RU2710121C2 - Блок питания электроракетной двигательной установки спутника и система управления электроракетной двигательной установкой спутника - Google Patents
Блок питания электроракетной двигательной установки спутника и система управления электроракетной двигательной установкой спутника Download PDFInfo
- Publication number
- RU2710121C2 RU2710121C2 RU2016112417A RU2016112417A RU2710121C2 RU 2710121 C2 RU2710121 C2 RU 2710121C2 RU 2016112417 A RU2016112417 A RU 2016112417A RU 2016112417 A RU2016112417 A RU 2016112417A RU 2710121 C2 RU2710121 C2 RU 2710121C2
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- electric propulsion
- electric
- propulsion system
- uape
- satellite
- Prior art date
Links
- 230000005855 radiation Effects 0.000 claims description 7
- 230000005611 electricity Effects 0.000 claims description 4
- 238000009434 installation Methods 0.000 claims description 3
- 239000000126 substance Substances 0.000 abstract 1
- 101100422768 Saccharomyces cerevisiae (strain ATCC 204508 / S288c) SUL2 gene Proteins 0.000 description 6
- 101100191136 Arabidopsis thaliana PCMP-A2 gene Proteins 0.000 description 4
- 101100048260 Saccharomyces cerevisiae (strain ATCC 204508 / S288c) UBX2 gene Proteins 0.000 description 4
- 101000746134 Homo sapiens DNA endonuclease RBBP8 Proteins 0.000 description 2
- 101000969031 Homo sapiens Nuclear protein 1 Proteins 0.000 description 2
- 102100021133 Nuclear protein 1 Human genes 0.000 description 2
- 230000017525 heat dissipation Effects 0.000 description 2
- 238000004519 manufacturing process Methods 0.000 description 2
- 239000003990 capacitor Substances 0.000 description 1
- 238000001914 filtration Methods 0.000 description 1
- 238000000034 method 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
- B64G1/22—Parts of, or equipment specially adapted for fitting in or to, cosmonautic vehicles
- B64G1/24—Guiding or controlling apparatus, e.g. for attitude control
- B64G1/26—Guiding or controlling apparatus, e.g. for attitude control using jets
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64G—COSMONAUTICS; VEHICLES OR EQUIPMENT THEREFOR
- B64G1/00—Cosmonautic vehicles
- B64G1/22—Parts of, or equipment specially adapted for fitting in or to, cosmonautic vehicles
- B64G1/42—Arrangements or adaptations of power supply systems
- B64G1/428—Power distribution and management
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64G—COSMONAUTICS; VEHICLES OR EQUIPMENT THEREFOR
- B64G1/00—Cosmonautic vehicles
- B64G1/10—Artificial satellites; Systems of such satellites; Interplanetary vehicles
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64G—COSMONAUTICS; VEHICLES OR EQUIPMENT THEREFOR
- B64G1/00—Cosmonautic vehicles
- B64G1/22—Parts of, or equipment specially adapted for fitting in or to, cosmonautic vehicles
- B64G1/40—Arrangements or adaptations of propulsion systems
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64G—COSMONAUTICS; VEHICLES OR EQUIPMENT THEREFOR
- B64G1/00—Cosmonautic vehicles
- B64G1/22—Parts of, or equipment specially adapted for fitting in or to, cosmonautic vehicles
- B64G1/40—Arrangements or adaptations of propulsion systems
- B64G1/405—Ion or plasma engines
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64G—COSMONAUTICS; VEHICLES OR EQUIPMENT THEREFOR
- B64G1/00—Cosmonautic vehicles
- B64G1/22—Parts of, or equipment specially adapted for fitting in or to, cosmonautic vehicles
- B64G1/40—Arrangements or adaptations of propulsion systems
- B64G1/411—Electric propulsion
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64G—COSMONAUTICS; VEHICLES OR EQUIPMENT THEREFOR
- B64G1/00—Cosmonautic vehicles
- B64G1/22—Parts of, or equipment specially adapted for fitting in or to, cosmonautic vehicles
- B64G1/42—Arrangements or adaptations of power supply systems
-
- 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
-
- 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
- F03H1/0006—Details applicable to different types of plasma thrusters
- F03H1/0018—Arrangements or adaptations of power supply systems
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Chemical & Material Sciences (AREA)
- Combustion & Propulsion (AREA)
- Remote Sensing (AREA)
- Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
- Physics & Mathematics (AREA)
- Plasma & Fusion (AREA)
- Power Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- Radar, Positioning & Navigation (AREA)
- Astronomy & Astrophysics (AREA)
- General Physics & Mathematics (AREA)
- Control Of Position, Course, Altitude, Or Attitude Of Moving Bodies (AREA)
- Radio Relay Systems (AREA)
- Stand-By Power Supply Arrangements (AREA)
- Direct Current Feeding And Distribution (AREA)
Abstract
Группа изобретений относится к блоку питания и системе управления электроракетной двигательной установкой спутника. Блок питания содержит внутренний источник электроэнергии, внешний вход, первый и второй внешний выходы, выполненные с возможностью подачи в качестве выхода первого и второго электропитания, первый и второй переключательные элементы. Первый переключательный элемент снабжен первым внутренним входом, соединенным с внутренним источником, и первым внешним и внутренним выходами. Второй переключательный элемент снабжен выходом, соответствующим второму внешнему выходу, и внешним и вторым внутренним входами. Система управления содержит электронный управляющий блок, блоки питания электроракетной двигательной установки, электроракетные двигатели малой тяги. Повышается надежность электроракетных двигательных систем. 3 н. и 7 з.п. ф-лы, 13 ил.
