СПОСОБ ЭЛЕКТРИЧЕСКИХ ПРОВЕРОК КОСМИЧЕСКОГО АППАРАТА Российский патент 2018 года по МПК B64G1/00 

Изобретение относится к электротехнической промышленности и может быть использовано при изготовлении космических аппаратов (КА).

При изготовлении КА большое внимание уделяется обеспечению максимально полного контроля определяющих параметров КА для конкретного вида работ, в частности, электрических проверок.

Эта задача решается при условии обеспечения широких функциональных возможностей и применения многоуровневого контроля технологического процесса электрических проверок КА.

Известен способ электрических проверок КА (патент RU №2245825), реализованный «Автоматизированной испытательной системой для отработки, электрических проверок и подготовки к пуску космических аппаратов».

Известный способ заключается в автоматизированной выдаче технологических команд и радиокоманд, допусковом контроле дискретных и аналоговых параметров по данным бортовой системы телеизмерения и контроле поставленных на слежение параметров бортовой вычислительной системы, контроле сопротивления изоляции бортовых шин относительно корпуса, формировании директив оператора в ручном режиме, формировании протокола испытаний, отображении текущего состояния процесса испытаний.

Недостатком известного способа электрических проверок КА является отсутствие контроля резервных цепей на различных этапах электрических проверок КА.

Наиболее близким техническим решением является способ электрических проверок КА (патент №2447002 RU), который выбран в качестве прототипа.

Известный способ заключается в проведении включения и выключения КА, включая подключение или отключение бортовых источников электропитания или их наземных имитаторов, автоматизированной выдачи команд управления, допускового контроля дискретных и аналоговых параметров по данным бортовой системы телеизмерения и контроля поставленных на слежение параметров бортовой вычислительной системы, контроля сопротивления изоляции бортовых шин относительно корпуса, формирования директив автоматической программы и директив оператора в ручном режиме, формирования протокола испытаний, отображения текущего состояния процесса испытаний, отличающийся тем, что в процессе проведения включения КА, перед подключением бортовых источников электропитания или их наземных имитаторов, дополнительно контролируют электрическое сопротивление между шинами питания КА на предмет соответствия его наперед заданному значению, а при его несоответствии наперед заданному значению включение КА запрещают.

Недостатком известного способа электрических проверок КА является также отсутствие контроля резервных цепей в процессе проведения электрических проверок КА. Это снижает надежность электрических проверок КА. Так, в случае отказа резервных цепей (фаз) шунтовых преобразователей системы электропитания, выходное напряжение (напряжение между шинами питания КА) не изменится и соответственно дефект может быть пропущен.

Задачей заявляемого изобретения является повышение надежности электрических проверок КА.

Поставленная задача решается тем, что в способе электрических проверок КА, содержащего систему электропитания с бортовыми источниками электропитания (солнечными и аккумуляторными батареями) и стабилизированным преобразователем напряжения с шунтовым преобразователем и зарядными и разрядными преобразователями для согласования работы солнечных и аккумуляторных батарей и обеспечения питанием стабильным напряжением заданного номинала модулей служебных систем и полезной нагрузки, заключающемся в проведении включения и выключения космического аппарата, включая подключение и отключение наземных имитаторов бортовых источников электропитания (солнечных и аккумуляторных батарей), автоматизированной выдачи команд управления, допускового контроля дискретных и аналоговых параметров по данным бортовой системы телеизмерения и контроля поставленных на слежение параметров бортовой вычислительной системы, контроля сопротивления изоляции бортовых шин относительно корпуса, формирования директив автоматической программы и директив оператора в ручном режиме, формирования протокола испытаний, отображения текущего состояния процесса испытаний, при использовании в системе электропитания многофазного шунтового преобразователя, в процессе проведения электрических проверок космического аппарата дополнительно проверяют работу каждой фазы шунтового преобразователя в трех функциональных точках регулирующего транзисторного ключа: открытое, закрытое и регулирующее состояния. При этом, при изготовлении стабилизированного преобразователя напряжения, каждую фазу шунтового преобразователя настраивают на индивидуальную величину выходного напряжения в пределах заданного номинала стабильного напряжения питания модулей служебных систем и полезной нагрузки стабилизированного преобразователя, а соответствие состояния регулирующего транзисторного ключа каждой фазы многофазного шунтового преобразователя одной из трех функциональных точек (открытое, закрытое и регулирующее состояния) определяют по величине выходного напряжения соответствующего канала имитатора солнечных батарей, подключенного вместо солнечной батареи. Кроме того, проверку работы каждой фазы шунтового преобразователя в трех функциональных точках регулирующего транзисторного ключа проводят в процессе включения или (и) выключения космического аппарата.

