CN107959324B - 航天器电源系统储能电池放电开关电路 - Google Patents

航天器电源系统储能电池放电开关电路 Download PDF

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Abstract

本发明提供了一种航天器电源系统储能电池放电开关电路，所述开关电路连接在储能电池的正端与放电调节电路的输入正端之间，驱动控制电路使能端为高电平时，驱动控制电路输出稳定的10伏电压驱动第一场效应管和第二场效应管，通过在第二场效应管的漏极和栅极之间并联第一电容，使第一场效应管先于第二场效应管导通，并在第一场效应管完全导通后，储能电池通过第一电阻、第一场效应管对放电调节电路输入端充电，实现第一场效应管导通时的最大电流的限制，同时满足第二场效应管完全导通时，第二场效应管漏极和源极电位相等，保证第二场效应管完全导通时漏极和源极之间无浪涌电流冲击，完成放电开关电路接通过程输入浪涌电流的抑制。

Description

航天器电源系统储能电池放电开关电路
技术领域
本发明涉及一种航天器电源系统储能电池放电开关电路。
背景技术
目前航天器电源系统使用的是太阳电池阵-储能电池电源系统，其中，电源控制器是太阳电池阵-储能电池电源系统必不可少的设备，航天器在空间运行时电源控制器为用电负载提供高质量的母线电压，航天器处于进入阴影期，储能电池通过放电调节电路实现母线输出电压的稳定，满足航天器的要求。
航天器电源系统放电调节电路与储能电池之间设置有放电开关电路，其功能负责储能电池与放电调节电路的接通和关断，由于放电调节电路输入端一般都设置有输入滤波电容以抑制储能电池放电时放电调节电路输入端的扰动，在接通放电开关电路前，放电调节电路输入端两端电压为0伏，若无任何浪涌电流抑制措施，在放电开关接通时，储能电池相当于瞬间被短路，储能电池放电电流特别大，该放电电流通过放电开关电路流入后端放电调节电路，将会对放电开关电路以及放电调节电路都会产生电流冲击，严重甚至损坏设备，因此所有的航天器电源系统储能电池放电开关电路都需要增加防止储能电池接通瞬间大电流冲击的软启动电路，以保证放电开关电路和后端放电调节电路正常而可靠的工作。因此带有软启动功能的放电开关电路设计的稳定性、安全性以及可靠性直接决定着航天器电源系统的寿命和安全。
发明内容
本发明的目的在于提供一种航天器电源系统储能电池放电开关电路，能够解决现有的放电开关电路稳定性和安全性差的问题。
为解决上述问题，本发明提供一种航天器电源系统储能电池放电开关电路，连接在储能电池3的正端与放电调节电路5的输入正端之间，包括驱动控制电路2、第一场效应管Q3、第二场效应管Q2、第一电阻R0、第二电阻R1、第三电阻R2、第一电容C1，其中，
所述第一电阻R0的一端与所述储能电池3的正端连接，所述第一电阻R0的另一端与第一场效应管Q3的漏极连接；
所述第一场效应管Q3的源极与所述放电调节电路5输入正端连接；
所述第二场效应管Q2的漏极与所述储能电池3正端连接，所述第二场效应管Q2源极与所述放电调节电路5输入正端连接；
所述第一电容C1的一端与所述第二场效应管Q2的栅极连接，所述第一电容C1的另一端与所述第二场效应管Q2的漏极连接；
所述第二电阻R1的一端与第二场效应管Q2栅极连接，所述第二电阻R1的另一端与所述驱动控制电路2的输出正端A连接；
所述第三电阻R2的一端与所述第一场效应管Q3的栅极连接，所述第三电阻R2的另一端与所述驱动控制电路2的输出正端A连接；
所述驱动控制电路2的输出负端B与所述第二场效应管Q2的源极连接。
