CN112520067B

CN112520067B - 一种星箭分离后卫星自主加电电路及其控制方法

Info

Publication number: CN112520067B
Application number: CN202011413765.XA
Authority: CN
Inventors: 王磊; 牟建明; 姜同全; 刘中伟; 姜连祥
Original assignee: Shandong Institute of Space Electronic Technology
Current assignee: Shandong Institute of Space Electronic Technology
Priority date: 2020-12-07
Filing date: 2020-12-07
Publication date: 2023-05-23
Anticipated expiration: 2040-12-07
Also published as: CN112520067A

Abstract

本发明所述的星箭分离后卫星自主加电电路及其控制方法，提供一种新型自主加电电路以替代现有加电方式，以提高微纳卫星主星的安全性能，在星箭分离前整星断电状态下实现主星与火箭分离后搭载星允许加电的控制方式。星箭分离后卫星自主加电电路包括母线开关电路、星箭分离使能/禁能电路和能源自主管理电路。

Description

一种星箭分离后卫星自主加电电路及其控制方法

技术领域

本发明涉及一种应用于微纳卫星的星箭分离后卫星自主加电电路及其控制方

法，属于星上电子技术领域。

背景技术

随着国内微电子技术与芯片工艺设计技术的快速发展，卫星姿态确定与控制水平得以日益提高。微纳卫星因自身质量、体积和功耗的限制，对于控制电路的设计有着更高的要求。

现有技术常用的星箭分离后卫星自主加电电路，一种是如后附图1所示的利用功率行程开关、功率继电器等装置。在星箭分离时，直接利用功率行程开关的接通给卫星加电。或者，通过星箭分离时的信号控制功率继电器接通，给整星加电。此种自主加电方式所采用的行程开关和继电器均为功率型，其体积和重量均较大，不利于微纳卫星轻量化设计；另一方面，在星箭分离、初始加电时出现较大的浪涌电流而对其他电路造成不利影响。

第二种方式是加设延时电路，即在卫星发射前，由复位计时电路按照与星箭分离时刻的时间进行监控，在大于此时间段的范围内由计时器计时，达到设定时间条件后即直接给卫星整星进行加电。此种方式的主要缺点是在火箭主动段期间，需针对系统计时器预先持续地加电，当存在其他原因而推迟火箭发射时，预先加电将对卫星整体工作带来较大的风险。

有鉴于此，特提出本专利申请。

发明内容

本申请所述星箭分离后卫星自主加电电路及其控制方法，在于解决上述现有技

术存在的问题而提供一种新型自主加电电路以替代现有加电方式，以提高微纳卫星主星的安全性能，在星箭分离前整星断电状态下实现主星与火箭分离后搭载星允许加电的控制方式。

为实现上述设计目的，所述星箭分离后卫星自主加电电路包括母线开关电路、星箭分离使能/禁能电路和能源自主管理电路。

具体地，所述的母线开关电路，太阳电池阵接入端SAS+与所述母线开关电路的MOS管V7的源极、V8的源极、电阻R37的A端、电容C19的A端、电阻R38的A端、电容C20的A端相连；MOS管V7的漏极与MOS管V8的漏极、一次母线BUS+相连；所述MOS管V7的门极与电阻R37的B端、电容C19的B端、电阻R55的A端相连；所述MOS管V8的门极与电阻R38的B端、电容C20的B端、电阻R56的A端相连；所述电阻R55的B端与电阻R56的B端相连；所述的星箭分离使能/禁能电路，电阻R74的B端与继电器K1的2脚、继电器K1的8脚以及星务计算机的蓄电池放电开关通/断指令相连；电阻R55的B端与继电器K1的4脚、继电器K1的9脚、分离开关K2的A端、分离开关K3的A端相连；所述继电器K1的5脚与电阻R2的B端、二极管V3的阴极相连；所述电阻R2的A端与一次母线BUS+相连；所述二极管V3的阳极与二极管V4的阴极相连；所述二极管V4的阳极与继电器K1的6脚、星箭分离继电器使能指令端连接；所述继电器K1的10脚与电阻R39的B端、二极管V11的阴极相连；所述电阻R39的A端与一次母线BUS+相连；所述二极管V11的阳极与二极管V10的阴极相连；所述二极管V10的阳极与继电器K1的1脚、星箭分离继电器禁能指令端连接。

