本发明涉及空间电源领域，特别涉及一种航天器防单供电二极管短路的分流调节装置。
背景技术
目前航天器电源系统所使用的是太阳电池阵-蓄电池电源系统，航天器处于光照期时，依靠太阳帆板吸收太阳能为航天器负载供电和蓄电池进行充电，同时多余的能源通过电源系统分流调节电路短路返回至太阳电池阵。实现航天器光照期能源的调节功能是通过电源系统分流调节装置实现，分流调节装置功率电路主要由供电二极管和分流场效应管组成，供电二极管短路后，输出母线与分流场效应管的漏极直接连接，分流场效应管导通后将引起母线直接与地短路，造成航天器电源系统失效，由于航天器的在轨不可维修性，要求航天器上所有设备不能因单处故障而导致系统乃至整个航天器失效，传统航天器电源系统分流调节技术一般采取两个供电二极管串联的方式避免单供电二极管短路后引起的母线短路。
近年来，随着航天器负载功率需求越来越大，电源系统单路分流调节电路的输出功率越来越大，目前单路分流调节电路分流调节能力达到10a以上，传统采用双供电二极管串联方式，每个供电二极管的热功耗约为7w(供电二极管导通压降按0.7v，导通电流按10a计算)，增加的供电二极管产生的热功耗对电源系统分流调节装置工作效率的提高产生制约，特别是多路分流调节电路并联工作，影响更为明显。所以单供电二极管替代双二极管串联方式已经是未来高可靠、高效率、大功率航天器电源系统分流调节装置研究的趋势。
技术实现要素：
本发明的目的在于提供一种航天器防单供电二极管短路的分流调节装置，以解决航天器电源系统分流调节装置供电二极管短路带来的母线短路失效的问题。
为了解决上述技术问题，本发明的技术方案是：提供一种航天器防单供电二极管短路的分流调节装置，包括分流场效应管q1、供电二极管d1、分流控制电路(4)、最大电流检测电路(3)、供电二极管短路计数电路(2)；
所述分流场效应管q1的漏极与供电二极管d1的阳极连接，分流场效应管q1的源极与第一三极管q3的基极连接，分流场效应管q1的栅极与第四电阻rg一端连接，供电二极管d1的阴极与母线正端vbus连接，电容阵cbus正端与母线正端vbus连接,母线正端vbus输入至mea电路(7)运算，第一二极管d2阴极与供电二极管d1阳极连接，第二二极管d3阳极与第一比较器u2输出端连接；
进一步地，所述分流控制电路(4)由mea电路(7)、第一电阻r7、第二电阻r6、第三电阻r5、第四电阻rg、第一比较电路u2和第一基准电路v1组成；
所述mea电路(7)的输出端与第一电阻r7一端连接，第一电阻r7另一端与第一比较电路u2输入正端连接，第一比较电路u2输入负端与第一基准电路v1连接，第二电阻r6连接于第一比较电路u2的输出端和输入正端之间，第三电阻r5一端与第一比较电路u2输出端连接，第三电阻r5另一端与第四电阻rg另外一端连接。
进一步地，所述最大电流检测电路(4)由第五电阻rs和第一三极管q3组成；
所述第五电阻rs一端与第一三极管q3基极连接，第五电阻rs另一端与母线回线连接，第一三极管q3发射极与母线回线连接，第一三极管q3的发射极与第四电阻rg另外一端连接。
进一步地，所述供电二极管短路计数电路(2)由第六电阻r1、第七电阻r2、第八电阻r3、第九电阻r4、第十电阻r8、第一二极管d2、第二二极管d3、第一电容c1、第二电容c2、第二比较器u1、第一触发器u3、第二三极管q2和第二基准电路v2组成；
所述第六电阻r1一端与工作电源vcc连接，第六电阻r1另一端与第二比较器u1输入正端连接；第七电阻r2一端与母线回线连接，第七电阻r2另一端与第二比较器u1输入正端连接；第一电容c1一端与第二比较器u1输入正端连接，第一电容c1另一端与母线回线连接；第一二极管d2阳极与第一比较器u1输入正端连接，第二比较器u1输入负端与第二基准电流v2连接，第二比较电路u1输出端与第九电阻r4一端连接，第九电阻r4另一端与母线回线连接，第二电容c2一端与第二比较器u1输出端连接，第二电容c2另一端与母线回线连接；第八电阻r3一端与第二比较器u1输出正端连接，第八电阻r3另一端与第二二极管d3阴极连接；第二二极管d3阳极与第一比较器u2输出端连接，第一触发器u3的s端与第二比较器u1输出端连接，第一触发器u3的r端与与第一电阻r7一端连接，第十电阻r8一端与第一触发器u3输出端连接，第十电阻r8另一端与第二三极管q2基极连接，第二三极管q2发射极与母线回线连接，第二三极管q2集电极与第一比较器u2输入正端连接。
