一种自主加电电路及微纳卫星的制作方法

1.本实用新型涉及星上电子技术领域，特别是涉及一种自主加电电路及微纳卫星。


背景技术：

2.目前，微纳卫星大多采用的是在主动段不加电的发射方式，通过行程开关的常开触点控制卫星自主加电。具体的，采用将蓄电池组正线电压通过接插件对外引出至卫星星表接插件，由位于星表的行程开关控制电路通断。在星箭分离前，行程开关处于压紧状态，此时行程开关的常开触点闭合，电路中用于控制蓄电池组向卫星母线输电的mos管(mosfet)关断，母线不得电；在星箭分离后，行程开关的常开触点断开，mos管导通，蓄电池组通过mos管接入母线，卫星母线有电，进而整星可以开始工作，最终再按照计算机指令实现母线的正常受控调节即完成卫星的上电程序，从而实现自主加电设计。
3.但是，目前常用的自主加电设计方式存在一个问题，蓄电池组的正线电压相当于被引出至星表，存在着一定的外部短路搭接风险，可能会导致电阻断裂、电路板过流烧毁等严重后果。
4.所以，现在本领域的技术人员亟需要一种自主加电电路，解决目前的自主加电电路存在外部短路搭接风险的问题。


技术实现要素：

5.本实用新型的目的是提供一种自主加电电路及微纳卫星，以解决目前的自主加电电路将蓄电池正线电压引出星表进行控制所导致的存在外部短路搭接风险的问题。
6.为解决上述技术问题，本实用新型提供一种自主加电电路，包括：行程开关、星表插座、pmos管、电阻和放电开关；
7.行程开关设置于卫星星表，行程开关常闭触点的两端通过星表插座引入卫星内部；其中，常闭触点的第一端与pmos管的栅极连接，第二端与蓄电池组的负极连接；
8.pmos管的漏极与蓄电池组的正极连接，pmos管的源极与卫星母线正线连接，pmos管的源极与栅极之间串联有电阻；
9.放电开关两端并联在pmos管的源极和漏极处。
10.优选的，还包括：设置于pmos管栅极与常闭触点第一端之间的开关。
11.优选的，还包括：并联在pmos管源极和漏极的电容。
12.优选的，还包括：并联在放电开关两端的续流二极管；其中，续流二极管的正极与蓄电池组的正极连接，负极与卫星母线正线连接。
13.优选的，还包括：星箭分离信号采样电路；
14.其中，星箭分离信号包括：第一分压电阻和第二分压电阻；
15.第一分压电阻和第二分压电阻串联在电源正极与地之间；
16.第一分压电阻与第二分压电阻的公共端通过星表插座与行程开关常开触点的第一端连接，且作为星箭分离信号采样电路的输出端；
17.常开触点的第二端通过星表插座接地。
18.优选的，还包括：设置于常开触点的第二端与地之间的零欧姆电阻。
19.优选的，行程开关至少为两个，各行程开关之间并联冗余设置。
20.优选的，pmos管至少为两个，各pmos管之间并联冗余设置。
21.优选的，放电开关至少为两个，各放电开关之间并联冗余设置。
22.为解决上述技术问题，本实用新型还提供一种微纳卫星，包括上述的自主加电电路。
23.本实用新型所提供的一种自主加电电路，通过pmos管实现蓄电池组向卫星母线正线送电的控制，具体的，通过星表插座将蓄电池组的负极和pmos管的栅极引出星表由行程开关控制电路通断。在星箭分离前，行程开关处于压紧状态，其常闭触点处于断开状态，也即pmos管的栅极悬空，此时栅源电压v
sg
＝0，pmos管关断，蓄电池组无法通过pmos管为整星供电；而在星箭分离后，行程开关处于松开状态，此时常闭触点闭合，pmos管的栅极接通蓄电池组的负极，栅极电压被负电压拉低，栅源电压v
sg
