航天電子設備二次電源輸入保護電路設計

曹廣平

(中國西南電子技術研究所,成都 610036)

1 引 言

在衛星、火箭、導彈等航天平臺中,電子設備的種類越來越多,功能越來越復雜,設備內部電路的供電需求各異,而平臺一般只提供單組電壓供電,需電子設備自行進行電源變換。航天器平臺能源有限,成為系統設計制約因素之一,設備電源效率非常重要;另一方面,航天器平臺供電特性的差異較大,二次電源需經受電壓起伏、過沖、浪涌等考驗,因此,對航天電子設備的二次電源要求越來越高。

隨著專業分工越來越細,二次電源的DC/DC變換器技術相對成熟,國內外有許多專業公司提供高可靠的系列產品,如 Interpont、Vicor、Delta、IR、VPT 等公司的產品覆蓋了工業級到宇航級;國內也有系列型譜的電源變換器,整機和系統設計一般選用成品電源,不再將電源變換器的具體實現作為研制重點。但是,成品電源模塊在航天電子設備中的使用仍需關注,如果電源使用不當,產生的某些故障模式可能導致設備無法工作,甚至系統崩潰;同時,電源也是電磁干擾(EMI)麻煩的制造者和受害者,開關電源的開關頻率及其高次諧波分量是設備內部主要污染源之一,電源也易受其它干擾污染,一旦電源系統受到EMI污染,它將擴散到電路的各部分,影響設備性能[1]。

因此,在航天電子設備的設計中,二次電源模塊往往需要配合外圍保護電路使用,保護電路在設備中的作用包括改善電源變換器的供電環境和電磁兼容性(EMC)、保證設備安全、隔離故障電源對系統的影響等。合理選擇電源保護電路將有助于系統穩定可靠工作。本文將通過分析不同平臺的供電環境結合具體工程實例討論航天電子設備電源輸入保護電路設計。

2 航天電子設備的供電環境分析

衛星、火箭(導彈)等飛行過程中采用的電源形式主要有化學電源、燃料和核能、光伏電源三大類,絕大多數衛星采用光伏電源,火箭、導彈一般采用化學電源。發射準備和地面測試階段則使用地面電源或由發射平臺(如飛機、艦船)提供電源,本文主要針對這幾種供電情況的設備進行分析[2]。

衛星的光伏電源系統包括光電轉換太陽能電池、蓄電池、功率調節及充電裝置等部分,雖然電源受在不同光照角下充電差異和衛星進入地影區放電過程的影響,由于有完善的電源控制電路,衛星的供電波動較小;但是,衛星平臺要求各種設備一次地(供電負母線)與二次地(二次電源和信號地)隔離,DC/DC變換器的反射紋波較大,供電母線受到污染,各用電設備應予以關注。

火箭(導彈)飛行過程中一般采用鋅/氧化銀等形式的化學蓄電池一次性工作,電池在發射準備階段并激活電池并充電,系統設計時,電池容量的選擇需要考慮電池放電深度、設備飛行全程總消耗能量等因素,原則是任務壽命末期放電電壓必須高于設備可工作的最低電壓,并考慮一定余量,對用電設備而言,需要考慮的是蓄電池充電后放電初期電源較高,而工作末期的輸出電壓偏低,特別是充電后初始放電過程。

航天電子設備在發射前的供電方式與發射平臺形式相關,如果是采用陸基固定發射方式,發射前地面工作階段飛行器上的設備通過脫插由地面模擬電源供電,由于地面供電網穩定性好,其供電品質容易得到保證,直流電壓的波動極小,但是,也可能存在長線耦合干擾等電源污染,對于這種情況,用電設備應滿足GJB151A標準的要求;另一種是移動發射平臺(飛機、艦船),發射前依靠平臺的發動機轉換直流電源供電,一般供電品質稍差,容易出現幅度波動、工頻的高次分量干擾、頻率偏差等情況,如機載巡航導彈,彈載設備的電源適應性要求符合GJB181A標準。

