RU2559661C2 - Method of electric inspections of spacecraft - Google Patents

Method of electric inspections of spacecraft Download PDF

Info

Publication number
RU2559661C2
RU2559661C2 RU2013131324/11A RU2013131324A RU2559661C2 RU 2559661 C2 RU2559661 C2 RU 2559661C2 RU 2013131324/11 A RU2013131324/11 A RU 2013131324/11A RU 2013131324 A RU2013131324 A RU 2013131324A RU 2559661 C2 RU2559661 C2 RU 2559661C2
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
solar
spacecraft
parameters
battery
simulators
Prior art date
Application number
RU2013131324/11A
Other languages
Russian (ru)
Other versions
RU2013131324A (en
Inventor
Виктор Владимирович Коротких
Андрей Гавриилович Лесковский
Михаил Владленович Нестеришин
Сергей Иванович Опенько
Евгений Николаевич Прокофьев
Тимофей Викторович Тютюнин
Светлана Николаевна Баркова
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 RU2013131324/11A priority Critical patent/RU2559661C2/en
Publication of RU2013131324A publication Critical patent/RU2013131324A/en
Application granted granted Critical
Publication of RU2559661C2 publication Critical patent/RU2559661C2/en

Links

Images

Landscapes

  • Charge And Discharge Circuits For Batteries Or The Like (AREA)
  • Photovoltaic Devices (AREA)

Abstract

FIELD: testing equipment.
SUBSTANCE: invention relates to ground tests, also in manufacturing of spacecrafts (SC). SC comprises a power supply system with on-board sources: solar (SB) and accumulator (AB) batteries, and also a stabilised voltage converter (SVC) with charging and discharging converters. SVC serves to match operation of SB and AB and supply with stabilised voltage to modules of service systems and payload. The method provides for connection and disconnection of the SC (including ground simulators of AB and SB), automated generation of control commands, pre-start control of discrete and analogue parameters from a telemetering system, parameters of an on-board computing system, etc. In process of SC inspections they additionally monitor analogue parameters of ground simulators of AB and SB and in combination with discrete and analogue parameters from the telemetering system they form secondary parameters for their subsequent pre-start control. As the latter they use values of auxiliary supply of SVC, charging and discharging converters, as well as voltage drop in circuits of ground simulators of AB and SB calculated according to certain formulas. Secondary parameters serve for additional assessment of SC operability.
EFFECT: increased reliability of SC electric inspections.
10 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, формирования директив оператора в ручном режиме, формировании протокола испытаний, отображения 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 directives 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 защиты от возникновения нештатных ситуаций, связанных с неполным выключением КА при перерывах в работе с ним, в случае возникновения каких-либо неисправностей в бортовой или наземной аппаратуре на различных этапах электрических проверок КА.A disadvantage of the known method of electrical checks of the spacecraft is the lack of protection against emergency situations associated with incomplete shutdown of the spacecraft during interruptions in working with it, in the event of any malfunctions in the onboard or ground equipment 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 patent RU No. 2447002, 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 отсутствие контроля собственного потребления стабилизированного преобразователя напряжения с зарядными и разрядными преобразователями системы электропитания КА, а также состояния силовых цепей от имитаторов бортовых источников электропитания (имитаторов солнечных и аккумуляторных батарей) в процессе проведения электрических проверок КА. Это снижает надежность электрических проверок КА. Так в случае появления неисправностей стабилизированного преобразователя напряжения, связанных с его повышенным потреблением, или повреждением, или некачественной стыковки соединителей в цепях бортовых источников электропитания, бортовая телеметрия может «не заметить» этого факта, так как оценивает значения аналоговых параметров в достаточно широком диапазоне их штатного функционирования, при этом они могут существенно не измениться, и, соответственно, дефект может быть пропущен.The disadvantage of the known method of electric checks of the spacecraft is the lack of control of its own consumption of a stabilized voltage converter with charge and discharge converters of the power supply system of the spacecraft, as well as the state of power circuits from simulators of on-board power sources (simulators of solar and battery batteries) during electrical checks of the spacecraft. This reduces the reliability of the spacecraft electrical checks. So in case of malfunctions of the stabilized voltage converter associated with its increased consumption, or damage, or poor-quality docking of connectors in the circuits of on-board power supplies, on-board telemetry may not notice this fact, since it estimates the values of the analog parameters in a fairly wide range of their standard functioning, while they may not significantly 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 при проведении 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 стабильным напряжением заданного номинала модулей служебных систем и полезной нагрузки, заключающийся в проведении включения и выключения КА, 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 контролируют аналоговые параметры наземных имитаторов бортовых источников электропитания (солнечных и аккумуляторных батарей) и в совокупности с дискретными и аналоговыми параметрами по данным бортовой системы телеизмерения формируют вторичные параметры для последующего их допускового контроля для дополнительной оценки работоспособности космического аппарата, причем в качестве вторичных параметров используют расчеты собственного потребления стабилизированного преобразователя напряжения, а также собственного потребления зарядных и разрядных преобразователей. При этом для формирования вторичных параметров используют аналоговые параметры по данным бортовой системы телеизмерения:The problem is solved in that when conducting 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 work of solar and rechargeable batteries and provide a stable voltage of a given nominal value of the modules service systems and payload, consisting in the on and off of the spacecraft, including connecting and shutdown of 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 parameters monitored, 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 the state of the test process, in the process of conducting electrical checks of the spacecraft, additionally control the analog parameters of ground-based simulators of on-board power supplies (solar and rechargeable batteries) and, in combination with discrete and analog parameters, form secondary parameters for the subsequent tolerance control for additional evaluation based on data from the on-board television measurement system the efficiency of the spacecraft, moreover, the calculation is used as secondary parameters own consumption stabilized voltage converter, as well as self-consumption charge and discharge transducers. In this case, for the formation of secondary parameters, analog parameters are used according to the onboard telemetry system data:

Uбс - общее напряжение солнечной батареи, B;Ubs - the total voltage of the solar battery, B;

Iбс - общий ток солнечной батареи, A;Ibs - total current of the solar battery, A;

Uн1 - напряжение на первой нагрузке, B;Un1 - voltage at the first load, B;

Iн1 - ток первой нагрузки, A;In1 - current of the first load, A;

Uн2(1÷n-1) - напряжение на последующих нагрузках, B;Un2 (1 ÷ n-1) - voltage at subsequent loads, B;

Iн2(1÷n-1) - токи в последующих нагрузках, A;In2 (1 ÷ n-1) - currents in subsequent loads, A;

Uаб(1, 2) - напряжение аккумуляторной батареи 4/1 и 4/2 соответственно, B;Uab (1, 2) - battery voltage 4/1 and 4/2, respectively, B;

Iаб(1, 2) - ток аккумуляторной батареи 4/1 и 4/2 соответственно, A, и аналоговые параметры наземных имитаторов бортовых источников электропитания (солнечных и аккумуляторных батарей):Iab (1, 2) - battery current 4/1 and 4/2, respectively, A, and analog parameters of ground-based simulators of on-board power sources (solar and battery):

Uибс (1÷m) - выходное напряжение секции имитатора солнечной батареи, B;Uibs (1 ÷ m) is the output voltage of the solar simulator section, B;

Iибс(1÷m) - выходной ток секции имитатора солнечной батареи, A;Iibs (1 ÷ m) - output current of the solar simulator section, A;

Uиаб(1, 2) - выходное напряжение имитатора аккумуляторной батареи, B;Uiab (1, 2) - output voltage of the battery simulator, B;

Iиаб(1, 2)3 - входной ток имитатора аккумуляторной батареи в режиме заряда, A;Iiab (1, 2) 3 - input current of the battery simulator in charge mode, A;

Iиаб(1, 2)p - выходной ток имитатора аккумуляторной батареи в режиме разряда, A. Кроме того, в качестве вторичного параметра используют расчет собственного потребления стабилизированного преобразователя напряжения при питании нагрузки от солнечных батарей по формуле:Iiab (1, 2) p is the output current of the battery simulator in the discharge mode, A. In addition, the calculation of the own consumption of a stabilized voltage converter when supplying the load from solar panels is used as a secondary parameter by the formula:

ΔPибс=ΣUибс(1÷m)·Iибс(1÷m)-Uн1·Iн1-ΣUн2(1÷n-1)·Iн2(1÷n-1)-ΣUиаб(1, 2)·Iиаб(1, 2)3, а также расчет собственного потребления стабилизированного преобразователя напряжения при питании нагрузки от аккумуляторных батарей по формуле:ΔPibs = ΣUibs (1 ÷ m) · Iibs (1 ÷ m) -Uн1 · In1-ΣUн2 (1 ÷ n-1) ) 3 , as well as the calculation of the own consumption of a stabilized voltage converter when supplying the load from the batteries according to the formula:

ΔPиаб=ΣUиаб(1, 2)·Iиаб(1, 2)p-Uн1·Iн1-ΣUн2(1÷n-1)·Iн2(1÷n-1), расчет собственного потребления стабилизированного преобразователя напряжения при питании нагрузки от солнечных и аккумуляторных батарей по формуле:ΔPiab = ΣUiab (1, 2) · Iab (1, 2) p-Un1 · In1-ΣUn2 (1 ÷ n-1) and batteries according to the formula:

ΔPибс-иаб=ΣUибс(1÷m)·Iибс(1÷m)+ΣUиаб(1, 2)·Iиаб(1, 2)p-Uн1·Iн1-ΣUн2(1÷n-1)·Iн2(1÷n-1), расчет собственного потребления зарядных преобразователей по формуле:ΔPibs-iab = ΣUibs (1 ÷ m) · Iibs (1 ÷ m) + ΣUiab (1, 2) n-1), calculation of the own consumption of charging converters according to the formula:

ΔPзп1, 2=Uбс·ΣIиаб(1, 2)3-ΣUиаб(1, 2)·Iиаб(1, 2)3, расчет собственного потребления разрядных преобразователей по формуле:ΔPзп1, 2 = Ubs · ΣIiab (1, 2) 3 -ΣUiab (1, 2) · Iiab (1, 2) 3 , calculation of own consumption of discharge converters by the formula:

ΔPрп1, 2=ΣUиаб(1, 2)·Iиаб(1, 2)p-Uбc·ΣIиаб(1, 2)p, расчет падения напряжения по цепям от имитаторов солнечных батарей по формуле:ΔPrp1, 2 = ΣUiab (1, 2) · Iab (1, 2) p-Ubc ΣIab (1, 2) p, calculation of the voltage drop across the circuits from the solar simulators according to the formula:

ΔUбсi=Uбс-Uибсi, расчет падения напряжения по цепям от имитаторов аккумуляторных батарей по формуле:ΔUbsi = Ubs-Uibsi, calculation of the voltage drop across the circuits from battery simulators according to the formula:

ΔUаб(1, 2)p=Uаб(1, 2)-Uиаб(1, 2) - в режиме разрядаΔUab (1, 2) p = Uab (1, 2) -U and (1, 2) - in discharge mode

иand

ΔUаб(1, 2)3=Uиаб(1, 2)-Uаб(1, 2) - в режиме заряда.ΔUab (1, 2) 3 = U and (1, 2) -Uab (1, 2) - in charge mode.

Действительно, при проведении электрических проверок КА проводится допусковый контроль дискретных и аналоговых параметров 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, отображение текущего состояния процесса испытаний. В то же время проводится управление и контроль работы наземных имитаторов бортовых источников электропитания (солнечных и аккумуляторных батарей). Это позволяет организовать оценку работоспособности КА, используя весь объем информации (бортовой и наземной), создав вторичные параметры для расширенной оценки каких-либо характеристик КА в изменяющихся в достаточно узком контрольном диапазоне.Indeed, when conducting electrical inspections of the spacecraft, discrete and analog parameters are admittedly controlled according to the on-board telemetry system and the monitoring parameters of the on-board computer system monitored, insulation resistance of the airborne tires relative to the hull is monitored, automatic program directives and operator directives are generated in manual mode, a protocol is generated test, displaying the current state of the test process. At the same time, control and monitoring of the operation of ground-based simulators of on-board power sources (solar and rechargeable batteries) is carried out. This allows you to organize an assessment of the spacecraft’s health, using the entire amount of information (onboard and ground), creating secondary parameters for an extended assessment of any characteristics of the spacecraft in varying in a fairly narrow control range.

На фиг.1 приведена блок-схема наземной системы управления и контроля КА в процессе проведения его электрических проверок.Figure 1 shows a block diagram of a ground-based spacecraft control and monitoring system in the process of conducting its electrical inspections.

Космический аппарат (КА) 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 spacecraft (KA) 1 contains, in particular, 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 a stable voltage with a given 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.Consider the formation of secondary parameters on the example of a specific structure of the 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.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) 1, состоящую из секций 11, 12, …1m, подключенную к нагрузке 2 через диоды РД1, 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 , ... 1m, connected to load 2 through diodes RD 1 , RD 2 , ... RD m in the circuit of each section, respectively, and an output filter 3. V the total power circuit of the solar battery installed measuring current shunt Ibs 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, разделенного 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]).Rechargeable batteries 4/1 and 4/2 are connected through charging converters 5/1 and 5/2 and through 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. Parallel the 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 keys, 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 Tp, транзисторах T1 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 Tp, 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, управляемого схемой управления 12.Bit Converter 6 consists of a control key 11, controlled by a control circuit 12.

