Способ электрических проверок космических аппаратов


 

G01R31/00 - Устройства для определения электрических свойств; устройства для определения местоположения электрических повреждений; устройства для электрических испытаний, характеризующихся объектом, подлежащим испытанию, не предусмотренным в других подклассах (измерительные провода, измерительные зонды G01R 1/06; индикация электрических режимов в распределительных устройствах или в защитной аппаратуре H01H 71/04,H01H 73/12, H02B 11/10,H02H 3/04; испытание или измерение полупроводниковых или твердотельных приборов в процессе их изготовления H01L 21/66; испытание линий передачи энергии H04B 3/46)

Владельцы патента RU 2569655:

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

Изобретение относится к электротехнической промышленности и может быть использовано при изготовлении космических аппаратов (КА). Способ электрических проверок космических аппаратов заключается в проведении включения и выключения КА, включая подключение или отключение бортовых источников электропитания или их наземных имитаторов. Автоматизированной системой выдаются команды управления, допускового контроля дискретных и аналоговых параметров по данным бортовой системы телеизмерения и контроля поставленных на слежение параметров бортовой вычислительной системы. Контролируются также сопротивление изоляции бортовых шин относительно корпуса и технологические сигнальные параметры КА. Формируются директивы автоматической программы и оператора в ручном режиме, а также протокол испытаний и отображение текущего состояния процесса испытаний. Сопротивление индивидуальных резисторов выбирают исходя из геометрической прогрессии. Техническим результатом изобретения является повышение надежности процесса электрических проверок КА. 1 з.п. ф-лы, 1 ил.

 

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

При создании КА, большое внимание уделяется обеспечению надежности технологии проводимых работ.

Эта задача может быть решена при условии обеспечения широких функциональных возможностей технологического процесса электрических проверок КА и совершенствования контрольно-проверочной аппаратуры.

Известен способ электрических проверок КА, реализованный «Автоматизированной испытательной системой для отработки, электрических проверок и подготовки к пуску космических аппаратов», описанный в материалах патента №2245825, B64G 5/00.

Известный способ заключается в автоматизированной выдаче технологических команд и радиокоманд, допусковом контроле дискретных и аналоговых параметров, параметров по данным бортовой системы телеизмерения, 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 необходимость выведения для контроля с КА большого количества дискретных (технологических используемых только на Земле) параметров, что ведет к неэффективному (неиспользуемому в полете) увеличению массы самого КА.

Наиболее близким техническим решением является «Способ электрических проверок космических аппаратов», описанный в материалах патента №2447002, B64G 5/00, который выбран в качестве прототипа.

Известный способ заключается в проведении включения и выключения космического аппарата, включая подключение или отключение бортовых источников электропитания или их наземных имитаторов, автоматизированной выдаче команд управления, 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, формировании директив автоматической программы и директив оператора в ручном режиме, формировании протокола испытаний, отображении текущего состояния процесса испытаний, отличающийся тем, что в процессе проведения включения космического аппарата перед подключением бортовых источников электропитания или их наземных имитаторов дополнительно контролируют электрическое сопротивление между шинами питания космического аппарата на предмет соответствия его наперед заданному значению, а при его несоответствии наперед заданному значению включение космического аппарата запрещают.

Недостатком известного способа электрических проверок КА является также необходимость выведения для контроля с КА большого количества дискретных (технологических используемых только на Земле) параметров, иными словами, нетехнологичность контроля дискретных параметров КА в процессе проведения его электрических проверок, что приводит к искусственному ограничению их количества и снижает тем самым надежность процесса электрических проверок КА.

Задачей заявляемого изобретения является улучшение технологии контроля технологических параметров КА в процессе проведения его электрических проверок и повышение надежности процесса электрических проверок КА.