＝12v，pmos管开通，蓄电池组得以通过pmos管向卫星母线正线放电，卫星母线得电后整星可以开始正常工作，计算机可以通过指令控制放电开关闭合，进而使得母线开始正常受控调节，完成卫星上电程序。本技术的自主加电电路通过行程开关和pmos管实现卫星根据星箭分离状态在主动段不加电的控制，满足自主加电需求。另外，由于本电路中引出至星表以令行程开关控制电路通断的是蓄电池组的负极与pmos管栅极，外部短路搭接风险及后果相比于正线电压更小也更可靠，卫星的安全性得到保证。
24.本实用新型提供的一种微纳卫星，与上述电路对应，效果同上。
附图说明
25.为了更清楚地说明本实用新型实施例，下面将对实施例中所需要使用的附图做简单的介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本实用新型的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。
26.图1为目前常见的一种自主加电电路的结构图；
27.图2为本实用新型提供的一种自主加电电路在星箭分离前的结构图；
28.图3为本实用新型提供的一种自主加电电路在星箭分离后的结构图。
具体实施方式
29.下面将结合本实用新型实施例中的附图，对本实用新型实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本实用新型一部分实施例，而不是全部实施例。基于本实用新型中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下，所获得的所有其他实施例，都属于本实用新型保护范围。
30.本实用新型的核心是提供一种自主加电电路及微纳卫星。
31.为了使本技术领域的人员更好地理解本实用新型方案，下面结合附图和具体实施方式对本实用新型作进一步的详细说明。
32.卫星在运载整流罩中分为加电和不加电两种状态，在传统的大卫星设计中，从发射前几个小时到星箭分离帆板展开之前多通过蓄电池组为卫星供电，这就对蓄电池组的容
量提出了一定要求。一般而言，蓄电池组容量的提高伴随着体积和重量的增加，所以这种供电方式在小卫星的设计和使用中并不适用。
33.微纳卫星具有体积小，重量轻等特点，若在主动段加电，为满足蓄电池组入轨前放电深度不超过80％，则在轨运行时放电深度仅为10％左右，存在过设计的问题。虽然通过增大蓄电池容量能够规避卫星断电的风险，但是如上述所述的，增大蓄电池容量通常需要额外增加的体积和重量，所以在目前的设计中，微纳卫星大多采用的是在主动段不加电的发射方式。
34.目前常见的一种卫星自主加电电路的结构如图1所示，包括：行程开关、星表插座、pmos(positive mos)管pmos1、pmos2、电阻r91、放电开关k1、k2和使能开关k3等；其中，星表插座用于将卫星内电源控制器中的电路引出至星表以供行程开关控制通断，图1中虚线左侧表示卫星星表，虚线右侧表示卫星内部的电源控制器。
35.如图1所示，在星箭分离之前，行程开关1、2均处于压紧状态，即行程开关1和行程开关2的常闭触点1和2断开、常开触点3和4闭合(由于常闭触点1和2不涉及到自主加电控制，故图1中并未示出，但行程开关通常都具有一对常开触点和一对常闭触点)，此时使自主加电使能开关k3闭合，pmos1和pmos2的栅源电压vsg＝0v，则pmos1和pmos2处于断开状态，蓄电池组无法通过pmos1和pmos2为整星供电。星箭分离后，行程开关1、2处于松开状态，常开触点3和4断开，pmos管导通，蓄电池组通过pmos管接入母线，卫星母线有电整星开始工作，再按照计算机指令发送放电开关1/2(即放电开关k1、k2的其中一个)接通指令，蓄电池组通过放电开关1/2接入母线，母线开始正常受控调节。至此，完成卫星上电程序。
