CN116231793A - 卫星主动段至星箭分离后自主上电的双冗余控制方法 - Google Patents

Abstract

本发明提供了一种卫星主动段至星箭分离后自主上电的双冗余控制方法：使得行程开关连接在地与第二级分离电路之间，作为第一级分离电路；使得继电器连接在第一级分离电路与第一级放电电路控制端之间，作为所述第二级分离电路；使得P‑MOS管连接在母线与蓄电池之间，作为第一级放电电路；使得放电开关连接在母线与蓄电池之间，作为第二级放电电路；所述第一级放电电路和第二级放电电路同时断开母线与蓄电池之间的电路；为避免因P‑MOS管的存在导致蓄电池过放保护功能失效，“放电开关断”指令同时也接至继电器的断线包上，在放电开关断开的同时断开继电器，确保P‑MOS的通路存在导致在轨卫星蓄电池处于过放电时依然能够触发“过放保护”功能，将放电开关断开。

Description

卫星主动段至星箭分离后自主上电的双冗余控制方法

技术领域

本发明涉及航空航天技术领域，特别涉及一种卫星主动段至星箭分离后自主上电的双冗余控制方法。

背景技术

微纳卫星具有成本低、研制周期短等特点，在全世界范围内得到了越来越多的研究和应用。由于所采用的蓄电池容量一般都很小，而卫星从发射到入轨时间一定，如果采用传统卫星的设计方式——卫星发射过程中处于工作状态，则卫星与运载分离后，蓄电池放电深度可能会达到70％以上，存在卫星断电甚至丢失的风险。因此需要设计一种电路，使得卫星在发射阶段处于断电状态，与运载分离后自动上电。

卫星一般在运载整流罩中有加电和不加电两种发射状态，传统主动段加电的卫星在发射前约1-2小时由外部地面供电转为蓄电池内部供电，卫星主要是靠蓄电池通过放电开关向星上设备供电，这就要求卫星所使用的蓄电池电量需能承受星上设备用电直至星箭分离后卫星展开帆板，此时才可由帆板太阳电池对卫星进行供电及蓄电池的充电，导致蓄电池的容量需设计的相对较大，放电深度达到50％以上。而卫星在轨执行任务时蓄电池的平均放电深度通常仅使用至20～30％左右，存在着过设计的能力。

发明内容

本发明的目的在于提供一种卫星主动段至星箭分离后自主上电的双冗余控制方法，以解决现有的蓄电池具有放电深度过大的风险的问题。

为解决上述技术问题，本发明提供一种卫星主动段至星箭分离后自主上电的双冗余控制方法，包括：

使得行程开关连接在地与第二级分离电路之间，作为第一级分离电路；

使得继电器连接在第一级分离电路与第一级放电电路控制端之间，作为所述第二级分离电路；

使得P-MOS管连接在母线与蓄电池之间，作为第一级放电电路；

使得放电开关连接在母线与蓄电池之间，作为第二级放电电路；

实施蓄电池过放保护功能时，所述第一级放电电路和第二级放电电路同时断开母线与蓄电池之间的电路；

为避免因P-MOS管的存在导致蓄电池过放保护功能失效，“放电开关断”指令同时也接至继电器的断线包上，在放电开关断开的同时断开继电器，确保P-MOS的通路存在导致在轨卫星蓄电池处于过放电时依然能够触发“过放保护”功能，将放电开关断开。

可选的，在所述的卫星主动段至星箭分离后自主上电的双冗余控制方法中，外部输入被动型控制包括：针对主动段不加电卫星的发射方式，利用2KX-1型行程开关具有相反功能双触点，通过物理连接的方式自主发送分离信号；

内部输出主动型控制包括：通过蓄电池微放电后触发放电开关接通指令信号的能力；

卫星在星箭组合体对接装入运载整流罩前的最后一次地面测试时通过遥控指令将继电器接通，待星箭分离后，行程开关弹开，行程开关呈现为“短路”接通状态，此时两个P-MOS管栅极被拉低，P-MOS管开通，蓄电池组通过P-MOS向整星提供能源；

