一種直接入軌衛星變軌階段的供電方案

（北京空間飛行器總體設計部，北京 100094）

1 引言

目前在航天領域，運載火箭上面級技術已經開始在空間飛行器上得到應用。該技術能夠以“一箭多星”的方式將衛星直接送入地球同步軌道，大大節約發射成本。俄羅斯聯盟號火箭的弗雷蓋特（Fregat）上面級配合“伽利略”導航衛星實現了“一箭多星”發射，快速組網［1-3］。隨著我國運載火箭上面級技術的發展，上面級也逐步開始得到應用。

“一箭雙星”或“一箭多星”發射時，上面級攜帶衛星的變軌時間較長，而衛星只有與上面級分離后才能展開太陽翼，因此相對于傳統的變軌方式，衛星供電需求大大提高。解決上面級變軌方式下的衛星供電，是實現上面級“一箭多星”直接入軌的關鍵問題之一，這就要研究衛星系統與上面級的協同供電。該項技術對優化衛星供電設計，降低經濟成本，實現“一箭雙星”甚至“一箭多星”發射的電能保證，具有重要的意義。目前，在上面級和衛星聯合供電的研究方面，我國尚處于空白。本文以直接入軌的中、高軌道衛星為例，進行供電需求分析，提出了一種應用于變軌階段的上面級-衛星聯合供電方案，可解決“一箭雙星”發射的電能需求問題。

2 供電需求分析

2.1 入軌過程

發射前，衛星在運載火箭的整流罩內，通過衛星分配器與上面級對接安裝。發射后，上面級與運載火箭三級段分離。此后，上面級將衛星送至預定軌道，衛星與上面級分離，太陽翼展開，經相位捕獲后進入工作軌道，如圖1所示。

圖1 發射過程示意圖Fig.1 Illustration of launching process

衛星自發射前加電，經歷發射、主動段飛行、與上面級分離、對日定向和太陽翼展開等過程。

（1）發射前，由地面人員發指令拔掉運載火箭（上面級）與地面之間的脫落插頭，考慮到人員安全和可操作性，此前應將供電方式由地面電源供電切換為衛星電源供電。此時，衛星的太陽翼處于收攏狀態，整星負載由星載蓄電池組供電。

（2）衛星發射到與上面級分離的主動段飛行時間約為4.5h，期間太陽翼處于收攏狀態，仍要由星載蓄電池組供電。

（3）上面級與衛星分離后約1.5h，太陽翼展開，這段時間仍由星載蓄電池組供電。

（4）太陽翼展開后，衛星供電方式轉換為太陽翼供電，星載蓄電池組供電結束。

2.2 負載需求

發射前，需要加電的設備為衛星平臺基礎負載；發射后至太陽翼展開前，衛星熱控系統和控制系統開始加電工作。根據當前中、高軌道衛星的實際工作情況，預計單顆衛星供電需求為：①發射前，平均功率需求不大于400 W；②發射后至衛星與上面級分離的主動段期間，衛星負載供電需求不大于600 W；③分離后至太陽翼展開前，負載需求不大于1000 W。圖2為單顆衛星的負載需求。

圖2 單顆衛星負載需求Fig.2 Energy demand of a single satellite

2.3 供電能力分析

通過以上分析可知，在發射前某時刻，衛星的供電方式由地面電源供電切換為星載蓄電池組供電。地面電源（模擬太陽電池陣或者直流電源）可以通過擴展來滿足不同的負載功率需求，只要沒有斷開，就可以持續供電，不需要衛星電源系統參與供電，因此自整星加電至發射前轉星載蓄電池組供電，衛星電源系統不參與供電。

綜合考慮技術水平、經濟成本和質量等因素，衛星電源系統采用直接能量傳輸、全調節單母線方式，由太陽電池陣、蓄電池組和電源控制器組成。其中：太陽電池采用三結砷化鎵電池；蓄電池組采用高效鋰離子蓄電池；電源控制器采用順序開關分流調節模塊（S3R）拓撲，包括S3R、充電控制模塊（BCR）、放電調節模塊（BDR）、母線誤差放大模塊（MEA）和二次電源模塊（DC／DC）等。

