Способ испытаний на электромагнитную совместимость электроракетной двигательной установки с информационными бортовыми системами космического объекта, системы записи и воспроизведения характеристик тока разряда электроракетных двигателей электроракетной установки для реализации способа

Способ испытаний на электромагнитную совместимость электроракетной двигательной установки с информационными бортовыми системами космического объекта, системы записи и воспроизведения характеристик тока разряда электроракетных двигателей электроракетной установки для реализации способа

Иллюстрации

Показать все

Реферат

Предлагаемое изобретение относится к области электроракетных двигательных установок (ЭРДУ) космического объекта (КО), например космического аппарата (КА), и предназначено для проведения испытаний ЭРДУ на электромагнитную совместимость (ЭМС) с информационными бортовыми системами (ИБС), например на помехоустойчивость бортового вычислительного комплекса КО.

Известно (К.П. Кирдяшев. «Высокочастотные волновые процессы в плазмо-динамических системах». Москва. Энергоатомиздат. 1982), что при работе электроракетного двигателя (ЭРД), например стационарного плазменного двигателя (СПД), его постоянный разрядный ток содержит пульсирующую переменную составляющую.

Амплитудно-частотные характеристики (АЧХ) и фронты этих пульсаций в СПД отображают колебательный характер плазменного разряда электроракетного двигателя (ЭРД), который содержит спектр частот разной энергетики от килогерц до мегагерц.

Помимо стационарного режима работы СПД, когда среднеквадратичное значение тока разряда имеет номинальное значение, соответствующее номинальному значению тяги, штатной ситуацией его работы является присущие ему аномальные броски тока разряда, достигающие значений в несколько номиналов тока разряда, которые автоматически ограничиваются источником разрядного напряжения с помощью создания им режима широтно-импульсной модуляции ограничиваемого тока.

Электропитание разрядного тока СПД на борту КО обеспечивается системой питания и управления (СПУ), имеющей в своем составе преобразователь напряжения, преобразующий бортовой номинал, например, 28 вольт, в необходимые разным типам СПД номиналы разрядного напряжения от 300 до 600 вольт и с разрядными токами от единиц до десятков ампер. Силовой вход СПУ соединен с аппаратурой системы энергоснабжения (СЭС) КО.

Выходы с разрядными напряжениями СПУ, число которых соответствует числу СПД в ЭРДУ, через разветвленную высоковольтную бортовую кабельную сеть (БКС) соединены с соответствующими анодно-катодными трактами СПД. При этом не исключается, что некоторые кабели бортовых информационных систем могут иметь недопустимые, с точки зрения ЭМС, паразитные электрические связи с высоковольтными проводами этих БКС, а также с конструктивными элементами СПД. При работе СПД, или их группы одновременно, внутри них и в достаточно длинных разрядных цепях возникают пульсации тока разряда, высокочастотная часть которых может вызвать наведенными электромагнитными полями помехи в смежных информационных цепях БКС, способных привести к сбоям в работе информационных бортовых систем. Поэтому при создании КО значительное внимание уделяют защите ИБС от излучения БКС электромагнитных полей, создаваемых разрядными трактами между СПУ и СПД. Для блокировки этих воздействий на этапе проектирования БКС стремятся силовые и информационные кабели располагать таким образом, чтобы электрические паразитные связи были минимальными, а также широко применяют экранирование проводов и кабельных стволов БКС с соответствующим заземлением их экранов. Кроме этого гальванически развязывают силовые и информационные шины питания, а дискретные информационные электрические сигналы передают внутри ИБС по проводам, выполненным в виде витой пары. Однако все это не исключает, что ИБС могут работать неустойчиво, со сбоями.

Задача испытаний БС с ЭРДУ на ЭМС идеально могла бы решаться проведением огневых испытаний ЭРДУ по программе полета в составе КО путем помещения его в вакуумную камеру. Но это связано с большими материальными затратами.

