姜東升，張 翼，柳新軍

（北京空間飛行器總體設(shè)計(jì)部，北京 100094）

航天繼電器觸點(diǎn)粘連故障機(jī)理分析及保護(hù)技術(shù)

姜東升，張 翼，柳新軍

（北京空間飛行器總體設(shè)計(jì)部，北京 100094）

文章針對衛(wèi)星供配電系統(tǒng)功率繼電器接通瞬間浪涌電流導(dǎo)致觸點(diǎn)粘連故障進(jìn)行研究，分析電路導(dǎo)致浪涌電流的機(jī)理，并對一種繼電器觸點(diǎn)浪涌抑制保護(hù)電路開展分析和試驗(yàn)測試，提出有效消除繼電器觸點(diǎn)粘連故障的方案。研究結(jié)果對幫助指導(dǎo)航天繼電器的使用，提高航天繼電器在軌應(yīng)用的可靠性和安全性具有重要意義。

功率繼電器；浪涌電流；觸點(diǎn)粘連；保護(hù)電路

0 引言

國內(nèi)多個(gè)衛(wèi)星型號曾先后出現(xiàn)繼電器觸點(diǎn)粘連問題。2006年，某衛(wèi)星在軌執(zhí)行數(shù)傳關(guān)機(jī)指令時(shí)，控制繼電器觸點(diǎn)未能正常分離，發(fā)生觸點(diǎn)粘連（熔焊）故障。2009年，在某衛(wèi)星地面總裝測試中檢查二次電源主備份切換時(shí)，發(fā)現(xiàn)發(fā)送數(shù)管加電和斷電指令后，主配電器內(nèi)部控制數(shù)管供電通路的繼電器一直保持接通狀態(tài)，不能正常斷開；后經(jīng)中國空間技術(shù)研究院元器件可靠性中心進(jìn)行失效分析，確認(rèn)該繼電器中一對觸點(diǎn)發(fā)生了粘連（熔焊）故障。通過對2005—2012年出現(xiàn)的星上9起繼電器失效故障統(tǒng)計(jì)分析，可以看出多數(shù)繼電器的故障都出現(xiàn)在觸點(diǎn)部分，其失效模式主要包括觸點(diǎn)接觸不良、觸點(diǎn)粘連（熔焊）、加電后觸點(diǎn)不吸合、多余物。觸點(diǎn)故障率占所有繼電器故障率的 90%以上，其中觸點(diǎn)粘連（熔焊）故障是繼電器最為嚴(yán)重的故障之一[1]。

航天繼電器在設(shè)計(jì)時(shí)均已做好繼電器觸點(diǎn)的降額設(shè)計(jì)，但由于感性負(fù)載或容性負(fù)載的加斷電的瞬態(tài)特性與純阻性負(fù)載有很大的區(qū)別，會產(chǎn)生瞬態(tài)過壓和過流，從而導(dǎo)致觸點(diǎn)發(fā)生瞬態(tài)電弧燒蝕而粘連。研究表明繼電器觸點(diǎn)的粘連既可能發(fā)生在觸點(diǎn)閉合過程，也可能發(fā)生在觸點(diǎn)分?jǐn)噙^程[2]，對于容性負(fù)載，主要發(fā)生在觸點(diǎn)閉合過程中。為了避免繼電器觸點(diǎn)粘連故障，衛(wèi)星建造規(guī)范通常要求連接到電源母線上的用電設(shè)備（包括一次和二次）啟動電流不超過其相正常工作電流的1.5倍或2 A，二者取較大者且持續(xù)時(shí)間不超過2 ms，上升斜率不大于105A/s。然而，由于設(shè)備廠商出于EMC（電磁兼容）設(shè)計(jì)考慮，均在設(shè)備輸入端并聯(lián)較大的濾波電容，導(dǎo)致設(shè)備加電瞬間產(chǎn)生較大的電容充電浪涌電流而造成繼電器觸點(diǎn)粘連損傷故障。解決此類浪涌電流對繼電器觸點(diǎn)損傷的方法通常有2類：一類是增加浪涌抑制手段，如采用MOSFET器件構(gòu)成的浪涌抑制電路[3]或限流電阻；另一類是限制設(shè)備生產(chǎn)廠輸入端濾波電容的使用。第二類方法的實(shí)現(xiàn)顯然不現(xiàn)實(shí)。而使用限流電阻會導(dǎo)致散熱和長期的功率損失，故該方法在小功率電子設(shè)備中應(yīng)用較多，不適合在衛(wèi)星上大、中功率場合應(yīng)用。

