Способ изготовления космического аппарата

Изобретение относится к изготовлению и наземным испытаниям космических аппаратов (КА), преимущественно телекоммуникационных спутников. Система электропитания КА содержит солнечную батарею (1), подключенную к нагрузке (3) через соединители (1-3, 1-2), и стабилизированный преобразователь напряжения (2), а также аккумуляторную батарею (5), подключенную к стабилизатору (2). В процессе изготовления КА соединители (1-2) и (1-3) расстыкованы (солнечную батарею заменяет её имитатор (9)), а к батарее (5) подключен наземный зарядно-разрядный комплекс (10). Батарея (5) минусом связана с общей шиной (заземленной на корпус (8) КА) через соединители (5-2), а плюсом через соединители (5-1) и контакты (2-1) - со стабилизатором (2). При сборке КА и в перерывах между его электрическими испытаниями соединители (5-2) расстыковывают, а в их разрыв вводят технологические кабель-вставки (5-3) с сопротивлением (1÷10) кОм. Соединители «A», «B» в цепи от шины батареи (5) относительно общей шины электропитания выбраны с розетками со стороны батареи (5). Соединители «C» и «D» не регламентируются по положению «вилка-розетка». Техническим результатом изобретения является обеспечение безаварийности процесса изготовления КА. 1 з.п. ф-лы, 1 ил.

 

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

Известен «Способ изготовления космического аппарата (патент РФ №2459749), 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 комбинировано: 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».

Недостатком известного способа изготовления космического аппарата является то, что он не отражает технологию сборочно-разборочных работ КА во взаимосвязи с аккумуляторными батареями, что создает возможность возникновения аварийных ситуаций, связанных с нештатным разрядом аккумуляторных батарей.

Задачей предложенного авторами технического решения является повышение безаварийности процесса изготовления космического аппарата.

Поставленная задача решается тем, что при изготовлении космического аппарата, содержащего систему электропитания, имеющую в своем составе солнечные батареи, аккумуляторные батареи и стабилизированный преобразователь напряжения с общей шиной, связанной с корпусом космического аппарата, заключающийся в сборке электрических схем, проведении электрических испытаний космического аппарата на функционирование, испытаний на воздействие механических нагрузок, термовакуумных испытаний, а так же заключительных испытаний, при этом, при проектировании электрических схем 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, при сборке космического аппарата и при перерывах в его электрических испытаниях, соединители аккумуляторных батарей, связанные с общей шиной системы электропитания, содержат в расстыкованном состоянии, при этом в разрыв расстыкованных соединителей аккумуляторных батарей устанавливают технологические кабель-вставки с электрическим сопротивлением (1÷10) кОм.

Действительно, использование соединителей в силовых цепях аккумуляторных батарей от шин аккумуляторных батарей противоположной полярности, относительно общей шины системы электропитания, с розетками со стороны аккумуляторных батарей, позволяет избежать короткого замыкания от простого касания контактами соединителя корпуса КА. Однако наличие на КА источников тока создает предпосылки возникновения короткого замыкания при проведении сборочно-разборочных работ с КА в результате нештатных действий (воздействий). Кроме этого, существуют некоммутируемые потенциальные цепи аккумуляторных батарей и цепи поэлементного контроля аккумуляторов. Эти цепи обычно защищены токоограничительными резисторами для исключения коротких замыканий, но могут привести к разбалансу или недопустимому переразряду отдельных аккумуляторов, в случае образования нештатных электрических связей (через корпус КА, связанный с общей шиной) на длительное время. Кроме того, конфигурация со штатно подстыкованными аккумуляторными батареями не исключает возможности нештатного включения КА без последующего контроля его состояния, что так же приведет к недопустимому переразряду аккумуляторных батарей.

Надежной защитой от приведенных выше ситуаций будет изоляция источников тока (аккумуляторных батарей) от общей шины на время сборки космического аппарата и при перерывах в его электрических испытаниях. Для этого при сборке КА и при перерывах в его электрических испытаниях, соединители аккумуляторных батарей, связанные с общей шиной системы электропитания, содержат в расстыкованном состоянии, а для исключения возможности возникновения статических разрядов между корпусом КА и его бортовыми шинами питания, в разрыв расстыкованных соединителей аккумуляторных батарей устанавливают технологические кабель-вставки с электрическим сопротивлением (1÷10) кОм. В этом случае, при нештатном формировании команды на включение КА (без последующего контроля его состояния), не позволит (из-за падения напряжения на введенном электрическом сопротивлении (1÷10) кОм) этой команде исполниться в полном объеме, что так же защитит от недопустимого переразряда аккумуляторных батарей.

