航天继电器触点粘连故障机理分析及保护技术

姜东升，张 翼，柳新军

（北京空间飞行器总体设计部，北京 100094）

航天继电器触点粘连故障机理分析及保护技术

姜东升，张 翼，柳新军

（北京空间飞行器总体设计部，北京 100094）

文章针对卫星供配电系统功率继电器接通瞬间浪涌电流导致触点粘连故障进行研究，分析电路导致浪涌电流的机理，并对一种继电器触点浪涌抑制保护电路开展分析和试验测试，提出有效消除继电器触点粘连故障的方案。研究结果对帮助指导航天继电器的使用，提高航天继电器在轨应用的可靠性和安全性具有重要意义。

功率继电器；浪涌电流；触点粘连；保护电路

0 引言

国内多个卫星型号曾先后出现继电器触点粘连问题。2006年，某卫星在轨执行数传关机指令时，控制继电器触点未能正常分离，发生触点粘连（熔焊）故障。2009年，在某卫星地面总装测试中检查二次电源主备份切换时，发现发送数管加电和断电指令后，主配电器内部控制数管供电通路的继电器一直保持接通状态，不能正常断开；后经中国空间技术研究院元器件可靠性中心进行失效分析，确认该继电器中一对触点发生了粘连（熔焊）故障。通过对2005—2012年出现的星上9起继电器失效故障统计分析，可以看出多数继电器的故障都出现在触点部分，其失效模式主要包括触点接触不良、触点粘连（熔焊）、加电后触点不吸合、多余物。触点故障率占所有继电器故障率的 90%以上，其中触点粘连（熔焊）故障是继电器最为严重的故障之一[1]。

航天继电器在设计时均已做好继电器触点的降额设计，但由于感性负载或容性负载的加断电的瞬态特性与纯阻性负载有很大的区别，会产生瞬态过压和过流，从而导致触点发生瞬态电弧烧蚀而粘连。研究表明继电器触点的粘连既可能发生在触点闭合过程，也可能发生在触点分断过程[2]，对于容性负载，主要发生在触点闭合过程中。为了避免继电器触点粘连故障，卫星建造规范通常要求连接到电源母线上的用电设备（包括一次和二次）启动电流不超过其相正常工作电流的1.5倍或2 A，二者取较大者且持续时间不超过2 ms，上升斜率不大于105A/s。然而，由于设备厂商出于EMC（电磁兼容）设计考虑，均在设备输入端并联较大的滤波电容，导致设备加电瞬间产生较大的电容充电浪涌电流而造成继电器触点粘连损伤故障。解决此类浪涌电流对继电器触点损伤的方法通常有2类：一类是增加浪涌抑制手段，如采用MOSFET器件构成的浪涌抑制电路[3]或限流电阻；另一类是限制设备生产厂输入端滤波电容的使用。第二类方法的实现显然不现实。而使用限流电阻会导致散热和长期的功率损失，故该方法在小功率电子设备中应用较多，不适合在卫星上大、中功率场合应用。

本文在分析功率继电器触点粘连故障机理的基础上，研究适用于卫星上大、中功率场合的可抑制浪涌电流的继电器触点保护电路，消除触点粘连故障。

1 功率继电器触点粘连故障分析

触点熔焊是继电器失效的主要形式，触头在闭合过程中的预击穿电弧或弹跳过程中形成的电弧使动、静触头接触面金属熔融而形成熔焊。影响熔焊的因素复杂，主要有弹跳特征、触头极性、材料性质、电弧能量、电弧效应等[4]。

对于典型的卫星供配电系统，在继电器闭合瞬间，触点上的电弧电压受到28 V母线电压的约束，电弧起始电压28 V，随电容充电逐渐变小至0 V。触点电弧电流等于电路注入的电流，最大电弧电流等于继电器闭合瞬间产生的尖峰电流即浪涌电流。图1是一个典型的星上电源供电系统，其中：负载端和DC/DC变换器在输入和输出端的EMI滤波器线路端包含滤波电容；控制继电器闭合瞬间，这些电容需要输入电流对其充电直至稳态电压，这里的充电电流即为浪涌电流。

