一种航天器电源系统分流控制电路及方法
【专利摘要】本发明公开了一种航天器电源系统分流控制电路及方法，本发明提供的航天器电源系统分流控制电路包括：n路分流控制电路，每路分流控制电路包括一个分流MOS管和一个供电二极管，所述供电二极管的正极接分流MOS管的漏极，负极接母线；还包括：第n+1路分流控制电路和n个集总二极管，第m个所述集总二极管与第n+1个供电二极管串联后，再与第m个所述供电二极管并联，1≤m≤n。
【专利说明】一种航天器电源系统分流控制电路及方法
[0001]
【技术领域】
[0002]本发明涉及航天器电源系统分流调节用控制【技术领域】范畴，特别涉及一种高可靠电源系统分流控制技术。
[0003]
【背景技术】
[0004]当今空间飞行器电源系统的主流技术是太阳电池阵-蓄电池-控制调节器电源系统组成。开关分流调节技术是当今空间飞行器用电源系统母线调节的重要技术。开关分流调节技术主要故障模式为恒供电或恒分流故障模式。图1是现有的电源系统分流控制电路原理框图，包括η路分流控制电路，每路包括一个误差放大器，所述误差放大器接收母线控制信号差分输入，并向驱动电路输出控制信号，驱动电路接分流MOS管的栅极；分流MOS管的漏极接供电二极管的正极，供电二极管的负极接母线。
[0005]传统的航天器电源分流调节一旦分流出现恒供电故障模式，意味着飞行器需要设置最小负载以满足应用要求，若无法满足最小负载，母线最终会出现过压，危及整器安全。
[0006]本文在传统分流控制调节技术基础上，提出一种新型控制调节技术，即便单路出现恒供电状态下依然可以满足母线调节要求，航天器无需再设置最小负载。
[0007]
【发明内容】
[0008]本发明解决的问题是，现有技术中，一旦分流出现恒供电故障模式，容易因为飞行器无法实现最小负载而导致母线出现过压；为解决所述问题，本发明提供一种航天器电源系统分流控制电路及方法。
[0009]本发明提供的航天器电源系统分流控制电路包括:η路分流控制电路，每路分流控制电路包括一个分流MOS管和一个供电二极管，所述供电二极管的正极接分流MOS管的漏极，负极接母线；其特征在于，还包括--第η+1路分流控制电路和η个集总二极管，第m个所述集总二极管与第η+1个供电二极管串联后，再与第m个所述供电二极管并联，I ^ m ^ r1
[0010]进一步，第m个所述集总二极管与第m个所述供电二极管的耐压值和导通电流相同。
[0011]进一步，第m路分流控制电路包括:第m个误差放大器、第m个驱动电路；所述第m个误差放大器接收母线控制信号差分输入，产生并向第m个驱动电路输出驱动信号，第m个分流MOS管根据所述驱动信号打开或者闭合。
[0012]进一步，所述第m个误差放大器和第m个驱动电路之间还连接有第m个放大电路。
[0013]本发明提供的航天器电源系统分流控制方法包括:当第m路分流控制电路出现恒供电故障时，将功率通过第m个集总二极管送至第η+1路分流控制电路实现分流调节。
[0014]本发明的优点包括:
本发明通过增加第η+1路分流控制电路和η个集总二极管的方法，在原有控制的基础上增加一级控制电路，当出现恒供电模式时，进入第η+1个误差方法器的调节范围，此时第η+1个误差方法器实现第η+1个分流MOS管的开关调节，功率通过第η+1个供电二极管传输至负载。
[0015]本发明实现了航天器负载无最小负载指标要求，提高了电源系统工作可靠度。
[0016]
【专利附图】
【附图说明】
[0017]图1是现有的电源系统分流控制电路原理框图；
图2是本发明提供的航天器电源系统分流控制电路原理框图。
[0018]
【具体实施方式】
[0019]下文中，结合附图和实施例对本发明作进一步阐述。
