RU2605277C2 - Method of testing electromagnetic compatibility of electric propulsion system with information onboard systems of space object, system of recording and playback of characteristics of discharge current of electric propulsion engines of electric propulsion system for implementing said method - Google Patents

Method of testing electromagnetic compatibility of electric propulsion system with information onboard systems of space object, system of recording and playback of characteristics of discharge current of electric propulsion engines of electric propulsion system for implementing said method Download PDF

Info

Publication number
RU2605277C2
RU2605277C2 RU2015119541/06A RU2015119541A RU2605277C2 RU 2605277 C2 RU2605277 C2 RU 2605277C2 RU 2015119541/06 A RU2015119541/06 A RU 2015119541/06A RU 2015119541 A RU2015119541 A RU 2015119541A RU 2605277 C2 RU2605277 C2 RU 2605277C2
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
electric
discharge current
electric propulsion
engines
electric rocket
Prior art date
Application number
RU2015119541/06A
Other languages
Russian (ru)
Other versions
RU2015119541A (en
Inventor
Владимир Алексеевич Пищулин
Валерий Георгиевич Островский
Original Assignee
Открытое акционерное общество "Ракетно-космическая корпорация "Энергия" имени С.П. Королева"
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Открытое акционерное общество "Ракетно-космическая корпорация "Энергия" имени С.П. Королева" filed Critical Открытое акционерное общество "Ракетно-космическая корпорация "Энергия" имени С.П. Королева"
Priority to RU2015119541/06A priority Critical patent/RU2605277C2/en
Publication of RU2015119541A publication Critical patent/RU2015119541A/en
Application granted granted Critical
Publication of RU2605277C2 publication Critical patent/RU2605277C2/en

Links

Images

Classifications

    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F03—MACHINES OR ENGINES FOR LIQUIDS; WIND, SPRING, OR WEIGHT MOTORS; PRODUCING MECHANICAL POWER OR A REACTIVE PROPULSIVE THRUST, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
    • F03H—PRODUCING A REACTIVE PROPULSIVE THRUST, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
    • F03H1/00—Using plasma to produce a reactive propulsive thrust
    • H—ELECTRICITY
    • H05—ELECTRIC TECHNIQUES NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
    • H05H—PLASMA TECHNIQUE; PRODUCTION OF ACCELERATED ELECTRICALLY-CHARGED PARTICLES OR OF NEUTRONS; PRODUCTION OR ACCELERATION OF NEUTRAL MOLECULAR OR ATOMIC BEAMS
    • H05H1/00—Generating plasma; Handling plasma
    • H05H1/54—Plasma accelerators

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Physics & Mathematics (AREA)
  • Plasma & Fusion (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Spectroscopy & Molecular Physics (AREA)
  • Aiming, Guidance, Guns With A Light Source, Armor, Camouflage, And Targets (AREA)
  • Testing Electric Properties And Detecting Electric Faults (AREA)

Abstract

FIELD: engines.
SUBSTANCE: invention relates to the use of electric propulsion systems in spacecraft and is intended for its testing for electromagnetic compatibility with information onboard systems, for example for noise immunity of the SC on-board computer system. In the method of testing electromagnetic compatibility of an electric propulsion system with information onboard systems of a space object including at the preliminary stage of firing trials of an electic propulsion engine measurement of amplitude-frequency characteristic of the discharge current variable component in its anode-cathode circuit in the range of conductive interference and further reproduction at the final stage of tests of this amplitude-frequency characteristics of discharge current variable component in the same range in a standard electric propulsion engine with evaluation of influence of the said noise at operation of onboard systems, at the preliminary stage of firing trials of electric propulsion engines simultaneously with measurement of amplitude-frequency characteristic of the discharge current variable component in its anode-cathode circuit in the range of conductive noise parameters are measured of the constant and the variable components of the discharge current in the range of amplitude-frequency characteristics of inductive noise of each of the standard electric propulsion engines of the electric propulsion system in each mode of their operation. They are saved and then at the final stage of the tests all the above said characteristics of the discharge current are restored for each of the standard electric propulsion engine in each mode of its operation. Herewith absence of faults in the operation of information onboard systems of the space object proves the electromagnetic compatibility of the electric propulsion system with the information onboard systems of the space object. Invention also relates to a system of recording and playback of characteristics of the discharge current of electric propulsion engines.
EFFECT: technical result of the group of inventions is expansion of functional capabilities of testing electric propulsion engines for electromagnetic compatibility, improved reliability of tests results and full automation of the testing procedures.
3 cl, 3 dwg

Description

Предлагаемое изобретение относится к области электроракетных двигательных установок (ЭРДУ) космического объекта (КО), например космического аппарата (КА), и предназначено для проведения испытаний ЭРДУ на электромагнитную совместимость (ЭМС) с информационными бортовыми системами (ИБС), например на помехоустойчивость бортового вычислительного комплекса КО.The present invention relates to the field of electric rocket propulsion systems (ERP) of a space object (KO), for example a spacecraft (KA), and is intended to conduct tests of the electric propulsion system for electromagnetic compatibility (EMC) with information on-board systems (IHD), for example, on the noise immunity of an onboard computer complex KO.

Известно (К.П. Кирдяшев. «Высокочастотные волновые процессы в плазмо-динамических системах». Москва. Энергоатомиздат. 1982), что при работе электроракетного двигателя (ЭРД), например стационарного плазменного двигателя (СПД), его постоянный разрядный ток содержит пульсирующую переменную составляющую.It is known (KP Kirdyashev. “High-frequency wave processes in plasma-dynamic systems.” Moscow. Energoatomizdat. 1982) that when an electric rocket engine (ERE), for example, a stationary plasma engine (SPD), its constant discharge current contains a pulsating variable component.

Амплитудно-частотные характеристики (АЧХ) и фронты этих пульсаций в СПД отображают колебательный характер плазменного разряда электроракетного двигателя (ЭРД), который содержит спектр частот разной энергетики от килогерц до мегагерц.The amplitude-frequency characteristics (AFC) and the fronts of these pulsations in the SPD reflect the oscillatory nature of the plasma discharge of an electric rocket engine (ERE), which contains a frequency spectrum of different energies from kilohertz to megahertz.

Помимо стационарного режима работы СПД, когда среднеквадратичное значение тока разряда имеет номинальное значение, соответствующее номинальному значению тяги, штатной ситуацией его работы является присущие ему аномальные броски тока разряда, достигающие значений в несколько номиналов тока разряда, которые автоматически ограничиваются источником разрядного напряжения с помощью создания им режима широтно-импульсной модуляции ограничиваемого тока.In addition to the stationary operation mode of the SPD, when the rms value of the discharge current has a nominal value corresponding to the nominal value of the thrust, the standard situation of its operation is its abnormal inrush currents of the discharge, reaching several discharge currents that are automatically limited by the discharge voltage source by creating pulse width modulation limited current.

Электропитание разрядного тока СПД на борту КО обеспечивается системой питания и управления (СПУ), имеющей в своем составе преобразователь напряжения, преобразующий бортовой номинал, например, 28 вольт, в необходимые разным типам СПД номиналы разрядного напряжения от 300 до 600 вольт и с разрядными токами от единиц до десятков ампер. Силовой вход СПУ соединен с аппаратурой системы энергоснабжения (СЭС) КО.The power supply of the discharge current of the SPD onboard the KO is provided by the power supply and control system (SPU), which includes a voltage converter that converts the on-board rating, for example, 28 volts, to the discharge voltage ratings from 300 to 600 volts and with discharge currents from units to tens of amperes. The power input of the SPU is connected to the equipment of the power supply system (SES) KO.

