CN103023334A - 一种多余度航空电源及其启动方法 - Google Patents

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Abstract

一种多余度航空电源及其启动方法，属于航空航天电源领域。所涉及的多余度电源包括电池组、DC/DC变换器、电压检测电路、开关电路和控制电路。电池组采用集中供电方式为电源系统提供72V直流输入电压，DC/DC变换器输出稳定的6V直流电源为负载供电。电池组和DC/DC变换器均采用了冗余技术，大大提高了电源系统工作的可靠性。多余度航空电源启动方法是：上电时启动电路为DC/DC变换器提供16V的直流启动电压；待DC/DC变换器正常工作后，在控制电路作用下将供电电源切换到DDS自供电系统，使电流控制芯片的工作电压由16V变为10V，降低了芯片的功耗，延长了芯片的使用寿命。

Description

一种多余度航空电源及其启动方法
技术领域
本发明属于航空航天电源领域，具体涉及一种多余度航空电源及启动方法。
背景技术
在整个航空设备中，电源系统担负着为其他系统提供有效载荷供电的重要任务，其供电质量的优劣直接影响航空设备整体的工作状态。随着现代科学和航空技术的飞速发展，航空电子设备日益增多，用电量不断增加，电路的温度不断上升。这些变化使得航空电源系统的结构和控制越来越复杂，对航空电源的可靠性和安全性也提出了更高的要求。用电量加重，导致电源开关管驱动电流增加；同时，变压器功率传输能力下降等因素的影响，都使电流控制型开关电源的启动越来越困难。
目前，常用的航空电源一般都是一块电池、一个DC/DC模块。这种结构的电源，不管电池还是DC/DC模块，任何一个发生故障都将导致电源系统无法正常工作。而且，即使电池不发生故障，由于一块电池的容有量限，也大大影响了电源的连续使用时间。
解决电流控制型开关电源启动难的常见方法有两种：一是直接供电；二是在变压器上添加辅助绕组。直接供电法是直接给控制芯片提供16V的启动电压，保证芯片可以随时启动。由于这种供电方法中的电流控制芯片一直工作在高启动电压下，不仅功耗很大，而且芯片发热严重，加速了芯片的老化。由变压器的辅助绕组向芯片供电，使芯片的启动电压箝位在10V，虽然解决了直接供电方法存在的问题，但是电路的成本和变压器的制作工艺增加了，而且不利于满足多余度航空电源在缩小体积、减轻重量方面的要求。
发明内容
针对电流控制型开关电源存在的上述问题，本发明提供了一种多余度航空电源及其启动方法。
为达到此目的，本发明采取以下技术方案：
多余度航空电源，包括：电池组，DC/DC变换器1、2，电压检测1，电压检测2，开关电路S1、S2、S3、S4，控制电路和启动电路。
其中，电池组由两块电池组成，输出端分别与开关电路S1、S2的输入端相连，S1、S2的输出端并联后与DC/DC变换器1、2的输入端相连；DC/DC变换器1、2的输出端分别与开关电路S3、S4的输入端相连，S3、S4的输出端并联后接负载；两块电池的输出端又分别与电压检测1的两个输入端相连，电压检测1的两个输出端分别与控制电路的ADC0、ADC1相连，控制电路的IO1、IO2分别与S1、S2的控制端相连；DC/DC变换器1、2的输出端分别与电压检测2的两个输入端相连，电压检测2的两个输出端分别与控制电路的ADC2、ADC3相连，控制电路的IO3、IO4分别与S3、S4的控制端相连。
启动电路用于产生述DC/DC变换器1、2可靠启动所需的启动电压，包括：DC/DC变换器3，电压检测3，DDS供电系统，电流控制芯片1、2，开关电路S5和二极管D1、D2；其中，二极管D1、D2的正极分别与电池组的两个输出端相连，负极并联后与DC/DC变换器3的供电端相连；DC/DC变换器3的控制端与控制电路的OCO端相连，输出端一路与电压检测3的输入端相连，一路与DDS供电系统的供电端和开关电路S5的一个接线端并接在一起；S5的控制端与控制电路的IO6相连，另一个接线端与电流制芯片1、2的输入端相连；电流制芯片1、2的两个输出端分别与DC/DC变换器1、2相连。
