一种运载航天器升压供电控制器

摘要

本发明公开了一种运载航天器升压供电控制器，至少包括：用于将N个蓄电池的输出电压转换为所需电压的M个升压电路；其中M为大于1的自然数；每个蓄电池的输出正端通过一个电池输入继电器与一个电池汇流条连接，每个电池汇流条与至少一个升压电路的输入正端子电连接；每个升压电路的功率输出正端子均与同一个母线汇流条电连接；所有升压电路输入输出功率负端子均与一个负汇流条电连接。用于滤除母线上高频信号和低频信号的母线滤波单元；母线滤波单元包括依次连接的霍尔传感器、母线高频电容、母线低频电容；霍尔传感器用于检测母线汇流条到母线高频滤波电容正端之间的电流；母线低频电容通过每一路载荷输出继电器与每一路载荷供电接口电连接。

权利要求

1.一种运载航天器升压供电控制器，其特征在于：至少包括：

用于将N个蓄电池的输出电压转换为所需电压的M个升压电路；其中M为大于1的自然数；每个蓄电池的输出正极通过一个电池输入继电器与一个电池汇流条连接，每个电池汇流条与至少一个升压电路的输入正端子电连接；升压电路的功率输出正端子均与同一个母线汇流条电连接；

用于滤除母线上高频信号和低频信号的母线滤波单元；所述母线滤波单元包括依次电连接的霍尔传感器、母线高频电容、母线低频电容；所述霍尔传感器用于检测母线汇流条到母线高频滤波电容正极之间的电流；所述母线汇流条与母线滤波单元正极电连接；所述母线低频电容的正极通过每一路载荷输出继电器与每一路载荷供电接口电连接；

在所述母线滤波单元的输出端子上电连接有误差放大反馈闭环控制电路；所述误差放大反馈闭环控制电路的信号输入端子与母线低频电容电连接；所述误差放大反馈闭环控制电路的信号输出端子与每个升压电路的控制端子电连接；

每个升压电路上电连接有电流检测及反馈闭环控制电路。

2.根据权利要求1所述运载航天器升压供电控制器，其特征在于：在每个升压电路的功率输出端子上并联有高频电容。

3.根据权利要求2所述运载航天器升压供电控制器，其特征在于：每个升压电路的控制电路包含有电流过流保护装置。

4.根据权利要求3所述运载航天器升压供电控制器，其特征在于：每个升压电路的控制电路包含有电压过压保护装置。

5.根据权利要求4所述运载航天器升压供电控制器，其特征在于：所述升压电路为非隔离型升压器，所有升压电路的输入输出功率负端子均与一个功率负汇流条电连接。

说明书

一种运载航天器升压供电控制器

技术领域

[0001] 本发明属于航天器的物理电源技术领域，特别是涉及一种运载航天器升压供电控制器。

背景技术

[0002] 在国内和国际空间电源领域，对卫星电源系统的研发和应用随着卫星技术的快速发展日趋成熟，相比而言由于运载火箭一次电源供电高可靠和短时间的任务特点，电池对母线直接供电一直是首选，但随着运载火箭新型号的出现，运载航天器执行任务的时间逐渐变长，执行任务的内容也逐渐丰富，也开始对于一次母线供电提出了更多需求。

[0003] 目前，一些飞行任务卫星受入轨前飞行时间长、电池容量等限制，依靠自身电池储能并不足以维持星箭分离前的长时间用电需求，需要借助诸如上面级这样的新型运载航天器为卫星一次母线供电，而运载航天器传统的蓄电池直接供电方式电压波动范围大，并不能满足卫星载荷对母线品质的要求。目前运载航天器普遍采用的蓄电池直接供电方式电路原理框图如图1所示。。

发明内容

[0004] 本发明要解决的技术问题是：提供一种具有多蓄电池输入，单母线输出高精度电压的运载航天器升压供电控制器；通过多个升压电路输入和输出的并联组合，将蓄电池电能恒压输出，可用于浮地和共地两种一次电源分系统接地体制，为运载航天器自身或卫星提供长时间稳定可靠的一次电源系统供电。

