一种高效率星载相控阵天线电源组件的制作方法

1.本发明涉及电源领域，具体涉及一种高效率星载相控阵天线电源组件。


背景技术：

2.星载相控阵雷达天线电源组件是一种为卫星有效载荷天线阵面供电的装置，将卫星平台提供的不调节母线电源转换为天线阵面上用电设备使用的稳定电压电源。天线上装备的电子设备包含收/发(t/r)组件、延时放大组件、波控单元等。电源组件根据各电子设备的用电需求，通常需要提供多路稳压电源，分别为电子设备内逻辑、控制、驱动、射频功放以及栅极负电压偏置等供电。
3.随着我国火箭发射技术的发展以及用户对于雷达性能指标要求的提高，星载相控阵天线阵面的规模越来越大与卫星能源系统容量之间的矛盾日益突出，作为供电装置的电源组件高效率指标要求就变得非常重要。同时，相控阵天线是一种大型的全分布式架构系统，与之配套的数量庞大的电源组件的可靠性也是系统设计的关键。以往型号的星载相控阵天线电源组件多采用多路独立电源设计的供电架构，能够取得较好的供电品质。但是，存在电源效率偏低、电路复杂、体积大、功耗高的缺点，这是因为多路独立供电电路使用的功率拓扑导致电源内部配套应用的功率半导体mos器件和集成电路的数量多，引起器件的固有损耗偏大导致。同时，功率半导体mos器件与集成电路均为宇航环境中辐照敏感器件，大量的使用必然会增加总剂量效应和单粒子事件的风险。


技术实现要素：

4.为了解决上述问题，本发明提出了一种高效率星载相控阵天线电源组件，包括rcc电路、降压开关电路、负压线性稳压电路、有源钳位正激电路；所述有源钳位正激电路包括电源脉宽调制电路、第二高频变压器tr2、同步整流驱动信号采样电路s13和同步整流驱动电路；所述rcc电路的输出端ⅰ与所述降压芯片电源连接；所述rcc电路的输出端ⅱ与所述负压线性稳压电路连接；所述rcc电路的输出端ⅰ与所述电源脉宽调制电路连接；所述rcc电路的输出端ⅰ与所述同步整流驱动电路连接；第二高频变压器tr2的输出连接所述同步整流驱动信号采样电路的输入；所述同步整流驱动信号采样电路的输出连接同步整流驱动电路连接的输入，同步整流驱动电路的输出连接同步整流电路的输入。
5.进一步地，原边功率电路s11将不调节母线电源e1经过功率mos管高频开关实现斩波，形成交流方波电压；所述第二高频变压器tr2将交流方波电压传递至变压器次级的同步整流电路s12；所述同步整流电路s12实现交流方波电压的整流；滤波电感l11和储能电容c11将整流后得到的直流方波转换为输出端ⅲ的电源。
6.进一步地，第二高频变压器tr2包括4个绕组n1～n4；绕组n1为电源原边功率绕组，绕组n2为电源次级功率绕组，绕组n3和n4为信号绕组。
7.进一步地，所述同步整流驱动信号采样电路s13包括二极管d21～d22和分压电阻r21～r24；所述绕组n3的一端连接二极管d21的正极，二极管d21的负极串联分压电阻r21和
r22，分压电阻r22的输出分别连接绕组n3的另一端和分压电阻r24；绕组n4的一端连接二极管d22的正极和绕组n3，二极管d22的负极串联分压电阻r23和r24，所述分压电阻r21和r22之间的连接点为连接点p5，所述分压电阻r22和r24之间的连接点为连接点p6，所述分压电阻r24和r23之间的连接点为连接点p7；所述同步整流驱动信号采样电路s13的连接点p1和p2与原边功率电路s11连接，连接点p3和p4与同步整流电路s12连接，连接点p5与驱动电路ina连接、连接点p6与驱动电路地gnd连接、连接点p7与驱动电路inb连接。
8.进一步地，所述降压开关电路s2包括两只功率mos管以及相应的控制电路；降压开关电路s2的输出端与+3.3v电源输出滤波和储能电路s3连接。