Параллельный стабилизированный преобразователь 7 состоит из «m» единичных силовых транзисторных ключей K1, K2,…Km, 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 бортовую телеметрию (бортовую систему телеизмерения) выводятся, в частности, следующие аналоговые параметры системы электропитания:The following analog parameters of the power supply system are displayed in the on-board telemetry (on-board telemetry system):

Uбс - общее напряжение солнечной батареи, B;Ubs - the total voltage of the solar battery, B;

Iбс - общий ток солнечной батареи, A;Ibs - total current of the solar battery, A;

Uн1 - напряжение на первой нагрузке, B;Un1 - voltage at the first load, B;

Iн1 - ток первой нагрузки, A;In1 - current of the first load, A;

Uн2(1÷n-1) - напряжение на последующих нагрузках, B; Un2 (1 ÷ n-1) - voltage at subsequent loads, B;

Iн2(1÷n-1) - токи в последующих нагрузках, A;In2 (1 ÷ n-1) - currents in subsequent loads, A;

Uаб(1, 2) - напряжение аккумуляторной батареи 4/1 и 4/2 соответственно, B;Uab (1, 2) - battery voltage 4/1 and 4/2, respectively, B;

Iаб(1, 2) - ток аккумуляторной батареи 4/1 и 4/2 соответственно, A.Iab (1, 2) - battery current 4/1 and 4/2, respectively, A.

Точки для измерения напряжений для бортовой телеметрии показаны стрелками на фиг.2.Points for measuring stress for on-board telemetry are shown by arrows in FIG. 2.

В процессе проведения электрических проверок КА вместо секций солнечных батарей подключают секции имитаторов солнечных батарей (ИБС), а вместо аккумуляторных батарей соответственно - имитаторы аккумуляторных батарей (ИАБ).In the process of conducting electrical inspections of the spacecraft, instead of sections of solar batteries, sections of simulators of solar batteries (IHD) are connected, and instead of rechargeable batteries, respectively, simulators of rechargeable batteries (IAB).

Из ИБС и ИАБ выводятся, в частности, следующие аналоговые параметры:From IHD and IAB, in particular, the following analog parameters are derived:

Uибс(1÷m) - выходное напряжение секции имитатора солнечной батареи, B;Uibs (1 ÷ m) is the output voltage of the solar simulator section, B;

Iибс(1÷m) - выходной ток секции имитатора солнечной батареи, А;Iibs (1 ÷ m) is the output current of the simulator section of the solar battery, A;

Uиаб(1, 2) - выходное напряжение имитатора аккумуляторной батареи, B;Uiab (1, 2) - output voltage of the battery simulator, B;

Iиаб(1, 2)3 - входной ток имитатора аккумуляторной батареи в режиме заряда, A;Iiab (1, 2) 3 - input current of the battery simulator in charge mode, A;

Iиаб(1, 2)p - выходной ток имитатора аккумуляторной батареи в режиме разряда, A.Iiab (1, 2) p is the output current of the battery simulator in the discharge mode, A.

Вторичные параметры формируются следующим образом.Secondary parameters are formed as follows.

В качестве вторичных параметров используют расчеты собственного потребления стабилизированного преобразователя напряжения, собственного потребления зарядных и разрядных преобразователей, а так же падения напряжения по цепям наземных имитаторов бортовых источников электропитания (солнечных и аккумуляторных батарей).As secondary parameters, calculations are made of the self-consumption of a stabilized voltage converter, the self-consumption of charging and discharge converters, as well as the voltage drop along the circuits of ground-based simulators of on-board power supplies (solar and battery).

1. Собственное потребление стабилизированного преобразователя напряжения при питании нагрузки от солнечных батарей:1. Own consumption of a stabilized voltage converter when supplying a load from solar batteries:

ΔPибс=ΣUибс(1÷m)·Iибс(1÷m)-Uн1·Iн1-ΣUн2(1÷n-1)·Iн2(1÷n-1)-ΣUиаб(1, 2)·Iиаб(1, 2)3.ΔPibs = ΣUibs (1 ÷ m) · Iibs (1 ÷ m) -Uн1 · In1-ΣUн2 (1 ÷ n-1) ) 3 .

2. Собственное потребление стабилизированного преобразователя напряжения при питании нагрузки от аккумуляторных батарей:2. Own consumption of a stabilized voltage converter when supplying the load from the batteries:

ΔPиаб=ΣUиаб(1, 2)·Iиаб(1, 2)p-Uн1·Iн1-ΣUн2(1÷n-1)·Iн2(1÷n-1).ΔPiab = ΣUiab (1, 2) · Iiab (1, 2) p-Un1 · In1-ΣUn2 (1 ÷ n-1) · In2 (1 ÷ n-1).

3. Собственное потребление стабилизированного преобразователя напряжения при питании нагрузки от солнечных и аккумуляторных батарей:3. Own consumption of a stabilized voltage converter when supplying a load from solar and rechargeable batteries:

ΔPибс-иаб=ΣUибс(1÷m)·Iибс(1÷m)+ΣUиаб(1, 2)·Iиаб(1, 2)p-Uн1·Iн1-ΣUн2(1÷n-1)·Iн2(1÷n-1).ΔPibs-iab = ΣUibs (1 ÷ m) · Iibs (1 ÷ m) + ΣUiab (1, 2) n-1).

