Способ изготовления космического аппарата

Изобретение относится к космической технике. Способ изготовления космического аппарата (КА) включает проведение сборки КА, содержащего систему электропитания с солнечными батареями, аккумуляторными батареями и стабилизированным преобразователем напряжения с общей шиной, связанной с корпусом КА, проведение испытаний КА. В разрыв цепи связи общей шины системы электропитания с корпусом КА на период изготовления КА устанавливают технологические устройства защиты от протекания повышенного тока, при этом в процессе изготовления КА для различных этапов работ с ним величину повышенного тока для срабатывания устройств защиты устанавливают индивидуально. Защиту от протекания повышенного тока в технологических устройствах защиты обеспечивают параллельным соединением плавких предохранителей до необходимой суммарной величины тока срабатывания. Нарушение электрической цепи предохранителей сопровождают выдачей сигналов. Техническим результатом изобретения является обеспечение безаварийности процесса изготовления космического аппарата. 1 з.п. ф-лы, 1 ил.

 

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано при создании космических аппаратов (КА).

Известен способ изготовления космического аппарата, патент РФ №2459749: «Способ изготовления космического аппарата, включающий изготовление комплектующих, сборку космического аппарата, включающего систему электропитания, имеющую солнечные батареи, аккумуляторные батареи и стабилизированный преобразователь напряжения для согласования работы солнечной и аккумуляторных батарей, и обеспечения питанием стабильным напряжением заданного номинала модулей служебных систем и полезной нагрузки, подготовку источников электроэнергии к работе, проведение электрических испытаний космического аппарата на функционирование, испытаний на воздействие механических нагрузок, термовакуумных испытаний, а также заключительных испытаний, включая контроль стыковки солнечных и аккумуляторных батарей, отличающийся тем, что испытания на воздействие механических нагрузок и контроль стыковки солнечных и аккумуляторных батарей проводят со штатными аккумуляторными и солнечными батареями, причем аккумуляторные батареи перед проведением испытаний на воздействие механических нагрузок заряжают режимом, эквивалентным режиму штатного предстартового заряда, а все остальные испытания проводят с применением технологических функциональных имитаторов солнечных и аккумуляторных батарей, причем имитаторы солнечных батарей подключают к промышленной сети непосредственно, а имитаторы аккумуляторных батарей - к промышленной сети комбинированно: по зарядному интерфейсу - непосредственно, а по разрядному интерфейсу - через систему гарантированного электроснабжения, при этом штатные аккумуляторные батареи хранят электрически разобщенными со стабилизированным преобразователем напряжения в подзаряженном состоянии».

Недостатком известного способа изготовления космического аппарата является то, что при проведении наземных электрических испытаний, когда космический аппарат «обвязан» наземными цепями (кабелями связи с наземной контрольно-испытательной аппаратурой), велика вероятность возникновения нештатных коротких замыканий наземными цепями бортовых цепей питания космического аппарата. При этом бортовая система электропитания может подвергнуться нештатной перегрузке, способной вывести ее (или часть ее резерва) из строя.

В настоящее время на космических аппаратах 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, особенно в наземной испытательной схеме.

Анализ источников информации по патентной и научно-технической информации показал, что наиболее близким по технической сути прототипом предлагаемого технического решения является патент РФ №2571480: «Способ изготовления космического аппарата, включающий изготовление комплектующих, сборку космического аппарата, включающего систему электропитания, имеющую в своем составе солнечные батареи, аккумуляторные батареи и стабилизированный преобразователь напряжения с общей шиной, связанной с корпусом космического аппарата, проведение электрических испытаний, включая сборку схем испытаний космического аппарата на функционирование, испытаний на воздействие механических нагрузок, термовакуумных испытаний, а также заключительных испытаний, отличающийся тем, что при проектировании схем испытаний все соединители из числа соединителей в силовых цепях аккумуляторных батарей от шин аккумуляторных батарей противоположной полярности относительно общей шины системы электропитания выбирают с розетками со стороны аккумуляторных батарей, а при сборке схем испытаний эти соединители стыкуют в последнюю очередь. При этом перед стыковкой выбранных соединителей предварительно контролируют со стороны наземной схемы испытаний отсутствие гальванической связи этих цепей с корпусом космического аппарата. Кроме того, контроль отсутствия гальванической связи проводят по величине напряжения между контролируемыми цепями и шинами аккумуляторных батарей противоположной полярности относительно общей шины космического аппарата, а также контроль отсутствия гальванической связи проводят через дополнительно предусмотренные от цепей контролируемых соединителей выводы с токоограничительными резисторами».

