一种空间飞行器加热器控制与状态检测系统的制作方法

1.本发明属于空间飞行器供配电控制技术领域，尤其涉及一种空间飞行器加热器控制与状态检测系统。


背景技术：

2.目前，空间飞行器(卫星)热控加热器的控制方式一般为继电器等机械开关控制或继电器+mos管控制等驱动控制方式。由于一般空间飞行器加热器路数较多，常规a/d采集方式实现加热器安全开关状态，其电路规模较大，需要体积、重量等资源多，因此很难具备加热器安全开关状态检测功能。当空间飞行器局部控温功能出现故障时，不能及时判断加热器安全开关健康状态，不利于故障定位和在轨自主处理。


技术实现要素：

3.本发明解决的技术问题是：克服现有技术的不足，提供了一种空间飞行器加热器控制与状态检测系统，具有小型化、轻量化、低成本、高可靠的优点。
4.本发明目的通过以下技术方案予以实现：一种空间飞行器加热器控制与状态检测系统，包括：安全开关、n个过流保护电路、n个加热器、n个加热器安全开关、n个分压电路、多路缓冲器/总线驱动器、内总线和cpu模块；其中，所述安全开关与n个加热器的供电正端相连接；每个加热器的供电正端连接一个的过流保护电路；每个加热器的供电负端与每个加热器对应的加热器安全开关相连接；每个加热器的供电负端与每个加热器对应的加热器安全开关之间连接有一个分压电路；n个分压电路与多路缓冲器/总线驱动器相连接；多路缓冲器/总线驱动器通过所述内总线与所述cpu模块相连接；每个分压电路输出的电压信号经过多路缓冲器/总线驱动器转化为加热器安全开关状态信号，多路缓冲器/总线驱动器将加热器安全开关状态信息传递到内总线上，cpu模块通过内总线读取加热器安全开关状态信息。n为正整数。
5.上述空间飞行器加热器控制与状态检测系统中，所述加热器安全开关包括电阻r21、电阻r22和电阻r23；其中，所述电阻r1的一端与加热器的供电负端相连接；所述电阻r22和所述电阻r23并联后再与所述电阻r21的另一端相连接。
6.上述空间飞行器加热器控制与状态检测系统中，所述加热器安全开关包括电阻r24、电阻r25和二极管d1；其中，所述电阻r24的一端与加热器供电负端相连接，所述电阻r24的另一端与所述电阻r25串联组成分压电路；所述二极管d1并联在电阻r25的旁路作为稳压二极管。上述空间飞行器加热器控制与状态检测系统中，所述加热器安全开关包括电阻r31、电阻r32、电阻r33、电阻r34、电阻r35、电阻r36、电阻r37、三极管q1、mos管开关pmos1和mos管开关pmos2；其中，所述电阻r31连接在三极管q1控制信号输入端，当控制信号为高电平时三极管q1导通；所述电阻r32两端分别连接三极管q1的基极和发射极，当无控制信号输入时确保三极管q1处于稳定的不导通状态；所述电阻r34和所述电阻r35并联后一端与母线电源+相连接，所述电阻r34和所述电阻r35并联后另一端与所述电阻r33的一端相连接；
所述电阻r33的另一端与所述三极管q1的集电极相连接；所述电阻r36接入mos开关管pmos1的控制信号输入端；所述电阻r37接入mos开关管pmos2的控制信号输入端。
7.上述空间飞行器加热器控制与状态检测系统中，所述过流保护电路包括熔断器fu1和熔断器fu2；其中，熔断器fu1和熔断器fu2并联。
8.上述空间飞行器加热器控制与状态检测系统中，所述过流保护电路包括熔断器fu3、熔断器fu4和电阻r41；其中，所述熔断器fu4和所述电阻r41串联再与所述熔断器fu3并联。
9.上述空间飞行器加热器控制与状态检测系统中，所述三极管q1控制mos管开关pmos1和mos管开关pmos2两只pmos管的导通和关断，当三极管q1导通时，mos管开关pmos1和mos管开关pmos2的电压v
gs
达到导通阈值，mos管开关pmos1和mos管开关pmos2导通，即加热器电源开始输出。
10.上述空间飞行器加热器控制与状态检测系统中，当三极管q1不导通时，mos管开关pmos1和mos管开关pmos2的电压v
gs
不能达到导通阈值，mos管开关pmos1和mos管开关pmos2关断，即加热器电源停止输出。