Известен имитатор пульсаций разрядного анодно-катодного тока СПД (Патент РФ 2073796, «Имитатор СПД», опубликован 20.02.1997 г., автор Колесников А.Ф.), содержащий стеклянную, заполненную ксеноном колбу тороидальной формы со встроенными в нее анодом, катодом и электродом поджига, и магнитную систему, состоящую из катушек и общего магнитопровода, устанавливаемого снаружи колбы. Недостатком этого имитатора является создание им пульсаций тока разряда нерегулярного шумового характера, энергетический и амплитудно-частотный характер спектра которых неадекватен спектру пульсаций в реальных СПД.

Наиболее близким к заявленному техническому решению, принятому авторами за прототип, является электродинамический имитатор (ЭДИТМ) (В.А. Лесневский, А.В. Румянцев. «Проверка электромагнитной совместимости электроракетной двигательной установки с помощью электродинамического имитатора тягового модуля». Вестник Балтийского федерального университета им. И. Канта. 2012. Вып. 4. С.90-94), предназначенный для проверки электромагнитной совместимости электроракетных двигателей ЭРДУ с БС КО.

Суть способа проверки электромагнитной совместимости электроракетных двигателей ЭРДУ с БС КО состоит в том, что измеряют и регистрируют при отработке СПД на огневом стенде (или полученную в результате математического моделирования) АЧХ переменной составляющей тока разряда в диапазоне пульсаций (20-30 кГц), влияющую только на кондуктивные помехи (без оценки формы импульсов пульсации).

Эта АЧХ воспроизводится прибором ЭДИТМ, который подключается через штатную БКС к СПУ вместо одного из штатных СПД. При этом на шинах СЭС измеряется величина наведенных от СПУ кондуктивных помех.

ЭДИТМ включает в себя блок управления блоком нагрузок, который собственно и формирует в диапазоне 20-30 кГц пульсации тока разряда. В ЭДИТМ входит блок нагрузок, который своим входом соединен с выходом блока управления блоком нагрузок (БУБН), при этом он усиливает сигналы с БУБН до номинального значения тока разряда. БУБН содержит генератор шума, полосовой фильтр, сумматор переменной и постоянной составляющей тока разряда, а также усилитель гальванической развязки, при этом вход каждого последующего устройства соединен с выходом предыдущего. Блок нагрузок состоит из набора полупроводниковых электронных ключей, соединенных параллельно. При этом входы каждого ключа через предварительные усилители соединяются с соответствующими выходами усилителей гальванической развязки БУБН. Коллекторы от каждого ключа соединяются с соответствующим резистором, а эмиттеры всех этих ключей соединены между собой, и к ним последовательно присоединены провода катушек магнитной системы технологического СПД. Магнитная система каждого СПД, занимающая до 90% его объема и массы, состоит из катушек и магнитопровода. При установке СПД на КО его магнитопровод гальванически связывается с конструкцией КО. В то же время его катушки изолированы от магнитопровода и имеют характерные для каждого СПД ЭРДУ емкостные связи с корпусом КО, что при проведении испытаний необходимо учитывать.

К недостаткам прототипа можно отнести следующее.

1. Способ, реализуемый ЭДИТМ, позволяет проверить ЭМС ЭРДУ с БС КО только в части влияния кондуктивных помех и их оценки на соответствие требованиям ТЗ по величине амплитуд наводимых помех на шинах бортового питания. При этом ЭДИТМ не позволяет проводить такую оценку при использовании в ЭРДУ многорежимных СПД.

Кроме этого при оценке кондуктивных помех, создаваемых работающими СПД при испытаниях, не учитывается фактор влияния на достоверность оценки величин амплитуд помех, наводимых на шинах СЭС, через емкостные связи электродов (катод, анод) и магнитной системы штатных СПД с корпусом КА.

2. Способ не позволяет проверять качество работы СЭС в части оценки величины импульсных помех, возникающих на его шинах при резком изменении тока потребления СПУ ЭРДУ, когда при одновременной работе нескольких СПД происходит аномальный режим какого-либо из них, например несанкционированное выключение или ступенчатое изменение режима тяги СПД.

3. Способ не позволяет достоверно проверять ЭМС ЭРДУ с информационными бортовыми системами (ИБС) КО в части помех, создаваемых наведенными электромагнитными полями (индуктивные помехи), от протекающих в разрядных цепях БКС каждого СПД пульсирующего тока, особенно при одновременной групповой работе СПД и изменении их режимов.