DC/DC变换器1、2采用正激式拓扑结构，由电流控制芯片的输出控制内部MOS管的导通状态，从而调节DC/DC变换器1、2的输出，将电池组提供的较高的输入直流电压转换成负载需要的较低的直流电压。
控制电路采用单片机微处理器，一方面，根据电压检测3的输出为DC/DC变换器3提供正常工作需要的PWM信号，并根据电压检测2的输出与基准电压的比较结果，输出控制信号至开关电路S5；另一方面，将电压检测1、2送来的电压信号与基准电压进行比较，根据比较结果输出控制信号至开关电路S1、S2、S3、S4，完成电源的冗余控制。
多余度航空电源的启动方法，其特征在于，包括以下步骤：
系统上电时，DC/DC变换器3将电池组输入的直流电压转换成DC/DC变换器1、2可靠启动所需的直流电压，并加至电流制芯片1、2，为DC/DC变换器1、2提供启动电压；
DC/DC变换器3的输出同时加至DDS供电系统，DDS供电系统输出一个较低的直流电压；
DC/DC变换器1、2在启动电压作用下，开始振荡并很快进入稳定状态；当DC/DC变换器1、2正常工作后，在控制电路的作用下，电流控制芯片1、2的供电由DC/DC变换器3的输出切换到DDS供电系统的输出，使电流控制芯片1、2工作在较低的电压。
电流控制芯片1、2供电的切换方法是：电压检测2对DC/DC变换器1、2的输出进行实时监测，并将结果送到控制电路；控制电路将电压检测2的输出与基准电压比较，当电压检测2的输出大于基准电压时，控制电路输出控制信号至开关电路S5，将电流控制芯片1、2的供电由DC/DC变换器3的输出切换到DDS供电系统的输出。
本发明的有益效果是：多余度航空电源采用冗余技术，延长了电源的使用时间，提高了电源系统的可靠性；采用新型的启动方法，既解决了启动难的问题，克服了变压器辅助绕组供电方式不利于减小电源设备的体积和重量的缺点，又降低了电流芯片的功耗，延长了芯片的使用寿命。
附图说明
图1多余度航空总体结构框图；
图2启动电路组成框图；
图3DC/DC变换器1~3的原理框图；
图4开关电路S1、S2的电路图；
图5开关电路S3、S4的电路图；
图6电压检测2、3的电路图；
图7电压检测1的电路图；
图8DDS供电系统电路图；
图9一块电池、两个DC/DC变换器给负载供电；
图10两块电池、一个DC/DC变换器给负载供电；
图11一块电池、一个DC/DC变换器给负载供电。
图中标号含义如下：
1．电池组；
2．开关电路S1、S2；
3．DC/DC变换器1、2；
4．开关电路S3、S4；
5．负载；
6．控制电路；
7．电压检测1；
8．电压检测2；
9．启动电路；
901．DC/DC变换器3；
902.电压检测3；
903．DDS供电系统；
904．电流控制芯片1、2；
905．开关电路S5。
具体实施方式
本发明的具体实施方式如下：
图1为多余度航空电源的实施例，包括：电池1、2，DC/DC变换器1、2，电压检测1、2，开关电路S1、S2、S3、S4、控制电路和启动电路。
电池1、2提供72V/4Ah的直流电源，采取集中供电方式为DC/DC变换器供电。电池选用安华公司的72V/4Ah磷酸铁锂电池。
DC/DC变换器1、2的电原理图如图3所示。采用正激式拓扑结构，由电流控制芯片UC1844的输出控制MOS管的导通状态，从而调节DC/DC电路的输出。变换器内部采用变比为11：4的降压变压器，72V/4Ah输入直流电压经内部降压、整流、滤波处理后，输出6V/20A稳定的直流电源。降压变压器采用平面变压器RDH72V-6。
开关电路S1、S2如图4所示。S1、S2接于电池1、2与DC/DC变换器1、2之间，通过S1、S2的“通”、“断”控制，合理地选择电池（电池1或2）为DC/DC变换器1、2供电。
开关电路S3、S4如图5所示。S3、S4接于DC/DC变换器1、2的输出端与负载之间，通过S3、S4的“通”、“断”控制，选择正常的DC/DC变换器（DC/DC变换器1或2）为负载供电。
电压检测1的电原理图如图7所示，用于监测电池1、2的输出电压。其主体是一个电阻分压器。由于被检测电压高于控制电路的工作电压，因此需要进行降压处理。输出端并联稳压管1N4733，将输入电压最大值限制在5V，从而起到了保护控制电路的作用。
