歐洲自動轉移飛行器電源系統設計及啟示

（北京空間飛行器總體設計部，北京 100094）

1 引言

目前，為“國際空間站”輸送貨物的貨運飛船包括俄羅斯研制的進步號貨運飛船，歐洲研制的自動轉移飛行器（Automated Transfer Vehicle，ATV），美國研制的貨運型乘員探索飛行器（Crew Exploration Vehicle，CEV），日本研制的H-ⅡB轉移飛行器（HTV）。進步號貨運飛船采用兩個太陽翼、兩組蓄電池組設計，其運行，尤其是對接段受太陽入射角的約束；CEV 和HTV 完全采用蓄電池組儲能作為能源，其持續工作時間小于10h；所有的這些貨運飛船中以ATV 的電源系統最為復雜、先進、完善。我國正在開展貨運飛船和空間站的相關研究工作，針對ATV 的電源系統開展研究，對于指導我國貨運飛船和交會對接類航天器電源系統設計具有重要的借鑒意義。

以貨運飛船為代表的交會對接類航天器電源系統研制的關鍵技術包括：太陽翼構型設計、太陽翼在遮擋情況下的輸出功率均衡管理，以及蓄電池組的在軌充電管理。太陽翼構型設計的目的是在較大太陽入射角的條件下，保證太陽翼的輸出功率均衡；遮擋適應設計的目標是確保太陽翼在受到遮擋影響時，各供電母線輸出功率穩定；蓄電池組的充電管理是確保蓄電池組壽命和性能的重要技術。ATV 在這3個技術難點上均有自己獨特的設計，能有效解決實際問題，具有重要的借鑒意義。ATV 采用太陽翼X 構型設計，平衡不同光照條件輸出功率；采用太陽電池電路交叉布陣，降低遮擋對每個太陽電池陣輸出功率的影響；采用蓄電池組3種充電控制模式，確保蓄電池性能安全可靠。

本文結合ATV 電源系統設計方案和拓撲結構，對其關鍵技術開展研究，重點對太陽翼X 構型設計，太陽電池電路交叉布陣，蓄電池組充電控制模式的特點進行分析。最后，論述了ATV 電源系統設計對我國航天器特別是貨運飛船電源設計的啟示，著重分析了采用這些設計的優缺點。

2 ATV 電源系統設計

ATV 由阿里安-5 火箭（ARIANE-5）發射，重20t，為“國際空間站”（ISS）運送貨物。它與俄羅斯艙段對接，為ISS提供軌道機動和姿態控制，主要運送推進劑、水、氣和其它固體貨物［1］。

ATV 主要任務包括：

（1）由阿里安火箭發射進入軌道；

（2）展開太陽翼；

（3）進行相位調整與ISS同步運行2～4天；

（4）與俄羅斯艙段進行交會對接并停泊；

（5）作為ISS的一部分，進行長達6個月的長期留軌運行，并可為ISS進行貨物輸送。大部分時間工作在休眠模式，短時為工作模式，工作時將貨物運送入ISS，同時將ISS不用的物品卸下，并為俄羅斯艙段加注推進劑，保證ISS的軌道機動和姿態控制；

（6）與ISS分離并獨自運行；

（7）返回進入大氣層燒毀。

ATV 與ISS分離后，可在ISS附近的停留軌道運行最多8個星期，然后再重新與ISS對接，繼續執行任務［2］。

ATV 軌道高度約為400km，周期90min，地影時間0 到36 min。太陽電池陣在光照期為負載供電，同時給蓄電池充電；蓄電池組在地影期為負載供電。ATV 用電負荷范圍為1500～2300 W［3］，在對接狀態下，由ISS為ATV 提供補充電能，休眠狀態下提供400 W，工作狀態下提供900 W。電源系統能夠適應短時失去空間站提供的補充能源帶來的影響。

ATV 電源系統由主電源系統（4個太陽電池陣、4組蓄電池、4臺電源控制分配單元（PCDU）、輔助電源（LiMnO2電池組）、隔離型ISS功率調節器構成。

2.1 ATV 的電源拓撲結構

ATV 的電源系統采用4條相互獨立的供電母線，每一條母線都有自己獨立的PCDU。每條母線由1臺PCDU、1組鎘鎳蓄電池、8個太陽電池電路構成一個獨立供電機組（見圖1）。

