用于航天器操作的可重配置功率处理单元的制作方法

1.本发明总体上涉及航天器功率处理单元，并且更具体地涉及用于航天器的可重配置功率处理单元。


背景技术：

2.航天器（例如卫星和其他类似尺寸的空间发射装置）通常包括推进器，该推进器被配置成允许航天器重新定向或操纵。除了（一个或多个）推进器之外，航天器还将包括需要电功率来运行的一个或多个机载系统。（一个或多个）推进器和机载系统的功率需要基本上是不同的，并且现有的航天器利用了不同的功率处理单元来向推进器和机载系统提供功率。
3.为推进器提供功率所需的功率处理单元大且重，并且当推进器不操作时通常不被使用。作为结果，航天器上的大量空间和重量被用于促进有限操作，并且在那些有限的操作之外提供极小的利用率。


技术实现要素：

4.在一个示例性实施例中，用于航天器的可重配置功率处理单元包括：多个功率模块，每个功率模块包括第一功率源和第二功率源，其中，第一功率源和第二功率源被配置成在第一状态下串联并且在第二状态下并联；以及多个接触器，将每个功率模块连接到所述多个功率模块中的另一功率模块和功率处理输出中的至少一个，并且被配置成控制功率模块的状态。
5.在上述用于航天器的可重配置功率处理单元的另一示例中，所述多个接触器被配置成在第一状态下将所述多个功率模块中的第一模块与所述多个功率模块中的第二功率模块置于串联。
6.在任何上述用于航天器的可重配置功率处理单元的另一示例中，所述多个接触器被配置成在第二状态下将每个第一功率源与每个其他第一功率源置于并联并且将每个第二功率源与每个其他第二功率源置于并联。
7.在任何上述用于航天器的可重配置功率处理单元的另一示例中，所述多个接触器中的每个接触器的状态是经由控制器来控制的。
8.在任何上述用于航天器的可重配置功率处理单元的另一示例中，所述控制器包括存储指令的存储器，所述指令被配置成通过对所述功率处理单元断电、转变所述多个接触器中的每个接触器的状态、以及对所述功率处理单元重新供电，从而将所述多个接触器从第一状态转变到第二状态。
9.在任何上述用于航天器的可重配置功率处理单元的另一示例中，所述多个接触器中的每个接触器是机械继电器、半导体开关和电子逻辑电路中的一个。
10.在任何上述用于航天器的可重配置功率处理单元的另一示例中，所述多个接触器中的每个接触器是机械继电器。
11.在任何上述用于航天器的可重配置功率处理单元的另一示例中，所述第二状态是低电压电源状态，并且其中，所述多个接触器被配置成正常处于所述第一状态。
12.在任何上述用于航天器的可重配置功率处理单元的另一示例中，所述多个功率模块中的每个功率模块中的第一功率源是150伏11安功率源。
13.在任何上述用于航天器的可重配置功率处理单元的另一示例中，所述第二状态是600v、22a高电压电源。
14.在任何上述用于航天器的可重配置功率处理单元的另一示例中，所述第一状态是150v、88a低电压电源。
15.在任何上述用于航天器的可重配置功率处理单元的另一示例中，所述多个功率模块中的每个功率模块是相同的。
16.在任何上述用于航天器的可重配置功率处理单元的另一示例中，所述多个功率模块包括至少四个功率模块。
17.在任何上述用于航天器的可重配置功率处理单元的另一示例中，所述多个功率模块包括正好四个功率模块。
18.一种用于操作功率处理单元的示例性方法，包括：在由第一负载规定的持续时间内向开关功率总线提供高电压功率；将所述功率处理单元断电；通过切换多个接触器中的每个接触器的状态，来将所述功率处理单元从第一高电压提供状态转变到第二低电压提供状态；对所述功率处理单元加电；以及向所述开关功率总线提供低电压功率。
19.在上述用于操作功率处理单元的方法的另一示例中，所述第一负载是电推进器，并且所述持续时间是推进器操作的持续时间。
20.在上述用于操作功率处理单元的方法的另一示例中，向开关功率总线提供低电压功率包括通过所述开关功率总线向航天器的至少一个机载电系统提供低电压功率。
21.在一个示例性实施例中，一种航天器配电系统，包括：功率处理单元，被配置成在第一状态下向开关功率总线提供高电压功率并且在第二状态下向开关功率总线提供低电压功率；至少一个电子推进器，连接到所述开关功率总线并且被配置成在所述第一状态期间接收功率；至少一个机载电系统，连接到所述开关功率总线并且被配置成在所述第二状态期间接收功率：以及控制器，被配置成控制所述功率处理单元的状态。
