基于軟件定義的航天器分布式電源系統(tǒng)設計

張曉峰 李海津

(北京空間飛行器總體設計部，北京 100094)

電源作為航天器的“心臟”，其性能直接影響到整個航天器任務的成敗。集中控制的航天器電源通常都是基于主誤差放大器(Main Error Amplifier，MEA)進行分流調(diào)節(jié)、最大功率調(diào)節(jié)或者充放電調(diào)節(jié)[1-5]；近年來航天器出現(xiàn)了分布式電源的發(fā)展趨勢，NASA、ESA、法國國家空間研究中心(CNES)、泰雷茲·阿萊尼亞宇航公司(Thales Alenia Space)等都做了一些前期探索[6-12]。由傳統(tǒng)的集中放置于一處的架構變?yōu)榉稚⒎胖?，由單一的集中控制器變?yōu)榉植际娇刂破?。從結構、控制方面的分布化，提高了系統(tǒng)的適應性，同時也提高了系統(tǒng)配置組態(tài)的靈活性。但是，目前航天器分布式電源的發(fā)展還處在初期，技術還不成熟，很多都只停留在方案階段。

航天器電源系統(tǒng)分布式設計可以借鑒地面系統(tǒng)中被廣泛關注的微電網(wǎng)，實現(xiàn)先進的電能管理系統(tǒng)。將地面分布式的新概念及新方法引入航天器電源系統(tǒng)，提高航天電源系統(tǒng)電能轉(zhuǎn)換、電能分配的效率，同時提升系統(tǒng)的可靠性、靈活性[13]。

本文首先介紹了傳統(tǒng)的航天器電源系統(tǒng)架構以及發(fā)展分布式電源系統(tǒng)的需求，隨后提出了一種基于軟件定義的航天器分布式電源系統(tǒng)設計。

1 集中式電源系統(tǒng)架構概述

集中式航天器電源系統(tǒng)根據(jù)太陽電池陣能量傳輸方式可以分為直接功率傳輸拓撲和最大功率跟蹤拓撲[1]。國內(nèi)外大部分航天器采用直接功率傳輸?shù)娜{(diào)節(jié)母線架構，全調(diào)節(jié)母線架構又可以分為順序開關分流調(diào)節(jié)器 (Sequential Switching Shunt Regulator，S3R)、串聯(lián)型順序開關分流調(diào)節(jié)器(Series Sequential Switching Shunt Regulator，S4R)、基于雙向直流-直流(DC-DC)變換器技術的架構和轉(zhuǎn)移式(Diversion)架構等。直接功率傳輸全調(diào)節(jié)母線的優(yōu)點是功率轉(zhuǎn)換效率高，供電母線電壓始終穩(wěn)定在規(guī)定范圍內(nèi)，穩(wěn)壓精度高。其電源系統(tǒng)結構如圖1所示。

注：SA為太陽電池陣；VBUS為母線電壓；SR為分流調(diào)節(jié)；BCR為充電調(diào)節(jié)器；BDR為放電調(diào)節(jié)器；MEA為主誤差放大器；Cb為濾波電容；VBTA為蓄電池組電壓；ENOX為分點開關。

圖1 直接功率傳輸?shù)娜{(diào)節(jié)母線架構

Fig.1 Direct power transfer full-regulated bus architecture

除此直接功率傳輸拓撲之外，還有最大功率點跟蹤方式(Maximum Power Point Tracking，MPPT)拓撲[1]。國外大多數(shù)相控陣雷達(Synthetic Aperture Radar，SAR)載荷衛(wèi)星電源采用MPPT不調(diào)節(jié)母線拓撲，MPPT型不調(diào)節(jié)母線拓撲如圖2所示。該類拓撲中太陽電池在光照期始終工作在最大功率點，太陽能電池能量利用率高，但是MPPT拓撲控制電路相對復雜。

