一种飞行器及其自主供电装置的制作方法

1.本实用新型涉及航天电源技术领域，尤其涉及一种飞行器及其自主供电装置。

背景技术：

2.随着微电子和芯片工艺技术的快速发展，航天卫星开始向着商业化、小型化方向发展。在小型商业卫星发射过程中，对卫星加电控制电路的设计有着更高的要求。
3.在现有技术中，卫星加电控制电路通常利用开关元件，例如行程开关和继电器等装置，控制卫星加电回路导通或者关断，实现卫星主动段不加电，及星箭分离后自主加电。
4.在星箭分离时，现有的卫星加电控制电路直接利用行程开关的接通给卫星加电，或者，通过星箭分离时的信号控制功率继电器接通，给整星加电。现有技术存在以下问题：现有的开关元件可靠性较差，一旦开关元件发生松动或者接触不良，容易造成整星断电，影响自主加电电路可靠性，导致卫星执行任务失败。

技术实现要素：

5.本实用新型提供了一种飞行器及其自主供电装置，解决了飞行器自主供电电路接触不良导致整星断电的问题，电路可靠性高。
6.根据本实用新型的一方面，提供了一种飞行器自主供电装置，飞行器由运载器推动发射，包括：
7.储能单元，用于输出供电电压；
8.至少一个并联连接的供电开关，用于控制飞行器的用电负载与储能单元之间的供电回路导通或者关断；
9.至少一个开关控制模块，开关控制模块与供电开关一一对应设置；
10.开关控制模块包括：
11.行程开关，设有第一触发部和第一开关部，第一触发部设于飞行器与运载器之间，第一开关部在飞行器与所述运载器分离时导通；
12.闭锁保护电路，与第一开关部并联连接，闭锁保护电路用于在飞行器与运载器分离时对第一开关部进行闭锁保护；
13.驱动电路，用于根据第一开关部和闭锁保护电路的开关状态驱动供电开关导通或者关断。
14.可选的，闭锁保护电路包括：保护驱动单元和第一保护开关；
15.第一保护开关与第一开关部并联连接；
16.保护驱动单元用于监测飞行器与运载器的分离状态，并在飞行器与运载器分离时控制第一保护开关导通。
17.可选的，保护驱动单元为保护驱动行程开关。
18.可选的，保护驱动行程开关设有第二触发部和第二开关部；
19.第二触发部设于飞行器与运载器之间；
20.第二开关部与第一保护开关的控制部串联接入储能单元的正极端与负极端之间；
21.控制部用于根据第二开关部的开关状态驱动第一保护开关导通或者关断。
22.可选的，闭锁保护电路包括：远程通信单元和第二保护开关；
23.远程通信单元与终端设备通信连接，远程通信单元用于接收终端设备发送的闭锁控制信号，并基于闭锁控制信号驱动第二保护开关导通或者关断。
24.可选的，供电开关包括下述任一项：p沟道mos管或者pnp型三极管。
25.可选的，驱动电路包括：第一电阻、第二电阻和第三电阻；
26.第一电阻的第一端与储能单元的正极端电连接，第一电阻的第二端与第二电阻的第一端电连接，第一电阻与第二电阻之间设有连接节点；
27.第二电阻的第二端经第一开关部与储能单元的负极端电连接；
28.第三电阻的第一端与连接节点电连接，第三电阻的第二端与供电开关的控制端电连接；
29.供电开关的输入端与第一电阻的第一端电连接，供电开关的输出端与飞行器的供电端电连接，供电开关基于输入端与控制端的电压差导通或者关断。
30.可选的，开关控制模块还包括：自主加电开关，自主加电开关与行程开关串联连接，自主加电开关的控制部与地面测试接口连接，自主加电开关用于接收地面测试信号，并在地面测试信号的驱动下导通或者关断。
31.可选的，自主加电开关包括下述至少一项：继电器、接触器或者电子开关。
32.根据本实用新型的另一方面，提供了一种飞行器，包括本实用新型任一实施例的自主供电装置。
33.本实用新型实施例提供的飞行器及其自主供电装置，设置储能单元、至少一个并联连接的供电开关及至少一个开关控制模块，开关控制模块设置行程开关、闭锁保护电路和驱动电路，行程开关设有第一触发部和第一开关部，第一触发部设于飞行器与运载器之间，第一开关部在飞行器与运载器分离时导通；在飞行器与运载器分离时，闭锁保护电路对第一开关部进行闭锁保护；驱动电路根据第一开关部和闭锁保护电路的开关状态驱动供电开关导通或者关断，通过设置多路并联的供电开关，及在开关控制模块设置闭锁保护电路，解决了飞行器自主供电电路接触不良导致整星断电的问题，实现了在飞行器与运载器分离后飞行器的自主供电，提高供电电路可靠性。