36.由上述可知，目前常用的如图1所示的自主加电电路中，采用行程开关的常开触点串联控制蓄电池组正极与pmos管栅极之间的通断，进而控制pmos管是否导通。由于行程开关位于卫星星表，所以若将行程开关引入电路参与控制，就需要将电路引出至卫星星表，蓄电池组正线淡雅被引出到卫星星表就不可避免地会存在着一定的外部短路搭接风险。考虑到地面测试过程中，一旦操作人员出现误操作，星表与整星星体(结构地)产生搭接，电阻r91所在通路经受电流冲击，可能导致电阻断裂、电路板过流烧毁等严重后果。
37.为解决上述问题，本技术提供一种自主加电电路，如图2和图3所示，包括：行程开关(行程开关1、2)、星表插座、pmos管(p-mos1、p-mos2)、电阻和放电开关(k1、k2)；
38.行程开关设置于卫星星表，行程开关常闭触点的两端通过星表插座引入卫星内部；其中，常闭触点的第一端与pmos管的栅极连接，第二端与蓄电池组的负极(bus-)连接；pmos管的漏极与蓄电池组的正极(bus+)连接，pmos管的源极与卫星母线正线(bat+)连接，pmos管的源极与栅极之间串联有电阻；放电开关两端并联在pmos管的源极和漏极处。
39.需要说明的是，图2和图3所示电路结构相同，区别在于行程开关的开关状态，其中，图2所示对应于星箭分离之前，图3所示对应于星箭分离之后。以及对于图2和图3中星表插座各节点之间的对应关系，如图2中的星表飞行插头所示，星表插座上下相邻的两节点对应连接，两对应节点一个位于星表，另一个位于星内。
40.还需要说明的是，本技术并未限制行程开关、pmos管、放电开关的数量，为保证电路的可靠性，上述元件都可采用并联冗余设计(行程开关1和2；pmos管p-mos1和p-mos2；放电开关k1和k2)，也即上述各元件都至少为两个，且彼此之间相互并联实现冗余。需要说明的是，上述的电阻的作用为给pmos管提供偏置电压以及作为泄放电阻，所以若pmos管采用
并联冗余设计，则每一pmos管的栅极与源极之间都应接有对应的电阻。
41.进一步的，图2和图3所示的pmos管栅极与源极之间的电阻接法仅为一种可能的实施方式，包括电阻r1、r2、r3和r4(冗余的另一pmos管则对应r5、r6、r7和r8)；其中，r1、r3的第二端(电阻以左、上为第一端，右、下为第二端)与pmos管的栅级连接；r1的第一端与r2和r4的第二端连接；r2和r3的第一端与pmos管的源极连接；r4的第一端通过星表插座与行程开关的常闭触点连接。
42.此外，由上述电路结构可知，在星箭分离之前，行程开关处于压紧状态，开关状态如图2所示，常闭触点1和2处于断开状态，此时与放电开关并联的pmos管栅极悬空，栅源电压v
sg
＝0，pmos管关断，蓄电池组无法通过pmos管向卫星母线正线供电，也即此时整星不得电。
43.在星箭分离后，行程开关1、2处于松开状态，开关状态如图3所示，此时常闭触点1和2处于闭合状态，pmos管栅极接通蓄电池组负极，栅极电压被拉低，栅源电压v
sg
＝12v，pmos管开通，蓄电池组通过pmos管放电至母线正线，卫星母线得电，整星开始工作。在卫星整星上电后，星载计算机上电，进而可以发送放电开关接通指令，放电开关接通，pmos管被短路，蓄电池组通过放电开关接入母线，母线开始正常受控调节，完成整个卫星上电流程。
44.对于本技术所提供的自主加电电路，同样通过行程开关控制星箭分离前后蓄电池组是否向卫星母线正线输出电能，但与图1所示的现有常见的自主加电设计的区别在于，本技术改变了行程开关控制pmos管导通的控制逻辑，选用行程开关的常闭触点控制pmos管栅极是否接通蓄电池组负极。所以，被星表插座引出至星表的为蓄电池组负线，也就从根源上降低了蓄电池组正线电压被引出至星表所带来的外部短路搭接风险以及可能导致的一系列严重后果，更好地保证了卫星星箭分离前后自主上电的可靠性和安全性。
