RU2647806C2 - Method of electric checks of spacecraft - Google Patents
Method of electric checks of spacecraft Download PDFInfo
- Publication number
- RU2647806C2 RU2647806C2 RU2016124037A RU2016124037A RU2647806C2 RU 2647806 C2 RU2647806 C2 RU 2647806C2 RU 2016124037 A RU2016124037 A RU 2016124037A RU 2016124037 A RU2016124037 A RU 2016124037A RU 2647806 C2 RU2647806 C2 RU 2647806C2
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- spacecraft
- converter
- shunt
- phase
- solar
- Prior art date
Links
- 238000000034 method Methods 0.000 title claims abstract description 27
- 238000012360 testing method Methods 0.000 claims abstract description 15
- 238000004519 manufacturing process Methods 0.000 claims abstract description 6
- 238000007689 inspection Methods 0.000 claims abstract description 3
- 230000001105 regulatory effect Effects 0.000 claims description 15
- 238000012544 monitoring process Methods 0.000 claims description 12
- 230000015572 biosynthetic process Effects 0.000 claims description 9
- 238000009413 insulation Methods 0.000 claims description 5
- 230000005611 electricity Effects 0.000 abstract 1
- 239000000126 substance Substances 0.000 abstract 1
- 238000010586 diagram Methods 0.000 description 5
- 230000007547 defect Effects 0.000 description 1
- 238000005516 engineering process Methods 0.000 description 1
Images
Classifications
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64G—COSMONAUTICS; VEHICLES OR EQUIPMENT THEREFOR
- B64G1/00—Cosmonautic vehicles
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Remote Sensing (AREA)
- Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
- Photovoltaic Devices (AREA)
Abstract
Description
Изобретение относится к электротехнической промышленности и может быть использовано при изготовлении космических аппаратов (КА).The invention relates to the electrical industry and can be used in the manufacture of spacecraft (SC).
При изготовлении КА большое внимание уделяется обеспечению максимально полного контроля определяющих параметров КА для конкретного вида работ, в частности, электрических проверок.In the manufacture of the spacecraft, much attention is paid to ensuring the most complete control of the determining parameters of the spacecraft for a particular type of work, in particular, electrical checks.
Эта задача решается при условии обеспечения широких функциональных возможностей и применения многоуровневого контроля технологического процесса электрических проверок КА.This problem is solved under the condition of providing broad functional capabilities and the use of multi-level control of the technological process of electric checks of the spacecraft.
Известен способ электрических проверок КА (патент RU №2245825), реализованный «Автоматизированной испытательной системой для отработки, электрических проверок и подготовки к пуску космических аппаратов».The known method of electrical checks of the spacecraft (patent RU No. 2248825), implemented by the "Automated test system for testing, electrical checks and preparation for the launch of spacecraft."
Известный способ заключается в автоматизированной выдаче технологических команд и радиокоманд, допусковом контроле дискретных и аналоговых параметров по данным бортовой системы телеизмерения и контроле поставленных на слежение параметров бортовой вычислительной системы, контроле сопротивления изоляции бортовых шин относительно корпуса, формировании директив оператора в ручном режиме, формировании протокола испытаний, отображении текущего состояния процесса испытаний.The known method consists in the automated issuance of technological commands and radio commands, the tolerance control of discrete and analog parameters according to the on-board telemetry system and the monitoring of the on-board computer system parameters monitored, the insulation resistance of the airborne tires relative to the chassis, the formation of operator guidelines in manual mode, the formation of a test report displaying the current state of the test process.
Недостатком известного способа электрических проверок КА является отсутствие контроля резервных цепей на различных этапах электрических проверок КА.The disadvantage of the known method of electrical checks of the spacecraft is the lack of control of the backup circuits at various stages of the electrical checks of the spacecraft.
Наиболее близким техническим решением является способ электрических проверок КА (патент №2447002 RU), который выбран в качестве прототипа.The closest technical solution is the method of electrical checks of the spacecraft (patent No. 2447002 RU), which is selected as a prototype.