图1 典型卫星电源供电系统Fig.1 Typical satellite electrical power supply system

图2 展示了一个典型的浪涌电流波形。它包含有2个尖峰。第1个是滤波电容导致的浪涌电流尖峰，这个峰值由注入EMI滤波器电容和DC/DC变换器的输入端电容的电流构成，其对电容充电直至电容电压达到稳态值。第 2个电流峰值由 DC/DC变换器启动时产生，通过变换器的变压器注入其输出端电容和所有负载电容，充电至稳态。

图2 典型的浪涌电流波形Fig.2 Typical inrush current waveform

图2 中第1个电流峰值是我们通常所指的浪涌峰值电流，其峰值和形状很大程度上取决于输入电源的特性，尤其是电压上升时间和电源阻抗。浪涌电流的峰值可由i=C·dv/dt推导，其中：C为EMI滤波器以及DC/DC变换器输入端的总电容；dv/dt是充电电压波形的上升斜率。只有当输入电压的上升时间很短时（正常情况下，只有继电器闭合能产生足够短的上升时间），浪涌峰值才会带来问题。对于容性负载，由滤波电容充电引起的浪涌电流是造成触点闭合粘连故障的主要因素[5]。

为了验证继电器触点闭合瞬间滤波电容充电的浪涌电流对卫星上功率继电器触点的损伤影响，选用常用的国产3JB20-3型航天继电器，通过10 000次触点闭合试验，开展了60 A/1 ms、90 A/1 ms、90 A/5 ms浪涌电流试验。继电器1对常开触点试验后的电镜分析结果见图3。

图3 国产3JB20-3型继电器触点试验后电镜分析Fig.3 Electron microscopic analysis of contact relay (3JB20-3)

可以看出，继电器触点存在阳极向阴极的材料转移。触点熔化区域及其边缘表面变得粗糙，材料侵蚀增大，这将导致触点闭合瞬间局部电弧能量增强，诱发继电器触点粘连故障。

图4是卫星上DC/DC变换器输入端的典型滤波电路。左边输入端的3.3和0.1 µF的差模电容分别滤除低频和高频的差模干扰信号。共模电感用来抑制共模干扰信号。右端为一 Π型滤波电路，主要滤除DC/DC变换器反射的高频信号。电路中左侧的2组电容是造成继电器闭合瞬间浪涌电流的主要因素。

图4 星上设备电源输入接口滤波电路Fig.4 Filter circuit for the electrical power input port of satellite equipment

滤波电路输入等效电容为Cinput，当外加电源上电时，会有很大的浪涌电流注入滤波电容，该电流的大小取决于滤波电路输入等效电容、输入电压及启动时长。电容上的电压Vc变化与电流的关系为

说明注入电容的电流与电容的大小，以及电容上电压的变化率成正比。对于图4中Cinput，假设Vc呈线性增加，浪涌电流脉冲宽度（电压的启动时间）为TS，Vdc为电容两端最终稳态电压，则Cinput上的浪涌峰值电流可以表示为

图5是某星电测中主配电器继电器闭合瞬间其触点输入浪涌电流测试波形。可以看出，测试时继电器触点的输入端浪涌电流193 A，远远超过继电器的额定电流，导致继电器触点发生粘连故障。

图5 继电器触点输入浪涌电流测试波形Fig.5 Input inrush current waveform of the relay contact

2 继电器触点保护电路研究

为了抑制大、中功率用电设备在加电瞬间产生的浪涌电流，可利用MOSFET管的慢导通原理，限制负载端电容器突然加电产生的浪涌电流，原理见图6。

图6 输入浪涌抑制电路原理Fig.6 Scheme of the input inrush suppression circuit

如图6所示，一种简单实用的输入浪涌抑制电路主要由电阻、电容及MOSFET管组成，电容C1的作用是在继电器断开期间，将栅源极电压钳制为0，确保MOSFET管可靠截止。在继电器加电瞬间，MOSFET管栅极电压为0，处于截止状态，电源通过R1给电容C1充电。随电容C1两端电压逐渐升高，栅极电压逐渐升高，同时，漏源极电压逐渐减小，最终处于饱和导通状态，后续负载电路输入电压逐渐升高至母线电压。