4. Приборная реализация способа не позволяет в ЭДИТМ унифицировать БУБН, что вызывает необходимость разработки и изготовления их индивидуально для каждого типа СПД, кроме этого в блоке нагрузок ЭДИТМ требуется наличие магнитной системы СПД, что вызывает дополнительные материальные затраты.

5. При использовании в ЭРДУ нескольких СПД, например 8 штук, для проведения достоверных испытаний необходимо будет задействовать 8 полноразмерных ЭДИТМ, что требует дополнительных затрат.

6. Отсутствие в составе ЭДИТМ компьютерных средств не позволяют автоматизировать процесс предполетных испытаний на ЭМС ЭРДУ с ИБС КО, что значительно усложняет эти испытания, особенно с многодвигательной ЭРДУ.

Целью изобретения является увеличение достоверности результатов испытаний на ЭМС электроракетных двигателей ЭРДУ с ИБС КО при одновременном расширении функциональных возможностей. Помимо этого целью является создание унифицированного блока управления блоком нагрузок (БУБН), позволяющего при модульном исполнении БН проводить имитацию пульсаций токов разряда всех существующих в настоящее время типов СПД. Кроме этого целью является возможность обеспечения автоматизации процесса предполетных испытаний.

Поставленная задача решается следующим образом.

В способе испытаний на электромагнитную совместимость электроракетной двигательной установки с информационными бортовыми системами космического объекта, включающем на предварительном этапе огневых испытаний электроракетного двигателя измерение амплитудно-частотной характеристики переменной составляющей тока разряда в его анодно-катодном тракте в диапазоне кондуктивных помех, и последующее воспроизведение на завершающем этапе испытаний этой амплитудно-частотной характеристики переменной составляющей тока разряда в том же диапазоне в штатном электроракетном двигателе с оценкой влияния упомянутых помех на работу бортовых систем, на предварительном этапе огневых испытаний электроракетных двигателей одновременно с измерением амплитудно-частотной характеристики переменной составляющей тока разряда в его анодно-катодном тракте в диапазоне кондуктивных помех измеряют параметры постоянной и переменной составляющей тока разряда в диапазоне амплитудно-частотных характеристик индуктивных помех каждого из штатных электроракетных двигателей электроракетной двигательной установки в каждом режиме их работы, запоминают их, а затем на завершающем этапе испытаний воспроизводят все вышеупомянутые характеристики тока разряда каждого штатного электроракетного двигателя в каждом режиме его работы. При этом отсутствие сбоев в работе информационных бортовых систем космического объекта свидетельствует об электромагнитной совместимости электроракетной двигательной установки с информационными бортовыми системами космического объекта.

В систему записи характеристик тока разряда электроракетных двигателей электроракетной двигательной установки введены последовательно соединенные высокочастотные датчики тока разряда, установленные в анодно-катодных трактах каждого электроракетного двигателя и системы питания и управления, усилители выходных сигналов с этих датчиков, аналого-цифровые преобразователи усиленных выходных сигналов и блок запоминания характеристик тока разряда каждого электроракетного двигателя электроракетной двигательной установки. Кроме того, введен блок выбора испытуемых по заданной программе электроракетных двигателей, один из выходов которого соединен с блоком запоминания и хранения характеристик тока разряда каждого электроракетного двигателя, при этом второй выход блока выбора соединен с информационным входом системы питания и управления.

