基于UC1825的空間燃料電池耦合電感DC-DC變換器的設計

徐磊，萬成安，鄭巖

（中國空間技術研究院北京衛星制造廠，北京100190）

基于UC1825的空間燃料電池耦合電感DC-DC變換器的設計

徐磊，萬成安，鄭巖

（中國空間技術研究院北京衛星制造廠，北京100190）

本文采用峰值電流控制型芯片UC1825作為變換器的控制芯片，設計了一種直流電壓輸入30～60 V，輸出電壓100 V，功率600 W的耦合電感DC-DC變換器。通過實驗電路，分析了電路的工作原理和UC1825在耦合電感DC-DC變換器電路的使用，實現了航天器母線100 V的電壓要求。實驗表明，該變換器能夠滿足空間燃料電池變換器的使用要求，為后續空間燃料電池變換器的設計提供了參考。

DC-DC變換器；耦合電感；UC1825；空間燃料電池

隨著我國航天技術的快速發展，載人登月、深空探測和天地往返系統等新的航天任務已經開始展開。但是由于受到重量、體積、無污染、新的飛行工況等條件的限制，采用傳統的太陽能光伏發電能源系統已經不能滿足航天器的使用需求，需要探索和研究新的高效能源系統[1]。

燃料電池作為一種新的能源系統，具有清潔無污染、高比功率和比能量、無自放電、無記憶效應、不存在過充過放等特點，非常適合宇航應用[2]。但是燃料電池輸出特性偏軟，輸出電壓較低，因此必須通過特定的燃料電池變換器才能實現電壓的穩定輸出[3]。耦合電感DC-DC變換器能夠有效的提高輸出電壓、同時能夠降低紋波并且具有較高的可靠性，非常適合宇航應用。文中介紹了一種基于UC1825的空間燃料電池耦合電感DC-DC變換器的原理與設計方法，實現了航天器100 V母線電壓需求。

1 系統設計與工作原理

文中主電路采用耦合電感boost拓撲結構，UC1825作為驅動控制芯片，設計了一種輸入電壓30～60 V，輸出電壓100 V的空間燃料電池DC-DC變換器。電源效率94%，開關頻率f=100 kHz，輸出功率600 W。

系統設計主要包括主功率電路設計、驅動電路設計、以及外圍電路的設計。如圖1所示，燃料電池輸出端通過主電路實現了100 V母線電壓穩定輸出。電壓采樣電路與電流采樣電路將采樣信號反饋到UC1825芯片中，根據反饋信號與參考信號對比，進而調節占空比，實現了電壓的穩定輸出。

圖1 系統原理框圖

假設:a.變換器已經進入穩態；

b.開關管和二極管均為理想器件，導通壓降忽略不計；

分析電路工作模態時，耦合電感等效為一個變壓器模型，激磁電感Lm即為耦合電感的感值，漏感為Lk。

1）開關管M導通，輸出二極管Do反向截止狀態，輸入電壓對激磁電感和漏感進行充電，輸出電容Co向負載供電。

2）開關管M關斷，激磁電流對開關管結電容Cs進行充電，結電容電壓線性上升。

3）結電容Cs電壓被充電至箝位電容C1，箝位二極管Dc開始導通。

4）箝位電容電壓充電至一點時，輸出二極管Do開始正向導通。漏感Lk開始和箝位電容諧振，漏感Lk上的能量向箝位電容C1轉移。

5）漏感電流ILk諧振到零，箝位電容C1對負載放電，箝位電容C1上能量開始向負載轉移。

6）開關管S開始導通，輸入電壓Vin對漏感進行充電，漏感電流ILk上升至激磁電流ILm時，輸出二極管Do反向截止。電路進入下一個工作循環周期。

2 主電路設計與參數計算

考慮到航天器對于高可靠性的要求[4]，主電路采用耦合電感boost變換器拓撲結構，主電路拓撲結構如圖2所示，該電路由功率Mos管M；鉗位二極管Dc、輸出二極管 Do；耦合電感L1、L2；鉗位電容C1；輸入電容Co組成。L1、L2為耦合電感，采用耦合電感能夠有效的提高電壓增益、實現航天器100 V母線電壓要求，同時降低了輸入紋波。鉗位電容C1能夠有效的利用漏感，從而提高了變換器的效率[5-6]。

圖2 主電路拓撲結構

1）電路參數設計

輸入電壓:30～60 V，

輸出電壓:100 V

開關頻率:100 kHz

輸出功率:600 W。

2）電壓增益分析

耦合電感等效于變壓器，在普通Boost變換器的基礎上加入了耦合電感，假設其耦合系數為1，沒有漏感，開關管開通時，電感充電電壓為Vin，開關管關斷時，電感兩端放電電壓為:

根據伏秒平衡公式可以推導出變換器的電壓增益:

式中Vout——輸出電壓；

Vin——輸入電壓；

N——耦合電感匝比

D——占空比

圖3所示為耦合電感boost變換器增益曲線和傳統的boost增益曲線對比，從圖中可以看出耦合電感能夠明顯的提高電路的電壓增益。

圖3 增益曲線對比

3）開關管選型

通過理論分析可以看出，開關管電壓應力為:

與boost變換器電壓應力相比，其電壓應力大大減小，通過計算開關管電壓應力范圍為53～64 V，電路電流應力小于20 A，考慮到電路中存在振蕩，在選取Mos管時留取一定的裕量。選取IR公司的N溝道MOS管IRFB4127（電壓應力200 V，電流應力76 A）。

4）二極管選型

鉗位二極管Dc的電壓應力為:

式中Vin——輸入電壓；

D——占空比

鉗位二極管的電壓應力范圍為54～73 V，因此選用MBR20100PT（電壓應力100 V，電流應力30 A）。

輸出二極管Do的電壓應力為:

式中Vout——輸出電壓；

N——耦合電感匝比

D——占空比

輸出二極管電壓應力范圍為107～147 V，電流應力:10 A。輸出二極管選擇為STTH3003CW。

5）電容的選取

鉗位電容的選取要保證其紋波電壓不至于過大，對于其具體數值并無嚴格要求[7]。在實驗中根據其電壓波形，優化選取約定為CBB電容，采用多個并聯形式。Cc=2.2 μF/200 V。輸出電容采用電解電容，2 200 μF/250 V。

6）耦合電感設計

由電壓增益表達式，可以看出，電壓器匝比N直接影響輸出電壓和開關管的電壓應力。設計時為了保證變換器的占空比在一個比較合適的范圍內，避免占空比過高時帶來的效率下降問題，選定匝比N=2，D的范圍0.18～0.43[8]。

耦合電感的設計必須先保證電路工作于CCM模式，耦合電感選用東磁集團的鐵硅鋁金屬磁粉芯，它的飽和磁通密度可以達到10 000 G，具有很好的直流疊加性能[9]，一般設計耦合電感匝比選取理論設計值偏大些:耦合電感參數:N=17/8，L1=18.4 μH，L2=38 μH。

耦合電感在繞制過程中，原副邊繞組雙絞在一起繞制，能夠有效的降低漏感，提高變換器的效率[10]。耦合電感磁芯選用鐵硅鋁，鐵氧體磁芯很容易達到飽和，不利于設計[11]。

7）效率分析

耦合電感存在漏感，漏感能量通過鉗位二極管存儲于鉗位電容Cc，當輸出二極管導通時，鉗位電容Cc的能量釋放到輸出負載，在能量轉移的過程，不存在損耗單元的，因此能夠提高系統的效率。

3 驅動電路設計

驅動電路采用UC1825作為控制芯片，目前在宇航應用中較為廣泛[12]。峰值電流控制方式，通過電壓電流采樣，調節占空比，從而實現電壓的穩定輸出[13-14]。這種設計采用峰值電流控制方式，電路簡單，瞬態響應均快、控制環路易于設計[15]。

圖4 驅動電路外圍原理圖

主要功能模塊包括:反饋環節，晶振與諧波補償電路，供電與輸出電路，保護環節。

1）供電與輸出電路

供電電路電壓有輔助電源Vcc提供，控制芯片工作電壓應大于開啟電壓并且小于22 V，因此選用工作電壓為15 V[16]。

2）晶振與諧波補償電路

R3為芯片的振蕩電阻，因此選用R3選用4.7 kΩ，C2為芯片振蕩器電容Ct，C2=，選用C2=820 pF。

3）反饋與保護環節

反饋電路由兩部分組成:輸出電壓反饋和電流反饋[17]。輸出端電壓Vout經過分壓電阻分壓輸入到INV端與參考電壓Vref比較。電流采樣電路將電流信號采樣輸入到ILIM端，實現了過流保護，同時將電流信號輸入到RAMP端進行諧波補償。參考電壓Vref=5 V，輸出電壓為100 V，因此采樣電阻R1/R2=95/5，因此選用R1=95 kΩ，R2=5 kΩ。

4）故障模式

分為兩種工作模式:1）正常工作時，C1=（0.9u*t）/5 V，電容電壓充電至5 V時，芯片正常工作；2）故障模式時，ILIM端電壓超過1.2 V時，緩啟電容以 250 μA 的電流進行放電，放電時間t=（C1*5）/250μ；具體過程見圖6。

圖5 驅動電路實物圖

圖6 軟啟動與故障模式波形

4 電路仿真

使用Saber進行電路仿真，如圖7所示。主電路使用耦合電感提高輸出增益，控制電路由UC1825芯片及其外圍電路組成。輸入電壓40 V，輸出電壓閉環控制在 100 V，耦合電感N=17/8，L1=18.4 μH，L2=38 μH。功率600 W，頻率100 kHz。

圖7 saber仿真

5 實驗結果

根據本文的設計，設計了一種基于UC1825的適用于空間燃料電池的耦合電感高增益boost變換器。通過實驗驗證，在輸入電壓30～60 V范圍內，輸出電壓能夠穩定輸出100 V，滿足目前航天器100 V母線電壓需求。輸出電壓波形如圖8～11所示。

圖8 仿真輸出電壓波形

圖9 輸出電壓波形

圖10 Mos管驅動波形

圖11 Mos管DS之間波形

6 結束語

本次設計了基于UC1825的空間燃料電池變換器，對主電路拓撲結構、UC1825及其外圍電路的設計進行了比較全面的分析。最后實驗結果表明，基于UC1825的燃料電池變換器能夠滿足宇航應用。

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Design of coupled inductor DC-DC converter for space fuel cell bosed on UC1825

XU Lei，WAN Cheng-an，ZHENG Yan
（Beijing Spacecrafts，China Academy of Space Technology，Beijing100190，China）

This paper designed a coupled inductor DC-DC converter for space fuel cell using peak current-mode controlled chip UC1825 as a core of the converter which the input voltage is 30～60 V，the output is 100 V and the power is 600 W.In The Experimental Process，The principle of circuit and the use of UC1825 in the circuit of coupling inductance converter were analyzed Meeting the requirements of the spacecraft in the voltage.The experimental of the prototype verify the feasibility of the converter for space fuel cell and it can be a reference in the future’s design.

DC-DC converter；coupled inductor；UC1825；space fuel cell

TN99

A

1674-6236（2017）23-0173-05

2017-05-19稿件編號：201705117

徐磊（1988—），男，山東濰坊人，碩士。研究方向：空間燃料電池變換器。