22.在上述航天器配电系统的另一示例中，所述功率处理单元包括：多个功率模块，每个功率模块包括第一功率源和第二功率源，其中，第一功率源和第二功率源被配置成在第一状态下串联并且在第二状态下并联；以及多个接触器，将每个功率模块连接到所述多个功率模块中的另一功率模块和功率处理输出中的至少一个，并且被配置成控制功率模块的状态。
23.在任何上述航天器配电系统的另一示例中，所述多个功率模块中的每个功率模块是相同的。
24.从下面的说明书和附图中可以最好地理解本发明的这些和其他特征，下面是附图的简要说明。
附图说明
25.图1示出包括可重配置功率处理单元的航天器功率系统的一部分；
图2示意性地示出高电压配置中的一个示例性可重配置功率处理单元；图3示意性地示出低电压配置中的图2的一个示例性可重配置功率处理单元；图4示意性地示出图2和图3的示例性可重配置功率处理单元，其包括被配置成对功率处理单元的配置进行转变的继电器接触器；图5示出演示用于将功率处理单元从第一配置转变到第二配置的过程的流程图；图6示出根据一个示例性配置的开关功率总线。
具体实施方式
26.图1示意性地示出了用于在航天器或其他空间发射装置中利用的直流（dc）功率系统10。功率系统10包括被配置成向开关功率总线30提供功率的可重配置功率处理单元20。多个不同的负载32、34连接到开关功率总线30，包括一个或多个电子推进器32和一个或多个电子机载系统34。功率处理单元20的状态是经由控制器40来控制的。虽然在此示出为从控制器40到功率处理单元20的单个控制连接，但是应当理解，可以利用任何数量的对应连接，如对于影响在此描述的重配置可能是必要的。
27.开关功率总线30是dc功率传输总线，其被配置成切换在任何给定时间向哪个连接的负载32、34提供功率。开关功率总线30可以是能够执行功率切换并承受高电压负载和低电压负载的电压和电流条件的任何已知的功率总线类型。参考图6，开关功率总线30的一个实施例可以包括开关501、503，其被配置成将功率引导到电子推进器总线532或机载电子系统总线534中的一个。电子推进器总线532向一个或多个电子推进器32提供功率，并且机载电系统总线向一个或多个机载电系统34提供功率。
28.每个负载32、34的所需功率特性是不同的，其中推进器32需要高电压、低电流负载（例如，在22a处600v），并且机载电子装置34需要低电压负载（例如，75v-150v）并且能够承受更高的电流（例如，88a）。
29.为了减轻重量并减小安装（一个或多个）功率处理单元20所需的航天器的面积，单个可重配置功率处理单元20能够提供高电压、低电流的功率以在一种配置下操作推进器32，并能够提供低电压、高电流的功率以在另一种配置下操作机载电子系统34。
30.继续参考图1，图2示意性地示出了高电压、低电流的功率输出配置中的一个示例性可重配置功率处理单元100。还参考图1，图3示意性地示出了低电压、高电流的功率输出配置中的相同的示例性可重配置功率处理单元100。
31.示例性功率处理单元100包括四个模块110，每个模块包括一对功率源120a、120b。在一个示例中，功率源120a、120b中的每一个是150v、11a功率源。示例性模块大致相同。如这里所使用的，大致相同是指电路具有相同或几乎相同的特性，这计及了布局变化和制造公差。
32.为了向开关总线30提供600v、22a的功率输出，每个模块110中的功率源120a、120b串联连接，使得第一功率源120a的负端子连接到第二功率源120b的正端子。模块110被分组为两个模块110的两组，并且给定组中的模块110也被置于串联。这些组以并联配置连接到输出端子130。图2中示出了600v、22a的功率输出配置。
33.当不需要推进器32时，功率处理单元100切换到第二配置，如图3所示。在一个示例中，第二配置是150v、88a的功率输出配置。为了实现这种功率输出，每个模块110内的功率
源120a、120b被切换到并联配置，其中，所有功率源120a、120b以功率源120a、120b彼此并联连接的方式直接连接到功率输出130。
