RU2565629C2 - Method of fabrication of spacecraft - Google Patents
Method of fabrication of spacecraft Download PDFInfo
- Publication number
- RU2565629C2 RU2565629C2 RU2013154647/11A RU2013154647A RU2565629C2 RU 2565629 C2 RU2565629 C2 RU 2565629C2 RU 2013154647/11 A RU2013154647/11 A RU 2013154647/11A RU 2013154647 A RU2013154647 A RU 2013154647A RU 2565629 C2 RU2565629 C2 RU 2565629C2
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- spacecraft
- batteries
- power supply
- tests
- supply system
- Prior art date
Links
- 238000004519 manufacturing process Methods 0.000 title claims abstract description 16
- 238000012360 testing method Methods 0.000 claims abstract description 49
- 230000000694 effects Effects 0.000 claims abstract description 5
- 238000013461 design Methods 0.000 abstract description 5
- 238000000034 method Methods 0.000 abstract description 4
- 239000000126 substance Substances 0.000 abstract 1
- 239000003990 capacitor Substances 0.000 description 4
- 239000003381 stabilizer Substances 0.000 description 4
- 230000002159 abnormal effect Effects 0.000 description 3
- 238000010586 diagram Methods 0.000 description 3
- 238000003032 molecular docking Methods 0.000 description 3
- 230000004913 activation Effects 0.000 description 2
- 238000013100 final test Methods 0.000 description 2
- 238000004458 analytical method Methods 0.000 description 1
- 230000001427 coherent effect Effects 0.000 description 1
- 238000004891 communication Methods 0.000 description 1
- 230000005611 electricity Effects 0.000 description 1
- 238000005516 engineering process Methods 0.000 description 1
- 238000012806 monitoring device Methods 0.000 description 1
- 238000009662 stress testing Methods 0.000 description 1
- 238000011477 surgical intervention Methods 0.000 description 1
Landscapes
- Secondary Cells (AREA)
- Photovoltaic Devices (AREA)
Abstract
Description
Изобретение относится к космической технике и может быть использовано при изготовлении связных космических аппаратов.The invention relates to space technology and can be used in the manufacture of coherent spacecraft.
Известен способ изготовления космического аппарата, включающий изготовление комплектующих, сборку космического аппарата, проведение электрических испытаний на функционирование, испытаний на воздействие механических нагрузок, термовакуумных испытаний, а также заключительных испытаний на функционирование космического аппарата (патент №2305058 RU).A known method of manufacturing a spacecraft, including the manufacture of components, assembling the spacecraft, conducting electrical tests for functioning, tests for mechanical stress, thermal vacuum tests, as well as final tests for the functioning of the spacecraft (patent No. 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.The disadvantage of this method is that it does not regulate issues related to the features of the configuration of the power system in the manufacturing process of the spacecraft, which reduces the reliability of the work.
