航天器多繼電器線圈并聯電路的可靠性研究

陳 丹，王 丹，王國軍

（中國空間技術研究院 載人航天總體部，北京 100094）

0 引言

在航天器配電控制系統中，繼電器作為控制開關在載人飛船、衛星等航天器上被廣泛使用[1-3]，為增加可靠性或進行遙測，常采用多繼電器線圈并聯電路進行配電控制，并采用雙二極管串聯或二極管串聯電阻的消反電路對線圈的反電動勢進行抑制[4]。然而，航天器研制及在軌飛行過程中，多繼電器線圈并聯電路時有各繼電器狀態不一致的現象發生，且多被認為是由電磁環境干擾引起的，而對于由多只繼電器線圈并聯引起的繼電器線圈之間電磁干擾的探究較少。

目前，航天產品中以繼電器為控制開關的配電電路多為以微機電系統（micro-elctro-mechanical system, MEMS）技術為基礎的 MEMS繼電器電路[5-8]。MEMS技術的應用促進了微小衛星等微型航天器的發展[9-10]；但電路體積越小，對其耐受電磁環境的要求就越高，因此有必要對航天器多繼電器線圈并聯電路的可靠性進行研究。

本文以在載人航天器的配電器研制中多次發現的EL215和TL26P并聯發生TL26P誤翻轉問題為實例，開展航天器多繼電器線圈并聯電路的可靠性研究。

1 繼電器互感效應分析

典型的雙線圈磁保持繼電器如圖1所示。當線圈①中加激勵（或去激勵）的瞬間，即線圈激勵量由0增加至額定值（或由額定值遞減至0）時，相應產生的磁通Φ也隨之變化，在線圈①中產生自感應電動勢的同時，在線圈②中也產生互感應電動勢。反之，如果在線圈②中加激勵（或去激勵）的瞬間，同樣也會在線圈②中產生自感應電動勢，在線圈①中產生互感應電動勢。這就是雙線圈繼電器2個線圈在激勵（或去激勵）瞬變過程中必然產生的自感、互感效應[11]。

圖1 雙線圈磁保持繼電器的自感、互感效應Fig. 1 Schematic diagram of self inductance effect and mutual inductance effect in double-coil magnetic latching relay

2 多繼電器線圈并聯電路可靠性分析

多繼電器線圈并聯電路的典型電路形式為雙繼電器線圈并聯電路，如圖2所示。繼電器K1、K2的通指令線圈和斷指令線圈分別并聯，共用消反電路進行反電動勢抑制。

圖2 雙繼電器線圈并聯電路Fig. 2 Circuit structure of two relays in parallel

多繼電器線圈并聯電路可靠工作是指電路中的繼電器均能可靠動作，即每個繼電器的線圈均正確響應指令脈沖電流。指令執行包含指令發出和指令結束2個動作，在這2個動作瞬間，接收指令的繼電器線圈進行激勵和去激勵，而由于互感效應，未接收指令的線圈中會產生互感應電動勢，若存在電流通路則可能導致電路的不可靠工作。

下面從繼電器未接收指令的線圈電流著手，分別針對相同型號繼電器線圈并聯電路和不同型號繼電器線圈并聯電路進行可靠性分析。

2.1 同型號繼電器線圈并聯電路

1）指令發出瞬間

在指令P發出瞬間，指令母線給繼電器K1與K2的線圈①、③加激勵，線圈①、③均產生自感應電動勢，同時未接收指令的線圈②、④產生互感應電動勢。為了便于分析，忽略同型號繼電器的個體差異，默認2個繼電器的所有電參數均相同，因此，線圈②、④的互感應電動勢相等，指令發出瞬間線圈②、④之間沒有電流流過，2個線圈的互感電流i2、i4均匯流至消反電路，ir=i2+i4。此時，繼電器線圈并聯電路的電流流向如圖3所示。

圖3 多繼電器線圈并聯電路在指令發出瞬間的電流流向Fig. 3 Schematic diagram of the current flow (command beginning)