圖1 ATV 電源系統拓撲結構Fig.1 ATV power supply architecture

1）蓄電池組

選用4組SAFT 公司提供的40Ah 鎘鎳蓄電池組（工作電壓36～55V），每組36個單體，分為兩個結構模塊，每組電池重約74kg。

2）太陽翼

每個太陽電池陣輸出電壓56.5V，功率1155 W（在太陽翼驅動機構處），要求太陽翼的設計面積在經過輻照和環境因素影響性能衰退的情況下，在壽命末期夏至點仍滿足飛船的電能需求。太陽翼可以在短期較大的太陽入射角和ISS的遮擋下正常工作，能夠提供充足的電能，滿足飛行器和載荷整個任務期間的需求（6個月的在軌時間，包括自由飛行和對接模式）。［4］

3）PCDU

PCDU 把功率調節、保護和配電所需的控制電路和功率電路都集成在一臺單機內。PCDU 包含有2套控制電路：一是28V 調節母線電壓的穩壓控制電路（包含蓄電池組放電調節電路和隔離型ISS功率調節器），二是蓄電池組的充電控制電路。蓄電池組放電調節電路選用的是串聯降壓BUCK 模塊電路，采用跨導控制。ISS功率調節器接收由ISS 母線或輔助蓄電池組送來的電能，經隔離變換后并入ATV 電源母線。蓄電池組充電控制電路通過S3R對太陽電池陣的充電電流進行控制。

出于繼承性考慮，PCDU 中的所有功率變換模塊都是基于伽利略衛星電子系統（Galileo Avionica）的技術，模塊化設計的產品［5］。

PCDU 的組成部分包括：

（1）由主誤差放大器控制的一個1200 W 的蓄電池組放電調節器和一個300 W 的ISS功率調節器，實現2域控制，將母線電壓穩定在28V±1%范圍內；

（2）S3R；

（3）用于控制S3R 和蓄電池組充電的電池組充電控制信號；

（4）直接由太陽電池和蓄電池組供電的不調節母線給加熱片供電，4路非穩壓輸出，帶固態功率控制器（Solid State Power Controller，SSPC）保護，為加熱器供電；

（5）20路穩壓輸出，帶SSPC保護；

（6）充電控制電路，對蓄電池組進行充電控制，防止過充電。

4）母線調節

采用經典的三取二的主誤差放大器產生主誤差信號，以驅動蓄電池組放電調節電路，獲取穩定的28V 母線電壓。另外，采用兩域控制來管理ISS母線和輔助蓄電池組的供電并進行調節。在主母線上設置3000μF 的電容陣，由PM90型可自愈電容組成，以穩定母線電壓并濾除紋波。［6］

采用S3R 分流技術作為蓄電池組的充電控制，采用多級開關分流和一級脈寬調制（PWM）控制，并能實現涓流充電。實際電路設計中采用了8 級PWM 電路設計。

BDR 采用降壓BUCK 電路，每個調節模塊包含兩個BUCK 電路，具有效率高，散熱好的優點。2個模塊的工作相位差為180°，以保證輸出紋波最小。

2.2 ATV 電源系統的關鍵技術

2.2.1 太陽翼的構型設計

ATV 電源分系統是由4個太陽翼構成的可展開式太陽電池陣，太陽翼的構型為X 型，相鄰兩組太陽翼之間的夾角為44°。采取這種設計，主要為了保證太陽電池陣能夠在太陽入射β角（太陽光與軌道面的夾角）在±75°范圍內變化時，太陽電池陣的輸出功率比較均衡。如圖2所示。每個太陽翼由4塊1820mm×1150mm（2.09m2）的基板構成，每翼面積為8.36m2。

圖2 ATV 太陽翼布局圖Fig.2 Solar array arrangement of ATV

2.2.2 太陽電池電路布局設計

太陽翼在光照條件下，太陽電池電路的工作點電壓被鉗位在蓄電池組電壓；在壽命末期，其工作電壓為57.5V，在工作溫度為61℃，太陽光直射下，每翼能輸出1200 W 功率。由于受到太陽光入射角和ATV 自身艙體以及ISS空間站的遮擋影響，太陽電池陣每天平均輸出功率在800～3800 W 之間變化。

ATV 的太陽電池陣有4個太陽翼，每個電池翼有4塊基板，每塊基板上布有2個太陽電池電路，共計32個太陽電池電路。這32個太陽電池電路按照“交叉連接”的方式連接至各個PCDU，如圖3所示。每塊基板上的太陽電池電路只給一臺PCDU 供電，每臺PCDU 與來自不同太陽翼不同位置的4 塊太陽電池板上的8 個太陽電池電路組成一個供電機組，這樣設計的目的，是為了平衡不同光照條件和遮擋下各太陽電池陣的輸出功率。