Выходы с разрядными напряжениями СПУ, число которых соответствует числу СПД в ЭРДУ, через разветвленную высоковольтную бортовую кабельную сеть (БКС) соединены с соответствующими анодно-катодными трактами СПД. При этом не исключается, что некоторые кабели бортовых информационных систем могут иметь недопустимые, с точки зрения ЭМС, паразитные электрические связи с высоковольтными проводами этих БКС, а также с конструктивными элементами СПД. При работе СПД, или их группы одновременно, внутри них и в достаточно длинных разрядных цепях возникают пульсации тока разряда, высокочастотная часть которых может вызвать наведенными электромагнитными полями помехи в смежных информационных цепях БКС, способных привести к сбоям в работе информационных бортовых систем. Поэтому при создании КО значительное внимание уделяют защите ИБС от излучения БКС электромагнитных полей, создаваемых разрядными трактами между СПУ и СПД. Для блокировки этих воздействий на этапе проектирования БКС стремятся силовые и информационные кабели располагать таким образом, чтобы электрические паразитные связи были минимальными, а также широко применяют экранирование проводов и кабельных стволов БКС с соответствующим заземлением их экранов. Кроме этого гальванически развязывают силовые и информационные шины питания, а дискретные информационные электрические сигналы передают внутри ИБС по проводам, выполненным в виде витой пары. Однако все это не исключает, что ИБС могут работать неустойчиво, со сбоями.The outputs with discharge voltages of the SPU, the number of which corresponds to the number of SPD in the electric propulsion system, are connected to the corresponding anode-cathode paths of the SPD through a branched high-voltage onboard cable network (BCS). At the same time, it is possible that some cables of on-board information systems may have unacceptable, from the point of view of EMC, spurious electrical connections with the high-voltage wires of these BCS, as well as with structural elements of the SPD. During the operation of the SPD, or their group at the same time, pulsation of the discharge current occurs inside them and in rather long discharge circuits, the high-frequency part of which can cause disturbances in the adjacent information circuits of the BCS induced by electromagnetic fields, which can lead to malfunctions in the operation of information on-board systems. Therefore, when creating QoS, considerable attention is paid to the protection of coronary heart disease from the radiation of BCS electromagnetic fields created by discharge paths between SPU and SPD. To block these effects, at the design stage of the BCS, they seek to arrange power and information cables in such a way that the electrical parasitic connections are minimal, and also shield the wires and cable trunks of the BCS with the appropriate grounding of their screens. In addition, the power and information power buses are galvanically isolated, and discrete information electrical signals are transmitted inside the IHD via wires made in the form of a twisted pair. However, all this does not exclude that coronary heart disease can work unstable, with failures.

Задача испытаний БС с ЭРДУ на ЭМС идеально могла бы решаться проведением огневых испытаний ЭРДУ по программе полета в составе КО путем помещения его в вакуумную камеру. Но это связано с большими материальными затратами.The task of testing a BS with an electric propulsion system for EMC could ideally be solved by conducting fire tests of the electric propulsion system according to the flight program as part of the spacecraft by placing it in a vacuum chamber. But this is associated with high material costs.

Известен имитатор пульсаций разрядного анодно-катодного тока СПД (Патент РФ 2073796, «Имитатор СПД», опубликован 20.02.1997 г., автор Колесников А.Ф.), содержащий стеклянную, заполненную ксеноном колбу тороидальной формы со встроенными в нее анодом, катодом и электродом поджига, и магнитную систему, состоящую из катушек и общего магнитопровода, устанавливаемого снаружи колбы. Недостатком этого имитатора является создание им пульсаций тока разряда нерегулярного шумового характера, энергетический и амплитудно-частотный характер спектра которых неадекватен спектру пульсаций в реальных СПД.A known simulator of pulsations of the discharge anode-cathode current SPD (RF Patent 2073796, “Simulator SPD”, published 02.20.1997, author A. Kolesnikov), containing a glass, xenon-filled toroidal flask with an anode, cathode and ignition electrode, and a magnetic system consisting of coils and a common magnetic circuit installed outside the bulb. The disadvantage of this simulator is the creation by it of pulsations of the discharge current of an irregular noise nature, the energy and amplitude-frequency nature of the spectrum of which is inadequate to the ripple spectrum in real SPDs.

Наиболее близким к заявленному техническому решению, принятому авторами за прототип, является электродинамический имитатор (ЭДИТМ) (В.А. Лесневский, А.В. Румянцев. «Проверка электромагнитной совместимости электроракетной двигательной установки с помощью электродинамического имитатора тягового модуля». Вестник Балтийского федерального университета им. И. Канта. 2012. Вып. 4. С.90-94), предназначенный для проверки электромагнитной совместимости электроракетных двигателей ЭРДУ с БС КО.The closest to the claimed technical solution adopted by the authors for the prototype is an electrodynamic simulator (EDITM) (V. A. Lesnevsky, A. V. Rumyantsev. “Checking the electromagnetic compatibility of an electric propulsion system using an electrodynamic simulator of a traction module.” Bulletin of the Baltic Federal University named after I. Kant. 2012. Issue 4. P.90-94), designed to test the electromagnetic compatibility of electric propulsion engines of electric propulsion systems with BS KO.

Суть способа проверки электромагнитной совместимости электроракетных двигателей ЭРДУ с БС КО состоит в том, что измеряют и регистрируют при отработке СПД на огневом стенде (или полученную в результате математического моделирования) АЧХ переменной составляющей тока разряда в диапазоне пульсаций (20-30 кГц), влияющую только на кондуктивные помехи (без оценки формы импульсов пульсации).The essence of the method for checking the electromagnetic compatibility of electric propulsion propulsion engines with BS KOs is that they measure and record when working out the SPD on the test bench (or obtained as a result of mathematical modeling) the frequency response of the variable component of the discharge current in the ripple range (20-30 kHz), which affects only conducted interference (without evaluating the shape of the pulsation pulses).

Эта АЧХ воспроизводится прибором ЭДИТМ, который подключается через штатную БКС к СПУ вместо одного из штатных СПД. При этом на шинах СЭС измеряется величина наведенных от СПУ кондуктивных помех.This frequency response is reproduced by the EDITM device, which is connected via the standard BCS to the control system instead of one of the standard control systems. In this case, on the SES buses, the value of the conducted interference induced from the SPU is measured.

ЭДИТМ включает в себя блок управления блоком нагрузок, который собственно и формирует в диапазоне 20-30 кГц пульсации тока разряда. В ЭДИТМ входит блок нагрузок, который своим входом соединен с выходом блока управления блоком нагрузок (БУБН), при этом он усиливает сигналы с БУБН до номинального значения тока разряда. БУБН содержит генератор шума, полосовой фильтр, сумматор переменной и постоянной составляющей тока разряда, а также усилитель гальванической развязки, при этом вход каждого последующего устройства соединен с выходом предыдущего. Блок нагрузок состоит из набора полупроводниковых электронных ключей, соединенных параллельно. При этом входы каждого ключа через предварительные усилители соединяются с соответствующими выходами усилителей гальванической развязки БУБН. Коллекторы от каждого ключа соединяются с соответствующим резистором, а эмиттеры всех этих ключей соединены между собой, и к ним последовательно присоединены провода катушек магнитной системы технологического СПД. Магнитная система каждого СПД, занимающая до 90% его объема и массы, состоит из катушек и магнитопровода. При установке СПД на КО его магнитопровод гальванически связывается с конструкцией КО. В то же время его катушки изолированы от магнитопровода и имеют характерные для каждого СПД ЭРДУ емкостные связи с корпусом КО, что при проведении испытаний необходимо учитывать.EDITM includes a control unit for the load unit, which actually generates ripple current discharge in the range of 20-30 kHz. The EDITM includes a load unit, which is connected by its input to the output of the load unit control unit (BUBN), while it amplifies the signals from the BUBN to the rated value of the discharge current. BUBN contains a noise generator, a band-pass filter, an adder of a variable and a constant component of the discharge current, as well as a galvanic isolation amplifier, while the input of each subsequent device is connected to the output of the previous one. The load block consists of a set of semiconductor electronic keys connected in parallel. In this case, the inputs of each key through preamplifiers are connected to the corresponding outputs of amplifiers of galvanic isolation BUBN. The collectors from each key are connected to the corresponding resistor, and the emitters of all these keys are interconnected, and wires of the coils of the magnetic system of the technological SPD are sequentially connected to them. The magnetic system of each SPD, which occupies up to 90% of its volume and mass, consists of coils and a magnetic circuit. When SPD is installed on a KO, its magnetic circuit is galvanically connected to the KO design. At the same time, its coils are isolated from the magnetic circuit and have capacitive connections characteristic of each SPD electric propulsion system with the KO case, which must be taken into account during testing.

