阅读说明：本技术 一种空间用激光载荷配电器限流控制电路 (Laser load distributor current-limiting control circuit for space ) 是由 李小春 吕锋 徐刚 程新 薛鸿翔 李进 李后春 于 2019-07-26 设计创作，主要内容包括：本发明公开了一种空间用激光载荷配电器限流控制电路,包括：电流环PI、基极电阻、保护电阻、三极管、集电极电阻、软启动电容和PWM控制芯片；电流环PI的输出端通过基极电阻与接三极管的基极连接；集电极电阻的一端接三极管的集电极,另一端接PWM控制芯片的软启动脚；三极管的发射极接地；保护电阻并联接入三极管的基极和发射极；软启动电容一端接PWM控制芯片的软启动脚,另一端接地；在限流控制阶段,PWM控制芯片处于全占空比输出状态,三极管处于深度饱和状态,通过控制三极管的开通时间来控制PWM控制芯片软启动脚的电压,进而控制PWM控制芯片的最大输出占空比,以实现限流输出。本发明实现了对卫星激光载荷配电器的限流控制。(the invention discloses a current-limiting control circuit of a laser load distributor for space, which comprises: the circuit comprises a current loop PI, a base resistor, a protective resistor, a triode, a collector resistor, a soft start capacitor and a PWM control chip; the output end of the current loop PI is connected with the base electrode of the triode through the base electrode resistor; one end of the collector resistor is connected with the collector of the triode, and the other end of the collector resistor is connected with the soft start pin of the PWM control chip; the emitter of the triode is grounded; the protective resistor is connected in parallel with the base electrode and the emitting electrode of the triode; one end of the soft start capacitor is connected with a soft start pin of the PWM control chip, and the other end of the soft start capacitor is grounded; in the current-limiting control stage, the PWM control chip is in a full-duty-ratio output state, the triode is in a deep saturation state, the voltage of a soft start pin of the PWM control chip is controlled by controlling the on-time of the triode, and then the maximum output duty ratio of the PWM control chip is controlled, so that current-limiting output is realized. The invention realizes the current-limiting control of the satellite laser load distributor.)

一种空间用激光载荷配电器限流控制电路

技术领域

本发明属于空间电源技术领域，尤其涉及一种空间用激光载荷配电器限流控制电路。

背景技术

卫星激光载荷是一种新型的卫星载荷，在其载荷功放驱动器内有一大电容，激光载荷需要在短时间内释放大量能量，这会对其配电的电源造成较大的电压波动，故不能直接挂靠在平台母线上。新型的卫星激光载荷配电器应运而生，其功能为：1、对平台42V母线进行变换，为激光载荷提供适合的母线电压；2、为了不对平台母线造成太大的电流波动，配电器需要有限流输出的能力，即对载荷大电容限流充电的能力。

目前，卫星电源系统会使用S4R或S3R两种功率拓扑控制方式。下面分别介绍两种控制方式的限流充电控制原理及其优缺点。

应用S4R控制技术时，太阳阵直接连接到蓄电池端口。假设卫星电源系统有12个太阳阵，每个太阳阵有5A的输出能力。现需要对蓄电池组进行24A限流充电，那么会有4个太阳阵处于全充电状态，7个太阳阵处于全关断状态，1个太阳阵处于调制状态。通过控制调制状态太阳阵的频率或者占空比，可以将充电电流的有效值稳定在24A，充电电流的纹波是一个太阳阵的输出能力(此例中为5A)。这种限流充电的控制方式简单、易实现、充电效率高，但充电电流纹波比较大。卫星激光载荷配电器属于二次电源，无法将恒流源引入激光载荷功放驱动器，故该技术无法应用于激光载荷配电器中。

应用S3R控制技术时，太阳阵先经分流电路转换为稳定的平台母线，蓄电池组挂靠在平台母线上。电源控制器通过充电控制电路(BCR)对蓄电池进行限流或限压充电。电压环的PI输出与限流基准通过两个二极管并联作为电流环的输入，电流环的PI输出经UC1825后变换成相应的PWM波。在限流点起作用的时候，电压环完全不起作用。这种限流充电的控制方式简单，多用于平均电流控制，但充电电流纹波会比较大，并且二极管导通压降会受高低温影响而对限流点有较大影响。

