СПОСОБ ИЗГОТОВЛЕНИЯ КОСМИЧЕСКОГО АППАРАТА

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано при создании космических аппаратов (КА).

Известен способ изготовления космического аппарата согласно патенту Российской Федерации №2156211, RU.

Способ изготовления космического аппарата, согласно вышеуказанному патенту, включает следующие основные этапы:

- изготавливают комплектующие (в том числе солнечные батареи, комплекс автоматики и стабилизации напряжения, а также аккумуляторные батареи) и производят сборку космического аппарата;

- проводят электрические испытания космического аппарата на функционирование, при этом, питание бортовой аппаратуры проводят от бортовых аккумуляторных батарей либо от наземных источников для сохранения ресурса бортовой аппаратуры.

Недостатком известного способа изготовления космического аппарата являются низкие функциональные возможности и надежность при проведении наземных испытаний (в том числе, электроиспытаний) космического аппарата. А именно, переход на наземное питание бортовой аппаратуры КА сокращает объем наработки комплекса автоматики и стабилизации напряжения, что может способствовать недостаточной его отработке. Кроме того, при пропадании напряжения промышленной сети, космический аппарат может оказаться (не прогнозируемо) обесточенным, что чревато для него отрицательными последствиями. Состояние заряженности бортовых аккумуляторных батарей в процессе изготовления космического аппарата и условия их хранения не определены, что не обеспечивает сохранение их ресурсных характеристик.

Анализ источников информации по патентной и научно-технической информации показал, что наиболее близким по технической сути прототипом предлагаемого технического решения является «Способ изготовления космического аппарата по заявке №2010151540 от 15.12.2010 г. (положительное решение от 30.01.2012 г.): «Способ изготовления космического аппарата, включающий изготовление комплектующих, сборку космического аппарата, включающего систему электропитания с солнечными батареями, аккумуляторными батареями и стабилизированным преобразователем 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, электротермовакуумных испытаний, а также заключительных испытаний, включая контроль стыковки солнечных и аккумуляторных батарей, при этом, 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 являются то, что электротермовакуумные испытания проводят без использования штатных (бортовых) аккумуляторных батарей, в то время как электротермовакуумные испытания включают в себя термобалансные испытания и, при отсутствии тепловыделения штатных аккумуляторных батарей, полученные результаты будут частично отличаться от реальных, что снижает их достоверность (надежность способа изготовления КА). Однако, переход на работу от бортовых аккумуляторных батарей и обратно, в процессе проведения электротермовакуумных испытаний, связан с большим объемом работ по разгерметизации и последующей герметизации термобарокамеры, набором необходимого уровня вакуума и температуры, выключением и последующим включением космического аппарата, что крайне нетехнологично и занимает много времени и расходных материалов (жидкий азот).

Задачей предложенного авторами технического решения является повышение надежности и технологичности процесса изготовления космического аппарата, при сохранении ресурсных характеристик бортовых аккумуляторных батарей.

Поставленная задача решается тем, что, при изготовлении космического аппарата, включающем сборку космического аппарата, содержащего систему электропитания с солнечными батареями, аккумуляторными батареями и стабилизированным преобразователем напряжения, подготовку источников электроэнергии к работе, проведение электрических испытаний космического аппарата на функционирование, испытаний на воздействие механических нагрузок, электротермовакуумных испытаний, а также заключительных испытаний, включая контроль стыковки, солнечных и аккумуляторных батарей, при этом, испытания на воздействие механических нагрузок и контроль стыковки солнечных и аккумуляторных батарей проводят с бортовыми 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, в процессе проведения электротермовакуумных испытаний космического аппарата на этапе оценки его термобаланса бортовые аккумуляторные батареи выводят из состояния хранения, для чего их заряжают и циклируют от наземного зарядно-разрядного комплекса, в режимах эквивалентных текущей работе космического аппарата, а по окончании оценки термобаланса космического аппарата аккумуляторные батареи вновь приводят в состояние оптимального хранения для продолжения электротермовакуумных испытаний. При этом, режимы циклирования бортовых аккумуляторных батарей, эквивалентные текущей работе космического аппарата, определяют исходя из текущих режимов работы технологических функциональных имитаторов аккумуляторных батарей.