現(xiàn)有的航天器電源大多采用集中式架構，通過發(fā)展分布式電源系統(tǒng)，可以在適應功率擴展、多任務柔性匹配、快速組裝發(fā)射、各模塊解耦方面更好地適應大型航天器的供電需求。

圖2 MPPT型不調(diào)節(jié)母線架構Fig.2 MPPT type unregulated bus architecture

2 基于軟件定義智能功率單元的航天器電源系統(tǒng)設計

近年來，NASA、ESA、CNES、泰雷茲·阿萊尼亞宇航公司等研究機構提出過一些航天器分布式電源系統(tǒng)概念及實現(xiàn)方法[7-13]，這些系統(tǒng)主要存在以下問題。

1)電源控制器標準化程度較低

現(xiàn)有的分布式系統(tǒng)中，電源控制器種類多。不同的接入發(fā)電單元、儲能單元、負載單元，均需要采用不同的電源控制器。不同的電源控制器之間無法通用，投入了人力進行重復設計、測試及生產(chǎn)，整個過程效率較低，不符合未來航天任務高頻率、大密度、高效率的要求。另外，種類眾多的電源控制器使得系統(tǒng)可維護性差。

2)系統(tǒng)控制方案魯棒性較差

目前分布式系統(tǒng)中的功率處理電路采用了分布式架構，但是控制管理策略仍然采用集中控制，依賴系統(tǒng)中心控制器進行決策。中心控制器發(fā)生故障后，系統(tǒng)無法正常運行?？梢詫⒌孛嫖㈦娋W(wǎng)控制策略應用于航天器分布式電源系統(tǒng)，減少對中心控制器的依賴，中心控制器發(fā)生故障后分布式系統(tǒng)仍然能夠自主運行。

2.1 航天器分布式電源系統(tǒng)架構

本文設計了一種航天器分布式電源系統(tǒng)，其功率處理電路和控制管理均可以分布式運行,系統(tǒng)拓撲如圖3所示。

圖3 航天器分布式電源架構Fig.3 Spacecraft distributed power supply architecture

系統(tǒng)主要特點有：

(1)該系統(tǒng)架構中采用了可軟件定義的多模式智能功率單元，整個系統(tǒng)僅具有一種標準的雙向功率變換器，可通過軟件定義兼容傳統(tǒng)的太陽電池陣功率調(diào)節(jié)器(Array Power Regulator，APR)模塊和蓄電池充放電調(diào)節(jié)器(Battery Charge Discharge Regulator，BCDR)模塊，可實現(xiàn)太陽電池陣MPPT控制、蓄電池本地化充電控制與放電控制。

(2)太陽電池陣、鋰電池組、燃料電池、飛輪儲能等多種發(fā)電、儲能單元通過標準功率單元連接到公共的直流母線，由標準功率單元根據(jù)本地母線情況負責發(fā)電設備和儲能設備的能量管理。

(3)智能功率單元的智能控制單元通過控制總線與星載計算機通信。智能控制單元接收計算機的軟件定義指令和控制指令，并發(fā)送智能功率單元的自身狀態(tài)，在星載計算機通信失效的情況下，智能功率單元亦可通過自身算法參與系統(tǒng)能量管理，保證母線性能正常?？绍浖x的智能功率單元結構在下一節(jié)中詳細介紹。

(4)系統(tǒng)通過組態(tài)配置和組合，就可以適應不同任務以及復雜應用場合，提升電源系統(tǒng)的設計效率。另外，智能功率單元也可被定義為載荷的供電單元或者系統(tǒng)與外部系統(tǒng)的接口單元。為了實現(xiàn)故障單元的快速隔離，智能功率單元輸出側安裝了斷路開關，可借鑒方向性電流保護實現(xiàn)系統(tǒng)的快速故障清除以及故障后系統(tǒng)重構。