2）指令結束瞬間

在指令P結束瞬間，指令母線給繼電器K1與K2的線圈①、③去激勵，線圈①、③產生自感應電動勢，線圈②、④產生互感應電動勢。與指令P發出瞬間的計算類似，由于K1、K2的電參數均相同，指令P結束瞬間線圈②、④的互感應電動勢相等，線圈②、④之間沒有電流流過。此時，繼電器線圈并聯電路的電流流向如圖4所示。

由上可知，同型號繼電器線圈并聯電路在指令發出瞬間，繼電器未接收指令的線圈電流均匯流至消反電路，線圈之間沒有電流流過；在指令結束瞬間，繼電器未接收指令的線圈之間沒有電流流過。因此，同型號繼電器線圈并聯電路可以可靠工作。

圖4 多繼電器線圈并聯電路在指令結束瞬間的電流流向Fig. 4 Schematic diagram of the current flow (command ending)

2.2 不同型號繼電器線圈并聯電路

1）指令發出瞬間

指令P發出瞬間的互感效應仍以圖3為基礎進行分析，未接收指令線圈②的互感應電動勢為

其中，U為指令母線電壓。由式(1)可以發現線圈的互感應電動勢是呈指數函數變化的，取決于繼電器線圈的自感系數L、互感系數M和等效電阻R。同理，未接收指令線圈④的互感應電動勢為

為了比較這2個繼電器未接收指令線圈的互感應電動勢ε2、ε4的大小，將式(2)與式(3)相除，得：

可見，式(3)為關于時間t的恒大于0的指數函數。互感應電動勢ε2、ε4不等，而ε2、ε4產生的電流通過消反電路進行消反，故繼電器線圈②、④之間沒有電流流過，電路可靠。

2）指令結束瞬間

指令P結束瞬間的互感效應仍以圖4為基礎進行分析，接收指令線圈①的電路為由電阻、電感組成的零輸入響應一階電路，未接收指令的線圈②的互感應電動勢為

同理，未接收指令的線圈④的互感應電動勢為

為比較這 2個繼電器未接收指令線圈的互感應電動勢ε2、ε4的大小，將式(4)與式(5)相除，得：

可見，式(6)為關于時間t的指數函數。互感應電動勢ε2、ε4不等，而ε2、ε4產生的電流方向不能通過消反電路消反，故繼電器線圈之間有電流流過，電路不可靠。若電路在航天器飛行過程中受到電磁干擾，擾動作用增大繼電器線圈之間的電流，可能引起繼電器的非設計翻轉。

2.3 實例計算

以德馳公司的EL215繼電器（作為K1）、TL26P繼電器（作為K2）為例，計算2個不同型號繼電器線圈并聯電路在指令結束瞬間的互感應電動勢。EL215和TL26P的繼電器參數如表1所示。

表1 繼電器EL215與TL26P的參數Table 1 Parameters of EL215 and TL26P

將表1中的參數代入式(6)計算可得：

使用MathCAD工具繪制ε2/ε4隨時間t變化的曲線如圖5所示。

圖5 ε2/ε4隨時間t的變化（2個二極管串聯消反）Fig. 5 ε2/ε4 vs. time (two diodes in series as arc-restraining circuit)

由圖5可知，指令結束瞬間繼電器未接收指令線圈的互感應電動勢比值ε2/ε4在2 ms以內小于1，在2 ms之后常大于1，表示繼電器EL215的互感應電動勢相較于繼電器 TL26P的互感應電動勢先小后大。繼電器線圈并聯電路中未接收指令線圈②、④的互感應電動勢在線圈之間進行電流泄放，圖4中電流i2、i4表示指令結束瞬間EL215互感應電動勢大于繼電器 TL26P互感應電動勢的電流流向。若未接收指令線圈④通過的電流幅值、持續時間滿足繼電器K2的動作條件，將使繼電器K2的觸點狀態發生非設計翻轉，導致電路的不可靠。若電路在航天器飛行過程中受到電磁干擾使繼電器線圈之間的電流增大，也可能引起繼電器的非設計翻轉。

上述計算是按照消反電路為 2個二極管串聯進行的；航天器常用的另一種消反電路為二極管串聯電阻的電路形式，見圖6。

圖6 二極管串聯電阻消反的不同型號繼電器線圈并聯電路Fig. 6 Multi-relay parallel circuit with a diode in series with a resistance as arc-restraining modell

