Устройство телеметрического контроля контактных датчиков механических устройств батареи солнечной



Устройство телеметрического контроля контактных датчиков механических устройств батареи солнечной
Устройство телеметрического контроля контактных датчиков механических устройств батареи солнечной
Устройство телеметрического контроля контактных датчиков механических устройств батареи солнечной
Устройство телеметрического контроля контактных датчиков механических устройств батареи солнечной
Устройство телеметрического контроля контактных датчиков механических устройств батареи солнечной
Устройство телеметрического контроля контактных датчиков механических устройств батареи солнечной

 


Владельцы патента RU 2561663:

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

Изобретение относится к системам контроля работы механических узлов солнечной батареи (СБ) космического аппарата (КА) в условиях эксплуатации. Устройство содержит цепочку из N (напр., N=5) последовательно соединенных контактных датчиков (КД) (21, …, 25), к которым параллельно подключены резисторы (61, …, 65) номинальным сопротивлением 1∗R0, 2∗R0, …, 2N-1∗R0. Крайние выводы цепочки через токосъемные кольца (41, 42) привода (3) СБ подключены к измерительным входам аналогового канала (5) для измерения сопротивления датчиков аппаратуры. В транспортном положении КА все КД разомкнуты, и на входах канала (5) фиксируется сопротивление, напр., 310 Ом. При раскрытии СБ и срабатывании любого из КД на замыкание или размыкание на измерительном входе канала (5) появится результирующее значение сопротивления: R(t)=1∗R0∗S1+2∗R0∗S2+4∗R0∗S4+8∗R0∗S4+16∗R0∗S5, где S1, …, S5 - цифровой код 0 или 1, соответствующий состоянию «замкнут» или «разомкнут» каждого из КД. Декодирование состояния любого из КД производится автоматически наземными средствами обработки телеметрической информации. Техническим результатом изобретения является снижение габаритов и массы привода СБ и бортовых кабелей без уменьшения количества контролируемых датчиков. 1 табл., 5 ил.

 

Изобретение относится к электроизмерительной технике, а именно к системам телеметрического контроля контактных датчиков механических устройств батареи солнечной (МУБС) космических аппаратов связи, навигации и др., использующих в качестве первичных источников энергии солнечные батареи с раскрывающимися элементами конструкции МУБС, а в качестве устройства поворота батареи солнечной - электромеханический привод батареи солнечной (ПБС).

Известно устройство телеметрического контроля контактных датчиков МУБС (1) с параллельной структурой, содержащее шесть контактных датчиков (21, …, 26), ПБС (3), включающий токосъемные кольца (41, …, 48) и бортовую аппаратуру (5) телесигнализации (БАТС).

В данном устройстве телеметрического контроля обеспечивается поразрядный контроль срабатывания каждого контактного датчика 21, …, 26 цифровом виде.

Достоинством такого устройства является достаточно высокая надежность. Однако такое устройство имеет и ряд существенных недостатков.

Во-первых, токосъемные кольца 41, …, 48 должны обеспечивать передачу сигналов от каждого из контактных датчиков 21, …, 26 совместно с общим резервированным проводом Ос сигнальных датчиков, т.е. содержать восемь токосъемных колец, что требует создания энергоемких, громоздких и тяжеловесных устройств ПБС.

Во-вторых, необходимость использования восьми проводов для передачи сигналов от каждого из контролируемых контактных датчиков не дает возможность снизить массу бортовых кабелей устройства телеметрического контроля, включая кабели, расположенные на МУБС.

Данное устройство телеметрического контроля является наиболее близким (прототипом) к предлагаемому устройству по технической сущности.

В таком устройстве реализован индивидуальный поразрядный цифровой контроль аппаратурой БАТС 5 состояния каждого контактного датчика 21, …, 26 из состава МУБС.

Известное устройство телеметрического контроля контактных датчиков МУБС нашло широкое применение на КА «SESAT», «AMOS-5», «ЯМАЛ-300К» и др. при эксплуатации в космических условиях с колебаниями температур в очень широком диапазоне от минус 150°C в тени Земли и до 80°C сразу после выхода из тени при работе на освещенных участках орбиты. По мере ужесточения традиционных технических требований к бортовым системам (уменьшение массы бортовой кабельной сети телесигнализации, улучшение энергетических и массогабаритных характеристик бортовых приборов ПБС) стали проявляться слабости и недостатки таких устройств.