Система воспроизведения характеристик тока разряда электроракетных двигателей электроракетной двигательной установки для испытания ее на электромагнитную совместимость с информационными бортовыми системами космического объекта содержит наземную и бортовую части, при этом наземная часть выполнена в виде блока нагрузок и усилителя с гальванической развязки номиналов наземного и бортового питания, выход которого соединен со входом одного блока нагрузки, а бортовая часть содержит штатно установленные информационную бортовую систему, систему питания и управления, электроракетные двигатели, систему электроснабжения, причем цепи ее электропитания соединены с цепями питания всех информационных бортовых систем и с системой питания и управления электроракетных двигателей, выходные цепи которой посредством бортовой кабельной сети соединены со всеми электроракетными двигателями, кроме этого информационные бортовые системы связаны с наземным устройством определения работоспособности информационных систем космического объекта и с системой питания и управления электроракетных двигателей бортовой части. В наземную часть упомянутой системы записи введены блок выбора электроракетных двигателей и соответствующих им зон памяти, блок запоминания характеристик тока разряда электроракетного двигателя, дополнительно (N-1) блоков нагрузок в количестве, равном (N-1) электроракетных двигателей, и N устройств сопряжения системы питания и управления с электроракетными двигателями. При этом N выходов блока запоминания и хранения характеристик тока разряда электроракетного двигателя через блоки N усилителей гальванической развязки соединены с соответствующими входами N блоков нагрузок. Причем выходы N блоков нагрузок соединены с входами N устройств сопряжения системы питания и управления с электроракетными двигателями, при этом один из выходов каждого устройства сопряжения системы питания и управления с электроракетными двигателями соединен с кабелем бортовой кабельной сети, реализующим анодно-катодный тракт между системой питания и управления и электроракетным двигателем, а другой выход каждого устройства сопряжения соединен с соответствующими электроракетными двигателями. При этом один из выходов блока выбора электроракетных двигателей и соответствующих им зон памяти соединен с блоком запоминания характеристик тока разряда электроракетного двигателя, а другой его выход через информационную бортовую систему соединен с информационным входом системы питания и управления электроракетных двигателей.

Блок-схема системы записи и хранения характеристик тока разряда представлена на фиг 1.

1 - Блок записи характеристик тока разряда электроракетных двигателей (БЗХТРЭРД);

2 - Аналого-цифровые преобразователи (АЦП);

3 - Усилители выходных сигналов (УВС);

4 - Вакуумная камера (ВК);

5 - Электроракетные двигатели (ЭРД);

6 - Система питания и управления (СПУ);

7 - Источник питания (ИСП);

8 - Высокочастотные датчики токов разряда двигателей (ВДТР);

9 - Блок выбора электроракетных двигателей и соответствия зон памяти (БВЭРДСЗП).

В вакуумную камеру 4 помещены штатные электроракетные двигатели 5 и их штатная система питания и управления 6, при этом двигатели 5 соединены с системой питания и управления 6 штатными кабелями, в разрядные тракты которых установлены высокочастотные датчики токов разряда двигателей 8, например датчики Холла. Выходы этих датчиков соединены с усилителями выходных сигналов 3, а их выходы соединены с аналого-цифровыми преобразователями 2. Выходы АЦП 2 соединены с информационными входами блока записи характеристик тока разряда электроракетных двигателей 1. При этом каждому электроракетному двигателю 5 в блоке записи 1 соответствует своя зона памяти. Соответствие между зонами памяти и выбранным по программе испытаний двигателем осуществляет блок выбора электроракетных двигателей и соответствия зон памяти 9, который соединен одним своим выходом с блоком записи 1, а другим выходом соединен с информационным входом системы питания и управления 6. Электропитание в СПУ 6 подается от стендового источника питания 7.

Работа системы записи характеристик тока разряда электроракетных двигателей 1 осуществляется следующим образом. В вакуумной камере 4 создается соответствующий вакуум, после чего в систему питания и управления 6 подается питание от источника 7, а также запитываются устройства БЗХТРЭРД 1, АЦП 2, УВС 3 и БВЭРДСЗП 9. Далее по программе испытаний ЭРДУ из блока выбора 9 выдаются команды выбора номера испытуемого электроракетного двигателя, а также выбирается в блоке записи 1 зона памяти, в которой будут записаны оцифрованные значения характеристик тока разряда, выбранного двигателя. Далее, из блока выбора 9 выдаются циклограммные команды запуска выбранного двигателя 5. При включении двигателя и его последующей работе высокочастотный датчик тока 6 фиксирует характер амплитудно-частотных пульсаций переменной составляющей тока разряда, а также его постоянную составляющую. Аналоговые электрические сигналы с выхода датчика 8 усиливаются усилителем выходных сигналов 3 и далее, оцифровываясь преобразователем 2, поступают по адресу выбранной зоны блока записи характеристик тока разряда 1. Записанные характеристики токов разряда каждого двигателя могут длительно сохраняться на таких носителях информации, как манчестерский диск, флеш-память и т.д., а также использоваться по мере необходимости в системе воспроизведения характеристик тока разряда.