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 1-3, 1-4 и стабилизированный преобразователь напряжения 2 и аккумуляторную батарею 5, подключенную к стабилизированному преобразователю 2. Стабилизированный преобразователь напряжения состоит из стабилизатора напряжения 4, зарядного преобразователя 6 и разрядного преобразователя 7. Солнечная батарея 1, содержит в своем составе блокирующие диоды 1-1. В процессе изготовления КА солнечная батарея находится в отстыкованном состоянии и вне КА (соединители 1-2 и 1-3 расстыкованы). На КА солнечные батареи 1 устанавливаются (и стыкуются) на время проведения испытания КА на воздействие механических нагрузок, а так же 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.

Аккумуляторная батарея (в рассматриваемом примере используется одна аккумуляторная батарея) 5 минусом связана с общей минусовой шиной через соединители 5-2 (на чертеже указанные соединители расстыкованы, и в их разрыв установлена технологическая кабель-вставка (выделена) 5-3 с электрическим сопротивлением (1÷10) кОм), а плюсом через соединители 5-1 и контакты 2-1 силового коммутатора (на чертеже не показан) стабилизатора напряжения 2 с зарядным 6 и разрядным 7 преобразователями (информационные связи аккумуляторной батареи 5 не показаны). Величина электрического сопротивления, (1÷10) кОм, выбрана, исходя из условия невозможности включения КА (при наличии технологической кабель-вставки) и обеспечения выравнивания потенциалов между корпусом КА и его бортовыми шинами питания в условиях, не имеющих источников и причин интенсивной электризации.

Вместо солнечных батарей на вход стабилизированного преобразователя напряжения через соединители 1-2 и 1-3 подключен имитатор солнечных батарей 9, а к аккумуляторной батарее подключен наземный зарядно-разрядный комплекс 10. На чертеже показано подключение зарядно-разрядного комплекса 10 с использованием фрагмента кабельной линии с соединителями «A», «B», «C» и «D» (информационные связи зарядно-разрядного комплекса не показаны). Соединители «A», «B» - в цепи от шины аккумуляторной батареи противоположной полярности относительно общей шины системы электропитания выбраны с розетками со стороны аккумуляторной батареи. Соединители «C» и «D» не регламентируются по положению вилка-розетка.

В процессе изготовления КА при его сборке и при перерывах в его электрических испытаниях, соединители аккумуляторных батарей, связанные с общей шиной системы электропитания, содержат в расстыкованном состоянии. Кроме того, в разрыв расстыкованных соединителей аккумуляторных батарей устанавливают технологические кабель-вставки с электрическим сопротивлением (1÷10) кОм

Это обеспечивает исключение возможности возникновения коротких замыканий при проведении монтажных работ с КА либо его хранении и сохранение защиты от возможного возникновения статических разрядов между корпусом КА и его бортовыми шинами питания.

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

1. Способ изготовления космического аппарата, содержащего систему электропитания, имеющую в своем составе солнечные батареи, аккумуляторные батареи и стабилизированный преобразователь напряжения с общей шиной, связанной с корпусом космического аппарата, заключающийся в сборке электрических схем, проведении электрических испытаний космического аппарата на функционирование, испытаний на воздействие механических нагрузок, термовакуумных испытаний, а также заключительных испытаний, при этом при проектировании электрических схем 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, отличающийся тем, что при сборке космического аппарата и при перерывах в его электрических испытаниях соединители аккумуляторных батарей, связанные с общей шиной системы электропитания, содержат в расстыкованном состоянии.

2. Способ изготовления космического аппарата по п. 1, отличающийся тем, что в разрыв расстыкованных соединителей аккумуляторных батарей устанавливают технологические кабель-вставки с электрическим сопротивлением (1÷10) кОм.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к стыковке двух космических объектов на околокруговой орбите, например пилотируемого выводимого космического корабля (ВКК) и международной космической станции (МКС) в качестве цели.

Изобретение относится к способам ускорения твердых тел. В способе магнитоиндукционного ускорения снаряда-соленоида энергия для выстрела ускорителя распределяется в батарее ускоряющих сверхпроводящих соленоидов, расположенных вдоль ускорителя соосно стволу.

Изобретение относится к космической технике. Периферийный стыковочный механизм (СтМ) содержит стыковочное кольцо с направляющими выступами и корпусами механизмов защелок для сцепки; штанги со штоками, установленными с возможностью поступательного перемещения вдоль продольных осей корпусов штанг; электропривод вращения барабана намотки тросов.

Пирозамок // 2655978
Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано для соединения и последующего разъединения полезной нагрузки. Пирозамок содержит подпружиненное устройство, расположенное в скрепляемых элементах, вкладыши, устройство для удержания вкладышей, корпус с отверстиями и демпфирующее устройство.

Изобретение относится к эксплуатации солнечных батарей (СБ) космического аппарата (КА). Способ включает ориентацию нормали к рабочей поверхности СБ на Солнце (под углом αI) и измерение тока СБ.

Изобретение относится к системам электроснабжения космических аппаратов (КА) с помощью солнечных батарей (СБ). Способ включает ориентацию СБ на Солнце, измерение на последовательных витках орбиты угла между направлением на Солнце и нормалью к плоскости орбиты КА, а также тока СБ в моменты касания верхней границы атмосферы Земли видимым с КА диском Солнца на его восходе.

