Способ изготовления космического аппарата
Владельцы патента RU 2571480:
Акционерное общество "Информационные спутниковые системы" имени академика М.Ф. Решетнёва" (RU)
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. Изобретение позволяет обеспечить безаварийность процесса изготовления КА. 3 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, включающий изготовление комплектующих, сборку космического аппарата, проведение электрических испытаний на функционирование, испытаний на воздействие механических нагрузок, термовакуумных испытаний, а также заключительных испытаний на функционирование космического аппарата (патент RU №2305058).
Недостатком известного способа является то, что он не регламентирует вопросы, относящиеся к особенностям конфигурации системы электропитания в процессе изготовления космического аппарата, что снижает надежность проводимых работ.
Анализ источников информации по патентной и научно-технической информации показал, что наиболее близким по технической сути прототипом предлагаемого технического решения является патент Российской Федерации №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 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 не штатных коротких замыканий наземными цепями бортовых цепей питания космического аппарата. При этом бортовая система электропитания может подвергнуться не штатной 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.
Задачей предложенного авторами технического решения является обеспечение безаварийности процесса изготовления космического аппарата.
Поставленная задача решается тем, что при изготовлении космического аппарата, включающем 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, 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. Кроме того, перед стыковкой выбранных соединителей предварительно контролируют, со стороны наземной схемы испытаний, отсутствие гальванической связи этих цепей с корпусом космического аппарата. Контроль отсутствия гальванической связи проводят также по величине напряжения между контролируемыми цепями и шинами аккумуляторных батарей, противоположной полярности относительно общей шины космического аппарата. При этом контроль отсутствия гальванической связи проводят через дополнительно предусмотренные от цепей контролируемых соединителей выводы с токоограничительными резисторами.
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, а стыковка этих соединителей в последнюю очередь позволяет исключить наличие на КА напряжения в процессе почти всего времени сборочных работ с КА, что исключает вероятность возникновения нештатных коротких замыканий. Полная защита от нештатных коротких замыканий обеспечивается тем, что перед стыковкой выбранных соединителей предварительно контролируют, со стороны наземной схемы испытаний, отсутствие гальванической связи этих цепей с корпусом космического аппарата. Контроль отсутствия гальванической связи можно проводить также по наличию и величине напряжения между контролируемыми цепями и шинами аккумуляторных батарей, противоположной полярности относительно общей шины космического аппарата. Для обеспечения технологической надежности контроль отсутствия гальванической связи целесообразно проводить через дополнительно предусмотренные выводы с токоограничительными резисторами от цепей контролируемых соединителей.
Величину сопротивления токоограничительных резисторов R выбирают (порядка 10 кОм) исходя из условия обеспечения полной технологической безопасности.
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, содержащая в своем составе блокирующие диоды 1-1, как правило, находится в процессе изготовления КА в отстыкованном состоянии и вне КА (соединители 1-3 и 1-4 расстыкованы). На КА солнечные батареи 1 устанавливаются (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.
Аккумуляторная батарея 5 (в рассматриваемом примере используется одна аккумуляторная батарея) минусом связана с общей минусовой шиной, а плюсом через соединители 5-1 (на чертеже указанные соединители расстыкованы) с зарядным 6 и разрядным 7 преобразователями (информационные связи аккумуляторной батареи 5 не показаны).
Вместо солнечных батарей на вход стабилизированного преобразователя напряжения через соединители 1-3 и 1-4 подключен имитатор солнечных батарей 9 (кабельные линии имитатора солнечных батарей не показаны), а вместо аккумуляторной батареи 5 к зарядному 6 и разрядному 7 преобразователям подключен имитатор аккумуляторной батареи 11 (кабельные линии и информационные связи имитатора аккумуляторной батареи не показаны).
Кроме того, к аккумуляторной батарее подключен наземный зарядно-разрядный комплекс 10. На фиг.1 показано подключение зарядно-разрядного комплекса 10 с использованием фрагмента кабельной линии с соединителями «а», «b», «с» 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 «с» и «d» не регламентируются по положению вилка-розетка.
Соединитель «а» выбран для стыковки в последнюю очередь. Перед его стыковкой контролируют омметром 12 отсутствие гальванической связи его цепей на соединителе «а2» с корпусом 8 космического аппарата или контролируют вольтметром 13 напряжение между цепями соединителя «а2» (-) и соединителем «а1» (+) - контролируемыми цепями и шинами аккумуляторных батарей противоположной полярности относительно общей шины космического аппарата.
Для обеспечения большей технологической надежности контроль отсутствия гальванической связи целесообразно проводить через дополнительно предусмотренный вывод от цепей контролируемого соединителя с токоограничительным резистором R - соединитель «а3».
Таким образом, заявляемый способ изготовления космического аппарата позволяет обеспечить безаварийность процесса изготовления космического аппарата.
1. 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.
2. Способ по п. 1, отличающийся тем, что перед стыковкой выбранных соединителей предварительно контролируют со стороны наземной схемы испытаний отсутствие гальванической связи этих цепей с корпусом космического аппарата.
3. Способ по п. 1, отличающийся тем, что контроль отсутствия гальванической связи проводят по величине напряжения между контролируемыми цепями и шинами аккумуляторных батарей противоположной полярности относительно общей шины космического аппарата.
4. Способ по п. 1, отличающийся тем, что контроль отсутствия гальванической связи проводят через дополнительно предусмотренные от цепей контролируемых соединителей выводы с токоограничительными резисторами.
