RU2647808C2 - Method of electric checks of spacecraft - Google Patents

Method of electric checks of spacecraft Download PDF

Info

Publication number
RU2647808C2
RU2647808C2 RU2016124040A RU2016124040A RU2647808C2 RU 2647808 C2 RU2647808 C2 RU 2647808C2 RU 2016124040 A RU2016124040 A RU 2016124040A RU 2016124040 A RU2016124040 A RU 2016124040A RU 2647808 C2 RU2647808 C2 RU 2647808C2
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
discharge
spacecraft
converters
board
solar
Prior art date
Application number
RU2016124040A
Other languages
Russian (ru)
Other versions
RU2016124040A (en
Inventor
Виктор Владимирович Коротких
Тимофей Викторович Тютюнин
Андрей Гавриилович Лесковский
Михаил Владленович Нестеришин
Сергей Иванович Опенько
Александр Валентинович Доставалов
Original Assignee
Акционерное общество "Информационные спутниковые системы" имени академика М.Ф. Решетнёва"
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 Акционерное общество "Информационные спутниковые системы" имени академика М.Ф. Решетнёва" filed Critical Акционерное общество "Информационные спутниковые системы" имени академика М.Ф. Решетнёва"
Priority to RU2016124040A priority Critical patent/RU2647808C2/en
Publication of RU2016124040A publication Critical patent/RU2016124040A/en
Application granted granted Critical
Publication of RU2647808C2 publication Critical patent/RU2647808C2/en

Links

Images

Classifications

    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64G—COSMONAUTICS; VEHICLES OR EQUIPMENT THEREFOR
    • B64G5/00—Ground equipment for vehicles, e.g. starting towers, fuelling arrangements
    • G—PHYSICS
    • G01—MEASURING; TESTING
    • G01D—MEASURING NOT SPECIALLY ADAPTED FOR A SPECIFIC VARIABLE; ARRANGEMENTS FOR MEASURING TWO OR MORE VARIABLES NOT COVERED IN A SINGLE OTHER SUBCLASS; TARIFF METERING APPARATUS; MEASURING OR TESTING NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
    • G01D21/00—Measuring or testing not otherwise provided for
    • G—PHYSICS
    • G01—MEASURING; TESTING
    • G01R—MEASURING ELECTRIC VARIABLES; MEASURING MAGNETIC VARIABLES
    • G01R31/00—Arrangements for testing electric properties; Arrangements for locating electric faults; Arrangements for electrical testing characterised by what is being tested not provided for elsewhere

Abstract

FIELD: electricity.
SUBSTANCE: for electrical verification, the space vehicle (SV) is switched on and off, connection and disconnection of ground simulators of onboard power supplies, automated issuance of control commands, prestart tele measurement and parameter checkout of onboard computing system, control of the insulation resistance of the busbars relative to the casing, the formation of directives for the automatic program and operator directives in manual mode, the formation of a test report, and a display of the current state of the test process. In the event of a shortage of solar cells for powering the load, it is disconnected the distribution function of discharge currents, the difference in the discharge currents to check the integrity of the discharge converters is controlled.
EFFECT: reliability of conducting electrical checks of the spacecraft.
2 cl, 2 dwg

Description

Заявляемое изобретение относится к электротехнической промышленности и может быть использовано при изготовлении космических аппаратов (КА).The claimed invention relates to the electrical industry and can be used in the manufacture of spacecraft (SC).

При изготовлении КА большое внимание уделяется обеспечению высокой степени надежности электрических проверок.In the manufacture of spacecraft, great attention is paid to ensuring a high degree of reliability of electrical checks.