图7是一个N沟道场效应管的漏极特性曲线，可分为可变电阻区、饱和区、截止区和击穿区4部分。场效应管工作在可变电阻区时，漏极电流ID随栅源极间电压VGS的增加几乎成线性增大，控制VGS电压的变化，就可以把MOSFET管的D、S间看成一个受电压VGS控制的线性电阻，从而控制流过漏极的电流[6]。图6电路是通过延长电容的充电时间延缓了 MOSFET管栅极输入电压建立的时间，使场效应管在导通前有足够的时间工作在可变电阻区，从而达到抑制浪涌电流的目的。

图7 N沟道场效应管的输出特性曲线Fig.7 Output curve of N channel MOSFET

图6 所示电路中C1的电容远远大于栅源极间和栅漏极间的寄生电容[7]，则上述浪涌抑制电路可以简化为图8。

图8 输入浪涌抑制电路简化图Fig.8 Simplified scheme of input inrush suppression circuit

继电器闭合后，28 V电源经过R1对C1进行充电，则C1两端的电压为

式中R为R1、R2并联，Udc为继电器闭合后电容两端的稳态电压，则浪涌抑制电路的持续作用时间为ts（其中UGS为场效应管完全导通时栅源极电压）：

ts＞TS，才能有效抑制容性负载的浪涌电流。TS的值由输入浪涌电流的最大限流幅值决定：

实际电路中选用元器件R1=55 kΩ，R2=25 kΩ，C1=5 µF，UGS=4.5 V。则浪涌抑制电路持续作用时间为ts=20 ms。

图9所示为在图5基础上电源输入电路增加浪涌抑制电路后的输入浪涌电流，可看出，输入浪涌电流可抑制到正常输入电流的1.2倍或最大不超过2 A。增加浪涌电流抑制电路后，各用电设备工作正常，继电器未再发生触点粘连故障。

图9 增加浪涌抑制电路后二次电源输入浪涌电流Fig.9 Input inrush current waveform of DC/DC after adding inrush suppression circuit

3 结束语

本文分析了卫星供配电功率继电器发生触点粘连故障的诱因和机理，通过试验证明负载电路中滤波电容诱发的继电器闭合瞬间较大的浪涌电流是导致继电器触点粘连的决定性因素，提出了基于NMOS器件的浪涌抑制电路，利用MOSFET管的慢导通原理达到抑制浪涌电流的目的。试验证明该电路有效抑制了继电器闭合瞬间的浪涌电流，消除了继电器触点粘连故障。

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[1]姜东升, 张沛, 柳新军.航天继电器浪涌电流作用下电接触寿命研究[J].航天器环境工程, 2013, 30(6): 623-626 JIANG D S, ZHANG P, LIU X J.The contact life of spacecraft relay under inrush current[J].Spacecraft Environment Engineering, 2013, 30(6): 623-626

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[3]孟宪会, 何宇, 熊晓英.航天器DC/DC变换器启动特性建模分析研究[J].航天器工程, 2010, 19(1): 17-23 MENG X H, HE Y, XIONG X Y.Research on DC/DC converters’ start characteristics on-satellite devices[J].Spacecraft Engineering, 2010, 19(1): 17-23

[4]刘向军.开关电器触头熔焊机理分析[J].低压电器, 2006(9): 11-14 LIU X J.Analysis of welding mechanism on electrical contact of switches[J].Low Voltage Apparatus, 2006(9): 11-14

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[6]成斌.新型抑制浪涌电流电路的设计[J].电子产品世界, 2006(17): 78-80 CHENG B.Design of a novel circuit for suppressing surge current[J].Electronic Engineering & Product World, 2006(17): 78-80

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（编辑：冯露漪）

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

姜东升（1974—），男，硕士学位，高级工程师，从事卫星电源分系统总体技术研究工作。E-mail: jiang_dongsheng@sohu.com。

2016-05-24；

：2016-11-28