星务计算机上电后发送程控发送“放电开关接通”指令，将放电开关接通，P-MOS管和放电开关同通路均对卫星进行供电。

可选的，在所述的卫星主动段至星箭分离后自主上电的双冗余控制方法中，

蓄电池电压由7节4.1V标称满电态电压的单体组成，整组电压在蓄电池容量充满后为28.7V，两个星表接入口接入的形式是行程开关原本接至星务计算机判断星箭分离使用的的触点，或星表短路使能插头；

根据卫星发射窗口确定星箭分离的时间，根据卫星最后一次断电后至星箭分离时刻，进行自主控制。

可选的，在所述的卫星主动段至星箭分离后自主上电的双冗余控制方法中，

星箭组合体对接之后30小时星箭分离，两个星表接入口接通之后，蓄电池通过2个41Ω/6W的功率电阻进行微放电，放电电流为28.7/82＝0.35A，电路自身耗电约0.04A，总功耗为0.4A，放电30小时约12Ah，整组蓄电池从满电量60Ah放电12Ah后的电压约为27.3V，基准电压由二极管形成；

检测电路包括开关K3控制的延时档位1与开关K4控制的延时档位2，延时档位1设置为27.3V对应的反馈，延时档位2设置为27V对应的反馈，卫星断电前状态设置闭合K3、使能开关K5；

当经过30小时后，即使行程开关均出现物理故障无法弹开，蓄电池经过放电至27.3V时，卫星内部该自主接通电路认可判断7F193比较器的同向端基准电压6.4V大于反向端反馈电压的分压电压时，比较器7F193输出驱动信号至放电开关继电器3JB20-3的“放电开关通”线包上，将放电开关接通。

可选的，在所述的卫星主动段至星箭分离后自主上电的双冗余控制方法中，第一级分离电路，被配置为根据星箭分离状态提供第一控制信号和第一供电信号；

第二级分离电路，被配置为根据第一遥控指令提供第二供电信号；

星务计算机，被配置为根据所述第一控制信号提供放电指令；

第一级放电电路，被配置为根据所述第一供电信号和所述第二供电信号接通母线与蓄电池之间的电路；以及

第二级放电电路，被配置为根据所述放电指令接通母线与蓄电池之间的电路。

可选的，在所述的卫星主动段至星箭分离后自主上电的双冗余控制方法中，所述第二级放电电路断开母线与蓄电池之间的电路时，所述星务计算机提供的第二遥控指令使所述第二级分离电路中止提供所述第二供电信号。

可选的，在所述的卫星主动段至星箭分离后自主上电的双冗余控制方法中，所述第一级分离电路包括连接地与第二级分离电路之间的两个并联的行程开关，所述第二级分离电路包括连接在第一级分离电路与第一级放电电路控制端之间的两个并联的继电器，所述第一级放电电路包括连接在母线正端与蓄电池正端之间的两个并联的晶体管，所述第二级放电电路包括连接在母线正端与蓄电池正端之间的两个并联的放电开关。