Анализ источников информации по патентной и научно-технической информации показал, что наиболее близким по технической сути, прототипом предлагаемого технического решения, является патент Российской Федерации №2459749: Способ изготовления космического аппарата, включающий изготовление комплектующих, сборку космического аппарата, включающего систему электропитания, имеющую солнечные батареи, аккумуляторные батареи и стабилизированный преобразователь напряжения для согласования работы солнечной и аккумуляторных батарей и обеспечения питанием, стабильным напряжением заданного номинала модулей служебных систем и полезной нагрузки, подготовку источников электроэнергии к работе, проведение электрических испытаний космического аппарата на функционирование, испытаний на воздействие механических нагрузок, термовакуумных испытаний, а также заключительных испытаний, включая контроль стыковки солнечных и аккумуляторных батарей, отличающийся тем, что испытания на воздействие механических нагрузок и контроль стыковки солнечных и аккумуляторных батарей проводят со штатными аккумуляторными и солнечными батареями, причем аккумуляторные батареи перед проведением испытаний на воздействие механических нагрузок заряжают режимом, эквивалентным режиму штатного предстартового заряда, а все остальные испытания проводят с применением технологических функциональных имитаторов солнечных и аккумуляторных батарей, причем имитаторы солнечных батарей подключают к промышленной сети непосредственно, а имитаторы аккумуляторных батарей к промышленной сети комбинировано: по зарядному интерфейсу - непосредственно, а по разрядному интерфейсу - через систему гарантированного электроснабжения, при этом штатные аккумуляторные батареи хранят электрически разобщенными со стабилизированным преобразователем напряжения, в подзаряженном состоянии.An analysis of the sources of information on patent and scientific and technical information showed that the closest in technical essence, the prototype of the proposed technical solution is the patent of the Russian Federation No. 2459749: A method of manufacturing a spacecraft, including the manufacture of components, assembly of a spacecraft, including a solar power system, having solar batteries, rechargeable batteries and a stabilized voltage converter for matching solar and rechargeable batteries and providing I am powered, stable voltage of a given nominal value of the modules of office systems and payload, preparing sources of electricity for work, conducting electrical tests of the spacecraft for functioning, mechanical stress tests, thermal vacuum tests, as well as final tests, including control of docking of solar and rechargeable batteries, characterized in that tests for mechanical stress and control of the docking of solar and storage batteries are carried out from rechargeable batteries and solar batteries, moreover, the batteries are charged before mechanical stress testing with a mode equivalent to the standard prelaunch mode, and all other tests are carried out using technological functional simulators of solar and rechargeable batteries, and the solar simulators are connected directly to the industrial network, and battery simulators to the industrial network are combined: via the charging interface - directly oh, and on the discharge interface - through the guaranteed power supply system, while standard batteries are kept electrically disconnected with a stabilized voltage converter, in a recharged state.
Недостатком известного способа изготовления космического аппарата является недостаточная функциональная надежность при проведении испытаний на воздействие механических нагрузок. Это обусловлено тем, что при проведении данных испытаний, возможна (например) нештатная работа электромеханических коммутаторов (из-за возникновения нерасчетных резонансных явлений в каких-либо узлах космического аппарата). Испытания на воздействие механических нагрузок проводятся (за редким исключением) в выключенном состоянии космического аппарата, то есть - когда бортовые источники (в основном, аккумуляторные батареи) электрически разобщены с автоматикой системы электропитания. Нештатная работа электромеханических коммутаторов может привести к несанкционированному включению системы электропитания и началу разряда аккумуляторных батарей на некоммутируемые нагрузки и собственное потребление автоматики системы электропитания. Так как аккумуляторные батареи перед проведением испытаний на воздействие механических нагрузок заряжают, это событие еще не аварийное, при условии своевременного принятия мер исключающих возможность полного разряда и последующего переразряда аккумуляторных батарей, чреватого выводом их из строя.The disadvantage of this method of manufacturing a spacecraft is the lack of functional reliability when conducting tests for exposure to mechanical loads. This is due to the fact that during the conduct of these tests, abnormal operation of electromechanical switches is possible (for example) (due to the occurrence of off-design resonance phenomena in any nodes of the spacecraft). Tests for mechanical loads are carried out (with rare exceptions) when the spacecraft is switched off, that is, when on-board sources (mainly rechargeable batteries) are electrically disconnected from the automation of the power supply system. Abnormal operation of electromechanical switches can lead to unauthorized switching on of the power supply system and the beginning of battery discharge to uncommuted loads and own consumption of the power supply automation. Since the batteries are charged before conducting mechanical stress tests, this event is not yet emergency, provided that timely measures are taken to exclude the possibility of a complete discharge and subsequent overdischarge of the batteries, which could lead to their failure.
Задачей предложенного авторами технического решения является повышение функциональной надежности способа изготовления космического аппарата при проведении испытаний космического аппарата на воздействие механических нагрузок.The objective of the technical solution proposed by the authors is to increase the functional reliability of the method of manufacturing a spacecraft during testing of the spacecraft for mechanical loads.