Эта задача может быть решена только при условии обеспечения широких функциональных возможностей и применения многоуровневого контроля технологического процесса электрических проверок КА.This problem can be solved only if it provides wide functional capabilities and the use of multi-level control of the technological process of electrical 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) разрядных 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 the event of a failure of the backup circuits (phases) of the discharge converters of the power supply system, the output voltage (voltage between the spacecraft power buses) 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 зарядными и разрядными преобразователями для согласования работы солнечных и аккумуляторных батарей и обеспечения питанием со 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, в процессе проведения электрических проверок космического аппарата дополнительно, при работе системы электропитания в режиме отсутствия или недостатка мощности солнечных батарей для питания нагрузки, отключают функцию распределения токов разряда, при ее наличии контролируют разницу токов разряда аккумуляторных батарей и по величине разницы токов разряда судят об исправности соответствующих разрядных преобразователей. При этом неисправным признают разрядный преобразователь, если его ток разряда меньше максимального разрядного тока других разрядных преобразователей на величину не менее 100/Nфаз, %, где Nфаз - суммарное количество фаз всех разрядных преобразователей.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 charge and discharge converters to coordinate the operation of solar and rechargeable batteries and provide power with a stable voltage of a given nominal value of the modules service systems and payload, which includes on and off the spacecraft, including I connect and disconnect ground-based simulators of on-board power supplies (solar and rechargeable batteries), 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, monitoring the insulation resistance of the on-board tires relative to 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, reflecting the current state of the test process, in the process of conducting electrical checks of the spacecraft, in addition, when the power supply system is in the absence or lack of power of solar batteries to power the load, the distribution of the discharge currents is disabled, if it is available, the difference between the discharge currents of the batteries and the difference discharge currents judge the serviceability of the corresponding discharge converters. In this case, the discharge converter is recognized to be faulty if its discharge current is less than the maximum discharge current of other discharge converters by at least 100 / Nphase,%, where Nphase is the total number of phases of all bit converters.

Это позволяет организовать оценку работоспособности КА, используя различные функции в оценке каких-либо параметров. Например, оценивать соотношение равнозначных параметров по величине относительно друг друга. В данном случае предлагается оценивать величины токов разряда относительно друг друга на предмет не превышения заранее установленной величины.This allows you to organize an assessment of the health of the spacecraft, using various functions in the evaluation of any parameters. For example, to evaluate the ratio of equivalent parameters in value relative to each other. In this case, it is proposed to evaluate the magnitude of the discharge currents relative to each other with a view to not exceeding a predetermined value.

Действительно, при проведении электрических проверок КА проводится автоматизированный допусковый контроль дискретных и аналоговых параметров по данным бортовой системы телеизмерения. Если при этом контролировать разницу токов разряда аккумуляторных батарей, то по ее величине можно судить об исправности соответствующих разрядных преобразователей.Indeed, when conducting electrical checks of the spacecraft, automated tolerance control of discrete and analog parameters is carried out according to the onboard telemetry system. If, at the same time, the difference in the discharge currents of the batteries is controlled, then by its value one can judge the serviceability of the corresponding discharge converters.

Неисправным признают разрядный преобразователь, если его ток разряда меньше максимального разрядного тока других разрядных преобразователей на величину не менее 100/Nфаз, %, где Nфаз - суммарное количество фаз всех разрядных преобразователей.A discharge converter is recognized as defective if its discharge current is less than the maximum discharge current of other discharge converters by at least 100 / Nphase,%, where Nphase is the total number of phases of all bit converters.

При проведении данной проверки следует исключить функцию распределения токов разряда, при наличии таковой.When conducting this check, the distribution function of the discharge currents, if any, should be excluded.

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 со стабильным напряжением заданного номинала модулей служебных систем и полезной нагрузки, бортовую систему телеизмерения, бортовую ЭВМ (на схеме не показано).The spacecraft 1 contains, in particular, a power supply system with on-board power supplies (solar and rechargeable batteries) and a stabilized voltage converter with charge and discharge converters to coordinate the operation of solar and rechargeable batteries and provide power with a stable voltage to the specified nominal value of service system modules and payload , onboard telemetry system, onboard computer (not shown in the diagram).

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.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.

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.AIK 4 together with computer AIK 5 carries out automated issuance of control commands, tolerance control of discrete and analog parameters of spacecraft 1 according to the on-board system of telemetry and monitoring the parameters of the on-board computer system, monitored insulation resistance of onboard tires relative to the chassis, the formation of automatic program directives and directives the operator in manual mode, the formation of the test report, displaying the current state of the test process.

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 IHD 2 and IAB 3 and obtain operational information about their current output parameters (voltage, current).

