空間電源功率調節技術綜述

郭顯鑫,郭祖佑,王衛國

(蘭州物理研究所,甘肅 蘭州 730000)

0 引言

電源系統是航天器的一個重要分系統,而功率調節裝置是一次電源系統的核心。20世紀70年代以來,國外研制成功了多種拓撲結構的功率調節裝置,不斷改善功率調節裝置以適應不同功率、不同任務航天器的要求。

本文綜述了航天器電源系統功率調節裝置功能、組成、原理,以及各功能模塊的電性能要求、技術現狀,闡述并比較了數種重要的功率調節拓撲,分析了功率調節裝置的發展趨勢和大功率裝置研制的關鍵技術。

1 功率調節裝置功能

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

PCU被稱為電源控制裝置、電源調節器等,其功能是協調太陽電池陣、蓄電池工作,控制太陽能電池陣產生能量的分配,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,或將其分流并變換成熱能輻射到空間,在航天器陰影或負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行期間將功率母線電壓穩定在規定范圍內。

我國已發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電源系統中,采用監控母線電壓方式調節太陽電池陣和蓄電池組的輸出功率,使母線電壓達到規定要求,該調節方式稱為母線功率調節。我國航天器SA/B系統供電母線已從風云一號(FY-1)衛星的單母線發展到資源二號(ZY-2)衛星的雙母線以及神舟一號(SZ-1)飛船的多母線。

2 功率調節裝置技術要求

功率調節裝置是整個電源系統的核心,直接決定電源系統的性能指標。PCU有多個性能指標,各航天器雖有具體要求,但基本參數必須符合相關標準的衛星電源系統通用規范要求。空間平臺總體設計對PCU的要求主要如下。

a)電性能：包括功率母線電壓的功率、穩定度、精度、輸出阻抗、紋波、瞬態特性和電磁兼容性等。對全調節母線,電源母線電壓的控制精度應為±2%。當航天器的部分大功率用電設備開機時,要求電源母線能提供足夠的浪涌電流,其電流跳變速率應不低于1×105A/s;航天器在進出地影瞬間,電源母線電壓均會出現躍變,應對此躍變速率作限制,一般不大于3.5 V/ms;當頻率為0～10 MHz時,電源系統在額定阻性負載下的紋波電壓峰峰鎮應不大于600 mV。

b)壽命：低軌衛星要求3～5年,地球靜止衛星要求8～15年。

c)可靠性：衛星工作壽命期間,電源系統可靠度一般不低于0.95。

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

e)質量和機械尺寸。

3 功率調節裝置的組成及其原理

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

3.1 分流調節器

航天器在軌運行中,太陽電池陣輸出功率富余、母線電壓高不可避免,須用太陽電池陣調節器對其進行控制。根據開關管的工作方式,可將太陽電池陣調節器分為線性和開關調節器兩種,而根據太陽電池陣、太陽電池陣調節器和母線負載的串并連接關系,可將太陽電池陣調節器分為串聯和并聯兩種調節方式,并聯調節即為分流調節,相應的太陽電池陣調節器為SR。SR的作用是在太陽電池陣產生的功率超出負載需求時,分流多余的能量以保持一次母線電壓的穩定。

串聯、并聯調節方式與開關工作、線性調整的組合可形成4種調節方式,如圖1所示。根據線性分流調整管有無與太陽電池陣總串聯數的部分跨接,線性分流調節可分為全分流和局部分流調節兩種。其中,太陽電池陣局部/線性分流調節SR原理如圖2所示。

圖1 太陽電池陣功率調節器原理Fig.1 Block diagram of solar array power regulator

圖2 太陽電池陣局部線性分流調節原理Fig.2 Block diagram of linear partial solar array power regulator

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

目前,空間電源系統普遍采用了開關分流調節方式調節母線功率。開關分流的能力較強,可達4～7 A。國內外空間電源系統(無論線性分流還是開關分流)都采用了多級分流技術以確保航天器在軌可靠供電,防止單級分流調節出現分流器短路故障導致的電源系統失效。我國實踐四號(SJ-4)衛星采用了五級局部、線性、順序分流調節,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衛星采用了脈寬調制(PWM)開關分流調節器,因分流管處于開關分流狀態,發熱功率小,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具體蓄電池要求設計。