Устройство телеметрического контроля контактных датчиков МУБС, выполненное по структурной схеме прототипа, имеет неудовлетворительные массогабаритные характеристики, так как масса и габаритные размеры прибора ПБС прямо пропорциональны количеству используемых токосъемных колец 41, …, 48. Кроме того, для обеспечения связи контактных датчиков 21, …, 26 с измерительными входами аппаратуры БАТС также требуется не менее восьми проводов.

Задачей изобретения является снижение массогабаритных характеристик устройства.

Поставленная задача достигается введением в устройство телеметрического контроля цепочки из N последовательно соединенных резисторов номинальным сопротивлением 1∗R0, 2∗R0, …, 2N-1∗R0, к каждому из которых параллельно подключен соответствующий контактный датчик, причем крайние выводы цепочки через токосъемные кольца 41-42 привода батареи солнечной подключены к измерительным входам БАТС.

На фиг.1 приведено предлагаемое устройство телеметрического контроля контактных датчиков МУБС.

Оно имеет цепочку из N последовательно соединенных контактных датчиков 21, …, 2N, к каждому из которых параллельно подключен резистор номинальным сопротивлением 1∗R0, 2∗R0, …, 2N-1∗R0. Крайние выводы цепочки через токосъемные кольца 41-42 подключены к информационным входам аналогового канала для измерения сопротивления датчиков аппаратуры БАТС 5.

Принцип действия устройства телеметрического контроля проиллюстрирован на фиг.2.

На фиг.2 приведены характеристики для декодирования уровня аналогового телеметрического канала измерения сопротивления датчиков (аналогично, как для термометров сопротивления) в случае использования пяти контактных датчиков 21, …, 25 (N=5) при шкале измерения ΔRшк в диапазоне 0-300 Ом одной из модификаций аппаратуры БАТС ТА932МД-233РМ ЦВИЯ.468213.119.

Устройство телеметрического контроля функционирует следующим образом.

В исходном транспортировочном состоянии космического аппарата на МУБС все контактные датчики 21, …, 25 разомкнуты, на информационных входах измерителя сопротивления фиксируется сопротивление 310 Ом (103.33%, 6,51 В или 252 дв.ед.).

При раскрытии МУБС и срабатывании в момент времени t любого из контактных датчиков 21, …, 25 на замыкание (или размыкание) на измерительном входе БАТС получим соответствующее результирующее значение сопротивления:

R(t)=1∗R0∗S1+2∗R0∗S2+4∗R0∗S4+8∗R0∗S4+16∗R0∗S5,

где S1, …, S5 - цифровой код 0 или 1, соответствующий состоянию «Замкнут» или «Разомкнут» контактного датчика 21, …, 25;

R0 - сопротивление резистора 61, соответствующее единице веса младшего разряда. Величина сопротивления R0 выбирается исходя из погрешности измерения аппаратуры БАТС 5 на выбранной шкале измерения ΔRшк с учетом погрешности от влияния сопротивления кабельной линии связи. Погрешность от влияния сопротивления кабельной линии связи может быть полностью устранена переходом на четырехпроводную схему измерения сопротивления.

Декодирование состояния любого из контактных датчиков 21, …, 25 производится автоматически наземными средствами обработки и регистрации телеметрической информации в соответствии с данными табл.1.

На фиг.3 и фиг.4 приведены варианты реализации предложенного устройства телеметрического контроля при использовании разных вариантов четырехпроводных схем автоматической компенсации влияния сопротивления кабельной линии связи на точность измерения сопротивления. На фиг.3 и фиг.4 в составе аппаратуры БАТС используется генератор стабильного тока 51 и измеритель 52. На фиг.5 показан вариант конструктивного исполнения устройства телеметрического контроля, в котором цепочка из резисторов 61-65 введена в состав ПБС.

Таким образом, в предложенном устройстве уменьшается количество используемых токосъемных колец до двух или четырех (в зависимости от варианта исполнения схемы автоматической компенсации влияния сопротивления кабельной линии связи на точность измерения), сокращается количество используемых проводов бортовой кабельной сети, что позволяет снизить габариты и массу устройства телеметрического контроля.