Поставленная задача решается тем, что при изготовлении космического аппарата содержащего систему электропитания в составе солнечных батарей, аккумуляторных батарей и стабилизированного преобразователя напряжения для согласования работы солнечных и аккумуляторных батарей и обеспечения питанием стабильным напряжением бортовой нагрузки, включающий сборку космического аппарата, проведение электрических испытаний космического аппарата на функционирование, испытаний на воздействие механических нагрузок, термовакуумных испытаний, причем испытания на воздействие механических нагрузок проводят с заряженными штатными аккумуляторными батареями и штатными солнечными батареями, а испытания космического аппарата на функционирование и термовакуумные испытания проводят с применением технологических функциональных имитаторов солнечных и аккумуляторных батарей, перед проведением испытаний космического аппарата на воздействие механических нагрузок рассчитывают емкость аккумуляторных батарей, необходимую для работы системы электропитания в данной конфигурации в течение периода проведения работ, включающего испытания космического аппарата на воздействие механических нагрузок, и заряжают штатные аккумуляторные батареи на суммарную емкость, превышающую расчетную величину, а в случае превышения расчетной емкостью суммарной емкости аккумуляторных батарей делят указанный период проведения работ на удовлетворяющие условию необходимой расчетной емкости части, кроме того, перед проведением испытаний космического аппарата на воздействие механических нагрузок и после их завершения контролируют исходное состояние системы электропитания и, в случае выявления неисходного состояния, проводят приведение системы электропитания в исходное состояние. При этом рассчитывают емкость аккумуляторных батарей, необходимую для работы системы электропитания в данной конфигурации в течение периода проведения работ, исходя из соотношения:The problem is solved in that in the manufacture of a spacecraft containing a power supply system consisting of solar batteries, rechargeable batteries and a stabilized voltage converter for coordinating the operation of solar and rechargeable batteries and providing stable voltage on-board load, including the assembly of the spacecraft, conducting electrical tests of the spacecraft on functioning, mechanical stress tests, thermal vacuum tests, p why are mechanical stress tests carried out with charged regular batteries and regular solar batteries, and spacecraft functioning tests and thermal vacuum tests are carried out using technological functional simulators of solar and battery batteries, before carrying out mechanical tests of the spacecraft, the battery capacity is calculated necessary for the operation of the power supply system in this configuration in those the duration of the work, including testing the spacecraft for mechanical loads, and charge standard batteries with a total capacity exceeding the calculated value, and if the calculated capacity exceeds the total capacity of the batteries, divide the specified period of work into parts that satisfy the condition of the required estimated capacity, in addition, before testing the spacecraft for the effects of mechanical loads and after their completion, the one state of the power supply system and, in the event of a non-initial state being detected, the power supply system is brought back to its initial state. In this case, the battery capacity necessary for the operation of the power supply system in this configuration during the period of work is calculated based on the ratio:
С>Iн·k·Тпер/η,C> I n · k · T lane / η,
гдеWhere
С - суммарная емкость штатных аккумуляторных батарей, А·ч;C is the total capacity of standard batteries, Ah;
Iн - ток нагрузки системы электропитания в данной конфигурации, А;I n - load current of the power supply system in this configuration, A;
k - коэффициент, учитывающий разницу в напряжениях нагрузки и аккумуляторных батарей;k is a coefficient taking into account the difference in load voltages and batteries;
Тпер - период проведения работ, включающий испытания космического аппарата на воздействие механических нагрузок, ч;T lane - the period of work, including testing the spacecraft for mechanical stress, h;
η - коэффициент полезного действия системы электропитания в режиме разряда аккумуляторных батарей. Кроме того, исходное состояние системы электропитания контролируют по наличию-отсутствию напряжения на ее выходе, а приведение системы электропитания в исходное состояние проводят автоматически по появлению напряжения на ее выходе путем формирования соответствующей команды с питанием от выходного напряжения системы электропитания.η is the efficiency of the power system in the discharge mode of the batteries. In addition, the initial state of the power supply system is monitored by the presence or absence of voltage at its output, and the power supply system is restored to its initial state automatically by the appearance of voltage at its output by generating an appropriate command powered by the output voltage of the power supply system.