К недостаткам прототипа можно отнести следующее.The disadvantages of the prototype include the following.

1. Способ, реализуемый ЭДИТМ, позволяет проверить ЭМС ЭРДУ с БС КО только в части влияния кондуктивных помех и их оценки на соответствие требованиям ТЗ по величине амплитуд наводимых помех на шинах бортового питания. При этом ЭДИТМ не позволяет проводить такую оценку при использовании в ЭРДУ многорежимных СПД.1. The method implemented by EDITM allows you to check the EMC ERDU with BS KO only in terms of the influence of conducted noise and their assessment on compliance with the requirements of the technical specifications for the magnitude of the amplitudes of the induced noise on the bus power supply. At the same time, EDITM does not allow such an assessment when using multi-mode SPD in an electric propulsion system.

Кроме этого при оценке кондуктивных помех, создаваемых работающими СПД при испытаниях, не учитывается фактор влияния на достоверность оценки величин амплитуд помех, наводимых на шинах СЭС, через емкостные связи электродов (катод, анод) и магнитной системы штатных СПД с корпусом КА.In addition, when assessing the conductive noise created by operating SPDs during tests, the factor of influence on the reliability of estimating the magnitudes of the noise amplitudes induced on SES buses is not taken into account through capacitive connections of the electrodes (cathode, anode) and the magnetic system of standard SPD with the spacecraft body.

2. Способ не позволяет проверять качество работы СЭС в части оценки величины импульсных помех, возникающих на его шинах при резком изменении тока потребления СПУ ЭРДУ, когда при одновременной работе нескольких СПД происходит аномальный режим какого-либо из них, например несанкционированное выключение или ступенчатое изменение режима тяги СПД.2. The method does not allow checking the quality of work of SES in terms of estimating the amount of impulse noise that occurs on its tires when a sharp change in the current consumption of the SPU ERDU occurs, when several SPDs operate simultaneously, one of them has an abnormal mode, for example, unauthorized shutdown or step change of mode traction SPD.

3. Способ не позволяет достоверно проверять ЭМС ЭРДУ с информационными бортовыми системами (ИБС) КО в части помех, создаваемых наведенными электромагнитными полями (индуктивные помехи), от протекающих в разрядных цепях БКС каждого СПД пульсирующего тока, особенно при одновременной групповой работе СПД и изменении их режимов.3. The method does not allow reliable verification of EMC ERD with information on-board systems (IHD) of the CO in terms of interference caused by induced electromagnetic fields (inductive interference) from each pulsating current pulsed current flowing in the BCS discharge circuits, especially with simultaneous group operation of the SPD and changing them modes.

4. Приборная реализация способа не позволяет в ЭДИТМ унифицировать БУБН, что вызывает необходимость разработки и изготовления их индивидуально для каждого типа СПД, кроме этого в блоке нагрузок ЭДИТМ требуется наличие магнитной системы СПД, что вызывает дополнительные материальные затраты.4. The instrument implementation of the method does not allow to unify the BUBN in EDITM, which necessitates the development and manufacture of them individually for each type of SPD; in addition, the EDITM loads block requires the presence of a magnetic SPD system, which causes additional material costs.

5. При использовании в ЭРДУ нескольких СПД, например 8 штук, для проведения достоверных испытаний необходимо будет задействовать 8 полноразмерных ЭДИТМ, что требует дополнительных затрат.5. When using several SPDs in an electric propulsion system, for example, 8 units, it will be necessary to use 8 full-sized EDITMs for reliable testing, which requires additional costs.

6. Отсутствие в составе ЭДИТМ компьютерных средств не позволяют автоматизировать процесс предполетных испытаний на ЭМС ЭРДУ с ИБС КО, что значительно усложняет эти испытания, особенно с многодвигательной ЭРДУ.6. The absence of computer tools in EDITM does not allow automating the process of preflight tests for EMC ERDU with IHD KO, which significantly complicates these tests, especially with multi-engine ERDU.

Целью изобретения является увеличение достоверности результатов испытаний на ЭМС электроракетных двигателей ЭРДУ с ИБС КО при одновременном расширении функциональных возможностей. Помимо этого целью является создание унифицированного блока управления блоком нагрузок (БУБН), позволяющего при модульном исполнении БН проводить имитацию пульсаций токов разряда всех существующих в настоящее время типов СПД. Кроме этого целью является возможность обеспечения автоматизации процесса предполетных испытаний.The aim of the invention is to increase the reliability of the results of tests on EMC of electric propulsion engines of electric propulsion engines with ischemic heart disease while increasing the functionality. In addition, the goal is to create a unified control unit for the load unit (BUBN), which allows for the modular design of the BN to simulate ripple discharge currents of all currently existing types of SPD. In addition, the goal is to provide automation of the preflight test process.

Поставленная задача решается следующим образом.The problem is solved as follows.

В способе испытаний на электромагнитную совместимость электроракетной двигательной установки с информационными бортовыми системами космического объекта, включающем на предварительном этапе огневых испытаний электроракетного двигателя измерение амплитудно-частотной характеристики переменной составляющей тока разряда в его анодно-катодном тракте в диапазоне кондуктивных помех, и последующее воспроизведение на завершающем этапе испытаний этой амплитудно-частотной характеристики переменной составляющей тока разряда в том же диапазоне в штатном электроракетном двигателе с оценкой влияния упомянутых помех на работу бортовых систем, на предварительном этапе огневых испытаний электроракетных двигателей одновременно с измерением амплитудно-частотной характеристики переменной составляющей тока разряда в его анодно-катодном тракте в диапазоне кондуктивных помех измеряют параметры постоянной и переменной составляющей тока разряда в диапазоне амплитудно-частотных характеристик индуктивных помех каждого из штатных электроракетных двигателей электроракетной двигательной установки в каждом режиме их работы, запоминают их, а затем на завершающем этапе испытаний воспроизводят все вышеупомянутые характеристики тока разряда каждого штатного электроракетного двигателя в каждом режиме его работы. При этом отсутствие сбоев в работе информационных бортовых систем космического объекта свидетельствует об электромагнитной совместимости электроракетной двигательной установки с информационными бортовыми системами космического объекта.In the method of testing for electromagnetic compatibility of an electric rocket propulsion system with informational systems of a space object, which includes, at a preliminary stage of a fire test of an electric rocket engine, measuring the amplitude-frequency characteristics of the variable component of the discharge current in its anode-cathode path in the range of conducted noise, and subsequent reproduction at the final stage tests of this amplitude-frequency characteristic of the variable component of the discharge current in the same range In the standard electric rocket engine, with an assessment of the influence of the above interference on the operation of the onboard systems, at the preliminary stage of the fire tests of electric rocket engines, simultaneously with measuring the amplitude-frequency characteristics of the variable component of the discharge current in its anode-cathode path, the parameters of the constant and alternating current components are measured in the conductive noise range discharge in the range of amplitude-frequency characteristics of inductive interference of each of the standard electric rocket engines of electric rocket engines gambling installation in each mode of their operation, remember them, and then at the final stage of the tests reproduce all of the aforementioned characteristics of the discharge current of each standard electric propulsion engine in each mode of operation. At the same time, the absence of failures in the operation of information onboard systems of a space object indicates the electromagnetic compatibility of the electric propulsion system with information onboard systems of a space object.

