一箭雙星星箭接口匹配性設計與驗證

張 強， 孔陳杰， 王學良， 馬力君

(1.中科院微小衛星創新研究院，上海201210；2.上海微小衛星工程中心，上海201210；3.中國電子科技集團公司第十八研究所，天津300384)

上面級是在基礎級運載火箭上增加的相對獨立的一級或多級，其具有獨立控制系統、動力系統等[1-2]。采用基于上面級的空間運輸系統完成軌道轉移和定軌的發射任務，能夠大幅縮減推進劑的攜帶質量，對降低衛星成本、提高有效載荷的質量比等方面具有重要意義。隨著“一箭多星”等航天發射需求的不斷增加，針對采用一箭雙星、直接入軌發射方式的中高軌大功率衛星，本文通過對星箭接口的匹配性進行研究，提出了一種“一箭雙星”星箭接口的設計方法，并通過地面模擬實驗和在軌數據分析，驗證了星箭接口設計的正確性，可為后續一箭多星發射任務的星箭接口設計提供參考。

1 衛星能源約束條件

隨著載人航天、北斗導航以及大型低軌衛星星座等空間應用需求的不斷發展，一箭多星發射是實現衛星快速組網，降低發射成本的有效手段[3]。目前，中高軌衛星一般采用太陽電池陣-蓄電池組聯合供電的全調節母線電源控制系統，其設計主要受發射窗口、飛行程序、姿態控制以及軌道參數等因素制約。對于采用一箭雙星、上面級直接入軌的發射任務，考慮到上面級在長時間主動段飛行過程中，衛星由上面級供電，正常情況下，上面級母線輸出電壓高于星內母線調節電壓，此時衛星電源控制器內部分流調節模塊(S3R)、充電控制模塊(BCR)和放電調節模塊(BDR)均處于待命狀態。衛星星箭分離后或上面級供電電壓低于星內母線電壓時，星內鋰離子蓄電池組通過電源控制器內部的放電調節器輸出功率以穩定母線。由于上述影響衛星電源輸出系統的因素存在，要求衛星嚴格按照飛行程序中的規定進行工作，并對電源系統進行功率適應性分析，確保系統的能源平衡且有足夠的設計裕度。

一箭雙星、上面級直接入軌衛星的星箭接口，其設計主要包括3 方面：(1)衛星和運載上面級大系統之間的機械接口匹配性問題，設計時衛星和上面級支架應有良好的搭接；(2)上面級供電品質和衛星供電的安全性問題，避免由于兩系統之間電接口的不匹配，以及衛星和大系統之間供電耦合部分的安全性問題，導致因供電方式和負載的變化引起母線電壓的劇烈波動；(3)上面級供電裕度問題，設計時應對上面級電源的供電能力提出約束，確保衛星在轉移軌道的使用要求，避免衛星隨上面級飛行過程中，上面級和星上蓄電池組聯合供電或星上蓄電池組單獨供電而導致由于蓄電池組電量過低不能保證星箭分離后火工品正常起爆，影響太陽帆板展開。

1.1 供電品質、供電安全

衛星的供電品質評價主要包括母線紋波電壓、母線輸出阻抗、母線電壓的瞬變特性以及穩定特性等，而母線電壓的瞬變特性是反應衛星電源系統供電品質優劣的關鍵指標。母線電壓的瞬變特性主要是指母線供電方式的轉換和負載的部分改變或全部改變導致母線電壓發生波動。在突變響應期間，電源的輸出電壓會出現瞬間的過沖，計算機和微電子電路易受到其影響。良好的設計可限制和抑制電壓的波動時間，避免系統形成不穩定狀態。一般要求當電源切換或大功率負載通斷的瞬間，在電源母線上的下凹和上跳，在10 ms 內不超過額定電壓的0.25 倍[4]。

由于衛星在全壽命周期經歷多次內外電切換，負載設備運行狀態也有所不同，期間衛星處于不同的熱環境中，星上會自主對部分加熱器和設備進行加斷電，這就導致衛星的母線電壓和負載電流有所變化。因此，全壽命過程中，需重點關注供電切換和負載變化過程中母線電壓下凹和上跳的幅度和響應時間，確保母線電壓的瞬變不會造成星上其他設備的斷電。

