RU2571480C1 - Method of fabrication of spacecraft - Google Patents
Method of fabrication of spacecraft Download PDFInfo
- Publication number
- RU2571480C1 RU2571480C1 RU2014124451/11A RU2014124451A RU2571480C1 RU 2571480 C1 RU2571480 C1 RU 2571480C1 RU 2014124451/11 A RU2014124451/11 A RU 2014124451/11A RU 2014124451 A RU2014124451 A RU 2014124451A RU 2571480 C1 RU2571480 C1 RU 2571480C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- spacecraft
- connectors
- circuits
- battery
- tests
- Prior art date
Links
Images
Abstract
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, термовакуумных испытаний, а также заключительных испытаний на функционирование космического аппарата (патент RU №2305058).A known method of manufacturing a spacecraft, including the manufacture of components, assembling 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 RU No. 2305058).
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.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 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 Способ изготовления космического аппарата, включающий изготовление комплектующих, сборку космического аппарата, включающего систему электропитания, имеющую солнечные батареи, аккумуляторные батареи и стабилизированный преобразователь напряжения 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, отличающийся тем, что испытания на воздействие механических нагрузок и контроль стыковки солнечных и аккумуляторных батарей проводят со штатными аккумуляторными и солнечными батареями, причем аккумуляторные батареи перед проведением испытаний на воздействие механических нагрузок заряжают режимом, эквивалентным режиму штатного предстартового заряда, 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 комбинировано: по зарядному интерфейсу - непосредственно, а по разрядному интерфейсу - через систему гарантированного электроснабжения, при этом штатные аккумуляторные батареи хранят электрически разобщенными со стабилизированным преобразователем напряжения в подзаряженном состоянии.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 A method of manufacturing a spacecraft, including the manufacture of components, assembly of a spacecraft, including a power supply system having solar panels, battery batteries and a stabilized voltage converter for matching the work of solar and rechargeable batteries and ensuring supplying stable voltage to a given nominal value of service system modules and payload, preparing electric power sources for operation, conducting electrical tests of the spacecraft for operation, mechanical stress tests, thermal vacuum tests, as well as final tests, including control of docking of solar and rechargeable batteries, characterized in that tests for the effects of mechanical loads and control of the docking of solar and rechargeable batteries are carried out with standard rechargeable batteries and solar batteries, moreover, the batteries are charged before mechanical stress testing with a mode equivalent to the standard pre-start charge, and all other tests are carried out using technological functional simulators of solar and rechargeable batteries, and the solar battery simulators are connected directly to the industrial network, and battery simulators - to the industrial network combined: via the charging interface - directly and on the discharge interface - through a guaranteed power supply system, while standard batteries are stored electrically disconnected from a stabilized voltage converter in a recharged state.
Недостатком известного способа изготовления космического аппарата является то, что при проведении наземных электрических испытаний, когда космический аппарат «обвязан» наземными цепями (кабелями связи с наземной контрольно-испытательной аппаратурой) велика вероятность возникновения не штатных коротких замыканий наземными цепями бортовых цепей питания космического аппарата. При этом бортовая система электропитания может подвергнуться не штатной перегрузке, способной вывести ее (или часть ее резерва) из строя.A disadvantage of the known method of manufacturing a spacecraft is that during ground-based electrical tests, when the spacecraft is “tied up” with ground circuits (communication cables with ground control and test equipment), the probability of occurrence of non-standard short circuits by ground circuits of the onboard power circuits of the spacecraft is high. At the same time, the on-board power supply system may be subjected to non-standard overload, capable of incapacitating it (or part of its reserve).
В настоящее время на космических аппаратах нового поколения одна шина питания электрически связана с корпусом. Это дает положительный эффект в защите от электростатических разрядов и снижает уровень помех на бортовых шинах, однако этот факт существенно повышает возможность возникновения короткого замыкания между шинами питания КА, особенно в наземной испытательной схеме.Currently, on new generation spacecraft, one power bus is electrically connected to the hull. This gives a positive effect in protection against electrostatic discharges and reduces the level of interference on the busbars, however, this fact significantly increases the possibility of a short circuit between the power supply buses of the spacecraft, especially in the ground test circuit.
Задачей предложенного авторами технического решения является обеспечение безаварийности процесса изготовления космического аппарата.The objective of the technical solution proposed by the authors is to ensure trouble-free manufacturing process of the spacecraft.