В систему записи характеристик тока разряда электроракетных двигателей электроракетной двигательной установки введены последовательно соединенные высокочастотные датчики тока разряда, установленные в анодно-катодных трактах каждого электроракетного двигателя и системы питания и управления, усилители выходных сигналов с этих датчиков, аналого-цифровые преобразователи усиленных выходных сигналов и блок запоминания характеристик тока разряда каждого электроракетного двигателя электроракетной двигательной установки. Кроме того, введен блок выбора испытуемых по заданной программе электроракетных двигателей, один из выходов которого соединен с блоком запоминания и хранения характеристик тока разряда каждого электроракетного двигателя, при этом второй выход блока выбора соединен с информационным входом системы питания и управления.A series-connected high-frequency discharge current sensors installed in the anode-cathode paths of each electric rocket engine and power supply and control systems, amplifiers of output signals from these sensors, analog-to-digital converters of amplified output signals, and a unit are introduced into the recording system of characteristics of the discharge current of electric rocket engines of an electric rocket propulsion system. storing the characteristics of the discharge current of each electric rocket engine of an electric rocket propulsion system. In addition, a unit for selecting subjects for a given program of electric rocket engines was introduced, one of the outputs of which is connected to a memory unit for storing the characteristics of the discharge current of each electric rocket engine, while the second output of the selection block is connected to the information input of the power and control system.

Система воспроизведения характеристик тока разряда электроракетных двигателей электроракетной двигательной установки для испытания ее на электромагнитную совместимость с информационными бортовыми системами космического объекта содержит наземную и бортовую части, при этом наземная часть выполнена в виде блока нагрузок и усилителя с гальванической развязки номиналов наземного и бортового питания, выход которого соединен со входом одного блока нагрузки, а бортовая часть содержит штатно установленные информационную бортовую систему, систему питания и управления, электроракетные двигатели, систему электроснабжения, причем цепи ее электропитания соединены с цепями питания всех информационных бортовых систем и с системой питания и управления электроракетных двигателей, выходные цепи которой посредством бортовой кабельной сети соединены со всеми электроракетными двигателями, кроме этого информационные бортовые системы связаны с наземным устройством определения работоспособности информационных систем космического объекта и с системой питания и управления электроракетных двигателей бортовой части. В наземную часть упомянутой системы записи введены блок выбора электроракетных двигателей и соответствующих им зон памяти, блок запоминания характеристик тока разряда электроракетного двигателя, дополнительно (N-1) блоков нагрузок в количестве, равном (N-1) электроракетных двигателей, и N устройств сопряжения системы питания и управления с электроракетными двигателями. При этом N выходов блока запоминания и хранения характеристик тока разряда электроракетного двигателя через блоки N усилителей гальванической развязки соединены с соответствующими входами N блоков нагрузок. Причем выходы N блоков нагрузок соединены с входами N устройств сопряжения системы питания и управления с электроракетными двигателями, при этом один из выходов каждого устройства сопряжения системы питания и управления с электроракетными двигателями соединен с кабелем бортовой кабельной сети, реализующим анодно-катодный тракт между системой питания и управления и электроракетным двигателем, а другой выход каждого устройства сопряжения соединен с соответствующими электроракетными двигателями. При этом один из выходов блока выбора электроракетных двигателей и соответствующих им зон памяти соединен с блоком запоминания характеристик тока разряда электроракетного двигателя, а другой его выход через информационную бортовую систему соединен с информационным входом системы питания и управления электроракетных двигателей.A system for reproducing the characteristics of the discharge current of electric rocket engines of an electric rocket propulsion system for testing it for electromagnetic compatibility with on-board information systems of a space object contains ground and airborne parts, while the ground part is made in the form of a load unit and an amplifier with galvanic isolation of the ratings of ground and airborne power, the output of which connected to the input of one load unit, and the airborne part contains regularly installed informational airborne systems , a power supply and control system, electric rocket engines, a power supply system, and its power supply circuits are connected to the power circuits of all information on-board systems and to a power and control system of electric rocket engines, the output circuits of which are connected via an on-board cable network to all electric rocket engines, except for information on-board the systems are connected with a ground-based device for determining the operability of information systems of a space object and with a power and control system for electric roraketnyh engines bead portion. A unit for selecting electric rocket engines and their corresponding memory zones, a block for storing the discharge current characteristics of the electric rocket engine, in addition (N-1) load blocks in an amount equal to (N-1) electric rocket engines, and N system interface devices were introduced into the ground part of the mentioned recording system power and control with electric rocket engines. In this case, the N outputs of the block for storing and storing the characteristics of the discharge current of the electric rocket engine through the blocks of N amplifiers of galvanic isolation are connected to the corresponding inputs of N blocks of loads. Moreover, the outputs of N load blocks are connected to the inputs of N devices for interfacing the power supply and control system with electric rocket engines, while one of the outputs of each device for interfacing the power supply and control system with electric rocket engines is connected to the cable of the onboard cable network that implements the anode-cathode path between the power system and control and electric propulsion engine, and the other output of each interface device is connected to the corresponding electric propulsion engines. In this case, one of the outputs of the electric rocket engine selection block and the corresponding memory zones is connected to the memory unit for characterizing the discharge current characteristics of the electric rocket engine, and its other output, through the information on-board system, is connected to the information input of the power and control system of electric rocket engines.

Блок-схема системы записи и хранения характеристик тока разряда представлена на фиг 1.A block diagram of a system for recording and storing discharge current characteristics is shown in FIG. 1.

1 - Блок записи характеристик тока разряда электроракетных двигателей (БЗХТРЭРД);1 - Block recording characteristics of the discharge current of electric rocket engines (BZHTRED);

2 - Аналого-цифровые преобразователи (АЦП);2 - Analog-to-digital converters (ADC);

3 - Усилители выходных сигналов (УВС);3 - Amplifiers of output signals (UVS);

4 - Вакуумная камера (ВК);4 - Vacuum chamber (VK);

5 - Электроракетные двигатели (ЭРД);5 - Electric propulsion engines (ERE);

6 - Система питания и управления (СПУ);6 - Power supply and control system (SPU);

7 - Источник питания (ИСП);7 - Power source (COI);

8 - Высокочастотные датчики токов разряда двигателей (ВДТР);8 - High-frequency sensors of currents of discharge of engines (VTR);

9 - Блок выбора электроракетных двигателей и соответствия зон памяти (БВЭРДСЗП).9 - Block selection of electric rocket engines and the correspondence of memory zones (BVERDSZP).