Недостатком известного способа изготовления космического аппарата является то, что в процессе изготовления космического аппарата возникают вопросы, требующие дополнительных исследований, при которых проводят частичную разборку штатной схемы с включением в нее дополнительных элементов (разъемных коробок, осциллографов и прочее). Это повышает вероятность возникновения нештатных коротких замыканий, особенно через корпус космического аппарата, электрически связанного с общей шиной системы электропитания.

Задачей предложенного авторами изобретения является повышение безаварийности процесса изготовления космического аппарата.

Поставленная задача решается тем, что при проведении сборки космического аппарата, содержащего систему электропитания с солнечными батареями, аккумуляторными батареями и стабилизированным преобразователем напряжения с общей шиной, связанной с корпусом космического аппарата, проведении электрических испытаний, включая сборку схем испытаний космического аппарата и проверку на функционирование, испытаний на воздействие механических нагрузок, термовакуумных испытаний, а также заключительных испытаний, при этом соединители из числа соединителей в силовых цепях аккумуляторных батарей от шин аккумуляторных батарей противоположной полярности относительно общей шины системы электропитания выбирают с розетками со стороны аккумуляторных батарей, в разрыв цепи связи общей шины системы электропитания с корпусом космического аппарата, на период изготовления космического аппарата устанавливают технологические устройства защиты от протекания повышенного тока, при этом в процессе изготовления космического аппарата для различных этапов работ с ним величину повышенного тока для срабатывания устройств защиты устанавливают индивидуально. Кроме того, защиту от протекания повышенного тока в технологических устройствах защиты обеспечивают параллельным соединением плавких предохранителей до необходимой суммарной величины тока срабатывания, а нарушение электрической цепи предохранителей сопровождают выдачей сигналов.

Действительно, использование на период изготовления космического аппарата технологических устройств защиты от протекания повышенного тока позволит ввести существенный защитный барьер на случай возникновения нештатной аварийной ситуации, связанной с коротким замыканием аккумуляторных батарей, позволяющий избежать отрицательных воздействий на аккумуляторные батареи и линии (в основном, кабели) связи КА и наземной схемы. При этом в процессе изготовления КА для различных этапов работ с ним следует суммарную величину тока срабатывания необходимой защиты устанавливать индивидуально. Так, если связь общей шины с корпусом служит только для защиты от статического электричества (от разрядов с корпуса КА на его электрические схемы), то штатный ток протекания достаточно малый (порядка микроампер). Если же какие-либо приборы КА запитаны по общей шине с корпуса КА, то необходимо учитывать их потребление при выборе величины тока срабатывания защиты, но это только при включенном состоянии КА, преимущественно при проверке его на функционирование. В процессе изготовления космического аппарата для различных этапов работ с ним (за исключением работ связанных с включением КА) величину повышенного тока для срабатывания устройств зашиты устанавливают минимальной. В любом случае величину тока защиты устанавливают из условия обеспечения полной технологической безопасности.

Использование параллельного соединения предохранителей обусловлено тем, что распространенные марки предохранителей общегражданского применения на различные номинальные токи не предназначены для применения в условиях вакуума и вибронагрузок, которым подвергается КА при изготовлении. В то же время существуют предохранители (ограниченного перечня номиналов срабатывания) для использования в составе КА. Кроме того, параллельное соединение предохранителей позволяет создать универсальное устройство защиты от протекания повышенного тока со сменными вставками на любой требующийся уровень тока срабатывания. Следует, однако, иметь в виду, что предохранители имеют существенный разброс внутреннего сопротивления и для их параллельного соединения необходимо предусмотреть либо отбор (по величине сопротивления), либо меры по выравниванию токов (введение дополнительных выравнивающих сопротивлений, например, проводников различной длины).

