СПОСОБ ИЗГОТОВЛЕНИЯ КОСМИЧЕСКОГО АППАРАТА

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано при изготовлении связных космических аппаратов.

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 №2305058 RU).

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 недостаточная функциональная надежность при проведении испытаний на воздействие механических нагрузок. Это обусловлено тем, что при проведении данных испытаний, возможна (например) нештатная работа электромеханических коммутаторов (из-за возникновения нерасчетных резонансных явлений в каких-либо узлах космического аппарата). Испытания на воздействие механических нагрузок проводятся (за редким исключением) в выключенном состоянии космического аппарата, то есть - когда бортовые источники (в основном, аккумуляторные батареи) электрически разобщены с автоматикой системы электропитания. Нештатная работа электромеханических коммутаторов может привести к несанкционированному включению системы электропитания и началу разряда аккумуляторных батарей на некоммутируемые нагрузки и собственное потребление автоматики системы электропитания. Так как аккумуляторные батареи перед проведением испытаний на воздействие механических нагрузок заряжают, это событие еще не аварийное, при условии своевременного принятия мер исключающих возможность полного разряда и последующего переразряда аккумуляторных батарей, чреватого выводом их из строя.

Задачей предложенного авторами технического решения является повышение функциональной надежности способа изготовления космического аппарата при проведении испытаний космического аппарата на воздействие механических нагрузок.

Поставленная задача решается тем, что при изготовлении космического аппарата содержащего систему электропитания в составе солнечных батарей, аккумуляторных батарей и стабилизированного преобразователя напряжения для согласования работы солнечных и аккумуляторных батарей и обеспечения питанием стабильным напряжением бортовой нагрузки, включающий сборку космического аппарата, проведение электрических испытаний космического аппарата на функционирование, испытаний на воздействие механических нагрузок, термовакуумных испытаний, причем испытания на воздействие механических нагрузок проводят с заряженными штатными аккумуляторными батареями и штатными солнечными батареями, а испытания космического аппарата на функционирование и термовакуумные испытания проводят с применением технологических функциональных имитаторов солнечных и аккумуляторных батарей, перед проведением испытаний космического аппарата на воздействие механических нагрузок рассчитывают емкость аккумуляторных батарей, необходимую для работы системы электропитания в данной конфигурации в течение периода проведения работ, включающего испытания космического аппарата на воздействие механических нагрузок, и заряжают штатные аккумуляторные батареи на суммарную емкость, превышающую расчетную величину, а в случае превышения расчетной емкостью суммарной емкости аккумуляторных батарей делят указанный период проведения работ на удовлетворяющие условию необходимой расчетной емкости части, кроме того, перед проведением испытаний космического аппарата на воздействие механических нагрузок и после их завершения контролируют исходное состояние системы электропитания и, в случае выявления неисходного состояния, проводят приведение системы электропитания в исходное состояние. При этом рассчитывают емкость аккумуляторных батарей, необходимую для работы системы электропитания в данной конфигурации в течение периода проведения работ, исходя из соотношения:

С>I_н·k·Т_пер/η,

где

С - суммарная емкость штатных аккумуляторных батарей, А·ч;

I_н - ток нагрузки системы электропитания в данной конфигурации, А;

k - коэффициент, учитывающий разницу в напряжениях нагрузки и аккумуляторных батарей;

Т_пер - период проведения работ, включающий испытания космического аппарата на воздействие механических нагрузок, ч;

η - коэффициент полезного действия системы электропитания в режиме разряда аккумуляторных батарей. Кроме того, исходное состояние системы электропитания контролируют по наличию-отсутствию напряжения на ее выходе, а приведение системы электропитания в исходное состояние проводят автоматически по появлению напряжения на ее выходе путем формирования соответствующей команды с питанием от выходного напряжения системы электропитания.

Действительно, ситуацией критичной (требующей оперативного вмешательства) может стать нештатное включение системы электропитания и появление разряда аккумуляторных батарей. Нежелательные отрицательные последствия этого могут быть парированы тем, что перед проведением испытаний космического аппарата на воздействие механических нагрузок (после штатной стыковки аккумуляторных батарей) и после их завершения контролируют исходное состояние системы электропитания и в случае выявления неисходного состояния проводят приведение системы электропитания в исходное состояние. При этом исходное состояние системы электропитания контролируют по наличию-отсутствию напряжения на ее выходе, а приведение системы электропитания в исходное состояние проводят от наземной аппаратуры или автоматически по появлению напряжения на ее выходе путем формирования соответствующей команды с питанием от выходного напряжения системы электропитания.

Штатно команда на отключение системы электропитания КА формируется только наземным технологическим питанием, так как при эксплуатации КА эта команда не используется. В отличие от нее команда на включение системы электропитания формируется еще и бортовым питанием: по радиокоманде и по контакту отделения «КО» поступающему от разгонного блока на участке выведения КА на орбиту. Однако если вместо наземного технологического питания к цепям прохождения команды на отключение системы электропитания искусственно подключить бортовое питание, существующая схема отключения системы электропитания КА сохранит свою функциональную работоспособность.