可选的，在所述的卫星主动段至星箭分离后自主上电的双冗余控制方法中，所述行程开关的常闭触点在星箭分离时向所述星务计算机发送自主上电指令。

可选的，在所述的卫星主动段至星箭分离后自主上电的双冗余控制方法中，还包括：

自主上电电路，被配置为接通蓄电池的两端进行放电，当放电量超过阈值时，直接接通所述第二级放电电路。

可选的，在所述的卫星主动段至星箭分离后自主上电的双冗余控制方法中，所述自主上电电路包括：

连接在蓄电池正端与蓄电池负端之间的电阻，用于消耗蓄电池的电量；

连接在蓄电池正端与蓄电池负端之间的基准电路，用于产生相对于阈值的电压，获得基准电压；

连接在蓄电池正端与蓄电池负端之间的检测电路，用于检测蓄电池正端与蓄电池负端之间的电压，获得检测电压；

比较电路，用于比较所述基准电压与所述检测电压，并根据比较结果产生自主上电信号。

可选的，在所述的卫星主动段至星箭分离后自主上电的双冗余控制方法中，还包括：使能开关，被布置在所述自主上电电路与所述第二级放电电路之间；

当卫星入轨飞行状态设置后，所述使能开关断开。

在本发明提供的卫星主动段至星箭分离后自主上电的双冗余控制方法中，通过行程开关连接在地与第二级分离电路之间作为第一级分离电路，继电器连接在第一级分离电路与第一级放电电路控制端之间作为所述第二级分离电路，P-MOS管连接在母线与蓄电池之间作为第一级放电电路，放电开关连接在母线与蓄电池之间作为第二级放电电路，实现了在主动段不加电，在加入轨道后再加电，主动段不加电的卫星不但可以减少卫星发射前繁琐的测试流程和射前演练，也可以避免星箭分离的振动冲击对卫星蓄电池放电开关被振动或冲击响应造成的隐患。

附图说明

图1是本发明一实施例卫星自主上电系统示意图；

图2是本发明一实施例卫星自主上电系统自主上电电路示意图；

图3是本发明一实施例卫星自主上电系统第二级放电电路示意图。

具体实施方式

以下结合附图和具体实施例对本发明提出的卫星主动段至星箭分离后自主上电的双冗余控制方法作进一步详细说明。根据下面说明和权利要求书，本发明的优点和特征将更清楚。需说明的是，附图均采用非常简化的形式且均使用非精准的比例，仅用以方便、明晰地辅助说明本发明实施例的目的。

另外，除非另行说明，本发明的不同实施例中的特征可以相互组合。例如，可以用第二实施例中的某特征替换第一实施例中相对应或功能相同或相似的特征，所得到的实施例同样落入本申请的公开范围或记载范围。

鉴于卫星在轨运行过程中存在姿态不稳或设备状态异常的可能性，为防止蓄电池因为过放电或过放电而损坏，并且在故障消失后，蓄电池能够恢复供电，亟需设计一种蓄电池保护电路。

卫星一般在运载整流罩中有加电和不加电两种发射状态，传统主动段加电的卫星在发射前约1-2小时由外部地面供电转为蓄电池内部供电，卫星主要是靠蓄电池通过放电开关向星上设备供电，这就要求卫星所使用的蓄电池电量需能承受星上设备用电直至星箭分离后卫星展开帆板，此时才可由帆板太阳电池对卫星进行供电及蓄电池的充电，导致蓄电池的容量需设计的相对较大，放电深度达到50％以上。而卫星在轨执行任务时蓄电池的平均放电深度通常仅使用至20～30％左右，存在着过设计的能力。

本发明的核心思想在于提供一种卫星主动段至星箭分离后自主上电的双冗余控制方法，以解决现有的蓄电池具有放电深度过大的风险的问题。

为实现上述思想，本发明提供了一种卫星主动段至星箭分离后自主上电的双冗余控制方法，包括：第一级分离电路，被配置为根据星箭分离状态提供第一控制信号和第一供电信号；第二级分离电路，被配置为根据第一遥控指令提供第二供电信号；星务计算机，被配置为根据第一控制信号提供放电指令；第一级放电电路，被配置为根据第一供电信号和第二供电信号接通母线与蓄电池之间的电路；以及第二级放电电路，被配置为根据放电指令接通母线与蓄电池之间的电路，实现了一种卫星主动段至星箭分离后自主上电的双冗余控制方法。

具体的，本发明涉及卫星电源领域，特别涉及一种卫星利用2KX-1型行程开关实现卫星主动段至星箭分离后自主上电的双冗余控制方法。所述第一级分离电路包括连接地与第二级分离电路之间的行程开关，所述第二级分离电路包括连接在第一级分离电路与第一级放电电路控制端之间的继电器，所述第一级放电电路包括连接在母线正端与蓄电池正端之间的晶体管，所述第二级放电电路包括连接在母线正端与蓄电池正端之间的放电开关。

