天宮一號目標飛行器電源分系統設計

陳啟忠 ,馬季軍,王 娜,黃應春,黃 崢,王振緒

(1.上海空間電源研究所,上海 200245;2.國防科學技術大學 航天與材料工程學院,湖南 長沙 410073)

0 引言

TG-1目標飛行器作為我國載人航天工程二期研制的新一類飛行器,將在2年內分別與神舟八號、神舟九號、神舟十號飛船完成空間對接(包括撤離后的二次對接),以使我國掌握并驗證空間對接技術。同時,TG-1目標飛行器還將作為空間實驗室的雛形,驗證后續空間站所需的相關技術,其中包括了低軌長壽命電源和100 V高電壓母線技術。

作為飛行器平臺的關鍵之一,電源分系統是完成空間對接任務的最基本保障。根據TG-1目標飛行器的負載需求和包絡限制,以及相關技術進展,其電源分系統采用了質量功率比相對較高、充放電性能較好的氫鎳電池作為儲能電池,采用了耐原子氧和絕緣性好、以玻璃纖維為主體的半剛性基板,以及發電效率最高的三結砷化鎵電池片,同時根據后續空間站任務的需求,應用了100 V高壓母線以降低功率損耗。由于上述新技術的使用,使TG-1目標飛行器電源分系統成為使用多種新技術,完全自主研制的新型電源系統。目前在軌運行的國外低軌道飛行器中,僅有國際空間站采用120 V高壓母線,而國內其他低軌飛行器采用了28 V或42 V低電壓母線,因此需對100 V高電壓母線系統的技術及器件進行重點研制。為此,對TG-1目標飛行器電源分系統進行了設計、仿真和試驗驗證。本文介紹了TG-1目標飛行器電源分系統的研制及飛行試驗情況。

1 電源分系統組成

TG-1目標飛行器電源分系統是采用太陽電池翼-蓄電池組的光伏電源系統,系統一次電源母線為100 V。與國內衛星電源不同,TG-1目標飛行器電源分系統包含了太陽電池翼結構機構和驅動機構等對日定向部分,由太陽電池翼、儲能蓄電池組、母線電壓調節、蓄電池充電控制、對日定向等組成,共有太陽電池陣、驅動機構、驅動器、功率管理器、分流調節器、放電調節器、充電控制器,以及系統控制器、氫鎳電池組等單機9種18臺(件)。其中太陽電池陣為半剛性太陽陣,使用了三結砷化鎵太陽電池片,儲能電池組采用了IPV氫鎳電池組。

TG-1目標飛行器的太陽電池翼分為左右2翼,分別安裝在資源艙Ⅱ、Ⅳ象限,通過安裝在資源艙上的驅動機構與艙體連接,其他設備均置于資源艙內。電源分系統組成如圖1所示。

圖1 TG-1目標飛行器電源分系統組成Fig.1 Power subsystem of Tiangong-1 target spacecraft

圖1中,TG-1目標飛行器電源分系統設置供電機組1個和充放電機組3組。在光照區,左右太陽電池翼發電,一部分電能通過母線分流調節后直接供給目標飛行器負載,另一部分電能通過充電分流調節對氫鎳電池組充電。在陰影區,3組氫鎳電池組開始放電,通過放電母線調節后向目標飛行器負載提供電能。由于目標飛行器運行在高度400 km的圓軌道,且正常狀態下負載基本恒定,電源分系統太陽電池翼采用了分陣式設計,分為供電陣、充電陣和機動陣。正常狀態下,機動陣處于供電陣向目標飛行器負載提供電能,當充電陣輸出電流不能滿足系統能量平衡時,機動陣可通過地面指令切換至充電陣對氫鎳電池充電。

TG-1目標飛行器電源分系統可監測系統運行參數,如與太陽電池翼相關的供電陣電壓、電流,以及充電陣電壓、電流、太陽電池翼溫度等;與氫鎳電池組相關的電池單體電壓、壓力、溫度、電池組電壓等;與充放電相關的各機組充電狀態、充放電電流等;與母線調節相關的母線電壓、升壓信號、分流信號等。通過對信號的監測,能判斷分系統的運行狀態,保證其正常運行。所有關鍵參數分別通過遙測和1553B總線雙路下傳。

