(57)【要約】【課題】人工衛星を地上で試験する地上試験システムにおいて、フライトバッテリの充電管理及び開放放置が確実に容易にできると共に、フライトバッテリに充電しながら地上試験が並行して実施することで、効率的な地上試験が可能となり、スイッチの開閉時の突入電流によるオーバーストレスを避けると共に、フライトコンフィグレーションにおけるケーブル損失を最小限に抑えることが可能となる人工衛星のバッテリインタフェース回路を得る。【解決手段】フライトバッテリとパワーコントロールユニットを直結すると共に、コネクタのラインの中でバッテリ充電ラインを独立させ、スイッチのフライトバッテリ側にダイオードを介して接続し、また外部電源兼疑似バッテリとに接続するラインを設ける。【選択図】        図３
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【特許請求の範囲】
【請求項１】
人工衛星内に備えられるフライトバッテリと、
前記フライトバッテリと電気的に接続され、前記人工衛星の各搭載機器に電力を供給するパワーコントロールユニットと、
外部からの信号を前記人工衛星内部へ引き込むコネクタと、
を備え、
前記パワーコントロールユニットの内部に、
前記フライトバッテリと前記人工衛星の各搭載機器との電気的接続を開閉するスイッチと、
前記フライトバッテリと前記コネクタとの間に備えられる外部充電ダイオードと、
を備えるバッテリインタフェース回路。
【請求項２】
前記外部充電ダイオードのカソードが前記フライトバッテリ側であり、アノードが前記コネクタ側である請求項１に記載のバッテリインタフェース回路。
【請求項３】
前記スイッチの両端の電位差に応じて前記スイッチの開閉を制御するスイッチ駆動回路を前記フライトバッテリ内に備える請求項１または請求項２に記載のバッテリインタフェース回路。
【請求項４】
前記スイッチの両端の電位差を抵抗で検出する請求項１から請求項３に記載のバッテリインタフェース回路。
【請求項５】
前記スイッチの両端の電位差に応じて前記スイッチの開閉を制御するスイッチ駆動回路を前記人工衛星の外部に備える請求項１または請求項２に記載のバッテリインタフェース回路。
【請求項６】
前記パワーコントロールユニットの電圧を安定化する電圧安定化回路を備える請求項１から請求項５に記載のバッテリインタフェース回路。
【発明の詳細な説明】
【０００１】
【発明の属する技術分野】
本発明は人工衛星の地上試験に関し、特に人工衛星に搭載されているフライトバッテリを安全に運用し、損失を低減すると共に、部品のストレスを与えない運用を確実に行なうことを目的とする人工衛星のバッテリインタフェース回路に関する。
【０００２】
【従来の技術】
人工衛星はロケットに搭載される前に地上において試験されると共に、フライトバッテリの充電管理がなされる。従来の人工衛星のバッテリインタフェース回路の一例が特許文献１に開示されている。
【０００３】
このシステムは、人工衛星本体と、地上外部電源兼バッテリ充電装置と、試験用バッテリもしくはバッテリ擬似装置と、人工衛星本体と地上外部電源兼バッテリ充電装置とを電気的に接続する電源ケーブルと、人工衛星本体と試験用バッテリもしくはバッテリ擬似装置とを電気的に接続する試験ケーブルからなる。
【０００４】
さらに人工衛星本体内にはフライトバッテリと人工衛星内の各機器に電源を供給するパワーコントロールユニットと、外部インタフェースコネクタ、アンビリカルコネクタが設けられている。
【０００５】
人工衛星本体内のフライトバッテリは人工衛星外部に接続接続可能な外部インタフェースコネクタへ配線され、またこの外部インタフェースコネクタからフライトバッテリと並列にパワーコントロールユニットが接続される。前記外部インタフェースコネクタには外部でフライトバッテリからの配線とパワーコントロールユニットへの配線をジャンパ接続するバッテリイネーブルコネクタか、もしくはフライトバッテリを開放状態にすると共に、パワーコントロールユニットに試験用バッテリを接続する試験用コネクタのいずれかが接続される。
【０００６】
パワーコントロールユニットと接続されているアンビリカルコネクタは、ロケットに人工衛星を搭載した後にも人工衛星とバッテリ充電装置との間で電気的インタフェースがとれる唯一のコネクタである。このアンビリカルコネクタから衛星に必要な電力供給／バッテリ充電が外部の地上外部電源兼バッテリ充電装置から行われる。
【０００７】
パワーコントロールユニットはバッテリとアンビリカルコネクタへの接続と、人工衛星内の搭載機器への接続を切り替えるスイッチを有している。
【０００８】
フライトコンフィグレーションでは外部インタフェースコネクタにバッテリイネーブルコネクタが接続された状態となり、このバッテリイネーブルコネクタ経由でフライトバッテリから電力がパワーコントロールユニットに供給される。