Известный способ заключается в проведении включения и выключения КА, включая подключение или отключение бортовых источников электропитания или их наземных имитаторов, автоматизированной выдачи команд управления, допускового контроля дискретных и аналоговых параметров по данным бортовой системы телеизмерения и контроля поставленных на слежение параметров бортовой вычислительной системы, контроля сопротивления изоляции бортовых шин относительно корпуса, формирования директив автоматической программы и директив оператора в ручном режиме, формирования протокола испытаний, отображения текущего состояния процесса испытаний, отличающийся тем, что в процессе проведения включения КА, перед подключением бортовых источников электропитания или их наземных имитаторов, дополнительно контролируют электрическое сопротивление между шинами питания КА на предмет соответствия его наперед заданному значению, а при его несоответствии наперед заданному значению включение КА запрещают.The known method consists in turning the spacecraft on and off, including connecting or disconnecting on-board power sources or their ground simulators, automated issuing control commands, tolerance control of discrete and analog parameters according to the on-board telemetry system and monitoring the parameters of the on-board computer system, resistance monitoring insulation of the tires on the chassis, the formation of directives of the automatic program and the directives of the operator in manual mode, the formation of the test report, displaying the current state of the test process, characterized in that in the process of turning on the spacecraft, before connecting the onboard power sources or their ground simulators, they additionally monitor the electrical resistance between the power lines of the spacecraft for compliance with its predetermined value, and when its inconsistencies in advance of the set value, the inclusion of the spacecraft is prohibited.
Недостатком известного способа электрических проверок КА является также отсутствие контроля резервных цепей в процессе проведения электрических проверок КА. Это снижает надежность электрических проверок КА. Так, в случае отказа резервных цепей (фаз) шунтовых преобразователей системы электропитания, выходное напряжение (напряжение между шинами питания КА) не изменится и соответственно дефект может быть пропущен.A disadvantage of the known method of electrical checks of the spacecraft is also the lack of control of the backup circuits in the process of conducting electrical checks of the spacecraft. This reduces the reliability of the spacecraft electrical checks. So, in case of failure of the backup circuits (phases) of the shunt converters of the power supply system, the output voltage (voltage between the power lines of the spacecraft) will not change and, accordingly, the defect can be skipped.
Задачей заявляемого изобретения является повышение надежности электрических проверок КА.The task of the invention is to increase the reliability of electrical checks of the spacecraft.
Поставленная задача решается тем, что в способе электрических проверок КА, содержащего систему электропитания с бортовыми источниками электропитания (солнечными и аккумуляторными батареями) и стабилизированным преобразователем напряжения с шунтовым преобразователем и зарядными и разрядными преобразователями для согласования работы солнечных и аккумуляторных батарей и обеспечения питанием стабильным напряжением заданного номинала модулей служебных систем и полезной нагрузки, заключающемся в проведении включения и выключения космического аппарата, включая подключение и отключение наземных имитаторов бортовых источников электропитания (солнечных и аккумуляторных батарей), автоматизированной выдачи команд управления, допускового контроля дискретных и аналоговых параметров по данным бортовой системы телеизмерения и контроля поставленных на слежение параметров бортовой вычислительной системы, контроля сопротивления изоляции бортовых шин относительно корпуса, формирования директив автоматической программы и директив оператора в ручном режиме, формирования протокола испытаний, отображения текущего состояния процесса испытаний, при использовании в системе электропитания многофазного шунтового преобразователя, в процессе проведения электрических проверок космического аппарата дополнительно проверяют работу каждой фазы шунтового преобразователя в трех функциональных точках регулирующего транзисторного ключа: открытое, закрытое и регулирующее состояния. При этом, при изготовлении стабилизированного преобразователя напряжения, каждую фазу шунтового преобразователя настраивают на индивидуальную величину выходного напряжения в пределах заданного номинала стабильного напряжения питания модулей служебных систем и полезной нагрузки стабилизированного преобразователя, а соответствие состояния регулирующего транзисторного ключа каждой фазы многофазного шунтового преобразователя одной из трех функциональных точек (открытое, закрытое и регулирующее состояния) определяют по величине выходного напряжения соответствующего канала имитатора солнечных