空間電源系統關鍵技術分析

楊 波，焦云華

(北京機電工程研究所，北京 100074)

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空間電源系統關鍵技術分析

楊 波，焦云華

(北京機電工程研究所，北京 100074)

介紹了空間電源系統的功能及組成結構。在大功率、高可靠性航天器發展應用背景下，從三個方面分析了空間電源系統設計的關鍵技術。跟蹤國際最前沿的空間電源技術動態，指出空間電源系統的發展方向，并詳細分析了功率控制模塊電路，對后續電源系統的優化設計工作具有參考意義。

空間電源系統；均衡電路；功率控制器

0 引言

近年來，隨著人類探索太空活動的日益頻繁，空間技術的快速發展，航天飛行器的工作模式及功率需求變得十分復雜，對電源系統的性能及應用范圍提出了更高的要求。新型電源系統在保障對飛行器提供可靠的能源的前提下，盡量減小質量和體積，具備較強的負載適應能力，充分體現新技術特點。

航天電源作為航天系統儀器設備的電力支持系統，可靠性要求很高。輕型化、大功率成為航天器兩個主要發展方向。輕型化可以減少航天器發射成本；而大功率意味著能支持更多電子設備，大幅度提高航天器應用范圍與功能。質量與功率是其設計的兩個重要約束條件，高功率質量比是空間電源系統的優化設計方向。

為提高空間電源系統研制水平，需要了解電源系統的組成，以及各分系統國內外發展現狀。本文將從組成空間電源的三大核心模塊展開相應技術研究。

1 空間電源系統結構組成

電源系統是飛行器所有儀器工作的電源，它是電能產生、儲存、變換、調節、傳輸分配和管理的重要分系統。其基本功能是通過物理和化學過程，將太陽的光能、核能或化學能轉化為電能，并根據需要對電能進行儲存、調節和變換，然后向各個分系統不間斷供電。典型電源系統的構型如圖1。

圖1 典型電源系統結構圖Fig.1 Typical power control unit

航天器電源分系統供電質量的優劣直接影響航天器的整體性能。當前，在軌航天器使用太陽電池陣—蓄電池組聯合供電的電源系統占90%以上。太陽電池陣—蓄電池組聯合供電的電源系統由太陽電池陣、蓄電池組和電源控制裝置三部分組成。完成以下功能：

1)在飛行器綜合測試和各種試驗期間，為儀器和設備提供電源；

2)在飛行器發射主動段，為儀器和設備提供電源；

3)飛行器在軌運行期間保證設備的可靠供電；光照期間太陽電池陣發電為設備負載供電，對蓄電池充電；陰影期間，蓄電池為設備供電；

4)實施對電源系統的管理和控制(包括對電源系統母線電壓的調節、對蓄電池組充放電的控制與調節)。

2 空間電源太陽能技術

航天領域中太陽能的利用方式主要包括：光伏發電，太陽能熱動力發電，依靠太陽光能或熱能促進化學反應(例如燃料制備和蓄熱介質)等。

太陽電池是一種能量轉換半導體器件，它依靠半導體光伏效應將光能量轉化為電能量。太陽能電池是衛星以及空間站等航天飛行器的最常用電源。太陽能電池的第一次使用是在1958年發射的先鋒1號Vanguard飛行器上。在實際應用中的光電轉換效率一般在6%～20%，單位面積功率達到150W/m2，質量功率密度則可達到200W/kg。隨著功率需求的增加，開始研發更輕型的柔性電池與效率更高的多結砷化鎵電池。

2.1 柔性電池技術

國外早在20世紀70年代就開始柔性板太陽電池陣的研究，20世紀80年代在許多飛行器上得到應用，例如美國的哈勃望遠鏡的太陽陣、美國洛克達因公司為國際空間站制造的太陽電池陣皆為柔性電池。柔性電池可拓展性較強，可以實現太陽陣的超大功率。未來大功率飛行器的太陽能電池方案更傾向采用柔性電池。柔性太陽電池陣的另一特點是收攏體積小。單個太陽電池板厚度較小，可以像手風琴一樣折疊收攏后壓緊于收藏箱內，且板與板之間不需要預留間隙，實現完全壓緊。因此，大面積柔性太陽電池陣的收攏體積可比相同面積的剛性太陽電池陣減小約80%。

哈勃望遠鏡太陽電池陣，是卷式復合薄膜太陽電池陣技術的典型工程應用范例。該太陽陣由粘貼在柔性敷層上的太陽電池構成，太陽電池是尺寸為20.95mm×4.35mm的效率為12.68%的硅電池。太陽電池陣在軌工作5年，軌道工作溫度為70℃，壽命末期的重量比功率為20.3W/kg。

圖2 哈勃望遠鏡Fig.2 Hubble space telescope

國際空間站太陽電池陣采用的是折疊式復合薄膜太陽電池陣技術。太陽陣有8個展翼，太陽翼展寬達73.2m，總面積相當于一個足球場面積的54%，采用對稱式配置方式，以避免干擾，便于空間站的整體控制和太陽定向跟蹤。

