаниях. Согласно изобретению в контрольно-проверочную аппаратуру КА дополнительно введены измерители мощности и частоты, а также анализатор спектра принимаемого радиосигнала, приемник с приемной антенной, адресный коммутатор цифровых потоков, управляемые аттенюатор и аттенюатор-делитель, передатчик с передающей антенной. Данные элементы, а также соответствующие связи между ними позволяют проводить комплексную проверку функционирования систем КА, в том числе ВЧ-трактов командной и телеметрической радиолиний. Технический результат изобретения заключается в расширении функциональных возможностей контрольно-проверочной аппаратуры КА за счет обеспечения контроля работоспособности и измерения характеристик приемного тракта командной радиолинии и передающего тракта телеметрической радиолинии КА. 1 ил.
Наверх