TG-1目標飛行器電源分系統的拓撲結構如圖2所示。

2 主要技術指標

根據TG-1目標飛行器總體要求,電源分系統設計技術指標如下：

a)母線控制在配電器輸入端口遠端采樣,要求一次母線電壓為98～103 V;

b)在高度300～500 km圓軌道上,當太陽入射角不大于25°時,2年壽命期內能承受額定負載3 500 W、峰值負載6 000 W;

c)在頻率0～10 MHz范圍內,電源分系統在額定輸出電壓和額定阻性負載下的紋波電壓≤500 mV(峰-峰);

d)當目標飛行器進出地影、火工品點火時,一次母線電壓躍變變化速率≤3 V/ms;

e)太陽電池陣工作時產生的剩磁矩應不大于0.4 A?m2;

f)帆板以折疊壓緊方式固定在資源艙體上,折疊后的外包絡不大于3 800 mm,展開狀態下基頻不小于0.1 Hz;

g)太陽電池翼在展開狀態下能承受的載荷不小于0.25g(此處g為重力加速度);

圖2 TG-1目標飛行器電源分系統拓撲結構Fig.2 Topology structure of power subsystem for TG-1 target spacecraft

h)2年壽命期內系統可靠性不低于0.976(置信度0.7)。

3 設計特點及關鍵技術

TG-1目標飛行器電源分系統是我國目前低軌道在軌飛行功率最大、母線電壓最高的電源,應用的新技術多,主要特點如下。

a)低軌飛行器采用100 V高壓母線

低軌飛行器所在軌道高度300～600 km間存在稠密的冷等離子體,此冷等離子體會造成“浸泡”在其中的高壓太陽電池陣產生電流泄露和弧光放電等效應,從而導致太陽電池翼發電能力損失或因放電引起永久性物理破壞。因此,對采用100 V高壓母線的TG-1目標飛行器太陽電池翼來說,需采取措施防止太陽電池翼因等離子體放電而遭致破壞。經多次高壓防護試驗以改進設計和工藝,TG-1目標飛行器電源分系統的半剛性太陽電池陣串間電流小于1 A,串間電壓小于55 V。這樣,負偏壓達-191 V才會出現二次放電,而TG-1目標飛行器的負偏壓最大約-80 V,故不會出現二次放電。

高電壓母線增大了母線控制穩定性難度。地線上的串擾易進入母線控制信號引起母線動蕩,須合理分布地線和處理控制信號。國內低壓元器件相對成熟,就高電壓母線來說,對電源分系統使用的高壓元器件需進行慎重選擇和充分試驗后的改進。

高電壓母線對高電壓回路的影響不同于低電壓母線,尤其是對可能存在低氣壓狀態的空間,須充分考慮高電壓回路的絕緣與間距。由于元器件的失效模式多樣,對高壓電源系統需充分考慮不同失效模式出現后故障擴散,并采取措施進行防護和隔離,防止高壓器件失效后導致大面積電路燒毀。

b)采用半剛性基板

目前國內飛行器太陽電池翼多使用鋁蜂窩剛性基板,其上粘貼聚酰亞胺膜與電池電路絕緣,一旦聚酰亞胺膜受環境因素腐蝕或破裂,電池電路將與太陽電池翼結構發生短路造成電路失效。半剛性基板承載電池電路的基體材料為絕緣玻璃纖維,即使出現電池電路與基體電接觸,也不會發生短路,特別是當采用的高電壓母線放電概率較高時,更利于電池電路不會因偶爾一次放電造成電池電路與結構短路。

半剛性基板結構的關鍵是玻璃纖維紡織成線、玻璃纖維線編制成網,以及玻璃纖維網在面板上張緊。TG-1目標飛行器的半剛性基板進行了特殊處理,保證紗線拉升強度和網格面板的張緊強度在設計范圍內。研制時,建立了網格面板的力學分析模型和熱模型,通過理論與試驗指導,設計的半剛性基板通過了要求的各種力學試驗,經20 000次-110～90℃高低溫交變后未發生網格松弛和變形,經地面2年儲存,張緊力仍滿足設計要求。網格面板與框架的連接如圖3所示。

圖3 網格面板與框架的連接Fig.3 Connection between gird planer and frame

c)大批量使用國產氫鎳電池,采用P-T控制

TG-1目標飛行器電源分系統采用了40 A?h IPV氫鎳電池組,每組由56個單體串聯組成,分為2個模塊,每個模塊單體28個,總計使用單體168個。TG-1目標飛行器氫鎳電池模塊如圖4所示。

圖4 TG-1目標飛行器氫鎳電池模塊Fig.4 Nickel-metal hybrid battery moduleof TG-1 target spacecraft

