CN104460441A - 搭载航天器加电系统及方法 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种搭载航天器加电系统及方法，该系统包括：设于搭载航天器上的供电单元、压力气动开关、延时控制单元；供电单元电连接设于搭载航天器上的用电负载，用于给用电负载供电；压力气动开关，用于检测搭载航天器的外部气压，并在外部气压下降到预设阈值时启动延时控制单元；延时控制单元，用于上电计时至预定时长后控制供电单元供电给用电负载。本发明通过检测搭载航天器外部气压变化，并借助延时控制，以自主加电的方式控制搭载航天器的用电负载供电，提高了搭载航天器供电的可靠性，且可与现有的被动加电方式互补，在被动加电失败后给航天器自主加电启动，保障搭载航天器继续完成后续任务。

Description

搭载航天器加电系统及方法

技术领域

本发明涉及航天器控制领域，特别地，涉及一种搭载航天器加电系统及方法。

背景技术

对于搭载发射的航天器，一般要求在发射过程中不加电，即由运载系统控制航天器的供电。对于需要分离的航天器，在星箭分离后由分离开关检测到分离状态后自动给航天器加电；对于不分离的航天器，需要运载系统给出加电控制信号对航天器进行加电。

分离加电方式，一般在航天器和运载系统的分离面配置1～2个分离开关，且在分离之前处于压紧状态。当运载系统发出星箭分离控制信号控制爆炸螺栓或火工切割器解锁分离后，航天器与火箭分离且分离开关弹开，控制后段设备为航天器加电。这种控制方式要确保航天器可靠分离和分离开关可靠弹开，存在一定风险。例如，现有技术中就存在搭载航天器因为上电故障导致任务失败的案例。

不分离加电方式，需要运载系统给搭载设备发出可靠的启动加电信号，如果该信号异常，则存在不能正常上电的风险。

对于搭载卫星来说，目前一般只能在以上两种加电方式中二者选其一，都属于被动方式加电。通过分析可知，不管采用哪种方式，都要受到运载系统的控制，需要正常接收分离信号(分离航天器)或加电启动信号(不分离航天器)，这样存在较大的风险。如果运载系统可靠性不高(例如首飞火箭)，不能正常发出分离信号或加电信号，或者行程开关发生故障，就可能导致航天器系统不能正常加电，直接导致任务失败。因此，亟需开发一种用于搭载航天器的可靠的自主加电启动系统，以在被动加电失败后给航天器自主加电启动，继续完成后续任务。