Блок-схема системы воспроизведения характеристик тока разряда электроракетных двигателей ЭРДУ представлена на фиг 2.

10 - Бортовая часть системы воспроизведения характеристик тока разряда электроракетных двигателей ЭРДУ (БЧ);

11 - Система энергоснабжения (СЭС);

12 - Информационные бортовые системы (ИБС);

13 - Устройство определения состояния работоспособности информационных бортовых систем космического объекта (УОСРИБСКО);

15 - Усилители гальванической развязки (УГР);

16 - Блоки нагрузок (БН);

17 - Устройства сопряжения (УС); 18 - Катод ЭРД (К);

19 - Информационная бортовая кабельная сеть (ИБКС);

20 - Силовая бортовая кабельная сеть (СБКС);

22 - Наземная часть системы воспроизведения характеристик тока разряда электроракетных двигателей ЭРДУ (НЧ).

Эта система состоит из двух частей - наземной 22 и бортовой 10. Наземная часть включает блок записи характеристик тока разряда 1. N усилителей гальванической развязки 15, N блоков нагрузок 16, и N устройств сопряжения 17. Причем выходы зон памяти блока записи 1 с записанными характеристиками токов разряда соединены последовательно с устройствами 15, 16, 17. Кроме этого в состав наземной части входят блок выбора электроракетных двигателей и соответствующих им зон памяти 9 и устройство определения состояния работоспособности информационных бортовых систем космического объекта 13. При этом блок выбора 9 соединен с входом инициирования воспроизведения информации находящейся в памяти блока записи 1. Бортовая часть 10 системы воспроизведения характеристик токов разряда электроракетных двигателей включает в себя силовые системы, такие как система энергоснабжения 11, питающая все системы борта в том числе и систему питания и управления электроракетными двигателями 6, соединенная силовой бортовой кабельной сетью 20 с самими электроракетными двигателями 5, а также включает информационные бортовые системы 12, аппаратура которых имеет разветвленную информационную бортовую кабельную сеть (19), емкостные и индуктивные связи которой с силовой бортовой кабельной сетью (СБКС) 20 не исключаются.

Между наземной и бортовой частью при испытаниях космического объекта устанавливают технологические связи - слаботочные. Так наземный блок выбора БВЭРДСЗП 9 соединяется своим вторым выходом с информационными бортовыми системами 12, один из выходов которой соединен с информационным входом системы питания и управления 6, а другой из выходов ИБС 12 соединен с наземным устройством определения состояния работоспособности информационных систем космического объекта 13. Сильноточные связи образованы с анодно-катодными цепями СБКС 20 каждого двигателя 5 и системы питания и управления 6, таким образом, что отсоединенные на время испытаний от двигателя эти цепи соединены с одним из выходов устройства сопряжения 17. При этом другой выход устройства сопряжения 17 соединен с катодным контактом отсоединенного от СПУ провода анодно-катодной цепи СБКС 20 и с катодом двигателя 18.

Работа системы воспроизведения характеристик токов разряда электроракетных двигателей ЭРДУ производится следующим образом.

Перед началом испытаний в блок выбора ЭРД 9 вводится программа испытаний на ЭМС ЭРДУ с ИБС 12. Затем на все блоки и устройства наземной части 22 подается наземное питание. По команде оператора испытаний включается программа, по которой из блока выбора ЭРД 9 выдаются в бортовую часть 10 через ИБС 12 в СПУ 6 команды - выбрать номер двигателя и включить разрядное напряжение этого двигателя. Затем из блока выбора ЭРД 9 в блок записи 1 выдается команда воспроизвести из зоны памяти, соответствующей выбранному двигателю, характеристики тока разряда. Электрические значения этих характеристик в виде кодированного N разрядного слова усиливаются усилителями гальванической развязки номиналов напряжений наземного и бортового питания 15 и поступают на вход блока нагрузок 16.

Структурная схема блока нагрузок представлена на фиг 3.