氫鎳電池對溫度較敏感,適宜的工作溫度為0～15℃,且單體電池內部及電池組各單體間的溫差不能過大。電池溫度過高,會導致性能的永久衰減,還會引發安全問題;溫度過低,在過充電時負電極區可能因出現電解液結冰而導致電池內阻增大,放電性能下降。TG-1目標飛行器每天進出影16次,充放電倍率0.5C,經過熱仿真和熱試驗,采取了多種措施加強熱傳導,使電池組單體內外溫差小于5℃,單體與底板溫差小于3℃。

對高電壓系統,氫鎳電池還需注意單體的一致性。每組氫鎳電池串聯單體數為56個,由于低軌道頻繁的高倍率充放電,單體電池性能會隨充放電循環次數增多和單體間的溫差而存在差異,且差異會越來越大,嚴重影響整組電池的性能。TG-1目標飛行器電源分系統采用設計保證和試驗剔除措施,將單體差異控制在允許范圍內,同時還制定了在軌調理方法,經地面試驗驗證合理有效。

優良的充電控制是避免電池發生熱失控,保障其能合理供電的必要手段。自氫鎳電池問世以來,國外就對其充電控制方法進行了研究。充電控制的原則是保證在充電期間發熱量最低狀況下,電池有較高的荷電態。目前,美、俄對在軌運行的氫鎳電池實施的充電控制有P-T、安時和V-T等方法。TG-1目標飛行器氫鎳電池采用P-T和安時控制相結合的控制方式,通過地面容量校準等試驗,確保P-T控制代表的安時數與電池的實際容量相差不大于±1 A?h,同時通過改善應變片粘貼及后處理工藝,保證應變片采樣的穩定性,提高了氫鎳電池充電控制的準確性。

d)采用大模塊電池電路,并首次大批量使用三結砷化鎵電池片

剛性基板太陽電池電路將太陽電池片直接粘貼在剛性基板的聚酰亞胺膜上。半剛性基板基體為網格面板,故需要采用大模塊電路,4或6片電池片組成1個模塊,電池片正反面均粘貼大面積玻璃蓋片,如圖5所示。

圖5 大模塊電池電路Fig.5 Circuit of largemodule

采用鉤掛方式將電池電路安裝在半剛性基板上,即在模塊背面玻璃蓋片上粘接一定數量金屬鉤針,鉤針彎曲鉤掛在網格面板的網線上,并視需要對部分鉤掛點進行點膠處理,如圖6所示。該安裝方式易在發射段出現太陽電池片破裂或太陽電池模塊從網上脫落,從而造成電路失效。

圖6 鉤掛固定方式Fig.6 Fixing method of hook

TG-1目標飛行器采用了發電效率大于27.5%的3結GaInP2/GaAs/Ge砷化鎵太陽電池,雙層減反射膜,單體電池尺寸39.8 mm×60.4 mm×0.19 mm,有效發電面積23.88 cm2,熱物理性能中正面太陽吸收率αs=0.92±0.02,半球發射率εH=0.80±0.02。該電池片前期僅在小衛星上在軌使用,是首次在TG-1目標飛行器上大批量使用,數量為14 000多片。電池片進行了2年壽命期內的高低溫交變試驗,并通過了3年的輻照試驗。

4 研制試驗情況

TG-1目標飛行器電源分系統于2005年10月開始方案論證,2006年10月完成方案階段攻關,2010年2月完成初樣階段工作,2010年11月完成正樣產品交付,2011年5月完成整器測試和試驗,2011年9月完成發射場工作發射入軌。研制中的主要工作如下。

a)高電壓元器件體系建立

TG-1目標飛行器電源分系統研制中,選取了技術實力較強的元器件廠商對高壓器件進行聯合研制,其中包括高壓大功率繼電器、高壓電容、高壓熔斷絲,以及各種分流模塊等。除完成常規的器件試驗外,還針對TG-1目標飛行器的軌道環境和在軌使用狀態進行了大量試驗,如各種低氣壓狀態下的高電壓試驗、絕緣試驗和過負載試驗等,基本形成了低軌高電壓電源系統研制器件選用和保證體系。