充電控制器設計的核心是根據所用蓄電池組的充電特性,選用恰當的充電方式,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、安時計充電控制和第三電極控制4種常用方法[4、5]。創新一號(CX-1)微小衛星、國際通信衛星Ⅴ采用了行V-T控制方法,FY-2衛星采用了第三電極控制方法,國際通信衛星Ⅶ采用了安時計方法[6]。

鋰離子蓄電池具比能量高、充放電效率高、無記憶效應、熱效應小等優點,越來越多地應用于空間電源。在太陽電池陣/鋰離子蓄電池電源系統中,電池組由鋰離子電池單體串聯組成的電池模塊并聯而成,須考慮充電過程中各電池單體的均衡充電,避免越來越嚴重的失衡。各電池單體的失衡嚴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鍵技術,目前已研制出開關電容均衡充電等方法。

放電調節器控制蓄電池組的放電回路和調節蓄電池組的放電電壓。根據母線電壓,蓄電池放電調節器有Buck,Boost電路之分。ZY-2衛星SA/B系統為適應負載功率變化幅度大的需要,采用Buck型放電調節器,將蓄電池組42～55 V放電電壓通過放電調節器變換成28 V母線電壓[3]。東方紅四號(DFH-4)衛星蓄電池升壓式放電調節器將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個升壓式放電調節模塊組成,每個模塊輸出1 500 W,整星輸出12 k W,轉換效率95%。

蓄電池的充電控制器和放電控制器一般均由數組相同的控制器并聯而成,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,且很難達到規定的功率要求。

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進行工作模式轉換,調節太陽電池陣、蓄電池組和負載間的功率平衡,保證蓄電池正常充放電,實現全調節母線控制[7]。MEA將SR,BCR,BDR的各功能模塊連接成PCU,其設計須合理和高度可靠。常采用3取2表決邏輯,設計3路獨立的誤差放大電路,經一定的或與表決關系,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拓撲結構,MEA會有差異,但其表決電路的可靠性設計原則相同。中巴地球資源衛星的主誤差放大器由4路獨立的放大器構成,4路信號經最小、最大信號表決后,輸出一控制信號控制分流調節器和放電調節器[8]。由3路相同放大電路和邏輯關系電路組成的MEA原理如圖3所示。

圖3 MEA原理Fig.3 Block diagram of MEA

4 功率調節裝置拓撲結構

太陽能電池陣在光照期為母線負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重要。PCU拓撲結構的改進圍繞提高空間能源利用率、高可靠、小質量等要求進行。

從能量傳輸的角度看,航天器電源系統的拓撲結構可分為峰值功率跟蹤控制(PPT)和直接能量轉換控制(DET)兩大類,兩種工作方式分別與太陽電池陣能量的串聯和并聯調節對應[4]。

航天器電源系統的發展經歷了S3R型、混合型和S4R型功率調節等主要技術階段。就航天器母線調節而言,航天器電源系統的拓撲結構有不調節母線、半調節母線和全調節母線三種方式,其電壓調節方式原理如圖4所示。圖中：SA為太陽電池陣;SR為分流調節器;BCR為充電控制器;BDR為放電控制器;B為蓄電池組。我國已發射的部分衛星的一次電源的母線調節、放電調節式和分流方式見表1。不調節、半調節和全調節母線間的性能比較見表2。

圖4 母線電壓調節方式原理圖Fig.4 Block diagram of bus voltage regulated topology

表1 國內部分衛星一次電源母線調節、放電和分流方式Tab.1 Bus regulation,discharge and shunting methods of primary power system in domestic

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

4.1 S3R調節

1977年,SULLIVAN等提出了S3R調節技術,在之后的二十多年的時間里,歐空局(ESA)將該功率調節技術廣泛用于地球同步軌道通信衛星。S3R調節通過母線電壓采樣獲得功率信息,產生控制信號在分流域、充電域和放電域三個域內分別對分流調節器、充電控制器及放電控制器進行調節,實現整個軌道周期一次電源母線調節。S3R調節原理如圖5所示,其母線電壓與母線誤差放大信號一一對應,母線誤差放大信號在一定范圍內與S3R的一定工作模式對應[9]。母線誤差放大信號與PCU工作模式關系如圖6所示。