通常衛星的一次電源回線統一從電源控制器端就近與整星結構相連，由于多星共同安裝在上面級支架上，則會造成多星供電電流回線通過衛星支架共地，設計時應著重加強供電通路的可靠性設計，避免由于供電端的耦合特性因負載的不一致和加斷電順序的不同時，導致產生的潛通電流，確保其不會對供電安全和遙測采集的準確性造成影響。

1.2 供電裕度原則

衛星從運載火箭點火到壽命末期衛星推離軌位，由于各分系統的限制，要求在某些特定的軌道段，衛星須按照一定的工作模式開展工作。根據衛星的總體設計，衛星發射飛行主要包括臨射段、上升段、姿態軌道建立段、在軌測試段、在軌運行段等階段，期間衛星的供電時序和上面級飛行期間單顆衛星的負載需求如圖1～2 所示。

臨射段，衛星帆板處于收攏狀態，雙星通過衛星適配器與上面級對接安裝，發射前，由衛星地面方陣模擬器通過地面脫落插頭給衛星供電，衛星進行起飛狀態設置。考慮到處理脫落插頭和人員撤離等操作，在衛星發射前2 個小時，衛星方塔架操作人員斷開地面脫落插頭，衛星由地面方陣模擬器供電轉為星內蓄電池組供電，衛星方確認衛星轉內電正常后；通知運載發送指令，閉合上面級給衛星供電開關，轉為上面級對衛星供電。

圖1 衛星供電時序

圖2 單顆衛星的負載需求

上升段，雙星與組合體一起飛行約4 h，在此期間，帆板未展開，太陽電池陣仍處于收攏狀態，只有暴露于太陽電池外側的雙星外板，隨上面級自旋而間隔對應有太陽光照射，能產生一部分功能功率。此時，上面級母線輸出電壓高于星內母線的調控電壓，衛星母線電壓被鉗位，衛星用電由上面級電源提供，太陽電池陣產生的電源被直接分流掉。

入軌后，依照飛行程序，衛星與上面級分離前30 s 內，程控斷開上面級供電開關，衛星轉為內部蓄電池供電。以衛星與運載上面級分離時刻t 作為衛星初始入軌的起始時間，衛星在t+11 分～t+20 分執行對日定向操作，太陽帆板在t+24 分程控展開并對日定向操作，若程控未能執行，則在t+40 分時刻強制展開，展開后雙星帆板歸零位等操作約需5～10 min。由于帆板展開是影響衛星成敗的關鍵工作，因此需考慮適當余量，在t 時刻衛星與運載上面級分離后，至少需要50 min 光照時間，且衛星隨上面級飛行過程中，避免因上面級和衛星聯合供電，導致衛星鋰離子蓄電池組電量過低而不能保證星箭分離后火工品的正常起爆，影響太陽帆板展開。