Поставленная задача решается тем, что при изготовлении космического аппарата, включающем изготовление комплектующих, сборку космического аппарата, включающего систему электропитания, имеющую в своем составе солнечные батареи, аккумуляторные батареи и стабилизированный преобразователь напряжения с общей шиной, связанной с корпусом космического аппарата, проведение электрических испытаний, включая сборку схем испытаний космического аппарата на функционирование, испытаний на воздействие механических нагрузок, термовакуумных испытаний, а также заключительных испытаний, при проектировании схем испытаний все соединители из числа соединителей в силовых цепях аккумуляторных батарей от шин аккумуляторных батарей противоположной полярности относительно общей шины системы электропитания выбирают с розетками, со стороны аккумуляторных батарей, а при сборке схем испытаний эти соединители стыкуют в последнюю очередь. Кроме того, перед стыковкой выбранных соединителей предварительно контролируют, со стороны наземной схемы испытаний, отсутствие гальванической связи этих цепей с корпусом космического аппарата. Контроль отсутствия гальванической связи проводят также по величине напряжения между контролируемыми цепями и шинами аккумуляторных батарей, противоположной полярности относительно общей шины космического аппарата. При этом контроль отсутствия гальванической связи проводят через дополнительно предусмотренные от цепей контролируемых соединителей выводы с токоограничительными резисторами.The problem is solved in that in the manufacture of the spacecraft, including the manufacture of components, the assembly of the spacecraft, including the power supply system, which includes solar panels, rechargeable batteries and a stabilized voltage converter with a common bus connected to the spacecraft body, conducting electrical tests, including assembly of test schemes of the spacecraft for functioning, mechanical stress tests, thermal vacuum tests During the design of test circuits, all connectors from the number of connectors in the battery power circuits from battery tires of opposite polarity relative to the common bus of the power supply system are selected with sockets on the battery side, and when assembling test circuits, these connectors are joined last turn. In addition, before docking the selected connectors, the absence of a galvanic connection between these circuits and the spacecraft body is preliminarily checked, from the side of the ground test circuit. The absence of galvanic communication is also monitored by the magnitude of the voltage between the monitored circuits and the battery tires, of the opposite polarity with respect to the common bus of the spacecraft. At the same time, the absence of galvanic coupling is monitored via terminals with current-limiting resistors that are additionally provided from the circuits of the controlled connectors.
Действительно, использование соединителей в силовых цепях аккумуляторных батарей от шин аккумуляторных батарей противоположной полярности, относительно общей шины системы электропитания, с розетками, со стороны аккумуляторных батарей позволяет избежать короткого замыкания от простого касания контактами соединителя корпуса КА, а стыковка этих соединителей в последнюю очередь позволяет исключить наличие на КА напряжения в процессе почти всего времени сборочных работ с КА, что исключает вероятность возникновения нештатных коротких замыканий. Полная защита от нештатных коротких замыканий обеспечивается тем, что перед стыковкой выбранных соединителей предварительно контролируют, со стороны наземной схемы испытаний, отсутствие гальванической связи этих цепей с корпусом космического аппарата. Контроль отсутствия гальванической связи можно проводить также по наличию и величине напряжения между контролируемыми цепями и шинами аккумуляторных батарей, противоположной полярности относительно общей шины космического аппарата. Для обеспечения технологической надежности контроль отсутствия гальванической связи целесообразно проводить через дополнительно предусмотренные выводы с токоограничительными резисторами от цепей контролируемых соединителей.Indeed, the use of connectors in battery power circuits from battery tires of opposite polarity, relative to the common busbar of the power supply system, with sockets, on the battery side, allows avoiding short circuiting by simply touching the contacts of the connector of the spacecraft’s body, and the docking of these connectors last but not least the presence of voltage on the spacecraft during almost the entire time of assembly work with the spacecraft, which eliminates the likelihood of abnormal short closures. Full protection against abnormal short circuits is ensured by the fact that, before joining the selected connectors, the absence of galvanic connection of these circuits with the spacecraft body is preliminarily monitored by the ground test circuit. The absence of galvanic communication can also be controlled by the presence and magnitude of the voltage between the monitored circuits and the battery tires, of the opposite polarity with respect to the common bus of the spacecraft. To ensure technological reliability, it is advisable to control the absence of galvanic coupling through additionally provided outputs with current-limiting resistors from the chains of controlled connectors.
Величину сопротивления токоограничительных резисторов R выбирают (порядка 10 кОм) исходя из условия обеспечения полной технологической безопасности.The resistance value of current-limiting resistors R is chosen (about 10 kOhm) based on the conditions for ensuring complete technological safety.