9.进一步地，负压线性稳压电路s4通过电路s5的分压电阻获取需求的-5v电源反馈电平信号，与负压线性稳压电路s4内部参考电平ref形成负反馈实现稳压；电路s5包括-5v电源输出储能电容。
10.进一步地，所述同步整流电路s12包括两个功率mos管。
11.进一步地，所述rcc电路包括不调节母线电压源e1、启动电阻r1、第一高频变压器tr1、预稳压电路s1、整流二极管d1～d2和储能电容c1～c2；所述不调节母线电压源e1的一端连接启动电阻r1的输入和高频变压器tr1，不调节母线电压源e1的另一端连接三极管v1的e级和预稳压电路s1；启动电阻r1的输出连接三极管v1的b级和预稳压电路s1；整流二极管d1和储能电容c1串联后与变频高压器tr1连接；储能电容c2和整流二极管d2串联后与变频高压器tr1连接。
12.与现有技术相比，本发明具有以下有益效果：
13.1.本发明采用rcc电路与有源钳位正激电路两个电路结构，结合降压开关电路和负压线性稳压电路的应用，实现星载天线阵面所需多路直流稳压电源。
14.2.本发明优化了同步整流电路驱动信号，有源钳位正激功率拓扑次级同步整流驱动采样信号来自高频变压器辅助绕组，经过驱动电路后驱动同步整流功率mos管。与传统的自驱动式同步整流电路相比，具有最理想的驱动时长，此外还具有驱动电平恒定的优点，更能适应卫星平台提供的不调节母线电压宽范围变化的要求；
15.3.本发明的电源组件能够实现效率、体积最优设计，本发明将天线功放用大功率电源采用有源钳位正激电路实现高效率电压转换，将逻辑、控制以及栅极负电压偏置等低功率采用rcc电路结合电源芯片级联设计，减少了电路占板面积；且rcc电路同时实现了对有源钳位正激电路中控制、驱动芯片的供电；
16.4.采用本发明设计的电源组件，空间环境敏感器件(功率mos器件、脉宽调制芯片和驱动芯片)的使用数量与以往电源组件相比有效减少，降低了空间环境对大型星载相控阵天线数量庞大的电源组件的辐照风险。
附图说明
17.图1是本发明实施例一的电源组件组成框图。
18.图2是本发明实施例一的rcc电路与降压开关电路和负压线性稳压电路级联的电路示意图。
19.图3是本发明实施例一的有源钳位正激电路的电路示意图。
20.图4是本发明实施例一的同步整流驱动信号采样电路的电路示意图。
具体实施方式
21.本发明的目的在于提供一种电路集成度高、转换效率高的星载相控阵天线电源组件，进一步提高了星载大型相控阵天线电能利用率。同时，由于对电源组件供电架构的优化设计，使得集成电路、功率mos管等对于空间辐照敏感的器件的使用量大量减少，降低了空间环境对于大型相控阵天线电源系统的影响。采用本发明设计的电源组件适用于大型星载相控阵天线阵面供电系统。
22.下面结合附图，对本发明提出的高效率星载相控阵天线电源组件进行详细描述。
23.实施例一
24.如图1所示，本实施例所述的高效率星载相控阵天线电源组件分为三路输出：3.3v/4a、-5v/0.2a和+8v/14a，所述电源组件包括自激励振荡反激电路(rcc电路)、降压开关电路、负压线性稳压电路、有源钳位正激电路(含原边功率电路s11、第二高频变压器tr2、同步整流电路s12)、电源脉宽调制电路、同步整流驱动信号采样电路s13、同步整流驱动电路。所述rcc电路的输出端ⅰ与降压开关电路连接；所述rcc电路的输出端ⅱ与所述负压线性稳压电路连接；所述降压开关电路实现电源组件输出ⅰ的精确稳压输出；所述负压线性稳压电路实现电源组件输出ⅱ的精确稳压输出；所述rcc电路的输出端ⅰ与所述电源脉宽调制电路连接；所述rcc电路的输出端ⅰ与所述同步整流驱动电路连接；所述有源钳位正激电路的第二高频变压器tr2与所述同步整流驱动信号采样电路s13连接；所述同步整流驱动信号采样电路s13输出与所述同步整流驱动电路的输入连接。