Действительно, ситуацией критичной (требующей оперативного вмешательства) может стать нештатное включение системы электропитания и появление разряда аккумуляторных батарей. Нежелательные отрицательные последствия этого могут быть парированы тем, что перед проведением испытаний космического аппарата на воздействие механических нагрузок (после штатной стыковки аккумуляторных батарей) и после их завершения контролируют исходное состояние системы электропитания и в случае выявления неисходного состояния проводят приведение системы электропитания в исходное состояние. При этом исходное состояние системы электропитания контролируют по наличию-отсутствию напряжения на ее выходе, а приведение системы электропитания в исходное состояние проводят от наземной аппаратуры или автоматически по появлению напряжения на ее выходе путем формирования соответствующей команды с питанием от выходного напряжения системы электропитания.Indeed, a critical situation (requiring surgical intervention) may be the abnormal inclusion of the power supply system and the appearance of a discharge of batteries. Undesirable negative consequences of this can be countered by the fact that before testing the spacecraft for mechanical stress (after the standard docking of the batteries) and after they are completed, the initial state of the power supply system is monitored and, if a non-initial state is detected, the power supply system is restored to its original state. In this case, the initial state of the power supply system is monitored by the presence or absence of voltage at its output, and the power supply system is brought to its initial state from ground equipment or automatically by the appearance of voltage at its output by generating an appropriate command powered by the output voltage of the power supply system.
Штатно команда на отключение системы электропитания КА формируется только наземным технологическим питанием, так как при эксплуатации КА эта команда не используется. В отличие от нее команда на включение системы электропитания формируется еще и бортовым питанием: по радиокоманде и по контакту отделения «КО» поступающему от разгонного блока на участке выведения КА на орбиту. Однако если вместо наземного технологического питания к цепям прохождения команды на отключение системы электропитания искусственно подключить бортовое питание, существующая схема отключения системы электропитания КА сохранит свою функциональную работоспособность.Regularly, the command to shutdown the power supply system of the spacecraft is formed only by ground technological power, since this command is not used when operating the spacecraft. In contrast, the command to turn on the power supply system is also formed by the on-board power supply: by radio command and by the contact of the “KO” compartment coming from the upper stage at the spacecraft launch station. However, if instead of ground-based process power supply, on-board power is artificially connected to the circuits of the command to turn off the power supply system, the existing SC power system shutdown circuit will retain its functional performance.