2 一箭雙星星箭接口設計

2.1 星箭接口設計

上面級位于運載火箭整流罩內部，其主結構由衛星分配器、儀器艙、上面級支架等組成[5]。發射前，衛星在整流罩內通過衛星分配器與上面級對接安裝，衛星與上面級接口主要是通過安裝在上面級衛星分配器的星箭臍帶電纜和星箭分離面上的行程開關組成[6]。單星星箭電纜設計和一箭雙星星-上面級、星-地面接口關系如圖3～4 所示。衛星星-上面級、地面之間的電纜包括供電電纜、信號電纜。脫落插頭選用八二五廠的YF5-127Z/TD 插頭；衛星支架與雙星分配器工藝分離面分離連接器選用YF8-64Z/TD。衛星地面脫落插座固定至上面級支架，通過脫落連接器形成衛星與地面測試設備的有線接口。綜合測試系統的有線控制前端主要包括：模擬太陽電池陣、恒壓源、前端機(相關板卡)等，通過電纜形成地檢設備對衛星的供電接口、有線指令接口、有線參數的監測和上下行遙測遙控數據流接口。在星箭電纜設計時，考慮到火工品橋絲的安全性設計，增加火工品星表插頭，對其進行射前保護，將火工品橋絲A/B 功率輸出接口分別轉接至星表1、4、5 插頭，轉移塔架前將星表1、4 更換為飛行插頭，并通過脫落插座引出的星表5 將橋絲A、B 進行短路保護，可確保塔架測試和操作時，避免因誤指令和靜電引起火工品起爆的誤觸發，簡化了塔架工藝操作流程。上面級通過星表分離插頭YF8-64Z/TD 為衛星供電，上面級提供衛星與上面級分離連接器的分離指令與電源，通過在分離連接器上的分離信號檢測點的通斷來判斷上面級是否與衛星正常分離。根據上面級線纜通路阻值的極端情況進行分析計算，衛星分離插頭脫落控制通路線纜阻值RMax=422 mΩ，最小分離電流為4.04 A，滿足電分離的I分離≥3 A 的要求，能夠確保上面級分離插頭正常電分離。衛星端，在衛星和上面級適配器之間的對稱位置安裝2 個型號為4KX-2A 的行程開關，為衛星提供星-上面級的分離信號。星載軟件利用它判斷是否啟動應用進程，并利用星-上面級分離信號的時間點進行軌道的推算。行程開關有4 組觸點，為增強行程開關工作的可靠安全性，將兩個行程開關設計采用并聯連接的方式，每個行程開關的4 對常開觸點采用兩串兩并的連接方式。星-上面級未分離時，行程開關處于壓緊狀態，則兩個行程開關均處于閉合狀態，星載計算機此時接收的信號為低電平狀態；一旦衛星與上面級分離，兩個行程開關同時處于松開狀態，則對應行程開關的常開觸點就會恢復為常開狀態，星載計算機采集的星-上面級分離信號則變為高電平狀態。為了整星的可靠性，星載計算機的分離狀態可以通過測控上注設置。

圖3 單星星箭電纜設計框圖

圖4 上面級、衛星和地面接口關系框圖

雙星狀態下，上面級與衛星1 和衛星2 供地，衛星與上面級支架接觸電阻應具有良好搭接，在發射場星-上面級支架機械對接時測量搭接電阻，其搭接電阻應不大于10 mΩ，避免上面級、衛星1 和衛星2 存在較大電勢差。

2.2 衛星的供配電接口設計

不同于傳統的衛星發射方式，導航衛星在發射后需隨運載上面級運行約4 個小時，整個過程中由上面級統一供電。考慮到技術成熟度和經濟成本等因素，衛星采用的太陽電池-鋰離子蓄電池聯合供電的電源系統，其中電源控制器由2 個分流調節模塊(12 級分流電路)、6 個充放電調節模塊、2 個遙測遙控模塊和1 個蓄電池接入模塊組成。電源控制器采用了模塊化設計，整機模塊之間的互連采用了柔性電路板。柔性電路板的設計提高了信號傳輸的可靠性，減輕了整機的質量。采用母線匯流技術，匯流條延伸到模塊內部，更利于減重、體積緊湊，利于功率載體的散熱。在電路設計上電源系統采用三域全調節控制方式，通過主誤差放大器(MEA)協調各模塊對能源實施調節和控制，并針對全溫度范圍內對基準及補償網絡進行優化設計，確保了在衛星全壽命周期、全溫度范圍(-37～+72 ℃)內可以提供一條全調節、高精度母線，能夠保證母線電壓無論在光照期或陰影期母線電壓始終穩定在(42±0.2)V[7]。

為確保上面級供電期間，衛星的電源系統不參與調節以及星內單機的安全電壓限制，則要求隨上面級飛行階段，上面級衛星供電端電壓設計為43～45 V，單星負載在100～600 W范圍內變化。當負載過大，單星功率超過600 W 時，上面級輸出電壓下降至衛星的母線電壓，衛星和上面級聯合供電，星內蓄電池通過電源控制器內部的放電調節器輸出功率以穩定母線。上面級飛行過程中，衛星的主要工作負載為加熱器，給整星及單機進行加熱。主配電器負責平臺單機的供配電，輔配電器負責加熱器的控制和載荷單機的供配電，因此在與上面級的接口設計中，將載荷艙的輔配電器作為供電輸入接口，實現衛星的統一供配電，這樣有利于整星的熱源匹配和避免載荷艙溫度過低。雙星供配電如圖5 所示：運載上面級統一給衛星1 和衛星2 供電，加斷電控制通過繼電器1 和2 獨立控制，上面級供電輸入口經由輔配電器接入至母線端，為整星負載供配電。為了保證上面級與衛星接口的安全性和可靠性，確保供電電源不會發生電流倒灌故障，在上面級正端輸入接口增加隔離二極管。上面級工作電流最大約為14 A，選用二極管型號為2DK30100，該型號二極管最大可通過電流為30 A，壓降為0.65～0.78 V。在滿足器件一級降額的條件下，依照工藝實施方案，選用3 個該型號二極管并聯。

