RU2539964C1

RU2539964C1 - Method of determination of resistance to arcing of elements of communications-electronics equipment of spacecrafts

Info

Publication number: RU2539964C1
Application number: RU2013137287/07A
Authority: RU
Inventors: Александр Владимирович Батраков; Константин Витальевич Карлик; Сергей Анатольевич Попов
Priority date: 2013-08-08
Filing date: 2013-08-08
Publication date: 2015-01-27
Also published as: RU2013137287A

Abstract

FIELD: test engineering.

SUBSTANCE: power of the primary arc discharge, burning in the gap between the electrodes, is carried out using the voltage equal to the voltage of the on-board cable network of the spacecraft, and initiation of the discharge is carried out by electrical breakdown of the gap with high-voltage potential impulse, the duration of which does not exceed the time of passage by the plasma front of the distance from the site of initiation of discharge to the extreme point of the electrodes, facing the test element.

EFFECT: increase in reliability of testing of the elements of communications-electronics equipment to resistance to arcing when failure of electrical radio engineering product inside the communications-electronics equipment, which leads to initiation of the primary arc discharge, and can lead to secondary self-sustaining arcs when insufficient resistance of the test element of the equipment.

2 dwg

Description

Изобретение относится к технике испытаний и может быть использовано при наземной экспериментальной отработке радиоэлектронной аппаратуры космических аппаратов.The invention relates to a test technique and can be used in ground experimental testing of electronic equipment for spacecraft.

Известен способ испытания радиоэлектронной аппаратуры космических аппаратов на стойкость к электростатическим разрядам [1], основанный на имитации условий космического пространства на начальной стадии испытания. Такой подход позволяет повысить достоверность результатов испытания электронных схем радиоэлектронной аппаратуры космических аппаратов. Недостатком данного способа является игнорирование параметров электростатического разряда, способного производить различное количество первичной плазмы, зависящее от емкости и напряжения, питающего разряд. В реальных условиях эксплуатации космических аппаратов количество плазмы от электростатических разрядов может варьироваться в широких пределах, при этом плазма может приобретать различный потенциал от единиц вольт до киловольт в зависимости от окружения космической аппаратуры. В этой связи параметры тока и напряжения при электростатическом разряде должны быть регламентированы.A known method of testing the electronic equipment of spacecraft for resistance to electrostatic discharges [1], based on a simulation of the conditions of outer space at the initial stage of the test. This approach allows to increase the reliability of the test results of electronic circuits of electronic equipment of spacecraft. The disadvantage of this method is the neglect of the parameters of the electrostatic discharge, capable of producing a different amount of primary plasma, depending on the capacitance and voltage supplying the discharge. Under actual operating conditions of spacecraft, the amount of plasma from electrostatic discharges can vary widely, while the plasma can acquire a different potential from units of volts to kilovolts depending on the environment of the spacecraft. In this regard, the parameters of current and voltage during electrostatic discharge should be regulated.

Известен способ испытания элементов солнечных батарей космических аппаратов [2], применимый и для испытания радиоэлектронной аппаратуры космических аппаратов, являющийся наиболее близким техническим решением, взятым за прототип. Способ основан на инициировании первичных электростатических разрядов пучком высокоэнергетических электронов, ультрафиолетовым излучением или лазером. Недостатком данного способа является использование воздействий на испытуемый объект, не реализуемых в реальных условиях эксплуатации радиоэлектронной аппаратуры космического аппарата, защищенной от интенсивных потоков заряженных частиц и излучения корпусом аппарата и экранами. Кроме того, в модулях радиоэлектронной аппаратуры и бортовой кабельной сети космических аппаратов используются напряжения, равные некоторому номинальному значению и лежащему в диапазоне напряжений ниже 300 B. Такого напряжения недостаточно для инициирования дугового разряда за счет пробоя изолирующих промежутков, но достаточно для его самоподдерживания, если цепь, питающая разрядный промежуток, обеспечивает электрический ток, превышающий пороговое значение тока дуги.A known method of testing the solar cells of spacecraft [2], applicable for testing electronic equipment of spacecraft, which is the closest technical solution, taken as a prototype. The method is based on the initiation of primary electrostatic discharges by a beam of high-energy electrons, ultraviolet radiation or a laser. The disadvantage of this method is the use of the effects on the test object that are not realized in the actual operating conditions of the radio-electronic equipment of the spacecraft, protected from intense flows of charged particles and radiation by the body of the apparatus and screens. In addition, the modules of electronic equipment and the onboard cable network of spacecraft use voltages equal to a certain nominal value and lying in the voltage range below 300 V. Such a voltage is not enough to initiate an arc discharge due to breakdown of insulating gaps, but enough to maintain it if the circuit supplying the discharge gap provides an electric current exceeding the threshold value of the arc current.