Перед проведением испытаний КА на воздействие механических нагрузок рассчитывают емкость аккумуляторных батарей, необходимую для работы системы электропитания в данной конфигурации в течение периода проведения работ, включающего испытания космического аппарата на воздействие механических нагрузок, и заряжают штатные аккумуляторные батареи на суммарную емкость, превышающую расчетную величину, а в случае превышения расчетной емкостью суммарной емкости аккумуляторных батарей делят указанный период проведения работ на удовлетворяющие условию необходимой расчетной емкости части, кроме того, перед проведением испытаний космического аппарата на воздействие механических нагрузок и после их завершения контролируют исходное состояние системы электропитания и, в случае выявления неисходного состояния, проводят приведение системы электропитания в исходное состояние. При этом рассчитывают емкость аккумуляторных батарей, необходимую для работы системы электропитания в данной конфигурации в течение периода проведения работ, исходя из соотношения:Before testing the spacecraft for mechanical loads, calculate the capacity of the batteries needed for the power supply system in this configuration during the period of work, including testing the spacecraft for mechanical loads, and charge regular batteries with a total capacity exceeding the calculated value, and in case the design capacity exceeds the total capacity of the batteries, the specified period of work is divided into satisfying s condition required of the rated capacity, in addition to the testing of the spacecraft on the effects of mechanical loads and after the initial control state power system and, in case of non-source state, hold the power to bring the system to its original state. In this case, the battery capacity necessary for the operation of the power supply system in this configuration during the period of work is calculated based on the ratio:
С>Iн·k·Тпер/η,C> I n · k · T lane / η,
гдеWhere
С - суммарная емкость штатных аккумуляторных батарей, А·ч;C is the total capacity of standard batteries, Ah;
Iн - ток нагрузки системы электропитания в данной конфигурации, А;I n - load current of the power supply system in this configuration, A;
k - коэффициент, учитывающий разницу в напряжениях нагрузки и аккумуляторных батарей;k is a coefficient taking into account the difference in load voltages and batteries;
Тпер - период проведения работ, включающий испытания космического аппарата на воздействие механических нагрузок, ч;T lane - the period of work, including testing the spacecraft for mechanical stress, h;
η - коэффициент полезного действия системы электропитания в режиме разряда аккумуляторных батарей.η is the efficiency of the power system in the discharge mode of the batteries.
На фиг.1 приведена функциональная схема автономной системы электроснабжения КА в связке с наземным устройством защиты от несанкционированного включения системы электропитания КА для реализации заявляемого способа.Figure 1 shows a functional diagram of an autonomous spacecraft power supply system in conjunction with a ground-based protection device against unauthorized activation of the spacecraft power system to implement the proposed method.
Автономная система электроснабжения КА содержит солнечную батарею 1, подключенную к нагрузке 2 через стабилизатор напряжения 3, аккумуляторные батареи 41-4n, подключенные через коммутаторы 41/1-4n/1 (на схеме они изображены в замкнутом состоянии, система электропитания включена - неисходное состояние для этапа испытаний КА на воздействие механических нагрузок), и зарядные устройства 51-5n - к солнечной батарее 1, а через разрядные устройства 61-6n - к входу выходного фильтра стабилизатора напряжения 3.The autonomous power supply system of the spacecraft contains a solar battery 1 connected to load 2 through a voltage stabilizer 3, rechargeable batteries 4 1 -4 n connected through switches 4 1/1 -4 n / 1 (they are shown in the diagram in a closed state, the power supply system is turned on - non-initial state for the spacecraft testing stage under the influence of mechanical loads), and chargers 5 1 -5 n - to the solar battery 1, and through discharge devices 6 1 -6 n - to the input of the output filter of the voltage stabilizer 3.
Параллельно аккумуляторным батареям 41-4n подключены устройства контроля аккумуляторных батарей 71-7n, связанные входом с аккумуляторными батареями 41-4n для контроля напряжения аккумуляторов, а выходом - с нагрузкой 2. В цепи заряда-разряда аккумуляторных батарей установлены измерительные шунты 81-8n.In parallel to the batteries 4 1 -4 n, the battery monitoring devices 7 1 -7 n are connected, connected to the input with the batteries 4 1 -4 n to control the voltage of the batteries, and the output to the load 2. Measuring batteries are installed in the charge-discharge circuit of the batteries shunts 8 1 -8 n .
Зарядные устройства 51-5n состоят из регулирующего ключа 9, управляемого схемой управления 10, вольтодобавочного узла, выполненного на трансформаторе 5-3, транзисторах 5-1 и 5-2 и выпрямителя на диодах 5-4 и 5-5.Chargers 5 1 -5 n consist of a control key 9 controlled by a control circuit 10, a boost assembly made on a transformer 5-3, transistors 5-1 and 5-2 and a rectifier on diodes 5-4 and 5-5.
Разрядные устройства 61-6n состоят из регулирующего ключа 11, управляемого схемой управления 12.The discharge devices 6 1 -6 n consist of a control key 11 controlled by a control circuit 12.
