CN110890774A - 一种保护卫星蓄电池放电开关的装置及其运行方法 - Google Patents

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Abstract

本发明提供一种保护卫星蓄电池放电开关的装置及其运行方法，包括在双并联的放电开关上并联一个保护开关和一个P型MOS管。当星箭分离时，行程开关的“常闭”触点转为接通状态，并将该信号传送至功率MOS管的栅极，以接通功率MOS管，进而接通保护开关支路，从而保证蓄电池能够向星上设备供电。

Description

一种保护卫星蓄电池放电开关的装置及其运行方法
技术领域
本发明涉及电子电源领域，特别涉及卫星蓄电池放电开关的保护技术。
背景技术
电源系统是卫星平台重要分系统之一，用于为卫星提供能源并进行能源管理。电源系统中蓄电池放电开关用于控制蓄电池组与母线电源的通断，多数作为主星的卫星在卫星帆板展开前的发射主动段，主要是靠蓄电池通过放电开关向星上设备供电，放电开关通常是由磁保持功率继电器或MOSFET功率管组成。如图1所示，目前卫星上通常采用两个相同的放电开关继电器101、102并联，通过一条放电开关通/断的遥控指令同时控制两个继电器，以实现冗余。如图2所示，该电路由遥控电源103、开关遥测104、开关遥测105、反向二极管及电阻组成，当接收到放电开关接通指令106或断开指令107后，遥控电源103经继电器线包与指令地之间形成回路，从而将继电器的触点进行接通或断开，可经过各自独立的分压电路遥测104及105来判断继电器的通断情况。
然而，在实际卫星发射过程中，运载主动段的振动响应和星箭分离的冲击响应可能将蓄电池放电开关的机械部件由接通状态翻转至断开状态。一旦蓄电池放电开关被断开，卫星将没有任何能源来源，星上所有设备掉电，星载计算机无法发送指令将帆板展开，星上测控应答机也无法接收到地面测控站的应急指令，会导致非常严重的后果。
发明内容
为解决蓄电池放电开关在运载主动段被外力影响，从而改变通断状态的问题，本发明提供一种保护卫星蓄电池放电开关的装置及其运行方法，利用2KX-1型行程开关的“常闭”触点来控制保护开关支路，在星箭分离后，2KX-1型行程开关的“常闭”触点由压紧变为释放状态，触点实现接通，该信号控制保护开关支路以保证星上供电。一种保护卫星蓄电池放电开关的装置，包括保护开关及功率MOS管。所述保护开关可与放电开关并联。所述功率MOS管与所述保护开关串联，所述功率MOS管的栅极被配置为接收控制信号，所述控制信号用于控制功率MOS管的通断。
进一步地，所述保护开关为功率继电器。
进一步地，所述功率继电器的线圈采用28V遥控电源。
进一步地，所述控制信号为行程开关的“常闭”触点信号。
进一步地，所述装置还包括功率MOS管接收信号通断的驱动电路，包括电容、电阻及稳压二极管。
进一步地，所述保护开关的配电能力大于卫星入轨段时最小系统功耗所需的电流值。
本发明另一方面提供一种保护卫星蓄电池放电开关的装置的运行方法，包括：
闭合保护开关；
接收第一控制信号；
根据第一控制信号使功率MOS管导通；
接收第二控制信号；以及
断开保护开关。
进一步地，所述第一控制信号为行程开关的“常闭”触点信号。
进一步地，所述第二控制信号为保护开关的断开信号。
本发明提供的一种保护卫星蓄电池放电开关的装置及其运行方法，利用了2KX-1型行程开关的“常闭”触点信号，当星箭分离后，所述“常闭”触点由压紧时的断开状态转为释放后的接通状态，并将该信号传送至所述功率MOS管的栅极，以接通MOS管，进而接通保护开关支路，从而保证蓄电池能够向星上设备供电。
附图说明
为进一步阐明本发明的各实施例的以上和其它优点和特征，将参考附图来呈现本发明的各实施例的更具体的描述。可以理解，这些附图只描绘本发明的典型实施例，因此将不被认为是对其范围的限制。在附图中，为了清楚明了，相同或相应的部件将用相同或类似的标记表示。
图1示出现有技术中卫星蓄电池放电开关的冗余方法的示意图；
图2示出现有技术中卫星蓄电池放电开关的冗余方法的原理图；
图3示出本发明的一个实施例的一种保护卫星蓄电池放电开关的装置的示意图；
图4示出本发明的一个实施例的一种保护卫星蓄电池放电开关的装置的原理图；以及
图5示出本发明的一个实施例的一种保护卫星蓄电池放电开关的装置的运行方法流程示意图。
具体实施方式
以下的描述中，参考各实施例对本发明进行描述。然而，本领域的技术人员将认识到可在没有一个或多个特定细节的情况下或者与其它替换和/或附加方法、材料或组件一起实施各实施例。在其它情形中，未示出或未详细描述公知的结构、材料或操作以免模糊本发明的发明点。类似地，为了解释的目的，阐述了特定数量、材料和配置，以便提供对本发明的实施例的全面理解。然而，本发明并不限于这些特定细节。此外，应理解附图中示出的各实施例是说明性表示且不一定按正确比例绘制。
在本说明书中，对“一个实施例”或“该实施例”的引用意味着结合该实施例描述的特定特征、结构或特性被包括在本发明的至少一个实施例中。在本说明书各处中出现的短语“在一个实施例中”并不一定全部指代同一实施例。
需要说明的是，本发明的实施例以特定顺序对工艺步骤进行描述，然而这只是为了阐述该具体实施例，而不是限定各步骤的先后顺序。相反，在本发明的不同实施例中，可根据工艺的调节来调整各步骤的先后顺序。
图3示出本发明的一个实施例的一种保护蓄电池放电开关的装置的示意图，如图3所示，一种保护蓄电池放电开关的冗余方法，包括保护开关301和P型MOS管302。所述保护开关301与所述P型MOS管302串联，所述保护开关301与所述P型MOS管302的串联支路与放电开关101、102并联。所述保护开关301的配电能力大于卫星入轨段时最小系统功耗所需的电流值。
如图4所示，所述P型MOS管302的漏极与蓄电池输入正001连接，栅极接收行程开关“常闭”触点信号002，源极与所述保护开关301连接，所述源极与栅极之间连接有由稳压二极管、电容及电阻构成的驱动电路。在本发明的一个实施例中，所述保护开关301为功率继电器，当接收到闭合保护开关301的指令后，接通28V遥控电源004，并通过电阻202调节流经所述功率继电器线圈的电流，当接收到开启保护开关301的指令后，接通28V遥控电源003，并通过电阻201调节流经所述功率继电器线圈的电流。
在本发明的一个实施例中，所述行程开关为2KX-1型行程开关。
图5示出本发明的一个实施例的一种保护卫星蓄电池放电开关的装置的运行方法流程示意图。如图5所示，一种保护卫星蓄电池放电开关的装置的运行方法包括：
步骤501，闭合保护开关。当卫星临发射前，卫星转为蓄电池供电，放电开关101、102处于接通状态，此时，闭合保护开关301；
步骤502，接收第一控制信号，并导通功率MOS管。当星箭分离时，行程开关物理弹开，行程开关的“常开”触点的引出线连接状态由短路接通转换为开路断开，行程开关的连接状态通过星上电缆传送至星载计算机，所述星载计算机判断卫星的星箭分离当前状态，并执行相应的程控操作。所述行程开关的“常闭”触点转为接通状态，此不带电的信号由电缆传送至所述P型MOS管302的栅极；所述P型MOS管302的栅极接收到行程开关“常闭”触点接通信号后，P型MOS管302接通，进而使得保护开关与P型MOS管的串联支路导通，保证蓄电池向星上设备供电，进而保证星载计算机及测控应答机始终处于工作状态；
步骤503，接收第二控制信号。若放电开关101和/或102被振动和冲击响应翻转为断开状态，地面测控站发送应急指令至星上测控应答机，从而接通被断开的放电开关。当接收到放电开关遥测由断开变为接通后，说明放电开关已恢复状态正常，发送保护开关断开信号；以及
步骤504，断开保护开关301。
尽管上文描述了本发明的各实施例，但是，应该理解，它们只是作为示例来呈现的，而不作为限制。对于相关领域的技术人员显而易见的是，可以对其做出各种组合、变型和改变而不背离本发明的精神和范围。因此，此处所公开的本发明的宽度和范围不应被上述所公开的示例性实施例所限制，而应当仅根据所附权利要求书及其等同替换来定义。