батарей, подключенного вместо солнечной батареи. Кроме того, проверку работы каждой фазы шунтового преобразователя в трех функциональных точках регулирующего транзисторного ключа проводят в процессе включения или (и) выключения космического аппарата.The problem is solved in that in the method of electrical checks of a spacecraft containing a power supply system with on-board power sources (solar and rechargeable batteries) and a stabilized voltage converter with a shunt converter and charging and discharge converters to coordinate the operation of solar and rechargeable batteries and provide a stable voltage with a given voltage face value of service system modules and payload, which consists in carrying out on and off braids of the apparatus, including connecting and disconnecting ground simulators of on-board power supplies (solar and rechargeable batteries), automated issuing of control commands, tolerance control of discrete and analog parameters according to the on-board telemetry system and monitoring of on-board computer system monitoring parameters, monitoring of insulation resistance of on-board tires regarding the case, the formation of automatic program directives and operator directives in manual mode, the formation test report, displaying the current state of the test process, when a multiphase shunt transducer is used in the power supply system, during the electrical checks of the spacecraft, the operation of each phase of the shunt transducer is additionally checked at three functional points of the regulating transistor switch: open, closed and regulating state. In this case, in the manufacture of a stabilized voltage converter, each phase of the shunt converter is set to an individual value of the output voltage within the specified nominal stable supply voltage of the service system modules and the stabilized converter payload, and the state of the regulating transistor switch of each phase of the multiphase shunt converter is one of three functional points (open, closed and regulatory state) are determined by the value you input voltage of the corresponding channel of the solar simulator connected instead of the solar battery. In addition, the operation of each phase of the shunt transducer is checked at three functional points of the regulating transistor switch in the process of switching on or off the spacecraft.
Это позволяет организовать оценку работоспособности всех фаз шунтового преобразователя в процессе электрических проверок КА.This allows you to organize an assessment of the health of all phases of the shunt transducer during electrical checks of the spacecraft.
В данном случае предлагается оценивать величины напряжений на выходах имитаторов солнечной батареи на предмет соответствия их искусственно созданной ситуации баланса мощностей солнечной батареи и нагрузки.In this case, it is proposed to evaluate the magnitude of the voltages at the outputs of the simulators of the solar battery for compliance with their artificially created situation of the balance of solar power and load.
Действительно, при проведении электрических проверок КА проводится автоматизированный допусковый контроль дискретных и аналоговых параметров по данным бортовой системы телеизмерения и наземной контрольно-проверочной аппаратуры. Если при этом контролировать величины напряжений на выходах имитаторов солнечной батареи на предмет соответствия их искусственно созданной ситуации баланса мощностей солнечной батареи и нагрузки, то можно однозначно оценить работоспособность каждой фазы шунтового преобразователя в трех функциональных точках регулирующего транзисторного ключа: открытое, закрытое и регулирующее состояния, при условии, что при изготовлении стабилизированного преобразователя напряжения, каждую фазу шунтового преобразователя настраивают на индивидуальную величину выходного напряжения в пределах заданного номинала стабильного напряжения питания модулей служебных систем и полезной нагрузки стабилизированного преобразователя.Indeed, when conducting electrical checks of the spacecraft, automated tolerance testing of discrete and analog parameters is carried out according to the on-board telemetry system and ground control equipment. If, at the same time, the voltage values at the outputs of the solar battery simulators are monitored for their artificially created situation of balancing the power of the solar battery and the load, then we can unambiguously evaluate the operability of each phase of the shunt converter at three functional points of the regulating transistor switch: open, closed and regulating state, provided that in the manufacture of a stabilized voltage converter, each phase of the shunt converter is individually battening output voltage within a predetermined nominal supply voltage stable service systems modules and a payload-stabilized transducer.
На фиг. 1 приведена блок-схема наземной системы управления и контроля КА в процессе проведения его электрических проверок.In FIG. 1 shows a block diagram of a ground-based spacecraft control and monitoring system in the process of conducting its electrical inspections.
