СПОСОБ ИЗГОТОВЛЕНИЯ КОСМИЧЕСКОГО АППАРАТА
METHOD OF SPACECRAFT MANUFACTURE

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано при создании связных (телекоммуникационных) космических аппаратов.
Известен способ изготовления космического аппарата, включающий изготовление комплектующих, сборку космического аппарата, проведение электрических испытаний на функционирование, испытаний на воздействие механических нагрузок, тепловакуумных испытаний, а также заключительных испытаний на функционирование космического аппарата (патент №2305058 RU).
Недостатком известного способа является то, что он не регламентирует вопросы, относящиеся к особенностям конфигурации системы электропитания в процессе изготовления космического аппарата, что снижает надежность проводимых работ.
Анализ источников информации по патентной и научно-технической информации показал, что наиболее близким по технической сути прототипом предлагаемого технического решения является патент Российской Федерации №2156211.
Способ изготовления космического аппарата, разработанного согласно вышеуказанному патенту, включает следующие основные этапы:
- изготавливают комплектующие (в том числе солнечные батареи, комплекс автоматики и стабилизации напряжения, а также аккумуляторные батареи) и производят сборку космического аппарата;
- проводят электрические испытания космического аппарата на функционирование, при этом питание бортовой аппаратуры проводят от бортовых аккумуляторных батарей либо от наземных источников для сохранения ресурса бортовой аппаратуры.
Недостатком известного способа изготовления космического аппарата является то, что он также не регламентирует вопросы, относящиеся к особенностям конфигурации системы электропитания в процессе изготовления космического аппарата, что снижает надежность проводимых работ.
В настоящее время во всем мире идет процесс повышения напряжения на выходе системы электропитания космического аппарата. Это объясняется тем, что с повышением напряжения пропорционально снижаются токи в бортовой аппаратуре и кабельной сети и, следовательно, потери энергии, поскольку последние пропорциональны квадрату тока. Кроме того, жесткие требования по выходной удельной энергии на килограмм веса системы электропитания вынуждают отказываться от традиционных релейных коммутаторов в силовых цепях источников электроэнергии либо заменять их электронными аналогами с меньшим весом. Поэтому технология интегрирования солнечной и аккумуляторных батарей в состав системы электропитания в процессе изготовления космического аппарата имеет сегодня важное значение для обеспечения функциональной надежности космического аппарата в процессе его изготовления.
Задачей предложенного авторами технического решения является повышение функциональной надежности процесса изготовления космического аппарата.
Поставленная задача решается тем, что при проведении сборки космического аппарата, в том числе системы электропитания, содержащей солнечные батареи, аккумуляторные батареи и стабилизированный преобразователь напряжения, для согласования работы солнечных и аккумуляторных батарей и обеспечения питанием стабильным напряжением модулей служебных систем и полезной нагрузки, подготовку источников электроэнергии к работе, проведение электрических испытаний, входные силовые цепи стабилизированного преобразователя напряжения со стороны солнечных батарей, в выключенном состоянии стабилизированного преобразователя напряжения, шунтируют накоротко маломощными релейными коммутаторами, а электрическое подключение силовых цепей солнечных батарей к стабилизированному преобразователю напряжения проводят после предварительного их шунтирования накоротко через дополнительно предусмотренные маломощные технологические цепи, с последующим удалением цепей шунтирования после завершения электрического подключения силовых цепей солнечных батарей к стабилизированному преобразователю. Кроме того, во входных силовых цепях стабилизированного преобразователя напряжения со стороны подключения аккумуляторных батарей устанавливают силовые электронные коммутаторы, а подключение аккумуляторных батарей к стабилизированному преобразователю напряжения проводят после предварительного подзаряда аккумуляторных батарей и предварительного заряда ограниченным током указанных входных силовых цепей до величины напряжения, равного текущему напряжению разомкнутой цепи соответствующей аккумуляторной батареи. Кроме того, после подключения аккумуляторных батарей к стабилизированному преобразователю напряжения, периодически проводят их подзаряд от наземных источников для компенсации токов утечки с аккумуляторных батарей в выключенном состоянии стабилизированного преобразователя напряжения. При этом предварительный заряд входных силовых цепей стабилизированного преобразователя напряжения, со стороны аккумуляторных батарей, проводят от соответствующих аккумуляторных батарей через токоограничительные резисторы, причем величину сопротивления токоограничительного резистора R, Ом выбирают исходя из соотношения:
аб
к
аб
ут
U/I<R<U/I,
аб
где U - напряжение разомкнутой цепи соответствующей аккумуляторной батареи, В;
к
I - максимальный допустимый ток через коммутатор цепи с токоограничительным резистором, А;
ут
I - величина тока утечки с аккумуляторной батареи в выключенном состоянии стабилизированного преобразователя напряжения, А.