进一步的，在上述航天器电源系统储能电池放电开关电路中，所述驱动控制电路2的使能端EN为高电平时，所述输出正端A和所述输出负端B之间输出10伏电压，以驱动所述第一场效应管Q3以及第二场效应管Q2的驱动，第一场效应管Q3先于第二场效应管Q2导通，第一场效应管Q3的最大导通电流受第一电阻R0阻值决定，并在第二场效应管Q2完全导通时，第二场效应管Q2漏极和源极电位相等。
进一步的，在上述航天器电源系统储能电池放电开关电路中，所述驱动控制电路包括输出关断控制电路8、隔离开关电源9、第一晶体管Q1、第二晶体管Q4、第四电阻R3、第五电阻R4、第一稳压管V1，其中，
所述隔离开关电源的输入正端C与所述储能电池3的正端连接，所述隔离开关电源的输入负端D与所述储能电池3的负端连接；
所述第四电阻R3的一端连接到所述隔离开关电源的输出正端A和第一晶体管Q1集电极，所述第四电阻R3的另外一端与所述第一稳压管V1的阴极连接；
所述第一稳压管V1的阳极连接到所述第五电阻R4的一端和所述第二晶体管Q4基极；
所述第五电阻R4的另外一端连接到所述第二晶体管Q4的发射极和所述隔离开关电源的输出负端；
所述第一晶体管Q1的发射极与所述第二晶体管Q4的集电极连接，作为所述驱动控制电路的输出负端B；
第一晶体管Q1的基极与输出关断控制电路8的输出端连接，输出关断控制电路8的输入端与使能端EN连接。
进一步的，在上述航天器电源系统储能电池放电开关电路中，所述驱动控制电路2的使能端EN由低电平变为高电平时，第一稳压管V1，使得隔离开关电源9启动过程中输出电压低于第一稳压管V1稳压值时，驱动控制电路2输出电压为0伏，高于第一稳压管V1稳压值后，第二晶体管Q4导通。
进一步的，在上述航天器电源系统储能电池放电开关电路中，所述驱动控制电路2的使能端EN为高电平时，输出正端A和输出负端B之间输出10伏电压作为第一场效应管Q3以及第二场效应管Q2的驱动电压，第一场效应管Q3先于第二场效应管Q2导通，第一场效应管Q3完全导通后，储能电池3通过第一场效应管Q3和第一电阻R0对放电调节电路5输入正端充电，放电调节电路5的输入正端电压逐渐上升，放电调节电路5的输入正端的充电最大电流由第一电阻R0阻值决定，通过第二场效应管Q2的栅极和漏极之间并联合理容值的第一电容C1，第二场效应管Q2在开通阶段的米勒平台期间，储能电池3通过第一场效应管Q3、第一电阻R0对放电调节电路5输入正端充电，第二场效应管Q2的漏极和源极之间压差逐渐减小，第二场效应管Q2在米勒平台结束前，第二场效应管Q2的漏极和源极之间压差为0伏，第二场效应管Q2完全导通时漏极和源极之间电位相等。
与现有技术相比，本发明通过所述开关电路的一端与储能电池的正端连接，另一端与放电调节电路的输入正端连接，包括驱动控制电路、第一场效应管、第二场效应管、第一电阻、第二电阻、第三电阻、第一电容，驱动控制电路使能端为高电平时，驱动控制电路输出稳定的10伏电压驱动第一场效应管和第二场效应管，通过在第二场效应管的漏极和栅极之间并联第一电容，增大第二场效应管的栅极和漏极间的极间电容值，使第一场效应管先于第二场效应管导通，并在第一场效应管完全导通后，储能电池通过第一电阻、第一场效应管对放电调节电路输入端充电，设计合理的第一电阻阻值和第一电容容值，实现第一场效应管导通时的最大电流的限制，同时满足第二场效应管完全导通时，第二场效应管漏极和源极电位相等，保证第二场效应管完全导通时漏极和源极之间无浪涌电流冲击，完成放电开关电路接通过程输入浪涌电流的抑制，本发明的电路结构简单、工作稳定可靠。
附图说明
