Космический аппарат

 

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано при проектировании космических аппаратов. Согласно изобретению космический аппарат содержит отсек с целевой аппаратурой, герметичный приборный отсек, агрегатный отсек, систему терморегулирования и систему электропитания. Последняя включает в свой состав солнечную батарею, комплекс автоматики и стабилизации напряжения (в приборном отсеке), никель-водородные аккумуляторные батареи (в агрегатном отсеке), установленные внутри батарей датчики давления, чувствительные к изменению текущей электрической емкости батарей. При этом датчики включены в канал обмена информацией между указанными комплексом автоматики и бортовой вычислительной машиной. Машина снабжена программой, корректирующей режим работы аппарата в зависимости от глубины разряда аккумуляторных батарей и определяющей суммарную глубину разряда батарей. Изобретение направлено на повышение надежности работы и улучшение ресурсных характеристик системы электропитания и космического аппарата в целом. 1 ил.

Изобретение относится к области космической техники и может быть использовано при проектировании космических аппаратов.

Космическая техника среди прочих ставит перед собой задачу по увеличению срока активного существования создаваемых космических аппаратов (КА). Наиболее трудные технические проблемы на этом пути возникают при проектировании автоматических КА.

Как известно (Космические аппараты. Под общей редакцией К.П. Феоктистова, М. , Воениздат, 1993) космический аппарат представляет собой техническое устройство, состоящее, как правило, из целевой аппаратуры и обеспечивающих систем. В качестве целевой аппаратуры могут быть использованы оптические, оптико-электронные, радиотехнические или иные системы, позволяющие непосредственно выполнять поставленную перед КА задачу. В число обеспечивающих систем входят: комплексная двигательная установка (КДУ), система электропитания (СЭП), бортовой комплекс управления (БКУ), система терморегулирования (СТР) и другие системы в зависимости от типа и назначения КА.

К числу систем современных КА, существенно влияющих на его срок активного существования, относится в первую очередь система электропитания, у которой наиболее слабым звеном являются аккумуляторные батареи (АБ).

Для продления срока службы (ресурса) АБ очень важно обеспечивать в процессе их работы требуемые температурные режимы, при этом особенно важно поддерживать температуру в сравнительно узком диапазоне. Оптимальный диапазон рабочих температур для АБ, предназначенных для установки на борту низкоорбитальных КА и характеризующихся сравнительно высокими токами заряда и разряда, должен составлять 10-25^oC (Система терморегулирования и рабочие характеристики аккумуляторных батарей для западно-европейских ИСЗ. Астронавтика и ракетодинамика, экспресс-информация, N 6, стр. 23-29, 1989). Кроме того, на ресурс АБ существенное влияние оказывают как степень разряженности АБ, так и количество их повторений в процессе эксплуатации КА.

Известен космический аппарат (Б.М.Панкратов. Основы теплового проектирования транспортных космических систем, М., Машиностроение, 1988), содержащий отсек с целевой аппаратурой, герметичный приборный отсек, внутри которого размещены устройства обеспечивающих систем, агрегатный отсек (АО) с КДУ, СТР с внешними радиаторами. В данном КА аккумуляторные батареи располагаются в приборном отсеке и охлаждаются газовым потоком. Сброс тепла в окружающую среду осуществляется через внешние радиаторы, по каналам которых циркулирует жидкий теплоноситель.

Недостатком подобного КА является то, что в герметичном приборном отсеке требуется поддержание заданного давления газовой среды в течение всего срока существования КА, создание свободных зон для обеспечения циркуляции газового потока без застоя. Кроме того, трудно обеспечить узкий диапазон изменения температур АБ как в процессе проведения наземных испытаний, так и при штатной работе.

Известна система терморегулирования для искусственного спутника Земли (Патент США N 4880050, F 28 D 15/00 1989, аналог), которая для эффективного отвода тепла от оборудования к внешним радиационным панелям снабжена термоплатами. В данном техническом устройстве способ охлаждения приборов позволяет существенно сузить диапазон изменения рабочих температур до оптимальных и обеспечить тепловой режим бортовой аппаратуры, расположенной как в герметичном, так и в негерметичном отсеках, что положительно сказывается на ресурсных характеристиках КА.