圖3 國際空間站Fig.3 International space station

2.2 多結砷化鎵電池技術

砷化鎵(GaAs)太陽能電池具有高于硅太陽電池的轉換效率，在較高的電池溫度下仍能有較好的工作性能。單結砷化鎵電池的轉化效率較低，對太陽光能的吸收存在較多的浪費，近年來已經發展出了三結以及更高結的砷化鎵電池。三結或多結電池是指采用疊層技術將對太陽光波吸收能力不同的半導體材料制作成多個P-N結結構的電池。三結砷化鎵電池在2002年已經應用于軌道飛行器上，最大轉化效率達到26.5%。四結砷化鎵電池的試驗轉化效率已達35%，相對成本大為降低，單位面積功率密度和單位質量功率密度分別在375W/m2和145W/kg。多結砷化鎵太陽電池目前效率最高且有較好的抗輻照性能，但是存在密度大、容易破損、原材料成本高、生產過程中造成的環境污染等問題，給大規模生產與應用帶來一些問題。

3 鋰蓄電池均衡充電技術

鋰離子蓄電池作為一種20世紀90年代初期發展的先進蓄電池，具有高比能量、高電壓、抗低溫性能、低自放電率和無記憶效應等一系列優點，因此得到了越來越廣泛的應用。隨著鋰離子蓄電池技術的發展，它已經成為繼鎘鎳蓄電池、氫鎳蓄電池之后的第三代空間儲能電源

鋰離子電池目前在空間應用上存在一個難題。在充放電過程中，蓄電池組內各單體電壓的離散性會逐漸變大，導致整組電池性能與壽命下降。因此航天長時鋰離子電池組必須設計均衡電路。均衡電路設計基本思路是對單體電池電壓進行采集，再根據不同設計方法將單體電池電壓趨于一致。常見方法有分流電阻均衡、平均電壓均衡以及能量非損耗型等方法。

分流電阻均衡設計簡單，將每個單體電池并聯同阻值的分流電阻。在充完電以后，若單體電池電壓差異較大，便接通分流。電壓較高的分流電流較大，電壓較小的分流電流小，從而減小了電池間電壓差。此方式簡單且成本低，但效率低。改進型的分流均衡電路可以增加控制開關，檢測最高電壓與最低電壓的單體電池。通過控制開關通斷，在充電過程中，達到均衡充電的目的。此方法的電路結構簡單，但是控制比較復雜。

平均電壓均衡電路原理如圖4所示。圖中Vbattery為蓄電池組電壓，經電阻R1與R2分壓得到電池的平均電壓。每個單體電池電壓與平均單體電壓相比較，控制開關就高于平均電壓的電池分流，因此均衡電路是往下趨于平衡。屬于能量耗散型均衡電路。

圖4 平均電池電壓均衡電路Fig.4 Average voltage battery equipoise

為了減小能量損耗，還可以利用儲能器件進行能量平衡的電路。如開關電容均衡電路、DC-DC變換器均衡電路。開關電容均衡電路原理是利用電容器儲存電荷的特點，將高電壓的單體電池能量傳遞到低電壓的單體電池。還可以采用電感元件實現雙向傳遞。這種方法存在均衡時間長，能量多次傳輸的特點，對于串聯數目較多的電池組并不適合。DC-DC變換器電路原理是利用升降壓電路及單體電池可充放電的特點，將高電壓的電池能量傳遞到電池組里。這種方法易于組合化、模塊化，但是器件多，結構復雜，質量較大。

圖5 DC-DC式均衡電路Fig.5 DC-DC battery equipoise

空間電源系統的總體設計要考慮軌道的特點：高軌道周期長，能源充足，蓄電池充放電循環次數多，要求較高的可靠性與質量經濟性，可采用耗散型分流電路；低軌蓄電池充放電次數高，放電工作周期短，均衡電路多采用光照期間充電式均衡電路?？紤]在經濟性、可靠性、高效率的約束條件下設計成熟可靠均衡電路。非耗散型電路具有低損耗的特點，效率更高但控制電路復雜，是目前研究的熱點方向。

4 先進功率控制技術

S3R型功率調節技術在1977年提出后直至今天仍在中外航天器上大量應用。在此基礎上后來發展了混合型功率調節，將太陽陣分為充電陣與供電陣。20世紀90年代歐洲航天局(ESA)電源系統試驗室首次研制出了S4R型功率調節系統，S4R技術克服了S3R技術中充電控制器直接串聯在母線上所帶來功率損耗過大和質量過重的缺點，又克服了混合型功率調節技術使用獨立充電陣效率較低的困難。