Рассмотрим формирование вторичных параметров на примере конкретной структуры автономной системы электропитания КА.Let us consider the formation of secondary parameters by the example of a specific structure of an autonomous spacecraft power system.

На фиг 2 приведена функциональная схема автономной системы электропитания с «n» номиналами выходного напряжения, «m» секциями солнечных батарей и двумя аккумуляторными батареями.Figure 2 shows a functional diagram of an autonomous power supply system with "n" ratings of the output voltage, "m" sections of solar panels and two rechargeable batteries.

Устройство содержит солнечную батарею (первичный источник ограниченной мощности) 1, состоящую из секций 11, 12, …1m, подключенную к нагрузке 2 через диоды PД1, РД2, …РДm в цепи каждой секции соответственно и выходной фильтр 3. В общей силовой цепи солнечной батареи установлен измерительный токовый шунт Iбс для измерения текущего суммарного тока солнечной батареи. В цепи нагрузки 2 установлен измерительный токовый шунт Iн1.The device contains a solar battery (primary source of limited power) 1, consisting of sections 1 1 , 1 2 , ... 1 m , connected to load 2 through diodes RD 1 , RD 2 , ... RD m in the circuit of each section, respectively, and an output filter 3. A measuring current shunt Ibs is installed in the total power circuit of the solar battery to measure the current total current of the solar battery. A load current shunt In1 is installed in the load circuit 2.

Аккумуляторные батареи 4/1 и 4/2, подключены через зарядные преобразователи 5/1 и 5/2 и через разрядные преобразователи 6/1 и 6/2 к входу выходного фильтра 3, при этом входы разрядных преобразователей подключены к выходу выходного фильтра 3. Параллельный стабилизированный преобразователь 7 входом подключен к выходу выходного фильтра 3, а силовым транзисторным ключом, разделенным также на «m» единичных силовых транзисторных ключей, подключен к каждой соответствующей секции первичного источника ограниченной мощности. Кроме того, к клеммам «+» и «-» нагрузки 2 подключено (n-1) сериесных преобразователей 81, 82,…8n-1, к выходу которых подключены нагрузки 21, 22,…2n-1, где n - число номиналов напряжения в автономной системе электропитания. В цепи каждой нагрузки 21, 22,…2n-1 установлены измерительные токовые шунты Iн2 (1÷[n-1]).The batteries 4/1 and 4/2 are connected through charging converters 5/1 and 5/2 and through the discharge converters 6/1 and 6/2 to the input of the output filter 3, while the inputs of the discharge converters are connected to the output of the output filter 3. A parallel stabilized converter 7 is connected by an input to the output of the output filter 3, and by a power transistor switch, also divided into “m” unit power transistor switches, is connected to each corresponding section of the primary source of limited power. In addition, (n-1) serial converters 8 1 , 8 2 , ... 8 n-1 are connected to the terminals “+” and “-” of load 2, the outputs of which are connected to loads 2 1 , 2 2 , ... 2 n-1 where n is the number of voltage ratings in an autonomous power supply system. In the circuit of each load 2 1 , 2 2 , ... 2 n-1 , measuring current shunts In2 (1 ÷ [n-1]) are installed.

Зарядный преобразователь состоит из регулирующего ключа 9, управляемого схемой управления 10, 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 также тока разряда.The charging converter consists of a control key 9 controlled by a control circuit 10, a boost assembly made on a transformer Tr, transistors T1 and T2, and a rectifier on diodes D1 and D2. A measuring current shunt Iab is installed in the charge power circuit to measure the charge current, as well as the discharge current.

Разрядный преобразователь 6 состоит из регулирующего ключа 11, состоящего из N параллельно включенных ключей (фаз) - на схеме не показано, управляемого схемой управления 12, также состоящей из N каналов (фаз).Bit Converter 6 consists of a control key 11, consisting of N parallel connected keys (phases) - not shown in the diagram, controlled by a control circuit 12, also consisting of N channels (phases).

