空間電源功率調(diào)節(jié)技術(shù)綜述

郭顯鑫,郭祖佑,王衛(wèi)國

(蘭州物理研究所,甘肅 蘭州 730000)

0 引言

電源系統(tǒng)是航天器的一個重要分系統(tǒng),而功率調(diào)節(jié)裝置是一次電源系統(tǒng)的核心。20世紀(jì)70年代以來,國外研制成功了多種拓?fù)浣Y(jié)構(gòu)的功率調(diào)節(jié)裝置,不斷改善功率調(diào)節(jié)裝置以適應(yīng)不同功率、不同任務(wù)航天器的要求。

本文綜述了航天器電源系統(tǒng)功率調(diào)節(jié)裝置功能、組成、原理,以及各功能模塊的電性能要求、技術(shù)現(xiàn)狀,闡述并比較了數(shù)種重要的功率調(diào)節(jié)拓?fù)?分析了功率調(diào)節(jié)裝置的發(fā)展趨勢和大功率裝置研制的關(guān)鍵技術(shù)。

1 功率調(diào)節(jié)裝置功能

空間電源系統(tǒng)由發(fā)電裝置、貯能裝置、電源控制設(shè)備和電源變換器等組成。目前,除返回式衛(wèi)星外,國內(nèi)航天器采用了太陽電池陣/蓄電池(SA/B)電源系統(tǒng),國內(nèi)外90%以上的航天器采用了此種電源系統(tǒng)[1]。

PCU被稱為電源控制裝置、電源調(diào)節(jié)器等,其功能是協(xié)調(diào)太陽電池陣、蓄電池工作,控制太陽能電池陣產(chǎn)生能量的分配,以及蓄電池充放電,使航天器在光照期間用太陽電池陣的多余能量對蓄電池充電,或?qū)⑵浞至鞑⒆儞Q成熱能輻射到空間,在航天器陰影或負(fù)載峰值功率期間釋放蓄電池的能量,由此使航天器在整個在軌運(yùn)行期間將功率母線電壓穩(wěn)定在規(guī)定范圍內(nèi)。

我國已發(fā)射的航天器的一次功率母線電壓有28,42,100 V 3種,國外某些大功率航天器采用了160 V母線。目前,在SA/B電源系統(tǒng)中,采用監(jiān)控母線電壓方式調(diào)節(jié)太陽電池陣和蓄電池組的輸出功率,使母線電壓達(dá)到規(guī)定要求,該調(diào)節(jié)方式稱為母線功率調(diào)節(jié)。我國航天器SA/B系統(tǒng)供電母線已從風(fēng)云一號(FY-1)衛(wèi)星的單母線發(fā)展到資源二號(ZY-2)衛(wèi)星的雙母線以及神舟一號(SZ-1)飛船的多母線。

2 功率調(diào)節(jié)裝置技術(shù)要求

功率調(diào)節(jié)裝置是整個電源系統(tǒng)的核心,直接決定電源系統(tǒng)的性能指標(biāo)。PCU有多個性能指標(biāo),各航天器雖有具體要求,但基本參數(shù)必須符合相關(guān)標(biāo)準(zhǔn)的衛(wèi)星電源系統(tǒng)通用規(guī)范要求。空間平臺總體設(shè)計(jì)對PCU的要求主要如下。

a)電性能：包括功率母線電壓的功率、穩(wěn)定度、精度、輸出阻抗、紋波、瞬態(tài)特性和電磁兼容性等。對全調(diào)節(jié)母線,電源母線電壓的控制精度應(yīng)為±2%。當(dāng)航天器的部分大功率用電設(shè)備開機(jī)時(shí),要求電源母線能提供足夠的浪涌電流,其電流跳變速率應(yīng)不低于1×105A/s;航天器在進(jìn)出地影瞬間,電源母線電壓均會出現(xiàn)躍變,應(yīng)對此躍變速率作限制,一般不大于3.5 V/ms;當(dāng)頻率為0～10 MHz時(shí),電源系統(tǒng)在額定阻性負(fù)載下的紋波電壓峰峰鎮(zhèn)應(yīng)不大于600 mV。