Description
Данное изобретение относится к блоку питания электроракетной двигательной установкой спутника и к системе управления электроракетной двигательной установкой спутника.
Современные спутники все в большей степени используют электроракетные двигательные установки, что значительно повышает надежность данного способа электрической тяги.
Как показано на фиг. 1А, известны электроракетные двигательные системы спутника, содержащие четыре блока питания UAPE1, UAPE2, UAPE3 и UAPE4 и четыре электроракетных двигателя малой тяги МЕ1, МЕ2, МЕ3 и МЕ4, которые, соответственно, связаны с блоками питания. В системе такого типа каждое соединение между электроракетным двигателем малой тяги МЕ1, МЕ2, МЕ3 и МЕ4 и соответствующим блоком питания UAPE1, UAPE2, UAPE3 и UAPE4 снабжено фильтром F кондуктивных излучений.
Фильтр кондуктивных излучений представляет собой фильтр, который, главным образом, содержит фильтрующие компоненты (резисторы, конденсаторы, индуктивности, ...) и цель которого - отфильтровывать помехи от двигателя малой тяги в соответствующий блок питания с целью защиты блока питания и в конечном итоге ограничивать кондуктивные и испускаемые излучения, возвращаемые в направлении спутника.
В такой системе повреждение - или отказ - одного блока питания электроракетной двигательной установки при этом означает повреждение одного электроракетного двигателя малой тяги, на который больше не будет подаваться питание от блока питания.
Как показано на фиг. 1В, известны также электроракетные двигательные системы спутника, содержащие два блока питания UAPE1 и UAPE2 и четыре электроракетных двигателя малой тяги МЕ1, МЕ2, МЕ3 и МЕ4. Каждый из двух блоков питания UAPE1 и UAPE2, соответственно, связан с двумя электроракетными двигателями малой тяги из четырех.
В данном примере блок UAPE1 питания связан с электроракетными двигателями малой тяги МЕ1 и МЕ2, а блок UAPE2 питания связан с электроракетными двигателями малой тяги МЕ3 и МЕ4. Каждый блок питания UAPE1, UAPE2 снабжен соответствующим переключателем COM1, COM2, позволяющим блоку питания переключаться на один из двух двигателей малой тяги, с которыми он связан.
В данном примере переключатель COM1 блока UAPE1 питания позволяет переключать электропитание от блока UAPE1 питания на электроракетный двигатель МЕ1 малой тяги или электроракетный двигатель МЕ2 малой тяги, а переключатель COM2 блока UAPE2 питания позволяет переключать электропитание от блока UAPE2 питания на электроракетный двигатель МЕ3 малой тяги или электроракетный двигатель МЕ4 малой тяги.
Каждое соединение между электроракетным двигателем малой тяги МЕ1, МЕ2, МЕ3 и МЕ4 и своим соответствующим блоком питания UAPE1 и UAPE2 снабжено фильтром F кондуктивных излучений.
В такой системе повреждение - или отказ - одного блока питания электроракетной двигательной установки при этом означает повреждение двух электроракетных двигателей малой тяги, на которые больше не будет подаваться питание от блока питания.
Целью данного изобретения является устранение вышеуказанных проблем и, в частности, повышение надежности электроракетных двигательных систем спутника.