25.所述rcc电路在输入端施加卫星平台不调节母线电压后，其输出端ⅰ和输出端ⅱ分别输出两路预稳压电源；所述rcc电路的输出端ⅰ作为所述降压开关电路的输入电源；所述rcc电路的输出端ⅰ同时作为所述电源脉宽调制电路和所述同步整流驱动电路的供电电源；所述rcc电路的输出端ⅱ作为所述负压线性稳压电路的输入电源；所述有源钳位正激电路作为电源组件电压转换的另一个功率拓扑，提供天线阵面工作所需恒定直流电压输出ⅲ；所述电源脉宽调制电路为所述原边功率电路s11的功率mos管提供开关调制信号；所述同步整流驱动信号采样电路s13作为所述同步整流驱动电路的输入信号；所述同步整流驱动电路为所述同步整流电路提供驱动信号。
26.本实施例中输出ⅰ电源与输出ⅱ电源为一种级联式供电形式。所述rcc电路的典型电路为一种预稳压电路，其输出电压可以分为两路或者多路；所述rcc电路的输出与降压开关电路和负压线性稳压电路的输入连接；所述降压开关电路和负压线性稳压电路将得到的rcc输出电压进一步实现精确稳压，并能够提供足够的输出电流能力。
27.本实施例中输出ⅲ电源为一种同步整流有源钳位正激功率电路形式。所述有源钳位正激电路包括原边功率电路s11、第二高频变压器tr2(含4个绕组)、同步整流电路s12、同步整流驱动信号采样电路s13、同步整流驱动电路、滤波电感l11和储能电容c11。所述有源钳位正激电路的原边功率电路s11将不调节母线电源e1经过功率mos管高频开关实现斩波，形成交流方波电压；所述第二高频变压器tr2将方波电压能量传递至变压器次级；所述同步整流电路s12实现交流方波电压的整流，极大地降低了整流电路产生的功耗。滤波电感l11和储能电容c11将整流后得到的直流方波转换为输出ⅲ电源。
28.所述第二高频变压器tr2共设计为4个绕组，其中原边功率电路s11和同步整流电路s12传递功率用为2个主绕组，另外两个为辅助绕组，作为同步整流驱动信号源使用；所述
同步整流驱动信号采样电路s13由2个辅助绕组、二极管和分压电阻构成，2个辅助绕组串联连接后中心点作为所述同步整流驱动电路地，二极管和分压电阻电路将辅助绕组上交流方波信号整流得到直流高频方波信号；所述同步整流驱动电路为同步整流电路提供驱动信号，其输入信号由所述同步整流驱动信号采样电路s13提供。
29.所述rcc电路的输入端与所述有源钳位正激功率电路的输入端并联连接于卫星平台提供的不调节母线；所述rcc电路的输出端ⅰ提供+10v电压，与所述降压开关电路连接；所述rcc电路的输出端ⅰ与所述电源脉宽调制电路、所述同步整流驱动电路连接，实现此两部分电路正常工作所需电压；所述rcc电路的输出端ⅱ提供-5.5v电压，与所述负压线性稳压电路连接；所述有源钳位正激电路中功率变压器辅助绕组(2组)线圈提供的交流方波信号，与所述同步整流驱动信号采样电路连接，得到同步整流驱动电路所需脉冲信号。本实施例中+3.3v/4a电源与-5v/-0.2a电源为一种级联式供电形式。
30.如图2，所述rcc电路的典型电路包括不调节母线电压源e1、启动电阻r1、第一高频变压器tr1、预稳压电路s1、整流二极管d1～d2和储能电容c1～c2。
31.所述不调节母线电压源e1的一端连接启动电阻r1的输入和高频变压器tr1，不调节母线电压源e1的另一端连接三极管v1的e级和预稳压电路s1；启动电阻r1的输出连接三极管v1的b级和预稳压电路s1；整流二极管d1和储能电容c1串联后与变频高压器tr1连接；储能电容c2和整流二极管d2串联后与变频高压器tr1连接。