4. Собственное потребление зарядных преобразователей:4. Own consumption of charging converters:

ΔPзп1, 2=Uбс·ΣIиаб(1, 2)3-ΣUиаб(1, 2)·Iиаб(1, 2)3.ΔPзп1, 2 = Ubs · ΣIiab (1, 2) 3 -ΣUiab (1, 2) · Iiab (1, 2) 3 .

5. Собственное потребление разрядных преобразователей:5. Own consumption of bit converters:

ΔPрп1, 2=ΣUиаб(1, 2)·Iиаб(1, 2)p-Uбс·ΣIиаб(1, 2)p.ΔPrp1, 2 = ΣUiab (1, 2) · Iab (1, 2) p-Ubs · ΣIab and (1, 2) p.

5. Падение напряжения по цепям от имитаторов солнечных батарей:5. Voltage drop across circuits from simulators of solar panels:

ΔUбсi=Uбс-Uибсi.ΔUbsi = Ubs-Uibsi.

6. Падение напряжения по цепям от имитаторов аккумуляторных батарей:6. Voltage drop across circuits from battery simulators:

ΔUаб(1, 2)p=Uаб(1, 2)-Uиаб(1, 2) - в режиме разрядаΔUab (1, 2) p = Uab (1, 2) -U and (1, 2) - in discharge mode

иand

ΔUаб(1, 2)3=Uиаб(1, 2)-Uаб(1, 2) - в режиме заряда.ΔUab (1, 2) 3 = U and (1, 2) -Uab (1, 2) - in charge mode.

Следует отметить, что полученные расчетные значения собственного потребления содержат в себе некоторую погрешность, обусловленную падением напряжения в наземных кабелях от имитаторов бортовых источников электропитания (солнечных и аккумуляторных батарей). Однако их величина несущественна, так как наземные кабели выполняются (как правило) с максимальным сечением, и, кроме того, в данном случае важна качественная оценка величины приведенных вторичных параметров.It should be noted that the calculated calculated values of own consumption contain a certain error due to the voltage drop in the ground cables from simulators of on-board power sources (solar and rechargeable batteries). However, their value is insignificant, since ground cables are run (as a rule) with a maximum cross-section, and, in addition, in this case, a qualitative assessment of the magnitude of the secondary parameters is important.

В зависимости из особенностей конкретной системы электропитания КА и задач электрических проверок могут быть созданы другие вторичные параметры в рамках приведенных первичных аналоговых параметров по данным бортовой системы телеизмерения и аналоговых параметров наземных имитаторов бортовых источников электропитания (солнечных и аккумуляторных батарей).Depending on the features of a specific spacecraft power supply system and the tasks of electrical checks, other secondary parameters can be created within the primary analogue parameters given according to the on-board telemetry system and analogue parameters of ground-based simulators of on-board power sources (solar and rechargeable batteries).

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 (10)