34.应当理解，本部分所描述的内容并非旨在标识本实用新型的实施例的关键或重要特征，也不用于限制本实用新型的范围。本实用新型的其它特征将通过以下的说明书而变得容易理解。
附图说明
35.为了更清楚地说明本实用新型实施例中的技术方案，下面将对实施例描述中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本实用新型的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。
36.图1是本实用新型实施例提供的一种飞行器自主供电装置的结构示意图；
37.图2是本实用新型实施例提供的另一种飞行器自主供电装置的结构示意图；
38.图3是本实用新型实施例提供的一种飞行器自主供电装置的电气原理图；
39.图4是本实用新型实施例提供的另一种飞行器自主供电装置的电气原理图；
40.图5是本实用新型实施例提供的又一种飞行器自主供电装置的电气原理图；
41.图6为本实用新型提供的又一种飞行器自主供电装置的结构示意图。
具体实施方式
42.为了使本技术领域的人员更好地理解本实用新型方案，下面将结合本实用新型实施例中的附图，对本实用新型实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本实用新型一部分的实施例，而不是全部的实施例。基于本实用新型中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都应当属于本实用新型保护的范围。
43.需要说明的是，本实用新型的说明书和权利要求书及上述附图中的术语“第一”、“第二”等是用于区别类似的对象，而不必用于描述特定的顺序或先后次序。应该理解这样使用的数据在适当情况下可以互换，以便这里描述的本实用新型的实施例能够以除了在这里图示或描述的那些以外的顺序实施。此外，术语“包括”和“具有”以及他们的任何变形，意图在于覆盖不排他的包含，例如，包含了一系列步骤或单元的过程、方法、系统、产品或设备不必限于清楚地列出的那些步骤或单元，而是可包括没有清楚地列出的或对于这些过程、方法、产品或设备固有的其它步骤或单元。
44.图1是本实用新型实施例提供的一种飞行器自主供电装置的结构示意图。
45.其中，飞行器由运载器推动发射，飞行器包括但不限于：通信卫星、遥感卫星、导航卫星或者科学卫星，运载器可为运载火箭。
46.在本技术中，飞行器自主供电装置100可设置在飞行器端，用于在飞行器与运载器分离时对飞行器整机进行自主供电。
47.如图1所示，该飞行器自主供电装置100包括：储能单元11，用于输出供电电压；至少一个并联连接的供电开关kq，用于控制飞行器的用电负载与储能单元11之间的供电回路导通或者关断；至少一个开关控制模块 12，开关控制模块12与供电开关kq一一对应设置，开关控制模块12用于控制对应的供电开关kq导通或者关断。
48.在本技术中，储能单元11具体可理解为输出供电电压的设备，典型地，储能单元11可以为电池组、光伏电源等能能储存电量的设备。供电开关kq可为设置在储能单元11与用电负载之间供电回路中的开关元件。
49.如图1所示，开关控制模块12包括：
50.行程开关sq1，设有第一触发部sqa＇和第一开关部sqa，第一触发部 sqa＇设于飞行器与运载器之间，在飞行器与运载器接触时，第一触发部 sqa＇压紧，带动第一开关部sqa断开；在飞行器与运载器分离时，第一触发部sqa＇释放，带动第一开关部sqa导通；闭锁保护电路13，与第一开关部sqa并联连接，闭锁保护电路13用于在飞行器与运载器分离时对第一开关部sqa进行闭锁保护；
51.驱动电路14，用于根据第一开关部sqa和闭锁保护电路13的开关状态驱动供电开关kq导通或者关断。
52.具体而言，当飞行器与运载器分离(即卫星脱离运载火箭飞行)时，第一触发部