Недостатком аналога является то, что при проведении наземных испытаний система терморегулирования должна быть постоянно включена для охлаждения систем КА. Продолжительные наземные испытания КА в этом случае приводят к ограничению ресурса СТР для штатной работы КА.

Известен космический аппарат (прототип, 46КС-65-104-97 ТЗ, ЦСКБ, г. Самара), содержащий отсек с целевой аппаратурой, герметичный приборный отсек, бортовую информационно-телеметрическую систему, агрегатный отсек с комплексной двигательной установкой, систему терморегулирования с гидравлическими контурами и приборами для отбора, подвода и сброса тепла, в том числе выполненными в виде термоплат с штатными и технологическими каналами, систему электропитания, включающую в себя солнечную батарею, установленный в приборном отсеке комплекс автоматики и стабилизации напряжения (КАС), а также размещенные в агрегатном отсеке аккумуляторные батареи.

На чертеже показано устройство прототипа. Известный КА состоит из отсека с целевой аппаратурой 1, герметичного приборного отсека 2, системы терморегулирования 3, агрегатного отсека 4 с размещенной в нем комплексной двигательной установкой 5, системы электропитания, содержащей комплекс автоматики и стабилизации напряжения 6, солнечную батарею 7 и аккумуляторные батареи 8. Аккумуляторные батареи 8 и соответствующие термоплаты 9 образуют моноблок, поскольку последние прикреплены к АБ стягивающими винтами (на чертеже не показаны). Моноблоки установлены на конструкции агрегатного отсека 4, причем узлы крепления 18 выполнены в корпусе АБ 8. Штуцеры 10 и 11 вместе с трубопроводами 12 и штатными каналами 13, выполненными в термоплате 9, образуют разомкнутую гидравлическую магистраль, которая последовательно встроена в контур СТР 3. Трубопроводы 14, технологические каналы 15, выполненные параллельно каналам 13, образуют свою разомкнутую магистраль. Для подсоединения трубопроводов 14 и каналов 15 служат входные 16 и выходные 17 штуцеры. Управление КА осуществляется бортовым комплексом управления, в состав которого входит бортовая вычислительная машина (БВМ) 19. В качестве АБ 8 использованы никель-водородные аккумуляторные батареи, оснащенные электрическими датчиками давления 20. Датчики 20 запитаны от комплекса автоматики и стабилизации напряжения 6, содержащего устройство 21 для получения сигнала в виде напряжения постоянного тока, пропорционального текущей емкости соответствующей АБ.

Аккумуляторные батареи 8 устанавливаются вместе с термоплатами 9 до начала наземных испытаний. В этом случае на всех этапах электрических испытаний можно использовать для охлаждения АБ технологические каналы 16, включив их последовательно или последовательно-параллельно в контур наземного устройства обеспечения теплового режима. При этом СТР 3 не включается, а значит ее ресурсные характеристики не ухудшаются. Применение термоплат 9 в процессе наземных испытаний создает оптимальный тепловой режим АБ 8. Кроме того, с целью улучшения ресурсных характеристик на заводе-изготовителе можно использовать технологические АБ. Для контроля параметров бортовой аппаратуры, в том числе и АБ, служит бортовая информационно-телеметрическая система (на чертеже не показано).

Аккумуляторные батареи в процессе длительной эксплуатации КА могут выйти из строя или существенно снизить свои характеристики, в том числе и ресурсные, из-за многократного переразряда. Для частичного решения этой проблемы в прототипе предусмотрена возможность автоматического отключения разряда АБ при снижении напряжения аккумуляторной батареи до заданного значения. Однако подобное техническое решение позволяет осуществить индивидуальную защиту АБ от перезаряда и не может быть основным видом защиты системы электропитания в целом. Действительно, если отключение нескольких АБ произойдет перед началом "теневого" участка, когда солнечные батареи не вырабатывают электроэнергию, то СЭП может не обеспечить работу бортовой аппаратуры в полном объеме и в конечном итоге емкость АБ снизится до предельных значений, ниже которых СЭП не восстанавливает свою работоспособность. В других случаях возможны глубокие переразряды АБ, которые ухудшают ресурсные характеристики аккумуляторов (В.С.Багоцкий, А.М.Скундин. Химические источники тока. М., Энергоиздат, 1981).