11.上述空间飞行器加热器控制与状态检测系统中，所述mos管开关pmos1的电压v
gs
通过如下公式得到：
[0012]vgs
＝(v
cc-v
q1
)*r34‖r35/(r34‖r35+r33)；
[0013]
其中，v
cc
为供电电源电压，v
q1
为三极管q1的导通压降，r33为电阻r33的阻值，r34为电阻r34的阻值，r35为电阻r35的阻值。
[0014]
上述空间飞行器加热器控制与状态检测系统中，三极管q1的导通压降＜2v。
[0015]
本发明与现有技术相比具有如下有益效果：
[0016]
本发明立足于空间飞行器产品的小型化、轻量化、低成本、高可靠等需求，采用电阻分压电路+缓冲器/总线驱动器方式实现开关状态检测，代替通过a/d采集方式实现加热器安全开关状态检测，简化了电路系统，可满足空间飞行器的工程化应用需求。
附图说明
[0017]
通过阅读下文优选实施方式的详细描述，各种其他的优点和益处对于本领域普通技术人员将变得清楚明了。附图仅用于示出优选实施方式的目的，而并不认为是对本发明的限制。而且在整个附图中，用相同的参考符号表示相同的部件。在附图中：
[0018]
图1是本发明实施例提供的空间飞行器加热器控制与状态检测系统的结构框图；
[0019]
图2是本发明实施例提供的加热器安全开关状态遥测分压电路原理图；
[0020]
图3是本发明实施例提供的2只pmos管并联的安全开关驱动控制原理图；
[0021]
图4是本发明实施例提供的2只平衡式和2只非平衡式过流保护电路原理图。
具体实施方式
[0022]
下面将参照附图更详细地描述本公开的示例性实施例。虽然附图中显示了本公开的示例性实施例，然而应当理解，可以以各种形式实现本公开而不应被这里阐述的实施例所限制。相反，提供这些实施例是为了能够更透彻地理解本公开，并且能够将本公开的范围完整的传达给本领域的技术人员。需要说明的是，在不冲突的情况下，本发明中的实施例及
实施例中的特征可以相互组合。下面将参考附图并结合实施例来详细说明本发明。
[0023]
图1是本发明实施例提供的空间飞行器加热器控制与状态检测系统的结构框图。如图1所示，该空间飞行器加热器控制与状态检测系统包括安全开关、n个过流保护电路、n个加热器、n个加热器安全开关、n个分压电路、多路缓冲器/总线驱动器、内总线和cpu模块；其中，
[0024]
所述安全开关与n个加热器的供电正端相连接；每个加热器的供电正端连接一个的过流保护电路；每个加热器的供电负端与每个加热器对应的加热器安全开关相连接；每个加热器的供电负端与每个加热器对应的加热器安全开关之间连接有一个分压电路；n个分压电路与多路缓冲器/总线驱动器相连接；多路缓冲器/总线驱动器通过所述内总线与所述cpu模块相连接；每个分压电路输出的电压信号经过多路缓冲器/总线驱动器转化为加热器安全开关状态信号，多路缓冲器/总线驱动器将加热器安全开关状态信息传递到内总线上，cpu模块通过内总线读取加热器安全开关状态信息。
[0025]
每一个安全开关控制n路加热器电源正端(n取值为2～6)，同时在每一路加热器供电正端配置一个独立的过流保护电路，在每一路加热器与对应的加热器安全开关之间，设计一个分压电路，分压电路输出的电压信号经过多路缓冲器/总线驱动器，将加热器安全开关状态信息传递到内总线上，cpu模块通过内总线读取相应加热器安全开关状态信息。
[0026]
本实施例的信号关系(控制方法)如下：
[0027]
1、单机内部cpu模块产生或收到的外部安全开关控制信号作用于三极管的基极，由三极管驱动电路控制安全开关的接通或断开；
[0028]
2、单机内部cpu模块产生或收到的外部加热器安全开关控制信号作用于加热器安全开关，控制加热器安全开关的接通或断开；
[0029]
3、每一个加热器负端均配置分压电路，分压电路产生遥测电压经电平缓冲器/总线驱动器处理后经内总线回传至cpu模块读取加热器安全开关遥测状态。
[0030]
