СПОСОБ ЭЛЕКТРИЧЕСКИХ ПРОВЕРОК КОСМИЧЕСКОГО АППАРАТА
METHOD OF SPACESHIP ELECTRICAL CHECKS

Заявляемое изобретение относится к электротехнической промышленности и может быть использовано при создании космических аппаратов (КА).
При создании КА, большое внимание уделяется обеспечению высокой степени проверки комплектующей аппаратуры КА как в отдельности, так и во взаимодействии друг с другом.
Эта задача может быть решена только при условии обеспечения широких функциональных возможностей технологического процесса электрических проверок КА и совершенствования контрольно-проверочной аппаратуры.
Известен способ электрических проверок КА, реализованный на базе системы "Универсальный контрольный испытательный комплекс 11Н6110" (629.198.2У 591 Учебное пособие. Министерство обороны. 1971 г.).
Способ электрических проверок КА на базе «Универсального контрольно-испытательного комплекса 11Н6110 обладает широкими техническими возможностями, включая формирование и выдачу на объект проверок кратковременных команд по уплотненной линии связи, непрерывный контроль состояния контактных датчиков по уплотненным линиям телесигнализации, автоматическую регистрацию результатов контроля. Однако при испытаниях КА с помощью известной аппаратуры значителен объем ручных операций.
Наиболее близким техническим решением является способ электрических проверок КА, реализованный «Автоматизированной испытательной системой для отработки, электрических проверок и подготовки к пуску космических аппаратов» описанный в материалах патента №2245825, который выбран в качестве прототипа.
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, формирования директив оператора в ручном режиме, формировании протокола испытаний, отображения текущего состояния процесса испытаний.
Недостатком известного способа электрических проверок КА является отсутствие защиты от возникновения нештатных коротких замыканий на этапах проведения механических работ с КА, либо появление отказов в бортовой или наземной аппаратуре между различными этапами электрических проверок КА.
Задачей заявляемого изобретения является повышение надежности процесса электрических проверок КА.
Поставленная задача решается тем, что в процессе проведения включения космического аппарата, перед подключением бортовых источников электропитания или их наземных имитаторов, дополнительно контролируют электрическое сопротивление между шинами питания космического аппарата на предмет соответствия его наперед заданному значению, а при его несоответствии наперед заданному значению включение космического аппарата запрещают.
При этом измерение сопротивления проводят, соблюдая полярность шин питания, кроме того, оценивают только установившееся в процессе проведения измерения значение электрического сопротивления. Дополнительно в процессе выключения космического аппарата, после отключения бортовых источников электропитания или их имитаторов, контролируют электрическое сопротивление между шинами питания и используют измеренное значение для сравнительного контроля электрического сопротивления между шинами питания космического аппарата перед последующим его включением.
Действительно, при проведении механических работ с КА могут быть не штатно образованы цепи короткого замыкания как из-за неправильной сборки электрических цепей КА и схем испытаний, так и при возникновении неисправности в бортовой и наземной аппаратуре. В этом случае последующее включение КА может привести к серьезным отрицательным последствиям, связанным с ощутимыми финансовыми потерями.
В настоящее время на КА нового поколения одна шина питания электрически связана с корпусом. Это дает положительный эффект в защите от электростатических разрядов и снижает уровень помех на бортовых шинах, однако этот факт существенно повышает возможность возникновения короткого замыкания между шинами питания КА.
Факт возникновения между шинами питания КА короткого замыкания можно своевременно зафиксировать, если на этапе включения КА проводить замер электрического сопротивления между шинами питания космического аппарата посредством обтекания шин питания малым током (от микроампер до нескольких миллиампер, например, используя мультиметр).
При этом следует иметь в виду, что величина электрического сопротивления для каждого КА индивидуальна.
Наличие емкостных фильтров в бортовой аппаратуре, диодов, включенных в обратной полярности по отношению к полярности шин питания, накладывают свои особенности на технологию процесса измерения электрического сопротивления. Целесообразно измерение проводить в полярности шин питания, а оценку величины измеренного значения электрического сопротивления осуществлять по установившемуся его значению. При этом целесообразно в процессе выключения КА проводить измерение электрического сопротивления между шинами питания, после отключения бортовых источников электропитания или их имитаторов, и использовать измеренное значение для сравнительного контроля электрического сопротивления между шинами питания космического аппарата перед последующим его включением. Это позволит зафиксировать и подвергнуть анализу возможные изменения сопротивления в период выключенного состояния КА, что повышает надежность процесса электрических проверок КА.
Суть заявляемого изобретения поясняется чертежом, фиг.1, на котором приведена блок-схема наземной системы управления и контроля электрических проверок космического аппарата, при этом структура приборного состава КА не показана, а показаны лишь блоки, непосредственно взаимодействующие с наземной системой.
Космический аппарат 1, в частности, содержит:
2 - бортовые шины питания,
3 - командную матрицу системы управления бортовой аппаратурой,
4 - систему бортовых телеизмерений,
5 - бортовую вычислительную систему.
Системы управления и контроля электрических проверок космического аппарата содержит следующие основные блоки:
6 - блок формирования команд управления,
7 - блок связи с системой бортовых телеизмерений,
8 - блок связи с бортовой вычислительной системой,
9 - блок контроля сопротивления изоляции бортовых шин питания,
10 - блок формирования директив оператора в автоматическом режиме,
11 - блок формирования директив оператора в ручном режиме,
12 - блок формирования протокола испытаний,
13 - блок отображения,
14 - блок измерений электрического сопротивления между шинами питания космического аппарата.
Система работает следующим образом. В блок формирования директив оператора в автоматическом режиме 10 закладываются циклограммы различных электрических проверок, в том числе и циклограммы включения и выключения КА. Оператор через блок формирования директив оператора в ручном режиме 11 запускает требующуюся циклограмму. Далее процесс идет автоматически. Текущие данные работ отображаются на блоке отображения (мониторе ПЭВМ) 13 и запоминаются в блоке формирования протокола испытаний 12. Блок формирования директив оператора в автоматическом режиме инициирует выдачу команд управления через блок формирования команд управления 6, анализирует поступающую информацию от бортовой телеметрии и бортовой вычислительной системы через блоки связи с системой бортовых телеизмерений 7 и связи с бортовой вычислительной системой 8. Параллельно идет непрерывный контроль сопротивления изоляции через блок контроля сопротивления изоляции бортовых шин питания 9. Перед включением бортовых источников электропитания (или их имитаторов) контролируют электрическое сопротивление между шинами питания КА через блок измерений электрического сопротивления между шинами питания космического аппарата 14. В случае, если измеренное значение не соответствует заданным уставкам, блокируется включение КА до устранения несоответствия.
Таким образом, предлагаемый способ электрических проверок КА повышает функциональные возможности процесса электрических проверок КА и, в итоге, повышает надежность последующей эксплуатации КА.