Поставленная задача решается тем, что при проведении включения и выключения космического аппарата, 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, контроля технологических сигнальных параметров космического аппарата, формирования директив автоматической программы и директив оператора в ручном режиме, формирования протокола испытаний, отображения текущего состояния процесса испытаний, контакты технологических сигнальных параметров объединяют по какому-либо признаку в «n» групп, где n≥1, в каждой группе объединенных технологических сигнальных параметров контакты соединяют в последовательную цепь, при этом все контакты шунтируют индивидуальными резисторами разного номинала, а контроль каждой группы объединенных технологических сигнальных параметров проводят путем измерения сопротивления последовательной цепи контактов, при этом, по величине измеренного сопротивления судят о состоянии каждого технологического сигнального параметра измеряемой группы. Кроме того, сопротивление индивидуальных резисторов выбирают исходя из геометрической прогрессии, причем знаменатель геометрической прогрессии выбирают из соотношения: З>(R1+Rпогр)/R1, где

R1 - сопротивление первого резистора (первого члена геометрической прогрессии), Ом;

Rпогр - сопротивление вероятной погрешности измерения, связанной с наличием сопротивления соединительных проводов, температурного и ресурсного ухода номинала сопротивлений и прочее, Ом.

Действительно, объединение технологических сигнальных параметров по какому-либо признаку в «n» групп позволит, на порядок (и более) сократить количество цепей их вывода для контроля на наземную аппаратуру, что минимизирует неэффективное увеличение массы КА. Это улучшает технологию контроля технологических параметров КА в процессе проведения его электрических проверок и повышает надежность процесса электрических проверок КА.

Из множества технологических параметров, используемых при электрических проверках КА, можно выделить технологические сигнальные параметры, объединенные признаком функционального назначения, параметры исходного состояния систем и приборов КА.

Рассмотрим работу заявляемого изобретения на примере контроля сигнальных параметров исходного состояния систем и приборов КА.

Для этого контакты исходного состояния систем и приборов КА выводят на систему управления и контроля электрических проверок КА.

Однако большое количество перечня этих контактов делает такой контроль нетехнологичным, а в отдельных случаях, в составе средств выведения КА на орбиту, невозможным из-за ограниченного числа цепей на средствах выведения.

Предлагается цепи контроля исходного всех систем (приборов) космического аппарата объединить в группу технологических сигнальных параметров - последовательную цепь контактов, при этом контакты контроля исходного каждой системы (прибора) зашунтировать индивидуальными резисторами разного номинала. При этом контроль исходного систем (приборов) космического аппарата проводить путем измерения сопротивления единой последовательной цепи контактов всех систем (приборов) космического аппарата и по величине измеренного сопротивления судить об исходном состоянии систем (приборов), либо о неисходном состоянии отдельных конкретных систем (приборов). При этом сопротивление индивидуальных резисторов выбирают исходя из геометрической прогрессии, причем знаменатель геометрической прогрессии выбирают из соотношения: З>(R1+Rпогр)/R1, где

R1 - сопротивление первого резистора (первого члена геометрической прогрессии), Ом;

Rпогр - сопротивление вероятной погрешности измерения, связанной с наличием сопротивления соединительных проводов, температурного и ресурсного ухода номинала сопротивлений и прочее, Ом.

Действительно, объединение всех контактов в последовательную цепь позволит получить один общий и универсальный параметр контроля исходного, который можно использовать при любой конфигурации состояния КА. Если во всех системах (приборах) исходное состояние (соответствующие контакты «K» замкнуты), то измеренное сопротивление будет минимальным (до нескольких Ом). Если где-то отсутствует исходное (соответствующий контакт «K» разомкнут), то в измеряемую цепь добавится соответствующее сопротивление «R». Выбор сопротивлений из ряда геометрической прогрессии делает любое сочетание замкнутых и разомкнутых контактов «K» уникальным. Для учета вероятной погрешности измерения, связанной с наличием сопротивления соединительных проводов, температурного и ресурсного ухода номинала сопротивлений и прочего следует воспользоваться рекомендацией по выбору знаменателя геометрической прогрессии: З>(R1+Rпогр)/R1, где

R1 - сопротивление первого резистора (первого члена геометрической прогрессии), Ом;

Rпогр - сопротивление вероятной погрешности измерения, связанной с наличием сопротивления соединительных проводов, температурного и ресурсного ухода номинала сопротивлений и прочее, Ом.

Это позволяет однозначно определить в какой системе (приборе) исходное отсутствует, оперативно устранить замечание и продолжить работу.

Аналогично будет работать (контролироваться) и любая другая группа технологических параметров.

Суть заявляемого изобретения поясняется чертежом фиг.1, на котором приведена блок-схема наземной системы управления и контроля электрических проверок КА. При этом структура приборного состава КА полностью не раскрыта, показаны отдельные элементы, непосредственно взаимодействующие с наземной системой.