b)壽命：低軌衛(wèi)星要求3～5年,地球靜止衛(wèi)星要求8～15年。

c)可靠性：衛(wèi)星工作壽命期間,電源系統(tǒng)可靠度一般不低于0.95。

d)環(huán)境條件：PCU須能承受-180℃極低溫、+80℃極高溫、溫度交變、真空、空間輻照等極端環(huán)境。

e)質(zhì)量和機(jī)械尺寸。

3 功率調(diào)節(jié)裝置的組成及其原理

PCU由MEA,SR,BCR,BDR和相應(yīng)的遙測/遙控(TM/TC)單元組成。

3.1 分流調(diào)節(jié)器

航天器在軌運(yùn)行中,太陽電池陣輸出功率富余、母線電壓高不可避免,須用太陽電池陣調(diào)節(jié)器對其進(jìn)行控制。根據(jù)開關(guān)管的工作方式,可將太陽電池陣調(diào)節(jié)器分為線性和開關(guān)調(diào)節(jié)器兩種,而根據(jù)太陽電池陣、太陽電池陣調(diào)節(jié)器和母線負(fù)載的串并連接關(guān)系,可將太陽電池陣調(diào)節(jié)器分為串聯(lián)和并聯(lián)兩種調(diào)節(jié)方式,并聯(lián)調(diào)節(jié)即為分流調(diào)節(jié),相應(yīng)的太陽電池陣調(diào)節(jié)器為SR。SR的作用是在太陽電池陣產(chǎn)生的功率超出負(fù)載需求時(shí),分流多余的能量以保持一次母線電壓的穩(wěn)定。

串聯(lián)、并聯(lián)調(diào)節(jié)方式與開關(guān)工作、線性調(diào)整的組合可形成4種調(diào)節(jié)方式,如圖1所示。根據(jù)線性分流調(diào)整管有無與太陽電池陣總串聯(lián)數(shù)的部分跨接,線性分流調(diào)節(jié)可分為全分流和局部分流調(diào)節(jié)兩種。其中,太陽電池陣局部/線性分流調(diào)節(jié)SR原理如圖2所示。

圖1 太陽電池陣功率調(diào)節(jié)器原理Fig.1 Block diagram of solar array power regulator

圖2 太陽電池陣局部線性分流調(diào)節(jié)原理Fig.2 Block diagram of linear partial solar array power regulator

線性分流調(diào)節(jié)器對多余太陽電池陣能量處理的本質(zhì)是將其產(chǎn)生的功率消耗在調(diào)節(jié)器中,發(fā)熱量較大,故其設(shè)計(jì)對熱控分系統(tǒng)的影響較大,特別是大功率通信衛(wèi)星。線性分流調(diào)節(jié)器常通過減小單路分流器的電流(一般大于2 A)、增加分流器級數(shù)解決熱控問題,這會產(chǎn)生太陽電池陣和分流器的連接線纜較多,系統(tǒng)龐雜,分流器須安裝在太陽電池翼的搖臂架上等缺陷。

目前,空間電源系統(tǒng)普遍采用了開關(guān)分流調(diào)節(jié)方式調(diào)節(jié)母線功率。開關(guān)分流的能力較強(qiáng),可達(dá)4～7 A。國內(nèi)外空間電源系統(tǒng)(無論線性分流還是開關(guān)分流)都采用了多級分流技術(shù)以確保航天器在軌可靠供電,防止單級分流調(diào)節(jié)出現(xiàn)分流器短路故障導(dǎo)致的電源系統(tǒng)失效。我國實(shí)踐四號(SJ-4)衛(wèi)星采用了五級局部、線性、順序分流調(diào)節(jié),控制光照期母線電壓為27.5～28.0 V,每級最大分流能力為1.5 A,最大分流能力210 W;ZY-2衛(wèi)星采用了脈寬調(diào)制(PWM)開關(guān)分流調(diào)節(jié)器,因分流管處于開關(guān)分流狀態(tài),發(fā)熱功率小,分流能力大,每路分流為5 A[2、3]。

3.2 蓄電池的充放電控制器

蓄電池是航天器電源系統(tǒng)的一個“嬌貴”部件,是決定航天器壽命的重要因素。迄今為止,有飛行記錄的是銀鋅蓄電池、鎘鎳蓄電池、氫鎳蓄電池和鋰離子蓄電池,其對充放電控制器的共同要求是：充放電電流不能過大;不能過充電和過放電;不能在高溫下工作,充放電控制器的熱損耗不能影響蓄電池(此為影響蓄電池壽命和可靠性的重要因素)。充放電控制器須根據(jù)具體蓄電池要求設(shè)計(jì)。

充電控制器設(shè)計(jì)的核心是根據(jù)所用蓄電池組的充電特性,選用恰當(dāng)?shù)某潆姺绞?為蓄電池提供合適的充電電流和充電終止控制,防止電池組過電流充電、充電不足和過充電。目前較常用的充電方法有恒壓、恒壓限流、涓流、浮充和脈沖充電等,充電終止控制方法有V-T控制、V-P控制、安時(shí)計(jì)充電控制和第三電極控制4種常用方法[4、5]。創(chuàng)新一號(CX-1)微小衛(wèi)星、國際通信衛(wèi)星Ⅴ采用了行V-T控制方法,FY-2衛(wèi)星采用了第三電極控制方法,國際通信衛(wèi)星Ⅶ采用了安時(shí)計(jì)方法[6]。