b)半剛性帆板力學及空間環境設計與驗證

半剛性帆板使用的大模塊電池電路和半剛性基板均為國內首次研制和使用。針對半剛性基板及電池電路使用的原材料進行了原子氧、離子輻照和紫外輻照等多種試驗,優化選取所用材料。在組成半剛性板時,對網格面板和鉤掛在網格上的電池片的力學響應進行了分析和計算,根據結果進行了支撐結構調整,同時基于單板級的鑒定級力學試驗對仿真模型進行修正。整翼試驗結果表明半剛性帆板整翼力學響應與單板響應不同。經大量分析驗證后,對模塊點膠部位進行了修正和加強。TG-1目標飛行器太陽電池翼在單翼1.2倍鑒定級力學試驗后無結構損壞和電池片裂片,遠高于發射段力學響應的要求。

c)氫鎳電池在軌壽命及可靠性研究

TG-1目標飛行器氫鎳電池屬于國內首次低軌使用,充放電倍率高,充放電循環次數多,放電深度大。為此,對電源分系統的在軌壽命和可靠性進行了研究,除電池組自身熱特性試驗外,還進行了各種不同工況下單體一致性和模擬在軌極限狀態的充放電循環壽命試驗。試驗驗證了在采取設計措施和進行工藝篩選后,TG-1目標飛行器使用的氫鎳電池單體在軌壽命期間出現影響系統工作的不一致性的可能性小,同時通過試驗驗證了即使電池出現較大不一致性,采用在軌調整也能將各單體的不一致性恢復到允許范圍內。在軌充放電試驗在低氣壓狀態下進行,電池底板溫度設置為最高溫度16.5℃,電池充放電策略、充放電電流均模擬在軌額定功率3 500 W時的電流,目前進行了1.2年的試驗,試驗結果表明氫鎳電池工作正常,各項參數滿足要求,預計2年壽命末期各項性能可滿足設計要求。

d)高壓電源系統可靠性和安全性研究

TG-1目標飛行器電源分系統研制中,注重可靠性和安全性研究,根據“一次故障工作,二次故障安全”原則進行設計。設計上考慮了各種故障模式以及發生故障后的隔離措施,在嚴格執行規范的同時加強了分系統各關鍵指標的裕度設計,進行了驅動機構壽命試驗、氫鎳電池壽命試驗和控制參數拉偏等20多項可靠性試驗。特別地,進行了控制系統的極限工況試驗,試驗模擬高溫50℃、低溫-10℃,溫變速率大于6℃/min,試驗期間電源分系統加額定負載3 500 W,分別模擬光照區太陽電池翼供電和陰影區氫鎳電池供電,同時按在軌狀態進行充放電循環,總計試驗時間連續83 d。試驗過程中各設備溫度在極限工況下達到平衡、穩定,未超出器件I級降額結溫,整個系統工作時母線穩定、充放電循環正常。

5 飛行情況

2011年9月29日TG-1目標飛行器發射入軌后,太陽電池翼兩翼順利展開,展開時間約12 s,符合設計要求。進入光照區太陽電池翼捕獲太陽,開始發電,為整器供電。分析電源分系統相關遙測數據,判斷上升段及入軌展開期間太陽電池翼結構正常,未發現電池串物理受損和電路開路。完成在軌測試后目標飛行器進入正常的光照區-陰影區循環,母線穩定,發電穩定,電池充放電穩定。主要運行情況如下：

a)自主運行階段負載1 900～2 200 W;

b)母線范圍98.85 V(陰影區)～102.08 V(光照區);

c)氫鎳電池放電深度15%;

d)氫鎳電池組工作溫度5～7℃;

e)太陽電池翼陰影區溫度不低于-70℃;光照區溫度不高于85℃;

f)控制單機工作溫度10～30℃;

g)經過對太陽電池翼發電情況分析,確定壽命期內目標飛行器提供平均負載能力約3 800 W(考慮太陽入射角25°時飛行器遮擋)。

預計對接以及在軌運行期間,電源分系統工作狀態如下：母線仍維持98.85～102.08 V,氫鎳電池放電深度最大約62%,經最多5圈可達到能量平衡,在此期間氫鎳電池工作溫度約11～15℃。

6 結束語

TG-1目標飛行器電源分系統經過6年的研制,突破了高壓母線與防護、半剛性帆板、大模塊三結砷化鎵,以及低軌國產氫鎳電池等技術,通過地面計算分析、試驗并完成設計改進。電源分系統正樣產品通過了地面所有驗證試驗,發射入軌后,在軌運行正常,各項功能滿足總體要求,各項技術指標滿足設計和總體要求,為后續空間站電源分系統的研制建立了堅實基礎,也為后續我國低軌衛星采用高壓母線奠定了基礎。