Устройство телеметрического контроля контактных датчиков механических устройств батареи солнечной, содержащее N контактных датчиков, токосъемные кольца привода батареи солнечной, подключенные к измерительным входам аппаратуры телесигнализации, отличающееся тем, что в него введена цепочка из N последовательно соединенных резисторов номинальным сопротивлением 1∗R0, 2∗R0, …, 2N-1∗R0, к каждому из которых параллельно подключен соответствующий контактный датчик, а крайние выводы цепочки через токосъемные кольца привода батареи солнечной подключены к измерительным входам аппаратуры телесигнализации.



 

Похожие патенты:

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).

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано в раскрывающихся солнечных батареях космических аппаратов. Устройство отделения и раскрытия створок солнечной батареи (УОРССБ) космического аппарата содержит раму, два пакета створок, прижимные замки с крюками, качалки, подпружиненную тягу с коромыслами, взаимодействующими с верхними створками, подпружиненные штоки со сквозными отверстиями под шпильку с торцами, взаимодействующими с профильными пазами, упорные кольца с упорами.

Изобретение относится к механизмам ориентации (поворота) солнечных батарей (СБ). Система поворота СБ содержит корпус (1) с крышками (2), выходной вал, выполненный в виде двух частей (3) и (4) с фланцами (5) и (6) для стыковки с крыльями СБ, и центральный привод (7).

Изобретение относится к управлению ориентацией искусственных спутников Земли (ИСЗ) с солнечными батареями (СБ). В составе ИСЗ (3) дополнительно предусматривают автономный контур (АК) управления ориентацией ИСЗ относительно направления на Солнце (2).

Изобретение относится к средствам крепления на космическом аппарате (КА) элементов оборудования, в частности солнечных батарей (СБ). КА содержит корпус (1) и панель (6) СБ, закрепленную на раме (2) в виде стержневой ферменной конструкции, имеющей форму скошенной пирамиды.

Изобретение относится к управлению ориентацией космического, в частности транспортного грузового корабля (ТГК) с неподвижными панелями солнечных батарей (СБ). Способ включает закрутку ТГК вокруг нормали к рабочей поверхности СБ, направленной на Солнце, с угловой скоростью не менее 1,5 град/сек.

Изобретение относится к управлению движением космического, в частности транспортного грузового корабля (ТГК) с неподвижными панелями солнечных батарей (СБ). Способ включает закрутку ТГК вокруг направления нормали к рабочей поверхности СБ, направленной на Солнце, с угловой скоростью не менее 1,5 град/сек.

Изобретение относится к управлению ориентацией космического, в частности транспортного грузового корабля (ТГК) с неподвижными панелями солнечных батарей (СБ). Способ включает закрутку ТГК вокруг нормали к рабочей поверхности СБ, направленной на Солнце, с угловой скоростью не менее 1,5 град/сек.

Изобретение относится к управлению движением космического аппарата (КА), на котором размещены теплоизлучающий радиатор и солнечная батарея (СБ). Способ включает выполнение полета КА по орбите вокруг планеты с разворотом СБ в положение, соответствующее совмещению нормали к рабочей поверхности СБ с направлением на Солнце.

Изобретение относится к управлению ориентацией искусственного спутника Земли (ИСЗ) с панелями солнечных батарей (ПСБ). Согласно предложенному способу осуществляют необходимые развороты ИСЗ вместе с ПСБ и, отдельно, ПСБ - вокруг первой и второй осей.

Изобретение относится к космической технике. Способ управления ориентацией космического аппарата (КА) с неподвижными панелями солнечных батарей (СБ) при выполнении экспериментов на орбитах с максимальной длительностью теневого участка включает гравитационную ориентацию КА продольной осью вдоль местной вертикали и закрутку вокруг его продольной оси, соответствующей минимальному моменту инерции. Гравитационная ориентация КА и его закрутка выполняются при значении угла между направлением на Солнце и плоскостью орбиты, не превышающем заданного значения. Дополнительно определяют и фиксируют момент прохождения КА противосолнечной точки витка орбиты. Техническим результатом изобретения является максимизация суммарной освещенности рабочей поверхности СБ за виток. 4 ил.

Изобретение относится к космической технике. Способ управления ориентацией космического аппарата (КА) с неподвижными панелями солнечных батарей (СБ) при выполнении экспериментов включает гравитационную ориентацию КА продольной осью вдоль местной вертикали и закрутку вокруг продольной оси, соответствующей минимальному моменту инерции. Дополнительно определяют угол между направлением на Солнце и плоскостью орбиты. Определяют высоту орбиты. КА закручивают вокруг продольной оси с угловой скоростью, направленной в центр Земли или от центра Земли. Выбор направления закрутки зависит от величины угла между направлением на Солнце и плоскостью орбиты. Техническим результатом изобретения является максимизация суммарной освещенности СБ за виток. 3 ил.