鋰離子蓄電池具比能量高、充放電效率高、無記憶效應(yīng)、熱效應(yīng)小等優(yōu)點(diǎn),越來越多地應(yīng)用于空間電源。在太陽電池陣/鋰離子蓄電池電源系統(tǒng)中,電池組由鋰離子電池單體串聯(lián)組成的電池模塊并聯(lián)而成,須考慮充電過程中各電池單體的均衡充電,避免越來越嚴(yán)重的失衡。各電池單體的失衡嚴(yán)重影響電池壽命和可靠性,均衡充電是鋰離子電池充電的關(guān)鍵技術(shù),目前已研制出開關(guān)電容均衡充電等方法。

放電調(diào)節(jié)器控制蓄電池組的放電回路和調(diào)節(jié)蓄電池組的放電電壓。根據(jù)母線電壓,蓄電池放電調(diào)節(jié)器有Buck,Boost電路之分。ZY-2衛(wèi)星SA/B系統(tǒng)為適應(yīng)負(fù)載功率變化幅度大的需要,采用Buck型放電調(diào)節(jié)器,將蓄電池組42～55 V放電電壓通過放電調(diào)節(jié)器變換成28 V母線電壓[3]。東方紅四號(DFH-4)衛(wèi)星蓄電池升壓式放電調(diào)節(jié)器將60～90 V的蓄電池組放電電壓提升至100 V±0.3 V的供電母線電壓,單星由8個升壓式放電調(diào)節(jié)模塊組成,每個模塊輸出1 500 W,整星輸出12 k W,轉(zhuǎn)換效率95%。

蓄電池的充電控制器和放電控制器一般均由數(shù)組相同的控制器并聯(lián)而成,并使各路輸出阻抗一致,以保證各路供電的均衡性。單一的一組控制器可靠性低,且很難達(dá)到規(guī)定的功率要求。

3.3 主誤差放大器

MEA也稱為中心誤差控制器,是PCU的核心。利用MEA的信號對BDR,BCR,SR進(jìn)行工作模式轉(zhuǎn)換,調(diào)節(jié)太陽電池陣、蓄電池組和負(fù)載間的功率平衡,保證蓄電池正常充放電,實(shí)現(xiàn)全調(diào)節(jié)母線控制[7]。MEA將SR,BCR,BDR的各功能模塊連接成PCU,其設(shè)計(jì)須合理和高度可靠。常采用3取2表決邏輯,設(shè)計(jì)3路獨(dú)立的誤差放大電路,經(jīng)一定的或與表決關(guān)系,只要保證其中任2路電路工作正常,就能保證MEA工作正常。不同的PCU拓?fù)浣Y(jié)構(gòu),MEA會有差異,但其表決電路的可靠性設(shè)計(jì)原則相同。中巴地球資源衛(wèi)星的主誤差放大器由4路獨(dú)立的放大器構(gòu)成,4路信號經(jīng)最小、最大信號表決后,輸出一控制信號控制分流調(diào)節(jié)器和放電調(diào)節(jié)器[8]。由3路相同放大電路和邏輯關(guān)系電路組成的MEA原理如圖3所示。

圖3 MEA原理Fig.3 Block diagram of MEA

4 功率調(diào)節(jié)裝置拓?fù)浣Y(jié)構(gòu)

太陽能電池陣在光照期為母線負(fù)載和蓄電池提供所需電能,太陽電池陣輸出電能的分配對航天器的空間能源利用率的作用至關(guān)重要。PCU拓?fù)浣Y(jié)構(gòu)的改進(jìn)圍繞提高空間能源利用率、高可靠、小質(zhì)量等要求進(jìn)行。

從能量傳輸?shù)慕嵌瓤?航天器電源系統(tǒng)的拓?fù)浣Y(jié)構(gòu)可分為峰值功率跟蹤控制(PPT)和直接能量轉(zhuǎn)換控制(DET)兩大類,兩種工作方式分別與太陽電池陣能量的串聯(lián)和并聯(lián)調(diào)節(jié)對應(yīng)[4]。

航天器電源系統(tǒng)的發(fā)展經(jīng)歷了S3R型、混合型和S4R型功率調(diào)節(jié)等主要技術(shù)階段。就航天器母線調(diào)節(jié)而言,航天器電源系統(tǒng)的拓?fù)浣Y(jié)構(gòu)有不調(diào)節(jié)母線、半調(diào)節(jié)母線和全調(diào)節(jié)母線三種方式,其電壓調(diào)節(jié)方式原理如圖4所示。圖中：SA為太陽電池陣;SR為分流調(diào)節(jié)器;BCR為充電控制器;BDR為放電控制器;B為蓄電池組。我國已發(fā)射的部分衛(wèi)星的一次電源的母線調(diào)節(jié)、放電調(diào)節(jié)式和分流方式見表1。不調(diào)節(jié)、半調(diào)節(jié)和全調(diào)節(jié)母線間的性能比較見表2。

圖4 母線電壓調(diào)節(jié)方式原理圖Fig.4 Block diagram of bus voltage regulated topology

表1 國內(nèi)部分衛(wèi)星一次電源母線調(diào)節(jié)、放電和分流方式Tab.1 Bus regulation,discharge and shunting methods of primary power system in domestic