В реальных условиях эксплуатации радиоэлектронной аппаратуры космических аппаратов воздействием, приводящим к инициированию первичной дуги, является электростатический разряд либо выход из строя элемента электронной схемы. Использование диэлектрических материалов с ограниченной проводимостью и металлизация внешних поверхностей модулей радиоэлектронной аппаратуры и бортовой кабельной сети позволяют сводить к минимуму риск электростатического разряда, и основным источником первичной дуги является вышедший из строя элемент электронной схемы. В этом случае условия инициирования первичной дуги соответствуют испарению проводника определенным током при напряжении на разрядном промежутке, не превышающим либо незначительно превышающим (в силу индуктивности цепи) напряжение питания бортовой кабельной сети. Таким образом, для достоверного испытания радиоэлектронной аппаратуры и бортовой кабельной сети на стойкость к дугообразованию в качестве инициирования первичной дуги должно быть использовано такое воздействие, которое является максимально близким к условиям инициирования дуги, имеющим место при отключении вышедшего из строя элемента.Under real operating conditions of the radio-electronic equipment of spacecraft, the effect leading to the initiation of the primary arc is an electrostatic discharge or failure of an element of the electronic circuit. The use of dielectric materials with limited conductivity and the metallization of the external surfaces of the modules of electronic equipment and the on-board cable network can minimize the risk of electrostatic discharge, and the main source of the primary arc is a failed electronic circuit element. In this case, the conditions for initiating the primary arc correspond to the evaporation of the conductor by a certain current at a voltage in the discharge gap that does not exceed or slightly exceeds (due to the inductance of the circuit) the supply voltage of the onboard cable network. Thus, in order to reliably test the electronic equipment and on-board cable network for resistance to arcing, as the initiation of the primary arc, such an effect should be used that is as close as possible to the conditions for initiating the arc that occurs when a failed element is turned off.

Испытания должны проводиться путем многократного повторения процесса, поэтому инициирование первичной дуги не может осуществляться путем испарения проводника. Инициирование дугового разряда с использованием высокоэнергетического воздействия пучком электронов или лазером не удовлетворяет требованию эквивалентности модельного разряда реальному.The tests should be carried out by repeating the process many times, so the initiation of the primary arc cannot be carried out by evaporation of the conductor. The initiation of an arc discharge using a high-energy impact by an electron beam or a laser does not satisfy the requirement of model discharge real equivalence.

Поскольку радиоэлектронной аппаратуры космических аппаратов частично находится во включенном состоянии на старте, а также вследствие использования газа при эксплуатации космических аппаратов, испытания должны проводиться при давлении окружающей среды от атмосферного до соответствующего глубокому вакууму.Since the electronic equipment of spacecraft is partially on at the start, as well as due to the use of gas in the operation of spacecraft, tests should be carried out at ambient pressure from atmospheric to corresponding to a deep vacuum.

Техническим результатом данного изобретения является повышение достоверности результатов испытаний за счет более точного лабораторного воспроизведения процессов, приводящих к инициированию самоподдерживающихся вторичных дуговых разрядов в результате первичного электрического разряда при давлении окружающей среды от атмосферного до соответствующего глубокому вакууму.The technical result of this invention is to increase the reliability of test results due to more accurate laboratory reproduction of processes leading to the initiation of self-sustaining secondary arc discharges as a result of a primary electric discharge at ambient pressure from atmospheric to a corresponding high vacuum.