图1是本发明一实施例的航天器电源系统储能电池放电控制系统框图；
图2是本发明一实施例的放电开关电路原理框图；
图3是本发明一实施例的驱动控制电路原理框图。
具体实施方式
为使本发明的上述目的、特征和优点能够更加明显易懂，下面结合附图和具体实施方式对本发明作进一步详细的说明。
如图1～3所示，本发明提供一种航天器电源系统储能电池放电开关电路1，连接在储能电池3的正端与放电调节电路5的输入正端之间，包括驱动控制电路2、第一场效应管Q3、第二场效应管Q2、第一电阻R0、第二电阻R1、第三电阻R2、第一电容C1，其中，
所述第一电阻R0一端与所述储能电池3正端连接，所述第一电阻R0另一端与第一场效应管Q3的漏极连接；
所述第一场效应管Q3的源极与所述放电调节电路5输入正端连接；
所述第二场效应管Q2的漏极与所述储能电池3正端连接，所述第二场效应管Q2源极与所述放电调节电路5输入正端连接；
所述第一电容C1的一端与所述第二场效应管Q2的栅极连接，所述第一电容C1的另一端与所述第二场效应管Q2的漏极连接；
所述第二电阻R1的一端与第二场效应管Q2栅极连接，所述第二电阻R1的另一端与所述驱动控制电路2的输出正端A连接；
所述第三电阻R2的一端与所述第一场效应管Q3的栅极连接，所述第三电阻R2的另一端与所述驱动控制电路2的输出正端A连接；
所述驱动控制电路2的输出负端B与所述第二场效应管Q2的源极连接。
在此，本发明公开一种带有软启动功能的航天器电源系统储能电池放电开关电路，所述开关电路的一端与储能电池的正端连接，另一端与放电调节电路的输入正端连接，包括驱动控制电路、第一场效应管、第二场效应管、第一电阻、第二电阻、第三电阻、第一电容，驱动控制电路使能端为高电平时，驱动控制电路输出稳定的10伏电压驱动第一场效应管和第二场效应管，通过在第二场效应管的漏极和栅极之间并联第一电容，增大第二场效应管的栅极和漏极间的极间电容值，使第一场效应管先于第二场效应管导通，并在第一场效应管完全导通后，储能电池通过第一电阻、第一场效应管对放电调节电路输入端充电，设计合理的第一电阻阻值和第一电容容值，实现第一场效应管导通时的最大电流的限制，同时满足第二场效应管完全导通时，第二场效应管漏极和源极电位相等，保证第二场效应管完全导通时漏极和源极之间无浪涌电流冲击，完成放电开关电路接通过程输入浪涌电流的抑制，本发明的电路结构简单、工作稳定可靠。
本发明的航天器电源系统储能电池放电开关电路一实施例中，所述驱动控制电路2的使能端EN为高电平时，所述输出正端A和所述输出负端B之间输出10伏电压，以驱动所述第一场效应管Q3以及第二场效应管Q2的驱动，第一场效应管Q3先于第二场效应管Q2导通，第一场效应管Q3的最大导通电流受第一电阻R0阻值决定，并在第二场效应管Q2完全导通时，第二场效应管Q2漏极和源极电位相等，从而保证第二场效应管Q2完全导通时无电流冲击。
本发明的航天器电源系统储能电池放电开关电路一实施例中，所述驱动控制电路包括输出关断控制电路8、隔离开关电源9、第一晶体管Q1、第二晶体管Q4、第四电阻R3、第五电阻R4、第一稳压管V1，其中，
所述隔离开关电源的输入正端C与所述储能电池3的正端连接，所述隔离开关电源的输入负端D与所述储能电池3的负端连接；
所述第四电阻R3的一端连接到所述隔离开关电源的输出正端A和第一晶体管Q1集电极，所述第四电阻R3的另外一端与所述第一稳压管V1的阴极连接；
所述第一稳压管V1的阳极连接到所述第五电阻R4的一端和所述第二晶体管Q4基极；
所述第五电阻R4的另外一端连接到所述第二晶体管Q4的发射极和所述隔离开关电源的输出负端；
