СПОСОБ ЭЛЕКТРИЧЕСКИХ ПРОВЕРОК КОСМИЧЕСКОГО АППАРАТА Российский патент 2018 года по МПК B64G5/00 G01R31/00 B64G1/00 G01D21/00 

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

При изготовлении КА большое внимание уделяется обеспечению высокой степени надежности электрических проверок.

Эта задача может быть решена только 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) разрядных 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 зарядными и разрядными преобразователями для согласования работы солнечных и аккумуляторных батарей и обеспечения питанием со 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, в процессе проведения электрических проверок космического аппарата дополнительно, при работе системы электропитания в режиме отсутствия или недостатка мощности солнечных батарей для питания нагрузки, отключают функцию распределения токов разряда, при ее наличии контролируют разницу токов разряда аккумуляторных батарей и по величине разницы токов разряда судят об исправности соответствующих разрядных преобразователей. При этом неисправным признают разрядный преобразователь, если его ток разряда меньше максимального разрядного тока других разрядных преобразователей на величину не менее 100/Nфаз, %, где Nфаз - суммарное количество фаз всех разрядных преобразователей.

Это позволяет организовать оценку работоспособности КА, используя различные функции в оценке каких-либо параметров. Например, оценивать соотношение равнозначных параметров по величине относительно друг друга. В данном случае предлагается оценивать величины токов разряда относительно друг друга на предмет не превышения заранее установленной величины.

Действительно, при проведении электрических проверок КА проводится автоматизированный допусковый контроль дискретных и аналоговых параметров по данным бортовой системы телеизмерения. Если при этом контролировать разницу токов разряда аккумуляторных батарей, то по ее величине можно судить об исправности соответствующих разрядных преобразователей.

Неисправным признают разрядный преобразователь, если его ток разряда меньше максимального разрядного тока других разрядных преобразователей на величину не менее 100/Nфаз, %, где Nфаз - суммарное количество фаз всех разрядных преобразователей.

При проведении данной проверки следует исключить функцию распределения токов разряда, при наличии таковой.

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 со 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.

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).

Рассмотрим формирование вторичных параметров на примере конкретной структуры автономной системы электропитания КА.

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) 1, состоящую из секций 1₁, 1₂, …1_m, подключенную к нагрузке 2 через диоды PД₁, РД₂, …РД_m в цепи каждой секции соответственно и выходной фильтр 3. В общей силовой цепи солнечной батареи установлен измерительный токовый шунт Iбс для измерения текущего суммарного тока солнечной батареи. В цепи нагрузки 2 установлен измерительный токовый шунт Iн1.

Аккумуляторные батареи 4/1 и 4/2, подключены через зарядные преобразователи 5/1 и 5/2 и через разрядные преобразователи 6/1 и 6/2 к входу выходного фильтра 3, при этом входы разрядных преобразователей подключены к выходу выходного фильтра 3. Параллельный стабилизированный преобразователь 7 входом подключен к выходу выходного фильтра 3, а силовым транзисторным ключом, разделенным также на «m» единичных силовых транзисторных ключей, подключен к каждой соответствующей секции первичного источника ограниченной мощности. Кроме того, к клеммам «+» и «-» нагрузки 2 подключено (n-1) сериесных преобразователей 8₁, 8₂,…8_n-1, к выходу которых подключены нагрузки 2₁, 2₂,…2_n-1, где n - число номиналов напряжения в автономной системе электропитания. В цепи каждой нагрузки 2₁, 2₂,…2_n-1 установлены измерительные токовые шунты Iн2 (1÷[n-1]).

Зарядный преобразователь состоит из регулирующего ключа 9, управляемого схемой управления 10, 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 также тока разряда.

Разрядный преобразователь 6 состоит из регулирующего ключа 11, состоящего из N параллельно включенных ключей (фаз) - на схеме не показано, управляемого схемой управления 12, также состоящей из N каналов (фаз).

Параллельный стабилизированный преобразователь 7 состоит из «m» единичных силовых транзисторных ключей К₁, К₂,…К_m, управляемых общей схемой управления 13.

Сериесные преобразователи 8₁, 8₂,…8_n-1 состоят из регулирующих ключей 14, управляемых схемами управления 15, и выходных фильтров 16.

Схемы управления преобразователями 10, 12, 13, 15 выполнены в виде широтно-импульсных модуляторов, входом подключенных к шинам стабилизируемого напряжения.

В случае отказа какой-либо фазы разрядного преобразователя и неработающей (отключенной) функции распределения токов разряда, при ее наличии, контролируют разницу токов разряда аккумуляторных батарей и по величине разницы токов разряда судят об исправности соответствующих разрядных преобразователей. При этом неисправным признают разрядный преобразователь, если его ток разряда меньше максимального разрядного тока других разрядных преобразователей на величину не менее 100/Nфаз, %, где Nфаз - суммарное количество фаз всех разрядных преобразователей.

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

Изобретение относится к способу электрических проверок космического аппарата (КА). Для электрической проверки производят включение и выключение КА, подключение и отключение наземных имитаторов бортовых источников электропитания, автоматизированную выдачу команд управления, допусковое телеизмерение и контроль параметров бортовой вычислительной системы, контроль сопротивления изоляции бортовых шин относительно корпуса, формирование директив автоматической программы и директив оператора в ручном режиме, формирование протокола испытаний, отображение текущего состояния процесса испытаний. В случае недостатка мощности солнечных батарей для питания нагрузки отключают функцию распределения токов разряда, контролируют разницу токов разряда для проверки исправности разрядных преобразователей. Обеспечивается надежность проведения электрических проверок КА. 1 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 зарядными и разрядными преобразователями для согласования работы солнечных и аккумуляторных батарей и обеспечения питанием стабильным напряжением заданного номинала модулей служебных систем и полезной нагрузки, заключающийся 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, отличающийся тем, что в процессе проведения электрических проверок космического аппарата дополнительно, при работе системы электропитания в режиме отсутствия или недостатка мощности солнечных батарей для питания нагрузки, отключают функцию распределения токов разряда, при ее наличии контролируют разницу токов разряда аккумуляторных батарей и по величине разницы токов разряда судят об исправности соответствующих разрядных преобразователей.

2. Способ электрических проверок космического аппарата по п. 1, отличающийся тем, что неисправным признают разрядный преобразователь, если его ток разряда меньше максимального разрядного тока других разрядных преобразователей на величину не менее 100/Nфаз, %, где Nфаз - суммарное количество фаз всех разрядных преобразователей.