Кроме того, в соответствии с одним аспектом данного изобретения, предлагается блок питания электроракетной двигательной установки спутника, содержащий:
- внутренний источник электроэнергии;
- внешний вход, выполненный с возможностью приема электропитания от внешнего источника электроэнергии;
- первый внешний выход и второй внешний выход, выполненные с возможностью подачи в качестве выхода, соответственно, первого электропитания и второго электропитания;
- первый переключательный элемент и второй переключательный элемент, такие, что:
- первый переключательный элемент снабжен первым внутренним входом, соединенным с внутренним источником, и двумя выходами: первым внешним выходом и внутренним выходом, соединенным со вторым внутренним входом второго переключательного элемента; и
- второй переключательный элемент снабжен выходом, соответствующим второму внешнему выходу, и двумя входами: внешним входом и вторым внутренним входом.
Такой блок питания электроракетной двигательной установки спутника позволяет повысить надежность второго внешнего выхода блока питания, поскольку на этот выход может подаваться питание либо от внутреннего источника, либо от внешнего источника. Первый внешний выход может при этом использоваться в качестве источника.
В одном варианте осуществления блок питания электроракетной двигательной установки спутника содержит противопомеховый фильтр кондуктивных излучений, расположенный непосредственно перед вторым выходом.
Такой блок питания позволяет включать в состав противопомеховый фильтр кондуктивных излучений и тем самым достигать повышенной компактности и простоты с точки зрения включения их в состав спутников, в то же время, исключая необходимость добавления таких фильтров между блоками питания и электроракетными двигателями малой тяги.
В одном варианте блок питания электроракетной двигательной установки спутника содержит противопомеховый фильтр кондуктивных излучений, расположенный непосредственно перед первым выходом.
При необходимости можно сэкономить место в блоке питания и/или переместить рассеяние F куда-либо еще.
В соответствии с одним вариантом осуществления, первый переключательный элемент содержит переключатель.
Реализация первого переключательного элемента посредством переключателя является простой, недорогостоящей и ограничивает повреждения благодаря рассеянию тепла.
В одном варианте осуществления второй переключательный элемент содержит диод, расположенный после каждого из двух входов.
Использование диодов для реализации второго переключательного элемента обеспечивает исключение внешнего управления и его низкую стоимость.
В одном варианте второй переключательный элемент содержит переключатель.
Использование переключателя для реализации второго переключательного элемента обеспечивает ограничение повреждений благодаря рассеянию тепла и, как и в предыдущем варианте, исключение падения напряжения постоянного тока (DC) благодаря диодам.
В соответствии с одним аспектом данного изобретения, предлагается также система управления электроракетной двигательной установкой спутника, содержащая электронный управляющий блок и множество N блоков питания электроракетной двигательной установки, таких как описанные выше, соответственно, соединенных с N электроракетными двигателями малой тяги.
Каждый блок питания электроракетной двигательной установки соединен посредством своего второго внешнего выхода с электроракетным двигателем малой тяги, каждая связь между выходом второго переключательного элемента и электроракетным двигателем малой тяги содержит противопомеховый фильтр кондуктивных излучений, а каждый первый внешний выход одного блока питания электроракетной двигательной установки непосредственно соединен с внешним входом другого блока питания электроракетной двигательной установки.
Такая система обеспечивает значительное повышение надежности управления электроракетными двигателями малой тяги спутника. В частности, в случае выхода из строя одного блока питания электроракетной двигательной установки (или множества блоков питания за исключением случаев, когда два из них связаны с одним и тем же электроракетным двигателем малой тяги) ни один из электроракетных двигателей малой тяги не повреждается, поскольку в любом случае при этом на него может подаваться питание от другого блока питания электроракетной двигательной установки посредством внешнего входа неисправного блока питания электроракетной двигательной установки, который соединен с первым внешним выходом этого другого блока питания электроракетной двигательной установки.
Например, в типичном случае спутник имеет четыре электроракетных двигателя малой тяги (N=4).
В соответствии с одним аспектом изобретения, предлагается также система управления электроракетной двигательной установкой спутника, содержащая электронный управляющий блок, множество N блоков питания электроракетной двигательной установки, таких как описанные выше, множество N+k электроракетных двигателей малой тяги, N из которых, соответственно, связаны с N блоками питания электроракетной двигательной установки, каждый блок питания электроракетной двигательной установки соединен посредством своего второго внешнего выхода с электроракетным двигателем малой тяги, каждая связь между выходом второго переключательного элемента и электроракетным двигателем малой тяги содержит противопомеховый фильтр кондуктивных излучений, k первых внешних выходов блоков питания электроракетной двигательной установки соединены с остальными k электроракетными двигателями малой тяги. Каждая связь между выходом первого переключательного элемента и электроракетным двигателем малой тяги содержит противопомеховый фильтр кондуктивных излучений, а N-k остальных первых внешних выходов блока питания электроракетной двигательной установки непосредственно соединены с внешним входом другого блока питания электроракетной двигательной установки.