表2 不調(diào)節(jié)、半調(diào)節(jié)和全調(diào)節(jié)母線性能比較(28 V母線)Tab.2 Comparison among unregulated,half-regulated and regulated bus(bus 28 V)

4.1 S3R調(diào)節(jié)

1977年,SULLIVAN等提出了S3R調(diào)節(jié)技術(shù),在之后的二十多年的時(shí)間里,歐空局(ESA)將該功率調(diào)節(jié)技術(shù)廣泛用于地球同步軌道通信衛(wèi)星。S3R調(diào)節(jié)通過母線電壓采樣獲得功率信息,產(chǎn)生控制信號在分流域、充電域和放電域三個域內(nèi)分別對分流調(diào)節(jié)器、充電控制器及放電控制器進(jìn)行調(diào)節(jié),實(shí)現(xiàn)整個軌道周期一次電源母線調(diào)節(jié)。S3R調(diào)節(jié)原理如圖5所示,其母線電壓與母線誤差放大信號一一對應(yīng),母線誤差放大信號在一定范圍內(nèi)與S3R的一定工作模式對應(yīng)[9]。母線誤差放大信號與PCU工作模式關(guān)系如圖6所示。

圖6中：各MEA區(qū)間工作如下。

a)O～A：航天器處于陰影區(qū),其能量完全由蓄電池提供,PCU工作在BDR模式。

圖5 S3 R調(diào)節(jié)技術(shù)原理Fig.5 Block diagram of S3 R

圖6 MEA信號與PCU工作模式關(guān)系Fig.6 Relationship between PCU workingdomain and MEA signal

b)A～B：MEA信號的第一個死區(qū)。航天器處于出影區(qū),太陽電池陣開始供電,但能量較低,航天器的供電仍由蓄電池提供,PCU工作在BDR模式。

c)B～C：航天器處于出影區(qū)或母線負(fù)載處于峰值功率狀態(tài),航天器由太陽能電池陣和蓄電池聯(lián)合供電。

d)C～D：此時(shí)太陽能電池陣產(chǎn)生的能量剛好滿足母線負(fù)載功率需求,航天器的能量完全由太陽能電池陣提供。該情況持續(xù)時(shí)間相當(dāng)短,概率極小。

e)D～E：MEA信號的第二個死區(qū)。太陽電池陣的能量略大于母線負(fù)載功率需求,太陽電池陣供電,蓄電池不充電,分流器不分流。

f)E～F：太陽電池陣的能量大于母線負(fù)載功率需求,太陽電池陣供電,蓄電池充電,分流器不分流。PCU工作在BCR模式。

g)F～G：太陽能電池陣產(chǎn)生的能量剛好滿足負(fù)載和蓄電池最大充電電流的要求,PCU工作在BCR工作模式。

h)G～H：MEA信號的第三個死區(qū)。太陽電池陣除滿足負(fù)載功率和蓄電池最大充電電流外,還有部分剩余,分流調(diào)節(jié)器仍不工作。

i)H～I(xiàn)：太陽能電池陣產(chǎn)生的能量很大,或蓄電池已經(jīng)充滿,能量相對負(fù)載、蓄電池需求有剩余,分流調(diào)節(jié)器開始工作。一個PCU會設(shè)置多級分流,S3R電路每級的分流能力約為4.5～7.0 A。海洋一號衛(wèi)星采用了六級分流[10]。各級電路連接同一個MEA信號,但各級分流電路的參考基準(zhǔn)電壓選取值不同,使同一時(shí)刻僅有一級分流電路工作在bang-bang或PWM模式,其他分流電路工作在短路或開路狀態(tài)[11]。母線電壓越高,母線誤差放大信號就越高,則參與分流的分流器也越多;隨母線電壓降低,參與調(diào)節(jié)的分流器逐個有序退出。各分流調(diào)節(jié)器間設(shè)有死區(qū),維持分流器按預(yù)先設(shè)置的次序運(yùn)行,防止出現(xiàn)相互間的競爭。

bang-bang調(diào)節(jié)是開關(guān)調(diào)節(jié)的一種,一旦滿足條件就參與工作,與定頻調(diào)寬的PWM不同,其工作在不定頻調(diào)寬模式。在bang-bang模式中,該級SR斷開,母線電容陣充電,母線電壓升高,之后此級SR接通,母線電容陣放電,母線電壓降低,母線電壓始終在1個周期中變化。

CX-1微小衛(wèi)星電源分系統(tǒng)采用了S3R調(diào)節(jié)技術(shù),其母線電壓設(shè)計(jì)值為27 V±1 V,母線電壓紋波小于500 mV,電源分系統(tǒng)三域控制范圍見表3。由表可知分流域、充電域和放電域的電壓范圍及各死區(qū)值。電源系統(tǒng)提供的功率為30 W,PCU的外形尺寸為220 mm×200 mm×220 mm,用電功耗6.5 W,電源系統(tǒng)效率82%。飛行試驗(yàn)數(shù)據(jù)表明,S3R調(diào)節(jié)技術(shù)的一次電源的動態(tài)特性等特性良好,滿足要求[6]。國外應(yīng)用的典型航天器有Alcatel公司的大型通信衛(wèi)星平臺SB3000,SB4000系列PCU,我國的DFH-4,QS-1衛(wèi)星也采用了這種結(jié)構(gòu)。