圖6中：各MEA區間工作如下。

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

圖5 S3 R調節技術原理Fig.5 Block diagram of S3 R

圖6 MEA信號與PCU工作模式關系Fig.6 Relationship between PCU workingdomain and MEA signal

b)A～B：MEA信號的第一個死區。航天器處于出影區,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：航天器處于出影區或母線負載處于峰值功率狀態,航天器由太陽能電池陣和蓄電池聯合供電。

d)C～D：此時太陽能電池陣產生的能量剛好滿足母線負載功率需求,航天器的能量完全由太陽能電池陣提供。該情況持續時間相當短,概率極小。

e)D～E：MEA信號的第二個死區。太陽電池陣的能量略大于母線負載功率需求,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：太陽能電池陣產生的能量剛好滿足負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。太陽電池陣除滿足負載功率和蓄電池最大充電電流外,還有部分剩余,分流調節器仍不工作。

i)H～I：太陽能電池陣產生的能量很大,或蓄電池已經充滿,能量相對負載、蓄電池需求有剩余,分流調節器開始工作。一個PCU會設置多級分流,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電壓選取值不同,使同一時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[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,參與調節的分流器逐個有序退出。各分流調節器間設有死區,維持分流器按預先設置的次序運行,防止出現相互間的競爭。

bang-bang調節是開關調節的一種,一旦滿足條件就參與工作,與定頻調寬的PWM不同,其工作在不定頻調寬模式。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微小衛星電源分系統采用了S3R調節技術,其母線電壓設計值為27 V±1 V,母線電壓紋波小于500 mV,電源分系統三域控制范圍見表3。由表可知分流域、充電域和放電域的電壓范圍及各死區值。電源系統提供的功率為30 W,PCU的外形尺寸為220 mm×200 mm×220 mm,用電功耗6.5 W,電源系統效率82%。飛行試驗數據表明,S3R調節技術的一次電源的動態特性等特性良好,滿足要求[6]。國外應用的典型航天器有Alcatel公司的大型通信衛星平臺SB3000,SB4000系列PCU,我國的DFH-4,QS-1衛星也采用了這種結構。

自誕生以來,S3R調節技術一直占據空間電源調節技術的主導地位,其優點有：真正的模塊化設計;僅有1個模塊處于調節狀態,其他模塊處于開或關狀態;良好的動態負載響應能力;單個模塊失效不影響穩態直流電壓和紋波[12、13]。但S3R調節技術也存在其缺點：該技術的三域控制回路較復雜,電路設計難度大;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量和擴大蓄電池容量滿足母線負載對功率的要求,由此增大了充電電流;BCR工作在開關狀態,在BCR與母線間需設置笨重的電抗元件以滿足EMC要求[14]。ESA數據顯示,功率25 k W的S3R拓撲PCU質量可達80 kg,其導致的功率損失為5%(約1 250 W),另外這些元件的發熱還需大量的熱控元部件散熱[15]。

表3 CX-1微小衛星電源分系統三域控制范圍Tab.3 3-region control scope of ESP in CX-1 micro-satellite

4.2 混合型調節

針對S3R拓撲的缺點,ESA在20世紀80年代末期研制了混合型功率調節技術。其主要特點是將太陽能電池陣分成充電陣和供電陣,由充電陣獨立完成蓄電池的充電,這樣蓄電池的串聯數不再受母線電壓限制,利于蓄電池模塊化設計。MEA在分流域和放電域對分流調節器與放電控制器進行兩域控制,這顯著降低了MEA控制電路的復雜度。混合型功率調節拓撲PCU的原理如圖7所示。我國的資源一號衛星等采用了此類調節方式并取得了圓滿成功。但該技術的缺點也相當明顯：當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,致使整個系統的使用效率下降。充電陣對一次母線功率的補充需經過BCR,BDR的變換,故混合型功率調節拓撲PCU的母線瞬態響應較差,且導致功率損失。這種充電陣和供電陣獨立設計對太陽電池板標準化、通用化造成了極大的不便,同時與統一太陽電池陣相比,分陣設計的電纜網太陽翼對日跟蹤滑環結構復雜、質量大、可靠性低。

圖7 混合型功率調節技術原理Fig.7 Block diagram of hybrid power conditioning technology

4.3 S4R調節

針對大功率航天器和低軌道航天器的特點,20世紀90年代中期,ESA電源系統實驗室在全球首次研制成功S4R功率調節系統[1]。S4R電源功率調節技術具有優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熱量等優點,非常適于新一代大功率和超大功率航天器系統應用[16]。

S4R功率調節技術是一種新穎的拓撲結構,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載的需求,多余部分對蓄電池組進行充電,僅當蓄電池組充電滿足要求后才對多余功率進行分流。其能量分配邏輯如圖9所示。

