航天器可恢復式過流保護技術(shù)研究

張沛 柳新軍 姜東升

（北京空間飛行器總體設(shè)計部，北京 100094）

1 引言

多年來，航天器在軌故障的統(tǒng)計研究表明，影響航天器功能甚至整個航天器安全的故障多為航天器上設(shè)備或功率傳輸通路上的局部短路故障。這種局部短路會引起功率通路溫度迅速升高，若過流發(fā)生點為電纜的匯聚位置，那么短路電纜在過流高溫后有可能損壞相鄰電纜，引起局部短路故障的迅速蔓延，最終造成整個航天器損失的災(zāi)難性后果。由于故障蔓延的速度很快，傳統(tǒng)的過流保護方法使用電磁繼電器來通斷功率通路，無法及時隔離故障源；或者由于短路電流很大，繼電器斷開時會產(chǎn)生拉弧甚至無法斷開。為避免局部短路帶來的危害，須要對配電設(shè)備采取過流保護措施。

過流保護就其裝置所處位置來說，分為配電端輸出保護和負載輸入端過流保護。配電端輸出保護的保護裝置一般位于配電器內(nèi)，對配電功率通路發(fā)生的短路故障可起到防護作用；由于在配電器的源端配置，因此一般采用可恢復式的過流保護方式，例如配電器內(nèi)二次電源模塊的輸出過流保護。負載輸入端保護主要針對負載設(shè)備內(nèi)部短路，一般采取熔斷器、限流電阻或恒流過流保護等手段。目前，國內(nèi)航天器在負載輸入端采用的過流保護多為在設(shè)備的輸入端串入熔斷器或限流電阻，屬于一種被動的過流保護手段。使用限流電阻降低了負載輸入電壓，因此負載的功耗會有所增加；當短路發(fā)生后，限流電阻不能關(guān)斷通路，在電阻上持續(xù)消耗電能，引起熱量聚集，設(shè)備溫度升高。對于負載電流較大的場合，通常無法選擇合適阻值及功率的限流電阻。使用熔斷器雖能隔離故障，不會引起明顯壓降，但是熔斷器熔斷后不能恢復對被保護設(shè)備的供電，等同于被保護設(shè)備失效。此外，熔斷器不可靠因素較多，存在因浪涌電流等瞬間應(yīng)力導致失效的可能，尤其對于存在電感、電容的濾波電路，在過渡過程中可能產(chǎn)生幅值和頻率較高的沖擊電流，電流熱積累會造成熔斷器的異常熔斷［1］。熔斷器的熔斷時間為毫秒級，熔斷過程中會拉低輸入電壓，影響對其余設(shè)備的供電。反觀國外航天器，其負載設(shè)備已經(jīng)普遍采用基于固態(tài)繼電器的過流保護技術(shù)。當負載功率通路上發(fā)生短路故障時，固態(tài)繼電器可在數(shù)微秒內(nèi)作出響應(yīng)，通過限流或截流的方式避免通路故障的蔓延；當故障消失后，固態(tài)繼電器能自動恢復設(shè)備的供電，從而大大提高了配電系統(tǒng)的可靠性。因此，迫切需要研究負載供電輸入端的可恢復式過流保護方法，防止個別負載發(fā)生短路后對其余設(shè)備產(chǎn)生影響，以提高國內(nèi)航天器配電系統(tǒng)的可靠性。過流保護措施應(yīng)與整個航天器的配電管理有機結(jié)合，以適應(yīng)未來航天器供配電的智能化發(fā)展趨勢。

本文對目前國外航天器采用的可恢復式過流保護方法進行了介紹，對反時限過流保護和恒流限流保護進行了分析和仿真，設(shè)計了一種具有較快動態(tài)響應(yīng)特性的恒流限流保護電路，最后提出了一種航天器可恢復式過流保護方案，可為中國航天器過流保護設(shè)計及智能配電管理提供參考。