自誕生以來,S3R調(diào)節(jié)技術(shù)一直占據(jù)空間電源調(diào)節(jié)技術(shù)的主導(dǎo)地位,其優(yōu)點(diǎn)有：真正的模塊化設(shè)計(jì);僅有1個模塊處于調(diào)節(jié)狀態(tài),其他模塊處于開或關(guān)狀態(tài);良好的動態(tài)負(fù)載響應(yīng)能力;單個模塊失效不影響穩(wěn)態(tài)直流電壓和紋波[12、13]。但S3R調(diào)節(jié)技術(shù)也存在其缺點(diǎn)：該技術(shù)的三域控制回路較復(fù)雜,電路設(shè)計(jì)難度大;BCR直接與母線連接,在低母線電壓體系(如航天器常用的28 V母線)中,蓄電池的充電電壓所受限制較大,必然采用減少蓄電池單體數(shù)量和擴(kuò)大蓄電池容量滿足母線負(fù)載對功率的要求,由此增大了充電電流;BCR工作在開關(guān)狀態(tài),在BCR與母線間需設(shè)置笨重的電抗元件以滿足EMC要求[14]。ESA數(shù)據(jù)顯示,功率25 k W的S3R拓?fù)銹CU質(zhì)量可達(dá)80 kg,其導(dǎo)致的功率損失為5%(約1 250 W),另外這些元件的發(fā)熱還需大量的熱控元部件散熱[15]。

表3 CX-1微小衛(wèi)星電源分系統(tǒng)三域控制范圍Tab.3 3-region control scope of ESP in CX-1 micro-satellite

4.2 混合型調(diào)節(jié)

針對S3R拓?fù)涞娜秉c(diǎn),ESA在20世紀(jì)80年代末期研制了混合型功率調(diào)節(jié)技術(shù)。其主要特點(diǎn)是將太陽能電池陣分成充電陣和供電陣,由充電陣獨(dú)立完成蓄電池的充電,這樣蓄電池的串聯(lián)數(shù)不再受母線電壓限制,利于蓄電池模塊化設(shè)計(jì)。MEA在分流域和放電域?qū)Ψ至髡{(diào)節(jié)器與放電控制器進(jìn)行兩域控制,這顯著降低了MEA控制電路的復(fù)雜度。混合型功率調(diào)節(jié)拓?fù)銹CU的原理如圖7所示。我國的資源一號衛(wèi)星等采用了此類調(diào)節(jié)方式并取得了圓滿成功。但該技術(shù)的缺點(diǎn)也相當(dāng)明顯：當(dāng)充電陣滿足蓄電池的功率要求后,多余的太陽電池陣功率會被分流,致使整個系統(tǒng)的使用效率下降。充電陣對一次母線功率的補(bǔ)充需經(jīng)過BCR,BDR的變換,故混合型功率調(diào)節(jié)拓?fù)銹CU的母線瞬態(tài)響應(yīng)較差,且導(dǎo)致功率損失。這種充電陣和供電陣獨(dú)立設(shè)計(jì)對太陽電池板標(biāo)準(zhǔn)化、通用化造成了極大的不便,同時(shí)與統(tǒng)一太陽電池陣相比,分陣設(shè)計(jì)的電纜網(wǎng)太陽翼對日跟蹤滑環(huán)結(jié)構(gòu)復(fù)雜、質(zhì)量大、可靠性低。

圖7 混合型功率調(diào)節(jié)技術(shù)原理Fig.7 Block diagram of hybrid power conditioning technology

4.3 S4R調(diào)節(jié)

針對大功率航天器和低軌道航天器的特點(diǎn),20世紀(jì)90年代中期,ESA電源系統(tǒng)實(shí)驗(yàn)室在全球首次研制成功S4R功率調(diào)節(jié)系統(tǒng)[1]。S4R電源功率調(diào)節(jié)技術(shù)具有優(yōu)秀的太陽電池輸出功率控制分配體系、高能量利用率和低發(fā)熱量等優(yōu)點(diǎn),非常適于新一代大功率和超大功率航天器系統(tǒng)應(yīng)用[16]。

S4R功率調(diào)節(jié)技術(shù)是一種新穎的拓?fù)浣Y(jié)構(gòu),其原理如圖8所示。其能量分配過程為：太陽電池陣的輸出功率先滿足負(fù)載的需求,多余部分對蓄電池組進(jìn)行充電,僅當(dāng)蓄電池組充電滿足要求后才對多余功率進(jìn)行分流。其能量分配邏輯如圖9所示。