Такая система также обеспечивает значительное повышение надежности управления электроракетными двигателями малой тяги спутника, содержащего дополнительные электроракетные двигатели малой тяги, при пониженной стоимости. В частности, в такой системе чем меньше разность k между числом блоков питания электроракетной двигательной установки и числом двигателей малой тяги, тем больше двигателей малой тяги, питание на которые может подаваться от двух различных блоков питания электроракетной двигательной установки, и, следовательно, тем больше улучшение в надежности.
Например, спутник может иметь четыре электроракетных двигателя малой тяги, но только три блока питания электроракетной двигательной установки (N=3 и k=1).
Данное изобретение станет более понятным после изучения нескольких вариантов осуществления, описываемых в качестве полностью неограничительных примеров и иллюстрируемых прилагаемыми чертежами, на которых:
- фиг. 1а и 1b схематически иллюстрируют электроракетную двигательную систему спутника в соответствии с предшествующим уровнем техники;
- фиг. 2, 3, 4а и 4b иллюстрируют варианты осуществления блока питания электроракетной двигательной установки спутника в соответствии с различными аспектами изобретения;
- фиг. 5 схематически иллюстрирует один пример осуществления первого переключательного элемента блока питания электроракетной двигательной установки спутника в соответствии с одним аспектом изобретения;
- фиг. 6а и 6b схематически иллюстрируют два примера осуществления второго переключательного элемента блока питания электроракетной двигательной установки спутника в соответствии с двумя аспектами изобретения;
- фиг. 7а и 7b схематически иллюстрируют два примера осуществления системы управления электроракетной двигательной установкой спутника в соответствии с двумя аспектами изобретения; и
- фиг. 8а и 8b схематически иллюстрируют два примера осуществления системы управления электроракетной двигательной установкой спутника в соответствии с двумя другими аспектами изобретения.
На различных чертежах элементы, которые имеют одинаковые обозначения, являются одинаковыми.
На фиг. 2 изображен блок UAPE питания электроракетной двигательной установки спутника, который содержит внутренний источник Sint электроэнергии и внешний вход Е, выполненный с возможностью приема электропитания от внешнего источника электроэнергии, в частности, от другого блока UAPE питания электроракетной двигательной установки.
Блок UAPE питания электроракетной двигательной установки спутника также содержит первый внешний выход S1 и второй внешний выход S2, выполненные с возможностью подачи в качестве выхода, соответственно, первого электропитания и второго электропитания. Блок UAPE питания электроракетной двигательной установки спутника также содержит первый переключательный элемент SEL1 и второй переключательный элемент SEL2.
Первый переключательный элемент SEL1 снабжен первым внутренним входом Ei1, соединенным с внутренним источником Sint, и двумя выходами: первым внешним выходом S1 и внутренним выходом Si, соединенным со вторым внутренним входом Ei2 второго переключательного элемента SEL2.
Второй переключательный элемент SEL2 снабжен выходом, соответствующим второму внешнему выходу S2, и двумя входами: внешним входом Е и вторым внутренним входом Ei2.
Фиг. 3 иллюстрирует один вариант осуществления блока UAPE питания электроракетной двигательной установки спутника, такого как изображенный на фиг. 2, содержащий противопомеховый фильтр F кондуктивных излучений, расположенный непосредственно перед вторым выходом S2 в блоке UAPE питания.
Фиг. 4а иллюстрирует один вариант осуществления блока UAPE питания электроракетной двигательной установки спутника, такого как изображенный на фиг. 3, также содержащий противопомеховый фильтр F кондуктивных излучений, расположенный непосредственно перед первым выходом S1 в блоке UAPE питания.
Фиг. 4b иллюстрирует один вариант осуществления блока UAPE питания электроракетной двигательной установки спутника, такого как изображенный на фиг. 2, содержащий противопомеховый фильтр F кондуктивных излучений, расположенный непосредственно перед первым выходом S1 в блоке UAPE питания.
На фиг. 5 изображен один пример осуществления первого переключательного элемента SEL1 блока UAPE питания электроракетной двигательной установки спутника одной из фиг. 2, 3, 4a или 4b, реализованного с помощью переключателя, управляемого внешней командой cde_com.
На фиг. 6а изображен один пример осуществления второго переключательного элемента SEL2 блока UAPE питания электроракетной двигательной установки спутника одной из фиг. 2, 3, 4a или 4b, реализованного с помощью двух диодов, при этом один диод установлен после каждого из двух входов E, Ei2.