На фиг. 1 приведена функциональная схема автономной системы электропитания КА (с наземными связями) с одной аккумуляторной батареей, поясняющая работу по предлагаемому способу изготовления космического аппарата.In FIG. 1 is a functional diagram of an autonomous spacecraft power supply system (with terrestrial communications) with one battery, explaining the work on the proposed method for manufacturing a spacecraft.
Автономная система электропитания содержит солнечную батарею 1, подключенную к нагрузке 3 через соединители 1-3, 1-4 и стабилизированный преобразователь напряжения 2 и аккумуляторную батарею 5, подключенную к стабилизированному преобразователю 2. Стабилизированный преобразователь напряжения состоит из стабилизатора напряжения 4, зарядного преобразователя 6 и разрядного преобразователя 7. Солнечная батарея 1, содержащая в своем составе блокирующие диоды 1-1, как правило, находится в процессе изготовления КА в отстыкованном состоянии и вне КА (соединители 1-3 и 1-4 расстыкованы). На КА солнечные батареи 1 устанавливаются (и стыкуются) на время проведения испытания КА на воздействие механических нагрузок, а также при подготовке КА к штатной эксплуатации. 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 солнечным батареям. При этом блокирующие диоды 1-1 защищают солнечные батареи от протекания так называемого «темнового» тока.Autonomous power supply system contains a
В представленном примере солнечные батареи 1 находятся вне КА. Система электропитания выполнена с общей минусовой шиной, связанной с корпусом 8 КА.In the presented example,
Аккумуляторная батарея 5 (в рассматриваемом примере используется одна аккумуляторная батарея) минусом связана с общей минусовой шиной, а плюсом через соединители 5-1 (на чертеже указанные соединители расстыкованы) с зарядным 6 и разрядным 7 преобразователями (информационные связи аккумуляторной батареи 5 не показаны).Battery 5 (one battery is used in this example) is connected to the common negative bus by a minus bus, and a plus through connectors 5-1 (the indicated connectors are undocked in the drawing) with charging 6 and
Вместо солнечных батарей на вход стабилизированного преобразователя напряжения через соединители 1-3 и 1-4 подключен имитатор солнечных батарей 9 (кабельные линии имитатора солнечных батарей не показаны), а вместо аккумуляторной батареи 5 к зарядному 6 и разрядному 7 преобразователям подключен имитатор аккумуляторной батареи 11 (кабельные линии и информационные связи имитатора аккумуляторной батареи не показаны).Instead of solar panels, a
Кроме того, к аккумуляторной батарее подключен наземный зарядно-разрядный комплекс 10. На фиг.1 показано подключение зарядно-разрядного комплекса 10 с использованием фрагмента кабельной линии с соединителями «а», «b», «с» и «d» (информационные связи зарядно-разрядного комплекса не показаны). Соединители «a», «b» - в цепи от шины аккумуляторной батареи противоположной полярности относительно общей шины системы электропитания выбраны с розетками со стороны аккумуляторной батареи. Соединители «с» и «d» не регламентируются по положению вилка-розетка.In addition, a ground-based charge-
Соединитель «а» выбран для стыковки в последнюю очередь. Перед его стыковкой контролируют омметром 12 отсутствие гальванической связи его цепей на соединителе «а2» с корпусом 8 космического аппарата или контролируют вольтметром 13 напряжение между цепями соединителя «а2» (-) и соединителем «а1» (+) - контролируемыми цепями и шинами аккумуляторных батарей противоположной полярности относительно общей шины космического аппарата.Connector “a” is the last to be selected for docking. Before joining it, they control with an
Для обеспечения большей технологической надежности контроль отсутствия гальванической связи целесообразно проводить через дополнительно предусмотренный вывод от цепей контролируемого соединителя с токоограничительным резистором R - соединитель «а3».To ensure greater technological reliability, it is advisable to control the absence of galvanic communication through an additionally provided output from the circuits of the controlled connector with current-limiting resistor R - connector "a3".
Таким образом, заявляемый способ изготовления космического аппарата позволяет обеспечить безаварийность процесса изготовления космического аппарата.Thus, the inventive method of manufacturing a spacecraft allows to ensure a trouble-free process of manufacturing a spacecraft.
