Способ электрических проверок космического аппарата

Изобретение относится, преимущественно, к наземным электротехническим испытаниям космических аппаратов (КА). Циклограммы электрических проверок КА (1) заложены в блок (4.1) формирования директив оператора. При подключении или отключении бортовых источников КА (солнечных или аккумуляторных батарей) или их наземных имитаторов ИБС (2) и ИАБ (3) - производится допусковый контроль дискретных и аналоговых параметров по данным бортовой системы телеизмерения и контроля. Контролируется сопротивление изоляции бортовых шин, формируются директивы и протокол испытаний, отображается их текущее состояние. При подключении имитаторов ИБС (2) и ИАБ (3) на них устанавливают защиту по максим. величине выходного тока в два этапа: миним. величину – на первом этапе и требуемую для последующей работы – на втором этапе. В случае срабатывания защиты блокируется включение КА (1) до устранения нештатной ситуации (напр., короткого замыкания). Техническим результатом изобретения является повышение надежности процесса электрических проверок КА. 1 ил.

 

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

При создании КА большое внимание уделяется обеспечению высокой степени проверки комплектующей аппаратуры КА как в отдельности, так и во взаимодействии друг с другом.

Эта задача может быть решена только 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» (патент RU №2245825), который 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 коротких замыканий на этапах проведения механических работ с КА, либо появление отказов в бортовой или наземной аппаратуре между различными этапами электрических проверок КА.

Наиболее близким техническим решением является способ электрических проверок КА (патент RU №2447002), 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 то, что измерение сопротивления между шинами питания проводят не на каждом включении, а преимущественно в особо ответственных случаях, что не гарантирует в полной мере безаварийность проводимых работ.

Задачей заявляемого изобретения является 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, формирования директив автоматической программы и директив оператора в ручном режиме, формирования протокола испытаний, отображения текущего состояния процесса испытаний, в процессе проведения включения космического аппарата, при подключении наземных имитаторов бортовых источников электропитания, на них устанавливают защиту по максимальной величине выходного тока в два этапа: минимальная величина - до подключения их выходов и величина, требующаяся для последующей работы - после подключения их выходов, а при срабатывании защиты по выходному току какого-либо наземного имитатора, установку защиты по максимальной величине выходного тока, требующегося для последующей работы, и дальнейшее включение космического аппарата блокируют.

Действительно, при проведении механических работ с КА могут быть нештатно образованы цепи короткого замыкания, как из-за неправильной сборки электрических цепей КА и схем испытаний, так и при возникновении неисправности в бортовой и наземной аппаратуре. В этом случае последующее включение КА может привести к серьезным отрицательным последствиям, связанным с ощутимыми финансовыми потерями.

В настоящее время на КА нового поколения одна шина питания электрически связана с корпусом. Это дает положительный эффект в защите от электростатических разрядов и снижает уровень помех на бортовых шинах, однако, этот факт существенно повышает возможность возникновения короткого замыкания между шинами питания КА.

Факт возникновения между шинами питания КА короткого замыкания можно своевременно зафиксировать, если на этапе включения КА проводить замер электрического сопротивления между шинами питания космического аппарата посредством обтекания шин питания малым током (от микроампер до нескольких миллиампер, например, используя мультиметр).

Однако в процессе электрических проверок КА проводятся многочисленные его включения и выключения, а замер сопротивления между шинами проводят в особо ответственных случаях. Это снижает надежность процесса электрических проверок КА. Заявляемое же изобретение реализует технологию безальтернативной защиты КА от нештатных аварийных ситуаций, связанных с повышенным потреблением тока, путем установки обязательного защитного «барьера» на этапе включения КА.

Суть заявляемого изобретения поясняется чертежом, фиг. 1, на котором приведена блок-схема наземной системы управления и контроля электрических проверок космического аппарата (структура приборного состава КА, не показана).

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);

4.1 - Блок формирования директив - в составе 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 и блоком формирования директив 4.1 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).