圖8 S4R拓?fù)浣Y(jié)構(gòu)原理Fig.8 Block diagram of S4 R

S4R拓?fù)溆靡粋€串聯(lián)調(diào)節(jié)器替代S3R拓?fù)涞腂CR。S4R拓?fù)浣Y(jié)構(gòu)的充電、分流電路原理如圖10所示[17]。太陽能電池陣通過D1向一次母線供電,通過D3,Q3向蓄電池充電,通過Q1將多余的能量導(dǎo)地。為控制此兩個開關(guān),S4R拓?fù)浣Y(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)了母線電壓和蓄電池充電MEA,BEA兩個反饋控制環(huán)路[18]。分流調(diào)節(jié)器的開關(guān)Q1和蓄電池充電器的開關(guān)Q3受MEA驅(qū)動信號G1和BEA驅(qū)動信號G2控制,當(dāng)太陽能電池陣產(chǎn)生的能量過剩時(shí),G1高電平信號。若蓄電池需要充電,則G2高電平,Q1開關(guān)管處于關(guān)斷狀態(tài),Q3處于開通狀態(tài),故多余的能量未被分流而被充入蓄電池;反之,G1高電平時(shí),若蓄電池?zé)o需充電,則G2低電平,Q3關(guān)斷,Q1開通,多余能量被分流。

圖9 S4 R電源功率調(diào)節(jié)控制邏輯Fig.9 Control logic of S4 R

圖10 S4 R拓?fù)浣Y(jié)構(gòu)的充電/分流電路圖Fig.10 Battery charge/shunt circuit of S4 R

S4R拓?fù)洳捎媚K化設(shè)計(jì),將分流器、充電控制器合成在一個模塊內(nèi)。S4R系統(tǒng)工作方式如下：參考電壓高于某值的模塊將SA產(chǎn)生的能量輸送至一次母線,參考電壓低于某值的模塊將能量輸送至蓄電池,對蓄電池充電[15]。與S3R拓?fù)涞姆至髡{(diào)節(jié)器相同,S4R拓?fù)浣Y(jié)構(gòu)的充電控制器工作在開關(guān)(bang-bang)模式或PWM模式[16]。

S4R功率調(diào)節(jié)系統(tǒng)可不受地球同步軌道和太陽同步軌道航天器任務(wù)的影響。生產(chǎn)商只需研制符合特性要求的功率模塊并按任務(wù)的功率需求進(jìn)行擴(kuò)展,就能完成能源系統(tǒng)的設(shè)計(jì),這樣可顯著簡化生產(chǎn)方的研制、測試和試驗(yàn)等,提高模塊化生產(chǎn)效率[14]。S4R功率調(diào)節(jié)技術(shù)代表了國際上空間電源系統(tǒng)拓?fù)浣Y(jié)構(gòu)發(fā)展趨勢,但在國內(nèi)仍處于起步階段,距離工程應(yīng)用還需更多的研究和試驗(yàn)[19]。

4.4 3種功率調(diào)節(jié)拓?fù)浣Y(jié)構(gòu)比較

由圖7、8比較可知：S4R拓?fù)涮栯姵仃嚥捎媒y(tǒng)一設(shè)計(jì),避免了混合型拓?fù)浣Y(jié)構(gòu)的充電陣和供電陣獨(dú)立設(shè)計(jì)產(chǎn)生的問題。當(dāng)母線負(fù)載加大時(shí),混合型拓?fù)浣Y(jié)構(gòu)釋放蓄電池的能量;S4R拓?fù)浣Y(jié)構(gòu)則通過減小或免去充電電流與分流電流的方式保持功率的平衡。混合型拓?fù)浣Y(jié)構(gòu)的充電陣補(bǔ)充母線功率須經(jīng)過BCR,BDR,而S4R拓?fù)溲a(bǔ)充母線功率則無此需求,可減少能量損失,能量利用率更高,母線的瞬態(tài)響應(yīng)更佳。

由圖5、8比較可知：S4R拓?fù)湓黾恿薆EA控制環(huán)路,將S3R拓?fù)涞闹骺刂骗h(huán)路由三域調(diào)節(jié)降為兩域調(diào)節(jié),這明顯降低了MEA控制環(huán)路的復(fù)雜度,更便于工程設(shè)計(jì)。此改變也使S4R拓?fù)銹CU的動態(tài)響應(yīng)優(yōu)于S3R拓?fù)鋄15]。S4R拓?fù)潆娐返囊粋€重要的不同點(diǎn)是用S4R的串聯(lián)調(diào)節(jié)器替代了S3R拓?fù)涞腂CR。S3R拓?fù)涞某潆娍刂齐娐酚芍鱾浞莸墓β蕿閿?shù)百瓦的PWM方式的多個充電模塊組成的兩套電路組成,需要大量的電抗元件,質(zhì)量較大,能量損耗也較大,相應(yīng)地?zé)峥叵到y(tǒng)問題亦多,特別是在大功率應(yīng)用中。S4R拓?fù)涞腂CR無需龐大的電感和濾波電容,恰好解決了S3R拓?fù)涞倪@兩個問題。資料顯示,S4R拓?fù)涞馁|(zhì)(重)量可較S3R拓?fù)錅p少30%,能量利用率提高3%～4%[15]。