【０００９】
フライトバッテリを使用しない地上試験時は、バッテリイネーブルケーブルを取り外し、フライトバッテリを開放状態にすると共に、パワーコントロールユニットに試験用バッテリを接続する試験用コネクタが接続される。
【００１０】
【特許文献１】
特開平１１−３２１８００号公報
【００１１】
【発明が解決しようとする課題】
従来の人工衛星のバッテリインタフェース回路では、フライトバッテリとパワーコントロールユニット間の接続ケーブルが一旦外部インタフェースコネクタとバッテリイネーブルコネクタ経由で配線されるために距離が長くなるという欠点があった。
【００１２】
従って、ケーブルの直流抵抗値が大きくなり、バッテリの充電電流、放電電流によるケーブルの損失が大きくなってしまう。
【００１３】
一方、従来の人工衛星のバッテリインタフェース回路では、地上外部電源とバッテリ充電装置が共通であるために、バッテリの充電と外部電源を使用しての地上試験が同時に行えないという欠点があった。
【００１４】
また、アンビリカルコネクタから外側の試験ケーブルや試験装置で短絡故障が発生した場合、フライトバッテリやケーブルを損傷させる恐れがあるという欠点があった。外部の試験系の故障により人工衛星に波及故障を引き起こすことは打ち上げスケジュールに甚大な影響を与える。
【００１５】
また、打上前にフライトバッテリを衛星バスの各搭載機器に接続するようにパワーコントロールユニット内のスイッチを切り替える際に、衛星バスの各搭載機器内に存在する容量成分に突入電流が流れ込み、スイッチにオーバーストレスを与える恐れがある可能性があるという欠点があった。
【００１６】
この発明によれば、人工衛星を地上にて試験する場合において、フライトバッテリの充電管理及び開放放置が確実に容易にできると共に、フライトバッテリに充電しながら、地上試験が並行して実施可能となり、効率的な地上試験が可能となる。また、スイッチの開閉時の突入電流によるオーバーストレスを避けると共に、フライトコンフィグレーションにおけるケーブル損失を最小限に抑えることが可能となる。
【００１７】
【課題を解決するための手段】
この発明に係わるバッテリインタフェース回路は、人工衛星内に備えられるフライトバッテリと、前記フライトバッテリと電気的に接続され、前記人工衛星の各搭載機器に電力を供給するパワーコントロールユニットと、外部からの信号を前記人工衛星内部へ引き込むコネクタと、を備え、前記パワーコントロールユニットの内部に、前記フライトバッテリと前記人工衛星の各搭載機器との電気的接続を開閉するスイッチと、前記フライトバッテリと前記コネクタとの間に備えられる外部充電ダイオードとを備えるものである。
【００１８】
【発明の実施の形態】
実施の形態１．
図１はこの発明の実施の形態１を示すものである。図１において、１は人工衛星本体、２はフライトバッテリ、３はアンビリカルコネクタ、４はパワーコントロールユニット、４ａ、４ｂ、４ｃはそれぞれフライトバッテリ、アンビリカルコネクタ、衛星バスの各搭載機器とインタフェースするコネクタ、５はバッテリと衛星バスとの接続を開閉するスイッチ、６は外部充電ダイオードである。
【００１９】
上記のような構成における地上試験時の動作を説明する。地上試験においては、フライトバッテリ２  は試験に使用されず、外部から補充電されるか、もしくは開放状態で保管される。すなわち、スイッチ５を開放しておくことで、フライトバッテリ２は衛星バスから分離され、かつバッテリ充電装置をオフしておくことで、外部充電ダイオード６によってフライトバッテリ２は開放状態となる。また充電する際はバッテリ充電装置から充電電流がアンビリカルコネクタ３、外部充電ダイオード６経由で充電が可能である。
【００２０】
また、この構成では万が一アンビリカルコネクタ３から外部の試験ケーブルやバッテリ充電装置で短絡故障が発生しても、外部充電ダイオード６によってフライトバッテリ２からの放電が阻止されるため、フライトバッテリ２や人工衛星本体１内部のケーブルを損傷させることはない。
【００２１】
この構成においては、フライトバッテリ２とパワーコントロールユニッ４間のケーブル長を最短にすることができるので、フライトバッテリ２の放電、充電時のケーブルによる損失を最小に抑えることができる。
【００２２】
また、アンビリカルコネクタ３を経由してパワーコントロールユニット４に接続されるバッテリ充電装置からのラインと外部電源ライン兼疑似バッテリからのラインが独立しているため、フライトバッテリ２の充電中であっても地上での試験が可能となる。この場合、日照中モードの試験においては外部電源兼疑似バッテリは充電電流を吸収する疑似バッテリとして機能する。日陰モードにおいては、外部電源兼疑似バッテリは放電電力を供給する機能を有し、外部電源として衛星バスの各搭載機器に電力を供給する。