sqa＇释放，带动第一开关部sqa导通，此时闭锁保护电路13 动作，对第一开关部sqa两端的导通状态进行闭锁保护，在第一开关部sqa 两端导通时，驱动电路14驱动供电开关kq导通；当飞行器未与运载器分离(即卫星未脱离运载火箭飞行)时，第一触发部sqa＇压紧，第一开关部sqa关断，此时闭锁保护电路13不发出动作，驱动电路14无法驱动供电开关kq导通。
53.在一些实施例中，供电开关kq可以为p沟道mos管或者pnp型三极管的任一项。
54.具体的，与储能单元11并联连接的至少一个供电开关kq为p沟道mos 管或者pnp型三极管中的任一项。当供电开关kq闭合时，飞行器与储能单元11之间的供电回路导通，储能单元11可传输能量至飞行器；当供电开关kq断开时，飞行器与储能单元11之间的供电回路断开，储能单元11 无法传输能量至飞行器。
55.图2是本实用新型实施例提供的另一种飞行器自主供电装置的结构示意图，示例性地示出了设置两路并联的供电开关的具体实施方式。
56.结合图2所示，供电开关kq包括并联连接的第一供电开关kq1和第二供电开关kq2，第一开关控制模块12(1#)用于控制第一供电开关kq1 导通或者关断；第二开关控制模块12(2#)用于控制第二供电开关kq2 导通或者关断。当第一供电开关kq1和第二供电开关kq2中的任一个导通时，储能单元11与飞行器用电负载之间的供电回路导通，储能单元11对飞行器端的用电负载供电；当第一供电开关kq1和第二供电开关kq2均关断时，储能单元11与飞行器用电负载之间的供电回路断开，储能单元11 停止对飞行器端的用电负载供电。如图2所示，第一开关控制模块12(1#) 包括第一行程开关sq1(1#)和第一驱动电路14(1#)，第二开关控制模块12(2#)包括第二行程开关sq1(2#)和第二驱动电路14(2#)，第一行程开关sq1(1#)包括1#第一触发部sqa＇(1#)和1#第一开关部sqa (1#),第二行程开关sq1(2#)包括2#第一触发部sqa＇(2#)和2#第一开关部sqa(2#),其中，1#第一触发部sqa＇(1#)和2#第一触发部 sqa＇(2#)可分别设置在飞行器与运载器之间的不同接触位置，1#第一开关部sqa(1#)与第一驱动电路14(1#)组成的支路用于驱动第一供电开关kq1导通或者关断；2#第一开关部sqa(2#)与第二驱动电路14(2#) 组成的支路用于驱动第二供电开关kq2导通或者关断。
57.继续参考图2所示，1#第一开关部sqa(1#)与2#第一开关部sqa(2#) 之间可并联连接，形成多个开关部互为备用的电路结构。
58.具体而言，当第一行程开关sq1(1#)或者第二行程开关sq1(2#) 中的任一个行程开关发生故障时，另一个行程开关对应的开关部可控制开关控制模块的支路闭合。通过设置多路并联的供电开关，及在开关控制模块设置闭锁保护电路，解决了飞行器自主供电电路接触不良导致整星断电的问题，实现了在飞行器与运载器分离后飞行器的自主供电，提高供电电路可靠性。
59.可选的，图3是本实用新型实施例提供的一种飞行器自主供电装置的电气原理图，在图1的基础上，示例性地示出了一种闭锁保护电路的具体实施方式，该闭锁保护电路基于设置于飞行器端的控制元件对第一开关部sqa两端的连接状态进行闭锁保护。
60.如图3所示，该闭锁保护电路13包括：保护驱动单元130和第一保护开关k1；第一保护开关k1与第一开关部sqa并联连接；保护驱动单元 130用于监测飞行器与运载器的分离状态，并在在飞行器与运载器分离时控制第一保护开关k1导通。
61.其中，第一保护开关k1是由保护驱动单元130驱动的电子开关。
62.在一些实施例中，第一保护开关k1可为继电器的触点，保护驱动单元130通过控制
继电器的线圈通电或者断电，驱动第一保护开关k1导通或者关断。
63.具体的，当保护驱动单元130监测到飞行器与运载器分离(即卫星脱离运载火箭飞行)时，保护驱动单元130控制第一保护开关k1导通；当保护驱动单元130监测到飞行器未与运载器分离(即卫星未脱离运载火箭飞行)时，保护驱动单元130控制第一保护开关k1关断。