发明内容

本发明提供了一种搭载航天器加电系统及方法，以解决现有的搭载航天器采用分离加电方式或者不分离加电方式导致的上电可靠性低、系统容易失效的技术问题。

本发明采用的技术方案如下：

根据本发明的一个方面，提供一种搭载航天器加电系统，包括：设于搭载航天器上的供电单元、压力气动开关、延时控制单元；

供电单元电连接设于搭载航天器上的用电负载，用于给用电负载供电；

压力气动开关，用于检测搭载航天器的外部气压，并在外部气压下降到预设阈值时启动延时控制单元；

延时控制单元，用于在上电计时至预定时长后控制供电单元供电给用电负载。

进一步地，延时控制单元包括：

单片机，经压力气动开关电连接供电单元，用于在压力气动开关导通后上电计时，并在上电计时至预定时长后生成触发信号；

继电器开关，设于供电单元与用电负载的电连接线路上，继电器开关的控制线圈与单片机的输出端连接，用于在单片机输出的触发信号作用下控制供电单元供电给用电负载。

进一步地，继电器开关为磁保持继电器；触发信号为脉冲电信号。

进一步地，单片机设有上电判断模块，用于在单片机上电计时至预定时长后，判断用电负载是否加电。

进一步地，预定时长根据压力气动开关的接通时间设定，计算公式如下：

T＝T₁-T₂+T₃

其中，T为预定时长、T₁为航天器的运载火箭的飞行时长、T₂为压力气动开关的接通时间相对于运载火箭点火的时长、T₃为安全裕度时长。

进一步地，压力气动开关包括：波纹管、行程开关和外壳，波纹管和行程开关设于外壳内，其中，

波纹管内密封有预定压力的气体，波纹管的端部与行程开关的压缩触点抵接，以在波纹管的内外压差作用下导通行程开关。

进一步地，供电单元为蓄电池。

根据本发明的另一方面，提供一种搭载航天器加电方法，包括：

检测搭载航天器的外部气压，并在外部气压下降到预设阈值时启动延时控制；

延时至预定时长后控制搭载航天器上的供电单元供电给用电负载。

进一步地，该方法还包括：

延时至预定时长后，判断用电负载是否加电；若否，则控制搭载航天器上的供电单元供电给用电负载。

进一步地，该方法中，采用压力气动开关检测搭载航天器的外部气压变化，预定时长根据压力气动开关的接通时间设定，计算公式如下：

T＝T₁-T₂+T₃

其中，T为预定时长、T₁为航天器的运载火箭的飞行时长、T₂为压力气动开关的接通时间相对于运载火箭点火的时长、T₃为安全裕度时长。

本发明具有以下有益效果：

本发明搭载航天器加电系统及方法，通过检测搭载航天器外部气压，并借助延时控制，以自主加电的方式控制搭载航天器的用电负载供电，提高了搭载航天器供电的可靠性，且可与现有的被动加电方式互补，在被动加电失败后给航天器自主加电启动，保障搭载航天器继续完成后续任务。且本发明搭载航天器加电系统和方法可以作为航天器独立的自主加电方式，实现不需要运载控制信号而独立自主加电。

除了上面所描述的目的、特征和优点之外，本发明还有其它的目的、特征和优点。下面将参照图，对本发明作进一步详细的说明。

附图说明

构成本申请的一部分的附图用来提供对本发明的进一步理解，本发明的示意性实施例及其说明用于解释本发明，并不构成对本发明的不当限定。在附图中：

图1是本发明优选实施例搭载航天器加电系统的结构示意图；以及

图2是本发明优选实施例压力气动开关的结构示意图。

附图标记说明：

10、供电单元；20、压力气动开关；

21、波纹管；22、行程开关；23、外壳；

30、延时控制单元；

31、单片机；32、继电器开关；

40、用电负载。

具体实施方式

以下结合附图对本发明的实施例进行详细说明，但是本发明可以由权利要求限定和覆盖的多种不同方式实施。

本发明的优选实施例提供了一种搭载航天器加电系统，用于以自主加电的方式对搭载航天器上的用电负载供电，以解决现有的被动加电方式因运载系统自身风险导致的搭载航天器加电失败等故障。参照图1，本实施例以搭载卫星为例来进行说明，本实施例搭载卫星加电系统包括：设于搭载卫星上的供电单元10、压力气动开关20、延时控制单元30；其中，供电单元10电连接设于搭载卫星上的用电负载40，用于给用电负载40供电，本实施例中，供电单元10为蓄电池，用电负载40为搭载卫星的综合电控系统；压力气动开关20，用于检测搭载卫星的外部气压，并在外部气压达到预设阈值时启动延时控制单元30；延时控制单元30，用于上电计时至预定时长后控制供电单元10供电给用电负载40。本实施例搭载航天器加电系统还适用于搭载飞行器、宇宙飞船等航天器。本实施例通过检测搭载航天器外部气压，并借助延时控制，以自主加电的方式控制搭载航天器的用电负载供电，提高了搭载航天器供电的可靠性，且可与现有的被动加电方式互补，其中，被动加电单元采用现有的分离加电方式或者不分离加电方式，在被动加电失败后给航天器自主加电启动，保障搭载航天器继续完成后续任务。

可选地，本实施例中，延时控制单元30包括：单片机31，经压力气动开关20电连接供电单元10，用于在压力气动开关20导通后上电计时，并在上电计时至预定时长后生成触发信号；继电器开关32，设于供电单元10与用电负载40的电连接线路上，继电器开关32的控制线圈与单片机31的输出端连接，用于在单片机31输出的触发信号作用下控制供电单元10供电给用电负载40。随着搭载航天器的沿预设轨迹运行，其飞行高度愈来愈高，搭载航天器外部的大气压力逐渐下降，当外部气压下降至预设阈值时，压力气动开关20导通，使得单片机31得电，单片机31内部的计时器开始计时，当延时达到单片机31内设定的预定时长后，单片机31生成触发信号，以控制继电器开关32导通，从而使得供电单元10供电给用电负载40。优选地，单片机31采用低功耗单片机，以增强加电系统的可靠性及安全性，本实施例优选地，采用C8051F040单片机，其正常工作电流一般小于10mA，不会对搭载航天器造成安全性问题。