Перед проведением испытаний КА на воздействие механических нагрузок рассчитывают емкость аккумуляторных батарей, необходимую для работы системы электропитания в данной конфигурации в течение периода проведения работ, включающего испытания космического аппарата на воздействие механических нагрузок, и заряжают штатные аккумуляторные батареи на суммарную емкость, превышающую расчетную величину, а в случае превышения расчетной емкостью суммарной емкости аккумуляторных батарей делят указанный период проведения работ на удовлетворяющие условию необходимой расчетной емкости части, кроме того, перед проведением испытаний космического аппарата на воздействие механических нагрузок и после их завершения контролируют исходное состояние системы электропитания и, в случае выявления неисходного состояния, проводят приведение системы электропитания в исходное состояние. При этом рассчитывают емкость аккумуляторных батарей, необходимую для работы системы электропитания в данной конфигурации в течение периода проведения работ, исходя из соотношения:

С>I_н·k·Т_пер/η,

где

С - суммарная емкость штатных аккумуляторных батарей, А·ч;

I_н - ток нагрузки системы электропитания в данной конфигурации, А;

k - коэффициент, учитывающий разницу в напряжениях нагрузки и аккумуляторных батарей;

Т_пер - период проведения работ, включающий испытания космического аппарата на воздействие механических нагрузок, ч;

η - коэффициент полезного действия системы электропитания в режиме разряда аккумуляторных батарей.

На фиг.1 приведена функциональная схема автономной системы электроснабжения КА в связке с наземным устройством защиты от несанкционированного включения системы электропитания КА для реализации заявляемого способа.

Автономная система электроснабжения КА содержит солнечную батарею 1, подключенную к нагрузке 2 через стабилизатор напряжения 3, аккумуляторные батареи 4₁-4_n, подключенные через коммутаторы 4_1/1-4_n/1 (на схеме они изображены в замкнутом состоянии, система электропитания включена - неисходное состояние для этапа испытаний КА на воздействие механических нагрузок), и зарядные устройства 5₁-5_n - к солнечной батарее 1, а через разрядные устройства 6₁-6_n - к входу выходного фильтра стабилизатора напряжения 3.

Параллельно аккумуляторным батареям 4₁-4_n подключены устройства контроля аккумуляторных батарей 7₁-7_n, связанные входом с аккумуляторными батареями 4₁-4_n для контроля напряжения аккумуляторов, а выходом - с нагрузкой 2. В цепи заряда-разряда аккумуляторных батарей установлены измерительные шунты 8₁-8_n.

Зарядные устройства 5₁-5_n состоят из регулирующего ключа 9, управляемого схемой управления 10, вольтодобавочного узла, выполненного на трансформаторе 5-3, транзисторах 5-1 и 5-2 и выпрямителя на диодах 5-4 и 5-5.

Разрядные устройства 6₁-6_n состоят из регулирующего ключа 11, управляемого схемой управления 12.

Стабилизатор напряжения 3 состоит из регулирующего ключа 13, управляемого схемой управления 14, входного фильтра - конденсатор 15 и выходного фильтра на диоде 17, дросселе 18 и конденсаторе 16.

Схемы управления: 10 зарядных устройств 5₁-5_n, 12 разрядных устройств 6₁-6_n, 14 стабилизаторов напряжения 3 выполнены в виде широтно-импульсных модуляторов, входом подключенных к шинам стабилизируемого напряжения. Схемы управления 10 зарядных устройств 5₁-5_n дополнительно связаны с измерительными шунтами 8₁-8_n и нагрузкой 2.

Обобщенная шина «СБ-АБ» 19, используемая для питания наиболее ответственных силовых коммутаторов системы электропитания (в частности, коммутаторов аккумуляторных батарей 4_1/1-4_n/1), связана с солнечной батареей 1 и аккумуляторными батареями 4₁-4_n через диоды 21 и 20, 22 соответственно.

К шине «СБ-АБ» 19 подключен блок команд 23, связанный входом с наземным испытательным комплексом 28 (на этапе проведения электроиспытаний КА), а выходом - с коммутаторами 4_1/1-4_n/1. При проведении испытаний КА на воздействие механических нагрузок связь блока команд 23 с наземным испытательным комплексом 28 отсутствует. Блок команд 23 представляет собой набор силовых исполнительных коммутаторов, запитываемых контактами маломощных реле по соответствующим командам (на схеме не показано). В частности, одно из маломощных реле (на отключение системы электропитания) связано с наземным испытательным комплексом 28.

К выходу системы электропитания подключают наземное устройство защиты 24 от несанкционированного включения системы электропитания КА. В простейшем виде устройство 24 состоит из реле 25, подключенного к нагрузке (выходным шинам) системы электропитания через конденсатор 26 (для ограничения времени протекания тока через реле 25). Замыкающиеся контакты 27 (две пары) указанного реле 25 обеспечат подачу питания на ограниченное время на маломощное реле отключения системы электропитания бортовым напряжением (вместо технологического).

В случае несанкционированного включения системы электропитания (замыкания коммутаторов 4_1/1-4_n/1) появится напряжение на входе устройства защиты 24 с выхода системы электропитания, сработает реле 25 на время заряда конденсатора 26 и произойдет автоматическая выдача команды через контакты 27 на выключение системы электропитания, приводящая систему электропитания в исходное (выключенное) состояние.

Таким образом, заявляемый способ изготовления космического аппарата повышает функциональную надежность способа изготовления космического аппарата при проведении испытаний космического аппарата на воздействие механических нагрузок.