Это позволяет организовать оценку работоспособности всех фаз шунтового преобразователя в процессе электрических проверок КА.

В данном случае предлагается оценивать величины напряжений на выходах имитаторов солнечной батареи на предмет соответствия их искусственно созданной ситуации баланса мощностей солнечной батареи и нагрузки.

Действительно, при проведении электрических проверок КА проводится автоматизированный допусковый контроль дискретных и аналоговых параметров по данным бортовой системы телеизмерения и наземной контрольно-проверочной аппаратуры. Если при этом контролировать величины напряжений на выходах имитаторов солнечной батареи на предмет соответствия их искусственно созданной ситуации баланса мощностей солнечной батареи и нагрузки, то можно однозначно оценить работоспособность каждой фазы шунтового преобразователя в трех функциональных точках регулирующего транзисторного ключа: открытое, закрытое и регулирующее состояния, при условии, что при изготовлении стабилизированного преобразователя напряжения, каждую фазу шунтового преобразователя настраивают на индивидуальную величину выходного напряжения в пределах заданного номинала стабильного напряжения питания модулей служебных систем и полезной нагрузки стабилизированного преобразователя.

На фиг. 1 приведена блок-схема наземной системы управления и контроля КА в процессе проведения его электрических проверок.

Космический аппарат 1 содержит, в частности, систему электропитания с бортовыми источниками электропитания (солнечными и аккумуляторными батареями) и стабилизированным преобразователем напряжения с зарядными и разрядными преобразователями для согласования работы солнечных и аккумуляторных батарей и обеспечения питанием стабильным напряжением заданного номинала модулей служебных систем и полезной нагрузки, бортовую систему телеизмерения, бортовую ЭВМ (на схеме не показано).

В процессе электрических проверок КА вместо солнечных и аккумуляторных батарей подключают имитаторы солнечных батарей (ИБС) 2 со встроенными ЭВМ 2-1 и имитаторы аккумуляторных батарей (ИАБ) 3 со встроенными ЭВМ 3-1. При этом количество каналов ИБС 2 равно количеству фаз шунтового преобразователя (на схеме не показано).

Система управления и контроля электрических проверок КА содержит:

4 - автоматизированный испытательный комплекс (АИК);

5 - ЭВМ АИК (блок управления и отображения информации с АИК).

Встроенные в ИБС и ИАБ ЭВМ 2-1 и 3-1 связаны по межмашинному обмену (по Ethernet) с ЭВМ АИК 5.

АИК 4 совместно с ЭВМ АИК 5 осуществляет автоматизированную выдачу команд управления, допусковый контроль дискретных и аналоговых параметров КА 1 по данным бортовой системы телеизмерения и контроля поставленных на слежение параметров бортовой вычислительной системы, контроль сопротивления изоляции бортовых шин относительно корпуса, формирование директив автоматической программы и директив оператора в ручном режиме, формирование протокола испытаний, отображения текущего состояния процесса испытаний.

Связь ЭВМ АИК 5 с ЭВМ ИБС 2-1 и ЭВМ ИАБ 3-1 позволяет управлять текущими режимами работы ИБС 2 и ИАБ 3 и получать оперативную информацию об их текущих выходных параметрах (напряжение, ток).

На фиг. 2 приведена функциональная схема автономной системы электропитания с «n» номиналами выходного напряжения, «m» секциями солнечных батарей и двумя аккумуляторными батареями.

Устройство содержит солнечную батарею (первичный источник ограниченной мощности) 6, состоящую из секций 6₁, 6₂, …6_m, подключенную к нагрузке 7 через диоды РД₁, РД₂, …РД_m в цепи каждой секции соответственно и выходной фильтр 8. В общей силовой цепи солнечной батареи установлен измерительный токовый шунт Iбс для измерения текущего суммарного тока солнечной батареи. В цепи нагрузки 7 установлен измерительный токовый шунт Iн1.

