Способ определения стойкости к дугообразованию элементов радиоэлектронной аппаратуры космических аппаратов

Изобретение относится к технике испытаний и может быть использовано при наземной экспериментальной отработке радиоэлектронной аппаратуры космических аппаратов в диапазоне давлений окружающей среды от атмосферного до соответствующего глубокому вакууму. Технический результат - повышение достоверности испытаний элементов радиоэлектронной аппаратуры на стойкость к дугообразованию при выходе из строя электрорадиотехнического изделия внутри радиоэлектронной аппаратуры, приводящего к инициированию первичного дугового разряда и способного приводить к вторичным самоподдерживающимся дугам при недостаточной стойкости испытываемого элемента аппаратуры. Питание первичного дугового разряда, горящего в промежутке между электродами, осуществляется с использованием напряжения, равного напряжению бортовой кабельной сети космического аппарата, а инициирование разряда осуществляется путем электрического пробоя промежутка высоковольтным импульсом напряжения, длительность которого не превышает времени прохождения плазменным фронтом расстояния от места инициирования разряда до крайней точки электродов, обращенной в сторону испытываемого элемента. 2 ил.

 

Изобретение относится к технике испытаний и может быть использовано при наземной экспериментальной отработке радиоэлектронной аппаратуры космических аппаратов.

Известен способ испытания радиоэлектронной аппаратуры космических аппаратов на стойкость к электростатическим разрядам [1], основанный на имитации условий космического пространства на начальной стадии испытания. Такой подход позволяет повысить достоверность результатов испытания электронных схем радиоэлектронной аппаратуры космических аппаратов. Недостатком данного способа является игнорирование параметров электростатического разряда, способного производить различное количество первичной плазмы, зависящее от емкости и напряжения, питающего разряд. В реальных условиях эксплуатации космических аппаратов количество плазмы от электростатических разрядов может варьироваться в широких пределах, при этом плазма может приобретать различный потенциал от единиц вольт до киловольт в зависимости от окружения космической аппаратуры. В этой связи параметры тока и напряжения при электростатическом разряде должны быть регламентированы.

Известен способ испытания элементов солнечных батарей космических аппаратов [2], применимый и для испытания радиоэлектронной аппаратуры космических аппаратов, являющийся наиболее близким техническим решением, взятым за прототип. Способ основан на инициировании первичных электростатических разрядов пучком высокоэнергетических электронов, ультрафиолетовым излучением или лазером. Недостатком данного способа является использование воздействий на испытуемый объект, не реализуемых в реальных условиях эксплуатации радиоэлектронной аппаратуры космического аппарата, защищенной от интенсивных потоков заряженных частиц и излучения корпусом аппарата и экранами. Кроме того, в модулях радиоэлектронной аппаратуры и бортовой кабельной сети космических аппаратов используются напряжения, равные некоторому номинальному значению и лежащему в диапазоне напряжений ниже 300 B. Такого напряжения недостаточно для инициирования дугового разряда за счет пробоя изолирующих промежутков, но достаточно для его самоподдерживания, если цепь, питающая разрядный промежуток, обеспечивает электрический ток, превышающий пороговое значение тока дуги.

В реальных условиях эксплуатации радиоэлектронной аппаратуры космических аппаратов воздействием, приводящим к инициированию первичной дуги, является электростатический разряд либо выход из строя элемента электронной схемы. Использование диэлектрических материалов с ограниченной проводимостью и металлизация внешних поверхностей модулей радиоэлектронной аппаратуры и бортовой кабельной сети позволяют сводить к минимуму риск электростатического разряда, и основным источником первичной дуги является вышедший из строя элемент электронной схемы. В этом случае условия инициирования первичной дуги соответствуют испарению проводника определенным током при напряжении на разрядном промежутке, не превышающим либо незначительно превышающим (в силу индуктивности цепи) напряжение питания бортовой кабельной сети. Таким образом, для достоверного испытания радиоэлектронной аппаратуры и бортовой кабельной сети на стойкость к дугообразованию в качестве инициирования первичной дуги должно быть использовано такое воздействие, которое является максимально близким к условиям инициирования дуги, имеющим место при отключении вышедшего из строя элемента.

Испытания должны проводиться путем многократного повторения процесса, поэтому инициирование первичной дуги не может осуществляться путем испарения проводника. Инициирование дугового разряда с использованием высокоэнергетического воздействия пучком электронов или лазером не удовлетворяет требованию эквивалентности модельного разряда реальному.

Поскольку радиоэлектронной аппаратуры космических аппаратов частично находится во включенном состоянии на старте, а также вследствие использования газа при эксплуатации космических аппаратов, испытания должны проводиться при давлении окружающей среды от атмосферного до соответствующего глубокому вакууму.

Техническим результатом данного изобретения является повышение достоверности результатов испытаний за счет более точного лабораторного воспроизведения процессов, приводящих к инициированию самоподдерживающихся вторичных дуговых разрядов в результате первичного электрического разряда при давлении окружающей среды от атмосферного до соответствующего глубокому вакууму.