34.通过被配置成在这两种配置中操作，功率处理单元100可以根据航天器的特定操作模式向推进器32以及机载电系统34提供正确的功率水平。这继而使航天器的总重量减少，因为单个功率处理单元100可以提供先前需要两个不同功率处理单元的功能。
35.继续参考图1-3，图4示意性地示出了包括用于实现可配置性的开关150的功率处理单元100。功率处理单元100被图示为具有图2的高电压输出配置中的开关150。在一个示例中，每个开关150是被配置成当从控制器40接收到命令信号时从第一连接切换到第二连接或断开连接的机械继电器。在替选示例中，可以利用替选开关150，包括晶体管网或其他电子逻辑电路。每个模块110包括两个开关150，其被配置成将功率源120a、120b从串联连接切换到并联连接。另外，模块110中的每一个都连接到输出130，并且经由模块110外部的一对开关150连接到对应组中的另一模块110。
36.在一些示例中，开关150可以是在没有接收到控制信号时它们所处的默认或正常位置。举例来说，默认位置可以在没有接收到控制信号时将功率处理单元100配置为低电压电源（例如，图3），并且开关150在接收到信号时切换位置。
37.在替选示例中，开关150可以是没有默认位置的锁定接触器。在这样的示例中，开关150维持它们的当前状态，直到接收到控制信号，并且当接收到控制信号时，切换状态。一旦切换，开关150就维持它们的新状态，直到接收到另一个控制信号，从而使它们再次切换。
38.参考上述图4的一般特征，模块110的每个分组a、b是相同的，并且以下面的方式构造。分组a、b包括第一模块110，其具有第一功率源120a，所述第一功率源120a具有正节点和负节点。第一功率源120a的正节点经由第一接触器150a和正输出节点130+连接到第二功率源120b的正节点，或者仅连接到正输出节点130+，这取决于第一接触器150a的状态。第一功率源120a的负节点连接到第二功率源120b的正节点，或者连接到功率处理单元100的负输出节点130，这取决于模块110内部的第二接触器150b的状态和第三接触器150c的状态。
39.类似地，每个组a、b中的第二模块110包括具有正节点和负节点的第一功率源120a。第一功率源120a的正节点经由接触器150c连接到组a、b中的第一模块的第二功率源120b的负节点，或者通过组a、b中的模块110外部的另一个接触器150连接到功率处理单元100的正输出端子130+。第二模块110中的第一电源120a的负节点连接到功率处理单元100的负输出节点130-，或者连接到组a、b中的第一模块110中的第二电源120b的负节点和负输出节点130-，这取决于接触器150c的状态。
40.继续参考图1-4，图5示出了用于从图2的高电压配置转变到图3的低电压配置的过程。最初，功率处理单元100处于图2的配置，并且在“向推进器提供功率”步骤210中，向推进器32提供功率。当航天器被重新定位，或者推进器32不再需要被激活时，控制器确定在推进器32处不再需要功率，并且在“将ppu断电”步骤220中，使功率处理单元100断电。
41.当功率处理单元100被断电时，在“重配置接触”步骤230中，控制器100使每个开关150的状态转变到相反的状态。一旦所有开关150被重配置，控制器40就在“对ppu加电”步骤240中，重新启动功率处理单元100，并向总线30提供功率。总线30继而在“向机载系统提供功率”步骤250中，向连接的机载电系统34提供功率。
42.当在推进器32处再次需要功率时，过程200就被反向，以恢复到原始的接触器状
态。在任一情况下，接触器在功率处理单元100处于断电状态时被重配置，以便防止向总线30提供功率的任何无意配置。
43.虽然上面示出和描述为包括正好四个模块110，但是本领域技术人员可以根据给定系统的所需功率特性，将可重配置系统扩展为包括额外的功率模块的对。
44.在图1-6的示例中，控制器40是包括控制算法的可自适应数字控制器，该控制算法促进每个操作模式的独特控制特性。在替选示例中，控制方案可以经由复杂模拟控制器的实现来完成。
45.还应当理解，任何上述概念都可以单独使用，或者与其他上述概念中的任何或所有组合地使用。尽管已经公开了本发明的实施例，但是本领域的普通技术人员应当认识到，某些修改将落入本发明的范围内。因此，应当研究所附权利要求来确定本发明的真实范围和内容。