2.2 可軟件定義的智能功率單元

根據(jù)2.1節(jié)介紹，提出的航天器電源系統(tǒng)基于可軟件定義的智能功率單元。智能功率單元是一種標準的功率變換器，兼容傳統(tǒng)的APR模塊和BCDR模塊的功能，實現(xiàn)包括光伏電池、電池組在內(nèi)的所有能源單元的接入。

智能功率單元的結構如圖4所示，包括標準功率變換電路、采樣單元、驅(qū)動單元和智能控制單元。

注：PI為比例積分；PWM為脈沖寬度調(diào)制。圖4 可軟件定義的智能功率單元Fig.4 Software defined intelligent power conversion unit

智能功率單元從原理來講屬于多功能功率變換器，選擇四開關Buck-Boost可作為功率單元的拓撲，如圖5所示。其具有非常寬的輸入輸出電壓范圍，可實現(xiàn)具有升降壓功能，同時具備能量雙向流動的特點。因此，功率拓撲通過數(shù)字控制方式可以實現(xiàn)多種工作模式，包括了母線電壓模式、充電模式、放電模式、MPPT模式、分流模式、直連模式以及故障模式，滿足了光伏電池、電池組、燃料電池等多種工作狀態(tài)的需求[14-15]。

(1)母線電壓模式以調(diào)節(jié)母線電壓為控制目標，用于維護直流母線性能。

注：Iin為輸入電流；Io為輸出電流；Vin為輸入電壓；Vo為輸出電壓；IL為電感電流；g1～g4為半導體開關。

圖5 四開關Buck-Boost電路

Fig.5 Four-switch Buck-Boost circuit

(2)充電模式以調(diào)節(jié)儲能設備充電為控制目標，根據(jù)蓄電池組荷電狀態(tài)和系統(tǒng)能量情況調(diào)節(jié)充電電流和充電電壓，其充電特性和方式可編程設定。

(3)放電模式以調(diào)節(jié)儲能設備放電為控制目標，根據(jù)蓄電池組荷電狀態(tài)和系統(tǒng)能量情況調(diào)節(jié)放電功率。

(4)MPPT模式以獲取太陽電池陣最大功率為控制目標，根據(jù)電池陣實際輸出與最大功率點的關系調(diào)節(jié)電池陣工作電壓。

(5)分流模式用于在不需要MPPT功能時，采用分流調(diào)節(jié)的方式控制電池陣輸出并穩(wěn)定母線電壓。

(6)直連模式用于在MPPT功能和分流功能均失效時，將電池陣功率直接輸出至母線，最大限度利用電池陣能力。

(7)故障模式是智能功率單元無法工作于上述各種模式時，將智能功率單元鎖定的狀態(tài)，避免故障蔓延。

所有智能功率單元的工作模式均可以通過軟件定義，無需對硬件進行改動，提高了配置的靈活性，實現(xiàn)了多能源單元模塊化的靈活接入。

2.3 可重構的分層控制系統(tǒng)

下垂控制是根據(jù)設定的下垂曲線進行調(diào)節(jié)，下垂控制中的母線電壓參考值不再是固定值，隨輸出功率的變化而變化。下垂控制可以完全不依賴于通信線實現(xiàn)功率平衡，其缺點是母線電壓變化范圍大。航天器的載荷對供電品質(zhì)要求很高，需要對下垂控制進行優(yōu)化。本文提出了一種可重構的分層控制策略，控制架構如圖6所示，控制系統(tǒng)重構如圖7所示，星載計算機發(fā)生故障時，各功率單元中的底層控制不依賴通信以下垂方式獨立運行。頂層負責能量管理優(yōu)化；第二層負責補償下垂控制造成的電壓偏移及模式選擇；底層下垂控制負責電壓和功率的調(diào)節(jié)。其中頂層和第二層位于星載計算機內(nèi)，底層位于功率單元的智能控制單元中。星載計算機正常時，三層同時工作，實現(xiàn)最優(yōu)的控制目標，此時系統(tǒng)調(diào)節(jié)的響應曲線如圖8所示，底層基于下垂曲線智能功率單元的輸出電壓參考值，第二層基于母線電壓的偏移，向上或者向下平移下垂曲線。

