一种卫星星箭分离后自主加电电路及控制方法与流程

本发明属于星上电子领域，尤其是涉及一种卫星星箭分离后自主加电电路及控制方法。

背景技术：

1、随着我国商业航天市场的快速发展，一箭多星发射模式已经开始大范围应用，较传统带电发射模式不同的是，多星发射为了充分利用整流罩的空间，采用主动段卫星不加电的方式发射。同时，在火箭整流罩抛开后，卫星与火箭分离前，最外侧的太阳帆板容易受太阳光照射而发电。但此时太阳电池阵输出功率不稳定，导致星上连接在一次母线的直供电负载及二次电源频繁加断电，可能会导致二次电源或一次直供电负载工作异常。因此卫星星箭分离后蓄电池组接入母线和母线开关接通至关重要。

2、现有自主加电电路多数是通过星箭分离行程开关配合自主加电使能开关继电器控制pmos管形式，自主加电用多只pmos管与蓄电池组接入母线开关并联使用。自主加电后星务计算机发送蓄电池组接入母线开关通，蓄电池组接入母线，然后断开自主加电使能开关。完成卫星自主加电功能后，用于自主加电的pmos管就不再使用，这样也增加了产品的成本、尺寸和复杂度。

3、鉴于上述原因，本发明提出了一种不用pmos管，直接通过自主加电使能开关和星箭分离行程开关控制放电开关和母线开关的指令，实现卫星星箭分离后自主加电电路及控制方法。

技术实现思路

1、为解决上述技术问题，本发明提供一种卫星星箭分离后自主加电电路及控制方法，尤其适合卫星的各阶段进行电源管理控制。

2、本发明采用的技术方案是：第一方面，提供一种卫星星箭分离后自主加电电路，用于控制蓄电池组、太阳电池阵和母线之间的通断，包括：

3、控制单元，用于输出控制信号；

4、分离开关单元，用于根据卫星星箭的分离状态控制所述蓄电池组与使能开关单元的通断；

5、所述使能开关单元，用于接收所述控制信号并根据所述控制信号控制所述使能开关单元的通断；

6、旁路充电单元，用于使所述太阳电池阵到所述蓄电池组方向导通。

7、进一步地，所述使能开关单元包括：

8、第一使能开关单元，用于根据所述控制信号分别控制所述分离开关单元与第二使能开关单元和第三使能开关单元的通断；

9、所述第二使能开关单元，用于根据所述控制信号控制所述蓄电池组与所述太阳电池阵和所述第三使能开关单元的通断；

10、所述第三使能开关单元，用于根据所述控制信号控制所述母线与所述太阳电池阵、所述旁路充电单元和所述第二使能开关单元的通断。

11、进一步地，所述第一使能开关单元包括：磁保持继电器ka1、电阻r1、电阻r2、二极管d1和二极管d2，其中所述磁保持继电器ka1包括自保持线圈l1、后激励线圈l2和双刀双掷开关k1，所述电阻r1一端与所述二极管d1阳极相连，所述二极管d1阴极与所述自保持线圈l1正端和所述蓄电池组正极相连，所述电阻r1的另一端与所述自保持线圈l1负端相连，所述后激励线圈l2正端与所述蓄电池组正极和所述二极管d2阴极相连，后激励线圈l2负端与所述电阻r2一端相连，所述电阻r2另一端与所述二极管d2阳极相连，所述双刀双掷开关k1的一端分别与所述第二使能开关单元和所述第三使能开关单元相连，所述双刀双掷开关k1的另一端与所述分离开关单元相连。

12、进一步地，磁保持继电器ka2、电阻r3、电阻r4、二极管d3和二极管d4，其中所述磁保持继电器ka2包括自保持线圈l3、后激励线圈l4和双刀双掷开关k2，所述电阻r3一端与所述二极管d3阳极相连，所述电阻r3的另一端与所述自保持线圈l3负端相连，所述自保持线圈l3正端与所述二极管d3阴极和所述蓄电池组正极相连，所述后激励线圈l4正端与所述蓄电池组正极和所述二极管d4阴极相连，后激励线圈l4负端与所述电阻r4一端相连，所述电阻r4另一端与所述二极管d4阳极相连，所述双刀双掷开关k2的一端分别与所述太阳电池阵、所述第三使能开关单元和所述旁路充电单元相连，所述双刀双掷开关k2的另一端分别与所述蓄电池组和所述旁路充电单元相连。

13、进一步地，所述第三使能开关单元包括：磁保持继电器ka3、电阻r5、电阻r6、二极管d5和二极管d6，其中所述磁保持继电器ka3包括自保持线圈l5、后激励线圈l6和双刀双掷开关k3，所述电阻r5一端与所述二极管d5阳极相连，所述电阻r5的另一端与所述自保持线圈l5负端相连，所述自保持线圈l5正端与所述二极管d5阴极和所述蓄电池组正极相连，所述后激励线圈l6正端与所述蓄电池组正极和所述二极管d6阴极相连，后激励线圈l6负端与所述电阻r6一端相连，所述电阻r6另一端与所述二极管d6阳极相连，所述双刀双掷开关k3的一端分别与所述太阳电池阵、所述第二使能开关单元和所述旁路充电单元相连，所述双刀双掷开关k3的另一端与所述母线相连。