Недостатком прототипа является то, что в процессе длительной эксплуатации КА аккумуляторные батареи могут выйти из строя или существенно ухудшить ресурсные или другие характеристики из-за многократного переразряда.

Задачей изобретения является повышение надежности работы и улучшение ресурсных характеристик СЭП и КА в целом.

Указанная задача решается тем, что в известном космическом аппарате, содержащем отсек с целевой аппаратурой, герметичный приборный отсек, агрегатный отсек с комплексной двигательной установкой, систему терморегулирования с гидравлическими контурами и приборами для отбора, подвода и сброса тепла, в том числе выполненными в виде термоплат со штатными и технологическими гидравлическими каналами, систему электропитания, состоящую из солнечной батареи, установленного в приборном отсеке комплекса автоматики и стабилизации напряжения, размещенных в агрегатном отсеке никель-водородных аккумуляторных батарей, установленных внутри каждой аккумуляторной батареи датчиков давления, чувствительных к изменению их электрической емкости, бортовой комплекс управления с бортовой вычислительной машиной, датчики давления через устройство преобразования сигнала включены в канал обмена информацией между комплексом автоматики и стабилизации напряжения и бортовой вычислительной машиной, снабженной программой, корректирующей режим работы аппарата в зависимости от глубины разряда аккумуляторных батарей и определяющей суммарную глубину разряда по формуле: где Q_Σ - суммарная глубина разряда всех АБ, А·ч; C_ном - номинальное значение электрической емкости одной АБ, А·ч; Q_i - текущее значение емкости i-й АБ, А·ч; i - номер аккумуляторной батареи; n - количество аккумуляторных батарей.

На чертеже показано предлагаемое устройство КА. Он состоит из отсека с целевой аппаратурой 1, герметичного приборного отсека 2, системы терморегулирования 3, агрегатного отсека 4 с размещенной в нем комплексной двигательной установкой 5, системы электропитания, содержащей комплекс автоматики и стабилизации напряжения 6, солнечную батарею 7 и аккумуляторные батареи 8. Аккумуляторные батареи 8 и соответствующие термоплаты 9 образуют моноблок. Штуцеры 10 и 11 вместе с трубопроводами 12 и каналами 13, выполненными в термоплате 9, образуют гидравлическую магистраль, которая последовательно встроена в контур СТР 3. Трубопроводы 14, каналы 15, выполненные параллельно каналам 13, образуют свою разомкнутую магистраль. Для подсоединения трубопроводов 14 и каналов 15 служат входные 16 и выходные 17 штуцеры. Моноблоки установлены на конструкции АО 4, причем узлы крепления 18 выполнены в корпусе АБ 8. Для управления КА и выполнения других функций служит бортовой комплекс управления с бортовой вычислительной машиной 19. В качестве аккумуляторных батарей использованы никель-водородные АБ, которые оснащены электрическими датчиками давления 20. Датчики 20 запитаны от КАС 6, содержащего устройство преобразования сигнала 21 для получения сигнала в виде напряжения постоянного тока, пропорционального текущей электрической емкости соответствующей АБ из КАС 6 в БВМ 19. Бортовая вычислительная машина 19 оснащена программой (на чертеже не показано), корректирующей режим работы КА в зависимости от суммарной глубины разряда всех АБ и программой для вычисления суммарной глубины разряда всех аккумуляторных батарей и имеет канал обмена информацией 22 между БВМ и КАС 6. Наличие технологических каналов 15 и выполнение узлов крепления 18 моноблока к конструкции АО 4 на аккумуляторных батареях 8 позволяет улучшить ресурсные характеристики АБ и СТР, а также КА в целом в процессе наземных испытаний.