在光照期，太陽電池陣通過24路S3R電路使用MEA母線主誤差放大信號，實現對多余太陽電池功率的分流，并通過某個分流電路的開關調節，將母線電壓控制在42V±0.2V范圍內。同時，在剛進入光照時，由BCR給星載蓄電池組進行恒流恒壓充電至滿荷電量狀態；在地影期，星載蓄電池組通過6 路BDR對放電進行控制，將母線電壓控制在42 V±0.2V范圍內。無論衛星的軌道狀態和負載特性在正常范圍內如何變化，電源系統都能保持輸出穩定的42V±0.2V母線電壓。［4-6］

考慮到一節蓄電池單體失效，為保證在衛星壽命末期的陰影期蓄電池組放電深度不超過70%的使用要求，衛星采用150A·h容量的鋰離子蓄電池組，以滿足衛星入軌后全生命期間的負載需求。

自發射前轉星載蓄電池組供電開始，經歷發射、主動段至太陽翼展開，如果在這個過程中全部依靠衛星電源系統供電，那么衛星蓄電池組的放電深度可由式（1）計算。

式中：DL為星載蓄電池組的放電深度；P1，P2，P3和T1，T2，T3分別為發射前、主動段和太陽翼展開后的單星負載功率（單位：W）和持續時間（單位：h）；VfL為星載蓄電池組的平均放電電壓，V；ηL 為放電效率；CL為星載蓄電池組的容量，A·h。

根據工程實際，這里VfL取32V，ηL 取90%，CL取150A·h。經計算，放電深度已經超過100%，將造成星載蓄電池組的過放電故障，從而會改變蓄電池正極材料的晶格結構，并使負極銅集流體氧化，氧化產生的銅離子在正極上還原使正極失效。因此，過放電故障會對蓄電池的容量、內阻、循環壽命等造成不利的影響，深度過放電會造成蓄電池的失效，失效后的單體蓄電池相當于一個阻抗很小的電阻，串聯在電路中。經過分析，如果僅考慮衛星入軌后的用電需求，采用150A·h的容量即可，但對于入軌前的用電需求，150A·h的配置遠遠不能滿足要求，一個較簡單的解決思路是增加衛星蓄電池組的容量。按照式（1），在滿足不大于放電深度70%的條件下，星載蓄電池組容量要增加到220A·h。按目前的技術水平，單顆衛星要增加的質量TL為

式中：BL為鋰離子蓄電池組的比能量，W·h／kg。

根據工程實際，這里CL取70A·h，VfL取32V，BL取100W·h／kg。經計算，增加的質量為22.4kg。由于衛星長期工作在空間環境下，因此還要考慮相應的空間防護措施和可靠性、安全性措施，以提高蓄電池組的壽命。采用“一箭雙星”或“一箭多星”發射的中、高軌道衛星，單星總質量僅為1t左右，22.4kg的質量資源浪費是不可接受的。可見，增加星載蓄電池組容量的方案不具備可行性和可操作性。鑒于此，本文提出一套“衛星電源＋上面級電源＋地面電源”的解決方案，在變軌期間由上面級向衛星供電，同時結合地面電源的應用，解決“一箭雙星”條件下直接入軌方式的中、高軌道衛星變軌階段的大功率、長時間的電能需求問題。

3 聯合供電方案

地面電源是通過上面級和星箭分離插頭將電能輸送至衛星內部，上面級和衛星之間存在電氣接口。因此，可以在上面級里設置一套一次性電源系統，利用這個電氣接口專為主動段衛星供電，衛星和上面級分離后不再使用。采用一次性電源系統，可以不考慮為實現長壽命采用的可靠性、安全性措施，能夠最大程度節省質量。

3.1 方案概述

基于上述考慮，上面級為衛星供電的電源系統采用“鋅銀電池＋供電控制器”的組合方案。鋅銀電池的負極為鋅，正極為氧化銀，電解液為氫氧化鉀水溶液，具有較高的比能量及優良的高倍率放電性能，在航天領域一般作為一次性電池使用。鋅銀電池電壓通過供電控制器的放電模塊升壓后輸出穩定的上面級母線電壓，通過星箭接口提供給衛星。

地面電源（模擬太陽電池陣）、衛星電源（鋰離子蓄電池組＋電源控制器）和上面級電源（鋅銀電池＋供電控制器）之間的聯合供電方案接口關系，如圖3所示。臍帶電纜將地面電源供電功率送至衛星1和衛星2的脫落插頭，通過脫落插頭的中轉輸送至位于上面級內部的過渡插頭；上面級供電控制器通過內部的BDR將鋅銀電池輸出功率調整為穩定的輸出電壓，輸出至過渡插頭，并與地面電源輸出電壓在過渡插頭處實現并點連接。并接后的輸出電壓分別送至2 顆衛星的星箭分離插頭，經星箭分離插頭的中轉，輸出電壓連接至衛星電源控制器。