Космический аппарат 1 содержит, в частности, систему электропитания с бортовыми источниками электропитания (солнечными и аккумуляторными батареями) и стабилизированным преобразователем напряжения с зарядными и разрядными преобразователями для согласования работы солнечных и аккумуляторных батарей и обеспечения питанием стабильным напряжением заданного номинала модулей служебных систем и полезной нагрузки, бортовую систему телеизмерения, бортовую ЭВМ (на схеме не показано).The
В процессе электрических проверок КА вместо солнечных и аккумуляторных батарей подключают имитаторы солнечных батарей (ИБС) 2 со встроенными ЭВМ 2-1 и имитаторы аккумуляторных батарей (ИАБ) 3 со встроенными ЭВМ 3-1. При этом количество каналов ИБС 2 равно количеству фаз шунтового преобразователя (на схеме не показано).During electrical checks of the spacecraft, instead of solar and rechargeable batteries, simulators of solar batteries (IHD) 2 with built-in computers 2-1 and simulators of rechargeable batteries (IAB) 3 with built-in computers 3-1 are connected. The number of
Система управления и контроля электрических проверок КА содержит:The control and monitoring system of the spacecraft electrical checks contains:
4 - автоматизированный испытательный комплекс (АИК);4 - automated test complex (AIC);
5 - ЭВМ АИК (блок управления и отображения информации с АИК).5 - AIK computer (control unit and display information from AIK).
Встроенные в ИБС и ИАБ ЭВМ 2-1 и 3-1 связаны по межмашинному обмену (по Ethernet) с ЭВМ АИК 5.The computers 2-1 and 3-1 built into the IHD and IAB are connected via an inter-machine exchange (via Ethernet) with the AIK 5 computer.
АИК 4 совместно с ЭВМ АИК 5 осуществляет автоматизированную выдачу команд управления, допусковый контроль дискретных и аналоговых параметров КА 1 по данным бортовой системы телеизмерения и контроля поставленных на слежение параметров бортовой вычислительной системы, контроль сопротивления изоляции бортовых шин относительно корпуса, формирование директив автоматической программы и директив оператора в ручном режиме, формирование протокола испытаний, отображения текущего состояния процесса испытаний.
Связь ЭВМ АИК 5 с ЭВМ ИБС 2-1 и ЭВМ ИАБ 3-1 позволяет управлять текущими режимами работы ИБС 2 и ИАБ 3 и получать оперативную информацию об их текущих выходных параметрах (напряжение, ток).The connection of the AIK 5 computer with the IHD 2-1 computer and the IAB 3-1 computer allows you to control the current operating modes of the
На фиг. 2 приведена функциональная схема автономной системы электропитания с «n» номиналами выходного напряжения, «m» секциями солнечных батарей и двумя аккумуляторными батареями.In FIG. Figure 2 shows a functional diagram of an autonomous power supply system with “n” output voltage ratings, “m” sections of solar panels and two rechargeable batteries.
Устройство содержит солнечную батарею (первичный источник ограниченной мощности) 6, состоящую из секций 61, 62, …6m, подключенную к нагрузке 7 через диоды РД1, РД2, …РДm в цепи каждой секции соответственно и выходной фильтр 8. В общей силовой цепи солнечной батареи установлен измерительный токовый шунт Iбс для измерения текущего суммарного тока солнечной батареи. В цепи нагрузки 7 установлен измерительный токовый шунт Iн1.The device contains a solar battery (primary source of limited power) 6, consisting of sections 6 1 , 6 2 , ... 6 m , connected to load 7 through diodes RD 1 , RD 2 , ... RD m in the circuit of each section, respectively, and an
Аккумуляторные батареи 9/1 и 9/2, подключены через зарядные преобразователи 10/1 и 10/2 и через разрядные преобразователи 11/1 и 11/2 к входу выходного фильтра 8, при этом входы разрядных преобразователей подключены к выходу выходного фильтра 8. Шунтовой преобразователь 12 измерительным входом подключен к выходу выходного фильтра 8, а силовыми транзисторными ключами (фазами) подключен к каждой соответствующей секции первичного источника ограниченной мощности (солнечной батареи).Rechargeable batteries 9/1 and 9/2 are connected through charging converters 10/1 and 10/2 and through discharge converters 11/1 and 11/2 to the input of the