2 航天器可恢復式過流保護

國外航天器對負載的過流保護主要采用基于固態(tài)配電技術(shù)的可恢復式過流保護。從20世紀80年代開始，歐、美、日等地區(qū)或國家的航天器逐漸采用以MOSFET 器件為基礎(chǔ)的固態(tài)供電控制技術(shù)，以提高航天器配電的安全性。經(jīng)過30多年的不斷研究與工藝的持續(xù)改進，技術(shù)逐漸成熟，產(chǎn)品功能不斷完善。美國波音公司研制了基于電纜溫度升高原理、具有反時限保護特性的遠置電源控制單元（RPCM）。美國馬歇爾空間飛行中心為“國際空間站”（ISS）設(shè)計了一種遠程供電控制器（RPC）［2］。該控制器具有允許初始電流尖峰、電流限制以及反時限關(guān)斷的功能，控制器響應(yīng)時間達到了1μs。美國明尼蘇達大學研制了可編程斷路器［3］，應(yīng)用于空間飛行器。日本研制了用于ISS“日本實驗艙”（JEM）的電流限流開關(guān)（CLS）［4］。美國南卡羅來納大學設(shè)計了基于占空比調(diào)制（PWM）方法控制MOSFET器件導通關(guān)斷、具有限流功能的固態(tài)供電控制器［5］。這些產(chǎn)品根據(jù)工作原理不同，可分為基于反時限特性的過流保護和基于恒流限流的過流保護。恒流限流保護從實現(xiàn)方式上又可分為占空比調(diào)節(jié)限流和基于MOSFET 器件的恒流區(qū)特性限流2種。從應(yīng)用情況來看，美國多采用基于反時限的過流保護技術(shù)，而歐洲和日本多采用恒流限流保護技術(shù)。不同的過流保護方法適用于不同的保護對象，保護過程的瞬態(tài)特性也不同。目前，國內(nèi)外對不同保護方法的對比研究較少，對航天器所采用的保護手段也較單一，還沒有將不同的過流保護措施根據(jù)被保護對象的特點進行有機的結(jié)合。

2．1 反時限保護

美國波音公司為ISS開發(fā)了基于電纜溫度升高原理、具有反時限保護特性的固態(tài)供電控制器，用于與一次電源接口的較大功率負載。該產(chǎn)品使用MOSFET 作為固態(tài)開關(guān)，采用厚膜混合工藝技術(shù)，實現(xiàn)了產(chǎn)品的小型化、低功耗及高可靠性。它主要由3個電路部分構(gòu)成，分別是MOSFET 驅(qū)動電路及保護控制電路，隔離的測控電路，以及輔助電源，其外觀見圖1。

圖1 波音公司的遠置電源控制單元Fig．1 RPCM of Boeing

反時限保護對象是功率電纜，其原理是：當供電線路上發(fā)生過載或短路故障時，熱量會迅速積累；當熱量無法通過環(huán)境散出時，供電線路溫度就會不斷升高，且溫度上升的速度與線路的比熱容及線徑的大小呈線性關(guān)系；在電纜溫度升高到安全限值之前切斷通路，從而實現(xiàn)對電纜的保護。反時限過流保護在地面電力系統(tǒng)中已經(jīng)得到了廣泛應(yīng)用，其計算方法也得到了不斷改進［6-8］。文獻［6］和［8］的研究對象是地面電機的轉(zhuǎn)子線圈，對轉(zhuǎn)子線圈的熱模型進行了分析，對溫度升高公式進行了離散化。文獻［7］對地面電纜已有的反時限保護曲線進行了改進，考慮了電纜長期散熱對溫度升高的影響。隨著神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)技術(shù)的發(fā)展，將神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)技術(shù)與反時限保護技術(shù)相結(jié)合，可以獲得更為精確的保護曲線［9］；但是計算復雜程度大大增加，只能應(yīng)用于地面電力網(wǎng)絡(luò)中。從調(diào)研的文獻來看，已有的研究成果主要關(guān)注地面電力系統(tǒng)的電纜，地面電纜的散熱方式是對流，而航天器的電纜處在真空環(huán)境中，其熱傳導方式基于輻射散熱，熱環(huán)境較地面更為惡劣。目前，國內(nèi)還缺少對真空環(huán)境下電纜熱輻射特性的反時限保護算法研究。此外，保護過程中母線瞬態(tài)電壓的變化也需要特別關(guān)注，而國外文獻中缺少對瞬態(tài)保護過程中母線電壓變化情況的分析。為此，本文分析了航天器電纜的反時限保護算法，并以42V 母線上功率電纜為保護對象，利用Matlab軟件分析了反時限保護過程中母線電壓的瞬態(tài)變化情況。由于真空下電纜的溫度升高受捆扎方式、敷設(shè)方式和端接方式等影響，模型非常復雜，為了便于分析，本文采用了簡化的電纜輻射散熱模型［見式（1）］，忽略了電纜捆扎、敷設(shè)等帶來的影響。在實際應(yīng)用中，應(yīng)開展模擬電纜溫度升高試驗，通過大量的試驗數(shù)據(jù)對模型進行修正，以獲得較為精確的工程模型。