Изобретение относится к электротехнике, а именно к автономным системам электропитания (СЭП) космических аппаратов (КА), использующим в качестве первичных источников энергии батареи солнечные (БС), а в качестве накопителей энергии - аккумуляторные батареи (АБ). Технический результат - повышение надежности эксплуатации КА при возникновении аварийных ситуаций, связанных с нерасчетным понижением или повышением выходного напряжения системы электроснабжения. Способ питания нагрузки постоянным током в автономной системе электропитания космического аппарата состоит в том, что управляют стабилизатором напряжения, зарядными и разрядными устройствами в зависимости от входного и выходного напряжения системы электропитания. При этом с помощью измерительных шунтов контролируют ток нагрузки и токи заряда-разряда аккумуляторных батарей. Кроме того, контролируют выходное напряжение системы электропитания с помощью пороговых датчиков и отключают сеансную нагрузку при достижении пороговых значений выходного напряжения. Дополнительно контролируют динамику переходных процессов изменения выходного напряжения и тока нагрузки во времени с помощью быстродействующих запоминающих устройств, которые запускают по достижении пороговых значений выходного напряжения. Повторное включение сеансной нагрузки проводят после анализа результатов запомненной динамики переходных процессов. 1 з.п. ф-лы, 1 ил.

Изобретение относится к управлению ориентацией навигационных спутников с антеннами и солнечными батареями (СБ). Способ включает ориентацию электрической оси антенны (первой оси спутника) на Землю и ориентацию панелей СБ на Солнце. Последняя достигается разворотом спутника вместе с панелями СБ вокруг указанной первой оси и разворотом панелей СБ вокруг второй оси, перпендикулярной первой. При прохождении особых участков орбиты, включающих теневые участки и участки больших углов Солнце-спутник-Земля (больше 175°), организуют прогнозируемое движение спутника. Для этого проводят упреждающие программные развороты вокруг первой оси спутника, симметричные относительно точек орбиты, отвечающих максимальному и минимальному углам Солнце-спутник-Земля. Техническим результатом изобретения является уменьшение ошибки прогнозирования движения центра масс спутника и погрешности знания положения фазового центра антенны. 3 з.п. ф-лы, 5 ил., 1 табл.

Изобретение относится к системам поворота солнечной батареи (СПСБ) космического аппарата (КА). Изобретение предназначено для размещения элементов СПСБ для вращения солнечной батареи большой мощности и передачи электроэнергии с солнечной батареи на КА. Система поворота солнечной батареи большой мощности содержит вал привода с фланцем для стыковки солнечной батареи, привод для ее вращения, силовое и телеметрическое токосъемные устройства. Силовое токосъемное устройство разделено на силовое токосъемное устройство с положительными электрическими цепями и силовое токосъемное устройство с отрицательными электрическими цепями. Токосъемные устройства установлены на своих валах, связаны с валом привода и замкнуты на корпус СПСБ через демпфирующий элемент. Вал привода установлен в корпус привода системы поворота солнечной батареи на опорном подшипнике с предварительным натягом. Техническим результатом изобретения является обеспечение повышенной передаваемой мощности с солнечной батареи на КА, повышение надежности системы электропитания КА и снижение массы конструкции. 1 ил.

Группа изобретений относится к развертываемым солнечным батареям (СБ) космического аппарата. СБ снабжена штангой в виде шарнирно соединенных корневого (1) и телескопического (2) звеньев и выполнена в форме складываемых гармошкой створок (17). В транспортном положении звенья (1, 2) сложены вместе, а створки уложены в контейнеры с основаниями (19) и крышками (20). Крышки (20) и основания (19) закреплены соответственно на звеньях (2) и (1) и развернуты длинными сторонами вдоль оси сложенной штанги. Поворотная панель (24) служит для поджатия створок (17) к крышке (20) и их поворота на 45° для равномерного схода. При переводе СБ в рабочее положение сначала разворачивают контейнеры длинными сторонами перпендикулярно оси штанги и фиксируют крышки и основания на звеньях (2) и (1). Затем взаимным разворотом звеньев (1, 2) на угол 180° производят начальное раскрытие створок (17). Процесс развертывания СБ завершают выдвижением промежуточных труб телескопического звена (2). Технический результат группы изобретений состоит в повышении надежности раскрытия СБ, улучшении её массогабаритных и эксплуатационно-технологических характеристик. 2 н. и 4 з.п. ф-лы, 8 ил.