На фиг. 1 приведена функциональная схема автономной системы электропитания КА (с наземными связями) с одной аккумуляторной батареей, поясняющая работу по предлагаемому способу изготовления космического аппарата.

Автономная система электропитания содержит солнечную батарею 1, подключенную к нагрузке 3 через соединители 1-2, 1-3, стабилизированный преобразователь напряжения 2, аккумуляторную батарею 5, подключенную к стабилизированному преобразователю напряжения 2 и общей шине. Стабилизированный преобразователь напряжения 2 состоит из стабилизатора напряжения 4, зарядного преобразователя 6 и разрядного преобразователя 7. Солнечная батарея 1, содержащая в своем составе блокирующие диоды 1-1, находится в процессе изготовления КА в отстыкованном от него состоянии и вне КА (соединители 1-2 и 1-3 расстыкованы). На КА солнечная батарея 1 устанавливается (и стыкуются) на время проведения испытания КА на воздействие механических нагрузок, а также при подготовке КА к штатной эксплуатации. В отдельных случаях, например при неориентированных солнечных батареях, солнечные батареи находятся постоянно в составе КА и электрически с ним состыкованы, а наземные имитаторы солнечных батарей стыкуют к специально предусмотренным технологическим соединителям (отводам) параллельно солнечным батареям. При этом блокирующие диоды 1-1 защищают солнечные батареи от протекания так называемого «темнового» тока.

В представленном примере солнечные батареи 1 находятся вне КА. Система электропитания выполнена с общей минусовой шиной, связанной с корпусом 8 КА. В разрыв цепи связи общей шины системы электропитания с корпусом КА, на период изготовления КА установлено технологическое устройство защиты от протекания повышенного тока 9. Устройство защиты от протекания повышенного тока 9 содержит блок плавких предохранителей 9-1 и замыкающиеся контакты 9-2 для включения сигнализации (звуковой, световой и прочее).

Вместо солнечных батарей на вход стабилизированного преобразователя напряжения через соединители 1-2 и 1-3 подключен имитатор солнечных батарей 10.

В процессе изготовления КА общая шина всегда связана с корпусом КА для исключения возникновения электростатических разрядов с корпуса КА на его электрические схемы. При этом в разрыв цепи связи общей шины системы электропитания с корпусом космического аппарата на период изготовления космического аппарата необходимо устанавливать технологические устройства защиты от протекания повышенного тока и в процессе изготовления космического аппарата для различных этапов работ с ним величину повышенного тока для срабатывания устройств защиты устанавливать индивидуально. Экспериментально установлено, что срабатывание защиты на основе плавких предохранителей происходит в течение нескольких миллисекунд, в зависимости от величины превышения тока срабатывания защиты, при этом объективное наличие индуктивности в цепи возникшего короткого замыкания ограничивает величину броска тока.

Анализ возможности применения защитных устройств на основе быстродействующих электронных устройств, например порогового устройства с транзистором быстрого отключения (20-50 мкс), показывает, что сложность данного устройства будет на порядки выше, чем устройства на предохранителях. Электронное устройство требует для своей работы наличия питающего напряжения, при снятии которого выполнение защитных функций, скорее всего, будет отсутствовать. С учетом требований надежности, безотказности и 100% готовности в любой момент времени применение защиты на основе плавких вставок выглядит более предпочтительным.

Таким образом, заявляемый способ изготовления космического аппарата позволяет повысить безаварийность процесса изготовления космического аппарата.

1. Способ изготовления космического аппарата, включающий сборку космического аппарата, содержащего систему электропитания с солнечными батареями, аккумуляторными батареями и стабилизированным преобразователем напряжения с общей шиной, связанной с корпусом космического аппарата, проведение электрических испытаний, включая сборку схем испытаний космического аппарата и проверку на функционирование, испытаний на воздействие механических нагрузок, термовакуумных испытаний, а также заключительных испытаний, при этом соединители из числа соединителей в силовых цепях аккумуляторных батарей от шин аккумуляторных батарей противоположной полярности относительно общей шины системы электропитания выбирают с розетками со стороны аккумуляторных батарей, отличающийся тем, что в разрыв цепи связи общей шины системы электропитания с корпусом космического аппарата на период изготовления космического аппарата устанавливают технологические устройства защиты от протекания повышенного тока, при этом в процессе изготовления космического аппарата для различных этапов работ с ним величину повышенного тока для срабатывания устройств защиты устанавливают индивидуально.

