電源并聯均流技術在航天器測試中的應用

吳美金，邵 瓊，王秉臣，唐 亮，張建建

（1.上海宇航系統工程研究所 上海201109；2.上海航天電子技術研究所 上海201109）

電源并聯均流技術在航天器測試中的應用

吳美金1，邵 瓊1，王秉臣1，唐 亮1，張建建2

（1.上海宇航系統工程研究所 上海201109；2.上海航天電子技術研究所 上海201109）

針對單臺穩壓電源功率無法滿足大型航天器測試供電的問題，設計了一種多電源并聯均流的航天器測試供電系統。采用通用性強的VC#軟件編程實現了均流的自動閉環控制，通過硬件架構設計使得系統中各電源電氣獨立、互為冗余。實驗結果表明，該系統均流效果顯著、負載動態響應快、可靠性高，在大功率穩壓供電中具有較高的工程應用價值。

航天器；穩壓電源；并聯均流；地面測試

航天器地面供電電源是航天器開展地面測試的支持設備，負責航天器地面測試全生命周期的電能源供給，為器上平臺和載荷提供測試所需的功率［1］。近年來出現的大型航天器采用了高壓雙母線供電體制，功率需求巨大，地面測試要求采用穩壓電源為整器供電。受電力電子器件性能的限制，單臺穩壓電源的輸出功率已無法滿足大功率測試要求。采用多個電源并聯運行輸出大功率是解決該問題的一個方向［2］。

多電源并聯存在電流分配不均的問題，為保證熱應力分配的均衡，提高系統的可靠性，需要在多個電源模塊間實現均流［3］。目前主流的均流方法有輸出阻抗法、主從均流法、平均電流自動均流法和最大電流自動均流法等。輸出阻抗法模塊獨立性強、可靠性高，但均流性能差，屬于開環控制；主從均流法均流性能好，但可靠性低，在主模塊故障時整個系統將癱瘓；平均電流自動均流法和最大電流自動均流法均能實現均流的自動調節，但需額外增加均流電路，系統容錯性能和動態特性差［4］。

航天器地面供電電源伴隨航天器整個測試周期，工作時間長，系統可靠性要求高。結合上述均流方法的優缺點，本文對輸出阻抗法進行改進，通過硬件架構設計和軟件編程控制，實現了一種航天器多電源并聯均流供電系統。在保證系統可靠性的同時，實現了均流的自主閉環控制，提高了系統的均流性。

1　系統設計

1.1系統組成

系統由Sorensen SGI電源模塊、輸入/輸出控制單元、控制計算機、以太網交換機等組成（如圖 1所示）。輸入控制單元接受外部380 V交流供電，并將功率分配給每個SGI電源模塊，SGI電源模塊通過TCP/IP以太網接收控制計算機的均流控制，并通過輸出控制單元完成供電輸出。

系統的核心是Sorensen SGI電源模塊，Sorensen SGI電源是美國Ametek旗下的可編程精密大功率開關直流電源。該系列電源具有遠端電壓補償功能，能夠通過電源內部傳感采樣電路（圖 2）自動補償供電線纜壓降，將負載端電壓維持在設定值。圖2中PTC本地電阻網絡用于提供默認的電源本機輸出電壓采樣，當傳感線連接遠端負載時，PTC網絡被短路，電源進行負載端電壓的遠端采樣。

1.2均流硬件架構設計

輸出阻抗法均流是通過改變電源模塊的輸出阻抗，使外特性斜率趨于一致實現并聯均流的［5］。以兩臺SGI電源并聯供電為例（如圖 3所示），輸出阻抗法要求兩臺電源采樣點至負載端的阻抗相等（R1=R2）。證明如下：

圖1　供電系統組成圖

圖2　電壓傳感補償原理圖

圖3　兩臺電源并聯示意圖

假定：電源1和電源2遠端采樣點設置的電壓分別為V1、V2，采樣點至匯流點的阻值分別為R1，R2（R1=k×R2，k>0），初始輸出電流分別為I1、I2，通過負載的總電流為I，匯流點的電壓為V0。