[0020]参考图2，本发明提供的航天器电源系统分流控制电路包括:n路分流控制电路，每路分流控制电路包括一个分流MOS管和一个供电二极管，所述供电二极管的正极接分流MOS管的漏极，负极接母线；还包括:第η+1路分流控制电路和η个集总二极管，第m个所述集总二极管与第η+1个供电二极管串联后，再与第m个所述供电二极管并联，I < m < η。
[0021]继续参考图1，第I路分流控制电路包括:第I个误差放大器EA1、第I个驱动电路；所述第I个误差放大器EA1接收母线控制信号差分输入，产生并向第I个驱动电路输出驱动信号，所述驱动信号输到第I个分流MOS管T1的栅极，所述第I个分流MOS管根据所述驱动信号打开或者闭合，从而实现向母线供电或者分流的目的。所述第I个分流MOS管T1的源极接地，所述第I个分流MOS管T1的漏极接第一个供电二极管D1,第I个分流MOS管T1的漏极还接第一太阳电池阵SA1的正极，第一太阳电池阵SA1的正极的负极接敌。
[0022]η路分流控制电路中任意一路分流控制电路以及第η+1路分流控制电路的电路结构均与第I路分流控制电路的电路结构相同。
[0023]第m个所述集总二极管与第m个所述供电二极管的耐压值和导通电流相同。
[0024]在优选实施例中，所述第m个误差放大器和第m个驱动电路之间还连接有第m个放大电路，这样可以避免第m个误差放大器输出的驱动信号过小。
[0025]集总二极管D1-广Dlri的主要功能是当该路分流电路出现恒供电故障时，将功率通过集总二极管送至第η+1路分流控制电路，利用η+1路分流控制电路实现开关分流调节，从而实现母线调节。
[0026]第η+1路分流控制电路主要功能是在原有控制的基础上增加一级分流控制电路，当出现恒供电模式时，进入第η+1个误差放大器EA n+1的调节范围，此时第η+1个误差放大器EA n+1实现第η+1个分流MOS管T n+1的开关调节，功率通过第η+1个集总二极管D n+1传输至负载。
[0027]本发明虽然已以较佳实施例公开如上，但其并不是用来限定本发明，任何本领域技术人员在不脱离本发明的精神和范围内，都可以利用上述揭示的方法和技术内容对本发明技术方案做出可能的变动和修改，因此，凡是未脱离本发明技术方案的内容，依据本发明的技术实质对以上实施例所作的任何简单修改、等同变化及修饰，均属于本发明技术方案的保护范围。
【权利要求】
1.一种航天器电源系统分流控制电路，包括:n路分流控制电路，每路分流控制电路包括一个分流MOS管和一个供电二极管，所述供电二极管的正极接分流MOS管的漏极，负极接母线；其特征在于，还包括:第n+1路分流控制电路和η个集总二极管，第m个所述集总二极管与第n+1个供电二极管串联后，再与第m个所述供电二极管并联，I < m < η。
2.依据权利要求1所述的航天器电源系统分流控制电路，其特征在于，第m个所述集总二极管与第m个所述供电二极管的耐压值和导通电流相同。
3.依据权利要求1所述的航天器电源系统分流控制电路，其特征在于，第m路分流控制电路包括:第m个误差放大器、第m个驱动电路；所述第m个误差放大器接收母线控制信号差分输入，产生并向第m个驱动电路输出驱动信号，第m个分流MOS管根据所述驱动信号打开或者闭合。
4.依据权利要求3所述的航天器电源系统分流控制电路，其特征在于，所述第m个误差放大器和第m个驱动电路之间还连接有第m个放大电路。
5.依据权利要求1至4中所述的航天器电源系统分流控制电路的分流控制方法，其特征在于，当第m路分流控制电路出现恒供电故障时，将功率通过第m个集总二极管送至第n+1路分流控制电路实现分流调节。
【文档编号】H02M3/155GK104393754SQ201410560627
【公开日】2015年3月4日 申请日期:2014年10月21日 优先权日:2014年10月21日
【发明者】季飚, 王田, 姜月 申请人:上海空间电源研究所