所述一种航天器防单供电二极管短路的分流调节装置,系统正常工作时,分流场效应管q1通过的电流小于最大电流检测电路(3)设定的过流保护阈值,第一三极管q3处于关断状态,分流场效应管q1按照分流控制电路(4)输出情况开通或断开,确保母线vbus处于稳定的电压输出供负载rload用电,当供电二极管d1发生短路故障时,根据最大电流检测电路(3)设定的分流场效应管q1的最大通过的电流阈值以及负载rload情况，控制分流场效应管q1的导通和关断，供电二极管短路计数电路(2)对供电二极管d1短路期间分流场效应管q1关断的次数进行计数，达到约定周期次数后，供电二极管短路计数电路(2)输出高电平，彻底关断分流场效应管q1，达到分流调节装置单供电二极管短路后防止母线vbus短路保护功能。
本发明提供的航天器防单供电二极管短路的分流调节装置，电路结构简单，采用单供电二极管替代传统双二极管串联方式工作，同时增加防止单供电二极管短路保护措施，解决了传统航天器电源系统防止单供电二极管短路导致母线输出异常增加串联二极管带来的系统热功耗问题。
附图说明
下面结合附图对发明作进一步说明：
图1为本发明实施例提供的航天器防单供电二极管短路的分流调节控制系统原理框图。
具体实施方式
以下结合附图和具体实施例对本发明提出的航天器防单供电二极管短路的分流调节装置作进一步详细说明。根据下面说明和权利要求书，本发明的优点和特征将更清楚。需说明的是，附图均采用非常简化的形式且均使用非精准的比率，仅用以方便、明晰地辅助说明本发明实施例的目的。
本发明的核心思想在于，本发明提供一种结构简单、高变换效率、工作可靠的分流调节装置，采用单供电二极管替代传统双供电二极管串联设计方式，并针对单供电二极管短路设置防短路保护措施，包括1个分流场效应管q1、1个供电二极管d1、分流控制电路、最大电流检测电路、供电二极管短路计数电路，供电二极管d1正常工作时，所述分流调节装置上电初始化，分流控制电路输出驱动信号，控制分流场效应管q1开通或关断，实现母线电压vbus输出稳定，供电二极管d1发生短路故障时，根据最大电流检测电路设定的分流场效应管q1允许通过的最大电流以及负载rload情况控制分流场效应管q1的导通和关断，供电二极管短路计数电路对供电二极管短路期间分流场效应管q1的关断次数进行计数，达到若干周期后供电二极管短路计数电路将彻底关断分流场效应管q1，实现该路分流调节装置供电二极管短路后，对应的太阳阵输出能源全部为负载rload供电，达到分流调节装置单供电二极管短路保护功能。
图1为本发明实施例提供的航天器防单供电二极管短路的分流调节控制系统原理框图。如图1所示，太阳阵(5)、分流场效应管q1、供电二极管d1、分流控制电路(4)、最大电流检测电路(3)、供电二极管短路计数电路(2)、电容阵cbus、负载rload组成航天器防单供电二极管短路的分流调节控制系统(6)。航天器防单供电二极管短路的分流调节装置(1)将对应的太阳阵(5)输出能源按照负载rload功率需求供电，分流控制电路(4)输出驱动信号，控制分流场效应管q1开通或关断，实现母线电压vbus输出稳定。
图1中航天器防单供电二极管短路的分流调节装置(1)，其特征在于分流控制电路(4)中，mea电路(7)输入端f与母线正端vbus连接，mea电路(7)输出端q与第一电阻r7一端连接，第一电阻r7另外一端与第一比较电路u2输入正端p连接，第一比较电路u2输入负端与第一基准电路v1连接，第二电阻r6连接于第一比较电路u2的输出端和输入正端之间，第三电阻r5一端与第一比较电路u2输出端b连接，第三电阻r5另外一端与第四电阻rg一端连接，第四电阻rg另外一端与分流场效应管q1栅极连接。
