阅读说明：本技术 卫星座充系统 (Satellite seat charging system ) 是由 徐骏 蒋志杰 张科科 付碧红 陈宏宇 于 2020-05-15 设计创作，主要内容包括：本发明提供了一种卫星座充系统,包括卫星电源系统、运载电源系统、地面电源系统及接触式星载连接系统,接触式星载连接系统使卫星电源系统与运载电源系统之间电连接；卫星电源系统、运载电源系统及地面电源系统被配置为依次连接的第一座充状态,第一座充状态包括：地面电源系统为运载电源系统供电,运载电源系统为卫星电源系统供电,接触式星载连接系统处于导通状态；卫星电源系统及运载电源系统还被配置为相互连接的第二座充状态,第二座充状态包括：运载电源系统为卫星电源系统供电,接触式星载连接系统处于导通状态；卫星电源系统还被配置为自供电状态,自供电状态包括：卫星的太阳能阵列为卫星电源系统供电,接触式星载连接系统处于断开状态。(The invention provides a satellite base charging system which comprises a satellite power supply system, a carrying power supply system, a ground power supply system and a contact type satellite-borne connection system, wherein the contact type satellite-borne connection system enables the satellite power supply system and the carrying power supply system to be electrically connected; the satellite power supply system, the carrying power supply system and the ground power supply system are configured to be connected in sequence in a first seat charging state, and the first seat charging state comprises the following steps: the ground power supply system supplies power to the carrying power supply system, the carrying power supply system supplies power to the satellite power supply system, and the contact type satellite-borne connection system is in a conducting state; the satellite power system and the carrier power system are further configured to a second charging state of interconnection, the second charging state comprising: the carrying power supply system supplies power to the satellite power supply system, and the contact type satellite-borne connection system is in a conducting state; the satellite power system is further configured in a self-powered state including: the solar array of the satellite supplies power to the satellite power system, and the contact type satellite-borne connection system is in a disconnected state.)

卫星座充系统

技术领域

本发明涉及卫星供电技术领域，特别涉及一种卫星座充系统。

背景技术

运载火箭发射之前，卫星需断开与地面系统的电气连接，拔除卫星表面的电气连接插头(以下简称为脱插)。此过程中需要操作人员爬上发射塔架进入火箭整流罩内进行操作，流程复杂且具有一定风险性。

整星测试环节中，卫星由外部电源与蓄电池联合供电，外部电源通过脱插与整星连接。这种供电方式虽然便于地面测试，但星箭组合安装合罩之后，卫星便完全被整流罩包围，发射塔架测试过程中，脱插的插拔均需人员进入火箭整流罩内，过程繁琐且具有风险。如遇小型固体火箭，整流罩内根本没有操作空间，给传统脱插设计带来瓶颈。

发明内容

本发明的目的在于提供一种卫星座充系统，以解决现有的卫星整星测试环节与外部电源相连接导致的脱插可能的问题。

为解决上述技术问题，本发明提供一种卫星座充系统，所述卫星座充系统包括卫星电源系统、运载电源系统、地面电源系统及接触式星载连接系统，其中：

所述接触式星载连接系统用于使所述卫星电源系统与所述运载电源系统之间电连接；

所述卫星电源系统、所述运载电源系统及所述地面电源系统被配置为依次连接的第一座充状态，所述第一座充状态包括：所述地面电源系统为所述运载电源系统供电，所述运载电源系统为所述卫星电源系统供电，所述接触式星载连接系统处于导通状态；

所述卫星电源系统及所述运载电源系统还被配置为相互连接的第二座充状态，所述第二座充状态包括：所述运载电源系统为所述卫星电源系统供电，所述接触式星载连接系统处于导通状态；

