RU2548313C2

RU2548313C2 - Method of constructing spacecraft

Info

Publication number: RU2548313C2
Application number: RU2013136320/11A
Authority: RU
Inventors: Виктор Владимирович Коротких; Андрей Гавриилович Лесковский; Михаил Владленович Нестеришин; Сергей Иванович Опенько; Тимофей Викторович Тютюнин; Владимир Сергеевич Шанаврин
Original assignee: Открытое акционерное общесто "Информационные спутниковые системы" имени академика М.Ф. Решетнёва"
Priority date: 2013-08-01
Filing date: 2013-08-01
Publication date: 2015-04-20
Also published as: RU2013136320A

Abstract

FIELD: aircraft engineering.

SUBSTANCE: spacecraft electric power supply comprises solar batteries (SC), storage batteries (SB), stabilised voltage inverter (SVI) with charging and discharging inverters CI and DI and output voltage stabiliser (8) (OVS). SVI is designed to match operation of SC and SB and to allow stable supply of service systems and payload. In fabrication, SC (1) is detached from spacecraft (connectors (2) and (2-1), (3) and (3-1) being broken. SB (5) is connected "-" with minus bus and "+" is connected via terminals (5-2) and (5-1) (broken in circuit diagram) with CI and DI, (6) and (7), respectively. Instead of SC, its imitator (9) is connected via connectors (2-1) and (3-1) to SVI input (4) while SB imitator (10) is connected instead of SB (5) to CI (6) and DI (7). Additionally, imitator (10) is connected to spacecraft via remote capacitance filter (12) with capacitor unit (12-1) nearby CI (6) and DI (7). Capacity of filter (12) is selected experimentally on the basis of voltage ripple constriction level condition. Imitators (9) and (10) are supplied from industrial power supply line (9-1) and (10-1) and guaranteed power supply line (11/1) and (11/2).

EFFECT: higher quality and reliability.

2 cl, 1 dwg

Description

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано при создании связных (телекоммуникационных) космических аппаратов (КА).The invention relates to space technology and can be used to create a connected (telecommunication) spacecraft (SC).

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).A known method of manufacturing a spacecraft, including the manufacture of components, assembly of the spacecraft, conducting electrical tests for functioning, tests for mechanical stress, thermal vacuum tests, as well as final tests for the functioning of the spacecraft (patent No. 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.The disadvantage of this method is that it does not regulate issues related to the features of the configuration of the power system in the manufacturing process (electrical tests) of the spacecraft, which reduces the reliability of the work.

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.An analysis of the sources of information on patent and scientific and technical information showed that the closest in technical essence to the prototype of the proposed technical solution is the patent of the Russian Federation No. 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.A method of manufacturing a spacecraft, according to the above patent, includes the manufacture of components, assembling a spacecraft, including a power supply system having solar panels, rechargeable batteries and a stabilized voltage converter (with charge and discharge converters) to coordinate the operation of the solar and battery batteries and provide stable voltage supply a given nominal value of modules of service systems and payload, preparation of electric power sources for p bot, electrical tests of the spacecraft for functioning, mechanical stress tests, thermal vacuum tests, as well as final tests, including control of the docking of solar and rechargeable batteries, while mechanical stress tests and control of the docking of solar and rechargeable batteries are carried out with standard rechargeable batteries and solar panels, and all other tests are carried out using technological functional simulators of solar and ac battery, but with solar simulators are connected to the commercial power directly, but imitators batteries industrial network - in combination: on the charging interface - directly, but by bit interface - through a system of guaranteed power supply.

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.The disadvantage of this method of manufacturing a spacecraft is that it does not take into account the technological features of the organization of the process of ground-based electrical tests of the spacecraft. Namely, in the process of electrical tests, the spacecraft can be located at a considerable distance from the simulators of solar and storage batteries, for example, in a pressure chamber (during thermal vacuum tests). At the same time, technological functional simulators of solar and storage batteries are located outside the thermal chamber. This fact leads to the fact that power circuits (cables) from technological functional simulators of solar and storage batteries to spacecraft, in particular to charging and discharge converters of a stabilized voltage converter of a power supply system, can have a considerable length (respectively, electrical resistance). At the same time, solar battery simulators in combination with long cable lines to the spacecraft will practically not change their output characteristics, since solar batteries by their nature have a large internal resistance (current sources), but for battery simulators (voltage sources with internal resistance, close to zero) such an “additive” becomes significant, especially its inductive component, and can lead not only to a distortion of the results of electric tests of the spacecraft, but also to the inoperability of the system s power (charge and discharge transducers). This reduces the reliability of the process of electrical tests of the spacecraft and, therefore, the reliability of its manufacture.

Задачей заявляемого изобретения является повышение надежности изготовления КА.The task of the invention is to increase the reliability of the manufacture of spacecraft.

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.The problem is solved in that in the manufacture of the spacecraft, including the manufacture of components, the assembly of the spacecraft, including a power supply system having solar panels, rechargeable batteries and a stabilized voltage converter with charge and discharge converters to coordinate the work of the solar and battery batteries and provide stable voltage supply the specified nominal value of the modules of service systems and payload, conducting electrical tests to the spacecraft for functioning, mechanical stress tests, thermal vacuum tests, as well as final tests, including control of the docking of solar and rechargeable batteries, while mechanical stress tests and control of the docking of solar and rechargeable batteries are carried out with standard rechargeable and solar batteries, and all other tests are carried out using technological functional simulators of solar and storage batteries, using techno logical functional battery simulators in combination with a long power cable communication line to the spacecraft carry out additional filtering of the voltage at the input of the discharge (output of the charging) converters of the stabilized voltage converter of the power supply system of the spacecraft, which additionally use remote capacitive filters that are located in close proximity from charging and discharge converters of a stabilized voltage converter si power supply systems of the spacecraft, and battery simulators are connected to the spacecraft through the indicated remote capacitive filters. In this case, the capacity of the remote capacitive filters is chosen experimentally from the condition of not exceeding the level of voltage ripples on them, during the operation of battery simulators, of a predetermined value.

