CN207557750U - 一种航天飞行器感性负载执行机构的驱动模块 - Google Patents
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Abstract
本实用新型公开了一种航天飞行器感性负载执行机构的驱动模块，其中第一开关的一端接母线电压，另一端依次电连接保护电路单元、第一缓启电路单元、一负载和开关电路单元至地，泄放电路单元与负载并联连接，泄流电阻与开关电路单元并联连接，第二开关的一端接母线电压，另一端依次电连接第二保护电路单元、第二缓启电路单元、反向检测电路单元和接口电路单元，反向检测电路单元用于检测开关电路单元与负载之间的电压状态并反向输出至接口电路单元。本实用新型的驱动模块简单可靠，适用于具有BIT要求的多路感性负载的驱动检测。
Description
技术领域
本实用新型涉及航天飞行器执行机构的驱动领域，具体涉及一种感性负载机构的驱动模块，尤其适用于在工作前对相关电路有预检测要求的可控阻尼器、电磁阀和继电器等感性负载执行机构的驱动。
背景技术
可控阻尼器为空间飞行器对接前缓冲大吨位冲力的执行部件，工作时如出现故障或未起作用等情况，则会导致两个准备对接的飞行器硬撞击，可能会造成飞行器损伤。因此需要在执行部件工作前提前预知电路是否正常，以便采取相应故障预案，避免造成更大损失。同样，航天飞行器推进系统电磁阀和供配电系统继电器等电路均有在工作前检测电路是否正常的需求。
对于阻尼器、电磁阀以及继电器等重要的执行机构，国内航天领域提出了机内测试(BIT)需求，传统具有BIT功能的电路需增加一定的机内测试电路甚至设备(BITE)。BITE不但占用了资源，不适合大量负载的集中控制，还可能因BITE本身问题导致误诊等问题，而且如果设计不当还可能会对机构驱动电路引入故障。
实用新型内容
本实用新型所要解决的问题是克服上述现有技术存在的不足，提出一种飞行器感性负载执行机构的驱动装置，该装置通过自身驱动电路和检测电路实现供电BIT功能。
一种航天飞行器感性负载执行机构的驱动模块，包括第一开关、第一保护电路单元、第一缓启电路单元、泄放回路单元、开关电路单元、泄流电阻、第二开关、第二保护电路单元、第二缓启电路单元、反向检测电路单元和接口电路单元；
所述第一开关的一端接母线电压，另一端依次电连接所述保护电路单元、所述第一缓启电路单元、一负载和所述开关电路单元至地，所述泄放电路单元与所述负载并联连接，所述泄流电阻和所述开关电路单元并联连接，所述第二开关的一端接母线电压，另一端依次电连接所述第二保护电路单元、第二缓启电路单元、反向检测电路单元和接口电路单元，所述反向检测电路单元用于检测所述开关电路单元与所述负载之间的电压状态并反向输出至所述接口电路单元；
当所述第一开关和所述第二开关断开时，所述接口电路单元输出低电平；
当所述第二开关闭合而所述第一开关断开时，所述接口电路单元输出高电平；
当所述第一开关闭合、所述第二开关闭合和所述开关电路单元保持断开时，所述接口电路单元输出低电平；
当所述第一开关闭合、所述第二开关闭合和所述开关电路单元闭合时，所述接口电路单元输出高电平。
作为本实用新型的一种航天飞行器感性负载执行机构的驱动模块的改进，所述负载为可控阻尼器、电磁阀和继电器中的任意一种。
作为本实用新型的一种航天飞行器感性负载执行机构的驱动模块的改进，所述第一保护电路单元和所述第二保护电路单元均为用于防止后续功率电路短路故障，造成母线电压拉底的熔断保护电路。
作为本实用新型的一种航天飞行器感性负载执行机构的驱动模块的改进，所述第一缓启电路单元和所述第二缓启电路单元均为用于防止负载启动电流过大，影响母线电压或损坏前端供配电设备的缓启动电路。