2. Способ по п. 1, отличающийся тем, что защиту от протекания повышенного тока в технологических устройствах защиты обеспечивают параллельным соединением плавких предохранителей до необходимой суммарной величины тока срабатывания, а нарушение электрической цепи предохранителей сопровождают выдачей сигналов.



 

Похожие патенты:

Использование: в области электротехники. Технический результат - исключение возможности возникновения электростатических разрядов между цепочками фотодиодов солнечной батареи, уменьшение напряжения на вторичных обмотках трансформаторов и уменьшение габаритной мощности силовых элементов энергопреобразующих устройств, а также минимизация массогабаритных параметров системы электропитания автоматического космического аппарата в целом.

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано для выведения наноспутников на заданные траектории и с заданными скоростями с борта космических станций.

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано для выведения наноспутников на заданные траектории и с заданными скоростями с борта космических станций.

Изобретение относится к космическим аппаратам (КА), создаваемым на базе CubeSat. КА содержит корпус в форме параллелепипеда, состоящий из боковых панелей (18а,…18г), закрепленных на шпангоуте (17) служебной аппаратуры в виде фрезерованной плиты.

Изобретение относится к резервированию электронной аппаратуры. Технический результат - обеспечение длительного срока активного существования электронного устройства в условиях воздействия ионизирующего излучения.

Изобретение относится преимущественно к топливной системе двигательных установок космических объектов. Корпус бака выполнен из двух полукорпусов (4, 5), в которых установлены сильфоны (6, 7).

Изобретение относится к регулируемым узлам крепления конструкций с интерфейсом на стропах. Регулируемый узел крепления состоит из площадки со стропами, накладки и кронштейна, жестко фиксированных между собой с помощью крепежных элементов, а также внутреннего и внешнего кронштейнов, форма которых выбрана из условия исключения их перемещения относительно силовой конструкции корпуса.

Изобретение относится к приводам для разворота оборудования относительно корпуса космического аппарата (КА). Привод для разворота оборудования на космическом носителе, не создающий реактивного момента, включает в свой состав двигатель привода, статор которого укреплен на корпусе космического носителя, а ротор связан с разворачиваемым оборудованием, систему управления двигателем и маховик-компенсатор реактивного момента.

Группа изобретений относится к средствам и методам выведения, работы на орбите и увода с орбиты автоматических полезных нагрузок (ПН) с помощью беспилотного ракетно-космического комплекса (РКК).

Изобретение относится к конструкции и сборке космических объектов, например орбитальных станций. Строительный модуль (в составе платформы) в виде полой 6-гранной или 4-гранной призмы (1) снабжён дополнительными плоскими элементами (2).

Изобретение относится к космической технике. Способ изготовления космического аппарата включает проведение сборки КА, содержащего систему электропитания с солнечными батареями, аккумуляторными батареями и стабилизированным преобразователем напряжения с общей шиной, связанной с корпусом КА, проведение испытаний КА. В разрыв цепи связи общей шины системы электропитания с корпусом КА на период изготовления КА устанавливают технологические устройства защиты от протекания повышенного тока, при этом в процессе изготовления КА для различных этапов работ с ним величину повышенного тока для срабатывания устройств защиты устанавливают индивидуально. Защиту от протекания повышенного тока в технологических устройствах защиты обеспечивают параллельным соединением плавких предохранителей до необходимой суммарной величины тока срабатывания. Нарушение электрической цепи предохранителей сопровождают выдачей сигналов. Техническим результатом изобретения является обеспечение безаварийности процесса изготовления космического аппарата. 1 з.п. ф-лы, 1 ил.

Наверх