一种航天器高可靠感性负载驱动技术的制作方法
【专利摘要】本发明公开了一种航天器高可靠感性负载驱动技术，该驱动技术包括由第一NMOS管、第二NMOS管、第三NMOS管和第四NMOS管构成的OC门、第五NMOS管和第六NMOS管，通过控制所述第一驱动信号、第二驱动信号、第三驱动信号和第四驱动信号使得控制所述第一NMOS管和第二NMOS管先于第三NMOS管和第四NMOS管断开，第三NMOS管和第四NMOS管先于第一NMOS管和第二NMOS管导通，从而，解决串联的第一NMOS管和第三NMOS管或者第二NMOS管和第四NMOS管在通断时产生漏栅极反电压的问题，又由于采用OC门，所以，可靠性高。
【专利说明】一种航天器高可靠感性负载驱动技术
【技术领域】
[0001]本发明涉及驱动技术，尤其涉及航天器上的感性负载的高可靠性驱动技术。
【背景技术】
[0002]航天器上感性负载的驱动一般都采取场效应管驱动的技术，由于现航天器的寿命及可靠性要求越来越高，因此采用单场效应管驱动、单串或者单并场效应管驱动只能适应在比较特殊的场合，其可靠性未达到最优。而使用场效应管来实现两并两串的驱动方式时，串联场效应管在通断时产生漏栅极反电压，这会使得驱动感性负载的可靠性降低。
【发明内容】
[0003]本发明要解决的技术问题是以OC门驱动感性负载存在漏栅极反电压的问题。
[0004]为了解决上述问题，本发明揭露一种航天器高可靠性感性负载驱动技术，在本发明中是一种驱动电路，该驱动电路包括由第一 NMOS管、第二 NMOS管、第三NMOS管和第四NMOS管构成的OC门、第五NMOS管、第一分压电路、第二分压电路和第六NMOS管，其中，所述第一匪OS管的栅极通过第一分压电路连接于一次电源，还连接于第五NMOS管的漏极；所述第五NMOS管的源极接地，栅极接收第一驱动信号；所述第二 NMOS管的栅极通过第二分压电路连接于一次电源，还连接于第六NMOS管的漏极；所述第六NMOS管的源极接地，栅极接收第二驱动信号；所述第三NMOS管的源极接地，栅极接收第三驱动信号；所述第四NMOS管的源极接地，栅极接收第四驱动信号；所述第三驱动信号和第四驱动信号分别控制所述第三NMOS管和第四NMOS管导通或截止，第一驱动信号和第二驱动信号分别控制所述第一NMOS管和第二 NMOS管导通或截止，所述第三NMOS管和第四NMOS管先于第一 NMOS管和第二 NMOS管导通，所述第一 NMOS管和第二 NMOS管先于第三NMOS管和第四NMOS管截止。
[0005]作为一种改进方案，所述第一分压电路包括串联的第一电阻和第二电阻，该第一电阻连接于所述一次电源，该第二电阻接地，所述第二分压电路包括串联的第三电阻和第四电阻，该第三电阻连接所述一次电源，第四电阻接地。
[0006]与现有技术相比，本发明的优点和有益效果是:
由于采用OC门作为主驱动驱动所述感性负载，这样，实现了感性负载驱动电路的高可靠性，对航天器长寿命及高可靠工作提供了增益；另外，由于在导通时，使得第三NMOS管和第四NMOS管导通先于第一 NMOS管和第二 NMOS管导通，在关断时使得第一 NMOS管和第二匪SO管先于第三NMOS管和第四NMOS管关断，所以，避免漏栅极反电压使得管子处于能耗，甚至烧毁管子的问题，再者，由于电路为分立器件组成，因此其电路组成简单，便于应用，同时，分立器件组成的电路也可用应用于厚膜电路，实现小型化设计。
【专利附图】
【附图说明】
[0007]以下将结合附图和实施例对本发明作进一步说明。
[0008]图1为驱动电路的连接示意图。【具体实施方式】
[0009]如图1所示，本发明的航天器高可靠性感性负载驱动技术(电路)用于驱动感性负载，该感性负载可以是阀门，该驱动电路包括有第一 NMOS管Q1、第二 NMOS管Q2、第三NMOS管Q3和第四NMOS管Q4构成的OC门1、第五NMOS管Q5、第一分压电路、第二分压电路和第六NMOS管Q6。所述第一 NMOS管Ql的栅极通过第一分压电路连接于一次电源，还连接于第五NMOS管Q5的漏极，具体的，该第一分压电路包括；所述第五NMOS管Q5的源极接地，栅极接收第一驱动信号SI，该第一驱动信号SI控制所述第一 NMOS管Ql的导通或截止。所述第二 NMOS管Q2的栅极通过第二分压电路连接于一次电源，还连接于第六NMOS管Q6的漏极，具体的，所述第二分压电路包括:所述第六NMOS管Q6的源极接地，栅极接收第二驱动信号S2，该第二驱动信号S2控制所述第二 NMOS管Q2的导通或者截止。所述第三NMOS管Q3的栅极接收第三驱动信号S3，源极接地，该第三驱动信号S3控制所述第三NMOS管Q3的导通或截止。所述第四NMOS管Q4的栅极接收第四驱动信号S4，源极接地，该第四驱动信号S4控制所述第四NMOS管Q4的导通或截止。所述第三驱动信号和第四驱动信号分别控制所述第三NMOS管和第四NMOS管导通或截止，第一驱动信号和第二驱动信号分别控制所述第一NMOS管和第二 NMOS管导通或截止，所述第三NMOS管和第四NMOS管先于第一 NMOS管和第二 NMOS管导通，所述第一 NMOS管和第二 NMOS管先于第三NMOS管和第四NMOS管截止。