Изобретение относится к электротехнике, а именно к системам электроснабжения космических аппаратов с использованием в качестве первичных источников энергии солнечных батарей, а в качестве накопителей энергии - аккумуляторных батарей. Технический результат - повышение надежности эксплуатации аккумуляторной батареи. Способ электропитания заключается в том, что в случае пониженной температуры аккумуляторной батареи зарядный ток первоначально направляют на обогрев аккумуляторной батареи и только после того как температура аккумуляторной батареи достигнет значения выше минимального будет осуществляться заряд аккумуляторной батареи номинальным током заряда. В процессе заряда аккумуляторных батарей, уровень заряженности контролируют по их напряжению, либо напряжению аккумуляторов каждой аккумуляторной батареи, причем зарядный ток перенаправляют или на обогреватели, или на заряд аккумуляторов в зависимости от температуры аккумуляторной батареи. Термисторы, входящие в состав автономной системы электроснабжения космического аппарата, определяют температуру аккумуляторной батареи и сравнивают полученное значение с заданными значениями. 1 ил.

Изобретение относится к конструкции космических аппаратов (КА), преимущественно для исследований на близких (порядка радиуса орбиты Меркурия) расстояниях от Солнца. КА содержит корпус с теплозащитным экраном, научную и служебную аппаратуру, средства терморегулирования и две пары солнечных батарей (СБ). Панели одной из пар СБ закреплены с возможностью отделения на панелях другой пары СБ и имеют с ними общую ось вращения. Неотделяемые от КА панели СБ имеют две противоположные рабочие поверхности. На одной из них установлены только фотопреобразователи, а на другой - также и чередующиеся с последними теплоотражающие элементы. Выбор действующей рабочей поверхности панели, а также угол её установки определяются плотностью падающих солнечных потоков. Техническим результатом изобретения является снижение массы КА, повышение его надежности и упрощение алгоритма ориентации панелей СБ благодаря эффективной структуре СБ. 1 з.п. ф-лы, 5 ил.

Изобретение относится к бортовым системам электропитания (СЭП), преимущественно низкоорбитальных космических аппаратов (КА) с трехосной ориентацией. СЭП содержит панели солнечной батареи с устройством изменения их ориентации, размещенные с внешней стороны боковых сотопанелей приборного контейнера. В боковые, верхнюю и нижнюю сотопанели контейнера встроены тепловые трубы. СЭП также содержит четыре одинаковых подсистемы электропитания: две рабочих и две резервных. Каждая подсистема установлена на одной из внутренних поверхностей боковых сотопанелей и включает в себя аккумуляторную батарею с зарядным и разрядным устройством. Единый модуль двух таких устройств соседних подсистем установлен на одну боковую сотопанель. Часть внешней поверхности боковых сотопанелей имеет терморегулирующее покрытие с и , а на остальную часть нанесена теплоизоляция. Все сотопанели соединены коллекторными тепловыми трубами с электронагревателями. Технический результат изобретения заключается в оптимизации компоновки СЭП на КА, снижении массы и улучшении термостабилизации основных узлов СЭП. 3 ил.

Изобретение относится к межорбитальному маневрированию космического аппарата (КА). Способ включает выведение КА на переходную орбиту с нулевым наклонением двигателями большой тяги. Перигей этой орбиты лежит ниже геостационарной орбиты (ГСО), а апогей - выше ГСО. Довыведение КА на ГСО производится двигателями малой тяги, работающими непрерывно, за исключением двух симметричных малоэффективных участков переходной орбиты. При этом ориентация КА в инерциальном пространстве неизменна, а панели солнечных батарей зафиксированы под углом до 30° к направлению на Солнце. Одновременно с изменением эксцентриситета переходной орбиты изменяют скорость дрейфа КА в требуемом направлении и совмещают довыведение по эксцентриситету с приведением по долготе. В качестве двигателя малой тяги используют штатный электрореактивный двигатель коррекции долготы КА. Техническим результатом изобретения являются сокращение срока ввода КА в эксплуатацию на ГСО и минимизация затрат топлива на довыведение КА. 1 з.п. ф-лы, 4 ил.
Наверх