Claims (10)

1.一种保护卫星蓄电池放电开关的装置，包括：
保护开关，其被配置为能够与卫星蓄电池的放电开关并联；以及
功率MOS管，其与所述保护开关串联，其中所述功率MOS管的栅极被配置为接收控制信号，所述控制信号用于所述功率MOS管的通断。
2.如权利要求1所述的装置，其特征在于，所述保护开关为功率继电器。
3.如权利要求1所述的装置，其特征在于，所述控制信号为行程开关的“常闭”触点信号。
4.如权利要求3所述的装置，其特征在于，所述行程开关为2KX-1型行程开关。
5.如权利要求2所述的装置，其特征在于，所述功率继电器的线圈采用28V遥控电源。
6.如权利要求1所述的装置，其特征在于，还包括功率MOS管驱动电路，所述驱动电路包括连接于所述功率MOS源极及栅极之间的电容、电阻及稳压二极管。
7.如权利要求1所述的装置，其特征在于，所述保护开关的配电能力大于卫星入轨段时最小系统功耗所需的电流值。
8.一种用于运行根据权利要求1所述装置的方法，包括下列步骤：
闭合保护开关；
接收第一控制信号；
根据第一控制信号使功率MOS管导通；
接收第二控制信号；以及
断开保护开关。
9.如权利要求8所述的方法，其特征在于，所述第一控制信号为行程开关的“常闭”触点信号。
10.如权利要求8所述的方法，其特征在于，所述第二控制信号为保护开关的断开信号。
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