圖6 控制架構Fig.6 Control architecture

圖7 控制系統(tǒng)重構Fig.7 Control system reconfiguration

注：Vdc為直流電壓；idc為直流電流；idc(limit)為限制電流。

圖8 分層響應曲線

Fig.8 Multiple-level response curve

3 仿真驗證

為了驗證分布式電源系統(tǒng)控制的魯棒性，利用PSIM仿真軟件搭建了分布式電源系統(tǒng)仿真模型，其中包括3個供電單元和一個載荷單元，3個供電單元均采用了標準的功率單元。3個電源的輸出電壓均為48 V，母線電壓為100 V，載荷功率4000 W。圖9是電壓控制單元發(fā)生故障的情況。在故障前，單元1工作在電壓控制模式，控制母線電壓，輸出功率2600 W；單元2工作在放電模式，輸出功率460 W；單元3工作在放電模式，輸出功率940 W。在0.5 s時刻，單元1發(fā)生故障，輸出功率降為0 W。此時單元2通過檢測本地母線電壓，從放電模式切換到電壓控制模式，輸出功率變?yōu)?060 W，單元3模式和輸出功率不變。直流母線電壓最大跌幅3.5 V(3.5%)。母線電壓波形如圖9(a)所示，各單元的輸出電流如圖9(b)所示。由此可見，在某個單元發(fā)生故障瞬間，正常單元可以不依賴通信，通過檢測本地電壓切換工作模式，保證載荷供電的連續(xù)性。故障切換的魯棒性高，切換完成后頂層和中層控制可以根據(jù)優(yōu)化算法，重新調(diào)整功率配置。

圖10所示的是通信發(fā)生故障的情況。同樣，故障前單元1工作在電壓控制模式，控制母線電壓，輸出功率2600 W；單元2工作在放電模式，輸出功率460 W；單元3工作在放電模式，輸出功率940 W。在0.5 s時刻，通信發(fā)生故障，所有單元檢測到通信故障切換為下垂電壓控制模式，輸出功率均變?yōu)?333 W。直流母線電壓最大尖峰4.2 V(4.2%)。母線電壓波形如圖10(a)所示，各單元的輸出電流如圖10(b)所示。由此可見，在通信發(fā)生故障時，所有單元均切換為下垂模式，能夠正常輸出功率，載荷供電不會發(fā)生中斷，系統(tǒng)控制具有極高的魯棒性。待通信恢復后，頂層和中層控制可以重新調(diào)節(jié)各單元工作模式和功率分配，實現(xiàn)最優(yōu)控制。綜上所述，在不同故障下，分布式電源系統(tǒng)中的標準功率單元能根據(jù)采樣信息在多種工作模式之間切換，實現(xiàn)故障的快速響應和載荷供電的連續(xù)性。

圖9 電壓控制單元故障波形Fig.9 Voltage control unit failure waveforms

圖10 通信故障波形Fig.10 Communication failure waveforms

4 基于智能功率單元的航天器電源系統(tǒng)優(yōu)勢

本文提出的基于軟件定義智能功率單元的可重構航天器電源系統(tǒng)在系統(tǒng)架構、模塊化接入、智能管理等方面具有優(yōu)勢，具體可歸納為以下4個方面。

1)靈活、可重構的積木式電源系統(tǒng)架構

分布式架構采用多個標準的DC/DC功率單元組網(wǎng)來取代傳統(tǒng)的電源控制器，通過多個DC/DC功率單元分散放置，降低了熱處理難度。同時，采用分布式架構后，電池陣不再要求統(tǒng)一的分陣設計，布片自由度大幅增加，不僅能夠有效提高布片率和布片靈活性，還能夠支持儲能設備升級為電源包，提高了能源利用率和系統(tǒng)功率密度。另外，采用分布式架構集成多種發(fā)電單元、多種儲能單元，能提升系統(tǒng)的可靠性。分布式架構為軟件定義，針對不同航天器任務硬件不變，可復用程度高，最終可實現(xiàn)商用現(xiàn)貨采購。

