Устройство обнаружения аварийного состояния изделия ракетно-космической техники

Полезная модель относится к области ракетно-космической техники. Устройство предназначено для обнаружения аварийного состояния изделия ракетно-космической техники при его эксплуатации. Устройство обнаружения аварийного состояния содержит микропроцессор, представляющий собой программно-управляемое устройство, позволяющее производить опрос датчиков, контролирующих техническое состояние систем изделия, обрабатывать, передавать полученную информацию в устройство запоминания информации и формировать информационный кадр для его передачи по радиоканалу на Землю с помощью микрополосковой антенны. Устройство содержит блок предварительной обработки сигналов от датчиков, фиксирующих факты соударения изделия с частицами космического мусора и воздействия на него излучений космического пространства, а также дополнительный автономный источник питания. Все аппаратурные средства устройства расположены на амортизированной платформе, размещенной в защищенном от радиационного излучения космического пространства корпусе. Техническим результатом устройства обнаружения аварийного состояния изделия ракетно-космической техники является его автономность, независимость от штатных бортовых систем телеметрии и электропитания.

Предлагаемое устройство относится к области ракетно-космической техники (РКТ) и предназначено для обнаружения причины возникновения аварийного состояния изделия РКТ при его эксплуатации и в первую очередь на этапе запуска и выведения изделия на орбиту.

Анализ статистических данных за последние 10 лет по запускам изделий РКТ показал, что на этапе запуска и выведения изделий на орбиту происходит не менее 8% аварийных случаев ежегодно. При этом не всегда удается выяснить причину возникновения аварийного случая, в частности, из-за выхода из строя штатной бортовой системы телеметрии и при нахождении изделия РКТ вне зоны радиовидимости с территории запуска изделия, что особенно характерно для отечественных изделий РКТ. В результате напрашивается вывод о необходимости слежения за выведением изделия на протяжении всего этого этапа, для чего необходимо иметь достаточное количество мобильных станций слежения, размещая их соответствующим образом вне зоны радиовидимости с территории страны запускавшей изделие, или иметь для этой цели спутники-ретрансляторы. Однако эти средства становятся бесполезными при выходе из строя штатной бортовой системы телеметрии запускаемого изделия. В этих условиях представляется целесообразным оснащение запускаемого изделия автономной системой (устройством) обнаружения аварийного состояния изделия.

Подобные устройства известны. Например, согласно патенту RU2281240 от 10.08.2006, МПК В66С (1-й аналог) предусматривается получение данных о параметрах, характеризующих нагрузку и пространственное положение грузоподъемной машины, управляемой машинистом, с возможностью осуществления записи параметров в память устройства и считывания в случае необходимости.

Однако указанное устройство не предназначено для регистрации, например, факта соударения с элементами космического мусора и факта воздействия радиационных излучений космического пространства и воздействия механических нагрузок.

Известно также устройство по патенту FR 2819084 (A1), G07C 7/00, 05.07.2002 (2-й аналог), согласно которому система регистрации параметров транспортного средства (наземного, морского, воздушного) включает средство запоминания параметров транспортного средства до и во время его аварии, блок управления и радиопередатчик, передающий информацию в том числе и через спутник-ретранслятор по сигналу запроса. Однако указанное устройство также не рассчитано на регистрацию факта соударения с элементами космического мусора и факта облучения внешним источником излучения, способным вывести из строя систему телеметрии, которая, учитывая область применения предлагаемой полезной модели, не обладает достаточной надежностью. Блок управления имеет ограниченную задачу давать по запросу сигнал на выдачу запрашиваемой информации, и, кроме того, в этом аналоге не определена конструктивная схема антенны. Этот аналог устройства имеет довольно большие размеры, в частности, из-за наличия средств катапультирования запоминающего устройства, не имеет защиты от вибрационных и ударных нагрузок, однако является наиболее близким к заявленному устройству и выбрано в качестве прототипа.