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано для определения временной привязки снимков земной поверхности с космического аппарата (КА). В способе определения временной привязки производимых с КА снимков земной поверхности осуществляют генерацию на борту значения времени и передачу его с производимыми снимками в массиве телеметрических данных на наземный приемный пункт, поддерживают на борту КА постоянную температуру для стабильной работы аппаратуры генерации значений времени в процессе съемки, выполняют ортотрансформирование выбранного снимка, определяют по ортотрансформированному снимку положение в пространстве точки, из которой выполнялась съемка.

Изобретение относится к конструкциям изделий космической техники, в частности солнечных батарей и платформ. Каркас выполнен в виде интегральной рамной конструкции из слоистого полимерного углепластика.

Изобретение относится к двигательным ракетным системам для малоразмерных космических аппаратов и предназначено для использования в качестве маневрового двигателя при выполнении линейных и угловых перемещений.

Изобретение относится к удержанию геосинхронного космического аппарата (КА) в заданной области стояния при допустимом наклонении орбиты до 5°. Способ включает определение максимально допустимого наклонения, близкого к нему начального наклонения и определение оптимальной долготы восходящего узла орбиты выведения КА с учетом эпохи запуска КА на орбиту.

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.

Изобретения относятся к энергообеспечению космических аппаратов (КА), преимущественно геостационарных спутников с трехосной ориентацией. Способ включает зарядку-разрядку и хранение аккумуляторов в заряженном состоянии.

Изобретение относится к конструкции и компоновке космических аппаратов. Модуль содержит корпус с размещенными внутри блоками служебной аппаратуры, аккумуляторную батарею, антенну радиосвязи (12), радиаторы-охладители (6, 9) и поворотные панели (8) солнечных батарей.

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано при создании энергетических и двигательных установок для решения двух задач: для доставки космических аппаратов (КА) на орбиту и последующего длительного энергообеспечения аппаратуры КА.

Изобретение относится к космическим энергодвигательным установкам мегаваттного класса. Двухрежимная ядерно-энергетическая установка (ЯЭУ) транспортно-энергетического модуля (ТЭМ) содержит термоэмиссионный реактор-преобразователь (ТРП).

Группа изобретений относится к области сбора, преобразования и передачи солнечной энергии потребителям. Система содержит, в качестве основных, такие элементы как первичное (2), промежуточные (4, 5) и передающее (10) зеркала, а также энергетический модуль (8).

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.

Изобретение относится к космической области, а именно к радиоэлектронным устройствам космического модуля. Технический результат - расширение функциональных возможностей радиоэлектронного блока за счет крепления устройств жизнеобеспечения и полезной нагрузки космического модуля непосредственно на его корпусе, что уменьшает объем и массу модуля.

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано при изготовлении космических аппаратов (КА). Изготавливают комплектующие, собирают КА с системой электропитания с солнечными, аккумуляторными батареями и стабилизированным преобразователем напряжения с общей шиной, проводят электрические испытания, сборку схем испытаний КА на функционирование, проводят испытания на воздействие механических нагрузок, проводят термовакуумные испытания, проводят заключительные испытания, при проектировании схем испытаний соединители в силовых цепях аккумуляторных батарей выбирают с розетками, перед стыковкой выбранных соединителей предварительно контролируют отсутствие гальванической связи цепей с корпусом КА через дополнительно предусмотренные от цепей контролируемых соединителей выводы с токоограничительными резисторами по величине напряжения между контролируемыми цепями и шинами аккумуляторных батарей, стыкуют соединители при сборке схем испытаний.

Способ изготовления космического аппарата относится к космической технике. Способ заключается в том, что производят сборку космического аппарата, проводят электрические испытания на функционирование, испытания на воздействие механических нагрузок, термовакуумные испытания определенным образом.

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.

Изобретение относится к изготовлению и наземным испытаниям космических аппаратов, преимущественно телекоммуникационных спутников. Система электропитания КА содержит солнечную батарею, подключенную к нагрузке через соединители, и стабилизированный преобразователь напряжения, а также аккумуляторную батарею, подключенную к стабилизатору. В процессе изготовления КА соединители и расстыкованы ), а к батарее подключен наземный зарядно-разрядный комплекс. Батарея минусом связана с общей шиной КА) через соединители, а плюсом через соединители и контакты - со стабилизатором. При сборке КА и в перерывах между его электрическими испытаниями соединители расстыковывают, а в их разрыв вводят технологические кабель-вставки с сопротивлением кОм. Соединители «A», «B» в цепи от шины батареи относительно общей шины электропитания выбраны с розетками со стороны батареи. Соединители «C» и «D» не регламентируются по положению «вилка-розетка». Техническим результатом изобретения является обеспечение безаварийности процесса изготовления КА. 1 з.п. ф-лы, 1 ил.

Наверх