电压检测2的电原理图如图6所示，用于监测DC/DC变换器1、2的输出电压。DC/DC变换器1、2的输出电压通过电阻分压后得到0.2V左右的电压信号，再经光电隔离和运算放大器放大得到1.6V的电压信号送至控制电路。采用光电耦合芯片的目的是实现强电和弱电的隔离。
启动电路用于产生述DC/DC变换器1、2可靠启动所需的启动电压。如图2所示，启动电路包括：DC/DC变换器3，电压检测3，DDS供电系统，电流控制芯片1、2，开关电路S5和二极管D1、D2。
DC/DC变换器3的电原理图如图3所示。DC/DC变换器3采用反激式拓扑结构，在控制电路提供提供的PWM信号作用下输出16V直流电压，经电流控制芯片为DC/DC变换器1、2提供启动电压，同时为DDS供电系统供电。控制电路对采集到的DC/DC变换器3的电压值进行PI调节，调整PWM的占空比，以使DC/DC变换器3获得稳定的直流输出。与正激式DC/DC变换器1、2相比，除了变压器的同名端不同外，电路结构均相同。
电流控制芯片1、2选用UC1844，其输出控制MOS管的导通状态，从而调节DC/DC1、2的输出。
电压检测3的电路如图6所示。DC/DC变换器3输出的16V直流电压，送至电压检测3，经分压、隔离、放大后送到控制电路。
开关电路S5是一个单刀双掷开关，在控制电路的控制下，切换电流控制芯片的供电方式。S5选用SKYWORKS公司生产的SMP1304集成模块。
DDS供电系统的电路图如8所示。DC/DC变换器3输出的16V直流电压为DDS供电，经箝位后输出10V的直流电压。
控制电路是电源系统的控制中心，采用ATMEL公司的生产的AVR128处理器。当电池1或电池2的输出正常时，控制电路输出低电平信号，接通S1或S2；反之，当电池1或电池2的输出电压偏低或为0时，控制电路输出高电平信号，切断S1或S2。当DC/DC变换器1或DC/DC变换器2输出正常时，控制电路输出低电平信号，接通S3或S4；反之，当DC/DC变换器1或DC/DC变换器2输出异常时，控制电路输出高电平信号，切断S3或S4。
在控制电路作用下，通过S1~S4的“通”、“断”控制，可实现以下四种供电方式：
当电池1、2和DC/DC变换器1、2均正常时，S1~S4均导通，由两块电池同时为两个DC/DC变换器供电，由两个DC/DC变换器同时为负载供电。
如图9所示，当某一块电池（电池1）出现问题或是电量不足时，控制电路在相应的控制端口（IO1）输出高电平信号，断开相应的开关电路（S1），完成电池组的切换，由正常的一块电池（电池2）为DC/DC变换器1、2供电，由DC/DC变换器1、2同时为负载供电。
如图10所示，当某一DC/DC变换器出现故障时，控制电路在相应的控制端口输出高电平信号，断开相应的开关电路，完成DC/DC变换器的切换，由两块电池同时为一个正常的DC/DC变换器供电，由一个正常的DC/DC变换器单独为负载供电。
如图11所示，当某一块电池和某一个DC/DC变换器同时出现故障时，控制电路在相应的控制端口输出高电平信号，断开相应的开关，完成电池和DC/DC变换器的切换，由正常的DC/DC变换器为负载供电。
控制电路同时还根据电压检测3的输出为DC/DC变换器3提供稳定工作必需的PWM信号，并根据电压检测2的输出为S5提供控制信号。
图2为实现多余度航空电源启动方法的一个实施例，启动方法如下：
系统上电时，DC/DC变换器3输出16V直流电压，并加至电流控制芯片，为DC/DC变换器1、2提供启动电压；
DC/DC变换器3输出的16V直流电压同时加至DDS供电系统，DDS供电系统输出一个10V的直流电压；
DC/DC变换器1、2在启动电压作用下，开始振荡并很快进入稳定状态；当DC/DC变换器1、2正常工作后，控制电路根据电压检测2的输出与基准电压的比较结果，输出控制信号至单刀双掷开关S5，将电流控制芯片的供电由DC/DC变换器3输出的16V直流电压切换到供电系统DDS输出的10V直流电压。

Claims (5)