В вакуумную камеру 4 помещены штатные электроракетные двигатели 5 и их штатная система питания и управления 6, при этом двигатели 5 соединены с системой питания и управления 6 штатными кабелями, в разрядные тракты которых установлены высокочастотные датчики токов разряда двигателей 8, например датчики Холла. Выходы этих датчиков соединены с усилителями выходных сигналов 3, а их выходы соединены с аналого-цифровыми преобразователями 2. Выходы АЦП 2 соединены с информационными входами блока записи характеристик тока разряда электроракетных двигателей 1. При этом каждому электроракетному двигателю 5 в блоке записи 1 соответствует своя зона памяти. Соответствие между зонами памяти и выбранным по программе испытаний двигателем осуществляет блок выбора электроракетных двигателей и соответствия зон памяти 9, который соединен одним своим выходом с блоком записи 1, а другим выходом соединен с информационным входом системы питания и управления 6. Электропитание в СПУ 6 подается от стендового источника питания 7.Standard vacuum rocket motors 5 and their standard power supply and control system 6 are placed in the vacuum chamber 4, while the engines 5 are connected to the power supply and control system 6 of standard cables, in the discharge paths of which high-frequency sensors of discharge currents of engines 8 are installed, for example, Hall sensors. The outputs of these sensors are connected to the amplifiers of the output signals 3, and their outputs are connected to analog-to-digital converters 2. The outputs of the ADC 2 are connected to the information inputs of the recording unit for the characteristics of the discharge current of electric rocket engines 1. In this case, each electric rocket engine 5 in the recording unit 1 has its own zone memory. The correspondence between the memory zones and the engine selected according to the test program is carried out by the electric rocket engine selection block and the memory zone correspondence 9, which is connected by one output to the recording unit 1, and the other output is connected to the information input of the power and control system 6. Power is supplied to the SPU 6 from bench power supply 7.

Работа системы записи характеристик тока разряда электроракетных двигателей 1 осуществляется следующим образом. В вакуумной камере 4 создается соответствующий вакуум, после чего в систему питания и управления 6 подается питание от источника 7, а также запитываются устройства БЗХТРЭРД 1, АЦП 2, УВС 3 и БВЭРДСЗП 9. Далее по программе испытаний ЭРДУ из блока выбора 9 выдаются команды выбора номера испытуемого электроракетного двигателя, а также выбирается в блоке записи 1 зона памяти, в которой будут записаны оцифрованные значения характеристик тока разряда, выбранного двигателя. Далее, из блока выбора 9 выдаются циклограммные команды запуска выбранного двигателя 5. При включении двигателя и его последующей работе высокочастотный датчик тока 6 фиксирует характер амплитудно-частотных пульсаций переменной составляющей тока разряда, а также его постоянную составляющую. Аналоговые электрические сигналы с выхода датчика 8 усиливаются усилителем выходных сигналов 3 и далее, оцифровываясь преобразователем 2, поступают по адресу выбранной зоны блока записи характеристик тока разряда 1. Записанные характеристики токов разряда каждого двигателя могут длительно сохраняться на таких носителях информации, как манчестерский диск, флеш-память и т.д., а также использоваться по мере необходимости в системе воспроизведения характеристик тока разряда.The operation of the recording system of the characteristics of the discharge current of electric rocket engines 1 is as follows. An appropriate vacuum is created in the vacuum chamber 4, after which the power and control system 6 is supplied with power from the source 7, and the BZKhTRED 1, ADC 2, UVS 3 and BVERDSZP 9 devices are powered. Then, according to the ERD test program, selection commands are issued from the selection block 9 numbers of the tested electric rocket engine, and also in the recording unit 1 memory zone is selected, in which the digitized values of the characteristics of the discharge current selected by the engine will be recorded. Further, cyclogram commands to start the selected engine 5 are issued from the selection unit 9. When the engine is turned on and its subsequent operation, the high-frequency current sensor 6 captures the nature of the amplitude-frequency pulsations of the variable component of the discharge current, as well as its constant component. The analog electrical signals from the output of the sensor 8 are amplified by the amplifier of the output signals 3 and then, digitized by the converter 2, they arrive at the address of the selected zone of the recording unit for the characteristics of the discharge current 1. The recorded characteristics of the discharge currents of each motor can be stored for a long time on information carriers such as Manchester disk, flash -memory, etc., and also be used as necessary in the system for reproducing the characteristics of the discharge current.

Блок-схема системы воспроизведения характеристик тока разряда электроракетных двигателей ЭРДУ представлена на фиг 2.The block diagram of a system for reproducing the characteristics of the discharge current of electric propulsion engines of an electric propulsion system is shown in FIG. 2.

10 - Бортовая часть системы воспроизведения характеристик тока разряда электроракетных двигателей ЭРДУ (БЧ);10 - The on-board part of the system for reproducing the characteristics of the discharge current of electric propulsion engines of electric propulsion systems;

11 - Система энергоснабжения (СЭС);11 - Power supply system (SES);

12 - Информационные бортовые системы (ИБС);12 - Information on-board systems (IHD);

13 - Устройство определения состояния работоспособности информационных бортовых систем космического объекта (УОСРИБСКО);13 - Device for determining the state of health of information on-board systems of a space object (UOSRIBSKO);

15 - Усилители гальванической развязки (УГР);15 - Amplifiers of galvanic isolation (UGR);

16 - Блоки нагрузок (БН);16 - Blocks of loads (BN);

17 - Устройства сопряжения (УС); 18 - Катод ЭРД (К);17 - Interface devices (CSS); 18 - cathode ERD (K);

19 - Информационная бортовая кабельная сеть (ИБКС);19 - Information on-board cable network (IBKS);

20 - Силовая бортовая кабельная сеть (СБКС);20 - Power on-board cable network (SBKS);

22 - Наземная часть системы воспроизведения характеристик тока разряда электроракетных двигателей ЭРДУ (НЧ).22 - The ground part of the system for reproducing the characteristics of the discharge current of electric propulsion engines of the electric propulsion system (LF).

Эта система состоит из двух частей - наземной 22 и бортовой 10. Наземная часть включает блок записи характеристик тока разряда 1. N усилителей гальванической развязки 15, N блоков нагрузок 16, и N устройств сопряжения 17. Причем выходы зон памяти блока записи 1 с записанными характеристиками токов разряда соединены последовательно с устройствами 15, 16, 17. Кроме этого в состав наземной части входят блок выбора электроракетных двигателей и соответствующих им зон памяти 9 и устройство определения состояния работоспособности информационных бортовых систем космического объекта 13. При этом блок выбора 9 соединен с входом инициирования воспроизведения информации находящейся в памяти блока записи 1. Бортовая часть 10 системы воспроизведения характеристик токов разряда электроракетных двигателей включает в себя силовые системы, такие как система энергоснабжения 11, питающая все системы борта в том числе и систему питания и управления электроракетными двигателями 6, соединенная силовой бортовой кабельной сетью 20 с самими электроракетными двигателями 5, а также включает информационные бортовые системы 12, аппаратура которых имеет разветвленную информационную бортовую кабельную сеть (19), емкостные и индуктивные связи которой с силовой бортовой кабельной сетью (СБКС) 20 не исключаются.This system consists of two parts - ground 22 and airborne 10. The ground part includes a unit for recording the characteristics of discharge current 1. N galvanic isolation amplifiers 15, N load units 16, and N interface devices 17. Moreover, the memory zones of the recording unit 1 with the recorded characteristics discharge currents are connected in series with devices 15, 16, 17. In addition, the ground part includes a block for selecting electric rocket engines and their corresponding memory zones 9 and a device for determining the state of operability of information onboard the system of the space object 13. In this case, the selection unit 9 is connected to the input for initiating the reproduction of information stored in the memory of the recording unit 1. The airborne part 10 of the system for reproducing the characteristics of the discharge currents of electric rocket engines includes power systems, such as the power supply system 11, which supplies all onboard systems to including a power supply and control system for electric rocket engines 6, connected by a power onboard cable network 20 to the electric rocket engines 5 themselves, and also includes information boards new systems 12, the equipment of which has a branched information on-board cable network (19), capacitive and inductive connections of which with the power on-board cable network (SBKS) 20 are not excluded.