圖3 上面級、衛星和地面供電接口的關系Fig.3 Relationships between upper-stage，satellite and ground power supply interfaces

3.2 技術難點和關鍵點

聯合供電方案要著重解決以下幾個技術難點和關鍵點：①整個工作過程中三類供電電源的供電順序和三者之間的切換控制。切換的時機、時序和方式需要特殊設計，確保切換前后輸出母線電壓的平穩性。②上面級電源的平均供電功率和峰值供電功率應有裕度設計，以確保在軌飛行時供電功率有一定的調整和適應能力。③供電電源包括地面電源、上面級電源和衛星電源，三類電源之間的供電安全需要重點關注，任意一類電源發生故障時都不應產生故障蔓延，以免影響其他電源的供電安全。針對上述技術難點和關鍵點，分別采取相應的解決措施。

3.2.1 供電順序和電源切換控制

整星加電至發射前的某時刻，采用地面電源供電；發射前某時刻至衛星與上面級分離，采用上面級電源供電；衛星與上面級分離至衛星太陽翼展開，采用星載蓄電池組供電。設地面電源的輸出電壓為Vd，衛星電源的輸出電壓為Vw，上面級電源的輸出電壓為Vs，則三者關系為Vd＝Vs＞Vw。其中，Vw和Vd、Vs的電壓差值均保持在1V。

衛星加電時，三類供電電源的初始狀態設置為：星載蓄電池組放電開關為閉合狀態；地面電源供電處于連接狀態；上面級電源供電開關處于斷開狀態。由于地面電源電壓高于衛星輸出電壓，因此衛星電源輸出被鉗位，不輸出功率，衛星負載全部由地面電源供電。發射前某時刻，發送指令將地面電源斷開，衛星轉為由星載蓄電池組供電，監視衛星供電狀態并確認正常后，發送指令將上面級供電開關閉合。由于上面級輸出電壓高于衛星輸出電壓，因此衛星輸出電壓被鉗位，不輸出功率，衛星負載將全部由上面級電源供電。在衛星與上面級分離前，發送指令斷開上面級供電開關，供電方式重新切換為衛星電源供電，上面級電源供電過程結束，之后衛星負載將全部由衛星電源供電。對三類供電電源供電開關的控制和輸出電壓差值的設計，能實現它們之間可靠、有效的切換，確保自整星加電，經歷發射、主動段、衛星／上面級分離和衛星太陽翼展開全過程的有效供電，保證輸出母線電壓的平穩過渡。

3.2.2 上面級電源供電設計裕度

上面級電源要確定鋅銀電池的容量CXY和供電控制器的輸出功率PS。其中，CXY可由式（3）計算。

式中：Vf，XY為鋅銀電池的平均放電電壓，V；ηXY 為放電效率；DXY為鋅銀電池允許使用的放電深度。

根據工程實際，這里Vf，XY取30V，ηXY 取90%，DXY取90%。經計算，對于“一箭雙星”，鋅銀電池容量至少應為250A·h，考慮一定裕量，取280A·h。上面級供電控制器內BDR的輸出功率應大于雙星的負載功率（600×2＝1200 W），考慮裕量，在供電控制器內設置3個額定功率600 W 的BDR，采用“三取二冗余”方式，以滿足單星峰值功率900 W 的需求。這樣，即使損失1個BDR，仍可滿足功率需求。

3.2.3 供電安全

在地面電源、上面級電源和衛星電源的電壓輸出端都設置隔離二極管，確保三類供電電源都不會發生電流倒灌故障。

發射前某時刻至衛星／上面級分離，上面級電源和衛星電源處于供電狀態（衛星電源電壓較低，被鉗位，不輸出功率）。上面級供電控制器的BDR 設計具備輸出限流保護功能，當負載大于設定限流保護點（17A）或者鋅銀電池容量不足（蓄電池組電壓小于22V）時，供電控制器呈現恒流輸出特性，輸出電流不變，輸出電壓將逐漸降低。當輸出電壓下降至衛星電源電壓時，衛星電源將自主介入供電，與上面級電源實現聯合供電，確保供電安全。此后，如果供電過程持續，上面級電源輸出電壓繼續降低，當低于衛星電源電壓時，上面級將退出供電，由衛星電源系統獨自供電。