更优选地，单片机31设有上电判断模块，用于在单片机31上电计时至预定时长后，判断用电负载40是否加电。上电判断模块根据检测的用电负载的加电状态对上电识别信号进行置位，当上电判断模块检测到用电负载40处于加电正常状态，则将上电识别信号置为低电平(逻辑“0”)，如果用电负载40没有通过主加电逻辑加电，则置位为高电平(逻辑“1”)，进而生成触发信号以控制供电单元10供电给用电负载40，增强搭载航天器供电的可靠性及安全性。且本实施例加电系统作为传统的被动式加电系统的备份，以在单片机31检测到被动式加电系统供电出现故障或者失败时，单片机31生成触发信号控制供电单元10主动供电给用电负载40。

可选地，本实施例中，继电器开关32采用磁保持继电器；单片机31生成的触发信号为脉冲电信号，以驱动磁保持继电器维持导通状态，脉冲宽度由具体的磁保持继电器的工作特性决定，优选地，脉冲宽度设置为100ms。采用磁保持继电器，可以采用脉冲电信号触发其开关状态的转换，且磁保持继电器的常闭状态可由永久磁钢的作用保持，适用于搭载航天器上使用，有利于降低系统的功耗，并提高使用的安全性。

优选地，本实施例中，参照图2，压力气动开关20包括：波纹管21、行程开关22和外壳23，波纹管21和行程开关22设于外壳23内，其中，波纹管21内密封有预定压力的气体，波纹管21的端部与行程开关22的压缩触点抵接，以在波纹管21的内外压差的作用下导通行程开关22。

优选地，波纹管21选用钢制波纹管，内部密封1个大气压的压力(P₀，标准大气压为1.01×10⁵帕，可随当地海拔高度有所变化)，以确保地面长期存放时内部压力不受波纹管漏率的影响。波纹管的直径R和长度L由行程开关的压缩行程(L₁，由行程开关结构参数决定)、压缩接通压力(F，由行程开关结构特性决定)和接通时外部大气压力(P₁，通常为0.2～0.5个大气压，与接通点的高度相关)等相关。相关参数的关联计算公式如下：

$\frac{1}{4}{\mathrm{\πR}}^2(\frac{{\mathrm{LP}}_0}{L+L_1}-P_1)=F$

波纹管的参数可以根据该公式进行参数优化。

优选地，本实施例中，预定时长根据压力气动开关20的接通时间设定，计算公式如下：

T＝T₁-T₂+T₃

其中，T为预定时长、T₁为航天器的运载火箭的飞行时长、T₂为压力气动开关20的接通时间相对于运载火箭点火的时长、T₃为安全裕度时长。T₁由火箭飞行程序决定，T₂由压力气动开关20接通点的高度决定，T₃通常设定为5～10秒。

根据本发明的另一方面，还提供一种搭载航天器加电方法的实施例，本实施例加电方法包括：

检测搭载航天器的外部气压，并在外部气压下降到预设阈值时启动延时控制；

延时至预定时长后控制搭载航天器上的供电单元10供电给用电负载40。

优选地，本方法实施例采用上述的加载系统的实施例来实现，即通过压力气动开关20检测搭载航天器的外部气压，并由压力气动开关20控制延时控制单元30的上电计时。

优选地，延时至预定时长后，判断用电负载40是否加电；若否，则控制搭载航天器上的供电单元10供电给用电负载40。本实施例加电方法作为传统的被动式加电方法的备份，以在单片机31检测到被动式加电系统供电出现故障或者失败时，单片机31生成触发信号控制供电单元10主动供电给用电负载40。

优选地，本实施例中，预定时长根据压力气动开关20的接通时间设定，计算公式如下：

T＝T₁-T₂+T₃

其中，T为预定时长、T₁为航天器的运载火箭的飞行时长、T₂为压力气动开关20的接通时间相对于运载火箭点火的时长、T₃为安全裕度时长。T₁由火箭飞行程序决定，T₂由压力气动开关20接通点的高度决定，T₃通常设定为5～10秒。