加热器安全开关状态检测采用电阻分压电路，分压信号通过缓冲器/总线驱动器转化为开关状态信号，缓冲器/总线驱动器优先采用54hc244。
[0031]
如图2(a)所示，加热器安全开关包括电阻r21、电阻r22和电阻r23；其中，所述电阻r1的一端与加热器的供电负端相连接；所述电阻r22和所述电阻r23并联后再与所述电阻r21的另一端相连接。
[0032]
或者如图2(b)所示，所述加热器安全开关包括电阻r24、电阻r25和二极管d1；其中所述电阻r24的一端与加热器供电负端相连接，另一端r25串联组成分压电路；所述的二极管d1并联在电阻r25的旁路作为稳压二极管。
[0033]
如图3所示，加热器安全开关采用2只pmos管并联冗余设计，通过同一个控制信号进行驱动控制。本实施例采用三极管驱动电路驱动pmos管开通或关断，利用了三极管体积小、重量轻的优点。本实施例采用的正端pmos管开关通过的电流可能达数十安，热耗高且集中，pmos管选用to-254封装外形器件，安装排布于平整的模块内部结构表面，借助单机设备模块金属结构良好的导热性能散热。
[0034]
如图3所示，加热器安全开关包括电阻r31、电阻r32、电阻r33、电阻r34、电阻r35、电阻r36、电阻r37、三极管q1、mos管开关pmos1和mos管开关pmos2；其中，
[0035]
所述电阻r31连接在三极管q1控制信号输入端，当控制信号为高电平时三极管q1
导通；
[0036]
所述电阻r32两端分别连接三极管q1的基极和发射极，当无控制信号输入时确保三极管q1处于稳定的不导通状态；
[0037]
所述电阻r34和所述电阻r35并联后一端与母线电源+相连接，所述电阻r34和所述电阻r35并联后另一端与所述电阻r33的一端相连接；
[0038]
所述电阻r33的另一端与所述三极管q1的集电极相连接；
[0039]
所述电阻r36接入mos开关管pmos1的控制信号输入端；
[0040]
所述电阻r37接入mos开关管pmos2的控制信号输入端。
[0041]
电阻r33、r34、r35构成串并联分压网络，分别连接母线电源+和三极管一端；
[0042]
电阻r36和r37分别接入两只mos开关管pmos1、pmos2的控制信号输入端，用于提高输入阻抗；
[0043]
所述的三极管q1控制两只pmos管的导通和关断，当q1导通时，相应的pmos1、pmos2器件vgs电压达到导通阈值，pmos1、pmos2导通，即加热器电源开始输出；当q1部导通时，相应的pmos1、pmos2器件vgs电压不能达到导通阈值，pmos1、pmos2关断，即加热器电源停止输出。
[0044]
过流保护电路采用熔断器器件，熔断器电路结构形式采用2只并联或者2只非平衡式。
[0045]
如图4(a)所示，该过流保护电路包括熔断器fu1和熔断器fu2；其中，fu1和fu2并联在加热器电路中使用。
[0046]
或者如图4(b)所示，所述过流保护电路包括熔断器fu3、熔断器fu4和电阻r41；其中，熔断器fu4和电阻r41串联在电路中，然后再与熔断器fu3并联在电路中使用。
[0047]
每一路加热器正端采用熔断器实现过流保护，熔断器电路结构形式采用单只、2只并联或者2只非平衡并联方式。每一个加热器负端控制的电子开关采用单个nmos管，每一个开关采用独立的控制信号进行控制。
[0048]
本实施例实现了以mos管电子开关方式对空间飞行器加热器实施控制，且每一个安全开关控制多路加热器电源正端，同时在每一路加热器供电正端配置一个独立的过流保护电路，在每一路加热器与对应的加热器安全开关之间设计一个分压电路，分压电路输出的电压信号经过多路缓冲器/总线驱动器，将加热器安全开关状态信息传递到内总线上，cpu模块通过内总线读取相应加热器安全开关状态信息。本实施例的应用使得以往一台单机产品才能完成的功能，现在仅需一个或几个功能模块即可完成，且可靠性高，具备小型化、轻量化、低成本、高可靠的优点。
[0049]
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。