所述卫星电源系统还被配置为自供电状态，所述自供电状态包括：卫星的太阳能阵列为所述卫星电源系统供电，所述接触式星载连接系统处于断开状态。

可选的，在所述的卫星座充系统中，所述运载火箭包括释放机构，其中：

所述释放机构被配置为附着状态，所述附着状态包括：所述卫星固定于所述释放机构上；

所述释放机构还被配置为释放状态，所述释放状态包括：所述卫星脱离所述释放机构；

所述接触式星载连接系统包括第一连接装置与第二连接装置，所述第一连接装置固定于所述卫星表面，所述第二连接装置固定于所述释放机构表面；

所述附着状态还包括：所述第一连接装置与所述第二连接装置压接导通；

所述释放状态还包括：所述第一连接装置与所述第二连接装置脱离断开。

可选的，在所述的卫星座充系统中，所述释放机构包括锁紧装置、火工品及弹性装置，其中：

所述锁紧装置用于将所述卫星固定于所述释放机构；

所述火工品用于将所述锁紧装置破坏，使所述锁紧装置失去效力；

所述弹性装置用于提供将所述卫星推离所述释放机构的推力。

可选的，在所述的卫星座充系统中，所述第一连接装置和所述第二连接装置均包括压块结构，其中：

所述压块结构包括侧耳及连接件，两个所述侧耳用于将所述压块结构固定于所述卫星表面或所述释放机构表面，所述连接件突起于两个所述侧耳之间，以提供电连接的硬件通路；

所述侧耳的中心具有孔，以用于插入固定用螺栓。

可选的，在所述的卫星座充系统中，所述第二连接装置还包括固定于所述压块结构上的簧片，其中：

所述簧片为“U”型结构，所述“U”型结构的一侧外壁焊接于所述第二连接装置的压块结构的连接件上，所述“U”型结构的另一侧外壁压接于所述第一连接装置的压块结构的连接件上；

所述附着状态下，所述簧片的高度为5mm，所述释放状态下，所述簧片的高度为7mm。

可选的，在所述的卫星座充系统中，所述第一连接装置的数量为多个，所述第二连接装置的数量为多个，一个所述第一连接装置对应一个所述第二连接装置以组成一个接口，其中：

多个所述接口包括供电正线接口、供电回线接口、以及多个数据接口；

所述供电正线接口与所述供电回线接口用于为卫星座充系统提供回路；

所述数据接口用于卫星测试数据的下行收发与地面测试指令的上行收发。

可选的，在所述的卫星座充系统中，所述卫星座充系统包括第一电缆组件、第二电缆组件、第三电缆组件及第四电缆组件，其中：

所述第一电缆组件构建所述卫星电源系统与所述第一连接装置之间的电连接；

所述第二电缆组件构建所述第二连接装置与所述运载电源系统之间的电连接；

所述第三电缆组件构建所述运载电源系统内部的电连接；

所述第四电缆组件构建所述运载电源系统与所述地面电源系统之间的电连接。

可选的，在所述的卫星座充系统中，所述第三电缆组件还耦合至一防护二极管，其中：

所述防护二极管的正极耦合至所述地面电源系统，所述防护二极管的负极耦合至所述卫星电源系统。

可选的，在所述的卫星座充系统中，所述卫星电源系统包括MOS管、第一二极管、阻容滤波电路、蓄电池、第二二极管及开关，其中：

所述第二二极管与所述开关并联后连接所述蓄电池的正极，

所述阻容滤波电路一端连接所述蓄电池的负极，另一端连接所述第二二极管的正极；

所述第一二极管的负极连接所述第二二极管的正极，所述第一二极管的正极连接所述MOS管源漏极之一端，所述MOS源漏极之另一端连接所述蓄电池的负极；

所述第一二极管的正极还连接所述防护二极管的负极。

可选的，在所述的卫星座充系统中，所述卫星电源系统还连接所述太阳能阵列，所述太阳能阵列的正极连接第三二极管的负极，所述第三二极管的正极连接所述第一二极管的负极，所述太阳能阵列的负极连接所述蓄电池的负极；

所述接口还包括地面模拟阵端口与地面阵回线端口。

在本发明提供的卫星座充系统中，通过在地面测试阶段，卫星电源系统、运载电源系统及地面电源系统被配置为依次连接的第一座充状态，地面电源系统为运载电源系统供电，运载电源系统为卫星电源系统供电，接触式星载连接系统处于导通状态，在发射前或发射中卫星与运载未分离时，卫星电源系统及运载电源系统还被配置为相互连接的第二座充状态，运载电源系统为卫星电源系统供电，接触式星载连接系统处于导通状态，发射后卫星与运载分离后，卫星电源系统还被配置为自供电状态，自供电状态包括：卫星的太阳能阵列为卫星电源系统供电，接触式星载连接系统处于断开状态，实现了卫星表面接触式电气连接方式(以下简称为座充系统)的设计方案，消除了传统型拔除脱插操作的局限性，在降低工作量的同时，提高星箭电气连接的便捷度。