作为本实用新型的一种航天飞行器感性负载执行机构的驱动模块的改进，所述泄放电路单元为用于防止所述负载断电瞬间，其绕组上的反向电动势过大造成器件损伤的反向电动势抑制电路。
作为本实用新型的一种航天飞行器感性负载执行机构的驱动模块的改进，所述泄流电阻为用于所述开关电路单元断开时对所述开关电路单元与所述负载之间寄存的非期望电荷进行泄放的电阻。
作为本实用新型的一种航天飞行器感性负载执行机构的驱动模块的改进，所述接口电路单元为对外遥测下传接口。
与现有技术相比，本实用新型的有益技术效果是：
本实用新型在执行机构工作前，可以通过一个上升沿和一个下降沿实现相关电路的供电BIT，可以检测出电路中常见或典型的故障，同时未增加新的BITE；
本实用新型的电路简单可靠，尤其适用于多路感性负载，可以对供电开关、保护电路、缓启电路等共用，来节省资源。
附图说明
图1为本实用新型一实施例的一种航天飞行器感性负载执行机构的驱动模块框图；
图2为图1的驱动模块的遥测下传参数波形图。
图中，1-第一开关；2-第一保护电路单元；3-第一缓启电路单元；4-泄放回路单元；5-负载；6-第二开关；7-第二保护电路单元；8-第二缓启电路单元；9-接口电路单元；10-反向检测电路单元；11-开关电路单元；12-连接点；13-泄流电阻。
具体实施方式
为使本实用新型的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合附图对本实用新型的各实施方式进行详细的阐述。
如图1所示，为本实用新型一较佳实施例中6路感性负载中的一路负载驱动模块方框图。执行机构为两飞行器对接时用于缓冲大吨位冲力的可控阻尼器。
一种航天飞行器感性负载执行机构的驱动模块，包括第一开关1、第一保护电路单元2、第一缓启电路单元3、泄放回路单元4、开关电路单元11、泄流电阻13、第二开关6、第二保护电路单元7、第二缓启电路单元8、反向检测电路单元10和接口电路单元9；
第一开关1的一端接+28V驱动电压，另一端依次电连接第一保护电路单元2、第一缓启电路单元3、一负载5和开关电路单元11至地，泄放电路单元4与负载5并联连接，泄流电阻13与开关电路单元11并联连接，第二开关6的一端接+28V控制电压，另一端依次电连接第二保护电路单元7、第二缓启电路单元8、反向检测电路单元12和接口电路单元9，反向检测电路单元10用于检测开关电路单元11与负载5之间的电压状态并反向输出至接口电路单元9，开关电路单元11的关断由控制指令控制；
当第一开关1和第二开关6断开时，接口电路单元9输出低电平；
当第二开关6闭合而第一开关1断开时，接口电路单元9输出高电平；
当第一开关1闭合、第二开关6闭合和开关电路单元11保持断开时，接口电路单元9输出低电平；
当第一开关1闭合、第二开关6闭合和开关电路单元11闭合时，接口电路单元9输出高电平；
第一开关1为执行机构驱动供电开关；
第一保护电路单元2以及第二保护电路单元7均为用于防止后续功率电路短路故障，造成母线电压拉底的熔断保护电路。
第一缓启电路单元3以及第二缓启电路单元8均为用于防止负载5启动电流过大，影响母线电压或损坏前端供配电设备的缓启动电路。
泄放电路单元4为用于防止负载5断电瞬间，其绕组上的反向电动势过大造成器件损伤的反向电动势抑制电路。
负载5为一个感性负载，即单个可控阻尼器；
第二开关6为控制电路供电的开关；
接口电路单元9为对外遥测下传接口；
检测反向电路10为电压检测后反向输出的器件，与连接点12相连；
开关电路单元11为负载工作开关；
泄流电阻13选用10K电阻。
其具体工作步骤如下：
步骤1：控制电路和驱动电路均未加电前，遥测下传显示低电平，如图2所示的状态1；