Указанный технический результат достигается за счет использования напряжений, не превышающих напряжение бортовой кабельной сети космического аппарата, как для питания первичного разряда, так и для питания испытуемых модулей. При этом инициирование первичного разряда осуществляется с использованием высоковольтного импульса напряжения, длительность которого не превышает времени прохождения плазменной границы расстояния до границы разрядного промежутка.

Техническая сущность изобретения заключается в следующем. Источник воздействия, используемый для испытания элементов радиоэлектронной аппаратуры космических аппаратов на стойкость к дугообразованию, имитирует выход из строя электрорадиотехнического изделия внутри аппаратуры, сопровождаемый горением первичной дуги. Для питания первичной дуги используется разрядная цепь, состоящая из емкости и резистора, параметры которых подбираются таким образом, чтобы при напряжении, равном напряжению бортовой кабельной сети, ток первичной дуги при испытаниях был подобен по длительности и амплитуде току первичной дуги в реальных условиях эксплуатации радиоэлектронной аппаратуры космических аппаратов. Воздействие первичного дугового разряда на испытываемый элемент должно соответствовать напряжению бортовой кабельной сети, и область возможного влияния поджигающего высоковольтного импульса не должна распространяться за пределы разрядного промежутка первичного дугового разряда. С этой целью длительность импульса высокого напряжения сокращается до времени, не превышающего время распространения плазмы, образуемой от протекания импульса тока высокого напряжения, вдоль поверхности электродов. В процессе испытания осуществляется регистрация токов в испытываемом элементе радиоэлектронной аппаратуры, находящемся под напряжением бортовой кабельной сети. Геометрия разрядного промежутка первичного дугового разряда выбирается таким образом, чтобы обеспечивать надежное инициирование дуги в диапазоне давлений окружающей среды от атмосферного до соответствующего глубокому вакууму. При испытаниях регистрируются токи через изолирующие промежутки испытываемого элемента. Также при испытаниях регистрируется оптическое излучение. Появление тока в изолирующем промежутке, превышающего пороговый ток дуги, сопровождаемое появлением света в промежутке интенсивностью, характерной для дугового разряда, идентифицируется как инициирование вторичного дугового разряда и недостаточную стойкость элемента к дугообразованию.

Указанный способ может быть реализован с использованием схемы, представленной на Фиг.1.

Анод 1 и катод 2 образуют промежуток для инициирования первичной дуги. В анод 1 через изолятор 3 встроен поджигающий электрод 4, на который от источника импульсного напряжения 5 подается импульс высокого напряжения амплитудой, достаточной для пробоя промежутка между электродами 1 и 4, и длительностью τ, удовлетворяющей условию τ<L₁/ν, где ν - скорость распространения плазменного фронта электрического разряда. Разряд между электродами 1 и 4 инициирует дуговой разряд между электродами 1 и 2, питаемый емкостью C1 через резистор R1. На расстоянии L₂ от промежутка первичной дуги расположен испытываемый элемент, схематически изображенный на Фиг.1 в виде промежутка вторичной дуги, образованными электродами 6 и 7 и питаемого аналогично промежутку с электродами 1 и 2. Сигналы токов первичной и вторичной дуги регистрируются в точках 8 и 9 соответственно. Пример инициирования вторичной дуги в испытываемом элементе при напряжении U_БКС=150 В и L₂=90 мм представлен на Фиг.2. Регистрация тока вторичной дуги в данном примере означает недостаточную защищенность испытуемого элемента от дугообразования в условиях, максимально приближенных к реальным условиям эксплуатации радиоэлектронной аппаратуры космических аппаратов.

Источники информации, принятые во внимание при составлении заявки на изобретение:

1. Анисимов А.В., Новоселов Ю.И. Способ испытания радиоэлектронной аппаратуры космических аппаратов на стойкость к электростатическим разрядам // Патент РФ (19) RU (11) 2157545 (13) G01R 31/28, G05F 1/56. - Заявл. 12.11.1999. - Опубл. 10.10.2000.

2. Space engineering. Spacecraft charging // ECSS (European Cooperation for Space Standardization) Secretariat ESA-ESTEC. - Standard No. ECSS-E-ST-20-06 C. - 2008. - 120 p.

Способ определения стойкости к дугообразованию элементов радиоэлектронной аппаратуры космических аппаратов, при котором осуществляется воздействие на испытываемый элемент со стороны первичного дугового разряда, являющегося имитатором выхода из строя электрорадиотехнического изделия внутри радиоэлектронной аппаратуры, отличающийся тем, что питание первичного дугового разряда осуществляется с использованием напряжения, равного напряжению бортовой кабельной сети космического аппарата, и инициирование первичного дугового разряда осуществляется с использованием высоковольтного импульса напряжения, длительность которого не превышает времени прохождения плазменным фронтом расстояния от места инициирования разряда до крайней точки электродов первичного дугового разряда, обращенной в сторону испытываемого элемента.