В результате анализа известной патентной и научно-технической литературы предложенное сочетание существенных отличительных признаков заявляемого технического решения в известных источниках информации не выявлено.
Действительно, введение маломощных релейных коммутаторов, шунтирующих накоротко входные силовые цепи стабилизированного преобразователя напряжения со стороны солнечной батареи в выключенном состоянии стабилизированного преобразователя напряжения позволяет защитить последний от нерасчетных режимов работы, в случае появления на выходе подстыкованной солнечной батареи какой-либо мощности от естественного фонового освещения КА в процессе его изготовления.
При этом, для исключения возникновении электрических разрядов в процессе интеграции солнечной батареи в состав КА, электрическое подключение силовых цепей солнечных батарей к стабилизированному преобразователю напряжения следует проводить после предварительного их шунтирования накоротко через дополнительно предусмотренные маломощные технологические цепи, с последующим удалением цепей шунтирования после завершения электрического подключения силовых цепей солнечных батарей к стабилизированному преобразователю.
Для повышения удельных энергетических характеристик системы электропитания космического аппарата в входных силовых цепях стабилизированного преобразователя напряжения со стороны подключения аккумуляторных батарей вместо релейных коммутаторов целесообразно установить силовые электронные коммутаторы. При этом, для исключения возникновении электрических разрядов в процессе интеграции аккумуляторных батарей в состав КА, подключение аккумуляторных батарей к стабилизированному преобразователю напряжения необходимо проводить после предварительного заряда ограниченным током входных силовых цепей стабилизированного преобразователя напряжения со стороны подключения аккумуляторных батарей, до величины напряжения, равного текущему напряжению разомкнутой цепи соответствующей аккумуляторной батареи. Аккумуляторные батареи необходимо предварительно и периодически подзаряжать от наземных источников для компенсации токов утечки с аккумуляторных батарей в выключенном состоянии стабилизированного преобразователя напряжения.
Предварительный заряд входных силовых цепей стабилизированного преобразователя напряжения, со стороны аккумуляторных батарей, можно провести от соответствующих аккумуляторных батарей через токоограничительные резисторы, причем величину сопротивления токоограничительного резистора R, Ом необходимо выбрать исходя из соотношения:
аб
к
аб
ут
U/I<R<U/I,
аб
где U - напряжение разомкнутой цепи соответствующей аккумуляторной батареи, В;
к
I - максимальный допустимый ток через обесточенный электронный коммутатор, А;
ут
I - величина тока утечки с выхода аккумуляторной батареи в выключенном состоянии стабилизированного преобразователя напряжения, А.
аб
к
аб
ут
Иными словами, величину сопротивления токоограничительного резистора R выбирают исходя из условия непревышения максимального допустимого тока через обесточенный электронный коммутатор (U/I) и достаточности для компенсации тока утечки с выхода аккумуляторной батареи (U/I) в выключенном состоянии стабилизированного преобразователя напряжения.