3 電源保護電路設計的一般原則

正如前面所述,電源電路包括電源變換器本身和短路保護、干擾濾波、瞬態抑制等外圍電路組成,外圍電路既有用在電源變換器輸入端的,也有用在輸出端的,由于變換器輸出端一般只需要采取常規濾波、扼流措施,多數情況可集成到變換器內部。為了便于論述,將變換器之外的外圍電路稱為電源保護電路。下面主要針對變換器輸入端的輸入保護電路,分別介紹開關電源的基本工作原理和對輸入保護電路的通用要求。

3.1 開關電源工作原理

DC/DC電源變換器按工作方式分為開關和線性兩大類,由于效率和平臺系統設計要求等原因,航天電子設備上一般都選擇隔離型開關電源變換器,開關電源采用調制解調開關模式或開關轉換形式,變換得到電路工作所需的各組電壓。以開關轉換電源為例,基本工作原理為:由集成控制電路產生電源內部所有的控制信號,電源初級建立振蕩并通過變壓器實現初級到次級能量傳遞,次級進行整流濾波輸出,由輸出端取樣反饋各控制電路,由其控制初級開關管接通時間(對應從電源取能時間)實現電壓調整。電源初級采用的開關管一般選用VMOS管,其耐壓和抗大電流沖擊的性能較好,比如蓋雅公司的小功率VMOS管標稱耐壓值在100V,電流可達8A,更高一檔器件參數高達200V/16 A。因此,通常DC/DC電源變換器可適應寬輸入電壓(航天器平臺供電常用為18～36V)工作,并具有好的浪涌抑制能力。各專業電源廠家推出了大量標準的DC/DC變換器組件系列,既有單組輸出的,也有多組輸出電壓的。本文討論電源電路立足于以標準DC/DC變換器和外圍電路構建。

但是,所有開關模式的電源變換器在工作時都會產生開關噪聲,其開關頻率的選擇在數十到數百千赫之間,電源變換器會向輸入母線傳導發射開關噪聲及其諧波[3],如果處理不好將會對設備工作信號造成干擾,在使用標準DC/DC電源變換器的同時,需要精心設計電源輸入電路。

3.2 電源輸入電路通用要求

根據航天器平臺供電特性,在航天電子設備中電源變換器外圍電路設計中應考慮完成以下功能。

(1)抑制外界的干擾、浪涌

防止電子設備受到由供電母線帶來的干擾和設備加斷電產生的浪涌[4]。

(2)輸入電壓箝位

在輸入電壓偏高時,防止加到電源模塊上的供電電壓超出其正常工作電壓范圍,保護電源模塊不損壞。

(3)隔離設備供電故障

當設備電源或后級電路出現短路時,能將該設備從系統供電連接中斷開,防止設備內部短路拖垮系統電源。

(4)減小干擾信號反射

防止DC/DC電源變換器開關噪聲等信號干擾、污染系統電源。

4 典型航天電子設備電源輸入電路設計

在航天電子設備中,因為裝備的平臺不同,使用要求各異,設備電源及輸入保護電路設計也不相同,下面分別對星載、箭(彈)載設備常用的電源電路設計進行介紹。

4.1 星載設備電源輸入電路設計

太陽電池是現代衛星最常用的能源獲取方式,光伏電源系統本身具備儲能、調壓等管理,平臺供電的品質相對較好。星載設備對電源除了前文提到的通用要求以外,需主要考慮高可靠長壽命、供電母線與信號地隔離等要求,因此,在星載設備電源電路設計中,會采用主備(冷備份)冗余方式盡量消除單點;同時,由于衛星平臺對體積重量、功耗、熱設計的高要求,對電源電路設計提出了很多限制條件。

