Результат интеллектуальной деятельности: СПОСОБ ИЗГОТОВЛЕНИЯ КОСМИЧЕСКОГО АППАРАТА

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

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 Способ изготовления космического аппарата (заявка №2011121696 от 27.05.2011 г., положительное решение от 01.10.2012 г.), включающий сборку космического аппарата, в том числе системы электропитания, содержащей солнечные батареи, аккумуляторные батареи и стабилизированный преобразователь напряжения, для согласования работы солнечных и аккумуляторных батарей и обеспечения питанием стабильным напряжением модулей служебных систем и полезной нагрузки, подготовку источников электроэнергии к работе, проведение электрических испытаний космического аппарата, отличающийся тем, что входные силовые цепи стабилизированного преобразователя напряжения со стороны солнечных батарей, в выключенном состоянии стабилизированного преобразователя напряжения, шунтируют накоротко маломощными релейными коммутаторами, а электрическое подключение силовых цепей солнечных батарей к стабилизированному преобразователю напряжения проводят после предварительного их шунтирования накоротко через дополнительно предусмотренные маломощные технологические цепи, с последующим удалением цепей шунтирования после завершения электрического подключения силовых цепей солнечных батарей к стабилизированному преобразователю.

Действительно, использование маломощных релейных коммутаторов шунтирующих накоротко входные силовые цепи стабилизированного преобразователя напряжения со стороны солнечной батареи в выключенном состоянии стабилизированного преобразователя напряжения позволяет защитить последний от нерасчетных режимов работы, в случае появления на выходе подстыкованной солнечной батареи какой-либо мощности от естественного фонового освещения КА в процессе его изготовления.

При этом, для исключения возникновении электрических разрядов в процессе интеграции солнечной батареи в состав КА, электрическое подключение силовых цепей солнечных батарей к стабилизированному преобразователю напряжения проводят после предварительного их шунтирования накоротко через дополнительно предусмотренные маломощные технологические цепи, с последующим удалением цепей шунтирования после завершения электрического подключения силовых цепей солнечных батарей к стабилизированному преобразователю.

Недостатком известного способа изготовления космического аппарата является то, что «маломощные технологические цепи» вместе с элементами их монтажа требуют, тем не менее, дополнительной (не используемой при штатной эксплуатации КА) массы, что снижает удельные энергетические характеристики системы электропитания КА.

Задачей заявляемого изобретения является повышение удельных энергетических характеристик системы электропитания КА.

Поставленная задача решается тем, что при изготовлении космического аппарата, включающем сборку космического аппарата, в том числе систему электропитания, содержащую солнечные батареи, аккумуляторные батареи и стабилизированный преобразователь напряжения, для согласования работы солнечных и аккумуляторных батарей и обеспечения питанием стабильным напряжением модулей служебных систем и полезной нагрузки, подготовку источников электроэнергии к работе, проведение электрических испытаний космического аппарата, при этом входные силовые цепи стабилизированного преобразователя напряжения со стороны солнечных батарей в выключенном состоянии стабилизированного преобразователя напряжения шунтируют накоротко маломощными релейными коммутаторами, электрическое подключение силовых цепей солнечных батарей к стабилизированному преобразователю напряжения проводят в условиях ограничения величины естественного освещения. При этом о величине естественного освещения судят по току короткого замыкания какой-либо секции солнечной батареи, измеренному перед проведением подключения силовых цепей солнечных батарей к стабилизированному преобразователю напряжения. Кроме того, солнечные батареи выполняют из нескольких секций с общей шиной в одной из полярностей, при этом контроль стыковки солнечных батарей проводят путем измерения тока на этой общей шине бесконтактным измерителем тока в процессе поочередной засветки соответствующих секций солнечных батарей маломощным осветителем малой площади.

В результате анализа известной патентной и научно-технической литературы, предложенное сочетание существенных отличительных признаков заявляемого технического решения в известных источниках информации не выявлено.

На фиг.1 приведена функциональная схема автономной системы электропитания КА, поясняющая работу по предлагаемому способу изготовления космического аппарата.

