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, тепловакуумных 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 (электроиспытаний) 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, согласно вышеуказанному патенту, включает изготовление комплектующих, сборку космического аппарата, включающего систему электропитания, имеющую солнечные батареи, аккумуляторные батареи и стабилизированный преобразователь напряжения (с зарядными и разрядными преобразователями) 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, при этом испытания на воздействие механических нагрузок и контроль стыковки солнечных и аккумуляторных батарей проводят со штатными аккумуляторными и солнечными батареями, 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 - комбинированно: по зарядному интерфейсу - непосредственно, а по разрядному интерфейсу - через систему гарантированного электроснабжения.

Недостатком известного способа изготовления космического аппарата является то, что он не учитывает технологические особенности организации процесса наземных электроиспытаний КА. А именно в процессе электроиспытаний КА может находиться на значительном расстоянии от имитаторов солнечных и аккумуляторных батарей, например, в термобарокамере (при проведении термовакуумных испытаний). При этом технологические функциональные имитаторы солнечных и аккумуляторных батарей находятся вне термобарокамеры. Этот факт приводит к тому, что силовые цепи (кабели) от технологических функциональных имитаторов солнечных и аккумуляторных батарей до КА, в частности до зарядных и разрядных преобразователей стабилизированного преобразователя напряжения системы электропитания, могут иметь значительную длину (соответственно и электрическое сопротивление). При этом имитаторы солнечных батарей в сочетании с длинными кабельными линиями связи до КА практически не изменят своих выходных характеристик, так как солнечные батареи по своей природе имеют большое внутреннее сопротивление (источники тока), а вот для имитаторов аккумуляторных батарей (источников напряжения с внутренним сопротивлением, близким к нулю) такая «добавка» становится существенной, особенно ее индуктивная составляющая, и может привести не только к искажению результатов электроиспытаний КА, но и к неработоспособности системы электропитания (зарядных и разрядных преобразователей). Это снижает надежность процесса электроиспытаний КА и, следовательно, надежность его изготовления.

Задачей заявляемого изобретения является повышение надежности изготовления КА.

Поставленная задача решается тем, что при изготовлении космического аппарата, включающего изготовление комплектующих, сборку космического аппарата, включающего систему электропитания, имеющую солнечные батареи, аккумуляторные батареи и стабилизированный преобразователь напряжения с зарядными и разрядными преобразователями для согласования работы солнечной и аккумуляторных батарей и обеспечения питанием стабильным напряжением заданного номинала модулей служебных систем и полезной нагрузки, 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, при этом испытания на воздействие механических нагрузок и контроль стыковки солнечных и аккумуляторных батарей проводят со штатными аккумуляторными и солнечными батареями, а все остальные испытания проводят с применением технологических функциональных имитаторов солнечных и аккумуляторных батарей, при использовании технологических функциональных имитаторов аккумуляторных батарей в сочетании с длинной силовой кабельной линией связи до космического аппарата, проводят дополнительную фильтрацию напряжения на входе разрядных (выходе зарядных) преобразователей стабилизированного преобразователя напряжения системы электропитания космического аппарата, для чего дополнительно применяют выносные емкостные фильтры, которые располагают в непосредственной близости от зарядных и разрядных преобразователей стабилизированного преобразователя напряжения системы электропитания космического аппарата, а имитаторы аккумуляторных батарей подключают к космическому аппарату через указанные выносные емкостные фильтры. При этом емкость выносных емкостных фильтров выбирают экспериментально из условия непревышения уровня пульсаций напряжения на них, при работе имитаторов аккумуляторных батарей, заранее заданной величины.

Действительно, индуктивная составляющая кабелей от технологических функциональных имитаторов аккумуляторных батарей до КА (до зарядных и разрядных преобразователей стабилизированного преобразователя напряжения системы электропитания) может быть компенсирована дополнительным технологическим емкостным фильтром, располагаемым в непосредственной близости от зарядных и разрядных преобразователей стабилизированного преобразователя напряжения системы электропитания космического аппарата. При этом длина кабельной линии и величина выносного (технологического) емкостного фильтра находятся в прямой зависимости. Конкретная величина емкости должна определяться экспериментально из условия непревышения уровня пульсаций напряжения на них при работе имитаторов аккумуляторных батарей заранее заданной величины, например, эквивалентной уровню пульсаций на аккумуляторных батареях системы электропитания при работе их в режиме заряда или разряда.

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

Солнечная батарея 1, содержащая в своем составе блокирующие диоды 1-1, находится в процессе изготовления КА в отстыкованном от КА состоянии (соединители 2 и 2-1, 3 и 3-1 расстыкованы. На КА солнечные батареи 1 устанавливаются (и стыкуются) на время проведения испытания КА на воздействие механических нагрузок, а также для контроля стыковки солнечных батарей с КА. 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 выходным шинам солнечных батарей. При этом блокирующие диоды 1-1 защищают солнечные батареи от протекания так называемого «темнового» тока.

В представленном примере солнечные батареи 1 находятся в составе КА, но в электрически отстыкованном от КА состоянии. КА помещен в термобарокамеру.

Система электропитания выполнена с общей минусовой шиной. Стабилизированный преобразователь напряжения 4 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 8. 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 4 через соединители 2-1 и 3-1 подключен имитатор солнечных батарей 9, а вместо аккумуляторной батареи 5 к зарядному 6 и разрядному 7 преобразователям подключен имитатор аккумуляторной батареи 10 (информационные связи имитатора аккумуляторной батареи 10 не показаны). При этом имитатор аккумуляторной батареи 10 подключен к КА через дополнительно введенный выносной емкостной фильтр 12 с блоком конденсаторов 12-1, который располагают в непосредственной близости от зарядного 6 и разрядного 7 преобразователей стабилизированного преобразователя напряжения системы электропитания КА (в данном случае внутри термобарокамеры).

Питание имитатора солнечной батареи 9 и имитатора аккумуляторной батареи 10 осуществляется от промышленной сети 220/380 В через кабели 9-1 и 10-1 и систему гарантированного электроснабжения 11/1 и 11/2 соответственно.

Проведенные экспериментальные исследования показали, что блок конденсаторов (в эксперименте использовалось 140 параллельно соединенных конденсаторов К52-19-160 В-33 мкФ суммарной емкостью более 4500 мкФ) полностью устраняет отрицательное влияние длинных кабельных линий связи от имитатора аккумуляторной батареи до КА на работоспособность системы электропитания КА.

Таким образом, заявляемый способ изготовления космического аппарата повышает надежность изготовления КА.