綜合各種因素,星載設備電源輸入電路需要提供母線短路保護功能,并具有抗瞬態過載能力;盡量消除單點失效模式,對可靠性不夠高的電路元件等采取備份冗余;具有良好的EMI抑制性能,對差模、共模干擾具有較好抑制效果。為了獲得良好EMI抑制效果,一般選用與DC/DC變換器配對使用帶封裝的標準EMI濾波器。電源輸入電路一般由熔斷器、電阻、磁保持繼電器和EMI濾波器幾部分組成。熔斷器采用兩支路并聯,一路為單熔斷器,另一路為電阻與熔斷器串聯結構,通過此電路達到隔離設備供電母線短路故障目的,并能適應瞬態過載情況;通過由系統提供主/備加斷電控制信號控制磁保持繼電器實現主備切換,并用多組觸點串并聯方式消除單點,為減小電源部分的體積重量,多數情況可多組電源共用EMI濾波器,當然這需要在EMI抑制性能和體積重量進行綜合平衡。典型的電源電路連接關系如圖1所示。

圖1 星載設備電源電路連接圖Fig.1 Space-borne equipment power circuit connection diagram

EMI濾波器是由一組差模、共模電感和電容組成的LC濾波器,形成帶金屬封裝的標準產品更有利于減小干擾輻射,各電源生產商推出的與DC/DC變換器配對型號,主要針對變換器開關頻率、電流等特征調整了濾波器內部器件參數,使其具有更好的針對性。變換器開關頻率及其高次諧波形成最主要的干擾,為使濾波器具有更好效果和更容易實現,希望開關頻率越高越好,但需要注意避免開關信號及低階諧波進入有用基帶信號帶內。國外在開關電源有采用開關信號偽碼調制技術的,通過干擾“白化”降低開關頻率的干擾幅度,在航天產品中還未見使用該技術。

熔斷器的作用是當設備電源變換器初級或外圍電路出現短路時將設備故障與系統隔離,熔斷器及電阻規格選擇需要遵循一定原則,在保護反應時間與抗浪涌之間平衡,通用的原則是:

式中,Ie為設備最大額定電流,Ir為熔斷器熔斷電流。限流電阻遠大于(20倍以上)熔斷器阻值,而要求設備浪涌電流不超過工作電流的1.5倍。減小浪涌電流需要通過增加浪涌抑制電路。浪涌抑制電路一般有串聯電感和軟啟動電路方式,串聯電感方式簡單但效果有限,軟啟動電路效果良好但卻是以“增加電路復雜度、犧牲可靠性”為代價的。

在實際工程中,并非浪涌電流超過1.5倍工作電流就會導致嚴重后果,往往提出另一個考核標準:電流時寬積和浪涌電流的為浪涌電流),電流時寬積是量化電源母線負載能力的承受能力,計算浪涌主要用來判斷熔斷器是否能承受浪涌電流的沖擊。這兩項參數在工程中具有很好指導意義,也便于考核操作。

根據電源系統能力可確定額定電流時寬積參數,用ITmax表示,一般電源系統能達到數百至數千安毫秒(A·ms),設備浪涌電流時間帶寬積需滿足下式:

式中,τ為浪涌電流寬度。

同時,在熔斷器選型時需滿足:

式中,Ir為熔斷器熔斷電流。

4.2 箭(彈)設備常用電源電路設計

火箭、導彈作為一次性使用的航天器,具有系統龐大、工作環境惡劣、工作時間短、可靠性要求高等特點。由于一次性使用,箭(彈)設備的設計需要貫徹簡單、低成本的思想,除關鍵核心設備外,一般不考慮備份冗余,因此對設備的可靠性要求也較高。

