[发明专利]一种航天器电源结电容抑制控制系统及其控制方法

说明书

本发明涉及一种航天器电源结电容抑制控制系统及其控制方法，其包括：太阳电池阵，其第一电路端口接地；结电容，其与太阳电池阵电路并联连接；抑制电感，一端与太阳电池阵的第二电路端口电路连接，另一端分别连接有隔离二极管和控制开关管；峰值电流采样电阻，一端接地，另一端与控制开关管电路连接，用于采集峰值电流信号；峰值电流抑制电路，一端电路连接于控制开关和峰值电流采样电阻之间，另一端电路连接有驱动电路；其中，当所述控制开关管闭合导通时，所述抑制电感用于对接地回路中的电流进行抑制，避免峰值电流过大。本发明具有电路结构简单可靠，电路系统发热小且抑制控制方法简便的优点。

技术领域

本发明涉及航天电源控制技术领域，特别涉及一种新型航天器电源结电容抑制控制系统及其控制方法。

背景技术

电源分系统太阳电池阵是卫星的主电源。当卫星处于光照期时，太阳电池阵利用太阳电池的光生伏特效应，以尽可能高的效率把太阳能转变为电能，为整星负载供电。另外，在满足整星光照期负载需求的同时，太阳电池阵通过光照期富裕的电能为整星蓄电池充电，蓄电池充电后提供整星阴影期时的用电需求。当卫星在光照区出现短期功耗超过太阳电池阵的供电能力时，卫星由蓄电池补充供电；当太阳电池阵输出功率富裕时，由分流电路分掉多余的功率。

太阳电池阵的能量输出对于卫星电源控制单机的母线稳定性有着重要的作用，太阳电池阵由GaInP2/InGaAs/Ge太阳电池片组成，由于太阳电池片本身的特性，必然存在寄生结电容，在卫星处于光照期时，太阳电池阵工作时，所产生的太阳电池阵电流会对寄生的结电容进行充放电，形成能量积累，因此在结电容处于放电过程中会对分流电路的开关管造成电流应力冲击，使开关管存在失效的风险。正确合理地设计太阳电池阵结电容抑制控制电路，可以有效保证电源控制电机的一次母线稳定性，确保卫星整星电源系统的供电正常，为卫星其他分系统的工作提供稳定可靠的电源供给，防止卫星电源的故障而造成的卫星整星失效的发生。传统大电感的结电容抑制通用设计具有结构设计复杂和发热量大的缺点，导致卫星用电源控制单机一次母线稳定性较差。

发明内容

本发明的目的是提供一种航天器电源结电容抑制控制系统及其控制方法，以解决如何正确合理地设计太阳电池阵结电容抑制电路的问题，同时本结电容抑制控制系统具有电路结构简单可靠，电路系统发热小且覆盖范围广、抑制控制方法简便的优点。

为实现上述目的，本发明提供一种航天器电源结电容抑制控制系统，其包含：太阳电池阵，其具有两个电路端口，其中第一电路端口接地；结电容，其与太阳电池阵电路并联连接；抑制电感，一端与太阳电池阵的第二电路端口电路连接，另一端通过电路分别连接有隔离二极管和控制开关管；峰值电流采样电阻，一端接地，另一端与所述控制开关管电路连接，用于采集峰值电流信号；峰值电流抑制电路，一端电路连接于控制开关和峰值电流采样电阻之间，另一端电路连接有驱动电路，所述峰值电流抑制电路用于输出保护信号给驱动电路；其中，当所述控制开关管闭合导通时，太阳电池阵、结电容、抑制电感和峰值电流采样电阻形成接地回路，所述抑制电感用于对接地回路中的电流进行抑制，控制其上升斜率，避免峰值电流过大。

其中，所述驱动电路，其未与峰值电流抑制电路连接的一端与控制开关管电路连接，用于调控控制开关管的关断或开通。

其中，航天器电源结电容抑制控制系统还包括分流控制电路，其与驱动电路连接，用于输出脉冲信号给驱动电路。

其中，所述隔离二极管未与抑制电感连接的一端还电路连接有一次母线，所述一次母线与卫星电路连接。

其中，所述抑制电感采用无储能功能的电感器件。

一种航天器电源结电容抑制控制方法，其包括如下步骤：

步骤S1、分流控制电路产生脉冲信号给驱动电路；

步骤S2、驱动电路接收到脉冲信号后产生电平信号给控制开关管；