一种卫星用星箭分离自主加电电路的制作方法

本发明属于对地遥感卫星，尤其涉及一种卫星用星箭分离自主加电电路。

背景技术：

1、星箭分离技术是航天领域的关键技术之一，星箭能否正确实现分离直接关系到火箭能否成功发射，卫星能否正常入轨，对卫星的总体性能好坏及任务实施的完成度有着重要影响。卫星星箭分离系统的设计既要确保卫星能与火箭可靠连接和分离,又要满足星箭分离速度、分离姿态和冲击响应等方面的要求。

2、星箭分离后，卫星要想实现正常的在轨运行以及任务需求的执行，就需要从太阳翼和蓄电池获得能量，然而此时太阳翼处于压紧状态，且展开过程需要一定的时间，无法及时满足卫星的功率需求，此时便全靠蓄电池进行能量的供给，因此在星箭分离前，为了节约电能，系统中蓄电池并未接入母线，故需要设计相应的自主加电系统，使得星箭分离后，蓄电池自动实现与母线的连接，完成整个系统的加电。国内外对于星箭分离自主加电系统的设计研究较少，大部分设计都是发射前一段时间内通过手动插拔插头，实现系统加电，这种设计使得射前星上设备所消耗的蓄电池电能被浪费，而且人工插拔会带来不方便以及存在安全隐患。

技术实现思路

1、本发明解决的技术问题是：克服现有技术的不足，提供了一种卫星用星箭分离自主加电电路，具有电路结构简单、体积小、重量轻且控制逻辑清晰、可靠性高的优势。

2、本发明目的通过以下技术方案予以实现：一种卫星用星箭分离自主加电电路，包括：平台蓄电池、驱动电路a、驱动电路b、星箭分离开关a、星箭分离开关b、放电开关a和放电开关b；其中，所述平台蓄电池的负极分别与所述驱动电路a的第一端、所述星箭分离开关a的一端、所述驱动电路b的第一端、所述星箭分离开关b的一端相连接；所述平台蓄电池的正极分别与所述驱动电路a的第二端、放电开关a的第一端、所述驱动电路b的第二端、放电开关b的第一端相连接；所述驱动电路a的第三端与所述星箭分离开关a的另一端相连接；所述驱动电路a的第四端与所述放电开关a的第二端相连接；所述驱动电路b的第三端与所述星箭分离开关b的另一端相连接；所述驱动电路b的第四端与所述放电开关b的第二端相连接；所述放电开关a的第三端与外部的中间母线相连接，所述放电开关b的第三端与外部的中间母线相连接。

3、上述卫星用星箭分离自主加电电路中，所述驱动电路a包括电阻ra3、电阻ra4、电阻ra5、电阻ra6、电阻ra7、电阻ra8、mos管qa2、mos管qa3、二极管da、电容ca1、电容ca2和电容ca3；其中，所述mos管qa2的发射极、所述电阻ra5的一端、所述电容ca2的一端、所述mos管qa3的发射极、所述电阻ra6的一端、所述电容ca3的一端分别与所述平台蓄电池的负极相连接；所述mos管qa2的基极分别与所述电阻ra5的另一端、所述电容ca2的另一端、所述电阻ra7的一端相连接；所述电阻ra7的另一端接信号pa1和信号sa1；所述mos管qa2的集电极分别与所述二极管da的正极、所述电阻ra4的一端、所述mos管qa3的集电极相连接；所述二极管da的负极与所述星箭分离开关a的另一端相连接；所述mos管qa3的基极分别与所述电阻ra6的另一端、所述电容ca3的另一端、所述电阻ra8的一端相连接；所述电阻ra8的另一端接信号pa2和信号sa2；所述电阻ra4的另一端分别与所述电阻ra3的一端、所述电容ca1的一端、所述放电开关a的第二端相连接；所述电阻ra3的另一端、所述电容ca1的另一端均与所述平台蓄电池的正极相连接。

4、上述卫星用星箭分离自主加电电路中，所述星箭分离开关a包括a1脚、a2脚与a3脚；其中，所述二极管da的负极与所述a1脚相连接；星箭分离前，所述a1脚与所述a2脚相连接；星箭分离后，所述a1脚与所述a3脚相连接。