本发明提供了一种不依赖脱插即可为卫星供电及测试的卫星座充系统，由运载火箭中的运载电源系统为卫星提供电气连接。发射前由运载电源系统在地面操作，拔除与地面电源系统连接的第四电缆组件，发射后卫星与运载火箭分离，接触式星载连接系统即可自动脱开，可大大减少人员操作，进一步提高安全性与可靠性。

附图说明

图1是本发明一实施例的卫星座充系统示意图；

图2是本发明一实施例的压块结构的示意图；

图3是本发明一实施例的簧片结构的示意图；

图4是本发明一实施例的压块结构与簧片连接的结构示意图；

图5是本发明一实施例的卫星电源系统的结构示意图；

图中所示：10-卫星；11-卫星电源系统；20-运载火箭；21-释放机构；22-转接插头；30-地面电源系统；40-接触式星载连接系统；41-压块结构；42-簧片；43-第一连接装置；44-第二连接装置；51-第一电缆组件；52-第二电缆组件；53-第三电缆组件；54-第四电缆组件；61-地面模拟阵端口；62-地面阵回线端口；63-太阳能阵列；64-座充正线；65-座充回线。

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卫星座充系统作进一步详细说明。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例，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提供一种卫星座充系统，以解决现有的卫星整星测试环节与外部电源相连接导致的脱插可能的问题。

为实现上述思想，本发明提供了一种卫星座充系统，所述卫星座充系统包括卫星电源系统、运载电源系统、地面电源系统及接触式星载连接系统，其中：所述接触式星载连接系统用于使所述卫星电源系统与所述运载电源系统之间电连接；所述卫星电源系统、所述运载电源系统及所述地面电源系统被配置为依次连接的第一座充状态，所述第一座充状态包括：所述地面电源系统为所述运载电源系统供电，所述运载电源系统为所述卫星电源系统供电，所述接触式星载连接系统处于导通状态；所述卫星电源系统及所述运载电源系统还被配置为相互连接的第二座充状态，所述第二座充状态包括：所述运载电源系统为所述卫星电源系统供电，所述接触式星载连接系统处于导通状态；所述卫星电源系统还被配置为自供电状态，所述自供电状态包括：卫星的太阳能阵列为所述卫星电源系统供电，所述接触式星载连接系统处于断开状态。

<实施例一>

本实施例提供一种卫星座充系统，如图1～5所示，所述卫星座充系统包括卫星电源系统11、运载电源系统(图中未示出)、地面电源系统30及接触式星载连接系统40，其中：所述接触式星载连接系统40用于使所述卫星电源系统11与所述运载电源系统之间电连接；所述卫星电源系统11、所述运载电源系统及所述地面电源系统30被配置为依次连接的第一座充状态，所述第一座充状态包括：所述地面电源系统30为所述运载电源系统供电，所述运载电源系统为所述卫星电源系统11供电，所述接触式星载连接系统40处于导通状态；所述卫星电源系统11及所述运载电源系统还被配置为相互连接的第二座充状态，所述第二座充状态包括：所述运载电源系统为所述卫星电源系统11供电，所述接触式星载连接系统40处于导通状态；所述卫星电源系统11还被配置为自供电状态，所述自供电状态包括：卫星10的太阳能阵列63为所述卫星电源系统11供电，所述接触式星载连接系统40处于断开状态。

如图1所示，在所述的卫星座充系统中，所述运载火箭20包括释放机构21，其中：所述释放机构21被配置为附着状态，所述附着状态包括：所述卫星10固定于所述释放机构21上；所述释放机构21还被配置为释放状态，所述释放状态包括：所述卫星10脱离所述释放机构21；所述接触式星载连接系统40包括第一连接装置43与第二连接装置44，所述第一连接装置43固定于所述卫星10表面，所述第二连接装置44固定于所述释放机构21表面；所述附着状态还包括：所述第一连接装置43与所述第二连接装置44压接导通；所述释放状态还包括：所述第一连接装置43与所述第二连接装置44脱离断开。