Стабилизатор напряжения 3 состоит из регулирующего ключа 13, управляемого схемой управления 14, входного фильтра - конденсатор 15 и выходного фильтра на диоде 17, дросселе 18 и конденсаторе 16.The voltage stabilizer 3 consists of a control switch 13 controlled by a control circuit 14, an input filter - a capacitor 15 and an output filter on a diode 17, a choke 18 and a capacitor 16.
Схемы управления: 10 зарядных устройств 51-5n, 12 разрядных устройств 61-6n, 14 стабилизаторов напряжения 3 выполнены в виде широтно-импульсных модуляторов, входом подключенных к шинам стабилизируемого напряжения. Схемы управления 10 зарядных устройств 51-5n дополнительно связаны с измерительными шунтами 81-8n и нагрузкой 2.Control schemes: 10 chargers 5 1 -5 n , 12 bit devices 6 1 -6 n , 14 voltage stabilizers 3 are made in the form of pulse-width modulators, connected to stabilized voltage buses by an input. The control circuit 10 of the chargers 5 1 -5 n are additionally associated with measuring shunts 8 1 -8 n and load 2.
Обобщенная шина «СБ-АБ» 19, используемая для питания наиболее ответственных силовых коммутаторов системы электропитания (в частности, коммутаторов аккумуляторных батарей 41/1-4n/1), связана с солнечной батареей 1 и аккумуляторными батареями 41-4n через диоды 21 и 20, 22 соответственно.The generalized SB-AB bus 19, used to power the most critical power switches of the power supply system (in particular, the battery switches 4 1/1 -4 n / 1 ), is connected to the solar battery 1 and the batteries 4 1 -4 n through diodes 21 and 20, 22, respectively.
К шине «СБ-АБ» 19 подключен блок команд 23, связанный входом с наземным испытательным комплексом 28 (на этапе проведения электроиспытаний КА), а выходом - с коммутаторами 41/1-4n/1. При проведении испытаний КА на воздействие механических нагрузок связь блока команд 23 с наземным испытательным комплексом 28 отсутствует. Блок команд 23 представляет собой набор силовых исполнительных коммутаторов, запитываемых контактами маломощных реле по соответствующим командам (на схеме не показано). В частности, одно из маломощных реле (на отключение системы электропитания) связано с наземным испытательным комплексом 28.The SB-AB bus 19 is connected to a command block 23 connected by the input to the ground test complex 28 (at the stage of the spacecraft electrical tests), and the output is connected to switches 4 1/1 -4 n / 1 . When testing the spacecraft for mechanical loads, there is no communication between the command block 23 and the ground test complex 28. Command block 23 is a set of power executive switches powered by the contacts of low-power relays according to the appropriate commands (not shown in the diagram). In particular, one of the low-power relays (to turn off the power supply system) is connected to the ground test complex 28.
К выходу системы электропитания подключают наземное устройство защиты 24 от несанкционированного включения системы электропитания КА. В простейшем виде устройство 24 состоит из реле 25, подключенного к нагрузке (выходным шинам) системы электропитания через конденсатор 26 (для ограничения времени протекания тока через реле 25). Замыкающиеся контакты 27 (две пары) указанного реле 25 обеспечат подачу питания на ограниченное время на маломощное реле отключения системы электропитания бортовым напряжением (вместо технологического).The output of the power supply system is connected to a ground-based protection device 24 against unauthorized activation of the spacecraft power system. In its simplest form, the device 24 consists of a relay 25 connected to the load (output buses) of the power supply system through a capacitor 26 (to limit the time the current flows through the relay 25). The closed contacts 27 (two pairs) of the indicated relay 25 will provide power for a limited time to the low-power relay to turn off the power supply system by the on-board voltage (instead of the technological one).