Указанный технический результат достигается за счет использования напряжений, не превышающих напряжение бортовой кабельной сети космического аппарата, как для питания первичного разряда, так и для питания испытуемых модулей. При этом инициирование первичного разряда осуществляется с использованием высоковольтного импульса напряжения, длительность которого не превышает времени прохождения плазменной границы расстояния до границы разрядного промежутка.The specified technical result is achieved through the use of voltages not exceeding the voltage of the onboard cable network of the spacecraft, both to power the primary discharge and to power the tested modules. In this case, the initiation of the primary discharge is carried out using a high-voltage voltage pulse, the duration of which does not exceed the transit time of the plasma boundary of the distance to the boundary of the discharge gap.

Техническая сущность изобретения заключается в следующем. Источник воздействия, используемый для испытания элементов радиоэлектронной аппаратуры космических аппаратов на стойкость к дугообразованию, имитирует выход из строя электрорадиотехнического изделия внутри аппаратуры, сопровождаемый горением первичной дуги. Для питания первичной дуги используется разрядная цепь, состоящая из емкости и резистора, параметры которых подбираются таким образом, чтобы при напряжении, равном напряжению бортовой кабельной сети, ток первичной дуги при испытаниях был подобен по длительности и амплитуде току первичной дуги в реальных условиях эксплуатации радиоэлектронной аппаратуры космических аппаратов. Воздействие первичного дугового разряда на испытываемый элемент должно соответствовать напряжению бортовой кабельной сети, и область возможного влияния поджигающего высоковольтного импульса не должна распространяться за пределы разрядного промежутка первичного дугового разряда. С этой целью длительность импульса высокого напряжения сокращается до времени, не превышающего время распространения плазмы, образуемой от протекания импульса тока высокого напряжения, вдоль поверхности электродов. В процессе испытания осуществляется регистрация токов в испытываемом элементе радиоэлектронной аппаратуры, находящемся под напряжением бортовой кабельной сети. Геометрия разрядного промежутка первичного дугового разряда выбирается таким образом, чтобы обеспечивать надежное инициирование дуги в диапазоне давлений окружающей среды от атмосферного до соответствующего глубокому вакууму. При испытаниях регистрируются токи через изолирующие промежутки испытываемого элемента. Также при испытаниях регистрируется оптическое излучение. Появление тока в изолирующем промежутке, превышающего пороговый ток дуги, сопровождаемое появлением света в промежутке интенсивностью, характерной для дугового разряда, идентифицируется как инициирование вторичного дугового разряда и недостаточную стойкость элемента к дугообразованию.The technical essence of the invention is as follows. The source of influence used to test the elements of the electronic equipment of spacecraft for resistance to arcing simulates the failure of an electro-radio technical product inside the equipment, accompanied by burning of the primary arc. To power the primary arc, a discharge circuit is used, consisting of a capacitance and a resistor, the parameters of which are selected so that at a voltage equal to the voltage of the onboard cable network, the current of the primary arc during testing was similar in duration and amplitude to the current of the primary arc in real operating conditions of electronic equipment spacecraft. The effect of the primary arc discharge on the test element should correspond to the voltage of the onboard cable network, and the area of the possible influence of the igniting high-voltage pulse should not extend beyond the discharge gap of the primary arc discharge. To this end, the duration of the high voltage pulse is reduced to a time not exceeding the propagation time of the plasma formed from the flow of the high voltage current pulse along the surface of the electrodes. During the test, currents are recorded in the tested element of electronic equipment that is energized by the onboard cable network. The geometry of the discharge gap of the primary arc discharge is selected in such a way as to ensure reliable initiation of the arc in the range of ambient pressures from atmospheric to corresponding to a deep vacuum. During testing, currents are recorded through the insulating gaps of the test element. Optical radiation is also recorded during testing. The appearance of a current in the insulating gap that exceeds the threshold arc current, accompanied by the appearance of light in the gap with an intensity characteristic of an arc discharge, is identified as the initiation of a secondary arc discharge and the insufficient resistance of the element to arcing.

Указанный способ может быть реализован с использованием схемы, представленной на Фиг.1.The specified method can be implemented using the circuit shown in Fig.1.