根據(jù)真空下的輻射散熱方程［10］，電纜的溫度計算公式如下。

式中：Ⅰ為導線電流；R為單位長度的導線電阻；εh為導線絕緣皮外表面的半球紅外發(fā)射率（無量綱），對于白色絕緣皮，一般取0．8；斯蒂芬-玻爾茲曼常數(shù)σ＝5．67×10-8；A為導線單位長度上的表面積；T為導線溫度；TE為真空環(huán)境溫度；Cp為導線材料的比熱容；m為單位長度的導線質(zhì)量；t為電纜的通電時間。

根據(jù)式（1），當溫度停止升高時（即dT＝0），導線溫度T1滿足

由式（2）可得

反時限保護的啟動條件是導線的流經(jīng)電流使導線溫度升高能最終達到導線的保護溫度。設(shè)定反時限保護溫度后，根據(jù)式（3）可以計算相應(yīng)的反時限啟動電流。一般情況下，啟動電流為導線額定電流的1．3～1．5倍。

對式（1）進行離散化，設(shè)計算間隔為Δt，離散化后的公式如下。

式中：ΔT為Δt時間間隔內(nèi)的電纜溫度升高量。

由于導線輻射熱量較小，可以認為導線溫度升高過程中環(huán)境溫度恒定，則nΔT時刻的導線溫度Tn為

式中：n為計算的步數(shù)。

負載通路電流大于反時限啟動電流時，開始計算Tn。設(shè)反時限保護溫度為Tp，當Tn＞Tp時，反時限保護電路中的MOSFET 器件被關(guān)斷，反時限保護電路在關(guān)斷后可通過發(fā)指令恢復接通。

當通路發(fā)生短路后，過流引起的熱量積累使導線溫度升高，當溫度升高到保護溫度時，通路被切斷。在通路切斷前，由于并未限制通路電流，因此會出現(xiàn)母線電壓的跌落，需要對此瞬態(tài)過程進行分析。以下利用Matlab軟件仿真分析反時限保護過程中的瞬態(tài)電壓、電流。仿真參數(shù)設(shè)定如下：反時限保護對象為一次母線上電阻負載的供電輸入電纜，一次母線電壓為42V，母線端的并聯(lián)電容為1×104μF；在母線電壓為42 V 時，設(shè)太陽電池陣最大輸出電流為30A，恒功率負載為500 W，電阻負載為30Ω；設(shè)仿真0．01s后，電阻負載通路發(fā)生短路，通路電阻減小到0．6Ω。設(shè)定電纜允許的最高溫度為150 ℃，當溫度高于此值時，關(guān)斷反時限保護的MOSFET 器件。阻性負載電流約為1．5A，選擇額定電流為4．5A 的瑞侃22號線，設(shè)環(huán)境溫度為35℃，根據(jù)電纜的散熱面積、電阻和最高溫度，得到反時限保護的啟動電流為1．9 A。仿真波形見圖2。由于反時限保護對通路電流不進行限制，短路電流遠大于太陽電池陣所能提供的最大電流；因此母線電容放電，母線電壓迅速降低，通路斷開后母線電壓恢復。