Повышение надежности работы и улучшение ресурсных характеристик СЭП и КА в целом при его штатной работе осуществляется следующим образом. Программа (алгоритм) определяет суммарную глубину разряда всех АБ по расчетной формуле: где Q_Σ - суммарная глубина разряда всех АБ, А·ч; C_ном - номинальное значение электрической емкости одной АБ, А·ч; Q_i - текущее значение емкости i-ой АБ, А·ч; i - номер аккумуляторной батареи; n - количество аккумуляторных батарей.

Условием нормальной работы системы электропитания является неравенство: Q_Σ<C где C_нj - j-е ограничение нагрузки, при превышении которого дискретно через программу БВМ корректируется режим работы КА, например, уменьшается ток нагрузки СЭП. Первым изменением режима работы КА может быть запрет включения спецаппаратуры. Если данное мероприятие не приводит к восстановлению емкости АБ, то по следующему ограничению программа БВМ отключает часть бортовой аппаратуры, которая не оказывает существенного влияния на работоспособность КА.

В этом случае аккумуляторные батареи имеют хорошие условия для восполнения (заряда). Предлагаемая программа определения суммарной глубины разряда защищает от переразряда АБ в случае выхода из строя одной из них. Поскольку C_ном - величина постоянная, то при отказе одной АБ условие ^QΣ<Cном неисправной АБ или равно нулю, или имеет неизменное значение. Если C_ном неисправной АБ равно нулю, то очевидно допустимая суммарная глубина разряда работающих АБ уменьшается на величину C_ном и они автоматически защищаются от переразряда. Если C_ном неисправной АБ не равно нулю, то эффективность защиты незначительно уменьшается. Необходимо отметить, что после обнаружения неисправности АБ условия ограничения нагрузки СЭП могут быть изменены, исходя из требований по работе оставшихся аккумуляторных батарей.

Таким образом использование предлагаемого устройства космического аппарата позволяет повысить надежность работы и улучшить ресурсные характеристики СЭП и КА в целом при его штатной работе.

Формула изобретения

Космический аппарат, содержащий отсек с целевой аппаратурой, герметичный приборный отсек, агрегатный отсек с комплексной двигательной установкой, систему терморегулирования с гидравлическими контурами и приборами для отбора, подвода и сброса тепла, в том числе выполненными в виде термоплат со штатными и технологическими гидравлическими каналами, систему электропитания, состоящую из солнечной батареи, установленного в приборном отсеке комплекса автоматики и стабилизации напряжения, размещенных в агрегатном отсеке никель-водородных аккумуляторных батарей, установленных внутри каждой батареи датчиков давления, чувствительных к изменению текущей электрической емкости батарей, а также бортовой комплекс управления с бортовой вычислительной машиной, отличающийся тем, что указанные датчики давления через устройство преобразования сигнала включены в канал обмена информацией между указанными комплексом автоматики и стабилизации напряжения и бортовой вычислительной машиной, которая снабжена программой, корректирующей режим работы аппарата в зависимости от глубины разряда аккумуляторных батарей и определяющей суммарную глубину разряда по формуле где Q_Σ - суммарная глубина разряда всех аккумуляторных батарей, А · ч;
C_ном - номинальное значение электрической емкости одной аккумуляторной батареи, А · ч;
Q_i - текущее значение емкости i-й аккумуляторной батареи, А · ч;
i - номер аккумуляторной батареи;
n - количество аккумуляторных батарей.

РИСУНКИ

Рисунок 1

QZ4A Регистрация ходатайства об отзыве заявления об открытой лицензии

(54) КОСМИЧЕСКИЙ АППАРАТ

(73) Патентообладатель:
Государственный научно-производственный ракетно-космический центр «ЦСКБ-Прогресс» (RU)

Дата регистрации ходатайства об отзыве заявления об открытой лицензии: 27.02.2012

Дата публикации: 20.03.2012

---