此種電路形式的計算過程與上述計算類似。仍以德馳公司的EL215繼電器并聯TL26P繼電器為例，設定消反電路電阻R為50 Ω。繼電器未接收指令線圈的互感應電動勢比值為

使用MathCAD工具繪制ε2/ε4隨時間t變化的曲線如圖7所示。

圖7 ε2/ε4隨時間t的變化（二極管串聯電阻）Fig. 7 ε2/ε4 vs. time (a diode in series with a resistance as arc-restraining circuit)

可見，圖7與圖5波形基本一致，也存在未接收指令線圈④發生非設計翻轉的可能，電路仍然不可靠。

3 電路優化

如2.2節所述，不同型號繼電器線圈并聯電路在指令結束瞬間，由于繼電器動作時間不一樣，較靈敏的繼電器（互感電動勢小、動作時間短）存在誤翻轉的隱患。為此本文對不同型號繼電器線圈并聯電路進行了優化，在繼電器線圈前串接二極管，二極管的陽極接指令母線，陰極接繼電器線圈，其電氣原理如圖8所示。

圖8 線圈串接二極管的多繼電器線圈并聯電路Fig. 8 Multi-relay parallel circuit with a diode in series with a coil as arc-restraining model

P指令發出、結束瞬間，線圈②、④之間的電流通過二極管D2、D4進行截止；Q指令發出、結束瞬間，線圈①、③之間的電流通過二極管 D1、D3進行截止，且串聯二極管D1～D4不影響電路正常接收指令以及消反。

4 試驗驗證

使用2.3節計算實例中的繼電器EL215、TL26P對優化后的不同型號繼電器線圈并聯電路的可靠性進行試驗驗證。

試驗首先抓取優化前電路（電路形式與圖3保持一致）在指令發出過程中繼電器TL26P線圈③、④的電流波形見圖 9、圖 10所示。可以發現，在指令發出瞬間和指令結束瞬間，繼電器 TL26P的線圈④均有電流流過：在指令發出瞬間，由于線圈③的電流保持在一個常值的工作電流，所以線圈④的電流不會造成繼電器 TL26P非設計翻轉；而在指令結束瞬間，線圈③的電流為0，因此線圈④通過的電流就有可能造成繼電器TL26P非設計翻轉，電路不可靠。

圖9 繼電器TL26P線圈③電流波形圖（優化前電路）Fig. 9 Current wave flowing through coil③ of TL26P(original circuit)

圖10 繼電器TL26P線圈④電流波形圖（優化前電路）Fig. 10 Current wave flowing through coil④ of TL26P(original circuit)

然后對按照第 3節優化方案進行了優化的電路進行試驗驗證，抓取指令發出過程中繼電器TL26P線圈③、④的電流波形見圖11、圖12所示。

可以發現，線圈串聯二極管后，繼電器TL26P的線圈④僅在指令發出瞬間有電流流過，在指令結束瞬間無電流流過，杜絕了繼電器 TL26P發生非設計翻轉的可能，電路可靠。

圖11 繼電器TL26P線圈③電流波形圖（優化電路）Fig. 11 Current wave flowing through coil③ of TL26P(optimized circuit)

圖12 繼電器TL26P線圈④電流波形圖（優化電路）Fig. 12 Current wave flowing through coil④ of TL26P(optimized circuit)

5 結論

本文對航天器多繼電器線圈并聯電路進行了可靠性分析，以及電路優化和試驗驗證，得到以下結論：

1）在并聯繼電器線圈采用相同的消反電路的條件下，同型號繼電器線圈并聯電路在指令發出至結束全過程可以可靠工作。對于不同型號繼電器線圈并聯電路，由于繼電器的動作時間不一樣，指令脈沖下降沿瞬間，較靈敏的繼電器（如TL26P）有發生翻轉的風險。

2）可通過在繼電器線圈前串聯隔離二極管，來消除由互感電動勢大、動作時間長的繼電器（如EL215、3JB20等）在指令結束瞬間所產生的感應電流對靈敏繼電器的干擾。

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