В случае несанкционированного включения системы электропитания (замыкания коммутаторов 41/1-4n/1) появится напряжение на входе устройства защиты 24 с выхода системы электропитания, сработает реле 25 на время заряда конденсатора 26 и произойдет автоматическая выдача команды через контакты 27 на выключение системы электропитания, приводящая систему электропитания в исходное (выключенное) состояние.In case of unauthorized switching on of the power supply system (short circuits of the switches 4 1/1 -4 n / 1 ), the voltage appears at the input of the protection device 24 from the output of the power supply system, the relay 25 trips while charging the capacitor 26, and an automatic command is issued via contacts 27 to turn off the system power supply, leading the power system to its original (off) state.
Таким образом, заявляемый способ изготовления космического аппарата повышает функциональную надежность способа изготовления космического аппарата при проведении испытаний космического аппарата на воздействие механических нагрузок.Thus, the inventive method of manufacturing a spacecraft increases the functional reliability of the method of manufacturing a spacecraft when testing the spacecraft for mechanical stress.
Claims (3)
С>Iн·k·Тпер/η,
где
С - суммарная емкость штатных аккумуляторных батарей, А·ч;
Iн - ток нагрузки системы электропитания в данной конфигурации, А;
k - коэффициент, учитывающий разницу в напряжениях нагрузки и аккумуляторных батарей;
Тпер - период проведения работ, включающий испытания космического аппарата на воздействие механических нагрузок, ч;
η - коэффициент полезного действия системы электропитания в режиме разряда аккумуляторных батарей.2. A method of manufacturing a spacecraft according to claim 1, characterized in that they calculate the capacity of the batteries required for the operation of the power supply system in this configuration during the period of work based on the ratio:
C> I n · k · T lane / η,
Where
C is the total capacity of standard batteries, Ah;
I n - load current of the power supply system in this configuration, A;
k is a coefficient taking into account the difference in load voltages and batteries;
T lane - the period of work, including testing the spacecraft for mechanical stress, h;
η is the efficiency of the power system in the discharge mode of the batteries.
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2013154647/11A RU2565629C2 (en) | 2013-12-09 | 2013-12-09 | Method of fabrication of spacecraft |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2013154647/11A RU2565629C2 (en) | 2013-12-09 | 2013-12-09 | Method of fabrication of spacecraft |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2013154647A RU2013154647A (en) | 2015-06-20 |
| RU2565629C2 true RU2565629C2 (en) | 2015-10-20 |
Family
ID=53433442
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2013154647/11A RU2565629C2 (en) | 2013-12-09 | 2013-12-09 | Method of fabrication of spacecraft |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2565629C2 (en) |
Citations (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| WO2000042690A1 (en) * | 1999-01-18 | 2000-07-20 | Farnow Technologies Pty. Ltd. | Energy monitoring and charging system |
| RU2399122C1 (en) * | 2009-05-12 | 2010-09-10 | Федеральное Государственное Унитарное Предприятие "Государственный научно-производственный ракетно-космический центр "ЦСКБ-Прогресс" (ФГУП "ГНПРКЦ "ЦСКБ-Прогресс") | Method for operation of nickel-hydrogen accumulator batteries of spacecraft power supply system |
| RU2459749C1 (en) * | 2010-12-15 | 2012-08-27 | Открытое акционерное общество "Информационные спутниковые системы" имени академика М.Ф. Решетнева" | Method of producing space apparatus |
| RU120777U1 (en) * | 2012-02-28 | 2012-09-27 | Общество с ограниченной ответственностью "КВАЗАР" | SYSTEM FOR MONITORING AND MONITORING BATTERIES OF AUTONOMOUS POWER SUPPLIES (OPTIONS) |