初始通過調整并固定V1、V2使之均流（I1=I2）。當負載電流I變化時，V1、V2是保持不變的，V0將相應變化，假設此時V0變化，則兩臺電源的輸出電流變為：

由（1）（2）式可得：

的大小實際上反映了負載變化的大小，只要負載發生變化，就不等于零。由此可見，負載變化時若要保持均流，必須使k=1，即R1=R2。一種特殊情況是R1=R2=0，即兩臺電源的采樣點均從同一匯流點引出，此時由于失去了R1、R2對均流調節的這段“緩沖區”，同時因電源存在固有的精度誤差［6］，實際應用中易出現負載電流大部分由一臺電源承擔的情況，難以實現均流。

基于以上分析，系統硬件接口設計如圖 4所示，每臺電源均單獨連接傳感線，傳感線在航天器母線濾波器匯流前分別引出，硬件設計上通過控制導線規格、匯流排規格使四組采樣點至匯流排的阻抗趨于相等。

圖4　系統硬件架構設計原理圖

每臺電源傳感采樣點在匯流前分別引出，也為更好地實現軟件均流控制奠定了基礎。另外，并聯的4臺電源之間不需要任何硬線連接，電氣上互相獨立，即使單臺電源故障也不影響系統的運行。

1.3軟件閉環均流設計

利用輸出阻抗法實現的均流系統可靠性高，但均流實現受航天器上硬件條件制約，屬于開環控制。實際應用中，采樣點與匯流點之間的阻抗特別小（毫歐級），工藝上難以保證阻抗的一致性，均流性能較差。為提高系統的均流性，在輸出阻抗法均流的基礎上，采用軟件編程實現均流的自動閉環控制。

軟件均流方法是通過多臺電源模塊的輸出電流得到總電流，并計算出理想狀態下每個電源模塊需要輸出的平均電流。各個電源模塊將當前輸出電流與平均電流進行比較，依據比較結果實時調整輸出電壓來調整各自的輸出電流，從而達到均流的目的。軟件均流控制流程圖如圖5所示。

初始設置如下參數：電源輸出電壓Uon、電源之間允許的不均衡度A、電壓調整步進值△U（一般為電源的程控分辨率）。軟件實時采集每臺電源的輸出電壓Ui和輸出電流Ii，并計算得出電流平均值I均。若當前工作電源電壓在調整區間內，則計算該臺電源輸出電流Ii與電流平均值I均的差值。若Ii-I均，說明該臺電源輸出電壓偏高，則降低輸出電壓值，以減少其輸出電流；若Ii-I均<，說明該臺電源輸出電壓偏低，則增加輸出電壓值，以增大其輸出電流；若Ii-I均∈［-A，則維持該輸出電壓不變。經過若干次調整后，各臺電源輸出電流與平均電流的差值將被控制在±A范圍內，實現均流。

軟件對電壓、電流的采樣頻率通常可設置為10 Hz。由于電源自身的負載切換響應速度 （1ms）遠快于采樣周期，因此，負載切換響應能力是由電源固有特性決定的，軟件均流控制不影響負載切換響應能力。

軟件采用Visual Studio C#2008編程，并在控制計算機上安裝NI-VISA運行庫，同時在C#2008中添加VISA-COM的引用，包括NationInstruments.VisaNS。通過VISA基本的輸入輸出語句（Open、viWrite、viRead）對電源進行控制，具體包括：

1）打開電源：Open（DeviceNAME），其中DeviceNAME是電源地址的字符串表述。

2）對電源輸出控制，包括向設備輸出字符串和從設備讀取字符串。基本的函數為Write（textToWrite）和ReadString（Count），其中textToWrite是向設備寫入的字符串，需要以換行符“ ”作為結尾；Count為需要從設備讀取的字節數。