[0010]请继续参阅图1，本发明的航天器高可靠感性负载驱动技术(电路)用于驱动感性负载LI，在本发明中，由第一 NMOS管Ql、第二 NMOS管Q2、第三NMOS管Q3和第四NMOS管Q4构成的OC门作为主驱动电路，这样，可以保证驱动的高可靠性。另外，在采用OC门作为主驱动时，由于第一 WOS管Ql和第三NMOS管Q3采用串联结构，由于感性负载LI的工作电流比较大，所以，在第一 NMOS管Ql和第二 NMOS管Q2导通时，第一 NMOS管Ql和第二 NMOS管Q2导通的压降较大，这样，会造成第三NMOS管Q3存在压降，由此，第一 NMOS管的栅极和源极的电压之差较小，导致第一 NMOS管Ql处于能耗状态，功耗增加，严重时会造成器件烧毁。所以，为了避免栅极和源极之间的电压差(漏栅存在反电压)而影响器件的问题，本发明设置了第五NMOS管Q5和第六NMOS管Q6,并通过第一驱动信号SI和第二驱动信号S2控制所述第五NMOS管Q5和第六NMOS管Q6的导通或者截止而控制第一 NMOS管Ql和第二NMOS管Q2的导通或者截止，解决了上述问题，另外，考虑到第一 NMOS管Ql和第二 NMOS管Q2的栅极电压最大为20V，所以，为第一 NMOS管Ql和第二 NMOS管Q2设置第一分压电路和第二分压电路，通过第一分压电路和第二分压电路将一次电源进行分压后驱动该第一 NMOS管Ql和第二 NMOS管Q2。
[0011]请继续参阅图1，本发明航天器可靠感性负载驱动技术的驱动方式如下:
1.在需要驱动所述负载LI，先通过第三驱动信号S3和第四驱动信号S4驱动第三NMOS管Q3和第四NMOS管Q4导通，然后，通过第一驱动信号SI和第二驱动信号S2使得第五NMOS管Q5导通和第六NMOS管Q6导通，进而，可以使得第三NMOS管Q3和第四NMOS管Q4先于第一 NMOS管Ql和第二 NMOS管Q2导通，避免因为漏栅极反电压造成的NMOS管处于能耗状态，甚至使得NMOS管毁坏的问题。
[0012]2.在需要关断所述负载LI，先通过第一驱动信号SI和第二驱动信号S2控制所述第五NMOS管Q5和第六NMOS管Q6关断，进而，使得所述第一 NMOS管Ql和第二 NMOS管Q2关断，然后，通过第三驱动信号S3和第四驱动信号S4控制所述第三NMOS管Q3和第四NMOS管Q4关断。
[0013]综上所述，本发明通过OC门作为主驱动来驱动所述感性负载，由于采用OC门采用两串和两并的方式，当左侧(第一 NMOS管Ql和第三NMOS管Q3)作为一路或(第二 NMOS管Q2和第三NMOS管Q3)作为一路发生故障时，另一路还能正常工作，所以，提高了可靠性，另外，通过在关断时候，通过第一驱动信号SI和第二驱动信号S2控制第一 NMOS管Ql和第二 NMOS管Q2先于第三NMOS管Q3和第四NMOS管Q4关断，而在导通时，先导通第一 NMOS管Ql和第二 NMOS管Q2，然后再导通第三NMOS管Q3和第四NMOS管Q4，这样，避免漏栅极反电压。
【权利要求】
1.一种航天器高可靠感性负载驱动技术，其特征在于:包括由第一 NMOS管、第二 NMOS管、第三NMOS管和第四NMOS管构成的OC门、第五NMOS管、第一分压电路、第二分压电路和第六NMOS管，其中， 所述第一 NMOS管的栅极通过第一分压电路连接于一次电源，还连接于第五NMOS管的漏极； 所述第五NMOS管的源极接地，栅极接收第一驱动信号； 所述第二 NMOS管的栅极通过第二分压电路连接于一次电源，还连接于第六NMOS管的漏极； 所述第六NMOS管的源极接地，栅极接收第二驱动信号； 所述第三NMOS管的源极接地，栅极接收第三驱动信号； 所述第四NMOS管的源极接地，栅极接收第四驱动信号； 所述第三驱动信号和第四驱动信号分别控制所述第三NMOS管和第四NMOS管导通或截止，第一驱动信号和第二驱动信号分别控制所述第一 NMOS管和第二 NMOS管导通或截止，所述第三NMOS管和第四NMOS管先于第一 NMOS管和第二 NMOS管导通，所述第一 NMOS管和第二 NMOS管先于第三NMOS管和第四NMOS管截止。
2.如权利要求1所述的航天器高可靠感性负载驱动技术，其特征在于:所述第一分压电路包括串联的第一电阻和第二电阻，该第一电阻连接于所述一次电源，该第二电阻接地，所述第二分压电路包括串联的第三电阻和第四电阻，该第三电阻连接所述一次电源，第四电阻接地。
【文档编号】H03K19/094GK103684415SQ201210326363
【公开日】2014年3月26日 申请日期:2012年9月6日 优先权日:2012年9月6日
【发明者】严丹, 丁承华 申请人:上海航天控制工程研究所