Кроме того, к клеммам «+» и «-» нагрузки 7 подключено (n-1) сериесных преобразователей 131, 132, …13n-1, к выходу которых подключены нагрузки 71, 72, …7n-1, где n - число номиналов напряжения в автономной системе электропитания. В цепи каждой нагрузки 71, 72, …7n-1 установлены измерительные токовые шунты Iн7.In addition, (n-1) serial converters 13 1 , 13 2 , ... 13 n-1 are connected to the terminals “+” and “-” of
Зарядный преобразователь состоит из регулирующего ключа 14, управляемого схемой управления 15, вольтодобавочного узла, выполненного на трансформаторе Тр, транзисторах Т1 и Т2 и выпрямителя на диодах D1 и D2. В силовой цепи заряда установлен измерительный токовый шунт Iаб для измерения тока заряда, а так же тока разряда.The charging converter consists of a control key 14 controlled by a
Разрядный преобразователь 11 состоит из регулирующего ключа 16, управляемого схемой управления 17.The bit converter 11 consists of a
Шунтовой преобразователь 12 состоит из «m» единичных силовых транзисторных ключей К1, К2, …Кm, управляемых схемами управления 18.The
Сериесные преобразователи 131, 132, …13n-1 состоят из регулирующих ключей 19, управляемых схемами управления 20, и выходных фильтров 21.Serial converters 13 1 , 13 2 , ... 13 n-1 consist of
Схемы управления преобразователями 15, 17, 18, 20 выполнены в виде широтно-импульсных модуляторов, входом подключенных к шинам стабилизируемого напряжения.The control circuits of the
Рассмотрим конкретный пример. Система электропитания КА содержит солнечную батарею из 40 секций, две аккумуляторные батареи и стабилизированный преобразователь напряжения с шунтовым преобразователем, состоящим из 40 фаз. Выходное напряжение системы электропитания (100±1)В (для питания модуля полезной нагрузки) и (27±0,81)В (для питания модуля служебных систем). Функциональная схема автономной системы электропитания соответствует фиг. 2.Consider a specific example. The AC power supply system contains a 40-section solar battery, two rechargeable batteries, and a stabilized voltage converter with a shunt converter consisting of 40 phases. The output voltage of the power supply system is (100 ± 1) V (to power the payload module) and (27 ± 0.81) V (to power the service system module). A functional diagram of an autonomous power supply system corresponds to FIG. 2.
При проведении электрических проверок КА вместо 40 секций солнечной батареи подключают 40 каналов имитаторов солнечной батареи.When conducting electrical checks of the spacecraft, instead of 40 sections of the solar battery, 40 channels of simulators of the solar battery are connected.
Перед включением КА на каждом канале имитатора солнечной батареи устанавливают незначительную выходную мощность, например: ток короткого замыкания 0,1 А, напряжение холостого хода 107 В. Нагрузка КА (в рамках данного примера) 400-600 Вт.Before turning on the spacecraft, a small output power is installed on each channel of the solar battery simulator, for example: short circuit current 0.1 A, open circuit voltage 107 V. The spacecraft load (within the framework of this example) is 400-600 W.
После включения КА контролируют напряжение на выходах каналов имитаторов солнечной батареи. При этом, так как мощности каналов имитаторов солнечной батареи недостаточно для обеспечения питания нагрузки, то она будет питаться от аккумуляторных батарей, а незначительная выходная мощность каналов будет поступать в нагрузку при напряжении (100±1)В. Транзисторные ключи всех фаз шунтового преобразователя будут закрыты.After turning on the spacecraft, the voltage at the outputs of the channels of the solar battery simulators is monitored. At the same time, since the power of the channels of the simulators of the solar battery is insufficient to provide power to the load, it will be powered by rechargeable batteries, and a small output power of the channels will be supplied to the load at a voltage of (100 ± 1) V. The transistor switches of all phases of the shunt converter will be closed.