Аккумуляторные батареи 9/1 и 9/2, подключены через зарядные преобразователи 10/1 и 10/2 и через разрядные преобразователи 11/1 и 11/2 к входу выходного фильтра 8, при этом входы разрядных преобразователей подключены к выходу выходного фильтра 8. Шунтовой преобразователь 12 измерительным входом подключен к выходу выходного фильтра 8, а силовыми транзисторными ключами (фазами) подключен к каждой соответствующей секции первичного источника ограниченной мощности (солнечной батареи).

Кроме того, к клеммам «+» и «-» нагрузки 7 подключено (n-1) сериесных преобразователей 13₁, 13₂, …13_n-1, к выходу которых подключены нагрузки 7₁, 7₂, …7_n-1, где n - число номиналов напряжения в автономной системе электропитания. В цепи каждой нагрузки 7₁, 7₂, …7_n-1 установлены измерительные токовые шунты Iн7.

Зарядный преобразователь состоит из регулирующего ключа 14, управляемого схемой управления 15, вольтодобавочного узла, выполненного на трансформаторе Тр, транзисторах Т1 и Т2 и выпрямителя на диодах D1 и D2. В силовой цепи заряда установлен измерительный токовый шунт Iаб для измерения тока заряда, а так же тока разряда.

Разрядный преобразователь 11 состоит из регулирующего ключа 16, управляемого схемой управления 17.

Шунтовой преобразователь 12 состоит из «m» единичных силовых транзисторных ключей К₁, К₂, …К_m, управляемых схемами управления 18.

Сериесные преобразователи 13₁, 13₂, …13_n-1 состоят из регулирующих ключей 19, управляемых схемами управления 20, и выходных фильтров 21.

Схемы управления преобразователями 15, 17, 18, 20 выполнены в виде широтно-импульсных модуляторов, входом подключенных к шинам стабилизируемого напряжения.

Рассмотрим конкретный пример. Система электропитания КА содержит солнечную батарею из 40 секций, две аккумуляторные батареи и стабилизированный преобразователь напряжения с шунтовым преобразователем, состоящим из 40 фаз. Выходное напряжение системы электропитания (100±1)В (для питания модуля полезной нагрузки) и (27±0,81)В (для питания модуля служебных систем). Функциональная схема автономной системы электропитания соответствует фиг. 2.

При проведении электрических проверок КА вместо 40 секций солнечной батареи подключают 40 каналов имитаторов солнечной батареи.

Перед включением КА на каждом канале имитатора солнечной батареи устанавливают незначительную выходную мощность, например: ток короткого замыкания 0,1 А, напряжение холостого хода 107 В. Нагрузка КА (в рамках данного примера) 400-600 Вт.

После включения КА контролируют напряжение на выходах каналов имитаторов солнечной батареи. При этом, так как мощности каналов имитаторов солнечной батареи недостаточно для обеспечения питания нагрузки, то она будет питаться от аккумуляторных батарей, а незначительная выходная мощность каналов будет поступать в нагрузку при напряжении (100±1)В. Транзисторные ключи всех фаз шунтового преобразователя будут закрыты.

Далее на канале имитатора солнечной батареи, соответствующего первой секции (первой фазе с наименьшей настройкой по напряжению), устанавливают выходную мощность, превышающую мощность нагрузки, путем увеличения тока короткого замыкания. При этом данная фаза (регулирующий транзистор) перейдет в функциональную точку регулирующего состояния. Данный факт подтвердит величина напряжения на выходе этого канала имитатора солнечной батареи в диапазоне (20-90) В. Напряжения на выходе остальных каналов имитатора свои значения не изменят.

Следующий шаг: на канале имитатора солнечной батареи, соответствующего второй секции (второй фазе со следующим уровнем настройки по напряжению), устанавливают выходную мощность, превышающую мощность нагрузки, путем увеличения тока короткого замыкания. При этом первая фаза перейдет в функциональную точку открытого состояния регулирующего транзистора. Данный факт подтвердит величина напряжения на выходе этого канала имитатора солнечной батареи, близкая к нулю. Напряжение на выходе второго канала имитатора солнечной батареи установится в диапазоне (20-90) В, что соответствует функциональной точке регулирующего состояния. Напряжения на выходе остальных каналов имитатора свои значения не изменят.