圖8 S4R拓撲結構原理Fig.8 Block diagram of S4 R

S4R拓撲用一個串聯調節器替代S3R拓撲的BCR。S4R拓撲結構的充電、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將多余的能量導地。為控制此兩個開關,S4R拓撲結構設計了母線電壓和蓄電池充電MEA,BEA兩個反饋控制環路[18]。分流調節器的開關Q1和蓄電池充電器的開關Q3受MEA驅動信號G1和BEA驅動信號G2控制,當太陽能電池陣產生的能量過剩時,G1高電平信號。若蓄電池需要充電,則G2高電平,Q1開關管處于關斷狀態,Q3處于開通狀態,故多余的能量未被分流而被充入蓄電池;反之,G1高電平時,若蓄電池無需充電,則G2低電平,Q3關斷,Q1開通,多余能量被分流。

圖9 S4 R電源功率調節控制邏輯Fig.9 Control logic of S4 R

圖10 S4 R拓撲結構的充電/分流電路圖Fig.10 Battery charge/shunt circuit of S4 R

S4R拓撲采用模塊化設計,將分流器、充電控制器合成在一個模塊內。S4R系統工作方式如下：參考電壓高于某值的模塊將SA產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拓撲的分流調節器相同,S4R拓撲結構的充電控制器工作在開關(bang-bang)模式或PWM模式[16]。

S4R功率調節系統可不受地球同步軌道和太陽同步軌道航天器任務的影響。生產商只需研制符合特性要求的功率模塊并按任務的功率需求進行擴展,就能完成能源系統的設計,這樣可顯著簡化生產方的研制、測試和試驗等,提高模塊化生產效率[14]。S4R功率調節技術代表了國際上空間電源系統拓撲結構發展趨勢,但在國內仍處于起步階段,距離工程應用還需更多的研究和試驗[19]。

4.4 3種功率調節拓撲結構比較

由圖7、8比較可知：S4R拓撲太陽電池陣采用統一設計,避免了混合型拓撲結構的充電陣和供電陣獨立設計產生的問題。當母線負載加大時,混合型拓撲結構釋放蓄電池的能量;S4R拓撲結構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。混合型拓撲結構的充電陣補充母線功率須經過BCR,BDR,而S4R拓撲補充母線功率則無此需求,可減少能量損失,能量利用率更高,母線的瞬態響應更佳。

由圖5、8比較可知：S4R拓撲增加了BEA控制環路,將S3R拓撲的主控制環路由三域調節降為兩域調節,這明顯降低了MEA控制環路的復雜度,更便于工程設計。此改變也使S4R拓撲PCU的動態響應優于S3R拓撲[15]。S4R拓撲電路的一個重要的不同點是用S4R的串聯調節器替代了S3R拓撲的BCR。S3R拓撲的充電控制電路由主備份的功率為數百瓦的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,質量較大,能量損耗也較大,相應地熱控系統問題亦多,特別是在大功率應用中。S4R拓撲的BCR無需龐大的電感和濾波電容,恰好解決了S3R拓撲的這兩個問題。資料顯示,S4R拓撲的質(重)量可較S3R拓撲減少30%,能量利用率提高3%～4%[15]。

S3R拓撲的BCR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拓撲的充電電路被簡化,采用同時將分流、充電合成在一個模塊內的模塊化設計,單個模塊內的充電電路失效不影響其他模塊的充電,故該拓撲結構的可靠性有較大提高。

S4R拓撲繼承了混合型拓撲的兩域控制和S3R拓撲的統一太陽電池陣設計,克服了混合型拓撲的能量利用率低、S3R拓撲的BCR連接在一次母線上導致的低壓充電限制、高功率損耗和大質量等問題。但S4R拓撲仍有2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,太陽電池陣工作在蓄電池放電末期的低電壓狀態,其輸出功率低于其最大輸出功率點[9]。總體上就能源利用率而言,先進的能源分配體系使S4R拓撲遠優于S3R拓撲。

5 功率調節裝置設計理念與關鍵技術

5.1 設計理念

大容量通信衛星和空間站的發展,對電源系統的設計提出了更高的要求,一次母線的高電壓(100,160 V)、大功率(數十千瓦)、高效率(高于90%)、小體積、輕量化(微小衛星電源占全星的20%～43%)和高可靠性已成為衛星設計和應用的研究熱點[1]。改進PCU設計和研制技術,減小PCU的體積和質(重)量,對進一步減小發射成本、增加有效載荷,提高衛星研制技術來說,其意義十分重要。