Между наземной и бортовой частью при испытаниях космического объекта устанавливают технологические связи - слаботочные. Так наземный блок выбора БВЭРДСЗП 9 соединяется своим вторым выходом с информационными бортовыми системами 12, один из выходов которой соединен с информационным входом системы питания и управления 6, а другой из выходов ИБС 12 соединен с наземным устройством определения состояния работоспособности информационных систем космического объекта 13. Сильноточные связи образованы с анодно-катодными цепями СБКС 20 каждого двигателя 5 и системы питания и управления 6, таким образом, что отсоединенные на время испытаний от двигателя эти цепи соединены с одним из выходов устройства сопряжения 17. При этом другой выход устройства сопряжения 17 соединен с катодным контактом отсоединенного от СПУ провода анодно-катодной цепи СБКС 20 и с катодом двигателя 18.Between the ground and airborne parts when testing a space object, technological connections are established - low-current. So the ground-based selection unit BVERDSZP 9 is connected by its second output to the information on-board systems 12, one of the outputs of which is connected to the information input of the power and control system 6, and the other of the outputs of the IHD 12 is connected to the ground-based device for determining the state of operability of information systems of a space object 13. High-current the connections are formed with the anode-cathode circuits SBKS 20 of each engine 5 and the power supply and control system 6, so that these circuits disconnected from the engine during the test s with one of the outputs of the interface device 17. In this case, the other output of the interface device 17 is connected to the cathode contact of the anode-cathode circuit of SBKS 20 disconnected from the SPU and to the cathode of the engine 18.

Работа системы воспроизведения характеристик токов разряда электроракетных двигателей ЭРДУ производится следующим образом.The operation of the system for reproducing the characteristics of the discharge currents of electric propulsion engines for electric propulsion systems is as follows.

Перед началом испытаний в блок выбора ЭРД 9 вводится программа испытаний на ЭМС ЭРДУ с ИБС 12. Затем на все блоки и устройства наземной части 22 подается наземное питание. По команде оператора испытаний включается программа, по которой из блока выбора ЭРД 9 выдаются в бортовую часть 10 через ИБС 12 в СПУ 6 команды - выбрать номер двигателя и включить разрядное напряжение этого двигателя. Затем из блока выбора ЭРД 9 в блок записи 1 выдается команда воспроизвести из зоны памяти, соответствующей выбранному двигателю, характеристики тока разряда. Электрические значения этих характеристик в виде кодированного N разрядного слова усиливаются усилителями гальванической развязки номиналов напряжений наземного и бортового питания 15 и поступают на вход блока нагрузок 16.Before the start of the tests, the EMR ERD test program with IHD 12 is introduced into the ERD 9 selection block. Then, all the blocks and devices of the ground part 22 are supplied with ground power. At the command of the test operator, a program is activated according to which the commands are issued from the selection block of the electric propulsion unit 9 to the side part 10 through the IHD 12 to the control system 6 — select the engine number and turn on the discharge voltage of this engine. Then, from the ERD selection block 9 to the recording unit 1, a command is issued to reproduce from the memory zone corresponding to the selected motor the characteristics of the discharge current. The electrical values of these characteristics in the form of a coded N bit word are amplified by amplifiers of galvanic isolation of the voltage ratings of the ground and onboard power supply 15 and are fed to the input of the load unit 16.

Структурная схема блока нагрузок представлена на фиг 3.The block diagram of the load block is shown in FIG. 3.

21 - Магнитная система ЭРД (МС);21 - Magnetic system ERD (MS);

23 - Предварительные усилители сигналов (ПУС);23 - Preliminary signal amplifiers (CCP);

24 - Ключи (ЭК);24 - Keys (EC);

25 - Набор резисторов (HP);25 - A set of resistors (HP);

В блок нагрузок сигналы поступают из усилителей гальванической развязки 15 на предварительные усилители сигналов 23, выходы которых управляют группой силовых электронных ключей 24. Ключи 24 соединены параллельно и имеют объединенные эмиттеры, которые через устройство сопряжения 17 соединены с катодом 18 и магнитной системой 21 каждого штатного двигателя 5, а также с проводом СБКС 20, соединяющим СПУ 6 с катодом двигателя 18. При этом в коллекторы каждого из них последовательно присоединены одним из своих контактов резисторы, образующие набор резисторов 25, причем их другие контакты объединены в узел и соединены проводом СБКС 20 с плюсовым потенциалом разрядного напряжения СПУ 6. Предварительные усилители включают в соответствии с N разрядным двоичным кодом электронные ключи. В результате этого в анодно-катодных разрядных цепях штатно уложенных СБКС 20 и в магнитной системе 21 штатных ЭРД 5 будут протекать пульсирующие токи, которые были в этих же цепях во время огневых испытаний. При этом не исключено, что высокочастотная часть этих пульсаций может вызвать наведенными электромагнитными полями индуктивные помехи в смежных информационных кабелях 19 ИБС 12, способных привести к сбоям в их работе. Такие испытания ЭРДУ на ее ЭМС с ИБС особенно важно проводить, когда необходима работа ЭРДУ в составе группы ЭРД, например, состоящей из четырех одновременно работающих ЭРД, и при этом допускаются аномальные режимы, хотя бы одного из них.The signals are sent to the load block from the amplifiers of galvanic isolation 15 to the preliminary signal amplifiers 23, the outputs of which control a group of power electronic keys 24. The keys 24 are connected in parallel and have combined emitters, which are connected through the interface device 17 to the cathode 18 and magnetic system 21 of each standard engine 5, as well as with the wire SBKS 20 connecting the SPU 6 to the cathode of the engine 18. At the same time, resistors forming a set of rubber are sequentially connected to the collectors of each of them with one of their contacts 25, and their other contacts are combined in a node and connected by a wire SBKS 20 with the positive potential of the discharge voltage SPU 6. Pre-amplifiers include electronic keys in accordance with the N bit binary code. As a result of this, ripple currents flowing in the same circuits during the fire tests will flow in the anode-cathode discharge circuits of the normally installed SBKS 20 and in the magnetic system 21 of the standard ERD 5. At the same time, it is possible that the high-frequency part of these pulsations can cause inductive interference induced by electromagnetic fields in adjacent information cables 19 of IHD 12, which can lead to malfunctions in their operation. It is especially important to carry out such tests of the electric propulsion system with its EMC with coronary heart disease when it is necessary to operate the electric propulsion system as part of the electric propulsion system, for example, consisting of four simultaneously operating electric propulsion engines, and at the same time anomalous modes of at least one of them are allowed.

Результаты испытаний будут считаться положительными, если после выполнения всей программы испытаний устройство определения работоспособности информационных систем (13) не зафиксирует ни одного сбоя в работе бортовых систем как от кондуктивных, так и от индуктивных помех, и при этом качество бортового электропитания будет в пределах требуемых норм. В плане реализации предлагаемого способа приборной системой важно отметить, что показанный в составе системы блок нагрузок БН 16 проектируется на основе стандартных серийно выпускаемых вычислительных средств. Так, например, функции устройств УВС 3, АЦП 2 и блока БЗХТРЭРД 1 реализуются соответствующей системой сбора данных и их оцифровывание, например, системой L-CARD. Блок БВЭРДСЗП 9 реализуются любым персональным компьютером, имеющим соответствующие интерфейс, емкость неразрушаемой памяти и быстродействие процессора.The test results will be considered positive if, after completing the entire test program, the information system operability determination device (13) does not record a single malfunction in the operation of on-board systems due to either conductive or inductive interference, and the quality of the on-board power supply is within the required standards . In terms of the implementation of the proposed method by the instrument system, it is important to note that the load block BN 16 shown in the system is designed based on standard commercially available computing tools. So, for example, the functions of the UVS 3, ADC 2 and BZKhTRED unit 1 are implemented by the corresponding data acquisition system and their digitization, for example, by the L-CARD system. Block BVERDSZP 9 are implemented by any personal computer having the appropriate interface, the capacity of indestructible memory and the speed of the processor.

Положительный эффект предлагаемого способа испытаний ЭРДУ на ее ЭМС с ИБС в составе КО и реализующей его системы заключается в следующем.The positive effect of the proposed test method of the electric propulsion system on its EMC with coronary heart disease as part of the CO and its implementing system is as follows.

