技術領域

本發明涉及一種航天器兩器能源共用方法，主要應用于重量要求苛刻的航天器，特別適用于深空探測航天器。

背景技術

對于常規衛星或航天器，其都有獨立的電源系統，電源系統在設計時已經留有足夠的能源裕度，以應對衛星或航天器在飛行過程中的各種突發情況，保證衛星或航天器的正常能源供應。

對于常規衛星或航天器，重量裕度較為寬松，衛星或航天器可以通過簡單增大太陽翼面積或增加蓄電池組容量來提高能源裕度，以提高供電可靠性。

但對于深空探測航天器，受運載火箭能力限制，航天器的重量約束非常苛刻，如果航天器A和航天器B僅采用各自的電源系統提供能源，無法實現能量平衡，如果簡單增加電源系統配置，將會帶來較大的重量增加，不能滿足任務要求。

發明內容

本發明的技術解決問題是：在不增加航天器電源系統重量的條件下，如何設計電源系統，安全可靠的實現航天器A與航天器B間的能源共用，提高航天器能源裕度，為航天器的安全飛行提供能源保障。

本發明的技術解決方案是：一種航天器兩器能源共用方法，其特點在于，提出一種航天器A和航天器B能源共用的供電方法，通過設計能源共用電路和一套邏輯控制指令，在航天器A能源供應不足，航天器B能源供應又有余量時，將航天器B蓄電池組接入航天器A電源系統，共同參與航天器A供電；在航天器B蓄電池組需要充電，而航天器A能源供應又有余量時，由航天器A電源系統為航天器B蓄電池組進行充電；三是在航天器B蓄電池組充滿后，航天器A能源供應又有余量時，航天器A電源系統可以為航天器B母線供電。在軌應用時，根據航天器A和航天器B電源系統的實際工作狀態，通過地面控制，實現兩器的能源共用。

在航天器A和航天器B電源系統不需要能源共用時，各開關狀態為：充電切換開關K1為航天器A通狀態；航天器B備份放電開關K2為斷開狀態；充電基準開關K3為航天器A通狀態；航天器A放電開關K4處于接通狀態；充放電開關K5為斷開狀態。航天器B蓄電池放電開關K6為斷開狀態。

所述航天器B蓄電池組為航天器A供電步驟如下：

（101）當航天器A能源供應不足，需要航天器B蓄電池進行供電，通過地面發送指令進行開關狀態設置；

（102）通過地面發送指令，接通充放電開關K5，建立航天器A和航天器B供電通路；

（103）通過地面發送指令，接通充電基準開關K3航天器B通，將航天器B蓄電池組電壓引入航天器A電源控制器，用于邏輯控制；

（104）通過地面發送指令，接通充電切換開關K1航天器B通，給航天器B母線電容進行充電；

（105）通過地面發送指令，接通航天器B放電開關K6，將航天器B蓄電池組引入兩器供電通路；

（106）通過地面發送指令，接通航天器B備份放電開關K2，將航天器B蓄電池組功率引入航天器A的BDR1（放電調節器模塊1）；

（107）航天器B為航天器A供電狀態設置完成，航天器B進入為航天器A供電狀態。

所述航天器A為航天器B充電步驟如下：

（201）當航天器B蓄電池組需要充電，而航天器A能源供應又有余量時，通過地面發送指令進行開關狀態設置；

（202）通過地面發送指令，接通充放電開關K5，建立航天器A和航天器B供電通路；

（203）通過地面發送指令，接通充電基準開關K3航天器B通，將航天器B蓄電池組電壓引入航天器A電源控制器，用于邏輯控制；

（204）通過地面發送指令，接通充電切換開關K1航天器B通，給航天器B母線電容進行充電；

（205）通過地面發送指令，接通航天器B放電開關K6，將航天器B蓄電池組引入充電通路；

（206）航天器A為航天器B充電狀態設置完成，航天器A進入為航天器B蓄電池組充電狀態。

所述航天器A為航天器B母線供電步驟如下：

（301）當航天器B蓄電池組充滿后，而航天器A能源供應又有余量時，航天器A可以為航天器B母線供電，通過地面發送指令進行開關狀態設置；

（302）通過地面發送指令，接通充放電開關K5，建立航天器A和航天器B供電通路；

（303）通過地面發送指令，接通充電基準開關K3航天器B通，將航天器B蓄電池組電壓信號引入航天器A電源控制器，用于邏輯控制；

（304）通過地面發送指令，接通充電切換開關K1航天器B通，給航天器B母線電容進行充電；