64.可选的，保护驱动单元130可为保护驱动行程开关sq2，该保护驱动行程开关sq2用于在飞行器与运载器分离时，控制第一保护开关k1闭合。
65.如图3所示，保护驱动行程开关sq2设有第二触发部sqb＇和第二开关部sqb；第二触发部sqb＇设于飞行器与运载器之间，在飞行器与运载器接触时，第二触发部sqb＇压紧，带动第二开关部sqb断开；在飞行器与运载器分离时，第二触发部sqb＇释放，带动第二开关部sqb导通；
66.结合参考图3所示，第二开关部sqb与第一保护开关k1的控制部k1a 串联接入储能单元11的正极端和负极端之间；控制部k1a用于根据第二开关部sqb的开关状态驱动第一保护开关k1导通或者关断，第二开关部 sqb的开关导通时，控制部k1a驱动第一保护开关k1导通；第二开关部 sqb的开关关断时，控制部k1a驱动第一保护开关k1关断。
67.其中，第一保护开关k1的控制部k1a可为继电器的线圈。
68.具体的，当飞行器与运载器分离(即卫星脱离运载火箭飞行)时，第二触发部sqb＇释放，带动第二开关部sqb导通，控制部k1a的控制回路导通，驱动第一保护开关k1导通；当飞行器未与运载器分离(即卫星未脱离运载火箭飞行)时，第二触发部sqb＇压紧，带动第二开关部sqb断开，控制部k1a的控制回路断开，驱动第一保护开关k1关断。通过设置行程开关和保护开关，对开关控制模块中的行程开关进行闭锁保护，避免开关控制模块的行程开关松动导致整星断电，电路结构简单，可靠性高。
69.可选的，图4是本实用新型实施例提供的另一种飞行器自主供电装置的电气原理图，与图3所示的实施例的不同之处在于，图4示出的闭锁保护电路基于远程通信元件对第一开关部sqa两端的连接状态进行闭锁保护。
70.如图4所示，闭锁保护电路13包括：远程通信单元131和第二保护开关k2；远程通信单元131与终端设备200通信连接，远程通信单元131 用于接收终端设备200发送的闭锁控制信号，并基于闭锁控制信号驱动第二保护开关k2导通或者关断。
71.其中，闭锁控制信号包括导通闭锁信号和关断闭锁信号，关断闭锁信号用于驱动第二保护开关k2保持关断，导通闭锁信号用于驱动第二保护开关k2导通。
72.在一些实施例中，远程通信单元131可为设置在飞行器端的通信组件，典型地，远程通信单元131可为4g/5g通信单元。
73.在一些实施例中，终端设备200可为配置星务管理系统的计算机设备或者智能移动终端，该星务管理系统与远程通信单元131之间进行数据和指令交互，例如，对飞行器下发任务指令，并获取飞行器传输回的数据。
74.具体的，在飞行器发射之后，远程通信单元131与终端设备通信连接，终端设备实时监控飞行器与运载器之间的状态，在供电开关kq闭合之前，终端设备对远程通信单元131发送关断闭锁信号，远程通信单元131接收到闭锁控制信号后，驱动第二保护开关k2关断，使开关控制模块12根据第一开关部sqa的状态驱动供电开关kq；在供电开关kq闭合之时，第一开关部sqa导通，终端设备对远程通信单元131发送导通闭锁信号，远程通信单元131接收
到终端设备发送的导通闭锁信号后，驱动第二保护开关 k2导通。通过远程通信方式对开关控制模块中的行程开关进行闭锁保护，可实现远端自动化控制，避免开关控制模块的行程开关松动导致整星断电，提高供电系统可靠性和智能化程度。
75.在一些实施例中，供电开关kq包括下述任一项：p沟道mos管或者 pnp型三极管，可基于p沟道mos管的导通特性设置驱动电路，对其具体电路结构不作具体限定。
76.可选的，图5是本实用新型实施例提供的又一种飞行器自主供电装置的电气原理图，示例性地示出了一种驱动电路的具体实施方式，该驱动电路用于驱动p沟道mos管导通或者关断。