圖3 太陽電池陣與PCDU 對應布局圖Fig.3 Solar sections to PCDU allocation

圖3中各電池陣每個太陽電池板與4臺PCDU的連接關系見表1。

表1 各太陽電池板與PCDU 對應連接情況Table 1 Connections of solar panels and PCDU

太陽電池電路設計：

（1）選用硅太陽電池，64.00 mm×35.60 mm，厚200μm。太陽電池裸片通過了相關測試、試驗驗證考核；

（2）互連焊接采用鍍銀的鉬引線，能夠適應原子氧環境；

（3）為了保護整個正面免受原子氧侵蝕的影響，使用了一層硅粘合劑（RTV-S691）。這層粘合劑既能保證機械連接強度，又能起到保護作用；

（4）每個硅電池片采用三根互聯引線連接，確保冗余；

（5）基板的背面全部涂敷白硅漆，既防止原子氧侵蝕，又可以降低其工作溫度；

（6）選用適當的布線，保證相鄰兩片電池間的電壓差最小，確保出地影的峰值電壓差小于30V；

（7）采用太陽電池串對稱布局，以補償磁力矩，確保磁力矩最小；

（8）結合太陽電池板正面電池串布局，進行電池板背面布線設計，確保每個電路回路的面積最小。

2.2.3 蓄電池組充電控制

蓄電池組的充電控制是在母線穩壓調節控制的基礎上實現的，由太陽電池陣和蓄電池組控制電路完成，見圖4。這一電壓控制電路的設計需要考慮系統級的安全充電策略。

圖4 太陽電池陣和蓄電池組控制電路Fig.4 Solar array ＆rechargeable battery control circuit

太陽電池陣和蓄電池組控制電路的控制邏輯由充電電流、電壓和電池組溫度共同控制。這兩個控制回路都是三模備份的，并且電流采樣電路、電壓采樣電路和溫度測量電路都有備份。產生的三路信號經過解耦后再通過三取二表決電路產生電池組充電控制信號，控制S3R 工作。同時，太陽電池陣和蓄電池組控制電路還將采集的蓄電池組的充電電流、電壓和溫度，用于狀態監測。

1）全充電模式

當PCDU 上電時，蓄電池組充電控制自動啟動進入全充電模式。在這種模式下，對充電電流不作限制，因此它是太陽電池陣的最大輸出電流（對于8個太陽電池電路就是24A）與負載所消耗的電流的差值，也就是說全部分流級都處于不分流狀態。S3R 首先保證BDR 的輸入所需電流，以滿足負載設備的供電需求，其余的電流全部用于蓄電池組充電，如圖5所示。當工作在涓流充電模式時，一旦檢測到蓄電池電壓低于47V，PCDU 就會自動轉為全充電模式，該自動轉換電路也是三模冗余的。

2）恒壓充電模式

當蓄電池組的電壓被充電至預設的電壓門限時，自動轉為恒壓充電模式。此時蓄電池組的電壓應是在電壓控制點上下波動的，波動范圍在0.5V以內，它是一個太陽電池電路的輸出電流（3A）與蓄電池組內阻（150 mΩ）的乘積。該紋波的頻率由S3R 的開關頻率決定。在正常工作時，S3R 的最大頻率為300Hz。在故障模式時（即蓄電池組開路），S3R 的最大頻率為1250Hz。在進行模塊結構設計時要考慮到后者，此時開關頻率增大時熱耗更大。

3）涓流充電模式

通過1553B 總線指令，可以轉涓流充電模式。在該模式下，對于40Ah 的蓄電池組，涓流電流最大不應超過C／100，因此設置為300mA±100mA，該電流為是平均電流，開關頻率控制額定值為1kHz。［7］