На фиг. 6b изображен альтернативный пример осуществления второго переключательного элемента SEL2 блока UAPE питания электроракетной двигательной установки спутника одной из фиг. 2, 3, 4a или 4b, реализованного с помощью переключателя, управляемого внешней командой cde_com.
На фиг. 7а изображена система управления электроракетной двигательной установкой спутника, содержащая электронный управляющий блок CDE и множество N блоков UAPE1, ..., UAPEN питания электроракетной двигательной установки, таких, как описанные выше, соответственно, связанных с N электроракетными двигателями ME1, ..., MEN малой тяги. Каждый блок UAPE1, ..., UAPEN питания электроракетной двигательной установки соединен посредством своего второго внешнего выхода S2 с соответствующим электроракетным двигателем ME1, ..., MEN малой тяги.
Каждая связь между выходом второго переключательного элемента SEL2 и соответствующим электроракетным двигателем ME1, ..., MEN малой тяги содержит противопомеховый фильтр F кондуктивных излучений, а каждый первый внешний выход S1 одного блока UAPE1, ..., UAPEN питания электроракетной двигательной установки непосредственно соединены с внешним входом E другого блока питания электроракетной двигательной установки.
В варианте осуществления на фиг. 7а все противопомеховые фильтры F кондуктивных излучений находятся внутри блоков UAPE1, ..., UAPEN питания электроракетной двигательной установки.
В одном варианте на фиг. 7b все противопомеховые фильтры F кондуктивных излучений находятся снаружи блоков UAPE1, ..., UAPEN питания электроракетной двигательной установки.
Разумеется, для других вариантов, которые не показаны на чертежах, некоторые противопомеховые фильтры F кондуктивных излучений находятся внутри блоков питания электроракетной двигательной установки, а другие, остальные противопомеховые фильтры F кондуктивных излучений находятся снаружи остальных блоков питания электроракетной двигательной установки.
Исходя из стоимости, предпочтительно сохранить вариант осуществления, в котором все фильтры находятся либо внутри блоков питания электроракетной двигательной установки, либо снаружи остальных блоков питания электроракетной двигательной установки, тем самым обеспечивая массовое производство большого количества одинаковых блоков питания электроракетной двигательной установки. В принципе, решение, в котором все F являются внутренними, лучше, поскольку требуется меньше внешних устройств, что означает производство и испытание меньшего количества внешних устройств и, следовательно, уменьшенную стоимость.
Фиг. 8 представляет собой неограничительный пример осуществления системы управления электроракетной двигательной установкой спутника, содержащей три блока UAPE1, UAPE2, UAPE3 питания и четыре электроракетных двигателя ME1, ..., ME4 (N=3 and k=1) малой тяги, электронный управляющий блок CDE, множество трех (N=3) блоков UAPE1, UAPE2, UAPE3 питания электроракетной двигательной установки спутника, таких, как описанные выше, и множество четырех (N+k=4) электроракетных двигателей ME1, ..., ME4 малой тяги, три из которых (N=3) ME1, ME2, ME3, соответственно, связаны с тремя (N=3) блоками UAPE1, ..., UAPE3 питания электроракетной двигательной установки.
Каждый блок UAPE1, UAPE2, UAPE3 питания электроракетной двигательной установки соединен посредством своего второго внешнего выхода S2 с электроракетным двигателем ME1, ME2, ME3 (N=3) малой тяги, при этом каждая связь между электроракетным двигателем ME1, ME2, ME3 малой тяги содержит противопомеховый фильтр F кондуктивных излучений. Один (k=1) первый внешний выход S1 блока питания электроракетной двигательной установки - в данном примере UAPE3 - соединен с электроракетным двигателем ME4 (k=1) малой тяги.
Связь между выходом первого переключательного элемента SEL1 блока UAPE3 питания электроракетной двигательной установки и электроракетным двигателем ME4 малой тяги содержит противопомеховый фильтр F кондуктивных излучений.
Два (N-k=3-1=2) остальных первых внешних выхода S1 блока UAPE1, UAPE2 питания электроракетной двигательной установки непосредственно соединены с внешним входом Е другого блока питания электроракетной двигательной установки.
В одном варианте на фиг. 8b все противопомеховые фильтры F кондуктивных излучений находятся снаружи блоков UAPE1, ..., UAPE3 питания электроракетной двигательной установки.