在应用上述星箭分离后卫星自主加电电路的基础上，本申请同时提出如下星箭分离后卫星自主加电的控制方法：

在火箭与卫星分离时，星箭分离开关K2和K3由断开变为闭合，星箭分离使能继电器K1为使能状态，则可控制P沟道MOSFET的蓄电池放电开关V15和母线开关V7导通，从而将蓄电池正端BAT+与一次母线输出BUS+连接起来，给整星加电；

若不断开星箭分离开关K2和K3，则蓄电池放电开关和母线开关一直处于导通状态，即使能源不足时也无法通过过放保护来断开蓄电池。

综上内容，所述星箭分离后卫星自主加电电路及其控制方法具有以下优点：

1、本申请提出的自主加电电路通用性较高，能够广泛地适应于现有功率范围的搭载型微纳卫星，且具有结构简单、电路连接方式简易和实现可靠地自主加电。

2、该电路能够有效地防止星箭分离前因火箭抛整流罩、卫星帆板受照时的整星误加电操作，可靠性较高。

3、该电路不受帆板电流大小的限制，能够实现在星箭分离前利用太阳电池阵全部电量针对蓄电池进行充电，从而有效地提高能源利用率。

4、卫星星箭分离后，该电路可自主进行进行能源管理，不受星箭分离开关的影响。5、该电路实现卫星蓄电池处于零功耗状态，卫星可长期静置，随时装箭发射，无需再进行充电等操作，适用于批产及快速响应。

附图说明

以下附图是本申请具体实施方式的举例说明。

图1是现有技术采用的功率行程开关或功率继电器加电电路的示意图；

图2是本申请所述星箭分离前的的控制原理图；

图3是本申请所述星箭分离后的的控制原理图；

图4是本申请所述星箭分离后卫星自主加电电路的结构示意图；

具体实施方式

下面结合附图对本发明的实施方式作进一步说明。

实施例1，如图2和图3所示，本申请自主加电电路的设计原理是，搭载的微纳卫星在发射前，星箭分离开关处于断开状态，星箭分离使能开关（如采用双触点信号继电器）处于闭合状态，蓄电池放电开关（如采用PMOS管）处于断开状态，母线开关（如采用PMOS管）处于断开状态，此时卫星处于完全断电状态。

星箭分离后，由星箭分离开关闭合以控制蓄电池放电开关闭合、母线开关闭合导通。此时，因星箭分离开关闭合，星箭分离使能开关为使能状态，因此星箭分离使能开关的闭合信号可同时控制P沟道MOSFET的蓄电池放电开关和P沟道MOSFET的母线开关导通，从而将蓄电池正端与一次母线连接起来，从而达到给整星上电的目的。

在此过程中，若不断开星箭分离开关，则蓄电池放电开关和母线开关一直处于导通状态，即使能源不足也无法通过过放保护来断开蓄电池，因此需要设计专门的分离开关禁能电路，以通过程控指令或直接指令将星箭分离使能开关禁止。由此蓄电池放电开关通断状态，完全地受控于星上能源管理电路（如星务OC指令）的控制，从而达到卫星能源自主管理的目的。

另外，设计母线开关的目的是防止在星箭分离之前、火箭进入太空抛整流罩之后，因太阳光照射太阳帆板给整星加电，但此时卫星还未与火箭分离，若太阳电池阵功率输出不稳定就会对卫星元器件造成损伤，甚至会对主星和火箭造成较大的风险。由经设计了母线开关，以在星箭分离之前，星箭分离开关为断开状态、则母线开关也为断开状态。即使火箭抛整流罩后，卫星帆板受晒产生电能，也会因母线开关为关断状态而无法供电，相应地保证整星处于断电状态。在星箭分离后，由于星箭分离开关永久地处于闭合状态，则母线开关将一直处于导通状态，卫星可正常进行自主能源管理。