1. Расширение функциональных возможностей испытаний ЭРДУ на ЭМС с ИБС, и увеличение достоверности испытаний за счет измерений при огневых испытаниях ЭРДУ всех характеристик токов разряда каждого двигателя высокочастотными аттестованными серийными датчиками с последующим запоминанием в памяти компьютера и в дальнейшем управляемом их воспроизведении в процессе испытаний, а также из-за того, что оценивается воздействие на ИБС не только кондуктивных, но и индуктивных помех.1. Expanding the functionality of tests of electric propulsion and electronic devices with EMD and ischemic heart disease, and increasing the reliability of tests due to measurements during fire tests of electric propulsion and electric motors of all characteristics of the discharge currents of each engine with high-frequency certified serial sensors, followed by their storage in the computer's memory and their subsequent reproduction during testing, and also due to the fact that the impact on IHD is evaluated not only of conductive, but also inductive interference.

2. Способ и система его реализующая, за счет применения программно-вычислительных средств, имеет потенциальную возможность расширения функций испытания ЭРДУ не только на ЭМС, но и для проведения всех видов предполетных испытаний ЭРДУ.2. The method and system that implements it, through the use of computer software, has the potential to expand the functions of testing the electric propulsion system not only on the EMC, but also for all types of preflight tests of the electric propulsion system.

3. Снижение стоимости системы испытаний в части изготовления БУБН за счет использования компьютеров и разработки программного обеспечения для каждого конкретного случая. В создании БН экономия реализуется за счет использования при испытании магнитной системы штатных ЭРД, установленных на борту.3. Reducing the cost of the test system in terms of manufacturing BUBN through the use of computers and software development for each specific case. In the creation of BN, the savings are realized through the use of standard electric propulsion engines installed on board when testing the magnetic system.

4. Обеспечение полной автоматизации всех испытаний ЭРД с СПУ, находящихся в составе ЭРДУ на борту КО, и возможности дистанционного контроля процесса этих испытаний.4. Ensuring the full automation of all tests of electric propulsion systems with SPU, which are part of the electric propulsion system on board the spacecraft, and the possibility of remote monitoring of the process of these tests.

5. Увеличение точности оценки величины кондуктивной помехи за счет учета емкостных связей катода и магнитной системы электроракетного двигателя с корпусом космического объекта.5. Increasing the accuracy of estimating the magnitude of conducted interference by taking into account the capacitive coupling of the cathode and the magnetic system of the electric rocket engine with the body of the space object.

Claims (3)

1. Способ испытаний на электромагнитную совместимость электроракетной двигательной установки с информационными бортовыми системами космического объекта, включающий на предварительном этапе огневых испытаний электроракетного двигателя измерение амплитудно-частотной характеристики переменной составляющей тока разряда в его анодно-катодном тракте в диапазоне кондуктивных помех и последующее воспроизведение на завершающем этапе испытаний этой амплитудно-частотной характеристики переменной составляющей тока разряда в том же диапазоне в штатном электроракетном двигателе с оценкой влияния упомянутых помех на работу бортовых систем, отличающийся тем, что на предварительном этапе огневых испытаний электроракетных двигателей одновременно с измерением амплитудно-частотной характеристики переменной составляющей тока разряда в его анодно-катодном тракте в диапазоне кондуктивных помех измеряют параметры постоянной и переменной составляющей тока разряда в диапазоне амплитудно-частотных характеристик индуктивных помех каждого из штатных электроракетных двигателей электроракетной двигательной установки в каждом режиме их работы, запоминают их, а затем на завершающем этапе испытаний воспроизводят все вышеупомянутые характеристики тока разряда каждого штатного электроракетного двигателя в каждом режиме его работы, при этом отсутствие сбоев в работе информационных бортовых систем космического объекта свидетельствует об электромагнитной совместимости электроракетной двигательной установки с информационными бортовыми системами космического объекта.1. A test method for the electromagnetic compatibility of an electric rocket propulsion system with the onboard information systems of a space object, which includes, at a preliminary stage of the electric missile engine fire tests, measuring the amplitude-frequency characteristics of the variable component of the discharge current in its anode-cathode path in the range of conducted noise and subsequent reproduction at the final stage tests of this amplitude-frequency characteristic of the variable component of the discharge current in the same range it in a standard electric rocket engine with an assessment of the influence of the aforementioned interference on the operation of onboard systems, characterized in that at the preliminary stage of the fire tests of electric rocket engines, simultaneously with measuring the amplitude-frequency characteristics of the variable component of the discharge current in its anode-cathode path, the constant parameters are measured and a variable component of the discharge current in the range of amplitude-frequency characteristics of inductive interference of each of the standard electric propulsion engine electric propulsion system in each mode of operation, remember them, and then at the final stage of the tests reproduce all of the aforementioned characteristics of the discharge current of each full-time electric propulsion engine in each mode of operation, while the absence of failures in the operation of the onboard information systems of the space object indicates electromagnetic compatibility of the electro-rocket propulsion system with informational onboard systems of a space object. 2. Система записи характеристик тока разряда электроракетных двигателей электроракетной двигательной установки, отличающаяся тем, что в нее введены последовательно соединенные высокочастотные датчики тока разряда, установленные в анодно-катодных трактах каждого электроракетного двигателя и системы питания и управления, усилители выходных сигналов с этих датчиков, аналого-цифровые преобразователи усиленных выходных сигналов, блок запоминания характеристик тока разряда каждого электроракетного двигателя электроракетной двигательной установки, кроме того, в нее введен блок выбора испытуемых по заданной программе электроракетных двигателей, один из выходов которого соединен с блоком запоминания характеристик тока разряда каждого электроракетного двигателя, при этом второй выход блока выбора соединен с информационным входом системы питания и управления.2. A system for recording the characteristics of the discharge current of electric rocket engines of an electric rocket propulsion system, characterized in that it is connected to a series-connected high-frequency discharge current sensors installed in the anode-cathode paths of each electric rocket engine and power and control system, amplifiers of output signals from these sensors, analog -digital converters of amplified output signals, a unit for storing the characteristics of the discharge current of each electric rocket engine oh installation, in addition, it entered a selection unit subjects a given program electric propulsion, one of the outputs is connected to the memory unit of current discharge characteristics of each electric propulsion, wherein the second output selecting unit is connected with information input of the power and control systems. 3. Система воспроизведения характеристик тока разряда электроракетных двигателей электроракетной двигательной установки для испытания ее на электромагнитную совместимость с информационными бортовыми системами космического объекта, содержащая наземную и бортовую части, при этом наземная часть выполнена в виде блока нагрузок и усилителя с гальванической развязкой номиналов наземного и бортового питания, выход которого соединен со входом одного блока нагрузки, а бортовая часть содержит штатно установленные информационную бортовую систему, систему питания и управления, электроракетные двигатели, систему электроснабжения, причем цепи ее электропитания соединены с цепями питания всех информационных бортовых систем и с системой питания и управления электроракетных двигателей, выходные цепи которой посредством бортовой кабельной сети соединены со всеми электроракетными двигателями, кроме этого информационная бортовая система связана с наземным устройством определения работоспособности систем космического объекта и с системой питания и управления электроракетных двигателей бортовой части, отличающаяся тем, что в наземную часть введены блок выбора электроракетных двигателей и соответствующих им зон памяти, блок запоминания характеристик тока разряда электроракетного двигателя, дополнительно (Ν-1) блоков нагрузок в количестве равном (Ν-1) электроракетных двигателей и N устройств сопряжения системы питания и управления с электроракетными двигателями, при этом N выходов блока запоминания характеристик тока разряда электроракетного двигателя через блоки N усилителей гальванической развязки соединены с соответствующими входами N блоков нагрузок, причем выходы N блоков нагрузок соединены с входами N устройств сопряжения системы питания и управления с электроракетными двигателями, при этом один из выходов каждого устройства сопряжения системы питания и управления с электроракетными двигателями соединен с кабелем бортовой кабельной сети, реализующим анодно-катодный тракт между системой питания и управления и электроракетным двигателем, а другой выход каждого устройства сопряжения соединен с соответствующими электроракетными двигателями, причем один из выходов блока выбора электроракетных двигателей и соответствующих им зон памяти соединен с блоком запоминания характеристик тока разряда электроракетного двигателя, а другой его выход через информационную бортовую систему соединен с информационным входом системы питания и управления электроракетных двигателей. 3. A system for reproducing the characteristics of the discharge current of electric rocket engines of an electric rocket propulsion system for testing it for electromagnetic compatibility with on-board information systems of a space object, containing ground and airborne parts, while the ground part is made as a load unit and an amplifier with galvanic isolation of the ratings of ground and airborne power the output of which is connected to the input of one load unit, and the airborne part contains the informational airborne system, power and control system, electric rocket engines, power supply system, and its power supply circuits are connected to the power circuits of all information on-board systems and to the power and control system of electric rocket engines, the output circuits of which are connected via the cable network to all electric rocket engines, except for information the on-board system is connected to a ground-based device for determining the operability of systems of a space object and to a power and control system of an electric missile x engines of the airborne part, characterized in that a block for selecting electric rocket engines and their corresponding memory zones, a block for storing the discharge current characteristics of the electric rocket engine, in addition (Ν-1) load blocks in an amount equal to (Ν-1) electric rocket engines, are introduced into the ground part N devices for interfacing the power supply and control system with electric rocket engines, while N outputs of the storage unit for the characteristics of the discharge current of the electric rocket engine through blocks of N amplifiers of galvanic isolation of the connection are connected to the corresponding inputs of N load blocks, and the outputs of N load blocks are connected to the inputs of N devices of the power supply and control system with electric propulsion engines, while one of the outputs of each device of the power supply and control system of electric propulsion engines is connected to the cable of the onboard cable network that implements the anode-cathode path between the power and control system and the electric rocket engine, and the other output of each interface device is connected to the corresponding electric rocket engines by players, moreover, one of the outputs of the electric rocket engine selection block and the corresponding memory zones is connected to the memory unit for the characteristics of the discharge current of the electric rocket engine, and its other output is connected through the information on-board system to the information input of the power and control system of electric rocket engines.
RU2015119541/06A 2015-05-22 2015-05-22 Method of testing electromagnetic compatibility of electric propulsion system with information onboard systems of space object, system of recording and playback of characteristics of discharge current of electric propulsion engines of electric propulsion system for implementing said method RU2605277C2 (en)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2015119541/06A RU2605277C2 (en) 2015-05-22 2015-05-22 Method of testing electromagnetic compatibility of electric propulsion system with information onboard systems of space object, system of recording and playback of characteristics of discharge current of electric propulsion engines of electric propulsion system for implementing said method