Действительно, большую часть в электротермовакуумных испытаниях составляет работа космического аппарата при крайних (максимальной и минимальной) температурах (циклично). Это позволяет выявить возможные дефекты в радиоэлектронной аппаратуре. Однако, для аккумуляторных батарей с высокими удельными энергетическими характеристиками такой режим работы неприемлем. В то же время, аккумуляторные батареи, находящиеся в определенном состоянии заряженности (в основном - разряженное состояние), допускают цикличное изменение температуры в широком диапазоне.

При проверке термобаланса космического аппарата создаются штатные (вполне комфортные) условия для аккумуляторных батарей и их для этой проверки можно и нужно использовать.

Режимы работы аккумуляторных батарей в процессе работы космического аппарата известны. Более того, они могут быть оперативно уточнены по текущей работе их электронных имитаторов. Поэтому проведение зарядов и разрядов аккумуляторных батарей от наземного зарядно-разрядного комплекса синхронно с работой функциональных имитаторов аккумуляторных батарей не представляет технических трудностей и при необходимости может быть полностью или частично автоматизировано.

На фиг.1 приведена функциональная схема (с наземными связями) автономной системы электропитания КА, помещенного в термобарокамеру, поясняющая работу по предлагаемому способу изготовления космического аппарата.

Солнечная батарея 1, содержащая в своем составе блокирующие диоды 1-1, как правило, находится в процессе изготовления КА в электрически разобщенном с ним состоянии или вообще вне КА (соединители 2 и 2-1, 3 и 3-1 расстыкованы). На КА солнечные батареи 1 устанавливаются (и электрически стыкуются) на время проведения испытания КА на воздействие механических нагрузок, а так же для контроля стыковки солнечных батарей с КА. Окончательная установка солнечных батарей на КА и их электрическая стыковка проводится на этапе подготовки 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 в отстыкованном от КА состоянии. Система электропитания выполнена с общей минусовой шиной. Стабилизированный преобразователь напряжения для согласования работы солнечных 1 и аккумуляторных 5 батарей и обеспечения стабильным напряжением заданного номинала модулей служебных систем и полезной нагрузки (вправо от выходных шин «+» и «-» - на чертеже не показано) состоит из зарядного преобразователя 6, разрядного преобразователя 7 и стабилизатора выходного напряжения 4. Аккумуляторная батарея (в рассматриваемом примере используется одна аккумуляторная батарея) 5 минусом связана с общей минусовой шиной, а плюсом через соединители 5-2 и 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 2-1 и 3-1 подключен имитатор солнечных батарей (ИБС) 8, а вместо аккумуляторной батареи 5 к зарядному 6 и разрядному 7 преобразователям подключен функциональный имитатор аккумуляторной батареи (ИАБ) 9 (информационные связи имитатора аккумуляторной батареи 9 не показаны). К аккумуляторной батарее 5 подключен зарядно-разрядный комплекс (ЗРК) 10. Питание имитатора солнечной батареи 8, имитатора аккумуляторной батареи 9 и зарядно-разрядного комплекса осуществляется от промышленной сети 220/380 В через кабели 8-1, 9-1 и 10-1 соответственно. При этом космический аппарат помещен в термобарокамеру 11.

В процессе проведения электротермовакуумных испытаний питание КА обеспечивается от имитаторов 8 (ИБС) и 9 (ИАБ) солнечной батареи и аккумуляторной батареи соответственно через зарядный преобразователь 6, разрядный преобразовател7 7 и стабилизатор выходного напряжения 4. Перед началом испытаний КА на термобаланс аккумуляторную батарею 5 заряжают и далее синхронно с работой имитатора аккумуляторной батареи 9 циклируют (разряжают и заряжают) с помощью зарядно-разрядного комплекса (ЗРК) 10. По окончании испытаний КА на термобаланс аккумуляторную батарею 5 приводят в нужное для оптимального (безопасного для сохранения работоспособности) хранения состояние (по степени заряженности) и продолжают электротермовакуумные испытания.

Таким образом, заявляемый способ изготовления космического аппарата повышает надежность и технологичность процесса изготовления космического аппарата, при сохранении ресурсных характеристик бортовых аккумуляторных батарей.