21 - Магнитная система ЭРД (МС);

23 - Предварительные усилители сигналов (ПУС);

24 - Ключи (ЭК);

25 - Набор резисторов (HP);

В блок нагрузок сигналы поступают из усилителей гальванической развязки 15 на предварительные усилители сигналов 23, выходы которых управляют группой силовых электронных ключей 24. Ключи 24 соединены параллельно и имеют объединенные эмиттеры, которые через устройство сопряжения 17 соединены с катодом 18 и магнитной системой 21 каждого штатного двигателя 5, а также с проводом СБКС 20, соединяющим СПУ 6 с катодом двигателя 18. При этом в коллекторы каждого из них последовательно присоединены одним из своих контактов резисторы, образующие набор резисторов 25, причем их другие контакты объединены в узел и соединены проводом СБКС 20 с плюсовым потенциалом разрядного напряжения СПУ 6. Предварительные усилители включают в соответствии с N разрядным двоичным кодом электронные ключи. В результате этого в анодно-катодных разрядных цепях штатно уложенных СБКС 20 и в магнитной системе 21 штатных ЭРД 5 будут протекать пульсирующие токи, которые были в этих же цепях во время огневых испытаний. При этом не исключено, что высокочастотная часть этих пульсаций может вызвать наведенными электромагнитными полями индуктивные помехи в смежных информационных кабелях 19 ИБС 12, способных привести к сбоям в их работе. Такие испытания ЭРДУ на ее ЭМС с ИБС особенно важно проводить, когда необходима работа ЭРДУ в составе группы ЭРД, например, состоящей из четырех одновременно работающих ЭРД, и при этом допускаются аномальные режимы, хотя бы одного из них.

Результаты испытаний будут считаться положительными, если после выполнения всей программы испытаний устройство определения работоспособности информационных систем (13) не зафиксирует ни одного сбоя в работе бортовых систем как от кондуктивных, так и от индуктивных помех, и при этом качество бортового электропитания будет в пределах требуемых норм. В плане реализации предлагаемого способа приборной системой важно отметить, что показанный в составе системы блок нагрузок БН 16 проектируется на основе стандартных серийно выпускаемых вычислительных средств. Так, например, функции устройств УВС 3, АЦП 2 и блока БЗХТРЭРД 1 реализуются соответствующей системой сбора данных и их оцифровывание, например, системой L-CARD. Блок БВЭРДСЗП 9 реализуются любым персональным компьютером, имеющим соответствующие интерфейс, емкость неразрушаемой памяти и быстродействие процессора.

Положительный эффект предлагаемого способа испытаний ЭРДУ на ее ЭМС с ИБС в составе КО и реализующей его системы заключается в следующем.

1. Расширение функциональных возможностей испытаний ЭРДУ на ЭМС с ИБС, и увеличение достоверности испытаний за счет измерений при огневых испытаниях ЭРДУ всех характеристик токов разряда каждого двигателя высокочастотными аттестованными серийными датчиками с последующим запоминанием в памяти компьютера и в дальнейшем управляемом их воспроизведении в процессе испытаний, а также из-за того, что оценивается воздействие на ИБС не только кондуктивных, но и индуктивных помех.

2. Способ и система его реализующая, за счет применения программно-вычислительных средств, имеет потенциальную возможность расширения функций испытания ЭРДУ не только на ЭМС, но и для проведения всех видов предполетных испытаний ЭРДУ.

3. Снижение стоимости системы испытаний в части изготовления БУБН за счет использования компьютеров и разработки программного обеспечения для каждого конкретного случая. В создании БН экономия реализуется за счет использования при испытании магнитной системы штатных ЭРД, установленных на борту.

4. Обеспечение полной автоматизации всех испытаний ЭРД с СПУ, находящихся в составе ЭРДУ на борту КО, и возможности дистанционного контроля процесса этих испытаний.

5. Увеличение точности оценки величины кондуктивной помехи за счет учета емкостных связей катода и магнитной системы электроракетного двигателя с корпусом космического объекта.