具体的，在所述的卫星座充系统中，所述释放机构21包括锁紧装置、火工品及弹性装置，其中：所述锁紧装置用于将所述卫星10固定于所述释放机构21；所述火工品用于将所述锁紧装置破坏，使所述锁紧装置失去效力；所述弹性装置用于提供将所述卫星10推离所述释放机构21的推力。

如图2所示，在所述的卫星座充系统中，所述第一连接装置43和所述第二连接装置44均包括压块结构41，其中：所述压块结构41包括侧耳及连接件，两个所述侧耳用于将所述压块结构41固定于所述卫星10表面或所述释放机构21表面，所述连接件突起于两个所述侧耳之间，以提供电连接的硬件通路；所述侧耳的中心具有孔，以用于插入固定用螺栓。

如图3所示，在所述的卫星座充系统中，所述第二连接装置44还包括固定于所述压块结构41上的簧片42，其中：所述簧片42为“U”型结构，所述“U”型结构的一侧外壁焊接于所述第二连接装置44的压块结构41的连接件上，所述“U”型结构的另一侧外壁压接于所述第一连接装置43的压块结构41的连接件上；所述附着状态下，所述簧片42的高度为5mm，所述释放状态下，所述簧片42的高度为7mm。

进一步的，在所述的卫星座充系统中，所述第一连接装置43的数量为多个，所述第二连接装置44的数量为多个，一个所述第一连接装置43对应一个所述第二连接装置44以组成一个接口，则组成多个接口，例如4个，6个，或8个，其中：多个所述接口包括供电正线接口(即图5所示的座充正线64)、供电回线接口(即图5所示的座充正线65)、以及多个数据接口；所述供电正线接口与所述供电回线接口用于为卫星座充系统提供回路；所述数据接口用于卫星测试数据的下行收发与地面测试指令的上行收发。

如图1所示，在所述的卫星座充系统中，所述卫星座充系统包括第一电缆组件51、第二电缆组件52、第三电缆组件53及第四电缆组件54，其中：所述第一电缆组件51构建所述卫星电源系统11与所述第一连接装置43之间的电连接；所述第二电缆组件52构建所述第二连接装置44与所述运载电源系统之间的电连接；所述第三电缆组件53构建所述运载电源系统内部的电连接；所述第四电缆组件54构建所述运载电源系统与所述地面电源系统30之间的电连接。

如图5所示，在所述的卫星座充系统中，所述第三电缆组件53还耦合至一防护二极管D4，其中：所述防护二极管D4的正极耦合至所述地面电源系统30，所述防护二极管D4的负极耦合至所述卫星电源系统11。所述卫星电源系统11包括MOS管Q1、第一二极管D1、阻容滤波电路、蓄电池V1、第二二极管D2及开关K1，其中：所述第二二极管D2与所述开关K1并联后连接所述蓄电池V1的正极，所述阻容滤波电路一端连接所述蓄电池V1的负极，另一端连接所述第二二极管D2的正极；所述第一二极管D1的负极连接所述第二二极管D2的正极，所述第一二极管D1的正极连接所述MOS管Q1源漏极之一端，所述MOS源Q1漏极之另一端连接所述蓄电池V1的负极；所述第一二极管D1的正极还连接所述防护二极管D4的负极。

具体的，在所述的卫星座充系统中，所述卫星电源系统11还连接所述太阳能阵列63，所述太阳能阵列63的正极连接第三二极管D3的负极，所述第三二极管D3的正极连接所述第一二极管D1的负极，所述太阳能阵列63的负极连接所述蓄电池V1的负极；所述接口还包括地面模拟阵端口61与地面阵回线端口62。

在本发明提供的卫星座充系统中，通过在地面测试阶段，卫星电源系统11、运载电源系统及地面电源系统30被配置为依次连接的第一座充状态，地面电源系统30为运载电源系统供电，运载电源系统为卫星电源系统11供电，接触式星载连接系统40处于导通状态，在发射前或发射中卫星与运载未分离时，卫星电源系统11及运载电源系统还被配置为相互连接的第二座充状态，运载电源系统为卫星电源系统11供电，接触式星载连接系统40处于导通状态，发射后卫星与运载分离后，卫星电源系统11还被配置为自供电状态，自供电状态包括：卫星的太阳能阵列63为卫星电源系统11供电，接触式星载连接系统40处于断开状态，实现了卫星表面接触式电气连接方式(以下简称为座充系统)的设计方案，消除了传统型拔除脱插操作的局限性，在降低工作量的同时，提高星箭电气连接的便捷度。