Claims (4)
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2014124451/11A RU2571480C1 (en) | 2014-06-16 | 2014-06-16 | Method of fabrication of spacecraft |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2014124451/11A RU2571480C1 (en) | 2014-06-16 | 2014-06-16 | Method of fabrication of spacecraft |
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2571480C1 true RU2571480C1 (en) | 2015-12-20 |
Family
ID=54871379
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2014124451/11A RU2571480C1 (en) | 2014-06-16 | 2014-06-16 | Method of fabrication of spacecraft |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
RU (1) | RU2571480C1 (en) |
Cited By (2)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2657134C2 (en) * | 2016-07-01 | 2018-06-08 | Российская Федерация, от имени которой выступает Государственная корпорация по космической деятельности "РОСКОСМОС" | Method for manufacturing spacecraft |
RU2657795C2 (en) * | 2016-07-01 | 2018-06-15 | Российская Федерация, от имени которой выступает Государственная корпорация по космической деятельности "РОСКОСМОС" | Method for manufacturing spacecraft |
Citations (4)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US4603732A (en) * | 1984-02-09 | 1986-08-05 | Sundstrand Corporation | Heat management system for spacecraft |
US6298289B1 (en) * | 1999-04-24 | 2001-10-02 | The Boeing Company | Integrated spacecraft control system and method |
RU2305058C2 (en) * | 2005-02-02 | 2007-08-27 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Научно-производственное объединение прикладной механики им. акад. М.Ф. Решетнева" | Method of manufacture of spacecraft |
RU2459749C1 (en) * | 2010-12-15 | 2012-08-27 | Открытое акционерное общество "Информационные спутниковые системы" имени академика М.Ф. Решетнева" | Method of producing space apparatus |
-
2014
- 2014-06-16 RU RU2014124451/11A patent/RU2571480C1/en active
Patent Citations (4)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US4603732A (en) * | 1984-02-09 | 1986-08-05 | Sundstrand Corporation | Heat management system for spacecraft |
US6298289B1 (en) * | 1999-04-24 | 2001-10-02 | The Boeing Company | Integrated spacecraft control system and method |
RU2305058C2 (en) * | 2005-02-02 | 2007-08-27 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Научно-производственное объединение прикладной механики им. акад. М.Ф. Решетнева" | Method of manufacture of spacecraft |
RU2459749C1 (en) * | 2010-12-15 | 2012-08-27 | Открытое акционерное общество "Информационные спутниковые системы" имени академика М.Ф. Решетнева" | Method of producing space apparatus |
Cited By (2)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2657134C2 (en) * | 2016-07-01 | 2018-06-08 | Российская Федерация, от имени которой выступает Государственная корпорация по космической деятельности "РОСКОСМОС" | Method for manufacturing spacecraft |
RU2657795C2 (en) * | 2016-07-01 | 2018-06-15 | Российская Федерация, от имени которой выступает Государственная корпорация по космической деятельности "РОСКОСМОС" | Method for manufacturing spacecraft |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
RU2459749C1 (en) | Method of producing space apparatus | |
EP2608347A2 (en) | Electric energy storage system and method of maintaining the same | |
US20180272883A1 (en) | Battery system and method for the operation thereof | |
RU2571480C1 (en) | Method of fabrication of spacecraft | |
Kompella et al. | Parallel operation of battery chargers in small satellite electrical power systems | |
US20170066343A1 (en) | Voltage monitoring system | |
US11196102B2 (en) | Management device and power supply system | |
RU2496690C1 (en) | Method of constructing spacecraft | |
RU2657795C2 (en) | Method for manufacturing spacecraft | |
US11710975B2 (en) | Battery charging systems and methods | |
RU2559661C2 (en) | Method of electric inspections of spacecraft | |
CN113156252B (en) | Quick response satellite testing system and method supporting segmental recombination and rapid satellite-rocket docking | |
AU2015273600B2 (en) | Underwater vehicle comprising power storage sources made from lithium-ion batteries | |
RU2536003C2 (en) | Method of constructing spacecraft | |
CN111025175B (en) | Automatic joint test method for primary power subsystem of high-orbit communication satellite | |
RU2716471C1 (en) | Method of spacecraft manufacturing | |
RU2657134C2 (en) | Method for manufacturing spacecraft | |
US11114805B2 (en) | Marine shore power component | |
RU2541599C2 (en) | Spacecraft manufacturing method | |
RU2535824C2 (en) | Method of constructing spacecraft | |
RU2619151C2 (en) | Method of electric checks of spacecraft | |
RU2548313C2 (en) | Method of constructing spacecraft | |
US20140361729A1 (en) | Devices, Systems and Methods for Mining Equipment | |
KR101838240B1 (en) | Battery safety connector | |
RU2662802C1 (en) | Battery powered complex of underwater vehicle |