| RU130088U1 (en) * | 2013-03-01 | 2013-07-10 | Открытое акционерное общество "Акционерная компания по транспорту нефти "Транснефть" (ОАО "АК "Транснефть") | GUARANTEED POWER SUPPLY SYSTEM WITH HARDWARE AND SOFTWARE COMPLEX FOR TESTING, TRAINING AND CHARGING BATTERIES |
-
2013
- 2013-12-09 RU RU2013154647/11A patent/RU2565629C2/en active
Patent Citations (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| WO2000042690A1 (en) * | 1999-01-18 | 2000-07-20 | Farnow Technologies Pty. Ltd. | Energy monitoring and charging system |
| RU2399122C1 (en) * | 2009-05-12 | 2010-09-10 | Федеральное Государственное Унитарное Предприятие "Государственный научно-производственный ракетно-космический центр "ЦСКБ-Прогресс" (ФГУП "ГНПРКЦ "ЦСКБ-Прогресс") | Method for operation of nickel-hydrogen accumulator batteries of spacecraft power supply system |
| RU2459749C1 (en) * | 2010-12-15 | 2012-08-27 | Открытое акционерное общество "Информационные спутниковые системы" имени академика М.Ф. Решетнева" | Method of producing space apparatus |
| RU120777U1 (en) * | 2012-02-28 | 2012-09-27 | Общество с ограниченной ответственностью "КВАЗАР" | SYSTEM FOR MONITORING AND MONITORING BATTERIES OF AUTONOMOUS POWER SUPPLIES (OPTIONS) |
| RU130088U1 (en) * | 2013-03-01 | 2013-07-10 | Открытое акционерное общество "Акционерная компания по транспорту нефти "Транснефть" (ОАО "АК "Транснефть") | GUARANTEED POWER SUPPLY SYSTEM WITH HARDWARE AND SOFTWARE COMPLEX FOR TESTING, TRAINING AND CHARGING BATTERIES |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| RU2013154647A (en) | 2015-06-20 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| US10017138B2 (en) | Power supply management system and power supply management method | |
| RU2459749C1 (en) | Method of producing space apparatus | |
| US10476297B2 (en) | Device and method for wiring a battery management system | |
| CN110970885B (en) | System and method for maintaining power supply | |
| JP2012085519A (en) | AC current control for in-vehicle battery charger | |
| RU2337452C1 (en) | Method of load supply with direct current in composition of autonomous system of earth power supply and autonomous power supply system for its implementation | |
| CN107078360A (en) | The method and apparatus that tandem is dynamically reconfigured are carried out in energy system | |
| WO2020134815A1 (en) | Power conversion and control device and energy storage system having the device | |
| RU2585171C1 (en) | Method for operating nickel-hydrogen batteries of modular power supply system (versions) | |
| EP3659853B1 (en) | Power supply system for fuel cell and fuel cell system | |
| RU2488198C1 (en) | Stabilised combined power supply source | |
| RU2520180C2 (en) | Transport vehicle power supply system | |
| RU2476972C2 (en) | Method of feeding of load by direct current in autonomous electric power supply system of man-made sattelite | |
| RU2565629C2 (en) | Method of fabrication of spacecraft | |
| RU2621694C9 (en) | Method for operating nickel-hydrogen accumulator batteries of aircraft electric power system | |
| RU2567930C2 (en) | Method of load power supply by direct current in self-contained system of power supply of space vehicle | |
| KR20130125704A (en) | Power accumulation system and method for controlling storage module | |
| RU2541512C2 (en) | Method to control autonomous system of spacecraft power supply | |
| RU2478537C2 (en) | Method of spacecraft manufacture | |
| CN106030958A (en) | Device for the electric power supply of a load and associated method | |
| RU2647128C2 (en) | Method of lithium-ion accumulator battery charge | |
| UA133887U (en) | A SPACE MANUFACTURING METHOD | |
| RU2778262C1 (en) | Spacecraft power supply system | |
| RU2677635C2 (en) | Method of operation of lithium-ion accumulator battery in autonomous power supply system of earth satellite vehicle | |
| RU211054U1 (en) | SPACE VEHICLE POWER SUPPLY SYSTEM |