发明内容

本发明的技术解决问题：克服现有技术的不足，提供一种空间用激光载荷配电器限流控制电路，以实现对卫星激光载荷配电器的限流控制。

为了解决上述技术问题，本发明公开了一种空间用激光载荷配电器限流控制电路，包括：电流环PI、基极电阻R85、保护电阻R88、三极管V5、集电极电阻R81、软启动电容C39和PWM控制芯片；

电流环PI的输出端通过基极电阻R85与接三极管V5的基极a连接，以控制三极管的开通与关断；

集电极电阻R81的一端接三极管V5的集电极c，另一端接PWM控制芯片的软启动脚SOFT；

三极管V5的发射极b接地；

保护电阻R88并联接入三极管V5，以提高三极管V5的可靠性；其中，保护电阻R88的一端接三极管V5的基极a，另一端接三极管V5的发射极b；

软启动电容C39一端接PWM控制芯片的软启动脚SOFT，另一端接地；

其中，在限流控制阶段，PWM控制芯片处于全占空比输出状态，三极管V5处于深度饱和状态，通过控制三极管V5的开通时间来控制PWM控制芯片软启动脚SOFT的电压，进而控制PWM控制芯片的最大输出占空比，以实现限流输出。

在上述空间用激光载荷配电器限流控制电路中，电流环PI，包括：限流电阻R83、限流电阻R87、运算放大器N2、比例电阻R20、积分电容C8、补偿电容C9、供电限流电阻R82和供电稳压电容C44；

限流电阻R83和限流电阻R87分别接运算放大器N2的反相输入端d和正相输入端e，以对输入的限流基准和电流采样进行限流；

比例电阻R20与积分电容C8串联，串联后的比例电阻R20与积分电容C8并联接入运算放大器N2的反相输入端d和误差输出端h；

补偿电容C9并联接入运算放大器N2的反相输入端d和误差输出端h；

供电限流电阻R82接入运算放大器N2的供电正端g，用于运算放大器N2的供电限流；

供电稳压电容C44接入运算放大器N2的供电正端g，用于运算放大器N2的供电稳压；

运算放大器N2的供电负端f接地。

在上述空间用激光载荷配电器限流控制电路中，还包括：电压环PI；其中，电压环PI的输出端接PWM控制芯片的正相输入端IN+，电压环PI的两个输入端分别接电压基准和电压采样。

在上述空间用激光载荷配电器限流控制电路中，PWM控制芯片的反相输入端IN-与误差输出端E/A out短接。

在上述空间用激光载荷配电器限流控制电路中，PWM控制芯片为带软启动功能的PWM控制芯片，内部设置有一9uA恒流源，用于在电路上电时，对软启动脚SOFT进行充电。

在上述空间用激光载荷配电器限流控制电路中，电流环PI的两个输入端分别接限流基准和电流采样。

在上述空间用激光载荷配电器限流控制电路中，

软启动电容C39采用微法级电容；

基极电阻R85和集电极电阻R81均采用千欧级电阻；

保护电阻R88采用百千欧级电阻。

在上述空间用激光载荷配电器限流控制电路中，PWM控制芯片为开关电源电路的主控芯片，PWM控制芯片的软启动脚SOFT上的电压V_soft与PWM控制芯片的最大输出占空比P成正比；其中，电压V_soft越低，最大输出占空比P越小；电压V_soft越高，最大输出占空比P越大。

本发明具有以下优点：

本发明公开了一种空间用激光载荷配电器限流控制电路，在空间电源领域中系首次使用。一方面，该电路的限流控制功能通过控制软启动脚电压实现，在空间环境中，限流值受温度影响小，限流控制精度高；另一方面，由于对软启动电容C39进行充电和放电的电流均比较小，故在电流调制期间，电流纹波小。本发明实现了对卫星激光载荷配电器的限流控制，经验证发明电路具有性能优异、可靠性高等优点。