分析國內外研究文獻后本文認為,改進PCU的拓撲結構,發明新型拓撲,運用先進的控制技術解決不斷產生的新問題,尤其是高效率的拓撲和電路的研制,仍然是研究者的追求。文獻[20]研制了一種適于GaAs電池陣的S3R-DSR拓撲結構,較好地解決了電池陣寄生電容產生的瞬態響應較差問題。文獻[21]分析了大功率PCU對研制的要求,并給出了一種整合S3R,S4R拓撲的新型拓撲結構,以及一種新BDR電路,可較好地實現大功率PCU模塊化。

PCU的主要設計理念為模塊化、智能化和小型化。對SR,BCR,BDR進行模塊化設計,再根據不同功率需求,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]。模塊化結構設計中,須保證產品力學性能,同時考慮輻照屏蔽、散熱設計、高壓母線安全性設計及模塊間電接口。設計大功率模塊化PCU時,散熱設計顯得尤其重要[21]。

蓄電池的充電電流控制、充電保護控制一直是研究的關鍵,要求蓄電池長壽命、高可靠時尤甚。充電控制器的重要功能之一是根據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雜,一般設置多種充電倍率供選擇[1]。一種先進的辦法是采用微控制器實現智能控制,由微控制器判斷現場條件并決定充電倍率。理論上,8位控制器可實現256種充電倍率選擇。充電保護控制用一種或數種方式終止蓄電池組充電。充電保護有硬件和軟件兩種控制方法,其中硬件控制法較成熟,但控制電路復雜,且很難由人工地面實現遙控。目前ESA,美國國家航天局(NASA)等機構研制了軟件控制方法,可輕松實現遙控。

PCU要求越來越高,系統越來越復雜,由星上計算機對各功能模塊進行管理是一個較好的解決方式。對電源系統遙測參數進行預處理,遙測遙控接口由模擬量接口改為數字量接口,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PCU以減小體積有廣闊的前景,目前國內已開始對此進行研制。

5.2 大功率PCU研制難點

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數千瓦,部分甚至已達數十千瓦。國內外多個機構已開展了10 k W級的PCU研制。以10 k W級PCU為例,大功率PCU研制難點如下[22、24]。

5.2.1 國內大功率PCU發展狀況

我國中電集團天津十八所開展了用于100 V母線的10 kW級PCU的研制,產品已完成鑒定試驗,其電性能指標與國外產品相當。國內研制的大功率PCU主要性能指標見表4。

5.2.2 調節器效率提高

電源控制裝置中設置了3種調節器：SR,BCR,BDR。一般,PCU會配置多個調節器,在工作狀態下,各調節器內又有多個模塊參與母線電壓調節,這樣調節器效率就顯得相當重要。對10 kW級PCU來說,效率提高1個百分點意味著PCU少消耗功率100 W,這會顯著減輕對熱控系統的壓力。

5.2.3 BDR均流設計

在目前SA/B供電系統中,單個BDR很難滿足輸出整機功率需求。以單BDR輸出功率1 500 W,整機額定輸出功率10 k W計算,PCU要求BDR至少為7個,此7個BDR輸出應均流,否則BDR應力不均,極端狀況下單個BDR的輸出功率會大于其額定值,導致失效。若電源控制裝置對應2組蓄電池組,BDR輸出電流不均必然導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計中須考慮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導致系統失效。

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

5.2.4 供電母線瞬態特性

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,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一次母線瞬態特性的影響極大[25]。瞬態響應太差會影響負載的正常工作,而瞬態特性改善的難度又較大,它與電源內部的控制系統參數匹配、穩定裕度和輸出阻抗等相關。一般應通過計算、仿真和試驗驗證等獲得系統最佳參數配置,通過反復試驗提高瞬態特性的工作量巨大,風險更大。

6 結束語

隨著國民經濟的發展,我國發射升空的各類衛星不斷增多。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,推動我國航天事業的發展,是一項十分緊迫的任務。應認真研究國外的經驗,積極探索研制100 V/10 k W的S4R技術。

[1]黃才勇.空間電源的研究現狀與展望[J].電子科學技術評論,2004(5)：1-6.

[2]李雨慶,宋禮彬.實踐四號衛星一次電源系統[J].航天器工程,1995,4(2)：58-64.