本文在分析功率繼電器觸點(diǎn)粘連故障機(jī)理的基礎(chǔ)上，研究適用于衛(wèi)星上大、中功率場合的可抑制浪涌電流的繼電器觸點(diǎn)保護(hù)電路，消除觸點(diǎn)粘連故障。

1 功率繼電器觸點(diǎn)粘連故障分析

觸點(diǎn)熔焊是繼電器失效的主要形式，觸頭在閉合過程中的預(yù)擊穿電弧或彈跳過程中形成的電弧使動、靜觸頭接觸面金屬熔融而形成熔焊。影響熔焊的因素復(fù)雜，主要有彈跳特征、觸頭極性、材料性質(zhì)、電弧能量、電弧效應(yīng)等[4]。

對于典型的衛(wèi)星供配電系統(tǒng)，在繼電器閉合瞬間，觸點(diǎn)上的電弧電壓受到28 V母線電壓的約束，電弧起始電壓28 V，隨電容充電逐漸變小至0 V。觸點(diǎn)電弧電流等于電路注入的電流，最大電弧電流等于繼電器閉合瞬間產(chǎn)生的尖峰電流即浪涌電流。圖1是一個(gè)典型的星上電源供電系統(tǒng)，其中：負(fù)載端和DC/DC變換器在輸入和輸出端的EMI濾波器線路端包含濾波電容；控制繼電器閉合瞬間，這些電容需要輸入電流對其充電直至穩(wěn)態(tài)電壓，這里的充電電流即為浪涌電流。

圖1 典型衛(wèi)星電源供電系統(tǒng)Fig.1 Typical satellite electrical power supply system

圖2 展示了一個(gè)典型的浪涌電流波形。它包含有2個(gè)尖峰。第1個(gè)是濾波電容導(dǎo)致的浪涌電流尖峰，這個(gè)峰值由注入EMI濾波器電容和DC/DC變換器的輸入端電容的電流構(gòu)成，其對電容充電直至電容電壓達(dá)到穩(wěn)態(tài)值。第 2個(gè)電流峰值由 DC/DC變換器啟動時(shí)產(chǎn)生，通過變換器的變壓器注入其輸出端電容和所有負(fù)載電容，充電至穩(wěn)態(tài)。

圖2 典型的浪涌電流波形Fig.2 Typical inrush current waveform

圖2 中第1個(gè)電流峰值是我們通常所指的浪涌峰值電流，其峰值和形狀很大程度上取決于輸入電源的特性，尤其是電壓上升時(shí)間和電源阻抗。浪涌電流的峰值可由i=C·dv/dt推導(dǎo)，其中：C為EMI濾波器以及DC/DC變換器輸入端的總電容；dv/dt是充電電壓波形的上升斜率。只有當(dāng)輸入電壓的上升時(shí)間很短時(shí)（正常情況下，只有繼電器閉合能產(chǎn)生足夠短的上升時(shí)間），浪涌峰值才會帶來問題。對于容性負(fù)載，由濾波電容充電引起的浪涌電流是造成觸點(diǎn)閉合粘連故障的主要因素[5]。

為了驗(yàn)證繼電器觸點(diǎn)閉合瞬間濾波電容充電的浪涌電流對衛(wèi)星上功率繼電器觸點(diǎn)的損傷影響，選用常用的國產(chǎn)3JB20-3型航天繼電器，通過10 000次觸點(diǎn)閉合試驗(yàn)，開展了60 A/1 ms、90 A/1 ms、90 A/5 ms浪涌電流試驗(yàn)。繼電器1對常開觸點(diǎn)試驗(yàn)后的電鏡分析結(jié)果見圖3。