所述第一晶体管Q1的发射极与所述第二晶体管Q4的集电极连接，作为所述驱动控制电路的输出负端B；
第一晶体管Q1的基极与输出关断控制电路8的输出端连接，输出关断控制电路8的输入端与使能端EN连接。
本发明的航天器电源系统储能电池放电开关电路一实施例中，所述驱动控制电路为满足使能端EN为高电平时，第一晶体管Q1断开，隔离开关电源启动工作，输出电压逐渐上升，为能够实现为第一场效应管Q3和第二场效应管Q2提供稳定的驱动电压，隔离开关电源的输出电压低于第一稳压管V1稳压值时，第二晶体管Q4关断，驱动控制电路的输出正端A和输出负端B之间电压为0伏，隔离开关电源输出电压高于第一稳压管V1稳压值时，第二晶体管Q4导通，驱动控制电路输出正端A和输出负端B之间电压等于隔离开关电源输出电压，隔离开关电源稳定工作后，输出电压为10伏；同时为满足驱动控制电路使能端EN由高电平变为低电平时，隔离开关电源停止工作，隔离开关电源输出电压缓慢下降，为第一场效应管Q3和第二场效应管Q2能够及时、可靠关断，驱动控制电路输出正端A和负端B之间并联第一晶体管Q1，使能端EN由高电平变为低电平时，输出关断电路输出控制信号将第一晶体管Q1导通，驱动控制电路输出正端A和负端B两端电压通过第一晶体管Q1迅速泄放到0伏，实现驱动控制电路使能端EN由高电平变为低电平过程和输出电压由10伏降低到0伏过程同步。
具体的，如图1所示，放电开关电路1、储能电池3、放电调节电路5构成航天器电源系统储能电池放电控制系统6，放电开关电路1接通后，放电调节电路5将储能电池3电压调整为稳定的母线电压输出。
如图2所示，放电开关电路1包括驱动控制电路2、第一场效应管Q3、第二场效应管Q2、第一电阻R0、第二电阻R1、第三电阻R2、第一电容C1，第一电阻R0一端与储能电池3正端连接，第一电阻R0另一端与第一场效应管Q3的漏极连接，第一场效应管Q3的源极与放电调节电路5输入正端连接，第二场效应管Q2漏极与储能电池3正端连接，第二场效应管Q2源极与放电调节电路5输入正端连接，第一电容C1一端与第二场效应管Q2的栅极连接，第一电容C1另一端与第二场效应管Q2的漏极连接，第二电阻R1一端与第二场效应管Q2栅极连接，第二电阻R1另一端与驱动控制电路2输出正端A连接，第三电阻R2一端与第一场效应管Q3的栅极G1连接，第三电阻R2另一端与驱动控制电路2输出正端A连接，驱动控制电路2输出负端B与第二场效应管Q2的源极连接。
如图3所示，驱动控制电路2由输出关断控制电路8、隔离开关电源9、第一晶体管Q1、第二晶体管Q4、第四电阻R3、第五电阻R4、第一稳压管V1组成，隔离开关电源9输入正端C与储能电池3正端连接，隔离开关电源9输入负端D与储能电池3负端连接，第四电阻R3一端连接到隔离开关电源9输出正端A和第一晶体管Q1集电极，第四电阻R3另外一端与第一稳压管V1阴极连接，第一稳压管V1阳极连接到第五电阻R4一端和第二晶体管Q4基极，第五电阻R4另外一端连接到第二晶体管Q4发射极和隔离开关电源9输出负端K，第一晶体管Q1发射极与第二晶体管Q4集电极连接，作为驱动控制电路2输出负端B，第一晶体管Q1的基极与输出关断控制电路8的输出端连接，输出关断控制电路8的输入端与使能端EN连接。
驱动控制电路2的使能端EN由低电平变为高电平时，为避免隔离开关电源9启动工作过程中，输出电压不稳定对第一场效应管Q3和第二场效应管Q2产生的影响，保证第一场效应管Q3和第二场效应管Q2在隔离开关电源9启动过程输出电压稳定建立以前，需要处于稳定的关断状态，选择合理的第一稳压管V1，使得隔离开关电源9启动过程中输出电压低于第一稳压管V1稳压值时，驱动控制电路2输出电压为0伏，高于第一稳压管V1稳压值后，第二晶体管Q4导通，为第一场效应管Q3和第二场效应管Q2提供稳定的驱动电压。