[0005] 本发明为解决公知技术中存在的技术问题所采取的技术方案是：

[0006] 一种运载航天器升压供电控制器，至少包括：

[0007] 用于将N个蓄电池的输出电压转换为所需电压的M个升压电路；其中M为大于1的自然数；每个蓄电池的输出正极通过一个电池输入继电器与一个电池汇流条连接，每个电池汇流条与至少一个升压电路的输入正端子电连接；升压电路的功率输出正端子均与同一个母线汇流条电连接；

[0008] 用于滤除母线上高频信号和低频信号的母线滤波单元；所述母线滤波单元包括依次电连接的霍尔传感器、母线高频电容、母线低频电容；所述霍尔传感器用于检测母线汇流条到母线高频滤波电容正极之间的电流；所述母线汇流条与母线滤波单元正极电连接；所述母线低频电容的正极通过每一路载荷输出继电器与每一路载荷供电接口电连接。

[0009] 进一步：在所述母线滤波单元的输出端子上电连接有误差放大反馈闭环控制电路；所述误差放大反馈闭环控制电路的信号输入端子与母线低频电容电连接；所述误差放大反馈闭环控制电路的信号输出端子与每个升压电路的控制端子电连接。

[0010] 进一步：每个升压电路上电连接有电流检测及反馈闭环控制电路。

[0011] 进一步：在每个升压电路的功率输出端子上并联有高频电容。

[0012] 进一步：每个升压电路的控制电路包含有电流过流保护装置。

[0013] 进一步：每个升压电路的控制电路包含有电压过压保护装置。

[0014] 进一步：所述升压电路为非隔离型升压器，所有升压电路的输入输出功率负端子均与一个功率负汇流条电连接。

[0015] 本发明具有的优点和积极效果是：

[0016] 1.本发明通用性好，整体采用结构模块化串杆式设计，每个结构单元功能独立，方便组装和调试，多个升压电路并联使用，易于根据输入蓄电池容量及载荷功率需求进行功率备份和功率拓展，由于配备有电池接入和转电输出继电器，和蓄电池组合使用即可组成供电系统。

[0017] 2.本发明的升压模块采用多模块热备份方式，各自具有输入过流和输出过压保护功能，能够确保发生内部故障时停止工作，仅降低了整机最大输出功率，不影响供电任务的完成。

[0018] 3.本发明内部供电回路与控制电路电气隔离，即可作为箭上单机的一次电源，兼容箭上浮地体制供电，又可以接入卫星一次母线，跨系统为多颗卫星供电。

[0019] 4.本发明相比箭上传统电源系统，具有蓄电池电压输入范围宽，输出电压精度高等特点(-50℃～+70℃，输入蓄电池电压范围内输出空载到满载，电压精度可达输出电压的±1％之内)，适合长距离供电，同时兼具星上大功率开关电源效率高、输出纹波低的优点(效率达93％以上，纹波峰峰值小于0.5V)。

[0020] 本发明额定功率输出情况下，可连续长时间工作，能够适应箭上环境条件，可靠性高

[0021] 相比运载航天器传统蓄电池直接供电且仅能为自身电气系统供电的局限性，本发明除了可为自身电气系统提供高精度一次母线供电，还可以灵活的跨系统为多颗卫星供电，且输出功率大，电压精度高，解决了跨系统供电接地体制匹配性问题以及长距离供电远端接地所带来的供电品质降低的问题。满足了长寿命运载航天器电源控制技术的发展需求，通过跨系统供电，拓展了运载航天器的任务范围，减少了任务期间卫星电池的消耗，有益于卫星长寿命在轨运行。附图说明：

[0022] 图1是传统运载航天器采用的蓄电池直接供电方式电路原理框图；

[0023] 图2是本发明优选实施例的结构图；

[0024] 图3为本发明优选实施例中结构模块间功率正线路径图；

[0025] 图4为本发明优选实施例中电压、电流双环控制电路原理图；

[0026] 图5为本发明优选实施例中共地体制的供电方式；

[0027] 图6为本发明优选实施例中浮地体制的供电方式；

[0028] 图7为本发明优选实施例中升压电路输出滤波电路。

具体实施方式

[0029] 为能进一步了解本发明的发明内容、特点及功效，兹例举以下实施例，并配合附图详细说明如下：

[0030] 请参阅图1至图7，一种运载航天器升压供电控制器，包括：

[0031] 用于将N个蓄电池的输出电压转换为所需电压的M个非隔离型升压电路；其中M为大于1的自然数；每个蓄电池的输出正端通过一个电池输入继电器与一个电池汇流条连接，每个电池汇流条与至少一个升压电路的输入正端子电连接；每个升压电路的功率输出正端子均与同一个母线汇流条电连接；所有升压电路输入输出功率负端子均与一个负汇流条电连接。