45.同理，为进一步提高卫星自主上电的安全性与可靠性，本实施例还提供一种优选的实施方案，如图2和图3所示，上述电路还包括：设置于pmos管栅极与常闭触点第一端之间的开关k3。
46.具体到图2和图3所示的电路结构，开关k3也即设置于行程开关常闭触点与电阻r4之间，开关k3可由继电器实现。
47.由上述可知，继电器位于行程开关控制pmos管导通与否的控制通路上，也即，位于卫星电源控制器中的自主上电电路的对外通路又串接了继电器，进一步降低对外搭接风险和影响，将其控制在一个安全范围内。
48.由上述可知，继电器的通断同样影响pmos管的导通与否，所以，继电器应于卫星在地面的最后一次加电时接通，将通路断开的控制权交由行程开关的常闭触点。同理，虽然卫星整星存在过放电保护功能，但过放电保护功能仅仅控制放电开关，并不对pmos管进行控制，因此在轨运行初期，卫星上电完成了整星相关状态设置后，需将继电器k3关闭。
49.此外，由于上述的自主加电电路中的pmos管在实际开通过程中还存在浪涌电流，所以为降低浪涌电流为电路带来的不良影响，本实施例还提供一种优选的实施方案，如图2和图3所示，上述电路还包括：并联在pmos管源极和漏极的电容(c1、c2)。
50.容易理解的是，本实施例所添加的电容用于使pmos管的开通速度放缓，以达到减小浪涌电流的目的，在上述实施例令pmos管进行并联冗余设计的优选方案中，本实施例也应对每一pmos管的源极和漏极处都并联一个电容，图2和图3以两个并联冗余设计的pmos管
为例，故相应的电容也为两个，分别为电容c1和c2。
51.进一步的，本实施例还提供一种优选的实施方案，如图2和图3所示，上述电路还包括：并联在放电开关两端的续流二极管d1；其中，续流二极管d1的正极与蓄电池组的正极连接，负极与卫星母线正线连接。
52.续流二极管d1并联在放电开关和pmos管两侧，起到保护电气元件的目的，进一步提高本电路的安全性和可靠性。
53.由上述实施例可知，上述实施例利用行程开关的常闭触点1、2和pmos管实现了在星箭分离前后对蓄电池组向卫星母线正线供电与否的控制，可以有效预防外部短路故障。可以明确的是，上述实施例是利用了行程开关利用生产机械运动部件的碰撞使其触头动作来实现接通或分断控制电路这一特点区分是否发生星箭分离，因此，同样可利用行程开关的这一特点实现星箭分离信号的采样(也即以信号的方式确定何时出现星箭分离)。并且，上述自主加电电路仅使用了行程开关的常闭触点1、2，而行程开关通常都具有一对常闭触点1、2和一对常开触点3、4，故上述自主加电电路中的行程开关还有一对常开触点3、4闲置，可用于实现星箭分离信号采样。
54.综上所述，本实施例提供一种优选的实施方案，如图2和3所示，上述电路还包括：星箭分离信号采样电路；
55.其中，星箭分离信号包括：第一分压电阻r9和第二分压电阻r10；第一分压电阻r9和第二分压电阻r10串联在电源正极与地之间；第一分压电阻r9与第二分压电阻r10的公共端通过星表插座与行程开关常开触点的第一端(即触点3)连接，且作为星箭分离信号采样电路的输出端；常开触点的第二端(即触点4)通过星表插座接地。
56.容易理解的是，本实施例中的电源用于为星地分离信号供电，其电压等级可根据实际需要确定，本实施例对此不做限制，同理，对于第一分压电阻r9和第二分压电阻r10的阻值本实施例也不做限制。