【００２３】
また、打上前にパワーコントロールユニット４内のスイッチ５を閉じて、フライトバッテリ２を衛星バスに接続する際に、バッテリ電圧に合わせて外部電圧を調整してからスイッチ５を閉じることで、スイッチが閉じた瞬間に、搭載機器側の容量成分に大きな突入電流が流れることを防ぐことができる。
【００２４】
実施の形態２．
図２はこの発明の実施の形態２を示すものである。図２において、実施の形態１から追加しているのは、スイッチ５の両端の電圧をモニタし、その電位差が規定値以下でないとスイッチ５を閉じることができない機能を有したパワーコントロールユニット４内に設けたスイッチ駆動回路１２である。
【００２５】
このため、スイッチ５は両端の電位差がほとんど無い状態でしか閉じることができないため、必然的に突入電流が流れない条件でしか、スイッチを閉じることができないという効果がある。
【００２６】
実施の形態３．
図３はこの発明の実施の形態３を示すものである。図３においては実施の形態２で追加したスイッチ駆動回路１２を人工衛星の外部に試験装置の一部として設けたことを特徴とする。  同時にスイッチ５のオンオフを行なう制御信号ライン９、スイッチ５の両端の電圧を短絡保護抵抗７ａ，７ｂ経由でモニタする外部モニタライン８ａ，８ｂを追加している。
【００２７】
本実施の形態３の動作は実施の形態２と同じであり、スイッチ５を両端の電位差がほとんど無い状態でしか閉じることができないような保護機能をスイッチ駆動回路が有しているため、必然的に突入電流が流れない条件でしか、スイッチを閉じることができないという効果がある。
【００２８】
人工衛星打上直前までは、スイッチ５は開放状態であり、フライトバッテリ２は充電が継続され、人工衛星の各搭載機器には地上外部電源から電源が供給されている。スイッチ５は人工衛星打ち上げ前に閉じられ、フライトバッテリがパワーコントロールユニットに接続され、打ち上げ待機状態となる。  打ち上げ後にスイッチ５を開閉することはないため、スイッチの駆動回路を人工衛星本体１内部でなく、スイッチ駆動回路をアンビリカルコネクタ３経由で人工衛星の外部に試験装置の一部として設けたことにより、実施の形態２と同様の効果を持たせつつ、コスト、重量の制約の大きい人工衛星本体の機能を削減することが可能となる。
【００２９】
実施の形態４．
図４はこの発明の実施の形態３を示すものである。図４において、実施の形態１から追加しているのは、電圧安定化回路１１である。
【００３０】
図４に示す人工衛星本体は、バス電源電圧が電圧安定化回路１１によって安定化される安定化バス方式であるが、この方式においても実施の形態１、２、３と同様の効果が得られる。
【００３１】
図４では電圧安定化回路１１がパワーコントロールユニット４の内部に備えられているが、外部に独立した構成であっても同様の効果が得られることは言うまでもない。
【００３２】
【発明の効果】
本発明によれば、人工衛星を地上にて試験する場合において、フライトバッテリの充電管理及び開放放置が確実に容易にできると共に、フライトバッテリに充電しながら、地上試験が並行して実施可能となり、効率的な地上試験が可能となる。また、スイッチの開閉時の突入電流によるオーバーストレスを避けると共に、フライトコンフィグレーションにおけるケーブル損失を最小限に抑えることが可能となる。
【図面の簡単な説明】
【図１】本発明の実施の形態１である人工衛星のバッテリインタフェース回路の回路図である。
【図２】本発明の実施の形態２である人工衛星のバッテリインタフェース回路の回路図である。
【図３】本発明の実施の形態３である人工衛星のバッテリインタフェース回路の回路図である。
【図４】本発明の実施の形態４である人工衛星のバッテリインタフェース回路の回路図である。
【符号の説明】
１  人工衛星本体
２  フライトバッテリ
３  アンビリカルコネクタ
４  パワーコントロールユニット
５  スイッチ
６  外部充電ダイオード
７ａ，  ７ｂ  短絡保護抵抗
８ａ，  ８ｂ  外部モニタライン
９  制御信号ライン
１０  スイッチ開閉保護回路
１１  電圧安定化回路
１２  スイッチ駆動回路
【図１】
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【図２】
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【図３】
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【図４】
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