一种航天卫星电源S4R型半调节母线体制保护电路的制作方法

本发明涉及航天卫星电源故障保护领域，具体涉及一种航天卫星电源s4r型半调节母线体制保护电路。

背景技术：

1、近年来，随着低轨星座卫星的快速发展，在小型化、轻量化、高功率密度等方面对卫星电源系统提出了更高的技术要求，航天器电源分系统包括太阳电池阵、锂离子蓄电池组和电源控制器三个部分。电源控制器作为能源控制单元，在光照期控制太阳电池阵优先满足负载供电，剩余的能量为蓄电池组充电（蓄电池组欠充）或分流（蓄电池组满电）；在阴影期控制蓄电池组放电为整星供电。

2、低轨星座卫星的电源控制器的功率控制单元一般采用s3r型或s4r型控制方式，s3r型控制方式主要用于不调节母线体制电源系统，母线电压即为电池电压，控制方式简单，但能源利用率较低；s4r型控制方式主要用于半调节母线体制电源系统，控制方式复杂，光照期母线电压接近太阳电池最佳工作点电压，能源利用率高，阴影期蓄电池通过放电二极管直接为整星负载供电，母线电压降低，钳位于电池电压。

3、s4r型半调节母线体制虽能源利用率高，有利于实现低轨星座卫星电源系统小型化、轻量化、高功率密度设计，但存在以下问题：

4、（1）s4r型半调节母线体制放电二极管一般采用单串多并设计，如图1所示，此种设计必须保证各并联放电二极管平均分担放电电流，但多并放电二极管只能靠均温设计（二极管工作温度相同）被动实现均流功能，随着器件性能衰减，均温设计易失效造成均流功能丧失，部分放电二极管会承担几倍的电流量，只要其中一只发生热击穿短路故障，放电二极管隔离功能随机丧失；

5、（2）一旦放电二极管发生热击穿短路故障，蓄电池输出直接连接供电母线，光照期太阳电池阵能量除了给负载供电外，剩余电能将不受控地全部给蓄电池组充电，蓄电池充电终压被强制提高到母线电压v母线，无法按照先前设计的充电电流和充电终压进行先恒流后恒压的充电控制，蓄电池组的充电终压变大造成过充损伤，蓄电池组充电倍率增大，加速蓄电池组的寿命衰减，将严重影响航天器的在轨使用寿命。

6、专利cn105262477a提供一种s4r逻辑控制电路及其逻辑控制实现方法，给出了两种实现s4r型控制的逻辑控制电路及其逻辑控制实现方法；专利cn109039064b提供一种航天器防单供电二极管短路的分流调节装置；专利cn111697681b提供一种用于航天器的多路充电分流控制系统及其方法，解决了传统s4r型电路的结构复杂，且放电效率损耗高的问题。以上专利均未能有效解决s4r半调节母线体制放电二极管短路故障后对电源系统寿命的影响。

技术实现思路

1、本发明的目的在于提供一种航天卫星电源s4r型半调节母线体制保护电路，一旦蓄电池组放电二极管发生短路，该保护电路可将s4r功率半调节控制方式自主切换为s3r功率不调节控制方式，自主剔除原s4r控制信号中bea电路的影响，避免蓄电池组长期大倍率充电以致发生过充，确保航天电源继续稳定运行。

2、为了达到上述的目的，本发明提供一种航天卫星电源s4r型半调节母线体制保护电路，包括放电二极管短路故障检测电路、控制信号发生电路、充电逻辑电路和分流逻辑电路；所述放电二极管短路故障检测电路实时检测单串n并放电二极管通路上的电流，n为太阳电池阵总路数；放电二极管正常工作时，所述放电二极管短路故障检测电路输出高电平；任意一个放电二极管发生短路故障，所述放电二极管短路故障检测电路输出低电平，所述保护电路由s4r型半调节母线体制功率控制方式自主切换为s3r型不调节母线体制功率控制方式；所述控制信号发生电路，将基准电压vref_bus、与母线电压反馈信号通过主误差放大电路mea产生分流控制信号vmea；将基准电压vref_bus与蓄电池组电压反馈信号通过电池误差放大电路bea产生充电控制信号vbea；分流控制信号vmea和充电控制信号vbea与同源三角波进行比较，分别产生控制信号pwmmea和控制信号pwmbea；所述放电二极管短路故障检测电路的输出信号、所述控制信号pwmmea和所述控制信号pwmbea进入所述充电逻辑电路，产生充电驱动信号；所述放电二极管短路故障检测电路的输出信号、所述控制信号pwmmea和所述控制信号pwmbea进入所述分流逻辑电路，产生分流驱动信号。

3、上述航天卫星电源s4r型半调节母线体制保护电路，其中，所述充电逻辑电路包括第一与门和第一驱动电路，所述放电二极管短路故障检测电路的输出信号、所述控制信号pwmmea和所述控制信号pwmbea进入所述第一与门进行与逻辑计算，所述第一与门输出的逻辑计算结果经所述第一驱动电路形成充电驱动信号。

4、上述航天卫星电源s4r型半调节母线体制保护电路，其中，所述分流逻辑电路包括非门、第二与门、或非门、或门和第二驱动电路；所述控制信号pwmbea信号经过所述非门运算的输出结果与所述控制信号pwmmea共同进入所述第二与门进行逻辑计算，所述第二与门输出的逻辑计算结果作为第一输入进入所述或门；所述控制信号pwmbea与所述放电二极管短路故障检测电路的输出信号进入所述或非门进行逻辑运算，所述或非门输出的逻辑计算结果作为第二输入所述或门；所述第一输入和所述第二输入或逻辑运算结果经所述第二驱动电路形成分流驱动信号。

5、上述航天卫星电源s4r型半调节母线体制保护电路，其中，所述保护电路的控制信号逻辑真值如表1所示：

6、表1  控制信号逻辑真值表

7、

0

0

1（正常）

0

0

0

1

1（正常）

0

0

1

0

1（正常）

1

0

1

1

1（正常）

0

1

0

0

0（故障）

1

0

0

1

0（故障）

0

0

8、其中，sjc检测信号为所述放电二极管短路故障检测电路的输出信号。

9、上述航天卫星电源s4r型半调节母线体制保护电路，其中，所述放电二极管短路故障检测电路采用双向霍尔传感器实时采集单串n并放电二极管通路上的电流，以短路电流作为功率控制方式切换的触发条件。

10、与现有技术相比，本发明的有益技术效果是：

11、（1）本发明的保护电路不影响原s4r控制方式，即放电二极管未发生短路时，该保护电路不影响充电和分流功能驱动信号正常的逻辑控制；

12、（2）本发明的放电二极管短路故障检测电路可通过双向霍尔传感器采集放电二极管短路电流作为该保护电路的触发条件，一旦检测到放电二极管发生短路，保护电路可立即自主触发，将s4r型半调节母线功率控制方式自主切换为s3r型不调节母线功率控制方式，确保电源分系统继续稳定运行；

13、（3）本发明的保护电路由双向霍尔传感器和逻辑门构成，可靠性高，在原s4r半调节母线体制控制电路基础上增加的元器件少，电路简单可靠，成本低，实用性强。