步骤2：第二开关6闭合而第一开关1断开时，控制电路上电，此时连接点12处为低电平，经检测反向电路单元后，遥测下传显示高电平，如图2所示的状态2；
步骤3：第一开关1闭合、第二开关6闭合以及开关电路单元11保持断开时，连接点12处为高电平，遥测下传显示低电平，如图2所示的状态3；
步骤4：第一开关1、第二开关6以及开关电路单元11均闭合时，负载5工作，连接点12处为低电平，经检测反向电路单元后，遥测下传显示高电平，如图2所示的状态4。
如图2所示，本实用新型的第二开关6在闭合前后，遥测下传会产生一个上升沿，第一开关1在闭合前后，遥测下传会产生一个下降沿。本实用新型通过所述上升沿，可以检测所述控制电路是否正常，可以排除控制供电回路及检测电路开路、短路或接地等故障；通过所述下降沿可以检测所述驱动电路供电是否正常，可以排除驱动回路开路、接地等故障。负载5两端电缆由于均有绝缘层，两重保护下，驱动装置中不再考虑正负端电缆短路情况。
本实用新型在执行机构工作前，可以通过一个上升沿和一个下降沿实现相关电路的供电BIT，可以检测出电路中常见或典型的故障，同时未增加新的BITE。本实用新型电路简单可靠，尤其适用于多路感性负载时，可以对供电开关、保护电路、缓启电路等共用来节省资源。
以上所述，仅为本实用新型较佳的具体实施方式，但本实用新型的保护范围并不局限于此，任何熟悉本技术领域的技术人员在本实用新型揭露的技术范围内，可轻易想到的变化或替换，都应涵盖在本实用新型的保护范围之内。因此，本实用新型的保护范围应该以权利要求的保护范围为准。
Claims (6)
1.一种航天飞行器感性负载执行机构的驱动模块，其特征在于：包括第一开关、第一保护电路单元、第一缓启电路单元、泄放回路单元、开关电路单元、泄流电阻、第二开关、第二保护电路单元、第二缓启电路单元、反向检测电路单元和接口电路单元；
所述第一开关的一端接母线电压，另一端依次电连接所述保护电路单元、所述第一缓启电路单元、一负载和所述开关电路单元至地，所述泄放电路单元与所述负载并联连接，所述泄流电阻与所述开关电路单元并联连接，所述第二开关的一端接母线电压，另一端依次电连接所述第二保护电路单元、第二缓启电路单元、反向检测电路单元和接口电路单元，所述反向检测电路单元用于检测所述开关电路单元与所述负载之间的电压状态并反向输出至所述接口电路单元；
当所述第一开关和所述第二开关断开时，所述接口电路单元输出低电平；
当所述第二开关闭合而所述第一开关断开时，所述接口电路单元输出高电平；
当所述第一开关闭合、所述第二开关闭合和所述开关电路单元保持断开时，所述接口电路单元输出低电平；
当所述第一开关闭合、所述第二开关闭合和所述开关电路单元闭合时，所述接口电路单元输出高电平。
2.如权利要求1所述的一种航天飞行器感性负载执行机构的驱动模块，其特征在于：所述负载为可控阻尼器、电磁阀和继电器中的任意一种。
3.如权利要求1所述的一种航天飞行器感性负载执行机构的驱动模块，其特征在于：所述第一保护电路单元和所述第二保护电路单元均为用于防止后续功率电路短路故障，造成母线电压拉底的熔断保护电路。
4.如权利要求1所述的一种航天飞行器感性负载执行机构的驱动模块，其特征在于：所述第一缓启电路单元和所述第二缓启电路单元均为用于防止负载启动电流过大，影响母线电压或损坏前端供配电设备的缓启动电路。
5.如权利要求1所述的一种航天飞行器感性负载执行机构的驱动模块，其特征在于：所述泄放电路单元为用于防止所述负载断电瞬间，其绕组上的反向电动势过大造成器件损伤的反向电动势抑制电路。
6.如权利要求1所述的一种航天飞行器感性负载执行机构的驱动模块，其特征在于：所述接口电路单元为对外遥测下传接口。
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