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, в том числе подключения и отключения наземных имитаторов бортовых источников электропитания (солнечных и аккумуляторных батарей), автоматизированной выдаче команд управления, допускового контроля дискретных и аналоговых параметров по данным бортовой системы телеизмерения и контроля поставленных на слежение параметров бортовой вычислительной системы, контроле сопротивления изоляции бортовых шин относительно корпуса, формировании директив автоматической программы и директив оператора в ручном режиме, формировании протокола испытаний, отображении текущего состояния процесса испытаний, отличающийся тем, что в процессе проведения электрических проверок космического аппарата дополнительно контролируют аналоговые параметры наземных имитаторов бортовых источников электропитания (солнечных и аккумуляторных батарей) и в совокупности с дискретными и аналоговыми параметрами по данным бортовой системы телеизмерения формируют вторичные параметры для последующего их допускового контроля для дополнительной оценки работоспособности космического аппарата.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 turning the spacecraft on and off, including connecting to and from switching on of 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 parameters monitored, 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, forming a test report, displaying the current conditions of the test process, characterized in that in the process of conducting electrical checks of the spacecraft, the analog parameters of ground-based simulators of on-board power supplies (solar and rechargeable batteries) are additionally monitored and, together with discrete and analog parameters, secondary parameters are formed according to the on-board television measurement system for their subsequent tolerance control for an additional assessment of the performance of the spacecraft. 2. Способ электрических проверок космического аппарата по п.1, отличающийся тем, что в качестве вторичных параметров используют расчеты собственного потребления стабилизированного преобразователя напряжения, собственного потребления зарядных и разрядных преобразователей, а также падения напряжения по цепям наземных имитаторов бортовых источников электропитания (солнечных и аккумуляторных батарей).2. The method of electrical checks of the spacecraft according to claim 1, characterized in that as the secondary parameters use calculations of the self-consumption of a stabilized voltage converter, the self-consumption of charging and discharge converters, as well as the voltage drop along the circuits of ground-based simulators of on-board power sources (solar and battery batteries). 3. Способ электрических проверок космического аппарата по п.1 или 2, отличающийся тем, что для формирования вторичных параметров используют первичные аналоговые параметры по данным бортовой системы телеизмерения:
Uбc - общее напряжение солнечной батареи, B;
Iбc - общий ток солнечной батареи, A;
Uн1 - напряжение на первой нагрузке, B;
Iн1 - ток первой нагрузки, A;
Uн2(1÷n-1) - напряжение на последующих нагрузках, B;
Iн2(1÷n-1) - токи в последующих нагрузках, A;
Uaб(1, 2) - напряжение аккумуляторных батарей (4/1), (4/2) соответственно, B;
Iaб(1, 2) - ток аккумуляторных батарей (4/1), (4/2) соответственно, A,
и первичные аналоговые параметры наземных имитаторов бортовых источников электропитания (солнечных и аккумуляторных батарей):
Uибс(1÷m) - выходное напряжение секции имитатора солнечной батареи, В;
Iибс(1÷m) - выходной ток секции имитатора солнечной батареи,
А;
Uиаб(1, 2) - выходное напряжение имитатора аккумуляторной батареи, B;
Iиаб(1, 2)3 - входной ток имитатора аккумуляторной батареи в режиме заряда, A;
Iиаб(1, 2)p - выходной ток имитатора аккумуляторной батареи в режиме разряда, A.3. The method of electrical checks of the spacecraft according to claim 1 or 2, characterized in that for the formation of the secondary parameters using primary analog parameters according to the onboard telemetry system:
Ubc is the total voltage of the solar battery, B;
Ibc is the total current of the solar battery, A;
Un1 - voltage at the first load, B;
In1 - current of the first load, A;
Un2 (1 ÷ n-1) - voltage at subsequent loads, B;
In2 (1 ÷ n-1) - currents in subsequent loads, A;
Uab (1, 2) - battery voltage (4/1), (4/2), respectively, B;
Iab (1, 2) - battery current (4/1), (4/2), respectively, A,
and primary analog parameters of ground simulators of on-board power sources (solar and storage batteries):
Uibs (1 ÷ m) is the output voltage of the solar battery simulator section, V;
Iibs (1 ÷ m) is the output current of the solar simulator section,
BUT;
Uiab (1, 2) - output voltage of the battery simulator, B;
Iiab (1, 2) 3 - input current of the battery simulator in charge mode, A;
Iiab (1, 2) p is the output current of the battery simulator in the discharge mode, A. 4. Способ электрических проверок космического аппарата по п.3, отличающийся тем, что в качестве вторичного параметра используют расчет собственного потребления стабилизированного преобразователя напряжения при питании нагрузки от солнечных батарей по формуле:
ΔРибс=ΣUибс(1÷m)·Iибс(1÷m)-Uн1·Iн1-ΣUн2(1÷n-1)·Iн2(1÷n-1)-ΣUиаб(1, 2)·Iиаб(1, 2)3.4. The method of electrical checks of the spacecraft according to claim 3, characterized in that as a secondary parameter, the calculation of the own consumption of a stabilized voltage converter when feeding a load from solar panels is used according to the formula:
ΔRibs = ΣUibs (1 ÷ m) · Iibs (1 ÷ m) -Un1 · In1-ΣUn2 (1 ÷ n-1) ) 3 . 5. Способ электрических проверок космического аппарата по п.3, отличающийся тем, что в качестве вторичного параметра используют расчет собственного потребления стабилизированного преобразователя напряжения при питании нагрузки от аккумуляторных батарей по формуле:
ΔРиаб=ΣUиаб(1, 2)·1иаб(1, 2)p-Uн1·Iн1-ΣUн2(1÷n-1)·Iн2(1÷n-1).5. The method of electrical checks of the spacecraft according to claim 3, characterized in that as a secondary parameter use the calculation of the own consumption of a stabilized voltage converter when the load is supplied by batteries by the formula:
ΔRiab = ΣUiab (1, 2) · 1iab (1, 2) p-Un1 · In1-ΣUn2 (1 ÷ n-1) · In2 (1 ÷ n-1). 6. Способ электрических проверок космического аппарата по п.3, отличающийся тем, что в качестве вторичного параметра используют расчет собственного потребления стабилизированного преобразователя напряжения при питании нагрузки от солнечных и аккумуляторных батарей по формуле:
ΔРибс-иаб=ΣUибс(1÷m)·Iибс(1÷m)+ΣUиаб(1, 2)·Iиаб(1, 2)p-Uн1·Iн1-Σ Uн2(1÷n-1)·Iн2(1÷n-1).6. The method of electrical checks of the spacecraft according to claim 3, characterized in that as a secondary parameter use the calculation of the own consumption of a stabilized voltage converter when the load is powered by solar and rechargeable batteries according to the formula:
ΔRibs-iab = ΣUibs (1 ÷ m) · Iibs (1 ÷ m) + ΣUiab (1, 2) · Iiab (1, 2) p-Un1 ÷ n-1). 7. Способ электрических проверок космического аппарата по п.3, отличающийся тем, что в качестве вторичного параметра используют расчет собственного потребления зарядных преобразователей по формуле:
ΔРзп1,2=Uбc·ΣIиаб(1, 2)3-ΣUиaб(1, 2)·Iиаб(1, 2)3.7. The method of electrical checks of the spacecraft according to claim 3, characterized in that as a secondary parameter use the calculation of the own consumption of charging converters according to the formula:
ΔRzp1,2 Ubc · ΣIiab = (1, 2) 3 -ΣUiab (1, 2) · Iiab (1, 2) 3. 8. Способ электрических проверок космического аппарата по п.3, отличающийся тем, что в качестве вторичного параметра используют расчет собственного потребления разрядных преобразователей по формуле:
ΔPpп1,2=ΣUиаб(1, 2)·Iиаб(1, 2)p-Uбc·ΣIиаб(1, 2)p.8. The method of electrical checks of the spacecraft according to claim 3, characterized in that as a secondary parameter use the calculation of the own consumption of bit converters according to the formula:
ΔPpп1,2 = ΣUiab (1, 2) · Iab (1, 2) p-Ubc ΣIab (1, 2) p. 9. Способ электрических проверок космического аппарата по п.3, отличающийся тем, что в качестве вторичного параметра используют расчет падения напряжения по цепям от имитаторов солнечных батарей по формуле:
ΔUбci=Uбc-Uибci.9. The method of electrical checks of the spacecraft according to claim 3, characterized in that the calculation of the voltage drop across the circuits from the solar cell simulators using the formula is used as a secondary parameter:
ΔUbci = Ubc-Uibci. 10. Способ электрических проверок космического аппарата по п.3, отличающийся тем, что в качестве вторичного параметра используют расчет падения напряжения по цепям от имитаторов аккумуляторных батарей по формуле:
ΔUаб(1,2)p=Uaб(1,2)-Uиaб(1, 2) - в режиме разряда
и
ΔUаб(1,2)3=Uиаб(1, 2)-Uаб(1,2) - в режиме заряда. 10. The method of electrical checks of the spacecraft according to claim 3, characterized in that the calculation of the voltage drop across the circuits from the battery simulators using the formula is used as a secondary parameter:
ΔUab (1,2) p = Uab (1,2) -Uand (1, 2) - in discharge mode
and
ΔUab (1,2) 3 = Uiab (1, 2) -Uab (1,2) - in charge mode.
RU2013131324/11A 2013-07-08 2013-07-08 Method of electric inspections of spacecraft RU2559661C2 (en)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2013131324/11A RU2559661C2 (en) 2013-07-08 2013-07-08 Method of electric inspections of spacecraft