Анод 1 и катод 2 образуют промежуток для инициирования первичной дуги. В анод 1 через изолятор 3 встроен поджигающий электрод 4, на который от источника импульсного напряжения 5 подается импульс высокого напряжения амплитудой, достаточной для пробоя промежутка между электродами 1 и 4, и длительностью τ, удовлетворяющей условию τ<L₁/ν, где ν - скорость распространения плазменного фронта электрического разряда. Разряд между электродами 1 и 4 инициирует дуговой разряд между электродами 1 и 2, питаемый емкостью C1 через резистор R1. На расстоянии L₂ от промежутка первичной дуги расположен испытываемый элемент, схематически изображенный на Фиг.1 в виде промежутка вторичной дуги, образованными электродами 6 и 7 и питаемого аналогично промежутку с электродами 1 и 2. Сигналы токов первичной и вторичной дуги регистрируются в точках 8 и 9 соответственно. Пример инициирования вторичной дуги в испытываемом элементе при напряжении U_БКС=150 В и L₂=90 мм представлен на Фиг.2. Регистрация тока вторичной дуги в данном примере означает недостаточную защищенность испытуемого элемента от дугообразования в условиях, максимально приближенных к реальным условиям эксплуатации радиоэлектронной аппаратуры космических аппаратов.Anode 1 and cathode 2 form a gap for initiating the primary arc. An ignition electrode 4 is built into the anode 1 through the insulator 3, to which a high voltage pulse is supplied from the pulse voltage source 5 with an amplitude sufficient to breakdown the gap between the electrodes 1 and 4, and with a duration τ satisfying the condition τ <L ₁ / ν, where ν - propagation velocity of the plasma front of the electric discharge. The discharge between electrodes 1 and 4 initiates an arc discharge between electrodes 1 and 2, fed by capacitance C1 through resistor R1. At a distance L ₂ from the primary arc gap, the test element is located, schematically depicted in Fig. 1 as a secondary arc gap formed by electrodes 6 and 7 and fed similarly to the gap with electrodes 1 and 2. The signals of the primary and secondary arc currents are recorded at points 8 and 9 respectively. An example of the initiation of the secondary arc in the test element at a voltage U _BCS = 150 V and L ₂ = 90 mm is presented in Figure 2. Registration of the secondary arc current in this example means insufficient protection of the element under test from arcing under conditions as close as possible to the actual operating conditions of the radio-electronic equipment of spacecraft.

Источники информации, принятые во внимание при составлении заявки на изобретение:Sources of information taken into account when drawing up an application for an invention:

1. Анисимов А.В., Новоселов Ю.И. Способ испытания радиоэлектронной аппаратуры космических аппаратов на стойкость к электростатическим разрядам // Патент РФ (19) RU (11) 2157545 (13) G01R 31/28, G05F 1/56. - Заявл. 12.11.1999. - Опубл. 10.10.2000.1. Anisimov A.V., Novoselov Yu.I. A method of testing the electronic equipment of spacecraft for resistance to electrostatic discharges // RF Patent (19) RU (11) 2157545 (13) G01R 31/28, G05F 1/56. - Declared. 11/12/1999. - Publ. 10/10/2000.

2. Space engineering. Spacecraft charging // ECSS (European Cooperation for Space Standardization) Secretariat ESA-ESTEC. - Standard No. ECSS-E-ST-20-06 C. - 2008. - 120 p.2. Space engineering. Spacecraft charging // ECSS (European Cooperation for Space Standardization) Secretariat ESA-ESTEC. - Standard No. ECSS-E-ST-20-06 C. - 2008. - 120 p.

Claims

A method for determining the resistance to arcing of elements of electronic equipment of spacecraft, in which the test element is affected by the primary arc discharge, which is a simulator of the failure of the electronic equipment inside the electronic equipment, characterized in that the primary arc discharge is supplied using a voltage equal to the voltage onboard cable network of the spacecraft, and initiation of the primary arc discharge is carried out using a high-voltage voltage pulse, the duration of which does not exceed the time the plasma front travels from the place where the discharge was initiated to the extreme point of the primary arc discharge electrodes facing the test element.