57.由上述星箭分离信号采样电路可知，第一分压电阻r9和第二分压电阻r10组成分压电路对电源正极提供的电压进行分压，星箭分离信号采样电路的输出端为两分压电阻的公共端，也即星箭分离信号输出相当于第二分压电阻r10分得的电压。而行程开关的常开触点3、4相当于并联在第二分压电阻r10两端，其导通与否控制着第二分压电阻r10是否被短路。所以，在星箭分离之前，行程开关处于压紧状态，此时常开触点3、4闭合，第二分压电阻r10被短路，采样电路输出端处的电压为0v；而在星箭分离之后，行程开关处于松开状态，此时常开触点3、4断开，第二分压电阻r10未被短路，采样电路输出端处的电压为第二分压电阻r10分得的电压。
58.在一种可能的实施方式中，上述的电源正极电压为12v，第一分压电阻r9阻值为10kω，第一分压电阻r9阻值为2kω。此时，星箭分离采样电路输出端输出的信号在星箭分离前为0v，在星箭分离之后为2v左右，即实现星箭分离信号的采样。
59.需要说明的是，第一分压电阻r9和第二分压电阻r10的设置仅为一种最为简单的分压电路的实现方式，事实上，上述优选方案即是利用行程开关控制分压电路中一部分电阻的短路与否来影响分压电路的输出端电压值，进而实现星箭分离信号的采样，所以在部分特定的应用场景中，对于星箭分离信号采样电路的实施还可基于更为复杂的分压电路实现。
60.还需要说明的是，虽然由上述可知，第二分压电阻r10直接接地，所以行程开关常开触点的一端(触点4)即直接与地连接，但通常在实际实施中，处于测试等多方面的考虑，第二分压电阻r10、行程开关的常开触点与地之间通常还会设置一个阻值接近于零的电阻，也即，上述电路还包括：设置于常开触点的第二端与地之间的零欧姆电阻r11。
61.本技术提供一种自主加电电路及其优选的实施方案，自主加电控制的实现同样基于行程开关可以确定当前卫星是否发生星箭分离的特性，结合pmos管实现对蓄电池组是否向卫星母线供电的控制，与目前常见的自主加电设计的区别在于，本技术电路通过控制pmos管栅极是否与蓄电池组负相连进而控制pmos管的导通，所以引出星表的电压也是蓄电池组负电压，对地电压较低，进而对外搭接的风险和影响也更低，更有利于卫星的安全，使得整个自主上电电路更加可靠。同时，本技术提供的整个自主上电功能都基于硬件电路控制，可靠性更有保障。另外，在本技术提供的优选方案中，还通过在pmos管栅极的控制通路上串联添加继电器，以进一步降低对外搭接风险；还通过行程开关、pmos管以及放电开关等元件的冗余设置，保证任一元件出现故障时其他冗余元件仍能保证卫星自主加电功能的正常实现，同样提高了本电路的可靠性。进一步的，本实施例另一优选实施方案还利用行程开关可以确定卫星是否发生星箭分离的特性以及闲置的一对常开触点，通过添加简单的分压电路即可由行程开关常开触点控制一部分分压电阻的短路与否，进而使星箭分离信号采样电路在星箭分离前后输出不同值的电压信号，实现星箭分离信号的采样，整个采样电路实现简单且复用已有元件，成本较低的同时也有助于控制整体电路的体积，更好地满足了微纳卫星等微小卫星的设计需要。
62.在上述实施例中，对于一种自主加电电路进行了详细描述，本技术还提供一种微纳卫星对应的实施例，微纳卫星包括上述任意实施例所述的自主加电电路。由于微纳卫星部分的实施例与自主加电电路部分的实施例相互对应，因此微纳卫星部分的实施例请参见自主加电电路部分的实施例的描述，这里暂不赘述。
63.以上对本实用新型所提供的一种自主加电电路及微纳卫星进行了详细介绍。说明书中各个实施例采用递进的方式描述，每个实施例重点说明的都是与其他实施例的不同之处，各个实施例之间相同相似部分互相参见即可。对于实施例公开的装置而言，由于其与实施例公开的方法相对应，所以描述的比较简单，相关之处参见方法部分说明即可。应当指出，对于本技术领域的普通技术人员来说，在不脱离本实用新型原理的前提下，还可以对本实用新型进行若干改进和修饰，这些改进和修饰也落入本实用新型权利要求的保护范围内。