基于上述设计原理，如图4所示，本申请的提出如下星箭分离后卫星自主加电电路，该电路包括母线开关电路、星箭分离使能/禁能电路和能源自主管理电路。

其中，太阳电池阵接入端SAS+与二极管V1的阳极相连，二极管V1的阴极与MOS管V15的漏极、V16的漏极相连；所述MOS管V15的源极与电阻R57的A端、电容C23的A端、V16的源极、电阻R58的A端、电容C24的A端、蓄电池组正端（BAT+）相连；所述MOS管V15的门极与电阻R57的B端、电容C23的B端、电阻R74的A端相连；所述MOS管V16的门极与电阻R58的B端、电容C24的B端、电阻R75的A端相连；所述电阻R74的B端与电阻R75的B端相连；

所述的母线开关电路，太阳电池阵接入端SAS+与所述母线开关电路的MOS管V7的源极、V8的源极、电阻R37的A端、电容C19的A端、电阻R38的A端、电容C20的A端相连；MOS管V7的漏极与MOS管V8的漏极、一次母线BUS+相连；所述MOS管V7的门极与电阻R37的B端、电容C19的B端、电阻R55的A端相连；所述MOS管V8的门极与电阻R38的B端、电容C20的B端、电阻R56的A端相连；所述电阻R55的B端与电阻R56的B端相连；

所述的星箭分离使能/禁能电路，电阻R74的B端与继电器K1的2脚、继电器K1的8脚以及星务计算机的蓄电池放电开关通/断指令相连；电阻R55的B端与继电器K1的4脚、继电器K1的9脚、分离开关K2的A端、分离开关K3的A端相连；所述继电器K1的5脚与电阻R2的B端、二极管V3的阴极相连；所述电阻R2的A端与一次母线BUS+相连；所述二极管V3的阳极与二极管V4的阴极相连；所述二极管V4的阳极与继电器K1的6脚、星箭分离继电器使能指令端连接；所述继电器K1的10脚与电阻R39的B端、二极管V11的阴极相连；所述电阻R39的A端与一次母线BUS+相连；所述二极管V11的阳极与二极管V10的阴极相连；所述二极管V10的阳极与继电器K1的1脚、星箭分离继电器禁能指令端连接。

所述的分离开关K2的B端与分离开关K3的B端、整星地（GND）相连。

BAT+为该电路蓄电池接入端，SAS+为该电路太阳电池阵接入端，BUS+为该电路一次母线端，GND为卫星电源回线，并联的星箭分离开关K2和K3为检测星箭分离信号的行程开关（卫星与火箭分离之前星箭分离开关K2和K3为断开状态，星箭分离之后星箭分离开关K2和K3为闭合状态）。在卫星与火箭分离之后，星箭分离开关K2和K3闭合，控制蓄电池放电开关V15和母线开关V7导通，从而达到给整星上电的目的。

在上述星箭分离后卫星自主加电电路的基础上，本申请同时提出如下自主加电控制方法：

在火箭与卫星分离时，星箭分离开关K2和K3由断开变为闭合，星箭分离使能继电器K1为使能状态，则可控制P沟道MOSFET的蓄电池放电开关V15和母线开关V7导通，从而将蓄电池正端BAT+与一次母线输出BUS+连接起来，给整星加电。

若不断开星箭分离开关K2和K3，则蓄电池放电开关和母线开关一直处于导通状态，即使能源不足时也无法通过过放保护来断开蓄电池。由此该电路提供了星箭分离后的分离开关禁能控制方法。

具体地，星箭分离前，星箭分离开关K2、K3处于断开状态，星箭分离使能继电器K1处于使能状态，其2组与蓄电池放电开关通/断指令连接的触点处于导通状态，此时P沟道MOS管V15、V16、V7、V8的门极电平均与其源极电平相同，因此MOS管V15、V16、V7、V8均为断开状态，此时蓄电池组为完全断电状态，不管卫星帆板是否受晒，一次母线均能保证在星箭分离前无输出。