Целью предлагаемого технического решения является обеспечение регистрации и передачи на Землю фактов соударения изделия РКТ с элементами космического мусора, а также воздействия на него излучений космического пространства, с обеспечением независимости функционирования устройства обнаружения аварийного состояния от состояния штатных бортовых систем телеметрии и электропитания, в условиях радиационного излучения космического пространства и механических нагрузок.

Указанная цель достигается тем, что в устройство обнаружения аварийного состояния изделия ракетно-космической техники устанавливают микропроцессор, связанный с датчиками фиксирующими факт соударения изделия с частицами космического мусора и воздействия излучений космического пространства, формирующий информационный кадр для передачи его по радиоканалу на Землю, блок предварительной обработки сигнала от датчиков, а также автономную аккумуляторную батарею. Все аппаратурные средства устройства расположены на амортизированной платформе, размещенной в защищенном от радиационного излучения космического пространства корпусе.

Техническим результатом устройства обнаружения аварийного состояния изделия РКТ является его автономность, независимость от штатных бортовых систем телеметрии и электропитания при регистрации фактов соударения изделия с космическим мусором и воздействия радиационного излучения космического пространства.

Конструктивно предлагаемое устройство включает в себя:

- автономный источник электропитания, например, в виде батареи литий-ионных аккумуляторов;

- микропроцессорное устройство;

- устройство запоминания информации;

- вторичный источник электропитания;

- блок предварительной обработки сигналов от датчиков, фиксирующих факт соударения изделия с элементами космического мусора;

- устройство сбора сообщений от датчиков;

- радиопередающее устройство;

- антенно-фидерное устройство, выполненное в виде четырех малогабаритных антенных блоков, размещаемых на наружной поверхности корпуса;

- корпус, состоящий из трех частей и содержащий амортизированную платформу и разъемы (розетки) для подсоединения датчиков;

- пьзо- и волоконно-оптические датчики.

В микропроцессорном устройстве основным элементом является микропроцессор, представляющий собой программно - управляемое устройство, осуществляющее опрос датчиков, контролирующих техническое состояние систем изделия, и датчиков, фиксирующих воздействие космического пространства на изделие РКТ, обрабатывающее полученную информацию и передающее ее устройству запоминания информации, которая затем считывается микропроцессором и формируется им в виде информационного кадра для передачи на Землю с помощью радиопередающего устройства, управляемого микропроцессором. Наличие микропроцессора обеспечивает независимость функционирования устройства от состояния штатной бортовой системы телеметрии, из-за выхода из строя которой зачастую не удается выяснить причину возникновения аварийного состояния изделия.

Для фиксации факта соударения с частицами космического мусора наиболее целесообразным является использование акустических эмиссионных датчиков (пьезодатчиков) (см. патент 2402468 от 27.10.2010 г.), преобразование сигнала от которых предлагается осуществлять в блоке предварительной обработки, вводимом в устройство обнаружения аварийного состояния изделия РКТ. Для регистрации факта облучения изделия внешним источником излучения может использоваться волоконно-оптический датчик (см. патент 2432553 от 27.10.2011 г.).

Аппаратуру устройства предлагается разместить в защитном корпусе (см. решение о выдаче патента на полезную модель исх. 2012107018/07 (010688) от 21.03.12), что позволяет обеспечить защиту аппаратуры устройства от радиационного излучения космического пространства и от механических нагрузок, а также смонтировать блоки микрополосковой антенны при минимальных габаритно-массовых параметрах корпуса.

Каждый из четырех блоков микрополосковой антенны с П-образной щелью, возбуждаемой с помощью коаксильного зонда, представляет собой тонкую проводящую пластину на диэлектрической подложке (вспененный полистирол), ограниченную с противоположной стороны экранной плоскостью. Толщина подложки принимается равной примерно 0,07 от длины радиоволны. (См. В.Ф. Лось «Микрополосковые и диэлектрические резонаторные антенны САПР-модели математического моделирования». Антенны НТТЖ, 2002 11 (66) с.34-77). На каждой из четырех сторон корпуса предусмотрен соответствующий проем для монтажа антенного блока.