64.还需要说明的是，在本说明书中，诸如第一和第二等之类的关系术语仅仅用来将一个实体或者操作与另一个实体或操作区分开来，而不一定要求或者暗示这些实体或操作之间存在任何这种实际的关系或者顺序。而且，术语“包括”、“包含”或者其任何其他变体意在涵盖非排他性的包含，从而使得包括一系列要素的过程、方法、物品或者设备不仅包括那些要素，而且还包括没有明确列出的其他要素，或者是还包括为这种过程、方法、物品或者设备所固有的要素。在没有更多限制的情况下，由语句“包括一个
……”
限定的要素，并不排除在包括所述要素的过程、方法、物品或者设备中还存在另外的相同要素。

技术特征：
1.一种自主加电电路，其特征在于，包括：行程开关、星表插座、pmos管、电阻和放电开关；所述行程开关设置于卫星星表，所述行程开关常闭触点的两端通过所述星表插座引入所述卫星内部；其中，所述常闭触点的第一端与所述pmos管的栅极连接，第二端与蓄电池组的负极连接；所述pmos管的漏极与所述蓄电池组的正极连接，所述pmos管的源极与所述卫星母线正线连接，所述pmos管的源极与栅极之间串联有电阻；所述放电开关两端并联在所述pmos管的源极和漏极处。2.根据权利要求1所述的自主加电电路，其特征在于，还包括：设置于所述pmos管栅极与所述常闭触点第一端之间的开关。3.根据权利要求1所述的自主加电电路，其特征在于，还包括：并联在所述pmos管源极和漏极的电容。4.根据权利要求1所述的自主加电电路，其特征在于，还包括：并联在所述放电开关两端的续流二极管；其中，所述续流二极管的正极与所述蓄电池组的正极连接，负极与所述卫星母线正线连接。5.根据权利要求1至4任意一项所述的自主加电电路，其特征在于，还包括：星箭分离信号采样电路；其中，所述星箭分离信号包括：第一分压电阻和第二分压电阻；所述第一分压电阻和所述第二分压电阻串联在电源正极与地之间；所述第一分压电阻与所述第二分压电阻的公共端通过所述星表插座与所述行程开关常开触点的第一端连接，且作为所述星箭分离信号采样电路的输出端；所述常开触点的第二端通过所述星表插座接地。6.根据权利要求5所述的自主加电电路，其特征在于，还包括：设置于所述常开触点的第二端与地之间的零欧姆电阻。7.根据权利要求1所述的自主加电电路，其特征在于，所述行程开关至少为两个，各所述行程开关之间并联冗余设置。8.根据权利要求1所述的自主加电电路，其特征在于，所述pmos管至少为两个，各所述pmos管之间并联冗余设置。9.根据权利要求1所述的自主加电电路，其特征在于，所述放电开关至少为两个，各所述放电开关之间并联冗余设置。10.一种微纳卫星，其特征在于，包括权利要求1至9任意一项所述的自主加电电路。

技术总结
本实用新型公开了一种自主加电电路及微纳卫星，涉及星上电子技术领域，用于实现卫星主动段不加电的自主加电方式，针对目前自主加电电路存在外部短路搭接风险的问题，提供了一种自主加电电路，通过PMOS管实现蓄电池组向卫星母线正线送电的控制，具体的，通过星表插座将蓄电池组的负极和PMOS管的栅极引出星表由行程开关控制电路通断。本申请的自主加电电路通过行程开关和PMOS管实现卫星根据星箭分离状态在主动段不加电的控制，满足自主加电需求。另外，由于本电路中引出至星表以令行程开关控制电路通断的是蓄电池组的负极与PMOS管栅极，外部短路搭接风险及后果相比于正线电压更小也更可靠，卫星的安全性得到保证。卫星的安全性得到保证。卫星的安全性得到保证。


技术研发人员：黄越
受保护的技术使用者：浙江时空道宇科技有限公司
技术研发日：2023.03.01
技术公布日：2023/9/1