附图说明

图1是本发明实施例中一种卫星激光载荷配电器的供配电原理框图；

图2是本发明实施例中一种空间用激光载荷配电器限流控制电路的电路结构示意图；

图3是本发明实施例中又一种空间用激光载荷配电器限流控制电路的电路结构示意图；

图4是本发明实施例中一种Saber仿真结果示意图；

图5是本发明实施例中一种激光载荷配电器母线输出电流与母线电压实测波形示意图。

具体实施方式

为使本发明的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合附图对本发明公开的实施方式作进一步详细描述。

如图1，激光载荷配电器输出母线端接载荷功放驱动器内部的大电容C2(容值为10mF级)，载荷功放驱动器以20HZ的频率对电容C2进行瞬间放电，放电时间约0.3ms～0.5ms，放电电流约180A左右，放电会释放电容C2的一部分能量并拉低配电器的母线电压。为了不对整星42V母线造成太大的电流波动，激光载荷配电器需在剩余的时间以限流充电的方式对载荷功放驱动器内部的大电容C2进行补电，并将配电器母线输出稳定在100V，以便载荷功放驱动器下周期取电。

如图2～3，在本发明实施例中，公开了一种空间用激光载荷配电器限流控制电路，具体可以包括：电流环PI、基极电阻R85、保护电阻R88、三极管V5、集电极电阻R81、软启动电容C39和PWM控制芯片。其中，电流环PI的输出端通过电阻基极R85与接三极管V5的基极a连接，以控制三极管V5的开通与关断；集电极电阻R81的一端接三极管V5的集电极c，另一端接PWM控制芯片的软启动脚SOFT；三极管V5的发射极b接地；保护电阻R88并联接入三极管V5，以提高三极管V5的可靠性；其中，保护电阻R88的一端接三极管V5的基极a，另一端接三极管V5的发射极b；软启动电容C39一端接PWM控制芯片的软启动脚SOFT，另一端接地。在限流控制阶段，PWM控制芯片处于全占空比输出状态，三极管V5处于深度饱和状态，通过控制三极管V5的开通时间来控制PWM控制芯片软启动脚SOFT的电压，进而控制PWM控制芯片的最大输出占空比，以实现限流输出。

优选的，如图3，PWM控制芯片具体可以为一带软启动功能的PWM控制芯片，可作为开关电源电路的主控芯片，主要可以包括：设置在内部的9uA恒流源，以及，正相输入端IN+、反相输入端IN-、误差输出端E/A out和软启动脚SOFT。

PWM控制芯片的反相输入端IN-与误差输出端E/A out短接。

9uA恒流源可用于在电路上电时，对软启动脚SOFT进行充电。

PWM控制芯片的软启动脚SOFT上的电压V_soft与PWM控制芯片的最大输出占空比P成正比；其中，电压V_soft越低，最大输出占空比P越小；电压V_soft越高，最大输出占空比P越大。

在本发明的一优选实施例中，如图3，电流环PI具体可以包括：限流电阻R83、限流电阻R87、运算放大器N2、比例电阻R20、积分电容C8、补偿电容C9、供电限流电阻R82和供电稳压电容C44。其中，限流电阻R83和限流电阻R87分别接运算放大器N2的反相输入端d和正相输入端e，以对输入的限流基准和电流采样进行限流；比例电阻R20与积分电容C8串联，串联后的比例电阻R20与积分电容C8并联接入运算放大器N2的反相输入端d和误差输出端h；补偿电容C9并联接入运算放大器N2的反相输入端d和误差输出端h；供电限流电阻R82接入运算放大器N2的供电正端g，用于运算放大器N2的供电限流；供电稳压电容C44接入运算放大器N2的供电正端g，用于运算放大器N2的供电稳压；运算放大器N2的供电负端f接地。

在本发明的一优选实施例中，该空间用激光载荷配电器限流控制电路还可以包括：电压环PI。其中，如图3，电压环PI的输出端接PWM控制芯片的正相输入端IN+，电压环PI的两个输入端分别接电压基准和电压采样。