КА 1, в частности, содержит:

2 - бортовые шины питания;

3 - командную матрицу системы управления бортовой аппаратурой по радиокомандам (РК) и технологическим командам (ТК);

4 - систему бортовых телеизмерений (ТМ), содержащую контакты контроля исходного K1, зашунтированные резистором R1;

5 - бортовую вычислительную машину (БВМ), содержащую контакты контроля исходного K2, зашунтированные резистором R2;

1-1 - другие системы и приборы КА (не раскрыто).

Система управления и контроля электрических проверок КА содержит следующие основные блоки:

6 - блок формирования команд управления (РК, ТК);

7 - блок связи с системой бортовых телеизмерений (Контроль ТМ);

8 - блок связи с бортовой вычислительной машиной (Контроль БВМ);

9 - блок контроля сопротивления изоляции бортовых шин питания (Rизоляции);

10 - блок формирования директив оператора в автоматическом режиме (процессор);

11 - блок формирования директив оператора в ручном режиме (Оператор);

12 - блок формирования протокола испытаний (Протокол);

13 - блок отображения (Монитор);

14 - блок измерений электрического сопротивления цепей (Rцепей).

Система работает следующим образом.

В блок формирования директив оператора в автоматическом режиме 10 закладываются циклограммы различных электрических проверок, в том числе и циклограммы включения и выключения КА. Оператор через блок формирования директив оператора в ручном режиме 11 запускает требующуюся циклограмму. Далее процесс идет автоматически. Текущие данные работ отображаются на блоке отображения (мониторе ПЭВМ) 13 и запоминаются в блоке формирования протокола испытаний 12. Блок формирования директив оператора в автоматическом режиме инициирует выдачу команд управления через блок формирования команд управления 6, анализирует поступающую информацию от бортовой телеметрии и бортовой вычислительной машины через блоки связи с системой бортовых телеизмерений 7 и связи с бортовой вычислительной системой 8. Параллельно идет контроль сопротивления изоляции через блок контроля сопротивления изоляции бортовых шин питания 9.

Рассмотрим работу системы на примере контроля параметров исходного систем (приборов) КА.

При количестве технологических сигнальных контактов в группе, равном 10 (для примера), сопротивлении первого резистора 10 Ом и сопротивлении вероятной погрешности 5 Ом, можно использовать резисторы следующего ряда (геометрической прогрессии со знаменателем З>(R1+Rпогр)/R1=(10+5)/10=1,5) со знаменателем (для примера), равным 2: 10, 20, 40, 80, 160, 320, 640, 1280, 2560, 5120 Ом

Перед включением КА для проведения электроиспытаний контролируют электрическое сопротивление группы объединенных технологических сигнальных параметров контроля исходного систем (приборов) КА через блок измерений электрического сопротивления 14. В случае, если измеренное значение не соответствует минимальному значению, появляется сообщение о системах (приборах), где исходное отсутствует, что позволяет оперативно устранить замечание и продолжить работу.

Таким образом, предлагаемый способ электрических проверок КА улучшает технологию контроля технологических параметров КА в процессе проведения его электрических проверок и повышает надежности процесса электрических проверок КА.

1. Способ электрических проверок космических аппаратов, заключающийся в проведении включения и выключения космического аппарата, 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, контроля технологических сигнальных параметров космического аппарата, формирования директив автоматической программы и директив оператора в ручном режиме, формирования протокола испытаний, отображения текущего состояния процесса испытаний, отличающийся тем, что контакты технологических сигнальных параметров объединяют в «n» групп, где n≥1, в каждой группе объединенных технологических сигнальных параметров контакты соединяют в последовательную цепь, при этом все контакты шунтируют индивидуальными резисторами разного номинала, а контроль каждой группы объединенных технологических сигнальных параметров проводят путем измерения сопротивления последовательной цепи контактов, при этом по величине измеренного сопротивления судят о состоянии каждого технологического сигнального параметра измеряемой группы.