圖3 國產(chǎn)3JB20-3型繼電器觸點(diǎn)試驗(yàn)后電鏡分析Fig.3 Electron microscopic analysis of contact relay (3JB20-3)

可以看出，繼電器觸點(diǎn)存在陽極向陰極的材料轉(zhuǎn)移。觸點(diǎn)熔化區(qū)域及其邊緣表面變得粗糙，材料侵蝕增大，這將導(dǎo)致觸點(diǎn)閉合瞬間局部電弧能量增強(qiáng)，誘發(fā)繼電器觸點(diǎn)粘連故障。

圖4是衛(wèi)星上DC/DC變換器輸入端的典型濾波電路。左邊輸入端的3.3和0.1 μF的差模電容分別濾除低頻和高頻的差模干擾信號。共模電感用來抑制共模干擾信號。右端為一 Π型濾波電路，主要濾除DC/DC變換器反射的高頻信號。電路中左側(cè)的2組電容是造成繼電器閉合瞬間浪涌電流的主要因素。

圖4 星上設(shè)備電源輸入接口濾波電路Fig.4 Filter circuit for the electrical power input port of satellite equipment

濾波電路輸入等效電容為Cinput，當(dāng)外加電源上電時(shí)，會有很大的浪涌電流注入濾波電容，該電流的大小取決于濾波電路輸入等效電容、輸入電壓及啟動時(shí)長。電容上的電壓Vc變化與電流的關(guān)系為

說明注入電容的電流與電容的大小，以及電容上電壓的變化率成正比。對于圖4中Cinput，假設(shè)Vc呈線性增加，浪涌電流脈沖寬度（電壓的啟動時(shí)間）為TS，Vdc為電容兩端最終穩(wěn)態(tài)電壓，則Cinput上的浪涌峰值電流可以表示為

圖5是某星電測中主配電器繼電器閉合瞬間其觸點(diǎn)輸入浪涌電流測試波形?？梢钥闯觯瑴y試時(shí)繼電器觸點(diǎn)的輸入端浪涌電流193 A，遠(yuǎn)遠(yuǎn)超過繼電器的額定電流，導(dǎo)致繼電器觸點(diǎn)發(fā)生粘連故障。

圖5 繼電器觸點(diǎn)輸入浪涌電流測試波形Fig.5 Input inrush current waveform of the relay contact

2 繼電器觸點(diǎn)保護(hù)電路研究

為了抑制大、中功率用電設(shè)備在加電瞬間產(chǎn)生的浪涌電流，可利用MOSFET管的慢導(dǎo)通原理，限制負(fù)載端電容器突然加電產(chǎn)生的浪涌電流，原理見圖6。

圖6 輸入浪涌抑制電路原理Fig.6 Scheme of the input inrush suppression circuit

如圖6所示，一種簡單實(shí)用的輸入浪涌抑制電路主要由電阻、電容及MOSFET管組成，電容C1的作用是在繼電器斷開期間，將柵源極電壓鉗制為0，確保MOSFET管可靠截止。在繼電器加電瞬間，MOSFET管柵極電壓為0，處于截止?fàn)顟B(tài)，電源通過R1給電容C1充電。隨電容C1兩端電壓逐漸升高，柵極電壓逐漸升高，同時(shí)，漏源極電壓逐漸減小，最終處于飽和導(dǎo)通狀態(tài)，后續(xù)負(fù)載電路輸入電壓逐漸升高至母線電壓。