На фиг.1 приведена функциональная схема автономной системы электропитания КА (с наземными связями), поясняющая работу по предлагаемому способу изготовления космического аппарата.
Автономная система электропитания содержит солнечную батарею 1, подключенную к нагрузке 3 через стабилизированный преобразователь напряжения (СПН) 2 и аккумуляторную батарею (АБ) 5, подключенную к стабилизированному преобразователю 2. СПН состоит из стабилизатора напряжения (СН) 4, зарядного преобразователя (ЗУ) 6 и разрядного преобразователя (РУ) 7. Через технологические цепи параллельно солнечной батарее 1 подключается наземное устройство для шунтирования 1-2 солнечной батареи 1 посредством замыкания переключателя 1-5, а на обобщенный вход зарядного 6 и разрядного 7 преобразователей подключается наземное устройство для реализации подзаряда их входных цепей 9, содержащее токоограничительный резистор 9-1 и переключатель 9-2.
Солнечная батарея 1, содержащая в своем составе блокирующие диоды 1-1, как правило находится в процессе изготовления КА в отстыкованном состоянии и вне КА (соединители 1-3 и 1-4 расстыкованы. На КА солнечные батареи 1 устанавливаются (и стыкуются) на время проведения испытания КА на воздействие механических нагрузок, а также для контроля стыковки солнечных батарей с КА. В отдельных случаях, например, при неориентированных солнечных батареях, солнечные батареи находятся постоянно в составе КА и электрически с ним состыкованы, а наземные имитаторы солнечных батарей стыкуют к специально предусмотренным технологическим соединителям (отводам) параллельно солнечным батареям. При этом блокирующие диоды 1-1 защищают солнечные батареи от протекания так называемого «темнового» тока.
В представленном примере солнечные батареи 1 находятся вне КА. Система электропитания выполнена с общей минусовой шиной. Стабилизированный преобразователь напряжения для согласования работы солнечных 1 и аккумуляторных 5 батарей и обеспечения стабильным напряжением заданного номинала нагрузки 3 (модулей служебных систем и полезной нагрузки) состоит из зарядного преобразователя 6, разрядного преобразователя 7 и стабилизатора выходного напряжения 4. Аккумуляторная батарея (в рассматриваемом примере используется одна аккумуляторная батарея) 5 минусом связана с общей минусовой шиной, а плюсом через соединители 5-1 (на чертеже указанные соединители расстыкованы) и через силовой электронный коммутатор 5-2, связанный по управлению с нагрузкой 3, с зарядным 6 и разрядным 7 преобразователями (информационные связи аккумуляторной батареи 5 не показаны). Входные силовые цепи стабилизированного преобразователя напряжения 2 со стороны солнечной батареи 1 в выключенном состоянии стабилизированного преобразователя напряжения 2 зашунтированы накоротко маломощными релейным коммутатором 8.
Перед стыковкой солнечной батареи 1 (стыковки соединителей 1-3 и 1-4) проводят шунтирование накоротко через дополнительно предусмотренные маломощные технологические цепи, наземным устройством 1-2 посредством включения переключателя 1-5 в положение «замкнуто». После завершения стыковки средства шунтирования отключают.
Подключение аккумуляторных батарей 5 к стабилизированному преобразователю напряжения 2 проводят в следующей последовательности:
- аккумуляторные батареи 5 предварительно (и далее периодически) подзаряжают от наземных источников;
- проводят предварительный заряд входных силовых цепей стабилизированного преобразователя напряжения 2, со стороны аккумуляторных батарей от соответствующих аккумуляторных батарей 5 через токоограничительные резисторы 9-1 посредством включения переключателя 9-1 в положение «замкнуто»;
- стыкуют соединители 5-1;
- после завершения стыковки наземное устройство для реализации подзаряда их входных цепей 9 отключают.
Таким образом, заявляемый способ изготовления космического аппарата позволяет повысить функциональную надежность процесса изготовления космического аппарата.