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2013131324/11A RU2559661C2 (en) 2013-07-08 2013-07-08 Method of electric inspections of spacecraft

Publications (2)

Publication Number Publication Date
RU2013131324A RU2013131324A (en) 2015-01-20
RU2559661C2 true RU2559661C2 (en) 2015-08-10

Family

ID=53280518

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2013131324/11A RU2559661C2 (en) 2013-07-08 2013-07-08 Method of electric inspections of spacecraft

Country Status (1)

Country Link
RU (1) RU2559661C2 (en)

Cited By (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2609619C2 (en) * 2015-06-29 2017-02-02 Акционерное общество "Авиационная электроника и коммуникационные системы" (АО "АВЭКС") Automated workstation for investigating and testing electric power supply systems of spacecraft
RU2671600C1 (en) * 2017-10-05 2018-11-02 Российская Федерация, от имени которой выступает Государственная корпорация по космической деятельности "РОСКОСМОС" Method of ground environment of spacecraft power supply system

Families Citing this family (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2563925C1 (en) * 2014-05-06 2015-09-27 Акционерное общество "Информационные спутниковые системы" имени академика М.Ф. Решетнёва" Spacecraft checkout hardware
CN105173124B (en) * 2015-07-16 2017-07-07 兰州空间技术物理研究所 A kind of ion thruster life-span ground experiment method