Солнечная батарея 1, выполненная из двух секций 1₁ и 1₂ и содержащая в своем составе блокирующие диоды 1-1, как правило, находится в процессе изготовления КА в отстыкованном состоянии и вне КА (соединители 2₁ и 2-1₁, 2₂ и 2-1₂, 3 и 3-1 расстыкованы). На КА солнечные батареи 1 устанавливаются (и стыкуются) на время проведения испытания КА на воздействие механических нагрузок, а так же для контроля стыковки солнечных батарей с КА. Блокирующие диоды 1-1 предназначены для защиты солнечных батарей от протекания так называемого «темнового» тока при прохождении КА неосвещенного участка орбиты (тени от Земли или Луны).

В представленном примере солнечные батареи 1 находятся вне КА. Система электропитания выполнена с общей минусовой шиной. Стабилизированный преобразователь напряжения для согласования работы солнечных 1 и аккумуляторных 6 батарей и обеспечения стабильным напряжением нагрузки 5 состоит из зарядного преобразователя 7, разрядного преобразователя 8 и стабилизатора выходного напряжения 4 (входные и выходные фильтры на чертеже не показаны). Стабилизатор выходного напряжения 4 выполнен короткозамкнутого типа с регулирующим транзистором 4-2 и развязывающим диодом 4-1. Кроме того, вход стабилизатора выходного напряжения 4 зашунтирован в выключенном состоянии маломощными контактами 4-3. В рассматриваемом примере используются два стабилизатора выходного напряжения, по числу секций солнечных батарей. Аккумуляторная батарея (в рассматриваемом примере используется одна аккумуляторная батарея) 6 минусом связана с общей минусовой шиной, а плюсом через силовой коммутатор 6-1 с зарядным и разрядным преобразователями (информационные связи аккумуляторной батареи 6 не показаны).

Маломощные контакты 4-3 и силовой коммутатор 6-1 управляются с наземного испытательного комплекса 9 при включении и выключении КА (на схеме состояние контактов соответствуют выключенному КА).

Перед стыковкой солнечных батарей 1 к КА проводят измерение тока короткого замыкания одной из секций с помощью прибора 10, содержащего последовательно соединенные амперметр «А» и переключатель «В» (подключение показано пунктиром). При необходимости (при большой величине измеренного тока) принимают меры по снижению уровня естественного освещения (выключение части светильников, зашторивание окон и т.д.) и повторяют измерение тока короткого замыкания.

Авторами проводились эксперименты с солнечными батареями на основе трехкаскадных арсенид-галлиевых фотопреобразователей, имеющими напряжение холостого хода -120 В. При этом установлено, что при токах короткого замыкания солнечной батареи менее 0,3 А возникновение искры, при замыкании-размыкании ее силовых цепей, не наблюдается. Вообще рекомендуется для каждой конструкции солнечной батареи проводить собственные квалификационные испытания на безопасное (без искровое) замыкание-размыкание ее силовых цепей в условиях производства КА.

При величине измеренного тока короткого замыкания, удовлетворяющей заранее установленному ограничению (условию безопасности), переходят к стыковке солнечной батареи.

Для этого проводят подключение силовых цепей солнечных батарей к КА (стабилизированному преобразователю напряжения), соединители 2₁ и 2-1₁, 2₂ и 2-1₂, 3 и 3-1 стыкуют между собой соответственно.

При проведении контроля стыковки солнечных батарей измерение тока проводят на общей шине солнечных батарей бесконтактным измерителем тока 11 в процессе поочередной засветки соответствующих секций солнечных батарей маломощным осветителем малой площади. Следует отметить, что использовать полномасштабный осветитель при проведении данных работ невозможно по причине сложности технологии полного раскрытия солнечных батарей в составе КА. На КА солнечные батареи устанавливают в сложенном в пакеты состоянии. При этом частичное раскрытие пакетов панелей солнечных батарей возможно. Использование в данном случае маломощного осветителя малой площади позволяет это делать еще и потому, что в современных солнечных батареях в обязательном порядке используются шунтирующие диоды, обеспечивающие сохранение работоспособности при обрыве или частичном затенении ее последовательных цепей фотопреобразователей. Для проведения измерений тока секций солнечных батарей необходимо в конструкции КА предусмотреть возможность доступа к контролируемым цепям. Наиболее оптимально - это общая шина солнечных батарей (одна общая точка для измерения тока от любой секции), а само измерение проводить бесконтактным измерителем тока.

Таким образом, заявляемый способ изготовления космического аппарата повышает удельные энергетические характеристики системы электропитания КА.