S3R拓?fù)涞腂CR直接接在一次母線上,工程上采用主備份可靠性保證方式解決BCR單點(diǎn)失效,其主備份間的切換依靠繼電器,繼電器的可靠性成為BCR可靠性提高的瓶頸;S4R拓?fù)涞某潆婋娐繁缓喕?采用同時(shí)將分流、充電合成在一個模塊內(nèi)的模塊化設(shè)計(jì),單個模塊內(nèi)的充電電路失效不影響其他模塊的充電,故該拓?fù)浣Y(jié)構(gòu)的可靠性有較大提高。

S4R拓?fù)淅^承了混合型拓?fù)涞膬捎蚩刂坪蚐3R拓?fù)涞慕y(tǒng)一太陽電池陣設(shè)計(jì),克服了混合型拓?fù)涞哪芰坷寐实汀3R拓?fù)涞腂CR連接在一次母線上導(dǎo)致的低壓充電限制、高功率損耗和大質(zhì)量等問題。但S4R拓?fù)淙杂?個限制：一是蓄電池的電壓須低于一次母線電壓;二是在航天器出影期時(shí),太陽電池陣工作在蓄電池放電末期的低電壓狀態(tài),其輸出功率低于其最大輸出功率點(diǎn)[9]。總體上就能源利用率而言,先進(jìn)的能源分配體系使S4R拓?fù)溥h(yuǎn)優(yōu)于S3R拓?fù)洹?/p>

5 功率調(diào)節(jié)裝置設(shè)計(jì)理念與關(guān)鍵技術(shù)

5.1 設(shè)計(jì)理念

大容量通信衛(wèi)星和空間站的發(fā)展,對電源系統(tǒng)的設(shè)計(jì)提出了更高的要求,一次母線的高電壓(100,160 V)、大功率(數(shù)十千瓦)、高效率(高于90%)、小體積、輕量化(微小衛(wèi)星電源占全星的20%～43%)和高可靠性已成為衛(wèi)星設(shè)計(jì)和應(yīng)用的研究熱點(diǎn)[1]。改進(jìn)PCU設(shè)計(jì)和研制技術(shù),減小PCU的體積和質(zhì)(重)量,對進(jìn)一步減小發(fā)射成本、增加有效載荷,提高衛(wèi)星研制技術(shù)來說,其意義十分重要。

分析國內(nèi)外研究文獻(xiàn)后本文認(rèn)為,改進(jìn)PCU的拓?fù)浣Y(jié)構(gòu),發(fā)明新型拓?fù)?運(yùn)用先進(jìn)的控制技術(shù)解決不斷產(chǎn)生的新問題,尤其是高效率的拓?fù)浜碗娐返难兄?仍然是研究者的追求。文獻(xiàn)[20]研制了一種適于GaAs電池陣的S3R-DSR拓?fù)浣Y(jié)構(gòu),較好地解決了電池陣寄生電容產(chǎn)生的瞬態(tài)響應(yīng)較差問題。文獻(xiàn)[21]分析了大功率PCU對研制的要求,并給出了一種整合S3R,S4R拓?fù)涞男滦屯負(fù)浣Y(jié)構(gòu),以及一種新BDR電路,可較好地實(shí)現(xiàn)大功率PCU模塊化。

PCU的主要設(shè)計(jì)理念為模塊化、智能化和小型化。對SR,BCR,BDR進(jìn)行模塊化設(shè)計(jì),再根據(jù)不同功率需求,通過模塊組合使電源控制裝置輸出功率滿足各平臺需求[22、23]。模塊化結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)中,須保證產(chǎn)品力學(xué)性能,同時(shí)考慮輻照屏蔽、散熱設(shè)計(jì)、高壓母線安全性設(shè)計(jì)及模塊間電接口。設(shè)計(jì)大功率模塊化PCU時(shí),散熱設(shè)計(jì)顯得尤其重要[21]。

蓄電池的充電電流控制、充電保護(hù)控制一直是研究的關(guān)鍵,要求蓄電池長壽命、高可靠時(shí)尤甚。充電控制器的重要功能之一是根據(jù)需要限制或改變蓄電池組的充電電流倍率。充電電流選擇較為復(fù)雜,一般設(shè)置多種充電倍率供選擇[1]。一種先進(jìn)的辦法是采用微控制器實(shí)現(xiàn)智能控制,由微控制器判斷現(xiàn)場條件并決定充電倍率。理論上,8位控制器可實(shí)現(xiàn)256種充電倍率選擇。充電保護(hù)控制用一種或數(shù)種方式終止蓄電池組充電。充電保護(hù)有硬件和軟件兩種控制方法,其中硬件控制法較成熟,但控制電路復(fù)雜,且很難由人工地面實(shí)現(xiàn)遙控。目前ESA,美國國家航天局(NASA)等機(jī)構(gòu)研制了軟件控制方法,可輕松實(shí)現(xiàn)遙控。