77.如图5所示，驱动电路14包括：第一电阻r1、第二电阻r2和第三电阻r3；第一电阻r1的第一端与储能单元11的正极端电连接，第一电阻 r1的第二端与第二电阻r2的第一端电连接，第一电阻r1与第二电阻r2 之间设有连接节点n1；第二电阻r2的第二端经第一开关部sqa与储能单元11的负极端电连接；第三电阻r3的第一端与连接节点n1电连接，第三电阻r3的第二端与供电开关kq的控制端电连接；供电开关kq的输入端与第一电阻r1的第一端电连接，供电开关kq的输出端与飞行器的供电端电连接，供电开关kq基于输入端与控制端的电压差导通或者关断。
78.示例性地，如图5所示，以供电开关kq采用p沟道mos管为例，当飞行器与运载器分离(即卫星脱离运载火箭飞行)时，行程开关sq1的第一触发部sqa＇释放，带动第一开关部sqa导通，此时，供电开关kq的源极s的电压vs等于储能单元11的供电电压，供电开关kq的栅极g的电压 vg等于连接节点n1的分压电压，源极s的电压vs与栅极g的电压vg满足： v
gs
＜0，p沟道mos管的导电沟道建立，供电开关kq导通；当飞行器未与运载器分离(即卫星未脱离运载火箭飞行)时，行程开关sq1的第一触发部sqa＇压紧，第一开关部sqa关断，此时，供电开关kq的源极s的电压 vs和供电开关kq的栅极g的电压vg均等于储能单元11的供电电压，源极 s的电压vs与栅极g的电压vg满足：v
gs
＝0，p沟道mos管的导电沟道断开，供电开关kq关断。通过多个电阻组成的分压电路建立供电开关kq的驱动电路，实现供电开关kq的驱动控制，电路结构简单，成本低。
79.可选的，图6为本实用新型提供的又一种飞行器自主供电装置的结构示意图。
80.如图6所示，开关控制模块12还包括：自主加电开关ke，自主加电开关ke与行程开关sq1串联连接，自主加电开关ke的控制部ke＇与地面测试接口连接，自主加电开关ke用于接收地面测试信号，并在地面测试信号的驱动下导通或者关断。
81.其中，地面测试接口用于对飞行器与运载器之间的对接状态进行测试，在星箭对接成功后，地面测试接口下发的地面测试信号可为高电平信号。
82.在一些实施例中，自主加电开关ke包括下述至少一项：继电器、接触器或者电子开关。
83.示例性地，以自主加电开关ke为继电器的动触点为例，自主加电开关ke的控制部ke＇可为继电器的控制线圈。结合参考图6所示，在飞行器发射之后，自主加电开关的控制部ke＇与地面测试接口连接，地面测试接口对飞行器与运载器之间的对接状态进行测试，在飞行器与运载器对接成功后，地面测试接口下发的地面测试信号置为高电平信号，该高电平信号用于控制自主加电开关ke的控制部ke＇得电，进而驱动自主加电开关 ke导通，使飞行器发射后，开关控制模块12可根据第一开关部sqa的状态驱动供电开关kq导通或者关断；在
飞行器与运载器对接失败时，地面测试接口下发的地面测试信号置为低电平信号，该低电平信号用于控制自主加电开关ke的控制部ke＇失电，进而驱动自主加电开关ke断开，使开关控制模块12保持关断。通过设置自主加电开关ke，将地面测试结果引入飞行器自主加电控制系统，避免地面测试故障导致的整星掉电，有利于提高飞行器自主供电可靠性。
84.本实用新型实施例提供的飞行器及其自主供电装置，设置储能单元、至少一个并联连接的供电开关和至少一个开关控制模块，开关控制模块与供电开关一一对应设置；开关控制模块包括：行程开关，设有第一触发部和第一开关部，第一触发部设于飞行器与运载器之间，第一开关部在飞行器与运载器分离时导通；闭锁保护电路，与第一开关部并联连接，闭锁保护电路用于在飞行器与运载器分离时对第一开关部进行闭锁保护；驱动电路，用于根据第一开关部和闭锁保护电路的开关状态驱动供电开关导通或者关断。本实用新型实施例解决了飞行器自主供电电路接触不良导致整星断电的问题，实现了在飞行器与运载器分离后飞行器的自主供电，提高供电电路可靠性。
85.本技术还提供了一种飞行器，其包括上述任一实施例提供的自主供电装置。
86.在本技术中，飞行器包括但不限于：通信卫星、遥感卫星、导航卫星或者科学卫星等。
87.示例性的，本技术适用于一种小型商业航天卫星，该卫星使用的技术为本技术的自主供电装置，可以在卫星星箭分离后实现自主加电并在加电后保护电路。