进一步的，行程开关是卫星与运载之间物理连接的器件，小卫星较多采用2KX-1型行程开关，它的作用是从物理状态上明确星箭分离的状态。此开关采用双备份的方式安装在星箭对接环上，该行程开关具有两对功能相反的触点。行程压紧时，其中一副“常开”触点的引出线连接状态为短路接通(即星箭未分离)，待星箭分离后行程开关物理弹开，该触点引出线的连接状态为开路断开(星箭已分离)，行程开关的连接状态均通过星上电缆传递至卫星的星载计算机上，由其判断卫星的星箭分离当前状态，并执行相应的程控操作。而另一副功能相反的“常闭”触点可使用在主动段不能加电的卫星上，当星箭分离后，行程开关弹开被释放，“常闭”触点由断开状态变成短路接通状态，此不带电的信号由电缆直接连接至卫星蓄电池放电开关的指令端，此时卫星放电开关被接通后，卫星加电开始工作。

所述行程开关的常闭触点在星箭分离时向所述星务计算机发送自主上电指令。本发明主要是由2KX-1型行程开关具有两副功能相反的触点和星上蓄电池过放电保护功能受到启发，主动段不加电的卫星不但可以减少卫星发射前繁琐的测试流程和射前演练，也可以避免星箭分离的振动冲击对卫星蓄电池放电开关被振动或冲击响应造成的隐患。

针对主动段可不加电卫星的发射方式，利用2KX-1型行程开关具有相反功能双触点都得到使用，通过物理连接的方式自主发送分离信号，此方法属于外部输入被动型控制；同时也可通过蓄电池微放电后触发放电开关接通指令信号的能力，此方法属于内部输出主动型控制；设计了一种卫星主动段至星箭分离后自主上电双冗余的控制方法。

如图1所示，行程开关S1触点的固定点接地，星箭未分离或继电器K2断开时，与放电开关K1并联的PMOS管栅极悬空，VGS＝0，P-MOS管关断。卫星在星箭组合体对接装入运载整流罩前的最后一次地面测试时通过遥控指令将继电器K2接通，待星箭分离后，行程开关弹开，S1与S2呈现为“短路”接通状态，此时两个P-MOS管栅极被拉低，P-MOS管开通，蓄电池组通过P-MOS向整星提供能源。星务计算机上电后发送程控发送“放电开关接通”指令，将放电开关K1接通，P-MOS管和放电开关同通路均可对卫星进行供电。

所述第二级放电电路断开母线与蓄电池之间的电路时，所述星务计算机提供的第二遥控指令使所述第二级分离电路中止提供所述第二供电信号。为避免因P-MOS管的存在导致蓄电池过放保护功能失效，“放电开关断”指令同时也接至继电器K2的断线包上，在放电开关断开的同时断开继电器K2，确保P-MOS的通路存在导致在轨卫星蓄电池处于过放电时依然可以触发“过放保护”功能，将放电开关K1断开。

继电器K2通线包设置接通指令，线包正端接母线正端。卫星在发射场扣整流罩前的最后一次测试后，需在断开放电开关后将继电器K2接通。为保证可靠性，P-MOS管为2个备份设计，继电器K2为2个备份设计，行程开关也设置了两个互为备份，形成并联的状态多点控制，确保星箭分离后整星能自主上电。即所述第一级分离电路包括两个并联的行程开关，所述第二级分离电路包括两个并联的继电器，所述第一级放电电路包括两个并联的晶体管，所述第二级放电电路包括两个并联的放电开关。

具体的，自主上电电路，被配置为接通蓄电池的两端进行放电，当放电量超过阈值时，直接接通所述第二级放电电路。所述自主上电电路包括：连接在蓄电池正端与蓄电池负端之间的电阻，用于消耗蓄电池的电量；连接在蓄电池正端与蓄电池负端之间的基准电路，用于产生相对于阈值的电压，获得基准电压；连接在蓄电池正端与蓄电池负端之间的检测电路，用于检测蓄电池正端与蓄电池负端之间的电压，获得检测电压；比较电路，用于比较所述基准电压与所述检测电压，并根据比较结果产生自主上电信号。