圖2 反時限保護仿真波形Fig．2 Simulation of inverse-time prevention

通過仿真可以看到，反時限保護的一個缺點是保護過程中輸入電壓會降低，如果短路電流較大，發(fā)生短路的電纜散熱面積較大，那么母線電容放電時間更長，電壓降低會更明顯，這會影響對其余設(shè)備的供電。因此，在實際應(yīng)用中，除了考慮電纜允許升高的溫度，還應(yīng)分析母線電壓的跌落對各負載的影響，綜合確定反時限保護溫度。

反時限保護過程中須要計算導線升高的溫度，可以使用數(shù)字信號處理器（DSP）等數(shù)字器件編程實現(xiàn)。這是國外航天器通常采用的方法，優(yōu)點是易于改變曲線的參數(shù)。如果將保護曲線近似線性化，也可以使用電阻、運算放大器等器件搭建電路來實現(xiàn)［11］。若用硬件電路實現(xiàn)，則存在器件參數(shù)漂移影響控制精度的問題，因此建議使用DSP或單片機編程實現(xiàn)。

反時限保護電路復雜，功耗較大，若航天器所有負載都采用這種保護手段，是不經(jīng)濟也不現(xiàn)實的。因此，在進行過流保護方案設(shè)計時，應(yīng)將反時限保護應(yīng)用在對主要功率通路電纜的保護上。此外，大部分設(shè)備的電源輸入端口都有濾波電容，在負載接通的瞬間會有浪涌電流，反時限保護必須要保證不會被浪涌電流誤啟動。

2．2 恒流限流保護

恒流限流保護電路除可限制短路電流外，還可限制啟動浪涌電流、峰值電流，因此更適合于對一般負載的過流保護。恒流限流保護的目的是：當設(shè)備內(nèi)因多余物或單個元器件局部短路引起過流時，恒流限流電路將短路電流限制在恒定值，從而避免輸入電壓降低；同時，為發(fā)生短路的通路提供能量，使其溫度升高，直至最終斷開，從而消除故障。在進行恒流限流保護設(shè)計時，應(yīng)首先確定可能發(fā)生短路的通路，然后確定該通路上的薄弱點。一般來說，設(shè)備內(nèi)供電通路上的印制板敷銅在溫度升高時易于開路，可將其作為薄弱點。將薄弱點高溫開路所需電流和源端所能提供的最大電流進行比較，取兩者中的較小值作為限流值。

恒流限流保護包括利用MOSFET 器件的恒流區(qū)特性限流和占空比調(diào)節(jié)限流2種方式。

1）MOSFET 器件恒流區(qū)特性限流

ISS的JEM 所采用的固態(tài)供電控制器（即CLS），利用MOSFET 器件的恒流區(qū)特性進行限流保護，其原理框圖見圖3。為了提供主動限流功能，CLS通過分流電阻持續(xù)監(jiān)視負載電流。在正常運行期間，負載的阻抗限定了通路電流，該電流值小于主動限流的閾值，CLS不啟控。當發(fā)生故障時，負載電流高于限流閾值，CLS 迅速驅(qū)動MOSFET 器件，升高漏源（DS）電壓，使其工作在恒流區(qū)，以限制短路電流到設(shè)定值。CLS的最大優(yōu)點是避免了繁瑣的電纜升高溫度計算，不必使用DSP等數(shù)字電路，電路實現(xiàn)相對簡單。但是，CLS的電路仍不夠完善，因為MOSFET 器件的驅(qū)動電路采用了運算放大器，由于運算放大器的動態(tài)特性較慢，在保護的瞬間會出現(xiàn)電流尖峰［4］。文獻［4］中的測試數(shù)據(jù)表明，此電流尖峰約占限流值的40%，可能對負載造成損傷。此外，由于MOSFET 器件工作在恒流區(qū)時功耗很大，溫度會迅速升高，因此對恒流限流保護電路的MOSFET器件還應(yīng)設(shè)計過溫保護電路。當MOSFET 器件溫度高于其允許最高溫度時，通路關(guān)斷；當其溫度降低到最高溫度以下，通路自動開啟。針對CLS的不足，本文設(shè)計了一種基于PNP三極管進行電流采樣，利用簡單的分壓電阻驅(qū)動P 溝道MOSFET 器件的恒流限流電路，避免保護過程中的電流尖峰；同時設(shè)計了過溫保護電路，以提高保護電路的安全性。電路原理框圖見圖4。