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2015119541/06A RU2605277C2 (en) 2015-05-22 2015-05-22 Method of testing electromagnetic compatibility of electric propulsion system with information onboard systems of space object, system of recording and playback of characteristics of discharge current of electric propulsion engines of electric propulsion system for implementing said method

Publications (2)

Publication Number Publication Date
RU2015119541A RU2015119541A (en) 2016-12-10
RU2605277C2 true RU2605277C2 (en) 2016-12-20

Family

ID=57759825

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2015119541/06A RU2605277C2 (en) 2015-05-22 2015-05-22 Method of testing electromagnetic compatibility of electric propulsion system with information onboard systems of space object, system of recording and playback of characteristics of discharge current of electric propulsion engines of electric propulsion system for implementing said method

Country Status (1)

Country Link
RU (1) RU2605277C2 (en)

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2729857C1 (en) * 2020-01-23 2020-08-12 Закрытое акционерное общество "СуперОкс" (ЗАО "СуперОкс") Vacuum apparatus for testing electric rocket engines

Families Citing this family (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN109470962B (en) * 2018-12-06 2022-04-12 广电计量检测（西安）有限公司 Electromagnetic compatibility intermittent test control device

Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2073796C1 (en) * 1994-08-02 1997-02-20 Научно-производственное объединение прикладной механики Simulator of stationary plasma engine
CN101750545B (en) * 2009-12-15 2011-12-28 北京空间飞行器总体设计部 Electromagnetic compatibility test method for electric propulsion system
CN102435872A (en) * 2011-09-06 2012-05-02 航天东方红卫星有限公司 Method for verifying radiation electromagnetic compatibility of electric propulsion system and satellite
RU124664U1 (en) * 2012-09-24 2013-02-10 Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего профессионального образования "Московский авиационный институт (национальный исследовательский университет)" TEST STAND

Patent Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2073796C1 (en) * 1994-08-02 1997-02-20 Научно-производственное объединение прикладной механики Simulator of stationary plasma engine
CN101750545B (en) * 2009-12-15 2011-12-28 北京空间飞行器总体设计部 Electromagnetic compatibility test method for electric propulsion system
CN102435872A (en) * 2011-09-06 2012-05-02 航天东方红卫星有限公司 Method for verifying radiation electromagnetic compatibility of electric propulsion system and satellite
RU124664U1 (en) * 2012-09-24 2013-02-10 Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего профессионального образования "Московский авиационный институт (национальный исследовательский университет)" TEST STAND

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2729857C1 (en) * 2020-01-23 2020-08-12 Закрытое акционерное общество "СуперОкс" (ЗАО "СуперОкс") Vacuum apparatus for testing electric rocket engines

Also Published As

Publication number Publication date
RU2015119541A (en) 2016-12-10

Similar Documents

Publication Publication Date Title
US9372221B1 (en) Partial discharge signal normalization
US8598897B2 (en) Isolation monitoring system and method utilizing a variable emulated inductance
EP2527854B1 (en) Systems and methods for determining electrical faults
CN109001664A (en) A kind of transient state recording type fault detector waveform contrastive test method
US9459300B2 (en) Internal line replaceable unit high intensity radiated field detector
US20150276846A1 (en) High voltage isolation measurement system
EP0342784A2 (en) Program controlled in-circuit test of analog to digital converters
RU2605277C2 (en) Method of testing electromagnetic compatibility of electric propulsion system with information onboard systems of space object, system of recording and playback of characteristics of discharge current of electric propulsion engines of electric propulsion system for implementing said method
CN112810837B (en) Flight parameter recorder test system and test method
JP2018007336A (en) Noise monitoring system, railway vehicle provided with the same and noise monitoring method
EP2492700B1 (en) Test system and method of testing battery pack
KR102176606B1 (en) Low cost impedance spectroscopy system and method capable of estimating state of health for high-voltage battery pack
Doersam et al. High frequency impedance of Li-ion batteries
RU2257604C2 (en) Automated control and diagnostic complex (variants)
EP2209014B1 (en) Partial corona discharge detection
CN108089053B (en) Excitation self-test circuit
US20150247888A1 (en) Spark testing apparatus
JPH0712880A (en) Partial discharge detection method
JP3696008B2 (en) Noise visualization system and method
RU2728325C1 (en) Hardware-software system for synthesis and testing of optimum network of high-voltage power supply
CN113607992B (en) Detection wave generation method of direct current power distribution protection device and related device
Soma On-line detection of intermittent faults in digital-to-analog converters
Cselko et al. Estimation of the Partial Discharge Inception Voltage of Low Voltage Cables
CN117805567A (en) FPGA-based cable partial discharge simulation generation device
RU2602753C1 (en) Method of power supply buses relative to housing electrical insulation resistance monitoring