从以上的描述可以得知，本实施例搭载航天器加电系统及方法，不仅结构实现简单，而且采用主动加电的控制方式，规避了运载系统控制信号失效带来的风险，提高了系统的供电可靠性。

以上所述仅为本发明的优选实施例而已，并不用于限制本发明，对于本领域的技术人员来说，本发明可以有各种更改和变化。凡在本发明的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。

Claims (10)

1.一种搭载航天器加电系统，其特征在于，包括：设于所述搭载航天器上的供电单元(10)、压力气动开关(20)、延时控制单元(30)；

所述供电单元(10)电连接设于所述搭载航天器上的用电负载(40)，用于给所述用电负载(40)供电；

所述压力气动开关(20)，用于检测所述搭载航天器的外部气压，并在所述外部气压下降到预设阈值时启动所述延时控制单元(30)；

所述延时控制单元(30)，用于在上电计时至预定时长后控制所述供电单元(10)供电给所述用电负载(40)。

2.根据权利要求1所述的搭载航天器加电系统，其特征在于，所述延时控制单元(30)包括：

单片机(31)，经所述压力气动开关(20)电连接所述供电单元(10)，用于在所述压力气动开关(20)导通后上电计时，并在上电计时至所述预定时长后生成触发信号；

继电器开关(32)，设于所述供电单元(10)与所述用电负载(40)的电连接线路上，所述继电器开关(32)的控制线圈与所述单片机(31)的输出端连接，用于在所述单片机(31)输出的所述触发信号作用下控制所述供电单元(10)供电给所述用电负载(40)。

3.根据权利要求2所述的搭载航天器加电系统，其特征在于，

所述继电器开关(32)为磁保持继电器；所述触发信号为脉冲电信号。

4.根据权利要求2所述的搭载航天器加电系统，其特征在于，

所述单片机(31)设有上电判断模块，用于在所述单片机(31)上电计时至所述预定时长后，判断所述用电负载(40)是否加电。

5.根据权利要求1至4中任一项所述的搭载航天器加电系统，其特征在于，所述预定时长根据所述压力气动开关(20)的接通时间设定，计算公式如下：

T＝T₁-T₂+T₃

其中，T为所述预定时长、T₁为所述航天器的运载火箭的飞行时长、T₂为所述压力气动开关(20)的接通时间相对于所述运载火箭点火的时长、T₃为安全裕度时长。

6.根据权利要求1至4中任一项所述的搭载航天器加电系统，其特征在于，

所述压力气动开关(20)包括：波纹管(21)、行程开关(22)和外壳(23)，所述波纹管(21)和所述行程开关(22)设于所述外壳(23)内，其中，

所述波纹管(21)内密封有预定压力的气体，所述波纹管(21)的端部与所述行程开关(22)的压缩触点抵接，以在所述波纹管(21)的内外压差作用下导通所述行程开关(22)。

7.根据权利要求1至4中任一项所述的搭载航天器加电系统，其特征在于，

所述供电单元(10)为蓄电池。

8.一种搭载航天器加电方法，其特征在于，包括：

检测所述搭载航天器的外部气压，并在所述外部气压下降到预设阈值时启动延时控制；

延时至预定时长后控制所述搭载航天器上的供电单元(10)供电给用电负载(40)。

9.根据权利要求8所述的搭载航天器加电方法，其特征在于，延时至预定时长后控制所述搭载航天器上的供电单元(10)供电给用电负载(40)包括：

延时至所述预定时长后，判断所述用电负载(40)是否加电；若否，则控制所述搭载航天器上的所述供电单元(10)供电给所述用电负载(40)。

10.根据权利要求8或者9所述的搭载航天器加电方法，其特征在于，

采用压力气动开关(20)检测所述搭载航天器的外部气压变化，所述预定时长根据所述压力气动开关(20)的接通时间设定，计算公式如下：

T＝T₁-T₂+T₃

其中，T为所述预定时长、T₁为所述航天器的运载火箭的飞行时长、T₂为所述压力气动开关(20)的接通时间相对于所述运载火箭点火的时长、T₃为安全裕度时长。