Разумеется, в других вариантах, которые не показаны на чертежах, некоторые противопомеховые фильтры F кондуктивных излучений могут находиться внутри блоков питания электроракетной двигательной установки, а другие, остальные противопомеховые фильтры F кондуктивных излучений могут находиться снаружи остальных блоков питания электроракетной двигательной установки.
На фиг. 8a и 8b неограничительным образом показаны особенно интересные варианты осуществления с тремя блоками питания электроракетной двигательной установки и четырьмя электроракетными двигателями малой тяги (N=3, k=1), поскольку очевидно, что эти варианты осуществления легко могут быть экстраполированы на N блоков питания электроракетной двигательной установки и N+k электроракетных двигателей малой тяги.
Таким образом, в настоящем изобретении предлагаются блоки питания электроракетной двигательной установки спутника, которые являются недорогостоящими, поскольку они содержат множество элементов, уже включенных в состав, вместе с системами управления электроракетной двигательной установкой спутника с повышенной надежностью и при низкой стоимости.
Claims (16)
1. Блок (UAPE) питания электроракетной двигательной установки спутника, содержащий:
- внутренний источник (Sint) электроэнергии;
- внешний вход (Е), выполненный с возможностью приема электропитания от внешнего источника электроэнергии;
- первый внешний выход (S1) и второй внешний выход (S2), выполненные с возможностью подачи в качестве выхода соответственно первого электропитания и второго электропитания;
- первый переключательный элемент (SEL1) и второй переключательный элемент (SEL2), такие, что
- первый переключательный элемент (SEL1) снабжен первым внутренним входом (Еi1), соединенным с внутренним источником (Sint), и двумя выходами: первым внешним выходом (S1) и внутренним выходом (Si), соединенным со вторым внутренним входом (Ei2) второго переключательного элемента (SEL2); и
- второй переключательный элемент (SEL2) снабжен выходом, соответствующим второму внешнему выходу (S2), и двумя входами: внешним входом (Е) и вторым внутренним входом (Ei2).
2. Блок (UAPE) питания электроракетной двигательной установки спутника по п. 1, содержащий противопомеховый фильтр (F) кондуктивных излучений, расположенный непосредственно перед вторым выходом (S2).
3. Блок (UAPE) питания электроракетной двигательной установки спутника по п. 1, содержащий противопомеховый фильтр (F) кондуктивных излучений, расположенный непосредственно перед первым выходом (S1).
4. Блок (UAPE) питания электроракетной двигательной установки спутника по п. 1, в котором первый переключательный элемент (SEL1) содержит переключатель.
5. Блок (UAPE) питания электроракетной двигательной установки спутника по одному из пп. 1-4, в котором второй переключательный элемент (SEL2) содержит диод, расположенный после каждого из двух входов (Е, Ei2).
6. Блок (UAPE) питания электроракетной двигательной установки спутника по одному из пп. 1-4, в котором второй переключательный элемент (SEL2) содержит переключатель.
7. Система управления электроракетной двигательной установкой спутника, содержащая электронный управляющий блок (CDE), множество N блоков (UAPE1, ..., UAPEN) питания электроракетной двигательной установки по одному из пп. 1-6, соответственно связанных с N электроракетными двигателями (ME1, ..., MEN) малой тяги, каждый блок (UAPE1, ..., UAPEN) питания электроракетной двигательной установки соединен посредством своего второго внешнего выхода (S2) с электроракетным двигателем (ME1, ..., MEN) малой тяги, каждая связь между выходом второго переключательного элемента (SEL2) и электроракетным двигателем (ME1, ..., MEN) малой тяги содержит противопомеховый фильтр (F) кондуктивных излучений, а каждый первый внешний выход (S1) одного блока питания электроракетной двигательной установки непосредственно соединен с внешним входом (E) другого блока питания электроракетной двигательной установки.
8. Система по п. 7, в которой значение N составляет 4.
9. Система управления электроракетной двигательной установкой спутника, содержащая электронный управляющий блок (CDE), множество N блоков (UAPE1, ..., UAPEN) питания электроракетной двигательной установки по одному из пп. 1-6, множество N+k электроракетных двигателей (ME1, ..., MEN+k) малой тяги, N (ME1, ..., MEN) из которых соответственно связаны с N блоками (UAPE1, ..., UAPEN) питания электроракетной двигательной установки, каждый блок (UAPE1, ..., UAPEN) питания электроракетной двигательной установки соединен посредством своего второго внешнего выхода (S2) с электроракетным двигателем (ME1, ..., MEN) малой тяги, каждая связь между выходом второго переключательного элемента (SEL2) и электроракетным двигателем (ME1, ..., MEN) малой тяги содержит противопомеховый фильтр (F) кондуктивных излучений, k первых внешних выходов (S1) блоков питания электроракетной двигательной установки соединены с остальными k электроракетными двигателями (MEN+1, ..., MEN+k) малой тяги, каждая связь между выходом первого переключательного элемента (SEL1) и электроракетным двигателем (MEN+1, ..., MEN+k) малой тяги содержит противопомеховый фильтр (F) кондуктивных излучений, а N-k остальных первых внешних выходов (S1) одного блока питания электроракетной двигательной установки непосредственно соединены с внешним входом (Е) другого блока питания электроракетной двигательной установки.