[3]李國欣.20世紀上海航天器電源技術的進展[J].上海航天,2002,19(3)：42-48.

[4]李國欣.航天器電源技術概論[M].北京：中國宇航出版社,2008.

[5]馬世俊.衛星電源技術[M].北京：中國宇航出版社,2001.

[6]李國欣,張利群,張忠衛,等.創新一號微小衛星電源分系統[J].上海航天,2006,23(1)：41-45.

[7]李 萍.中心誤差控制技術在空間電源系統中的應用[C]//中國宇航學會空間能源學術年會.成都：中國宇航學會空間能源學會,2002：156-161.

[8]韓 波.中巴地球資源衛星電源系統總體設計方案[J].航天器工程,2002,11(2,3)：101-106.

[9]GARRIGóS A,CA RRASCO JA,BLANES JM,et al.A power conditioning unit for high power GEO satellites based on the sequential switching shunt series regulator[C]//IEEE M ELECON 2006.Benalmádena,Spain：IEEE,2006：1186-1189.

[10]王鴻芳,王保平,孫彥諍,等.中國海洋一號衛星電源系統設計與在軌性能評估[J].航天器工程,2003,12(3)：97-103.

[11]韓 波.有調節直流母線的衛星一次電源系統[J].航天器工程,1992,1(2)：57-63.

[12]O'SULLIVAN D,WEINBERG A.The sequential switching shunt regulator S3R[C]//ESTEC Spacecraft Power Conditioning Seminar,1997.Noordwijk,Netherlands：ESA,1977,SP-126：123-131.

[13]PEROL P.Another look at the sequential switching shunt regulator[C]//Proceedings of the Fif th European Space Power Conference.Tarragona,Spain：ESA,1998,ESASP-416：79-84.

[14]韓 波.S4R型功率調節系統技術簡介[C]//中國宇航學會空間能源學術年會,2002.成都：中國宇航學會空間能源學會,2002：34-38.

[15]CAPEL A,PEROL P.Comparative performance evaluation between the S4R and the S3R regulated bus topologies[C]//Proceedings of the Sixth European Space Power Conference.Porto Portugal：ESA,2002,ESA SP-502：193-199.

[16]GA RRIGóS A,J.CA RRASCO A J,AVILA R,E,et al.System model of the sequential switching shunt series regulator for spacecraft regulated high power buses[C]//2004 35th Annual IEEE Power Electronics Specialists Conference.Aachen,Germany：AIAA,2004：2645-2650.

[17]GARRIóS A,CARRASCO J A,BLANES J M,et al.Modeling the sequential switching shunt series regulator[J].IEEE Power Electronics Letters,2005,3(1)：7-13.

[18]GARRIGOS A,RUBIATO J,CARRASCO J A,et al.Control loop design of the sequential switching shunt series regulator[C]//IEEE MELECON 2006.Benalmádena,Spain：IEEE,2006：1194-1197.

[19]馬 卉.空間電源系統控制技術研究[J].電源技術,2008,32(11)：776-779.

[20]GARRIGOS A,CARRASCO J A,BLANES J M,et al.A new sequential switching shunt regulator-digital shunt regulator(S33R-DSR)for solar array regulators[C]//IEEE ISIE 2006.Montreal,Canada：IEEE,2006：1064-1069.

[21]KNORR W.A modular power control unit design for high power satellites from 8 kW to 25 k W[C]//Space Power,Proceedings of the Sixth European Conference.Porto,Portugal：ESA,2002,SP-502：345-351.

[22]LECOMTE E,LABILLE J M,CASTIAUX JP.Modular high power conditioning unit[C]//Proceedings of the Sixth European Space Power Conference.Porto,Portugal：ESA,2002,SP-502：63-368.

[23]CASTIAUX J P,BURY P,LIEGEOIS B.Power conditioning units for high power geostationary satellites[C]//Proceedings of the 28th IEEE PESC.St.Louis：IEEE,1997：722-733.

[24]趙春陽,陳洪濤.100 V母線10 k W級電源控制裝置發展初探[J].電源技術,2008,32(9)：628-630.

[25]GA RRIGOS A,BLANESJ M,CARRASCO J A,et al.Influenceof the parasitic solar array capacitancein the sequential switching shunt series regulator[C]//IEEE MELECON 2006.Benalmádena,Spain：IEEE,2006：1198-1201.