圖5 太陽電池陣和蓄電池組控制Fig.5 Solar array ＆rechargeable battery management

3 ATV 電源設計的啟示

1）太陽翼X 構型設計的優勢

ATV 電源分系統太陽翼采用X 構型設計，是一種在太陽翼的太陽入射角β在±75°范圍內變化時，保證太陽翼的功率輸出均衡的全新的設計。以往解決較大太陽入射角對太陽翼輸出功率的影響，通常采用雙軸太陽電池陣驅動機構（solar array drive assembly，SADA）的方案，然而對于有交會對接需求和較大軌道機動需求的航天器，任務通常要求不能選用雙軸SADA，則需要考慮采用X 構型的太陽翼設計。相鄰兩太陽翼間的夾角選擇與太陽入射角β密切相關，根據太陽入射角β的大小，選擇相鄰太陽翼間的最佳夾角。太陽翼X 構型設計，可以很好地適應傾斜軌道太陽入射角大范圍變化時其輸出功率的平衡需求，可以保證太陽光與每個太陽翼的夾角變化范圍最小。其缺點是系統相對比較復雜，需要采用4個太陽翼，4套SADA 系統。

2）太陽電池電路交叉布局

對于運行過程中太陽翼受到遮擋，無法通過姿態機動消除遮擋的航天器，如ISS，如何保證不同發電機組或供電母線之間的輸出功率的平衡，對于維持電源系統穩定工作是非常重要的。ATV 太陽翼受到自身艙體以及ISS空間站的遮擋影響，為了平衡不同光照和遮擋條件下各太陽翼的輸出功率，每臺PCDU 單元與來自不同太陽翼不同位置的太陽電池板上的太陽電池電路組成一個供電機組供電。這種不同位置太陽電池電路交叉連接設計方式，可以有效平衡各供電母線的輸出功率，保證各用電負載的穩定工作，這種設計對于空間站太陽電池陣的布陣設計，避免自身遮擋帶來的影響也同樣具有重要的指導意義。

3）蓄電池組充電管理

國內低軌航天器，通常采用一階段限流充電結合二階段涓流充電的充電控制模式，相比較之下，ATV 采用了前期全充電，結合恒壓充電控制和涓流充電三種模式，既可以克服恒壓或恒流充電時間過長的缺點，滿足低軌道航天器蓄電池快速充電實現能量平衡需求，又可以適應具有全光照期的特殊軌道在全光照時蓄電池組的管理需要。采用恒壓充電控制管理可以有效提高蓄電池在軌充電效果，其充電過程更接近于最佳充電曲線，使蓄電池組達到最佳充電效果。

采用這三種充電控制模式相結合管理模式，既可以充分利用太陽電池陣的輸出功率給蓄電池組充電，同時恒壓充電模式和涓流充電模式的引入，也可以保證蓄電池組處于最佳充電狀態，有利于蓄電池的可靠使用，延長蓄電池在軌循環壽命。其缺點是充電模式較多，充電管理較為復雜。

4 結束語

ATV 電源系統繼承了伽利略衛星電子系統（Galileo Avionica）的部分成熟技術，采用模塊化設計，兩域調節，蓄電池充電控制具備全充電、恒壓充電、涓流充電3種模式。其中太陽翼采用X 構型布局，電源調節配電單元與太陽電池電路連接采用交叉布局設計，可以有效避免太陽翼受遮擋或較大太陽入射角變化帶來的影響，對于我國軌道機動航天器和交會對接飛行器電源系統的設計具有重要的借鑒意義。

（References）

［1］J Y Heloret，P Amadieu.The European Automated Transfer Vehicle-an overview［C］／／50thIAF Congress.Paris：IAF，1999：1-5

［2］J Y Heloret，G Debas.Overview of the development of the European Automated Transfer Vehicle［C］／／53rdInternational Astronautical Congress.Texas：IAC，2002：1-23

［3］P Casiez，A Joulot，L Rochas.Overview of the electrical and thermal power management of ATV［C］／／52th IAF Congress.Paris：IAF，2001：1-11

［4］E Ferrando，L Brambilla，R Contini.The electrical part of the solar generator of Automated Transfer Vehicle solar array［C］／／3rdWorld Conference on Photovoltaic Energy Conversion.Osaka：WCPEC，2003：813-816

［5］Craig S Clark，Alan H Weinberg.The design and performance of a power system for the Galileo system test bed GSTB-V2A［C］／／7thEuropean Space Power Con-ference.Paris：ESA，2005：589

［6］Antonio Ciccolella，Thierry Blancquaert.Power interface characterisation between the Russina service module and the ESA Automated Transfer Vehicle［C］／／6th European Space Power Conference（ESPC）.Paris：ESA，2002：1-6

［7］A Polli，A Antimiani，M Magnifico.Power conditioning and distribution unit for Automated Transfer Vehicle［C］／／6th European Space Power Conference（ESPC）.Paris：ESA，2002：1-8