驱动控制电路2的使能端EN为高电平时，输出正端A和输出负端B之间输出稳定可靠的10伏电压作为第一场效应管Q3以及第二场效应管Q2的驱动电压，由于第二场效应管Q2的栅极和漏极之间外部并联第一电容C1，第一场效应管Q3先于第二场效应管Q2导通，第一场效应管Q3完全导通后，储能电池3通过第一场效应管Q3和第一电阻R0对放电调节电路5输入正端充电，放电调节电路5输入正端电压逐渐上升，放电调节电路5输入正端的充电最大电流由第一电阻R0阻值决定，通过第二场效应管Q2的栅极和漏极之间并联合理容值的第一电容C1，第二场效应管Q2在开通阶段的米勒平台期间，储能电池3通过第一场效应管Q3、第一电阻R0对放电调节电路5输入正端充电，第二场效应管Q2的漏极和源极之间压差逐渐减小，第二场效应管Q2在米勒平台结束前，第二场效应管Q2的漏极和源极之间压差为0伏，保证第二场效应管Q2完全导通时漏极和源极之间电位相等，实现储能电池3与放电调节电路5输入正端无浪涌电流冲击，完成第二场效应管Q2的开通过程对输入浪涌电流的抑制。因此通过设置合理的第一电阻R0阻值以及第一电容C1容值，可有效的抑制放电开关电路1接通瞬间，放电调节电路5输入浪涌电流大小。由于第二场效应管Q2的导通阻抗远小于第一电阻R0，因此放电开关电路1开通后，第一电阻R0流过的电流很小，对系统的正常工作无影响。
一般隔离开关电源9输出端设置有滤波电容，因此使能端EN为低电平时，隔离开关电源9禁止工作后，输出电压缓慢下降，当放电调节电路5运行过程中发生过流、过压等故障时，为及时、可靠将放电开关电路1断开，要求驱动控制电路2的使能端EN信号由高电平变为低电平过程和输出电压由10伏降低到0伏过程同步，驱动控制电路2输出正端A和负端B之间并联第一晶体管Q1，当使能端EN由高电平变为低电平时，隔离开关电源9禁止工作，输出关断控制电路8将第一晶体管Q1导通，驱动控制电路2输出正端A和输出负端B两端电压通过第一晶体管Q1迅速泄放，达到驱动控制电路2使能端EN由高电平变为低电平过程和输出电压由10伏降低到0伏过程同步，能够及时、可靠将放电开关电路1断开。
本说明书中各个实施例采用递进的方式描述，每个实施例重点说明的都是与其他实施例的不同之处，各个实施例之间相同相似部分互相参见即可。
专业人员还可以进一步意识到，结合本文中所公开的实施例描述的各示例的单元及算法步骤，能够以电子硬件、计算机软件或者二者的结合来实现，为了清楚地说明硬件和软件的可互换性，在上述说明中已经按照功能一般性地描述了各示例的组成及步骤。这些功能究竟以硬件还是软件方式来执行，取决于技术方案的特定应用和设计约束条件。专业技术人员可以对每个特定的应用来使用不同方法来实现所描述的功能，但是这种实现不应认为超出本发明的范围。
显然，本领域的技术人员可以对发明进行各种改动和变型而不脱离本发明的精神和范围。这样，倘若本发明的这些修改和变型属于本发明权利要求及其等同技术的范围之内，则本发明也意图包括这些改动和变型在内。

Claims (4)

1.一种航天器电源系统储能电池放电开关电路，其特征在于，连接在储能电池（3）的正端与放电调节电路（5）的输入正端之间，包括驱动控制电路（2）、第一场效应管Q3、第二场效应管Q2、第一电阻R0、第二电阻R1、第三电阻R2、第一电容C1，其中，
所述第一电阻R0的一端与所述储能电池（3）的正端连接，所述第一电阻R0的另一端与第一场效应管Q3的漏极连接；