電源電路的設計在滿足通用要求之外,還需要考慮火箭(導彈)的供電環境:蓄電池初期的高電壓和工作末期低電壓、大功耗設備啟閉引起的電壓波動、過沖等,對EMC設計的重點變成抑制瞬態高壓和防止設備內DC/DC變換器產生的開關頻率信號及其它干擾反饋到電源母線,而系統一般不需要電源負母線與地隔離,多數情況可將DGND和GND搭接。EMI濾波器可采取簡單LC器件搭建構成,在設備工作電流不太大的情況下,可采用電阻限流代替熔斷器,一種典型的電源輸入電路如圖2所示。

圖2 箭(彈)小功耗設備的電源輸入保護電路Fig.2 Mains input protection circuit for low power consumption rocket/missile-borne equipment

電源保護電路由串聯在正母線上的電阻R1、二極管V1、V2以及由電容C1、C2、C3和電感L1、L2構成的濾波電路組成。電路中,電阻R1的作用是限流、降壓、隔離,當有高電壓尖峰加到輸入端時,電阻可防止箝位二極管通過電流太大,對其起到保護作用;二極管V1的作用是隔離倒灌信號,防止機內電源產生的高電壓干擾反饋污染系統電源,對于品質較好的電源變換器一般不是必要;箝位二極管V2將電壓箝位到電源模塊允許的工作電壓范圍內,主要針對系統工作條件下化學電池放電初期和系統用電設備少(輕負載)情況下電壓較高的情況而設置;由電容、電感組成的LC濾波器主要抑制EMI干擾,濾波器電路形式選擇的依據是系統供電環境,在較好的系統供電環境下,簡單的濾波電路是夠用的。

但是,在箭彈設備電源保護電路設計中,對元器件選擇需要注意以下因素。

(1)浪涌電流通過電感產生的反峰電壓可能高過系統外部來的最高輸入電壓,所以,濾波電容器耐壓值選擇應按照直流電壓降額要求和瞬態電壓降額要求分別計算,按照高的要求選擇器件;

(2)限流電阻額定功率選擇。限流電阻選用考慮兩條原則:在設備正常穩定工作情況下,滿足降額原則,工作穩定安全;在設備內部電路出現短路情況,限流電阻應不致系統供電電壓被拉低,并能短時間熔斷保護系統不受影響。設計時如果按照設備穩態電流計算功耗,因為有浪涌、過沖等現象存在,即使選擇0.1的降額系數,也很難說一定可靠;而根據瞬態尖峰電壓產生電流計算功耗,往往功率數據很大,根本沒有符合要求的電阻,顯然造成過設計。

筆者在工程中通過分析與驗證,對限流電阻選用提出按熱容降額的設計原則。

根據設備環境溫度條件(高溫)、電阻幾何尺寸、材料熱容值C計算出輻射表面換熱系數,其基礎是能量守恒方程。由于浪涌電流為短時信號,需要用其瞬態形式:

式中,Qg為電流產生的熱量,K為器件熱阻,C為器件熱容。

將微分方程(4)進行拉氏變換:

由此,求出溫度積累的時域解:

式中,T(t)為器件積累溫度。

根據上述公式建立熱響應分析模型,并運用Matlab進行仿真,求出最惡劣條件電阻積累熱量(單位J),并與電阻承受極限溫度比較,按照0.3進行降額。

上述工作可編寫Matlab程序,設計時輸入設定條件,可很快得出結果。如果箭(彈)載電子設備功耗較大,可能會產生較大浪涌電流,一般需要采用浪涌抑制電路,電路形式與星載設備類似,在此不再贅述。

在航天電子設備工程設計中,筆者根據產品特點提出上述典型電路形式和設計控制參數,簡化了設計并具有較好工程可操作性。按上述設計準則設計的供電保護電路在多種設備使用中從未出現過問題。

5 結束語

本文研究了航天電子設備電源電路設計的一般原則,對采用DC/DC變換器的二次電源外圍電路典型應用給出輸入保護電路模型,不同于其它文獻介紹的通常電源電路設計,本文提出了一些新的設計控制參數,能夠較準確地量化降額準則,在工程設計中具有較強指導意義。

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