2. Способ электрических проверок космических аппаратов по п.1, отличающийся тем, что сопротивление индивидуальных резисторов выбирают исходя из геометрической прогрессии, причем знаменатель геометрической прогрессии выбирают из соотношения: З>(R1+Rпогр)/R1, где
R1 - сопротивление первого резистора (первого члена геометрической прогрессии), Ом;
Rпогр - сопротивление вероятной погрешности измерения, связанной с наличием сопротивления соединительных проводов, температурного и ресурсного ухода номинала сопротивлений и прочее, Ом.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к области эксплуатации трубопроводов, в частности теплотрасс, и может быть использовано для обнаружения мест протечек теплотрасс. Технический результат - повышение точности контроля состояние изоляции трубопровода.

Изобретение относится к области контроля фотоэлектрических устройств и касается способа исследования пространственного распределения характеристик восприимчивости фотоэлектрических преобразователей в составе солнечных батарей к оптическому излучению.
Изобретение относится к космической технике и может быть использовано при наземных тепловакуумных испытаниях бортовой радиоэлектронной аппаратуры (РЭА) негерметичных космических аппаратов (КА).

Изобретение относится к наземным электрическим испытаниям космических аппаратов (КА) в процессе производства КА на заводе-изготовителе, а также при их предстартовых испытаниях.
Изобретение относится к области технического обслуживания и ремонта подвижного состава железнодорожного транспорта. Способ заключается в том, что с помощью мегомметра измеряют сопротивления электрической изоляции элементов в каждой из групп цепей вагона-термоцистерны.

Изобретение относится к электротехнике и может быть использовано при определении места несанкционированного подключения нагрузки неизвестной мощности к однородной линии электрической передачи трехпроводного исполнения протяженностью менее трехсот километров.

Изобретение относится к электротехнике и предназначено для контроля ресурса изоляции сухих силовых трансформаторов. Технический результат состоит в повышении точности контроля ресурса.

Изобретение относится к технике измерения теплофизических параметров полупроводниковых изделий и может быть использовано на выходном и входном контроле качества изготовления светодиодов.

Изобретение относится к области контрольно-измерительной технике, в частности - к способам и устройствам контроля качества внутренних электрических соединений сложных технических изделий, включая изделия вооружений, военной и специальной техники.

Изобретение относится к радиационной технике и может быть использовано при проведении испытаний различных типов элементов электронно-компонентной базы (ЭКБ) на стойкость к воздействию импульсного ионизирующего излучения (ИИ).

Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано при установке и снятии с испытательных стендов (ИС) ступеней ракет-носителей (РН). Устройство для установки ступени РН на ИС и снятия ступени РН с ИС содержит ИС с основанием с ограничителями, подвижными цапфами с фиксаторами, приемной платформой с компенсирующей прокладкой из резины, и агрегатной рамой с силовой фермой с блоком и подъемным оборудованием в виде лебедки с реверсивным электроприводом, транспортную тележку (ТТ) с передним и задним опорными узлами, балластной емкостью со штуцерами для подсоединения к ним шлангов подачи и слива жидкости, технологические приспособления на ступени РН, подъемное оборудование, кронштейны с проушинами и упорами.

Изобретение относится к наземным электрическим испытаниям космических аппаратов (КА) в процессе производства КА на заводе-изготовителе, а также при их предстартовых испытаниях.

Изобретение относится к наземным испытаниям, в т.ч. при изготовлении космических аппаратов (КА).

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.

Группа изобретений относится к средствам предстартовой подготовки космического аппарата (КА). Устройство содержит противоточный рекуперативный жидкостно-жидкостный теплообменный агрегат, включенный в циркуляционный тракт теплоносителя системы терморегулирования КА. Этот агрегат сообщен с наземным средством термостатирования посредством подводящих и отводящих хладагент быстроразъемных трубопроводов (БРТ) с быстроразъемными соединениями (БРС). На данном агрегате БРТ и БРС установлена теплоизоляция. В первом варианте БРС установлены на КА перпендикулярно плоскости, проходящей через продольную ось головного обтекателя (ГО), в котором выполнен люк под БРС. Во втором варианте часть БРС установлена на КА параллельно продольной оси ГО, а другая часть БРС, соединенная с первой посредством БРТ, - на переходном отсеке, где выполнен соответствующий люк. Техническим результатом группы изобретений является повышение эффективности термостатирования бортовой аппаратуры КА при высоких значениях её тепловыделения и в широком диапазоне температур окружающей среды. 2 н.п. ф-лы, 2 ил.
Наверх