2)可柔性設計和軟件定義的智能功率單元

分布式系統(tǒng)采用可軟件定義的多模式功率單元，整個系統(tǒng)僅具有一種標準的功率變換器，即兼容傳統(tǒng)的APR模塊和BCDR模塊，實現(xiàn)所有能源單元的接入。僅通過組態(tài)配置和組合，適應不同任務以及復雜應用場合，極大提升空間電源系統(tǒng)的設計效率。數(shù)字智能化使得分布式電源控制器具備“彈性”空間，為用戶提供了系統(tǒng)升級、重組、拓展的能力。用戶可根據(jù)任務所需的不同功能和性能，實現(xiàn)功能的升級和重組，通過軟件定義實現(xiàn)功率單元工作模式的設定以及控制器參數(shù)(如比例積分微分(PID)控制器中的比例、微分、積分參數(shù))的修改，使電源控制器的性能達到最佳。用戶還可根據(jù)不同任務的電性能要求，設置電源控制器的電源安全管理特性，包括輸入、輸出過流過壓保護值、軟啟動時間等參數(shù)。

3)智能化的多能源協(xié)同控制與能量管理

本文提出的系統(tǒng)為了提升其可靠性及靈活性，應用于大型航天器可引入多種發(fā)電單元、儲能單元。多能源的加入使得系統(tǒng)潮流分布更加復雜，基于不同類型元件特性的相關性分析，制定系統(tǒng)的多能源協(xié)同方案，利用多源性能互補實現(xiàn)性能的優(yōu)化。功率調(diào)節(jié)模塊和電池充放電模塊各自具備智能管理能力，能夠根據(jù)系統(tǒng)狀態(tài)自主完成工作模式轉(zhuǎn)換，實現(xiàn)能量的智能管理。發(fā)生故障時，能夠進行自我故障診斷，從系統(tǒng)中自主隔離出來。需要注意的是，由于系統(tǒng)中發(fā)電單元和儲能單元種類多、數(shù)量多，控制系統(tǒng)設計復雜、系統(tǒng)穩(wěn)定性差，傳統(tǒng)的穩(wěn)定性設計方法已經(jīng)不能滿足復雜系統(tǒng)的要求。需要基于智能功率單元具有多種工作模式的特點，建立新的穩(wěn)定性分析工具并進行穩(wěn)定性設計，實現(xiàn)系統(tǒng)的可靠、穩(wěn)定運行。

4)標準化的航天器分布式電源架構規(guī)范運行體系

雖然地面的分布式電源系統(tǒng)已經(jīng)出現(xiàn)了部分標準，如微電網(wǎng)、智能電網(wǎng)等相關標準，但是航天器分布式電源系統(tǒng)的標準目前仍然缺失。基于本文提出的航天器電源系統(tǒng)架構以及可軟件定義的智能功率單元，可以為分布式空間電源系統(tǒng)接入規(guī)范體系的建立提供參考，為分布式空間電源系統(tǒng)的行業(yè)標準提供建議。

5 結束語

本文通過介紹傳統(tǒng)航天器電源系統(tǒng)的分類和特點，面對中大功率復雜(組合)航天器，提出了一種基于軟件定義的航天器分布式電源系統(tǒng)設計?；诜植际郊軜嬙O計了可重構的分層控制策略，通過軟件定義的智能功率單元、智能化能源協(xié)同控制與能量管理，實現(xiàn)系統(tǒng)高效、可靠運行。該系統(tǒng)對數(shù)字控制技術、寬禁帶半導體開關技術等提出了需求，后續(xù)還將對相關技術開展持續(xù)研究。