32.所述降压开关电路s2包括两只功率mos管、以及相应的控制电路(图2未显示)；现有技术中，降压开关电路s2通常为集成电路芯片形式；降压开关电路s2的输出端与+3.3v电源输出滤波、储能电路s3连接。
33.所述负压线性稳压电路s4通过电路s5部分分压电阻获取需求的-5v电源反馈电平信号，与负压线性稳压电路s4内部参考电平ref形成负反馈实现稳压。s5电路还包括-5v电源输出储能电容。在现有技术中，负压线性稳压电路s4通常为集成电路芯片形式。
34.结合图3，本实施例中+8v/14a电源为一种同步整流有源钳位正激功率电路形式。所述有源钳位正激电路包括原边功率电路s11、第二高频变压器tr2(含4个绕组)、同步整流电路s12、同步整流驱动信号采样电路s13、滤波电感l11、储能电容c11和同步整流驱动电路。原边功率电路s11将不调节母线电源e1经过功率mos管高频开关实现斩波，形成交流方波电压，由第二高频变压器tr2将能量传递至次级。同步整流电路s12部分采用两只低导通电阻功率mos管代替传统的肖特基二极管，实现交流方波电压的整流，极大地降低了整流电路产生的功耗。滤波电感l11和储能电容c11将整流后得到的直流方波转换为直流电压源。
35.结合图4，本实施例的第二高频变压器tr2共设计为4个绕组。绕组n1为+8v电源原边功率绕组，连接点p1和p2与原边功率电路s11连接；绕组n2为+8v电源次级功率绕组，连接点p3和p4与同步整流电路s12连接；绕组n3和n4为信号绕组，设计合理线圈匝数，得到电平较低的交流方波信号。所述同步整流驱动信号采样电路s13包括二极管d21～d22和分压电阻r21～r24。所述绕组n3的一端连接二极管d21的正极，二极管d21的负极串联分压电阻r21和r22，分压电阻r22的输出分别连接绕组n3的另一端和分压电阻r24；绕组n4的一端连接二极管d22的正极和绕组n3，二极管d22的负极串联分压电阻r23和r24，所述分压电阻r21和r22之间的连接点为连接点p5，所述分压电阻r22和r24之间的连接点为连接点p6，所述分压电阻r24和r23之间的连接点为连接点p7。
36.所述同步整流驱动信号采样电路s13的连接点p5与驱动电路ina连接、连接点p6与驱动电路地gnd连接、连接点p7与驱动电路inb连接。
37.二极管d21～d22实现单向信号传输，将绕组n3和n4上交流方波信号转换为直流方波信号。r21和r22、r23和r24将直流方波信号再进行分压后得到驱动电路的输入信号，同时r22和r24还作为驱动电路输入信号的下拉电阻，有效释放驱动电路输入端高阻状态下的电荷。
38.本发明的有益效果的总结如下:
39.1.电路架构简单：电源组件采用rcc电路与有源钳位正激电路两个电路结构，结合降压开关芯片电源和负压线性稳压电路的应用，实现星载天线阵面所需多路直流稳压电源。
40.2.同步整流电路驱动信号优化：有源钳位正激功率拓扑次级同步整流驱动采样信号来自高频变压器辅助绕组，经过驱动电路后驱动同步整流功率mos管。与传统的自驱动式同步整流电路相比，具有最理想的驱动时长，此外还具有驱动电平恒定的优点，更能适应卫星平台提供的不调节母线宽范围变化的要求；
41.3.电源组件效率高：采用本发明电路结构的电源组件转换效率高，与以往星载型号中相控阵天线电源相比具有较大提高；
42.4.空间环境敏感器件使用量有效减少：采用本发明设计的电源组件，功率mos器件和集成电路的使用数量与以往电源组件相比有效减少，降低了空间环境对大型星载相控阵天线数量庞大的电源组件的辐照风险。
43.以上所述仅为本发明的较佳实施例，并不用以限制本发明，凡在本发明的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。