如圖4所示，當采樣電阻上流經(jīng)的電流超過限流值時，PNP三極管導通，分壓門極驅(qū)動電路的輸出電壓升高，該輸出電壓為P 溝道MOSFET 器件的門極電壓。隨著P溝道MOSFET 器件門極電壓升高，MOSFET 器件工作在恒流區(qū)，達到了限流的目的。指令通斷電路實現(xiàn)對負載通路的遙控通斷功能。溫度控制電路中的熱敏電阻測量MOSFET 器件的溫度。當MOSFET 器件溫度過高時，溫度控制電路輸出一個高電平，該電平高于比較電路的基準電平時，比較電路的輸出電平翻轉(zhuǎn)，控制門極驅(qū)動電路將MOSFET 器件關(guān)斷，實現(xiàn)對MOSFET 器件的過溫保護。

圖3 “日本實驗艙”上的電流限流開關(guān)原理框圖Fig．3 Block diagram of CLS in JEM

圖4 恒流限流保護電路原理框圖Fig．4 Circuit block diagram of current-limiting prevention

對所設(shè)計的電路利用Saber軟件進行仿真驗證，分析其瞬態(tài)性能。設(shè)供電輸入端電壓為28V，負載為阻性負載，額定電流為2．2A，短路后通路電阻設(shè)為1Ω，恒流限流值設(shè)為5A。短路瞬間電流和電壓的波形，見圖5。短路發(fā)生后，采樣電阻電壓上升，PNP 三級管導通，MOSFET 器件門極電壓升高，MOSFET 器件迅速從線性區(qū)過渡到恒流區(qū)。由于這個過程中存在門極寄生電容的充電，因此有一定的時間延遲。從圖5 可以看到，通路電流在上沖后穩(wěn)定在設(shè)定的限流電流5 A。短路發(fā)生后，輸入端電壓下降約0．4V，不會對其余負載的供電造成影響。保護瞬間，由于三極管的響應(yīng)速度很快，因此電流尖峰很小，約占到限流值的2 0%。整個響應(yīng)時間小于0．1ms，表明該電路的動態(tài)性能良好。

圖5 恒流限流保護瞬間仿真波形Fig．5 Simulation waveform at current-limiting prevention transient

2）占空比調(diào)節(jié)限流

美國南卡羅來納大學設(shè)計了一種固態(tài)供電控制器［5］，功能類似日本的CLS，具有恒流限流功能。不過，該產(chǎn)品沒有利用MOSFET 器件的恒流特性，而是用PWM 驅(qū)動MOSFET 器件，通過調(diào)節(jié)MOSFET 器件導通的占空比來實現(xiàn)限流。這種電路的原理類似具有限流功能的DC-DC［12］。當負載通路電流大于限流閾值時，控制電路調(diào)節(jié)占空比，使占空比從1減小到所需值，從而減小通路電流。這種保護可以實現(xiàn)任意電流的恒定限流，但是缺點也很明顯：一方面，須要使用PWM 器件進行占空比控制，電路實現(xiàn)復雜；另一方面，開關(guān)限流會使輸入母線電壓紋波增大，影響供電品質(zhì)［5］。