本发明提供了一种不依赖脱插即可为卫星供电及测试的卫星座充系统，由运载火箭20中的运载电源系统为卫星提供电气连接。发射前由运载电源系统在地面操作，拔除与地面电源系统30连接的第四电缆组件54，发射后卫星与运载火箭20分离，接触式星载连接系统40即可自动脱开，可大大减少人员操作，进一步提高安全性与可靠性。

本发明为省去操作人员爬上发射塔架进入整流罩内拔除脱插的操作，使用接触式连接实现电气导通，在进入轨道后，释放机构21的火工品起爆，卫星10被释放，即断开连接。卫星10在安装至运载火箭20之后，还需进行测试及临射状态检查等工作，此时还需通过外部电源为整星供电，并兼顾卫星数据的下行接收与指令的上行发送。综合以上需求，提出基于压块结构及运载内电缆的座充系统设计方案。进一步的，多个压块结构相互之间都留有足够的安全距离，无物理接触，避免了出现压块之间串电的风险，进一步保证了座充的安全性。

在本发明的一个实施例中，卫星座充系统主要由簧片42及压块结构41、连接电缆组件实现供电和信号的通路。压块结构41由铜制成，以保证良好的导电性。簧片42由不锈钢制成，以兼顾其弹性及导电性。整个卫星座充系统的原理如图1所示，其主要包括：卫星10内部与压块(卫星端)相连的电缆51、卫星10表面安装的压块、运载的释放机构21表面安装的压块与连接簧片42、运载火箭20内部与压块(运载端)相连的电缆52、运载内部的转接电缆53、运载火箭20与地面电源系统(星务前端/能源前端)相连的电缆54。其中第三电缆组件53为标准转接电缆，接点一一对应转接，用以满足不同卫星型号的需求。

在本发明的一个实施例中，压块与压块之间的连接方式如图4所示。压块结构的数量可根据供电及数据接口的需求自行决定，以适应不同型号，最小需求为6组，即两组供电，四组数据。根据卫星塔架测试的最小需求，座充的接口可分为供电接口与数据接口。其中供电接口包括供电正线与供电回线，数据接口包括数据下行接口与指令上行接口，以RS422数据接口为例，则包括TX+，TX-，RX+与RX-四路接口。根据不同的卫星型号亦可使用不同的接口路数。

因为座充涉及供电，且其为卫星安装后的测试及能源补充的关键通路，需要进行可靠性和安全性设计。

在本发明的一个实施例中，目前座充系统为最小组成，共包含十二个压块，其中六个压块上配有簧片42，簧片42通过焊接的方式安装在压块上，卫星结构外侧的同样位置也安装了压块，当卫星安装于释放机构21上时，簧片42被压紧，即可实现卫星与地面系统的电气连接。簧片42的高度为7mm左右，压紧后两侧簧片42高度均在5mm左右，从而可保证在压紧簧片42的同时又避免了对簧片42造成过应力而损坏。

在本发明的一个实施例中，为保证供电安全，在卫星电源系统端，座充正线64上加入一个防护二极管D4，如图3所示。发射前第四电缆组件54已经由运载人员拔除，但卫星电源系统11为星上蓄电池V1加电状态，当发射时运载火箭20的尾焰可能烧融第三电缆组件53与第四电缆组件54的连接端，连接端的各个接口之间发生短接，会因为防护二极管D4反向截至特性，卫星的内电无法反向导通，从而保证了供电的安全性。卫星在轨运行期间，空间碎片等多余物接触卫星表面裸露的压块时，也同理。

综上，上述实施例对卫星座充系统的不同构型进行了详细说明，当然，本发明包括但不局限于上述实施中所列举的构型，任何在上述实施例提供的构型基础上进行变换的内容，均属于本发明所保护的范围。本领域技术人员可以根据上述实施例的内容举一反三。

上述描述仅是对本发明较佳实施例的描述，并非对本发明范围的任何限定，本发明领域的普通技术人员根据上述揭示内容做的任何变更、修饰，均属于权利要求书的保护范围。