3.3 供電過程和供電時序

通過上述分析，衛星所經歷的供電過程和供電時序如下。

（1）整星準備至發射前某時刻，供電時間約為8h，單星負載為平臺基礎負載，由地面電源供電。

（2）發射前某時刻，轉為星載蓄電池組供電，單星負載功率不大于400 W 時，由上面級電源供電。

（3）衛星發射后，上面級攜帶衛星進行變軌到兩者分離，時間為4～5h；當衛星負載超出上面級電源供電能力時，衛星電源與上面級電源實現聯合供電；單星負載不大于600 W 時，由上面級電源供電。

（4）衛星與上面級分離至太陽翼展開，時間約為1.5h，單星負載功率不大于1000 W 時，由星載蓄電池組供電。

（5）太陽翼展開后，根據在軌工作情況由衛星的太陽電池陣和蓄電池組聯合供電。

3.4 方案驗證

按照上文論述方案，以雙星為例進行設計，設計方案見圖4。地面試驗驗證過程為：①將雙星按照圖4連接好地面電源裝置及上面級電源裝置；②關閉上面級電源系統，接通地面電源系統為衛星供電，檢查雙星工作狀態；③之后，衛星轉為星載蓄電池組供電，確認單星負載功率小于400 W；④調整衛星負載模式，運轉穩定后轉為上面級供電，并關閉地面電源；⑤調整單星負載模式，使功率不超過600 W，此時，衛星負載以上面級電源供電為主，衛星電源系統作為備份；⑥衛星再次轉為星載蓄電池組供電，完全由自身電源系統供電；⑦轉為星載蓄電池組供電完畢后，調整衛星工作模式。

切換過程的母線電壓變化狀態見圖5。可見，本文提出的方案正確可行，在衛星變軌階段的供電過程可靠安全，母線電壓平穩，能夠實現電能平衡，滿足任務要求。

圖4 供電方案設計Fig.4 Design of power supply scheme

圖5 母線電壓波形圖Fig.5 Wave of bus voltage

4 結束語

本文以直接入軌的中、高軌道衛星為例，通過分析衛星供電需求，結合衛星電源供電能力，提出了一種變軌階段供電方案，實現了衛星電源、上面級電源和地面電源三類電源的聯合供電，解決了“一箭雙星”發射條件下變軌階段衛星的電能需求問題。相比傳統衛星電源方案，新方案增加了一套上面級電源，但衛星的電源接口不發生任何變化；而且，上面級電源的變化不會導致衛星電源技術狀態的改變，可以增加整個供電系統的可靠性和安全性。目前，上面級供電技術在國內的研究還較為薄弱，實施方案也僅針對某類特定的衛星開發，如何搭配不同的運載火箭，適用于多種衛星，也是上面級供電的后續研究方向。

（References）

［1］崔波，曾毅，張曉峰.Galileo 導航衛星電源技術概述［J］.航天器工程，2011，19（6）：115-120 Cui Bo，Zeng Yi，Zhang Xiaofeng.Overview of Galileo navigation satellite power system ［J］.Spacecraft Engineering，2011，19（6）：115-120（in Chinese）

［2］Liddle J D，Edge L，Tondryk W.GLOVE-A and GMP：SSTL’s MEO and GEO satellite family-first inorbit test results，AIAA 2006-5329［R］.Washington D.C.：AIAA，2006

［3］Tarrieu C，Bertheux P.PROTEUS，the CNES small satellites initiative［C］／／Proceedings of the 48th International Astronautical Congress，IAA-97-IAA-11.Paris：IAA，1997

［4］曾毅，崔波.一種新的航天器電源系統拓撲［J］.航天器工程，2009，18（5）：95-100 Zeng Yi，Cui Bo.A novel topology of spacecraft electric power system［J］.Spacecraft Engineering，2009，18（5）：95-100（in Chinese）

［5］Maset E，Sanchis-Kilders E，Ejea J B，et a1.New high power／high voltage battery-free bus for electrical propulsion in satellites［C］／／Proceedings of the 38th IEEE，Power Electronics Specialists Conference.New York：IEEE，2007：1391-1397

［6］Maset E，Sanchis-Kilders E，Ejea J B，et a1.New power conditioning system for battery-free satellite buses with maximum power point tracking［C］／／Proceedings of the IEEE Applied Power Electronic Conference（APEC）.New York：IEEE，2007：1299-1305