2．3 幾種過流保護手段對比

綜合上文的分析可以看到：反時限保護的特點是響應(yīng)精確，適合保護功率電纜；恒流限流保護適合工作電流較為恒定的單機負載，其電路可以利用MOSFET 器件的恒流區(qū)工作特性來實現(xiàn)，也可以通過調(diào)節(jié)MOSFET 器件的導通占空比來實現(xiàn)。調(diào)節(jié)占空比來實現(xiàn)恒流限流的缺點很明顯，因此在過流保護方案設(shè)計中不建議采用這種方式。對傳統(tǒng)過流保護和反時限、恒流限流保護手段的優(yōu)缺點進行對比，見表1。

為了實現(xiàn)高性能、高可靠的過流保護，并兼顧成本和質(zhì)量的因素，建議在航天器可恢復式過流保護設(shè)計時采用反時限過流保護和基于MOSFET 器件恒流特性的限流保護，根據(jù)被保護設(shè)備的特性以及過流保護的位置再進行具體選擇。

表1 幾種過流保護手段對比Table 1 Contrast between several over-current protection measures

3 航天器可恢復式過流保護方案

目前，中國的航天器多采用集中配電的方式，由配電器實現(xiàn)一次電壓到二次電壓的轉(zhuǎn)換，一般由一個配電器內(nèi)的DC-DC對多個負載供電，若某個負載發(fā)生短路，則會導致采用該DC-DC供電的其余負載設(shè)備無輸入；因此須要在各負載設(shè)備內(nèi)的供電輸入端采用過流保護措施。配電器到電源控制器（PCU）之間的功率電纜較長，熱環(huán)境較為復雜，并且存在與結(jié)構(gòu)板發(fā)生干涉、磨損電纜導致短路的可能性，所以還應(yīng)對主功率電纜進行保護。

為了提高航天器供配電的智能化程度，建議將航天器可恢復式過流保護與航天器的智能管理單元有機結(jié)合。在通路發(fā)生短路后，可恢復式過流保護電路進行過流保護，并將保護狀態(tài)信息傳送至智能管理單元；智能管理單元預(yù)測故障保護后衛(wèi)星任務(wù)受到的影響，并作出故障處理的決策［13］。例如美國深空系統(tǒng)技術(shù)項目（DSSTP，即X2000）電源系統(tǒng)的故障處理方案，當通路產(chǎn)生過流報警信號時，斷開相應(yīng)的通路，延遲相應(yīng)時間后再次接通該通路。在一定時間內(nèi)過流報警超過累計次數(shù)時，徹底斷開負載，以剔除偶發(fā)故障和可排除的軟故障［14］。航天器可恢復式過流保護方案的原理框圖見圖6。

航天器的一次電源包括太陽電池陣和蓄電池組，產(chǎn)生的電能經(jīng)PCU 調(diào)節(jié)后通過一次母線送入配電器，配電器或者將一次母線直接連接負載，或者通過DC-DC將一次母線電壓變換后送至負載。PCU 的一次母線到配電器的電纜較長，流經(jīng)電流較大，為防止電纜由于機械損傷破裂短路，應(yīng)在PCU 設(shè)備內(nèi)對一次母線的主功率電纜采用反時限過流保護。

圖6 航天器可恢復式過流保護方案原理框圖Fig．6 Block diagram of spacecraft recoverable over-current protection scheme

各單機設(shè)備從配電器獲得的輸入電流相對較小，因此單機設(shè)備的供電電纜已不是薄弱點，而單機設(shè)備接口電路中的電容較容易出現(xiàn)損傷而短路，須要進行保護。此外，某些單機設(shè)備不能掉電，因此對各單機設(shè)備采用恒流限流保護，可消除局部短路故障，不影響其余設(shè)備的輸入電壓。

在地影期，太陽電池陣無功率輸出，航天器依賴蓄電池組提供電能。由于蓄電池組短路瞬間會產(chǎn)生極高的電流，若不進行限制，不僅會燒毀電纜，還可能損傷電流通路上的其他設(shè)備；因此，蓄電池組和PCU 之間采用恒流限流保護，MOSFET 器件要選擇大功率器件，避免瞬間大電流燒毀器件。