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.Indeed, the inductive component of the cables from the technological functional simulators of storage batteries to the spacecraft (to the charging and discharge converters of the stabilized voltage converter of the power supply system) can be compensated by an additional technological capacitive filter located in the immediate vicinity of the charging and discharge converters of the stabilized voltage converter of the power supply system of the spacecraft. The length of the cable line and the size of the remote (technological) capacitive filter are directly dependent. The specific value of the capacitance should be determined experimentally from the condition that the voltage ripple level does not exceed them when the battery simulators are operating at a predetermined value, for example, equivalent to the ripple level on the batteries of the power supply system when they work in charge or discharge mode.

На фиг.1, приведена функциональная схема автономной системы электропитания КА (с наземными связями), поясняющая работу по предлагаемому способу изготовления космического аппарата.Figure 1, shows a functional diagram of an autonomous spacecraft power supply system (with ground communications), explaining the work on the proposed method for manufacturing a spacecraft.

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.The solar battery 1, which contains blocking diodes 1-1, is in the process of manufacturing the spacecraft in the undocked state from the spacecraft (connectors 2 and 2-1, 3 and 3-1 are undocked. Solar cells 1 are installed (and connected) on the spacecraft test time of the spacecraft for the influence of mechanical loads, as well as to control the docking of solar panels with the spacecraft. In some cases, for example, with non-oriented solar batteries, the solar panels are constantly in the spacecraft and are electrically connected to it, and ground-based simulators are solar x batteries are connected to specially provided technological connectors (taps) parallel to the output buses of the solar batteries, while blocking diodes 1-1 protect the solar batteries from the flow of the so-called "dark" current.

В представленном примере солнечные батареи 1 находятся в составе КА, но в электрически отстыкованном от КА состоянии. КА помещен в термобарокамеру.In the presented example, the solar panels 1 are in the spacecraft, but in an electrically undocked state from the spacecraft. The spacecraft is placed in a thermal chamber.

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).The power supply system is made with a common negative bus. Stabilized voltage converter 4 for coordinating the operation of solar 1 and rechargeable 5 batteries and providing stable voltage for a given nominal value of service system modules and payload (to the right of the output buses “+” and “-” is not shown in the drawing) consists of a charge converter 6, discharge converter 7 and an output voltage stabilizer 8. Battery (in this example, one battery is used) 5 minus connected to the common negative bus, and plus through the connectors 5-2 and 5-1 (in the drawing, said connectors are undocked) with charging 6 and bit 7 converters (information communications of battery 5 are not shown). Instead of solar panels, a simulator of solar batteries 9 is connected to the input of a stabilized voltage converter 4 through connectors 2-1 and 3-1, and instead of a battery 5, a battery simulator 10 is connected to a charging 6 and discharge 7 converters (information connections of the battery simulator 10 are not shown ) In this case, the battery simulator 10 is connected to the spacecraft through an additionally introduced external capacitive filter 12 with a capacitor block 12-1, which is located in the immediate vicinity of the charging 6 and 7 discharge converters of the stabilized voltage converter of the spacecraft power supply system (in this case, inside the pressure chamber).

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.The simulator of the solar battery 9 and the simulator of the battery 10 is powered from a 220/380 V industrial network via cables 9-1 and 10-1 and a guaranteed power supply system 11/1 and 11/2, respectively.

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.The conducted experimental studies showed that the block of capacitors (in the experiment 140 parallel-connected K52-19-160 V-33 μF capacitors with a total capacity of more than 4,500 μF were used) completely eliminates the negative effect of long cable communication lines from the battery simulator to the spacecraft on the performance of the spacecraft power supply system .

Таким образом, заявляемый способ изготовления космического аппарата повышает надежность изготовления КА.Thus, the inventive method of manufacturing a spacecraft increases the reliability of manufacturing a spacecraft.

Claims

1. A method of manufacturing a spacecraft, including the manufacture of components, assembling a spacecraft including a power supply system having solar panels, rechargeable batteries and a stabilized voltage converter with charging and discharge converters to coordinate the operation of the solar and rechargeable batteries and providing power to the stable specified nominal voltage of the service modules systems and payload, conducting electrical tests of the spacecraft for function mechanical tests, thermal vacuum tests, as well as final tests, including control of the docking of solar and rechargeable batteries, while tests of mechanical stress and control of the docking of solar and rechargeable batteries are carried out with standard rechargeable and solar batteries, and all other tests carried out using technological functional simulators of solar and rechargeable batteries, characterized in that when used technologically functional battery simulators in combination with a long power cable communication line to the spacecraft carry out additional filtering of the voltage at the input of the discharge or output of the charging converters of the stabilized voltage converter of the power supply system of the spacecraft, for which additional remote capacitive filters are used that are located in close proximity to the charging and bit converters of the stabilized voltage converter power the spacecraft, and connect the battery simulators to the spacecraft through the specified remote capacitive filters.

2. A method of manufacturing a spacecraft according to claim 1, characterized in that the capacity of the remote capacitive filters is chosen experimentally from the condition of not exceeding the level of voltage ripples on them of a predetermined value during the operation of battery simulators.