如图2所示，蓄电池电压由7节4.1V标称满电态电压的单体组成，整组电压在蓄电池容量充满后为28.7V，C-D口接入的形式可以是行程开关原本接至星务计算机判断星箭分离使用的的触点，也可以是星表短路使能插头。当卫星发射窗口确定，星箭分离的时间也可大致确定，可根据卫星最后一次断电后(插上短路)至星箭分离时刻，加一定的余量进行自主控制。例如星箭组合体对接之后30小时可星箭分离，CD端接通之后，蓄电池通过2个RXG2141Ω/6W的功率电阻进行微放电，放电电流为28.7/82＝0.35A，电路自身耗电约0.04A，总功耗为0.4A，放电30小时约12Ah，整组蓄电池从满电量60Ah放电12Ah后的电压约为27.3V(能量仍可满足至卫星初始入轨)，基准电压由二极管形成；检测电路包括开关K3控制的延时档位1与开关K4控制的延时档位2，延时档位1设置为27.3V对应的反馈，延时档位2设置为27V对应的反馈，卫星断电前状态设置闭合K3、使能开关K5。当经过30小时后，即使行程开关均出现物理故障无法弹开，蓄电池经过放电至27.3V时，卫星内部该自主接通电路认可判断7F193比较器的同向端基准电压6.4V大于反向端反馈电压的分压电压时，比较器7F193(即比较电路)将输出一个驱动信号至放电开关继电器3JB20-3的“放电开关通”线包上，将放电开关接通。

另外，如图3所示，使能开关K5被布置在所述自主上电电路与所述第二级放电电路之间；当卫星入轨飞行状态设置后，所述使能开关断开。即当整星入轨飞行状态设置完毕后，可通过遥控指令将使能开关K5断开。延时的精确性度可经过地面多次验证，将误差控制至分钟级。该控制电路中的各项参数均可通过地面校正和试验验证来满足卫星最后一次地面加电状态设置至在轨星箭分离的总时间。

本发明利用了2KX-1型行程开关具有两副功能完全相反的触点的特点，将大多数卫星不太使用的“常闭”触点作为卫星主动段至星箭分离后自主上电的信号传输源，同时增加了采用蓄电池微小电流放电达到设定的电压阈值时，延时自主驱动星上蓄电池放电开关的冗余控制方法，确保卫星在多重故障下仍可自主上电。此方法不仅避免了运载起飞段和星箭分离时刻产生的振动和冲击响应给卫星蓄电池放电开关继电器带来的影响，省去了卫星随运载转运至发射阵地后射前一系列的测试和演练环节，同时也降低了卫星蓄电池的容量设计冗余度。

本发明的技术方案在于，卫星和火箭对接以后，行程开关被压紧，行程开关包括两副触点，被压紧后，一副状态为断开，一副为接通，断开的触点用于分离图1中的A点和B点，接通的触点信号提供给星务计算机使用(判断星箭分离)，卫星和火箭星箭分离后，原先断开的触点接通，即图1中的S1和S2被接通，第二级分离电路的MOS管控制回路接通，卫星通过该通路自主上电，此时星务计算机也根据行程开关的接通转断开的触点判定到卫星和火箭分离，通过遥控指令把放电开关K1接通，并同时断开K2；进一步的，本发明引入功能失效的冗余手段，图2中C与D两端接入后，自主上电电路开始启动，通过蓄电池慢慢放电后达到门限值，使放电开关自动接通。C与D接通的方式分两种，一种是直接用一个短路插头，在卫星和火箭组装的时候插上，也可以使用星务计算机获取的行程开关的触点信号，星务计算机可以通过判断其他状态量来判定星箭分离。