技术特征：
1.一种空间飞行器加热器控制与状态检测系统，其特征在于包括：安全开关、n个过流保护电路、n个加热器、n个加热器安全开关、n个分压电路、多路缓冲器/总线驱动器、内总线和cpu模块；其中，所述安全开关与n个加热器的供电正端相连接；每个加热器的供电正端连接一个的过流保护电路；每个加热器的供电负端与每个加热器对应的加热器安全开关相连接；每个加热器的供电负端与每个加热器对应的加热器安全开关之间连接有一个分压电路；n个分压电路与多路缓冲器/总线驱动器相连接；多路缓冲器/总线驱动器通过所述内总线与所述cpu模块相连接；每个分压电路输出的电压信号经过多路缓冲器/总线驱动器转化为加热器安全开关状态信号，多路缓冲器/总线驱动器将加热器安全开关状态信息传递到内总线上，cpu模块通过内总线读取加热器安全开关状态信息。2.根据权利要求1所述的空间飞行器加热器控制与状态检测系统，其特征在于：所述加热器安全开关包括电阻r21、电阻r22和电阻r23；其中，所述电阻r1的一端与加热器的供电负端相连接；所述电阻r22和所述电阻r23并联后再与所述电阻r21的另一端相连接。3.根据权利要求1所述的空间飞行器加热器控制与状态检测系统，其特征在于：所述加热器安全开关包括电阻r24、电阻r25和二极管d1；其中，所述电阻r24的一端与加热器供电负端相连接，所述电阻r24的另一端与所述电阻r25串联组成分压电路；所述二极管d1并联在电阻r25的旁路作为稳压二极管。4.根据权利要求1所述的空间飞行器加热器控制与状态检测系统，其特征在于：所述加热器安全开关包括电阻r31、电阻r32、电阻r33、电阻r34、电阻r35、电阻r36、电阻r37、三极管q1、mos管开关pmos1和mos管开关pmos2；其中，所述电阻r31连接在三极管q1控制信号输入端，当控制信号为高电平时三极管q1导通；所述电阻r32两端分别连接三极管q1的基极和发射极，当无控制信号输入时确保三极管q1处于稳定的不导通状态；所述电阻r34和所述电阻r35并联后一端与母线电源+相连接，所述电阻r34和所述电阻r35并联后另一端与所述电阻r33的一端相连接；所述电阻r33的另一端与所述三极管q1的集电极相连接；所述电阻r36接入mos开关管pmos1的控制信号输入端；所述电阻r37接入mos开关管pmos2的控制信号输入端。5.根据权利要求1所述的空间飞行器加热器控制与状态检测系统，其特征在于：所述过流保护电路包括熔断器fu1和熔断器fu2；其中，熔断器fu1和熔断器fu2并联。6.根据权利要求1所述的空间飞行器加热器控制与状态检测系统，其特征在于：所述过流保护电路包括熔断器fu3、熔断器fu4和电阻r41；其中，所述熔断器fu4和所述电阻r41串联再与所述熔断器fu3并联。7.根据权利要求4所述的空间飞行器加热器控制与状态检测系统，其特征在于：所述三极管q1控制mos管开关pmos1和mos管开关pmos2两只pmos管的导通和关断，当三极管q1导通
时，mos管开关pmos1和mos管开关pmos2的电压v
gs
达到导通阈值，mos管开关pmos1和mos管开关pmos2导通，即加热器电源开始输出。8.根据权利要求7所述的空间飞行器加热器控制与状态检测系统，其特征在于：当三极管q1不导通时，mos管开关pmos1和mos管开关pmos2的电压v
gs
不能达到导通阈值，mos管开关pmos1和mos管开关pmos2关断，即加热器电源停止输出。9.根据权利要求4所述的空间飞行器加热器控制与状态检测系统，其特征在于：所述mos管开关pmos1的电压v
gs
通过如下公式得到：v
gs
＝(v
cc-v
q1
)*r34‖r35/(r34‖r35+r33)；其中，v
cc
为供电电源电压，v
q1
为三极管q1的导通压降，r33为电阻r33的阻值，r34为电阻r34的阻值，r35为电阻r35的阻值。10.根据权利要求4所述的空间飞行器加热器控制与状态检测系统，其特征在于：三极管q1的导通压降＜2v。

技术总结
本发明公开了一种空间飞行器加热器控制与状态检测系统，包括：安全开关、n个过流保护电路、n个加热器、n个加热器安全开关、n个分压电路、多路缓冲器/总线驱动器、内总线和CPU模块；其中，所述安全开关与n个加热器的供电正端相连接；每个加热器的供电正端连接一个的过流保护电路；每个加热器的供电负端与每个加热器对应的加热器安全开关相连接；每个加热器的供电负端与每个加热器对应的加热器安全开关之间连接有一个分压电路；n个分压电路与多路缓冲器/总线驱动器相连接；多路缓冲器/总线驱动器通过所述内总线与所述CPU模块相连接。本发明具有体积小、重量轻、成本低、可靠性高的优点，可适应在空间复杂严酷的环境中工作。可适应在空间复杂严酷的环境中工作。可适应在空间复杂严酷的环境中工作。


技术研发人员：夏小东 于恩泽 周继华 所明璇 朱波
受保护的技术使用者：上海宇航系统工程研究所
技术研发日：2023.03.15
技术公布日：2023/7/11