PCU要求越來越高,系統(tǒng)越來越復(fù)雜,由星上計(jì)算機(jī)對各功能模塊進(jìn)行管理是一個較好的解決方式。對電源系統(tǒng)遙測參數(shù)進(jìn)行預(yù)處理,遙測遙控接口由模擬量接口改為數(shù)字量接口,省卻大量低電平信號傳輸線,控制精度高,使用靈活[10]。

解決PCU小體積化的一個較好的辦法是將其厚膜化,采用混合厚膜集成工藝生產(chǎn)PCU以減小體積有廣闊的前景,目前國內(nèi)已開始對此進(jìn)行研制。

5.2 大功率PCU研制難點(diǎn)

隨著航天器的有效載荷和功能增多,大功率航天器需求量越來越大。目前,很多航天器的功率已達(dá)數(shù)千瓦,部分甚至已達(dá)數(shù)十千瓦。國內(nèi)外多個機(jī)構(gòu)已開展了10 k W級的PCU研制。以10 k W級PCU為例,大功率PCU研制難點(diǎn)如下[22、24]。

5.2.1 國內(nèi)大功率PCU發(fā)展?fàn)顩r

我國中電集團(tuán)天津十八所開展了用于100 V母線的10 kW級PCU的研制,產(chǎn)品已完成鑒定試驗(yàn),其電性能指標(biāo)與國外產(chǎn)品相當(dāng)。國內(nèi)研制的大功率PCU主要性能指標(biāo)見表4。

5.2.2 調(diào)節(jié)器效率提高

電源控制裝置中設(shè)置了3種調(diào)節(jié)器：SR,BCR,BDR。一般,PCU會配置多個調(diào)節(jié)器,在工作狀態(tài)下,各調(diào)節(jié)器內(nèi)又有多個模塊參與母線電壓調(diào)節(jié),這樣調(diào)節(jié)器效率就顯得相當(dāng)重要。對10 kW級PCU來說,效率提高1個百分點(diǎn)意味著PCU少消耗功率100 W,這會顯著減輕對熱控系統(tǒng)的壓力。

5.2.3 BDR均流設(shè)計(jì)

在目前SA/B供電系統(tǒng)中,單個BDR很難滿足輸出整機(jī)功率需求。以單BDR輸出功率1 500 W,整機(jī)額定輸出功率10 k W計(jì)算,PCU要求BDR至少為7個,此7個BDR輸出應(yīng)均流,否則BDR應(yīng)力不均,極端狀況下單個BDR的輸出功率會大于其額定值,導(dǎo)致失效。若電源控制裝置對應(yīng)2組蓄電池組,BDR輸出電流不均必然導(dǎo)致蓄電池組放電電流不均,從而影響2組蓄電池組的一致性。因此,在大功率電源控制裝置設(shè)計(jì)中須考慮BDR輸出均流控制。均流控制的方法較多,控制方法選擇首先考慮可靠性,一路均流控制失效不應(yīng)導(dǎo)致系統(tǒng)失效。

表4 國內(nèi)研制的大功率PCU的主要參數(shù)Tab.4 Main parameters of domestic high power PCU

5.2.4 供電母線瞬態(tài)特性

GaAs太陽能電池陣因其高效率而已越來越多地用于電源系統(tǒng),尤其在大功率條件下。與Si太陽電池陣相比,GaAs太陽電池陣因其輸出電容較大,對PCU一次母線瞬態(tài)特性的影響極大[25]。瞬態(tài)響應(yīng)太差會影響負(fù)載的正常工作,而瞬態(tài)特性改善的難度又較大,它與電源內(nèi)部的控制系統(tǒng)參數(shù)匹配、穩(wěn)定裕度和輸出阻抗等相關(guān)。一般應(yīng)通過計(jì)算、仿真和試驗(yàn)驗(yàn)證等獲得系統(tǒng)最佳參數(shù)配置,通過反復(fù)試驗(yàn)提高瞬態(tài)特性的工作量巨大,風(fēng)險(xiǎn)更大。

6 結(jié)束語

隨著國民經(jīng)濟(jì)的發(fā)展,我國發(fā)射升空的各類衛(wèi)星不斷增多。為滿足空間站等大功率航天器的需要,針對GaAs太陽電池/鋰離子蓄電池組開展S4R型PCU的研制,推動我國航天事業(yè)的發(fā)展,是一項(xiàng)十分緊迫的任務(wù)。應(yīng)認(rèn)真研究國外的經(jīng)驗(yàn),積極探索研制100 V/10 k W的S4R技術(shù)。

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