14、进一步地，所述旁路充电单元包括共阴极肖特基二极管。

15、第二方面，提供一种卫星星箭分离后自主加电电路控制方法，包括：

16、卫星与火箭分离前，分离开关单元中的开关处于常开位置，第一使能开关单元的开关处于常闭位置，第二使能开关单元的开关处于常开位置，第三使能开关单元的开关处于常开位置；

17、卫星与火箭分离后，分离开关单元中的开关转换为常闭位置，此时第二使能开关单元的自保持线圈和第三使能开关单元的自保持线圈导通，使第二使能开关单元的开关和第三使能开关单元的开关转换为常闭位置，蓄电池组、太阳电池阵和母线接通，完成卫星自主上电功能；

18、卫星在轨运行正常后，通过控制单元向第一使能开关单元发送控制信号，使第一使能开关单元的开关转换为常开位置，当蓄电池组过放电后，通过控制单元向第二使能开关单元发送控制信号，使第二使能开关单元的开关转换为常开位置，转换到太阳电池阵的能源对蓄电池组进行储能，当蓄电池组充电完成后，通过控制单元向第二使能开关单元发送控制信号，恢复正常运行。

19、本发明具有的优点和积极效果是：由于采用上述技术方案，在不使用pmos管的前提下，实现卫星星箭分离后自主加电电路及控制方法；能够自动响应星箭分离事件，减少了对地面控制的依赖，提高了系统的可靠性；通过切换蓄电池组放电开关，从而保护蓄电池组过度放电造成的蓄电池组永久损伤，从而延长卫星寿命；通过各单元精细的控制结构，可以在出现故障时快速隔离问题组件，降低整体系统故障的风险。

1.一种卫星星箭分离后自主加电电路，用于控制蓄电池组、太阳电池阵和母线之间的通断，其特征在于，包括：

2.根据权利要求1的卫星星箭分离后自主加电电路，其特征在于，所述使能开关单元包括：

3.根据权利要求2的卫星星箭分离后自主加电电路，其特征在于，所述第一使能开关单元包括：磁保持继电器ka1、电阻r1、电阻r2、二极管d1和二极管d2，其中所述磁保持继电器ka1包括自保持线圈l1、后激励线圈l2和双刀双掷开关k1，所述电阻r1一端与所述二极管d1阳极相连，所述二极管d1阴极与所述自保持线圈l1正端和所述蓄电池组正极相连，所述电阻r1的另一端与所述自保持线圈l1负端相连，所述后激励线圈l2正端与所述蓄电池组正极和所述二极管d2阴极相连，后激励线圈l2负端与所述电阻r2一端相连，所述电阻r2另一端与所述二极管d2阳极相连，所述双刀双掷开关k1的一端分别与所述第二使能开关单元和所述第三使能开关单元相连，所述双刀双掷开关k1的另一端与所述分离开关单元相连。

4.根据权利要求2的卫星星箭分离后自主加电电路，其特征在于，所述第二使能开关单元包括：磁保持继电器ka2、电阻r3、电阻r4、二极管d3和二极管d4，其中所述磁保持继电器ka2包括自保持线圈l3、后激励线圈l4和双刀双掷开关k2，所述电阻r3一端与所述二极管d3阳极相连，所述电阻r3的另一端与所述自保持线圈l3负端相连，所述自保持线圈l3正端与所述二极管d3阴极和所述蓄电池组正极相连，所述后激励线圈l4正端与所述蓄电池组正极和所述二极管d4阴极相连，后激励线圈l4负端与所述电阻r4一端相连，所述电阻r4另一端与所述二极管d4阳极相连，所述双刀双掷开关k2的一端分别与所述太阳电池阵、所述第三使能开关单元和所述旁路充电单元相连，所述双刀双掷开关k2的另一端分别与所述蓄电池组和所述旁路充电单元相连。

5.根据权利要求2的卫星星箭分离后自主加电电路，其特征在于，所述第三使能开关单元包括：磁保持继电器ka3、电阻r5、电阻r6、二极管d5和二极管d6，其中所述磁保持继电器ka3包括自保持线圈l5、后激励线圈l6和双刀双掷开关k3，所述电阻r5一端与所述二极管d5阳极相连，所述电阻r5的另一端与所述自保持线圈l5负端相连，所述自保持线圈l5正端与所述二极管d5阴极和所述蓄电池组正极相连，所述后激励线圈l6正端与所述蓄电池组正极和所述二极管d6阴极相连，后激励线圈l6负端与所述电阻r6一端相连，所述电阻r6另一端与所述二极管d6阳极相连，所述双刀双掷开关k3的一端分别与所述太阳电池阵、所述第二使能开关单元和所述旁路充电单元相连，所述双刀双掷开关k3的另一端与所述母线相连。

6.根据权利要求1的卫星星箭分离后自主加电电路，其特征在于，所述旁路充电单元包括共阴极肖特基二极管。

7.一种卫星星箭分离后自主加电电路控制方法，其特征在于，包括：