Citations (8)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3535683A (en) * 1969-11-07 1970-10-20 Nasa Electronic checkout system for space vehicles
WO1990010242A2 (en) * 1989-02-21 1990-09-07 Allied-Signal Inc. Aircraft battery status monitor
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
RU77447U1 (en) * 2008-03-26 2008-10-20 Государственное образовательное учреждение высшего профессионального образования "Российский государственный открытый технический университет путей сообщения" (РГОТУПС) SHORT-CIRCUIT CONTROL DEVICE IN AC CONTACT NETWORK
RU2344431C2 (en) * 2005-08-02 2009-01-20 Открытое акционерное общество "АВТОВАЗ" Device for controlling installations
WO2011001268A1 (en) * 2009-07-01 2011-01-06 Toyota Jidosha Kabushiki Kaisha Battery control system and vehicle
RU2447002C1 (en) * 2010-10-08 2012-04-10 Открытое акционерное общество "Информационные спутниковые системы" имени академика М.Ф. Решетнёва" Method of spaceship electrical checks

Patent Citations (8)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3535683A (en) * 1969-11-07 1970-10-20 Nasa Electronic checkout system for space vehicles
WO1990010242A2 (en) * 1989-02-21 1990-09-07 Allied-Signal Inc. Aircraft battery status monitor
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
RU77447U1 (en) * 2008-03-26 2008-10-20 Государственное образовательное учреждение высшего профессионального образования "Российский государственный открытый технический университет путей сообщения" (РГОТУПС) SHORT-CIRCUIT CONTROL DEVICE IN AC CONTACT NETWORK
WO2011001268A1 (en) * 2009-07-01 2011-01-06 Toyota Jidosha Kabushiki Kaisha Battery control system and vehicle
RU2447002C1 (en) * 2010-10-08 2012-04-10 Открытое акционерное общество "Информационные спутниковые системы" имени академика М.Ф. Решетнёва" Method of spaceship electrical checks

Cited By (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2609619C2 (en) * 2015-06-29 2017-02-02 Акционерное общество "Авиационная электроника и коммуникационные системы" (АО "АВЭКС") Automated workstation for investigating and testing electric power supply systems of spacecraft
RU2671600C1 (en) * 2017-10-05 2018-11-02 Российская Федерация, от имени которой выступает Государственная корпорация по космической деятельности "РОСКОСМОС" Method of ground environment of spacecraft power supply system

Also Published As

Publication number Publication date
RU2013131324A (en) 2015-01-20

Similar Documents

Publication Publication Date Title
EP2608347A2 (en) Electric energy storage system and method of maintaining the same
Kwasinski et al. Microgrids and other local area power and energy systems
CN106295956B (en) Reliability assessment method considering repairable multi-state complex characteristic of power supply system of nuclear power plant
RU2559661C2 (en) Method of electric inspections of spacecraft
RU2459749C1 (en) Method of producing space apparatus
CN109245085A (en) DC energy storage backup power supply and control method with peak load shifting function
CN103827685A (en) Battery management system and method for determining the charge state battery cells, battery and motor vehicle comprising a battery management system
CN106740213A (en) The charging method and device of active defense under a kind of electric automobile multiple gun charge mode
WO2022193165A1 (en) Energy storage system, and power supply method for battery management system
RU158876U1 (en) BATTERY ELECTRONIC SIMULATOR
Kim et al. A multicell battery system design for electric and plug-in hybrid electric vehicles
Russo et al. Generalized super-twisting control of a dual active bridge for more electric aircraft
Mohamed et al. Efficiency focused energy management strategy based on optimal droop gain design for more electric aircraft
US8819470B2 (en) Switching device, a switching device control method and a switching device control program
RU159208U1 (en) COMPLEX FOR TERRESTRIAL TESTING OF SPACE EQUIPMENT SYSTEMS
RU2476972C2 (en) Method of feeding of load by direct current in autonomous electric power supply system of man-made sattelite
RU2647808C2 (en) Method of electric checks of spacecraft
RU2513322C2 (en) Method of electric checkouts for space vehicles
RU2647806C2 (en) Method of electric checks of spacecraft
JP5122699B1 (en) Power storage system and storage module control method
RU2571480C1 (en) Method of fabrication of spacecraft
JP6086768B2 (en) Charge / discharge inspection system
AU2016241607B2 (en) Storage battery unit and electricity storage system
CN106300626B (en) A kind of double power-supply system of UPS, UPS equipment and its control method
RU2541599C2 (en) Spacecraft manufacturing method