5、上述卫星用星箭分离自主加电电路中，所述放电开关a包括电阻ra1、电阻ra2和开关管qa1；其中，所述电阻ra1的一端分别与所述电阻ra4的另一端、所述电阻ra3的一端、所述电容ca1的一端相连接；所述电阻ra1的另一端分别与所述开关管qa1的g极、所述电阻ra2的一端相连接；所述电阻ra2的另一端与所述平台蓄电池的正极相连接；所述开关管qa1的d极与外部的中间母线相连接，所述开关管qa1的s极与所述平台蓄电池的正极相连接。

6、上述卫星用星箭分离自主加电电路中，所述驱动电路b包括电阻rb3、电阻rb4、电阻rb5、电阻rb6、电阻rb7、电阻rb8、mos管qb2、mos管qb3、二极管db、电容cb1、电容cb2和电容cb3；其中，所述mos管qb2的发射极、所述电阻rb5的一端、所述电容cb2的一端、所述mos管qb3的发射极、所述电阻rb6的一端、所述电容cb3的一端分别与所述平台蓄电池的负极相连接；所述mos管qb2的基极分别与所述电阻rb5的另一端、所述电容cb2的另一端、所述电阻rb7的一端相连接；所述电阻rb7的另一端接信号pb1和信号sb1；所述mos管qb2的集电极分别与所述二极管db的正极、所述电阻rb4的一端、所述mos管qb3的集电极相连接；所述二极管db的负极与所述星箭分离开关b的另一端相连接；所述mos管qb3的基极分别与所述电阻rb6的另一端、所述电容cb3的另一端、所述电阻rb8的一端相连接；所述电阻rb8的另一端接信号pb2和信号sb2；所述电阻rb4的另一端分别与所述电阻rb3的一端、所述电容cb1的一端、所述放电开关b的第二端相连接；所述电阻rb3的另一端、所述电容cb1的另一端均与所述平台蓄电池的正极相连接。

7、上述卫星用星箭分离自主加电电路中，所述星箭分离开关b包括b1脚、b2脚与b3脚；其中，所述二极管db的负极与所述b1脚相连接；星箭分离前，所述b1脚与所述b2脚相连接；星箭分离后，所述b1脚与所述b3脚相连接。

8、上述卫星用星箭分离自主加电电路中，所述放电开关b包括电阻rb1、电阻rb2和开关管qb1；其中，所述电阻rb1的一端分别与所述电阻rb4的另一端、所述电阻rb3的一端、所述电容cb1的一端相连接；所述电阻rb1的另一端分别与所述开关管qb1的g极、所述电阻rb2的一端相连接；所述电阻rb2的另一端与所述平台蓄电池的正极相连接；所述开关管qb1的d极与外部的中间母线相连接，所述开关管qb1的s极与所述平台蓄电池的正极相连接。

9、上述卫星用星箭分离自主加电电路中，所述驱动电路a用于驱动放电开关a，所述驱动电路b用于驱动放电开关b；当卫星与火箭分离之后，星箭分离开关a发生动作，使得驱动电路a的驱动信号电平发生变化，进而放电开关a接通；星箭分离开关b发生动作，使得驱动电路b的驱动信号电平发生变化，进而放电开关b接通。

10、上述卫星用星箭分离自主加电电路中，当星箭分离后，星箭分离开关a闭合，星箭分离开关a的a1脚与a3脚相连接，二极管da导通，电流从平台蓄电池的正极流经电阻ra3与电容ca1并联支路后依次流经电阻ra4和二极管da最终通过星箭分离开关a流回平台蓄电池的负极，从而使得开关管qa1导通，放电开关a开关接通。

11、上述卫星用星箭分离自主加电电路中，当星箭分离后，星箭分离开关b闭合，星箭分离开关b的b1脚与b3脚相连接，二极管db导通，电流从平台蓄电池的正极流经电阻rb3与电容cb1并联支路后依次流经电阻rb4和二极管db最终通过星箭分离开关b流回平台蓄电池的负极，从而使得开关管qb1导通，放电开关b开关接通。

12、本发明与现有技术相比具有如下有益效果：

13、本发明具有电路结构简单、体积小、重量轻且控制逻辑清晰、可靠性高的优势。