Аналогично проверяется работа всех последующих фаз шунтового преобразователя, что обеспечивает проверку работоспособности всех фаз во всех (трех) функциональных точках регулирующих транзисторов, за исключением последней фазы (с наибольшим напряжением настройки), в которой функциональная точка с постоянно открытым состоянием ключа не проверяется (и штатно не используется).

Исходя из технологии проведения электрических проверок КА наиболее предпочтительным является процесс включения и выключения КА, когда несложно организовать необходимый баланс по мощности между потреблением нагрузки и мощностью каналов имитатора солнечной батареи.

Таким образом, предлагаемый способ электрических проверок КА повышает надежность электрических проверок КА.

Изобретение относится к наземным электрическим проверкам космических аппаратов (КА) при их изготовлении. В процессе проверок КА (1) используют: имитаторы ИБС (2) солнечных и имитаторы ИАБ (3) аккумуляторных батарей. В ИБС (2) и ИАБ (3) встроены ЭВМ, соответственно: (2-1) и (3-1). Количество каналов ИБС (2) равно числу фаз шунтового преобразователя (ШП), равного числу секций солнечных батарей. Встроенные ЭВМ связаны с ЭВМ (5) автоматизированного испытательного комплекса (4). Проверяют работу каждой фазы ШП в трех функциональных точках транзисторного ключа: в открытом, закрытом и регулирующем состояниях. Каждую фазу ШП настраивают на индивидуальную величину выходного напряжения питания модулей служебных систем и полезной нагрузки КА от стабилизированного преобразователя напряжения (при изготовлении этого преобразователя). Техническим результатом изобретения является повышение надежности электрических проверок КА. 4 з.п. ф-лы, 2 ил.

1. Способ электрических проверок космического аппарата, содержащего систему электропитания с бортовыми источниками электропитания: солнечными и аккумуляторными батареями и стабилизированным преобразователем напряжения с шунтовым преобразователем и зарядными и разрядными преобразователями для согласования работы солнечных и аккумуляторных батарей и обеспечения питанием стабильным напряжением заданного номинала модулей служебных систем и полезной нагрузки, состоящий в проведении включения и выключения космического аппарата, в том числе подключения и отключения наземных имитаторов бортовых источников электропитания: солнечных и аккумуляторных батарей, автоматизированной выдаче команд управления, допусковом контроле дискретных и аналоговых параметров по данным бортовой системы телеизмерения и контроле поставленных на слежение параметров, контроле сопротивления изоляции бортовых шин относительно корпуса, формировании директив автоматической программы и директив оператора в ручном режиме, формировании протокола испытаний, отображении текущего состояния процесса испытаний, отличающийся тем, что при использовании в системе электропитания многофазного шунтового преобразователя в процессе проведения электрических проверок космического аппарата дополнительно проверяют работу каждой фазы шунтового преобразователя в трех функциональных точках регулирующего транзисторного ключа: открытом, закрытом и регулирующем состояниях.

2. Способ электрических проверок космического аппарата по п. 1, отличающийся тем, что при изготовлении стабилизированного преобразователя напряжения каждую фазу шунтового преобразователя настраивают на индивидуальную величину выходного напряжения в пределах заданного номинала стабильного напряжения питания модулей служебных систем и полезной нагрузки от стабилизированного преобразователя.

3. Способ электрических проверок космического аппарата по п. 1, отличающийся тем, что соответствие состояния регулирующего транзисторного ключа каждой фазы многофазного шунтового преобразователя одной из трех функциональных точек: открытому, закрытому и регулирующему состояниям - определяют по величине выходного напряжения соответствующего канала имитатора солнечных батарей, подключенного вместо солнечной батареи.

4. Способ электрических проверок космического аппарата по п. 1, отличающийся тем, что проверку работы каждой фазы шунтового преобразователя в трех функциональных точках регулирующего транзисторного ключа проводят в процессе включения космического аппарата.

5. Способ электрических проверок космического аппарата по п. 1, отличающийся тем, что проверку работы каждой фазы шунтового преобразователя в трех функциональных точках регулирующего транзисторного ключа проводят в процессе выключения космического аппарата.