88.上述具体实施方式，并不构成对本实用新型保护范围的限制。本领域技术人员应该明白的是，根据设计要求和其他因素，可以进行各种修改、组合、子组合和替代。任何在本实用新型的精神和原则之内所作的修改、等同替换和改进等，均应包含在本实用新型保护范围之内。

技术特征：

1.一种飞行器自主供电装置，所述飞行器由运载器推动发射，其特征在于，包括：储能单元，用于输出供电电压；至少一个并联连接的供电开关，用于控制所述飞行器的用电负载与所述储能单元之间的供电回路导通或者关断；至少一个开关控制模块，所述开关控制模块与所述供电开关一一对应设置；所述开关控制模块包括：行程开关，设有第一触发部和第一开关部，所述第一触发部设于所述飞行器与所述运载器之间，所述第一开关部在所述飞行器与所述运载器分离时导通；闭锁保护电路，与所述第一开关部并联连接，所述闭锁保护电路用于在所述飞行器与所述运载器分离时对所述第一开关部进行闭锁保护；驱动电路，用于根据所述第一开关部和所述闭锁保护电路的开关状态驱动所述供电开关导通或者关断。2.根据权利要求1所述的自主供电装置，其特征在于，所述闭锁保护电路包括：保护驱动单元和第一保护开关；所述第一保护开关与所述第一开关部并联连接；所述保护驱动单元用于监测所述飞行器与所述运载器的分离状态，并在所述飞行器与所述运载器分离时控制所述第一保护开关导通。3.根据权利要求2所述的自主供电装置，其特征在于，所述保护驱动单元为保护驱动行程开关。4.根据权利要求3所述的自主供电装置，其特征在于，所述保护驱动行程开关设有第二触发部和第二开关部；所述第二触发部设于所述飞行器与所述运载器之间；所述第二开关部与所述第一保护开关的控制部串联接入所述储能单元的正极端与负极端之间；所述控制部用于根据所述第二开关部的开关状态驱动所述第一保护开关导通或者关断。5.根据权利要求1所述的自主供电装置，其特征在于，所述闭锁保护电路包括：远程通信单元和第二保护开关；所述远程通信单元与终端设备通信连接，所述远程通信单元用于接收所述终端设备发送的闭锁控制信号，并基于所述闭锁控制信号驱动所述第二保护开关导通或者关断。6.根据权利要求1所述的自主供电装置，其特征在于，所述供电开关包括下述任一项：p沟道mos管或者pnp型三极管。7.根据权利要求6所述的自主供电装置，其特征在于，所述驱动电路包括：第一电阻、第二电阻和第三电阻；所述第一电阻的第一端与所述储能单元的正极端电连接，所述第一电阻的第二端与所述第二电阻的第一端电连接，所述第一电阻与所述第二电阻之间设有连接节点；所述第二电阻的第二端经所述第一开关部与所述储能单元的负极端电连接；所述第三电阻的第一端与所述连接节点电连接，所述第三电阻的第二端与所述供电开关的控制端电连接；
所述供电开关的输入端与所述第一电阻的第一端电连接，所述供电开关的输出端与所述飞行器的供电端电连接，所述供电开关基于所述输入端与所述控制端的电压差导通或者关断。8.根据权利要求1-7中任一项所述的自主供电装置，其特征在于，所述开关控制模块还包括：自主加电开关，所述自主加电开关与所述行程开关串联连接，所述自主加电开关的控制部与地面测试接口连接，所述自主加电开关用于接收地面测试信号，并在所述地面测试信号的驱动下导通或者关断。9.根据权利要求8所述的自主供电装置，其特征在于，所述自主加电开关包括下述至少一项：继电器、接触器或者电子开关。10.一种飞行器，其特征在于，包括权利要求1-9中任一项所述的自主供电装置。

技术总结

本实用新型公开一种飞行器及其自主供电装置，该装置包括：储能单元，用于输出供电电压；至少一个并联连接的供电开关，用于控制用电负载与储能单元之间的供电回路导通或关断；至少一个开关控制模块；开关控制模块包括：行程开关，设有第一触发部和第一开关部，第一触发部设于飞行器与运载器之间，第一开关部在飞行器与运载器分离时导通；闭锁保护电路，与第一开关部并联连接，用于在飞行器与运载器分离时对第一开关部进行闭锁保护；驱动电路，用于根据第一开关部和闭锁保护电路的开关状态驱动供电开关导通或关断，解决了飞行器自主供电电路接触不良导致整星断电的问题，实现了在飞行器与运载器分离后飞行器的自主供电，提高供电电路可靠性。电电路可靠性。电电路可靠性。