1.一种多余度航空电源，其特征在于，包括：电池组（1），DC/DC变换器1、2（3），电压检测1（7），电压检测2（8），开关电路S1、S2（2），开关电路S3、S4（4），控制电路（6）和启动电路（9）；其中，
所述电池组（1）的两个输出端分别与所述开关电路S1、S2（2）的输入端相连，所述开关电路S1、S2（2）的输出端并联后与所述DC/DC变换器1、2（3）的输入端相连；所述DC/DC变换器1、2（3）的输出端分别与所述开关电路S3、S4（4）的输入端相连，所述开关电路S3、S4（4）的输出端并联后接负载；所述电池组（1）的两个输出端又分别与所述电压检测1（7）的两个输入端相连，所述电压检测1（7）的两个输出端分别与所述控制电路（6）的ADC0、ADC1相连，所述控制电路（6）的IO1、IO2分别与所述开关电路S1、S2（2）的控制端相连；所述DC/DC变换器1、2（3）的输出端分别与所述电压检测2（8）的两个输入端相连，所述电压检测2（8）的两个输出端分别与所述控制电路（6）的ADC2、ADC3相连，所述控制电路（6）的IO3、IO4分别与所述开关电路S1、S2（2）的控制端相连；
所述启动电路（9），用于产生所述DC/DC变换器1、2（3）可靠启动所需的启动电压，包括：DC/DC变换器3（901），电压检测3（902），DDS供电系统（903），电流控制芯片1、2（904），开关电路S5（905）和二极管D1、D2；其中，所述二极管D1、D2的正极分别与所述电池组（1）的两个输出端相连，负极并联后与所述DC/DC变换器3（901）的供电端相连；所述DC/DC变换器3（901）的控制端与所述控制电路（6）的OCO端相连，输出端一路与所述电压检测3（902）的输入端相连，一路与所述DDS供电系统（903）的供电端和所述开关电路S5（905）的一个接线端并接在一起；所述开关电路S5（905）的控制端与所述控制电路（6）的IO6相连，另一个接线端与所述电流制芯片1、2（904）的输入端相连；所述电流制芯片1、2（904）的两个输出端分别与所述DC/DC变换器1、2（3）相连。
2.根据权利要求1所述的多余度航空电源，其特征在于，所述的DC/DC变换器1、2（3）采用正激式拓扑结构。
3.根据权利要求1所述的多余度航空电源，其特征在于，所述的控制电路（6）采用单片机微处理器，所述电压检测1（7）和电压检测2（8）输出的电压信号分别送至所述控制电 路（6），与基准电压比较后，所述控制电路（6）根据比较结果输出控制信号至所述开关电路S1、S2（2）和S3、S4（4）。
4.一种多余度航空电源的启动方法，其特征在于，包括以下步骤：
系统上电时，所述DC/DC变换器3（901）将所述电池组（1）输入的直流电压转换成所述DC/DC变换器1、2（3）可靠启动所需的直流电压，并加至所述电流制芯片1、2（904），为所述DC/DC变换器1、2（3）提供启动电压；
所述DC/DC变换器3（901）的输出同时加至所述DDS供电系统（903），所述DDS供电系统（903）输出一个较低的直流电压；
所述DC/DC变换器1、2（3）在启动电压作用下，开始振荡并很快进入稳定状态；当所述DC/DC变换器1、2（3）正常工作后，在所述控制电路（6）的作用下，所述电流控制芯片1、2（904）的供电由所述DC/DC变换器3（901）的输出切换到所述DDS供电系统（903）的输出，使所述电流控制芯片1、2（904）工作在较低的电压。
5.根据权利要求4所述的多余度航空电源的启动方法，其特征在于，所述电流控制芯片1、2（904）供电的切换方法是：所述电压检测2（8）对所述DC/DC变换器1、2（3）的输出进行实时监测，并将结果送到所述控制电路（6）；所述控制电路（6）将所述电压检测2（8）的输出与基准电压比较，当所述电压检测2（8）的输出大于基准电压时，所述控制电路（6）输出控制信号至所述开关电路S5（905），将所述电流控制芯片1、2（904）的供电由所述DC/DC变换器3（901）的输出切换到所述DDS供电系统（903）的输出。 
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