在使用Open（DeviceNAME）函數打開設備后，需要首先使用Write（textToWrite）向設備輸出設備地址號。1號設備輸出字符串“*ADR 1”，2號設備輸出“*ADR 2”，依此類推。設備地址號在電源面板上通過操作可以獲得。

圖5　軟件均流控制流程圖

2　實驗驗證

實驗條件：采用4臺SGI200X50D-1CABAJ電源并聯（單臺電源最大輸出功率10 kW，開路電壓200 V，最大電流輸出能力50 A，遠端程控分辨率0.004 V，最大電壓補償能力8 V），電源至負載的供電電纜長度80 m。均流控制頻率10 Hz，允許的電流不均衡度1 A。

2.1軟件均流實驗數據

均流實驗數據見表1。軟件均流能夠保證在所設定的1 A誤差范圍內，當負載較大時，軟件均流控制效果更為顯著。

表1　軟件均流試驗數據

2.2負載動態響應實驗數據

負載端電壓106 V，負載由20 A增大到40 A，負載端電壓瞬態波形如圖6所示。負載端電壓瞬態下降2.412 V，瞬態變化1.4ms后電壓恢復穩定，能夠滿足使用要求。

圖6　負載變化時瞬態電壓波形

2.3單臺電源故障無輸出實驗數據

負載端電壓50.5 V，總輸出電流40 A，關斷一臺電源輸出。此時負載功率由其余3臺電源提供，負載端電壓瞬態波形如圖 7所示。電壓瞬態下降最大371 mV，電壓瞬態變化10.2ms后恢復穩定，系統能夠繼續正常運行。

圖7　單臺電源無輸出故障時瞬態電壓波形

3　結　論

并聯電源的均流技術是實現大功率電源系統的關鍵，也是提高系統可靠性的前提。本文在分析各均流方法優缺點的基礎上，通過硬件架構設計和軟件均流控制實現了一種多電源并聯均流系統。均流實現不需額外增加硬件電路，均流控制方法通用性強。該系統已成功應用于某型號航天器測試。試驗結果表明，該系統均流效果顯著、負載動態響應快、可靠性高，在大功率穩壓供電方面具有較高的工程應用價值。

［1］王慶成.航天器電測技術［M］.1版.北京:中國科學技術出版社，2007.

［2］張強，姚緒梁，張敬南.大功率直流電源并聯運行的均流控制［J］.電力電子技術，2011，45:73-75.

［3］劉天翔，鄒曉漁，戴錢坤.大功率雷達電源并聯均流技術的研究［J］.計算機仿真，2012，29:21-24.

［4］滿中國.基于并聯均流技術高頻軟開關電源的研究［D］.湖南:中南大學，2007:1-63.

［5］韋聰穎，張波.開關電源并聯運行及其均流技術［J］.電氣自動化，2004，26:13-15.

［6］張占松，蔡宣三.開關電源原理與設計［M］.北京:電子工業出版社，2002.

App lication of power parallel current sharing technology in spacecraft testing

WU Mei-jin1，SHAO Qiong1，WANG Bing-chen1，TANG Liang1，ZHANG Jian-jian2
（1.Shanghai Institute of Aerospce System Engineering，Shanghai201109，China；2.Shanghai Aerospce Electronic Technology Institute，Shanghai201109，China）

To solve the problem of a single power supply can notmeet the large-scale power supply in spacecraft test，a new type ofmultipower supply system with parallel currentsharing is designed.VC#software programmingwas adopted to realize the automatic closed-loop current sharing.The hardware architecture designmakes the power of the system independent and redundant.Experimental results show that the system has the advantages of favorable current sharing effect，fast transient response and high reliability，and hashigh engineering application value in super power supply.

spacecraft；regulated power supply；parallel current sharing；ground test

TN702

A

1674-6236（2016）19-0177-03

2015-08-31稿件編號：201508181

吳美金（1985—），男，江西上饒人，碩士，工程師。研究方向：航天器自動化測試。