星箭分离后，星箭分离开关K2、K3处于导通状态，此时星箭分离使能继电器K1处于使能状态，其2组与蓄电池放电开关通/断指令连接的触点处于导通状态，因此P沟道MOS管V15、V16、V7、V8的门极均经电阻与地连接，其门源极间的电压差均达到MOS管的开启电压，因此MOS管V15、V16、V7、V8均为导通状态，蓄电池组连入卫星电源系统，母线开关导通，整星加电，星务计算机正常工作后根据能源情况自动先发送蓄电池放电开关通指令，然后发送星箭分离开关禁能指令，此时星箭分离继电器K1的2组与蓄电池放电开关通/断指令连接的触点处于断开状态，蓄电池放电开关通/断的控制不再与星箭分离开关通断有关联，完全由星务计算机的能源管理进行自主控制。

卫星分离开关同时控制蓄电池放电开关和母线开关，且任何一个开关失效不影响卫星分离后正常加电，且不存在造成卫星帆板一直分流无法给母线或蓄电池供电的单点故障，可靠性高，应用范围广。

综上内容，结合附图中给出的实施例仅是优选方案。对于所属领域技术人员来说可以据此得到启示，而直接推导出符合本发明设计构思的其他替代结构，也应属于本发明所述的方案范围。

Claims

1.一种星箭分离后卫星自主加电电路，其特征在于：包括母线开关电路、星箭分离使能/禁能电路和能源自主管理电路；

其中，所述的母线开关电路，太阳电池阵接入端SAS+与所述母线开关电路的MOS管V7的源极、V8的源极、电阻R37的A端、电容C19的A端、电阻R38的A端、电容C20的A端相连；MOS管V7的漏极与MOS管V8的漏极、一次母线BUS+相连；所述MOS管V7的门极与电阻R37的B端、电容C19的B端、电阻R55的A端相连；所述MOS管V8的门极与电阻R38的B端、电容C20的B端、电阻R56的A端相连；所述电阻R55的B端与电阻R56的B端相连；

所述的星箭分离使能/禁能电路，电阻R74的B端与继电器K1的2脚、继电器K1的8脚以及星务计算机的蓄电池放电开关通/断指令输出端相连；电阻R55的B端与继电器K1的4脚、继电器K1的9脚、分离开关K2的A端、分离开关K3的A端相连；所述继电器K1的5脚与电阻R2的B端、二极管V3的阴极相连；所述电阻R2的A端与一次母线BUS+相连；所述二极管V3的阳极与二极管V4的阴极相连；所述二极管V4的阳极与继电器K1的6脚、星箭分离继电器使能指令端连接；所述继电器K1的10脚与电阻R39的B端、二极管V11的阴极相连；所述电阻R39的A端与一次母线BUS+相连；所述二极管V11的阳极与二极管V10的阴极相连；所述二极管V10的阳极与继电器K1的1脚、星箭分离继电器禁能指令端连接。

2.应用如权利要求1所述星箭分离后卫星自主加电电路的控制方法，其特征在于：

3.根据权利要求2所述星箭分离后卫星自主加电电路的控制方法，其特征在于：

星箭分离前，星箭分离开关K2、K3处于断开状态，星箭分离使能继电器K1处于使能状态，其2组与蓄电池放电开关通/断指令连接的触点处于导通状态，此时P沟道MOS管V15、V16、V7、V8的门极电平均与其源极电平相同，因此MOS管V15、V16、V7、V8均为断开状态，此时蓄电池组为完全断电状态；

星箭分离后，星箭分离开关K2、K3处于导通状态，此时星箭分离使能继电器K1处于使能状态，其2组与蓄电池放电开关通/断指令连接的触点处于导通状态，因此P沟道MOS管V15、V16、V7、V8的门极均经电阻与地连接，其门源极间的电压差均达到MOS管的开启电压，MOS管V15、V16、V7、V8均为导通状态，蓄电池组连入卫星电源系统，母线开关导通，整星加电；

星务计算机正常工作后，根据能源情况自动先发送蓄电池放电开关通指令，然后发送星箭分离开关禁能指令，此时星箭分离继电器K1的2组与蓄电池放电开关通/断指令连接的触点处于断开状态，蓄电池放电开关通/断的控制不再与星箭分离开关通断有关联，完全由星务计算机的能源管理进行自主控制。