所述第一场效应管Q3的源极与所述放电调节电路（5）输入正端连接；
所述第二场效应管Q2的漏极与所述储能电池（3）正端连接，所述第二场效应管Q2源极与所述放电调节电路（5）输入正端连接；
所述第一电容C1的一端与所述第二场效应管Q2的栅极连接，所述第一电容C1的另一端与所述第二场效应管Q2的漏极连接；
所述第二电阻R1的一端与第二场效应管Q2栅极连接，所述第二电阻R1的另一端与所述驱动控制电路（2）的输出正端A连接；
所述第三电阻R2的一端与所述第一场效应管Q3的栅极连接，所述第三电阻R2的另一端与所述驱动控制电路（2）的输出正端A连接；
所述驱动控制电路（2）的输出负端B与所述第二场效应管Q2的源极连接；
所述驱动控制电路（2）包括输出关断控制电路（8）、隔离开关电源（9）、第一晶体管Q1、第二晶体管Q4、第四电阻R3、第五电阻R4、第一稳压管V1，其中，
所述隔离开关电源（9）的输入正端C与所述储能电池（3）的正端连接，所述隔离开关电源（9）的输入负端D与所述储能电池（3）的负端连接；
所述第四电阻R3的一端连接到所述隔离开关电源（9）的输出正端A和第一晶体管Q1集电极，所述第四电阻R3的另外一端与所述第一稳压管V1的阴极连接；
所述第一稳压管V1的阳极连接到所述第五电阻R4的一端和所述第二晶体管Q4基极；
所述第五电阻R4的另外一端连接到所述第二晶体管Q4的发射极和所述隔离开关电源的输出负端；
所述第一晶体管Q1的发射极与所述第二晶体管Q4的集电极连接，作为所述驱动控制电路的输出负端B；
第一晶体管Q1的基极与输出关断控制电路（8）的输出端连接，输出关断控制电路（8）的输入端与使能端EN连接。
2.如权利要求1所述的航天器电源系统储能电池放电开关电路，其特征在于，所述驱动控制电路（2）的使能端EN为高电平时，所述输出正端A和所述输出负端B之间输出10伏电压，以驱动所述第一场效应管Q3以及第二场效应管Q2的驱动，第一场效应管Q3先于第二场效应管Q2导通，第一场效应管Q3的最大导通电流受第一电阻R0阻值决定，并在第二场效应管Q2完全导通时，第二场效应管Q2漏极和源极电位相等。
3.如权利要求2所述的航天器电源系统储能电池放电开关电路，其特征在于，所述驱动控制电路（2）的使能端EN由低电平变为高电平时，第一稳压管V1，使得隔离开关电源（9）启动过程中输出电压低于第一稳压管V1稳压值时，驱动控制电路（2）输出电压为0伏，高于第一稳压管V1稳压值后，第二晶体管Q4导通。
4.如权利要求3所述的航天器电源系统储能电池放电开关电路，其特征在于，所述驱动控制电路（2）的使能端EN为高电平时，输出正端A和输出负端B之间输出10伏电压作为第一场效应管Q3以及第二场效应管Q2的驱动电压，第一场效应管Q3先于第二场效应管Q2导通，第一场效应管Q3完全导通后，储能电池（3）通过第一场效应管Q3和第一电阻R0对放电调节电路（5）输入正端充电，放电调节电路（5）的输入正端电压逐渐上升，放电调节电路（5）的输入正端的充电最大电流由第一电阻R0阻值决定，通过第二场效应管Q2的栅极和漏极之间并联合理容值的第一电容C1，第二场效应管Q2在开通阶段的米勒平台期间，储能电池（3）通过第一场效应管Q3、第一电阻R0对放电调节电路（5）输入正端充电，第二场效应管Q2的漏极和源极之间压差逐渐减小，第二场效应管Q2在米勒平台结束前，第二场效应管Q2的漏极和源极之间压差为0伏，第二场效应管Q2完全导通时漏极和源极之间电位相等。
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