S4R型調節技術將母線誤差區域分成兩塊，分別控制分流調節器與放電調節器，減少了控制的復雜程度，較好地滿足了地球同步軌道和太陽同步軌道對電源系統的使用要求。S4R技術也有局限性，在功率充足時，分流調節域優先蓄電池充電，所以太陽電池陣輸出母線電壓被蓄電池電壓鉗位，太陽電池沒有工作在最大功率點，利用率下降。S4R型功率調節僅適用于蓄電池電壓低于母線電壓的供電體制，S4R功率調節效率很高，但包括太陽電池在內的綜合充電效率并不高，同時S4R的充電損耗、體積、重量與S3R功率調節系統相比低很多，是綜合性能最好的拓撲結構。表1對比了三種常用功率調節技術。

表1 S3R混合型S4R技術對比Tab.1 Contrast of S3RMixedS4R Regulator

電池充放電一體化(BCDSR)是ESA基于電源系統集成化提出來的一種新型功率控制拓撲結構。它的控制信號來自母線誤差放大器、蓄電池誤差放大器。在功率開關控制單元控制下完成充電調節器(BCR)，放電調節器(BDR)，分流調節器(SR)三種控制器的功能，實現了一體化功率控制設計。新型一體化技術適用于低功率空間電源系統的一體化設計，且適用性強，簡化功率控制電路的復雜程度，其拓撲結構框圖如圖6所示。

圖6 BCDSR拓撲結構框圖Fig.6 Power supply system block of BCDSR

這種改進型的BCDSR拓撲結構工作于充放電狀態時，開關管零電流導通，取得同步整流的效果。太陽電池陣直接給蓄電池組充電，提高了系統充電效率。

(1)陰影期BDR狀態工作示意圖

圖7中，電源系統工作在BDR工作模式，蓄電池放電是Buck降壓工作方式。通過開關S1的脈寬調制的導通，蓄電池給母線負載供電。開關S2處于關斷狀態。能量從A點傳遞到B點。提供給負載的電流等于I1+I2，通過反饋母線電壓，調節占空比D維持母線電壓恒定。

圖7 BDR工作模式Fig.7 BDR mode of BCDSR circuit

除了在陰影期，蓄電池組為母線供電，在光照期，當太陽能電池功率不足以提供負載功率時，蓄電池也能以Buck降壓工作方式，與太陽電池并聯為母線負載供電。全母線電壓調節的方式確保母線電壓的穩定。

(2)光照期BCR狀態工作示意圖

由于蓄電池的額定電壓比母線電壓高，電路是以Boost升壓方式充電。如圖8所示，能量由B點傳送到A點。在這個狀態下，有兩種工作模式，一種功率充足為蓄電池充電，一種功率富余對地分流。

圖8 BCR工作模式Fig.8 BCR mode of BCDSR circuit

在BCR工作過程中，太陽電池陣輸出電流的大小足夠提供負載電流。多余的部分可以提供給電池充電。隨著太陽電池輸出功率的增加，母線電壓上升，誤差放大器反饋輸出增加，充電電流增加以減小流向負載的電流，以此調節母線電壓回到設定范圍內。在此模式下，太陽電池陣的輸出電流等于負載電流與充電電流的和。

BCR狀態工作，蓄電池的充電電流等于太陽電池陣的輸出電流與負載電流的差，如果太陽電池的輸出電流足夠大，差值可能大于蓄電池充電電流的最大限值，可能導致蓄電池的損壞。因此反饋模塊信號由蓄電池組充電電流信號調節，維持充電狀態下，以恒定的最大電流充電。反饋控制信號使開關S2完全開通，太陽電池對地短路，進入SR模式，當母線誤差放大器達到SR模式設定值時，S2斷開，再回到BCR模式。

充放電一體化技術擴展了空間電源系統的設計方法和應用領域，推進了控制裝置的模塊化進程，充放電一體化設計代表了空間電源系統功率調節技術的發展趨勢。

5 結束語

隨著航天技術的發展，對空間電源系統大功率需求提出了新要求。本文從組成電源系統的三大模塊，分析了設計電源系統的關鍵技術，分析結果表明在發展先進空間電源系統時應注重以下幾點：

1)發展柔性太陽能電池與多結高效砷化鎵電池是研制高效太陽能電池技術方向。

2)鋰離子電池技術的成熟應用需要成熟的安全均衡電路設計，均衡電路的設計應當從總體設計出發，結合任務軌道特點設計。

3)功率控制器的發展方向為一體化設計，BCDSR技術是比較好的設計思路。

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Analysis on Key Technologies of Space Power System

YANG Bo, JIAO Yun-hua

(Beijing Electro-mechanical Engineering Institute, Beijing 100074, China)

This paper introduces the function and structure of space power system. In the development of space technology, high power and high integration are new directions. In the design of space power system, three aspects are analyzed including solar battery, Li-ion battery balance circuit and power control circuit. It contains a particular analysis of the power control module. This paper has reference significance for the subsequent optimization design of space power system.

Space power system; Balanced circuit; Power controller

2014 - 12 - 15；

2015 - 01 - 06。

楊波(1990 - )，男，碩士，主要從事電氣系統方面的研究。

TM912.9

A

2095-8110(2015)03-0114-06