在本发明的一优选实施例中，电流环PI的两个输入端分别接限流基准和电流采样。

在本发明的一优选实施例中，软启动电容C39采用微法级电容；基极电阻R85和集电极电阻R81均采用千欧级电阻；保护电阻R88采用百千欧级电阻。

为便于理解，下面对该空间用激光载荷配电器限流控制电路的工作原理进行简单说明。

A、三极管V5的集电极电流最大为毫安级，以三极管V5放大倍数等于75倍为例，电流环PI输出会轻易使三极管V5工作于深度饱和区。进而可通过控制三极管V5的开通时间而不是三级管的基级电流来控制软启动脚电压V_soft。其中，三极管V5开通，V_soft下降；三极管V5关断时，由于PWM控制芯片内部9uA恒流源的存在，V_soft会随时间慢慢增大。可见，可以通过控制三级管V5的开通与关断来实现V_soft的减小与增大。

B、在电压环PI输出比较大时，一方面，PWM控制芯片输出的PWM占空比是其最大输出占空比，该最大输出占空比由软启动脚电压V_soft决定，即：电压环PI使PWM控制芯片全占空比输出时，V_soft越低→最大输出占空比越小，反之，V_soft越高→最大输出占空比越大；另一方面，PWM控制芯片全占空比输出时，配电器母线电流与最大输出占空比大小成一定的比例关系。也就是说，在PWM控制芯片全占空比输出时，V_soft越低，配电器可输出的母线电流越低。

需要知道的是，在载荷功放驱动器从其内部大电容取电之后，激光载荷配电器的母线电压会被拉低，此时电压环PI会使PWM控制芯片全占空比输出，母线电流会迅速增大。若采样电流大于限流基准，电流环PI会控制三极管V5对V_soft进行泄放，使V_soft电压降低→使PWM控制芯片可输出的最大占空比降低→母线电流降低→采样电流降低。当采样电流小于限流基准后，电流环PI会控制三极管V5关断，PWM控制芯片内部9uA恒流源对软启动电容C39进行充电→V_soft增大→母线电流增大→采样电流增大→…(进入调制过程)。调制过程会在配电器母线电压到达电压基准之后结束。最终，激光载荷配电器会以限流值限流输出，而不会对卫星平台母线造成太大的电流波动。一方面，由于对软启动电容C39进行充电和放电的电流均比较小，故在电流调制期间，电流纹波不会太大；另一方面，由于限流控制功能通过控制软启动电容电压实现，故限流值受温度影响不大。本发明实施例所述的空间用激光载荷配电器限流控制方案通过Saber电路仿真与实际电路测试，均表现优异，电路均能以限流值限流输出。

在上述实施例的基础上，下面以UC1825作为PWM控制芯片为例，结合实例进行说明。

UC1825的正相输入端IN+接电压环PI控制器输出，反相输入端IN-与误差输出端E/A out短接。UC1825的软启动脚SOFT对地接软启动电容C39(3uF～5uF)，后经集电极电阻R81(千欧级)接三极管V5的集电极。

UC1825内部有一9uA恒流源，在电路上电时对其软启动脚SOFT进行充电。UC1825可输出的最大输出占空比随软启动脚电压V_soft的增大而逐渐增大。一般的，V_soft最大为5V左右，此时UC1825可输出的最大输出占空比为最大。

电流环PI输入为限流基准与电流采样，电流环PI输出经基极电阻R85(千欧级)接三极管V5的基极。保护电阻R88(百千欧级)做三极管V5保护用。限流电阻R83和限流电阻R87作输入限流用，并与比例电阻R20、积分电容C8和补偿电容C9组成电流环PI控制器。供电限流电阻R82作运算放大器N2供电限流用，供电稳压电容C44作运算放大器N2供电稳压用。

配电器母线建立后，当载荷功放驱动器从电容C2取电时，激光载荷配电器的母线被拉低，导致电压环PI运放正电压>运放负电压→误差经比例积分后使电压环PI最大输出→UC1825输出PWM占空比增大(达到最大输出占空比)→母线电流增大。在母线电流未达到限流点之前，即电流采样小于限流基准电压之前，电流环PI运放N2输出为0，三极管V5不动作，UC1825的软启动脚电压V_soft为5V左右。当电流采样达到限流基准后，运放N2输出高电平→驱动三极管V5开通→泄放软启动电容C39电压→V_soft降低→UC1825最大输出占空比下降→母线电流减小。当母线电流减小至限流点且小于限流点后，运放N2输出为0→三极管V5关断→UC1825内部9uA限流源向C39充电→V_soft慢慢增大→母线电流增大。之后，限流电路进入以上重复过程，将母线输出电流调制在限流点，以达到激光载荷配电器限流输出的目的。