10. Система по п. 9, в которой значение N составляет 3, а значение k составляет 1.
Applications Claiming Priority (2)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| EP15305515.7 | 2015-04-08 | ||
| EP15305515.7A EP3078599B1 (fr) | 2015-04-08 | 2015-04-08 | Unité d'alimentation de propulsion électrique de satellite et système de gestion de propulsion électrique d'un satellite |
Publications (3)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2016112417A RU2016112417A (ru) | 2017-10-09 |
| RU2016112417A3 RU2016112417A3 (ru) | 2019-10-17 |
| RU2710121C2 true RU2710121C2 (ru) | 2019-12-24 |
Family
ID=53498925
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2016112417A RU2710121C2 (ru) | 2015-04-08 | 2016-04-04 | Блок питания электроракетной двигательной установки спутника и система управления электроракетной двигательной установкой спутника |
Country Status (7)
| Country | Link |
|---|---|
| US (1) | US10160556B2 (ru) |
| EP (1) | EP3078599B1 (ru) |
| JP (1) | JP6693794B2 (ru) |
| CA (1) | CA2926132C (ru) |
| ES (1) | ES2637654T3 (ru) |
| IL (1) | IL244912B (ru) |
| RU (1) | RU2710121C2 (ru) |
Families Citing this family (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| FR3024436B1 (fr) * | 2014-07-30 | 2018-01-05 | Safran Aircraft Engines | Systeme et procede de propulsion spatiale |
| CN111551369A (zh) * | 2020-03-24 | 2020-08-18 | 中国空间技术研究院 | 一种卫星电推进系统的测试系统、方法及装置 |
Citations (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US6310320B1 (en) * | 1999-01-07 | 2001-10-30 | Illinois Tool Works Inc. | Dual operator phase control engine driven welder |
| WO2012164203A1 (fr) * | 2011-05-30 | 2012-12-06 | Snecma | Propulseur a effet hall |
| WO2013034825A1 (fr) * | 2011-09-09 | 2013-03-14 | Snecma | Systeme de propulsion electrique a propulseurs a plasma stationnaire |
| US20130169036A1 (en) * | 2010-09-21 | 2013-07-04 | Airbus Operations Gmbh | Aircraft power distribution network |
| US20140137537A1 (en) * | 2012-11-21 | 2014-05-22 | The Boeing Company | Rotary Switch Assembly for Ion Propulsion System |
| WO2014150649A1 (en) * | 2013-03-22 | 2014-09-25 | Utc Fire And Security Americas Corporation, Inc. | Electronic lock with selectable power sources |
Family Cites Families (8)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JPS62159129U (ru) * | 1986-03-27 | 1987-10-09 | ||
| JP4158844B2 (ja) * | 1998-09-16 | 2008-10-01 | 株式会社Ｉｈｉエアロスペース | アークジェットスラスタの制御始動回路 |
| US6541916B2 (en) * | 2001-01-30 | 2003-04-01 | Trw Inc. | Method for providing discharge power to electric propulsion thrusters |
| FR2941107B1 (fr) * | 2009-01-09 | 2015-08-14 | Hispano Suiza Sa | Systeme electrique de demarrage des moteurs d'un aeronef |
| US8330291B2 (en) * | 2009-10-02 | 2012-12-11 | General Electric Company | Power generation apparatus |
| JP2012100441A (ja) * | 2010-11-02 | 2012-05-24 | Hitachi Ltd | 電源供給システム |
| FR3024436B1 (fr) * | 2014-07-30 | 2018-01-05 | Safran Aircraft Engines | Systeme et procede de propulsion spatiale |
| US9834324B2 (en) * | 2014-11-05 | 2017-12-05 | The Boeing Company | Thrust apparatuses, systems, and methods |
-
2015
- 2015-04-08 EP EP15305515.7A patent/EP3078599B1/fr active Active
- 2015-04-08 ES ES15305515.7T patent/ES2637654T3/es active Active
-
2016
- 2016-03-31 US US15/087,982 patent/US10160556B2/en active Active
- 2016-04-04 RU RU2016112417A patent/RU2710121C2/ru active
- 2016-04-05 CA CA2926132A patent/CA2926132C/en active Active
- 2016-04-05 IL IL24491216A patent/IL244912B/en active IP Right Grant
- 2016-04-06 JP JP2016076339A patent/JP6693794B2/ja active Active