Параллельный стабилизированный преобразователь 7 состоит из «m» единичных силовых транзисторных ключей К1, К2,…Кm, управляемых общей схемой управления 13.The parallel stabilized converter 7 consists of “m” unit power transistor switches K 1 , K 2 , ... K m controlled by a common control circuit 13.

Сериесные преобразователи 81, 82,…8n-1 состоят из регулирующих ключей 14, управляемых схемами управления 15, и выходных фильтров 16.Serial converters 8 1 , 8 2 , ... 8 n-1 consist of control keys 14, controlled by control circuits 15, and output filters 16.

Схемы управления преобразователями 10, 12, 13, 15 выполнены в виде широтно-импульсных модуляторов, входом подключенных к шинам стабилизируемого напряжения.The control circuits of the converters 10, 12, 13, 15 are made in the form of pulse-width modulators, the input connected to the stabilized voltage buses.

В случае отказа какой-либо фазы разрядного преобразователя и неработающей (отключенной) функции распределения токов разряда, при ее наличии, контролируют разницу токов разряда аккумуляторных батарей и по величине разницы токов разряда судят об исправности соответствующих разрядных преобразователей. При этом неисправным признают разрядный преобразователь, если его ток разряда меньше максимального разрядного тока других разрядных преобразователей на величину не менее 100/Nфаз, %, где Nфаз - суммарное количество фаз всех разрядных преобразователей.In case of failure of any phase of the discharge converter and the idle (disabled) function of the distribution of discharge currents, if any, the difference in the discharge currents of the batteries is monitored, and the health of the corresponding discharge converters is judged by the magnitude of the difference in the discharge currents. In this case, the discharge converter is recognized to be faulty if its discharge current is less than the maximum discharge current of other discharge converters by at least 100 / Nphase,%, where Nphase is the total number of phases of all bit converters.

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 (2)

1. Способ электрических проверок космического аппарата, содержащего 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, заключающийся 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, отличающийся тем, что в процессе проведения электрических проверок космического аппарата дополнительно, при работе системы электропитания в режиме отсутствия или недостатка мощности солнечных батарей для питания нагрузки, отключают функцию распределения токов разряда, при ее наличии контролируют разницу токов разряда аккумуляторных батарей и по величине разницы токов разряда судят об исправности соответствующих разрядных преобразователей.1. The method of electrical checks of a spacecraft containing a power supply system with on-board power supplies (solar and rechargeable batteries) and a stabilized voltage converter with charge and discharge converters to coordinate the operation of solar and rechargeable batteries and provide stable voltage to a given nominal value of service system modules and payload consisting in the on and off of the spacecraft, including connecting and disconnecting reading ground-based 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 relative to the chassis, formation of automatic guidelines programs and directives of the operator in manual mode, generating a test report, displaying the current status Features of the test process, characterized in that, in the process of conducting electrical checks of the spacecraft, in addition, when the power supply system is in the absence or lack of power of solar panels to power the load, the distribution of the discharge currents is disabled, if it is available, the difference in the discharge currents of the batteries is controlled and the magnitude of the difference in discharge currents is judged on the serviceability of the corresponding discharge converters. 2. Способ электрических проверок космического аппарата по п. 1, отличающийся тем, что неисправным признают разрядный преобразователь, если его ток разряда меньше максимального разрядного тока других разрядных преобразователей на величину не менее 100/Nфаз, %, где Nфаз - суммарное количество фаз всех разрядных преобразователей.2. The method of electrical checks of the spacecraft under item 1, characterized in that the discharge converter is recognized as faulty if its discharge current is less than the maximum discharge current of other discharge converters by at least 100 / Nphase,%, where Nphase is the total number of phases of all bit converters.
RU2016124040A 2016-06-16 2016-06-16 Method of electric checks of spacecraft RU2647808C2 (en)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2016124040A RU2647808C2 (en) 2016-06-16 2016-06-16 Method of electric checks of spacecraft

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2016124040A RU2647808C2 (en) 2016-06-16 2016-06-16 Method of electric checks of spacecraft

Publications (2)

Publication Number Publication Date
RU2016124040A RU2016124040A (en) 2017-12-21
RU2647808C2 true RU2647808C2 (en) 2018-03-19