需要注意的是，在泄放软启动电容C39时，三极管V5应处于深度饱和状态(可通过调试集电极电阻R81的大小实现)，电流环PI通过控制三极管V5的导通时间来控制V_soft。这样做的目的：1、使三极管V5发热最小，电路损耗最小；2、小电流更方便对软启动电容C39电压进行V_soft控制。

在UC1825全占空比输出的情况下(母线电压到达电压控制点之前)，软启动电压V_soft与母线电流I成一定的比例关系如式(1)所示：

I＝m*V_soft+n···式(1)

运放N2作为电流环PI的误差放大器，其目的是将电流采样(k*I)控制在限流基准V_限流，进而可以得到式(2)：

k*(m*V_soft+n)＝V_限流···式(2)

可见，通过控制软启动脚电压V_soft来达到限流的控制方式属于线性控制。

其中，k、m和n可通过实际电路进行整定，均为常数值。

在上述实施例的基础上，对本发明实施例所述的空间用激光载荷配电器限流控制电路仿真结果进行说明。

如图4，A1～A4为一个激光载荷工作周期，A1～A2为三极管V5对软启动电容C39放电时间，此时三极管V5处于深度饱和状态；A2～A3为母线限流输出时间，此时电压环PI满输出，V_soft被电流环控制在恒定的电压值，激光载荷配电器输出电流被控制在限流点，A3点为激光载荷配电器母线回到100V的时刻，之后激光载荷配电器无电流输出；A3～A4为激光载荷配电器恒压无电流输出时段。图4中，在母线建立阶段，给后端电容的充电电流亦被限制在限流点。需要注意的是：大电容C2恒流充电的时间Δt可由以下公式(3)确定：

△t＝C*△U/I_限···式(3)

其中，C为电容C2的容值，△U为载荷取电时电容C2下降的电压，I_限为限流充电的电流大小。系统稳定时，充电时间Δt小于激光载荷的工作周期。

可见，本发明实施例所述的空间用激光载荷配电器限流控制电路在理论上是可行的。

如图5，载荷功放驱动器工作模式为：180A放电0.4ms，50ms停歇。图中示波器2通道为配电器(激光载荷配电器)母线输出电流波形，1通道为母线电压波形。在每个取电周期，180A放电0.4ms使得10mF电容阵(载荷大电容C2)电压瞬间下降了9.4V，0.4ms后配电器向载荷大电容C2充电，电流迅速增大到2.94A，之后由于限流控制电路起控，使得充电电流恒定在2.5A。当C2电压达到控制电压后，配电器停止充电。

由图5实际电路测试结果可知，该空间用激光载荷配电器限流控制电路不仅达到了限流充电的目的，而且其电流纹波小(约200mA)，同时也证明了该空间用激光载荷配电器限流控制电路是有效的、可行的、性能优异的。

本发明实施例所述的空间用激光载荷配电器限流控制电路已应用在某卫星型号内，在空间电源领域属于首次使用。经过力学、热学等一系列鉴定级环境试验，该空间用激光载荷配电器限流控制电路性能优异，限流控制精度高，限流值受温度影响非常小，限流纹波小，具有可行性和高可靠性。

本说明中的各个实施例均采用递进的方式描述，每个实施例重点说明的都是与其他实施例的不同之处，各个实施例之间相同相似的部分互相参见即可。

以上所述，仅为本发明最佳的具体实施方式，但本发明的保护范围并不局限于此，任何熟悉本技术领域的技术人员在本发明揭露的技术范围内，可轻易想到的变化或替换，都应涵盖在本发明的保护范围之内。

本发明说明书中未作详细描述的内容属于本领域专业技术人员的公知技术。