[0032] 用于滤除母线上高频信号和低频信号的母线滤波单元；所述母线滤波单元包括依次连接的霍尔传感器、母线高频电容、母线低频电容；所述霍尔传感器用于检测母线汇流条到母线高频滤波电容正端之间的电流；所述母线低频电容通过每一路载荷输出继电器与每一路载荷供电接口电连接。

[0033] 进一步：在所述母线滤波单元的输出端子上电连接有误差放大反馈闭环控制电路；所述误差放大反馈闭环控制电路的信号输入端子与母线低频电容电连接；所述误差放大反馈闭环控制电路的信号输出端子与每个升压电路的控制端子电连接。

[0034] 进一步：每个升压电路上电连接有电流检测及反馈闭环控制电路。

[0035] 更进一步：在每个升压电路的功率输出端子上并联有高频电容。

[0036] 更进一步：每个升压电路的控制电路包含有电流过流保护装置。

[0037] 更进一步：每个升压电路的控制电路包含有电压过压保护装置。

[0038] 上述运载航天器升压供电控制器联入供电系统后，当电池输入继电器接收到外部控制信号闭合后，升压电路同时启动开始工作，此时载荷未转电，升压电路不输出，总供电电流为0。当载荷需要供电时，通过控制信号闭合载荷输出继电器实现转电输出，如附图2所示。

[0039] 供电控制器升压调节恒压输出功能的实现

[0040] 运载航天器升压供电控制器包含三种结构模块，按功能可分为电池接入升压模块、可拓展升压模块和母线滤波模块。可拓展升压模块升压模块可根据载荷功率需求及备份需求灵活增减，而电池接入升压模块也可根据蓄电池数量配置相应数量，如附图3。母线滤波模块上的输出电压信号经误差放大闭环反馈控制多个升压电路，以保证供电控制器高精度恒压输出功率，同时，每个升压模块受自身输出电流反馈闭环控制，均衡的输出电流，如附图4。

[0041] 提高浮地体制下电磁兼容能力设计

[0042] 蓄电池功率从电池输入继电器接入电池汇流条，又经多个升压电路并联输出至输出母线汇流条，最后通过母线滤波模块的滤波电路和输出继电器输出。这保证了功率依次流过每个模块，减少了模块间走线，缩短了升压调节器输出功率路径，从而降低了输出线路上分布电感对电压尖峰的放大作用，此外，每个升压电路出口近端都并联了高频电容，配合母线滤波模块内的高频和低频电容排的组合使用，分别达到吸收开关噪声和母线低频波动两种作用。最终提升了升压电路供电品质，如附图7。

[0043] 适用于不同接地体制的设计

[0044] 本发明属于运载航天器类产品，依据运载航天器浮地体制要求设计，内部电气部分与机壳(结构地)绝缘，控制信号与供电电气部分隔离，作为运载航天器上载荷电源时，由于载荷本身与结构地隔离，供电控制器浮地方式供电。而作为卫星等搭载类航天器跨系统电源时，则通过供电电缆远端接地，形成共地方式下长距离供电。本发明具有较好的输出供电品质，可满足这两种供电方式下供电指标的要求，如附图5、附图6所示。

[0045] 本发明采用大功率升压型开关电源实现运载航天器上一次母线供电控制，即适用运载航天器浮地体制，与机壳电气绝缘方式恒压供电输出，又兼容卫星共地体制，可以跨系统通过卫星远端接地(机壳)为卫星一次母线供电。同时，本发明优化了电路布局，减少了模块间功率走线，增加了多级滤波电容，保证了输出母线电压品质。因此，本发明在运载航天器一次母线灵活供电上具有新颖性，易于功率拓展、恒压输出精度高等特点增强了其通用性，拓宽了大功率开关型电源在航天电源系统应用范围。

[0046] 以上对本发明的实施例进行了详细说明，但所述内容仅为本发明的较佳实施例，不能被认为用于限定本发明的实施范围。凡依本发明申请范围所作的均等变化与改进等，均应仍归属于本发明的专利涵盖范围之内。