4 結(jié)束語

航天器過流保護是航天器配電管理的重要組成部分，對提高航天器配電安全具有重要意義。國內(nèi)目前仍然以熔斷器、限流電阻作為過流保護手段，具有保護后不可恢復的缺點，而國外則大量采用了以固態(tài)供電控制器為基礎(chǔ)的反時限過流保護和恒流限流保護。結(jié)合中國航天器配電體制的現(xiàn)狀，建議在PCU 內(nèi)對主功率電纜采用反時限保護，在負載供電輸入端進行恒流限流保護，并對過流保護控制器的遙測信息進行自主判斷，以適應(yīng)供配電智能化的發(fā)展趨勢。

（References）

［1］吳旭濤，艾紹貴，李小燕，等．35kV 電容式電壓互感器一次熔斷器異常熔斷原因的試驗研究［J］．高壓電器，2009，45（6）：102-105

Wu Xutao，Ai Shaogui，Li Xiaoyan，et al．The test study on abnormal fusing of the primary fuse for 35kV capacitor voltage transformer［J］．High Voltage Apparatus，2009，45（6）：102-105（in Chinese）

［2］Hopkins D C．Current limiting remote power control module，NASA-N19-18987［R］．Washington：NASA，1990

［3］Henze C B，Mohan N，Henze C P．A programmable solid-state active current limiting circuit breaker for space applications［C］／／Proceedings of Industrial Electronics Society，IEEE 28th Annual Conference．NewYork：IEEE，2002：2849-2854

［4］Komatsu M，Ide N，Yanabu S．A solid-state current limiting switch for application of large-scale space power systems［C］／／Proceedings of Industrial Electronics Society，IEEE Power Electronics Specialists Conference．NewYork：IEEE，2007：1471-1476

［5］Jin Chunlian，Dougal R．A solid-state over-current protection for industrial DC distribution systems［C］／／Proceedings of 4th International Energy Conversion Conference and Exhibit（IECEC）．Washington：AIAA，2006：26-29

［6］牟龍華，邢錦磊．反時限過載保護精確算法［J］．電力自動化設(shè)備，2008，28（6）：36-38

Mu Longhua，Xing Jinlei．Precise algorithm for inverse-time overload protection［J］．Electric Power Automation Equipment，2008，28（6）：36-38（in Chinese）

［7］嚴支斌，尹項根，邵德軍．新型微機反時限過流保護曲線特性及算法研究［J］．繼電器，2005，33（8）：44-46

Yan Zhibin，Yin Xianggen，Shao Dejun．Research on curve characteristics and algorithms of new digital inverse-time overcurrent protection［J］．Relay，2005，33（8）：44-46（in Chinese）

［8］Cui Liyan，Gong Shuqiu，Li Jing．Research of the inverse time characteristic curve for the electronic thermal relay［C］／／Proceedings of Electronic Measurement ＆Instruments，9th International Conference．NewYork：IEEE，2009：612-615

［9］Gulez K，Yumurtaci R，Uzunoglu M．The control of inverse time-overcurrent relay by ANN （artificial neural networks）for automation of a system［C］／／Proceedings of Optimization of Electrical and Electronic Equipments，6th International Conference．NewYork：IEEE，1998：241-244

［10］Gilmore D G．Spacecraft thermal control handbook［M］．2nd ed．California：The Aerospace Press EI Segundo，2002

［11］Verma H K，Rao T S．Inverse time overcurrent relays using linear components［J］．Power Apparatus and Systems，1976，95（5）：1738-1743

［12］Hirofumi M，F(xiàn)ujio K，Mutsuyoshi A．Ovecurrent limiting characteristics of the DC-DC converter with a new digital current-injected control circuit［J］．Transactions on Power Systems，1998，13（4）：645-650

［13］Dolce J L，Mellor P A，Kish J A．Automated electric power management and control for space station Freedom，NASA-TM-103151［R］．Washington：NASA，1990

［14］Greg C，F(xiàn)rank D．X2000power system electronics development［C］／／Proceedings of 2000 Aerospace Conference．NewYork：IEEE，2000：341-354