图1中航天器防单供电二极管短路的分流调节装置(1)，其特征在于最大电流检测电路(3)中，第五电阻rs一端与第一三极管q3基极连接，第五电阻rs另外一端与母线回线连接，第一三极管q3发射极与母线回线连接，第一三极管q3基极与分流场效应管q1的源极连接，第一三极管q3的发射极与控制电路(4)e端连接。
图1中防供电二极管短路的分流调节装置(1)，其特征在于供电二极管短路计数电路(2)中，第六电阻r1一端与工作电源vcc连接，第六电阻r1另外一端与第二比较器u1输入正端连接，第七电阻r2一端与母线回线连接，第七电阻r2另外一端与第二比较器u1输入正端连接，第一电容c1一端与第二比较器u1输入正端连接，第一电容c1另外一端与母线回线连接，第一二极管d2阳极与第二比较器u1输入正端连接，第二比较器u1输入负端与第二基准电路v2连接，第一二极管d2阴极与供电二极管d1阳极连接，第二比较电路u1输出端与第九电阻r4一端连接，第九电阻r4另外一端与母线回线连接，第二电容c2一端与第二比较器u1输出端连接，第二电容c2另外一端与母线回线连接，第八电阻r3一端与第二比较器u1输出正端连接，第八电阻r3另外一端与第二二极管d3阴极连接，第二二极管d3阳极与第一比较器u2输出端b连接，第一触发器u3的s端与第二比较器u1输出端连接，第一触发器u3的r端与mea电路(7)q端连接，第十电阻r8一端与第一触发器u3输出端连接，第十电阻r8另外一端与第二三极管q2基极连接，第二三极管q2发射极与母线回线连接，第二三极管q2集电极与第一比较器u2输入正端p连接。
图1中所述一种航天器防单供电二极管短路的分流调节装置(1)，其特征在于，上电初始化后，第一触发器u3输出为低电平，第二三极管q2关断，第一比较器u2输出驱动信号，控制分流场效应管q1开通或关断，实现母线电压vbus输出稳定，供电二极管d1正常工作时，当分流场效应管q1处于导通阶段，供电二极管d1阳极电压为低电平，第一二极管d2导通，第二比较器u1输入正端为低电平，第一触发器u3输出低电平，当分流场效应管q1处于断开状态时，第一比较器u2输出端b为低电平，第二二极管d3关断，供电二极管d1阳极为高电平，第一二极管d2关断，工作电源vcc通过第六电阻r1向第七电阻r2和第一电容c1充电，第二比较器u2输入正端电压逐渐升高，由于第二二极管d3关断，第二比较器u1为输出oc门的比较器，因此在分流场效应管q1关断条件下第二比较器u1输出恒为低电平，第一触发器u3输出恒为低电平，第一比较器u2输出驱动信号控制分流场效应管q1的开通和关断，当供电二极管d1发生短路故障时，根据最大电流检测电路(3)设定的分流场效应管q1的最大电流保护阈值以及负载rload情况控制分流场效应管q1的开通和关断，实现在供电二极管d1发生短路故障期间，供电二极管d1阳极电压为高电平，第一二极管d2关断，工作电源vcc通过第六电阻r1向第七电阻r2和第一电容c1充电，第二比较器u1输入正端电压逐渐升高，当大于第二基准电路v2时，第二比较器u1输出由第一比较器u2输出端b情况决定，当第一比较器u2输出端b为高电平时，第一比较器u2输出端b通过第二二极管d3、第八电阻r3给第二电容c2充电，第一触发器u3的s端电压逐渐升高，当第一比较器u2输出端b为低电平时，第二电容c2向第九电阻r4放电，设置合理的第八电阻r3和第九电阻r4值，使得第二电容c2的充电速度比放电速度快，经过一个充放循环周期后，第二电容c2的电压呈现锯齿上升，经过若干周期后，第二电容c2两端电压升高到达到第一触发器u3的高电平阈值，第一触发器u3的输出端由低电平翻转为高电平，第二三极管q2导通，第一比较器u2的输入正端p为低电平，第一比较器u2的输出端b为低电平，分流场效应管q1断开，从而实现供电二极管d1短路保护功能。
显然，本领域的技术人员可以对本发明进行各种改动和变形而不脱离本发明的精神和范围。这样，倘若本发明的这些修改和变型属于本发明权利要求及其等同技术的范围之内，则本发明也意图包含这些改动和变型在内。