Система работает следующим образом. В блок формирования директив оператора 4.1 в автоматическом режиме закладываются циклограммы различных электрических проверок, в том числе и циклограммы включения и выключения КА. Оператор через блок формирования директив оператора в ручном режиме запускает требующуюся циклограмму для проведения включения и выключения космического аппарата, включая подключение или отключение бортовых источников электропитания или их наземных имитаторов ИБС 2 и ИАБ 3, 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, формирования протокола испытаний, отображения текущего состояния процесса испытаний. В процессе проведения включения КА 1, при подключении наземных имитаторов бортовых источников электропитания ИБС 2 и ИАБ 3, на них устанавливают защиту по максимальной величине выходного тока в два этапа: минимальная величина - первый этап и величина, требующаяся для последующей работы - второй этап. В случае если срабатывает защита по току в ИБС 2 или ИАБ 3, блокируется включение КА 1 до устранения несоответствия.

Рассмотрим конкретный пример включения КА. Допустим, что ток потребления нагрузки КА составляет 50 А. Устанавливаем защиту на первом этапе включения наземных имитаторов бортовых источников на уровне 1 А (безопасная величина на случай наличия нештатного короткого замыкания). На этапе включения наземных имитаторов бортовых источников потребление с их выходов до включения КА должно отсутствовать. Если срабатывает защита, это значит, что где-то присутствует нештатное короткое замыкание. Процесс включения останавливают и проводят анализ и устранение нештатных связей. Если срабатывание защиты не произошло (штатный случай), переключаем защиту на уровень 60 А и включение КА продолжают.

Таким образом, предлагаемый способ электрических проверок КА повышает надежность процесса электрических проверок КА в процессе его изготовления.

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, 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 космического аппарата, при подключении наземных имитаторов бортовых источников электропитания на них устанавливают защиту по максимальной величине выходного тока в два этапа: минимальную величину - до подключения выходов указанных имитаторов и величину, требующуюся для последующей работы - после подключения выходов имитаторов, а при срабатывании защиты по выходному току какого-либо наземного имитатора установку защиты по максимальной величине выходного тока, требующегося для последующей работы, и дальнейшее включение космического аппарата блокируют.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к ракетно-космической технике и может использоваться для запуска полезных грузов на околоземную орбиту. В устройстве запуска ракет с лазерным ракетным двигателем (ЛРД) имеется платформа, на которой расположено поворотное зеркало с механизмом управления.

Изобретение относится к области промышленного и специального строительства, в частности к объектам, предназначенным для подготовки и обеспечения космических запусков.

Изобретение относится к устройствам установочно-обслуживающего наземного оборудования космических ракетных комплексов. Устройство установочно-обслуживающее содержит подвижную платформу с механизмами передвижения, механизмами фиксации и опорами для закрепления на фундамент стартового сооружения.

Изобретение относится к разъемным соединениям и может быть использовано для подсоединения с последующим отделением воздуховодов системы термостатирования космической головной части при нахождении ракеты-носителя с последней на стартовой позиции.

Изобретение относится к области управления качеством продукции, в частности, крупногабаритных топливных баков ракет. Способ заключается в выборе информативных параметров качества (ИПК) изготовления тонкостенной оболочки бака.

Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано при подготовке к старту ракеты космического назначения (РКН). Устройство обеспечения чистоты объектов космической головной части содержит побудитель расхода газового компонента, газовод, фильтр, рассекатель потока газового компонента, прибор контроля чистоты газового компонента, замкнутый объем в виде контейнера с космическим аппаратом и адаптером.

Изобретение относится к ракетной технике и может быть использовано для запуска ракет. Стартовая позиция для самоходных пусковых установок (ПУ) для запуска ракеты под углами, близкими к вертикальному углу, содержит укрытие в виде траншеи с тупиком в грунте с аппарелью и обваловкой из грунта, с двумя расположенными под углами боковыми газоходами, перпендикулярными к оси траншеи и шириной, равной ширине траншеи.

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.

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.

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.
Наверх