Family

ID=61627663

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2016124040A RU2647808C2 (en) 2016-06-16 2016-06-16 Method of electric checks of spacecraft

Country Status (1)

Country Link
RU (1) RU2647808C2 (en)

Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
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
RU75755U1 (en) * 2008-03-11 2008-08-20 Научно-исследовательский институт автоматики и электромеханики (НИИАЭМ) при Томском университете систем управления и радиоэлектроники LOAD SIMULATOR FOR TESTING ELECTRICAL SUPPLY SYSTEMS FOR SPACE VEHICLES
KR101401295B1 (en) * 2012-12-20 2014-05-29 한국항공우주연구원 Satellite test apparatus
RU2569655C2 (en) * 2014-03-05 2015-11-27 Акционерное общество "Информационные спутниковые системы" имени академика М.Ф. Решетнёва" Method for electrical checkouts of space vehicles
KR20160008296A (en) * 2014-07-14 2016-01-22 한국항공우주연구원 Electronic Ground Support Equipment for Satellite Test and Method for Performing Mission

Patent Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
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
RU75755U1 (en) * 2008-03-11 2008-08-20 Научно-исследовательский институт автоматики и электромеханики (НИИАЭМ) при Томском университете систем управления и радиоэлектроники LOAD SIMULATOR FOR TESTING ELECTRICAL SUPPLY SYSTEMS FOR SPACE VEHICLES
KR101401295B1 (en) * 2012-12-20 2014-05-29 한국항공우주연구원 Satellite test apparatus
RU2569655C2 (en) * 2014-03-05 2015-11-27 Акционерное общество "Информационные спутниковые системы" имени академика М.Ф. Решетнёва" Method for electrical checkouts of space vehicles
KR20160008296A (en) * 2014-07-14 2016-01-22 한국항공우주연구원 Electronic Ground Support Equipment for Satellite Test and Method for Performing Mission

Also Published As

Publication number Publication date
RU2016124040A (en) 2017-12-21

Similar Documents

Publication Publication Date Title
US10873207B2 (en) Charge equalization systems and methods for battery systems and uninterruptible power supplies
US7634329B2 (en) Intelligent aircraft secondary power distribution system that facilitates condition based maintenance
CN101680933B (en) Method of diagnosing defective elements in a standalone system, powered by an intermittent power source
KR101397887B1 (en) Monitoring device and method of battery contact point at the charging/discharging system with serial connected batteries
CN103827685A (en) Battery management system and method for determining the charge state battery cells, battery and motor vehicle comprising a battery management system
CN109854414A (en) A kind of safety ignition mechanism unit tester
RU2559661C2 (en) Method of electric inspections of spacecraft
RU174125U1 (en) Electronic battery simulator for testing spacecraft power systems
JP2009192302A (en) Monitoring device of battery pack
RU2647808C2 (en) Method of electric checks of spacecraft
US8819470B2 (en) Switching device, a switching device control method and a switching device control program
RU2647806C2 (en) Method of electric checks of spacecraft
Mashayekh et al. Online state of health diagnostic method of battery cells in a reconfigurable battery system or multilevel inverter
CN108657088B (en) High-voltage distribution box for electric automobile, electric control system and electric automobile
US20210082480A1 (en) Cell module equalization and precharge device and method
KR101719480B1 (en) Electrical system of unmanned aerial vehicle
RU2513322C2 (en) Method of electric checkouts for space vehicles
CN111025175B (en) Automatic joint test method for primary power subsystem of high-orbit communication satellite
KR102030823B1 (en) Battery management system and operating method thereof
CN108387841B (en) System and method for commissioning an Energy Storage System (ESS)
RU2535824C2 (en) Method of constructing spacecraft
BONNET et al. Smart Battery Modules for Distributed Electrical Power Systems
KR20160092729A (en) Interface Apparatus of Electrical Ground Support Equipment
Wetz et al. Design of 1000 V Valve Regulated Lead Acid (VRLA) and Lithium-Iron-Phosphate Lithium Ion (LFP-LI) Battery Test Beds for Driving High Rate, Pulsed Loads
CN103117665A (en) Lithium ion battery module simulation system