圖7是一個(gè)N溝道場效應(yīng)管的漏極特性曲線，可分為可變電阻區(qū)、飽和區(qū)、截止區(qū)和擊穿區(qū)4部分。場效應(yīng)管工作在可變電阻區(qū)時(shí)，漏極電流ID隨柵源極間電壓VGS的增加幾乎成線性增大，控制VGS電壓的變化，就可以把MOSFET管的D、S間看成一個(gè)受電壓VGS控制的線性電阻，從而控制流過漏極的電流[6]。圖6電路是通過延長電容的充電時(shí)間延緩了 MOSFET管柵極輸入電壓建立的時(shí)間，使場效應(yīng)管在導(dǎo)通前有足夠的時(shí)間工作在可變電阻區(qū)，從而達(dá)到抑制浪涌電流的目的。

圖7 N溝道場效應(yīng)管的輸出特性曲線Fig.7 Output curve of N channel MOSFET

圖6 所示電路中C1的電容遠(yuǎn)遠(yuǎn)大于柵源極間和柵漏極間的寄生電容[7]，則上述浪涌抑制電路可以簡化為圖8。

圖8 輸入浪涌抑制電路簡化圖Fig.8 Simplified scheme of input inrush suppression circuit

繼電器閉合后，28 V電源經(jīng)過R1對C1進(jìn)行充電，則C1兩端的電壓為

式中R為R1、R2并聯(lián)，Udc為繼電器閉合后電容兩端的穩(wěn)態(tài)電壓，則浪涌抑制電路的持續(xù)作用時(shí)間為ts（其中UGS為場效應(yīng)管完全導(dǎo)通時(shí)柵源極電壓）：

ts＞TS，才能有效抑制容性負(fù)載的浪涌電流。TS的值由輸入浪涌電流的最大限流幅值決定：

實(shí)際電路中選用元器件R1=55 k?，R2=25 k?，C1=5 μF，UGS=4.5 V。則浪涌抑制電路持續(xù)作用時(shí)間為ts=20 ms。

圖9所示為在圖5基礎(chǔ)上電源輸入電路增加浪涌抑制電路后的輸入浪涌電流，可看出，輸入浪涌電流可抑制到正常輸入電流的1.2倍或最大不超過2 A。增加浪涌電流抑制電路后，各用電設(shè)備工作正常，繼電器未再發(fā)生觸點(diǎn)粘連故障。

圖9 增加浪涌抑制電路后二次電源輸入浪涌電流Fig.9 Input inrush current waveform of DC/DC after adding inrush suppression circuit

3 結(jié)束語

本文分析了衛(wèi)星供配電功率繼電器發(fā)生觸點(diǎn)粘連故障的誘因和機(jī)理，通過試驗(yàn)證明負(fù)載電路中濾波電容誘發(fā)的繼電器閉合瞬間較大的浪涌電流是導(dǎo)致繼電器觸點(diǎn)粘連的決定性因素，提出了基于NMOS器件的浪涌抑制電路，利用MOSFET管的慢導(dǎo)通原理達(dá)到抑制浪涌電流的目的。試驗(yàn)證明該電路有效抑制了繼電器閉合瞬間的浪涌電流，消除了繼電器觸點(diǎn)粘連故障。

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（編輯：馮露漪）

The welding mechanism and related protection technology for aerospace magnetic latching relay

JIANG Dongsheng, ZHANG Yi, LIU Xinjun
(Beijing Institute of Spacecraft System Engineering, Beijing 100094, China)

In this paper, the erosion of relay contacts by inrush current under power-on conditions is studied, the capability of an inrush suppression circuit standing against the inrush current of spacecraft relay is tested, and the method of avoiding the contact erosion and welding is analyzed.The results of this study can help the proper use of spacecraft relay to improve the reliability and safety of spacecraft relay usage in flight applications.

power relay; pulsed current; contact welding; protection circuit

TM561

：B

：1673-1379(2016)06-0653-04

10.3969/j.issn.1673-1379.2016.06.014

姜東升（1974—），男，碩士學(xué)位，高級工程師，從事衛(wèi)星電源分系統(tǒng)總體技術(shù)研究工作。E-mail: jiang_dongsheng@sohu.com。

2016-05-24；

：2016-11-28