Устройство имеет кроме автономного источника питания также вторичный источник питания.

Вторичный источник питания имеет схему анализа состояния бортовой системы электропитания и в случае выхода последней из строя осуществляется переключение на автономный источник питания.

Автономный источник питания, например, в виде батареи литий-ионных аккумуляторов типа серии 32650 MagicSihine 5000 предлагается размещать в верхней части корпуса. При этом для более компактного размещения батареи целесообразно использовать аккумуляторы с прямоугольным поперечным сечением. Аккумуляторы своей массой обеспечивают защиту нижерасположенной аппаратуры от радиационных излучений космического пространства, что позволяет снизить массу верхней части корпуса, а следовательно и массу всего устройства.

В нижней части корпуса размещается амортизированная платформа для аппаратурных средств устройства, а также разъемы (розетки) для подсоединения проводников от датчиков.

На фигуре 1 представлен общий вид устройства, где обозначено: 1 - нижняя часть корпуса, 2 - средняя часть корпуса, 3 - верхняя часть корпуса, 4 - автономный источник питания в виде аккумуляторной батареи, залитой эпоксидным компаундом, 5 - блок микрополосковой щелевой антенны, 6 - коаксильный зонд, 7 - радиопередающее устройство, 8 - плата с вторичным источником питания, 9 - плата с микропроцессорным устройством, устройствами запоминания информации и сбора сообщений, 10 - плата с блоком предварительной обработки сигналов от датчиков, фиксирующих факт соударения изделия с частицами космического мусора, 11 - амортизатор, 12 - амортизированная платформа, 13 - разъем (розетка).

Монтаж аппаратуры ведется на амортизированной платформе 12 без средней 2 и верхней 3 частей корпуса. На завершающей стадии монтажа после установки средней части корпуса 2 на нижнюю часть корпуса 1 осуществляется доступ к коаксильному зонду 6 антенны и подсоединяются кабели от аккумуляторной батареи 4, после чего устанавливается верхняя часть корпуса 3 с аккумуляторной батареей 4.

На фиг. 2 приведен вариант структурной схемы предлагаемого устройства, где обозначено: 4 - автономный источник питания (АИП), 5 - блок микрополосковой щелевой антенны (антенно-фидерное устройство-АФУ), 7 - радиопередающее устройство (РПДУ), 8 - вторичный источник питания (ВИЛ) со схемой анализа состояния бортовой системы электропитания (СЭП), 9 - микропроцессорное устройство (МПУ), 10 - блок предварительной обработки (БПО), 14 - устройство запоминания информации (УЗИ), 15 - шина адресов/ данных (входит в состав МПУ), 16 - порт ввода /вывода (входит в состав МПУ), 17 - устройство сбора сообщений (УСС).

Предлагаемая полезная модель обеспечивает независимость устройства обнаружения аварийного состояния изделия РКТ от бортовых штатных систем телеметрии и электропитания, фиксирование фактов соударения изделия с частицами космического мусора и облучения внешним источником излучения, а также защиту аппаратурных средств устройства от радиационного излучения космического пространства и от механических нагрузок при обеспечении минимально возможных габаритно-массовых параметров предлагаемого устройства.

Устройство обнаружения аварийного состояния изделий ракетно-космической техники, содержащее блок запоминания информации и радиопередатчик с антенной, отличающееся тем, что имеет расположенные в защищенном от радиационного излучения космического пространства корпусе микропроцессор, связанный блоком запоминания информации и датчиками, фиксирующими факт соударения изделия с частицами космического мусора и воздействия внешнего облучения, и блок предварительной обработки сигнала от датчиков, при этом все аппаратурные средства устройства расположены на амортизированной платформе, размещенной в нижней части корпуса, в верхней части корпуса над аппаратурой установлена аккумуляторная батарея, а антенна радиопередающего устройства выполнена микрополосковой и имеет четыре блока, размещенные на боковой поверхности средней части корпуса.