Далее на канале имитатора солнечной батареи, соответствующего первой секции (первой фазе с наименьшей настройкой по напряжению), устанавливают выходную мощность, превышающую мощность нагрузки, путем увеличения тока короткого замыкания. При этом данная фаза (регулирующий транзистор) перейдет в функциональную точку регулирующего состояния. Данный факт подтвердит величина напряжения на выходе этого канала имитатора солнечной батареи в диапазоне (20-90) В. Напряжения на выходе остальных каналов имитатора свои значения не изменят.Then, on the channel of the simulator of the solar battery corresponding to the first section (the first phase with the lowest voltage setting), an output power exceeding the load power is set by increasing the short circuit current. In this case, this phase (control transistor) will go to the functional point of the regulatory state. This fact will confirm the value of the voltage at the output of this channel of the simulator of the solar battery in the range (20-90) V. The voltage at the output of the other channels of the simulator will not change its values.
Следующий шаг: на канале имитатора солнечной батареи, соответствующего второй секции (второй фазе со следующим уровнем настройки по напряжению), устанавливают выходную мощность, превышающую мощность нагрузки, путем увеличения тока короткого замыкания. При этом первая фаза перейдет в функциональную точку открытого состояния регулирующего транзистора. Данный факт подтвердит величина напряжения на выходе этого канала имитатора солнечной батареи, близкая к нулю. Напряжение на выходе второго канала имитатора солнечной батареи установится в диапазоне (20-90) В, что соответствует функциональной точке регулирующего состояния. Напряжения на выходе остальных каналов имитатора свои значения не изменят.The next step: on the channel of the simulator of the solar battery corresponding to the second section (second phase with the next voltage setting level), an output power exceeding the load power is set by increasing the short circuit current. In this case, the first phase will go to the functional point of the open state of the regulating transistor. This fact will confirm the value of the voltage at the output of this channel of the simulator of the solar battery, close to zero. The voltage at the output of the second channel of the solar simulator is set in the range (20-90) V, which corresponds to the functional point of the regulatory state. The voltage at the output of the remaining channels of the simulator will not change its values.
Аналогично проверяется работа всех последующих фаз шунтового преобразователя, что обеспечивает проверку работоспособности всех фаз во всех (трех) функциональных точках регулирующих транзисторов, за исключением последней фазы (с наибольшим напряжением настройки), в которой функциональная точка с постоянно открытым состоянием ключа не проверяется (и штатно не используется).Similarly, the operation of all subsequent phases of the shunt converter is checked, which provides a check of the operability of all phases at all (three) functional points of the control transistors, with the exception of the last phase (with the highest setting voltage), in which the functional point with a constantly open key state is not checked (and normally not used).
Исходя из технологии проведения электрических проверок КА наиболее предпочтительным является процесс включения и выключения КА, когда несложно организовать необходимый баланс по мощности между потреблением нагрузки и мощностью каналов имитатора солнечной батареи.Based on the technology of conducting electrical checks of the spacecraft, the process of turning the spacecraft on and off is most preferable when it is easy to arrange the necessary balance in power between the load consumption and the power of the channels of the solar battery simulator.
Таким образом, предлагаемый способ электрических проверок КА повышает надежность электрических проверок КА.Thus, the proposed method of electric checks of the spacecraft increases the reliability of electrical checks of the spacecraft.