圖5 一箭雙星上面級供電拓撲圖

3 一箭雙星上面級供電接口驗證

按照飛行程序，以一箭雙星上面級直接入軌的實際飛行情況為例，對設計進行驗證。

3.1 地面模擬上面級雙星供電實驗驗證

通過地面模擬上面級雙星供電實驗，檢查電源系統內部各單元之間、電源系統與上面級供電接口是否正確，驗證雙星不同工作模式和不同負載情況下，雙星母線電壓的瞬變特性。

經實驗，由圖6(a)可知，單星在6 A 負載下衛星1 轉上面級供電，上面級加電瞬間，由于上面級供電電壓高于衛星1 電源調節電壓，此時衛星1 電源不再調節輸出，母線由42.08 V躍變至43.90 V,上面級供給M1 的一部分電流會通過支架、M2 星結構和內部功率回線、上面級電纜負線流回上面級供電負線。由圖6(b)可知，衛星2 仍由星內蓄電池供電，負載0 A 時，衛 星1 向衛星2 產生約1 A 地電流，衛 星2 負載6 A 下，轉上面級供電正常，衛星2 母線電壓由42 V 躍變至43.8 V，持續時間小于5 ms，地電流恢復至0 A。調整單星負載模式，使其功率不超過600 W，此時衛星仍由上面級電源供電，衛星電源控制器內部S3R 模塊、BCR 模塊和BDR 模塊均處于待命狀態。由圖6(c)、(d)可知，負載14 A 下，衛星1 上面級斷電瞬間母線電壓由42.5 V 變化到38.3 V，躍變約4.2 V，持續時間小于5 ms，衛星2 上面級斷電瞬間母線電壓由42.40 V 變化到38.16 V，躍變約4.24 V，持續時間小于5 ms。實驗結果表明，雙星狀態下，衛星母線電壓穩定，由于供電端的耦合特性，雙星在上面級加、斷電操作不同步和負載不一致的情況下，具有一定的淺通路電流，因此，在上面級正式對接過程中應注意控制雙星負載的一致性。

圖6 不同負載下雙星母線電壓和潛通路電流

3.2 在軌實驗驗證

以一箭雙星上面級直接入軌的實際飛行情況為例，臨射前，衛星負載為一恒功率負載，母線電壓為一直線，在雙星與組合體一起飛行過程中，衛星帆板未展開，雙星外板隨上面級自旋而間隔對應有太陽光照射到外板上，其光強根據相應整星姿態按近半正弦函數規律變化，母線電壓隨負載變化自主調節，雙星與上面級分離后M21 星負載電流為12.61 A，母線電壓為42.22 V；M22 星負載電流為12.87 A，母線電壓為42.24 V。帆板展開對日定向后，雙星母線電壓穩定，M21 星帆板+Y/-Y 電流分別為35.42 A/35.21 A，M22 星帆板+Y/-Y電流分別為35.73 A/35.57 A。此時對應的雙星方陣輸出電流變化情況和雙星母線電壓如圖7 和圖8 所示。

圖7 雙星隨上面級飛行過程雙翼輸出電流

圖8 雙星母線電壓

實驗結果表明，雙星狀態下，衛星供電切換和負載變化過程中衛星母線電壓穩定，瞬態響應快，能夠實現能源平衡,滿足任務要求。

4 結論

本文以“一箭雙星”直接入軌的中、高軌衛星作為研究對象，根據衛星的能源約束條件和一箭雙星的衛星供電需求，提出了一箭雙星供電接口的設計，通過地面模擬實驗和在軌實驗對一箭雙星的星箭接口進行匹配性分析，驗證了衛星電源系統的電源品質滿足設計要求，達到了瞬態響應快、電源穩定和紋波小的要求，該方案已多次成功應用在某高軌批產衛星的設計中，可為其他航天型號的設計提供參考。