СПОСОБ ЭЛЕКТРИЧЕСКИХ ПРОВЕРОК КОСМИЧЕСКОГО АППАРАТА

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

При создании 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, формирования директив оператора в ручном режиме, формирования протокола испытаний, отображения текущего состояния процесса испытаний.

Недостатком известного способа электрических проверок КА является отсутствие защиты от возникновения нештатных ситуаций, связанных с неполным выключением КА при перерывах в работе с ним, в случае возникновения каких-либо неисправностей в бортовой или наземной аппаратуре на различных этапах электрических проверок КА.

Наиболее близким техническим решением является способ электрических проверок КА, описанный в материалах заявки №2010141494, который выбран в качестве прототипа.

Известный способ заключается в проведении включения и выключения космического аппарата, 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 космического аппарата, перед подключением бортовых источников электропитания или их наземных имитаторов, дополнительно контролируют электрическое сопротивление между шинами питания космического аппарата на предмет соответствия его наперед заданному значению, а при его несоответствии наперед заданному значению включение космического аппарата запрещают.

Недостатком известного способа электрических проверок КА является отсутствие защиты от возникновения нештатных ситуаций, связанных с неполным выключением КА при перерывах в работе с ним. Следует отметить, что неполное выключение КА ведет к переразряду аккумуляторных батарей (АБ), попаданию бортовой аппаратуры КА под воздействие питающего напряжения ниже согласованной величины, что, в свою очередь, ведет к финансовым потерям и срыву сроков изготовления КА.

Задачей заявляемого изобретения является повышение надежности и расширение функциональных возможностей процесса электрических проверок КА.

Поставленная задача решается тем, что при проведении электрических проверок космического аппарата на заключительных этапах, заключающемся в проведении включения и выключения космического аппарата, в том числе подключения и отключения бортовых источников электропитания - аккумуляторных батарей, к аккумуляторным батареям перед включением космического аппарата подключают наземные стабилизированные источники электроэнергии, а после выключения космического аппарата дополнительно контролируют токи подзаряда аккумуляторных батарей от наземных стабилизированных источников электроэнергии и по их величине судят о штатном завершении процесса выключения космического аппарата. Кроме того, по величине токов подзаряда оценивают величину токов утечки от аккумуляторных батарей в выключенном состоянии космического аппарата, на предмет непревышения заранее заданной величины.

Действительно, при проведении электрических проверок КА на заключительных этапах его изготовления или подготовки к штатной эксплуатации, когда проверяется в основном факт стыковки каких-либо цепей, и не требуется существенной емкости от аккумуляторных батарей, используют практически разряженные аккумуляторные батареи с подключенными к ним наземными стабилизированными источниками электроэнергии с напряжением, равным (или чуть больше) напряжению разомкнутой цепи (НРЦ) аккумуляторных батарей. Это позволяет защитить аккумуляторные батареи от разряда при включении КА (и нежелательного в данной ситуации существенного заряда АБ) и обеспечить необходимый объем электрических проверок КА. При включении КА АБ не разряжаются, а вся необходимая энергия берется с наземных стабилизированных источников. При этом на выходе наземных стабилизированных источников появляется ток существенной величины. Соответственно при выключении КА этот ток исчезает. Это позволяет судить о штатном выключении КА по величине тока на выходе наземных стабилизированных источников.

На заключительных этапах изготовления или подготовки КА к штатной эксплуатации, когда КА находится в предполетной конфигурации и количество наземных цепей контроля ограничено, а бортовая телеметрия выключена, такой дополнительный уровень контроля позволяет повысить надежность процесса электрических проверок КА.

Кроме того, предлагаемый способ позволяет оценить величину токов утечки от АБ. Для этого оценивают величину токов утечки от аккумуляторных батарей в выключенном состоянии космического аппарата, по величине токов подзаряда от наземных стабилизированных источников электроэнергии. Измеренные значения оценивают на предмет непревышения заранее заданной величины.

Суть заявляемого изобретения поясняется чертежом, на котором приведена блок-схема наземной системы управления и контроля электрических проверок космического аппарата.

Космический аппарат (КА) 1, в частности, содержит:

2 - аккумуляторные батареи.

Системы управления и контроля электрических проверок космического аппарата содержат:

3 - автоматизированный испытательный комплекс (АИК);

4 - блок управления и отображения информации с АИК (ПЭВМ АИК);

5 - зарядно-разрядный комплекс (ЗРК);

6 - блок отображения информации с ЗРК (ПЭВМ ЗРК).

Система работает следующим образом. На блоке отображения информации с ЗРК (мониторе ПЭВМ ЗРК) 6 контролируется заранее заданное значение тока Iстаб, протекающего в цепи подключения аккумуляторных батарей 2 и зарядно-разрядного комплекса 5. Оператор через ПЭВМ АИК 4 в ручном режиме запускает требующиеся циклограммы электрических проверок, в том числе циклограммы включения и выключения КА 1. ПЭВМ АИК 4 в автоматическом режиме инициирует выдачу команд управления через АИК 3, анализирует поступающую информацию от бортовой телеметрии. Текущие данные работ о подаче питания, прохождении команд управления и включении КА 1 считываются и контролируются на ПЭВМ АИК 4. Параллельно контролируется ток Iстаб на блоке отображения информации с ЗРК 6, информация о величине тока Iстаб, который заранее определен, говорит о включенном состоянии КА 1. После проведения электрических проверок и выключения КА 1 на блоке управления и отображения информации с АИК 4 ведется контроль параметров, сигнализирующих о выключенном состоянии КА 1, при этом на блоке отображения информации с ЗРК 6 контролируется снижение тока Iстаб до заранее заданной величины, при которой состояние КА 1 считается выключенным. В случае если измеренное значение тока Iстаб на блоке отображения информации с ЗРК 6 не будет соответствовать заранее заданным параметрам - процесс испытаний останавливается до выяснения причин невыключенного состояния КА 1 или причин протекания токов в цепи подключения аккумуляторных батарей 2 и зарядно-разрядного комплекса 5 и устранения несоответствия.

Таким образом, предлагаемый способ электрических проверок КА повышает надежность и функциональные возможности процесса электрических проверок КА.