Claims (5)
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2016124037A RU2647806C2 (en) | 2016-06-16 | 2016-06-16 | Method of electric checks of spacecraft |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2016124037A RU2647806C2 (en) | 2016-06-16 | 2016-06-16 | Method of electric checks of spacecraft |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2016124037A RU2016124037A (en) | 2017-12-21 |
| RU2647806C2 true RU2647806C2 (en) | 2018-03-19 |
Family
ID=61629469
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2016124037A RU2647806C2 (en) | 2016-06-16 | 2016-06-16 | Method of electric checks of spacecraft |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2647806C2 (en) |
Citations (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US3535683A (en) * | 1969-11-07 | 1970-10-20 | Nasa | Electronic checkout system for space vehicles |
| RU2015622C1 (en) * | 1992-11-03 | 1994-06-30 | Научно-производственное объединение "ЭНОП" | Automated monitoring system |
| RU2245825C1 (en) * | 2003-11-03 | 2005-02-10 | Открытое акционерное общество "Ракетно-космическая корпорация "Энергия" им. С.П. Королева" | Automated testing system for optimization, electrical checks and preparation of spacecraft for launch |
| RU2344431C2 (en) * | 2005-08-02 | 2009-01-20 | Открытое акционерное общество "АВТОВАЗ" | Device for controlling installations |
| RU2447002C1 (en) * | 2010-10-08 | 2012-04-10 | Открытое акционерное общество "Информационные спутниковые системы" имени академика М.Ф. Решетнёва" | Method of spaceship electrical checks |
-
2016
- 2016-06-16 RU RU2016124037A patent/RU2647806C2/en not_active IP Right Cessation
Patent Citations (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US3535683A (en) * | 1969-11-07 | 1970-10-20 | Nasa | Electronic checkout system for space vehicles |
| RU2015622C1 (en) * | 1992-11-03 | 1994-06-30 | Научно-производственное объединение "ЭНОП" | Automated monitoring system |
| RU2245825C1 (en) * | 2003-11-03 | 2005-02-10 | Открытое акционерное общество "Ракетно-космическая корпорация "Энергия" им. С.П. Королева" | Automated testing system for optimization, electrical checks and preparation of spacecraft for launch |
| RU2344431C2 (en) * | 2005-08-02 | 2009-01-20 | Открытое акционерное общество "АВТОВАЗ" | Device for controlling installations |
| RU2447002C1 (en) * | 2010-10-08 | 2012-04-10 | Открытое акционерное общество "Информационные спутниковые системы" имени академика М.Ф. Решетнёва" | Method of spaceship electrical checks |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| RU2016124037A (en) | 2017-12-21 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| US10873207B2 (en) | Charge equalization systems and methods for battery systems and uninterruptible power supplies | |
| US20170125784A1 (en) | Hybrid battery control system architecture systems and methods | |
| Lee et al. | Development of a hardware-in-the-loop simulation system for testing cell balancing circuits | |
| CN105403843A (en) | Semi-physical simulation system of satellite power supply | |
| RU2479894C2 (en) | METHOD TO CHARGE LITHIUM-ION ACCUMULATOR BATTERY FROM n SERIALLY CONNECTED ACCUMULATORS WITH BALANCING RESISTORS CONNECTED TO THEM VIA SWITCHBOARDS | |
| US20170310126A1 (en) | Voltage regulation for battery strings | |
| US9915704B2 (en) | Method and circuit arrangement for determining the Coulombic efficiency of battery modules | |
| RU2559661C2 (en) | Method of electric inspections of spacecraft | |
| RU174125U1 (en) | Electronic battery simulator for testing spacecraft power systems | |
| RU2387054C2 (en) | Computer-aided software-hardware complex for charging and aging 'prisma' storage batteries | |
| RU2647806C2 (en) | Method of electric checks of spacecraft | |
| RU159208U1 (en) | COMPLEX FOR TERRESTRIAL TESTING OF SPACE EQUIPMENT SYSTEMS | |
| RU161796U1 (en) | DEVICE FOR TESTING THE COMPLEX OF AUTOMATION AND STABILIZING A SPACE VEHICLE IN THE MODE OF SIMULATION OF A CHARGE OF A LITHIUM-ION BATTERY BATTERY | |
| RU2647808C2 (en) | Method of electric checks of spacecraft | |
| CN111025175B (en) | Automatic joint test method for primary power subsystem of high-orbit communication satellite | |
| RU2513322C2 (en) | Method of electric checkouts for space vehicles | |
| JPH04264271A (en) | Method for testing power converter | |
| AU2016241607B2 (en) | Storage battery unit and electricity storage system | |
| RU2647128C2 (en) | Method of lithium-ion accumulator battery charge | |
| RU2637815C2 (en) | Method of operation of lithium-ion storage battery as part of independent power supply system of artificial earth satellite | |
| BONNET et al. | Smart Battery Modules for Distributed Electrical Power Systems | |
| RU2535824C2 (en) | Method of constructing spacecraft | |
| CN217931858U (en) | BMS test circuit and BMS test box | |
| RU2619151C2 (en) | Method of electric checks of spacecraft | |
| RU2604096C1 (en) | Method of load supply with direct current in autonomous power supply system of artificial earth satellite |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20200617 |