Patent Citations (7)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US6310320B1 (en) * | 1999-01-07 | 2001-10-30 | Illinois Tool Works Inc. | Dual operator phase control engine driven welder |
| US20130169036A1 (en) * | 2010-09-21 | 2013-07-04 | Airbus Operations Gmbh | Aircraft power distribution network |
| WO2012164203A1 (fr) * | 2011-05-30 | 2012-12-06 | Snecma | Propulseur a effet hall |
| WO2013034825A1 (fr) * | 2011-09-09 | 2013-03-14 | Snecma | Systeme de propulsion electrique a propulseurs a plasma stationnaire |
| US20140137537A1 (en) * | 2012-11-21 | 2014-05-22 | The Boeing Company | Rotary Switch Assembly for Ion Propulsion System |
| EP2735736A2 (en) * | 2012-11-21 | 2014-05-28 | The Boeing Company | Rotary switch assembly for ion propulsion system |
| WO2014150649A1 (en) * | 2013-03-22 | 2014-09-25 | Utc Fire And Security Americas Corporation, Inc. | Electronic lock with selectable power sources |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| EP3078599A1 (fr) | 2016-10-12 |
| IL244912A0 (en) | 2016-07-31 |
| ES2637654T3 (es) | 2017-10-16 |
| US10160556B2 (en) | 2018-12-25 |
| US20160297550A1 (en) | 2016-10-13 |
| CA2926132C (en) | 2023-05-16 |
| JP2016199259A (ja) | 2016-12-01 |
| CA2926132A1 (en) | 2016-10-08 |
| EP3078599B1 (fr) | 2017-05-24 |
| JP6693794B2 (ja) | 2020-05-13 |
| IL244912B (en) | 2019-10-31 |
| RU2016112417A (ru) | 2017-10-09 |
| RU2016112417A3 (ru) | 2019-10-17 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| RU2710121C2 (ru) | Блок питания электроракетной двигательной установки спутника и система управления электроракетной двигательной установкой спутника | |
| FR2900635A1 (fr) | Systeme d'alimentation et de commande d'equipements electriques d'un moteur d'aeronef ou de son environnement | |
| RU2017106191A (ru) | Двигательная установка космического летательного аппарата и способ | |
| RU2017117343A (ru) | Гибридная силовая установка многомоторного летательного аппарата | |
| JP6212647B2 (ja) | 航空機エンジンのための点火装置 | |
| US20130140892A1 (en) | Control architecture for power switching controller | |
| EP3134793A1 (en) | Charge-recycling circuits | |
| WO2012129284A2 (en) | Phased-array charge pump supply | |
| RU2015139552A (ru) | Устройства создания тяги, системы и способы | |
| US4429975A (en) | Control circuit for cameras having internal and external power supplies | |
| EP2415149B1 (fr) | Circuit d'alimentation d'un moteur et organe de commande de vol equipé d'un tel circuit | |
| US20190074714A1 (en) | Method and apparatus for supplying electric power to a device | |
| US9982606B2 (en) | Electric architecture with power storage cells | |
| US11309880B2 (en) | High-performance current-limited pyrotechnic initiator drive circuits | |
| EP3190282B1 (fr) | Architecture électrique d'un aéronef comprenant une plaque de refroidissement | |
| US9927638B2 (en) | Operating a pockels cell | |
| US20170187371A1 (en) | Assembly Having Internally Configurable Solid-State Switch Arrangement for Use as One or More Disconnection Switches in Electrical Systems and Having External Package Common to the Electrical Systems | |
| JP6618108B2 (ja) | オードナンス制御システム | |
| CN209991883U (zh) | 引爆电路和引爆装置 | |
| US20210135668A1 (en) | Semiconductor relay module and semiconductor relay circuit | |
| KR102692846B1 (ko) | 로켓 발사체의 전력 안정화 장치 | |
| US10415551B2 (en) | Control system for a plurality of electric satellite thrusters and electric propulsion device comprising such a control system | |
| SU687528A1 (ru) | Устройство дл защиты нескольких источников питани | |
| JP2020156168A (ja) | 電源供給回路 |