1. Способ испытаний на электромагнитную совместимость электроракетной двигательной установки с информационными бортовыми системами космического объекта, включающий на предварительном этапе огневых испытаний электроракетного двигателя измерение амплитудно-частотной характеристики переменной составляющей тока разряда в его анодно-катодном тракте в диапазоне кондуктивных помех и последующее воспроизведение на завершающем этапе испытаний этой амплитудно-частотной характеристики переменной составляющей тока разряда в том же диапазоне в штатном электроракетном двигателе с оценкой влияния упомянутых помех на работу бортовых систем, отличающийся тем, что на предварительном этапе огневых испытаний электроракетных двигателей одновременно с измерением амплитудно-частотной характеристики переменной составляющей тока разряда в его анодно-катодном тракте в диапазоне кондуктивных помех измеряют параметры постоянной и переменной составляющей тока разряда в диапазоне амплитудно-частотных характеристик индуктивных помех каждого из штатных электроракетных двигателей электроракетной двигательной установки в каждом режиме их работы, запоминают их, а затем на завершающем этапе испытаний воспроизводят все вышеупомянутые характеристики тока разряда каждого штатного электроракетного двигателя в каждом режиме его работы, при этом отсутствие сбоев в работе информационных бортовых систем космического объекта свидетельствует об электромагнитной совместимости электроракетной двигательной установки с информационными бортовыми системами космического объекта.

2. Система записи характеристик тока разряда электроракетных двигателей электроракетной двигательной установки, отличающаяся тем, что в нее введены последовательно соединенные высокочастотные датчики тока разряда, установленные в анодно-катодных трактах каждого электроракетного двигателя и системы питания и управления, усилители выходных сигналов с этих датчиков, аналого-цифровые преобразователи усиленных выходных сигналов, блок запоминания характеристик тока разряда каждого электроракетного двигателя электроракетной двигательной установки, кроме того, в нее введен блок выбора испытуемых по заданной программе электроракетных двигателей, один из выходов которого соединен с блоком запоминания характеристик тока разряда каждого электроракетного двигателя, при этом второй выход блока выбора соединен с информационным входом системы питания и управления.

3. Система воспроизведения характеристик тока разряда электроракетных двигателей электроракетной двигательной установки для испытания ее на электромагнитную совместимость с информационными бортовыми системами космического объекта, содержащая наземную и бортовую части, при этом наземная часть выполнена в виде блока нагрузок и усилителя с гальванической развязкой номиналов наземного и бортового питания, выход которого соединен со входом одного блока нагрузки, а бортовая часть содержит штатно установленные информационную бортовую систему, систему питания и управления, электроракетные двигатели, систему электроснабжения, причем цепи ее электропитания соединены с цепями питания всех информационных бортовых систем и с системой питания и управления электроракетных двигателей, выходные цепи которой посредством бортовой кабельной сети соединены со всеми электроракетными двигателями, кроме этого информационная бортовая система связана с наземным устройством определения работоспособности систем космического объекта и с системой питания и управления электроракетных двигателей бортовой части, отличающаяся тем, что в наземную часть введены блок выбора электроракетных двигателей и соответствующих им зон памяти, блок запоминания характеристик тока разряда электроракетного двигателя, дополнительно (Ν-1) блоков нагрузок в количестве равном (Ν-1) электроракетных двигателей и N устройств сопряжения системы питания и управления с электроракетными двигателями, при этом N выходов блока запоминания характеристик тока разряда электроракетного двигателя через блоки N усилителей гальванической развязки соединены с соответствующими входами N блоков нагрузок, причем выходы N блоков нагрузок соединены с входами N устройств сопряжения системы питания и управления с электроракетными двигателями, при этом один из выходов каждого устройства сопряжения системы питания и управления с электроракетными двигателями соединен с кабелем бортовой кабельной сети, реализующим анодно-катодный тракт между системой питания и управления и электроракетным двигателем, а другой выход каждого устройства сопряжения соединен с соответствующими электроракетными двигателями, причем один из выходов блока выбора электроракетных двигателей и соответствующих им зон памяти соединен с блоком запоминания характеристик тока разряда электроракетного двигателя, а другой его выход через информационную бортовую систему соединен с информационным входом системы питания и управления электроракетных двигателей.