综上，上述实施例对卫星主动段至星箭分离后自主上电的双冗余控制方法的不同构型进行了详细说明，当然，本发明包括但不局限于上述实施中所列举的构型，任何在上述实施例提供的构型基础上进行变换的内容，均属于本发明所保护的范围。本领域技术人员可以根据上述实施例的内容举一反三。

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。对于实施例公开的系统而言，由于与实施例公开的方法相对应，所以描述的比较简单，相关之处参见方法部分说明即可。

上述描述仅是对本发明较佳实施例的描述，并非对本发明范围的任何限定，本发明领域的普通技术人员根据上述揭示内容做的任何变更、修饰，均属于权利要求书的保护范围。

Claims (4)

1.一种卫星主动段至星箭分离后自主上电的双冗余控制方法，其特征在于，包括：

使得行程开关连接在地与第二级分离电路之间，作为第一级分离电路；

使得继电器连接在第一级分离电路与第一级放电电路控制端之间，作为所述第二级分离电路；

使得P-MOS管连接在母线与蓄电池之间，作为第一级放电电路；

使得放电开关连接在母线与蓄电池之间，作为第二级放电电路；

实施蓄电池过放保护功能时，所述第一级放电电路和第二级放电电路同时断开母线与蓄电池之间的电路；

为避免因P-MOS管的存在导致蓄电池过放保护功能失效，“放电开关断”指令同时也接至继电器的断线包上，在放电开关断开的同时断开继电器，确保P-MOS的通路存在导致在轨卫星蓄电池处于过放电时依然能够触发“过放保护”功能，将放电开关断开。

2.如权利要求1所述的卫星主动段至星箭分离后自主上电的双冗余控制方法，其特征在于，

外部输入被动型控制包括：针对主动段不加电卫星的发射方式，利用2KX-1型行程开关具有相反功能双触点，通过物理连接的方式自主发送分离信号；

内部输出主动型控制包括：通过蓄电池微放电后触发放电开关接通指令信号的能力；

卫星在星箭组合体对接装入运载整流罩前的最后一次地面测试时通过遥控指令将继电器接通，待星箭分离后，行程开关弹开，行程开关呈现为“短路”接通状态，此时两个P-MOS管栅极被拉低，P-MOS管开通，蓄电池组通过P-MOS向整星提供能源；

星务计算机上电后发送程控发送“放电开关接通”指令，将放电开关接通，P-MOS管和放电开关同通路均对卫星进行供电。

3.如权利要求2所述的卫星主动段至星箭分离后自主上电的双冗余控制方法，其特征在于，

蓄电池电压由7节4.1V标称满电态电压的单体组成，整组电压在蓄电池容量充满后为28.7V，两个星表接入口接入的形式是行程开关原本接至星务计算机判断星箭分离使用的的触点，或星表短路使能插头；

根据卫星发射窗口确定星箭分离的时间，根据卫星最后一次断电后至星箭分离时刻，进行自主控制。

4.如权利要求3所述的卫星主动段至星箭分离后自主上电的双冗余控制方法，其特征在于，

星箭组合体对接之后30小时星箭分离，两个星表接入口接通之后，蓄电池通过2个41Ω/6W的功率电阻进行微放电，放电电流为28.7/82＝0.35A，电路自身耗电约0.04A，总功耗为0.4A，放电30小时约12Ah，整组蓄电池从满电量60Ah放电12Ah后的电压约为27.3V，基准电压由二极管形成；

检测电路包括开关K3控制的延时档位1与开关K4控制的延时档位2，延时档位1设置为27.3V对应的反馈，延时档位2设置为27V对应的反馈，卫星断电前状态设置闭合K3、使能开关K5；

当经过30小时后，即使行程开关均出现物理故障无法弹开，蓄电池经过放电至27.3V时，卫星内部该自主接通电路认可判断7F193比较器的同向端基准电压6.4V大于反向端反馈电压的分压电压时，比较器7F193输出驱动信号至放电开关继电器3JB20-3的“放电开关通”线包上，将放电开关接通。

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