微小衛星公用平臺低成本電源系統技術方案

姜東升，雷英俊，張曉峰，張博溫，何德華

(1.北京空間飛行器總體設計部，北京 100094；2.深圳市航天新源科技有限公司，廣東 深圳 518057)

總體部研制的某微小衛星公用平臺可以承載光學遙感相機、SAR 載荷、通信載荷等有效載荷，本文研究了一種適合該微小衛星公用平臺不同載荷任務的供配電組件系統設計方案。衛星供配電組件負責在發射場待發段、發射段、自主飛行段、各個飛行階段向衛星負載提供連續的電能，并提供瞬時的峰值功率。在軌運行光照期間，通過太陽電池陣將太陽能轉變為電能，為星上儀器設備供電并對蓄電池組進行充電；地影期間或在峰值負載時，控制蓄電池組放電，為星上儀器設備補充供電。供配電組件由電源控制器、功率管理模塊、載荷鋰離子蓄電池組、固定太陽電池陣、展開太陽電池陣組成。

太陽翼選用最新的三結砷化鎵太陽電池，光電轉換效率達到32%；采用最大功率點追蹤(MPPT)拓撲結構，將太陽翼的輸出功率利用率提高到95%；采用多母線體制配電管理；蓄電池采用超高功率電極結構，放電倍率達到20C，最大連續放電功率10 kW。整個分系統僅重40 kg 左右，極大地提高了電源分系統的比功率和比能量指標。

1 電源系統方案設計

電源系統擬采用三結砷化鎵太陽電池、鋰離子蓄電池組、基于MPPT 的能量傳輸體制，載荷選用不調節母線，平臺選用5、±12、30.5 V 全調節母線集中供電模式。

主要技術指標為：三結砷化鎵電池效率32%；太陽翼利用率95%；太陽翼輸出功率500 W；全調節母線5、±12、(30.5±0.5)V；不調節母線60～82 V；脈沖連續放電功率10 kW；分系統質量約40 kg。電源組件設備指標如表1 所示。

表1 電源組件設備指標

1.1 MPPT 功率傳輸體制

電源系統的能量傳遞方式采用MPPT 控制。傳統的分流調節技術，太陽電池陣的工作點設定為固定的參考值，不能隨峰值功率點變化，無法在整個壽命期間最大限度利用太陽電池陣電能[1-2]。

MPPT 技術能夠克服環境條件引起的太陽電池陣峰值功率點變化對輸出功率的影響，在整個壽命期間能最大限度利用電池陣產生的電能。其基本原理是：通過控制技術實時調整太陽電池陣工作點使之跟隨峰值功率點變化，最大限度輸出太陽電池陣功率[3-4]。MPPT 掃描工作區間如圖1 所示。

圖1 MPPT掃描工作區間

MPPT 模式控制電路采用四開關管電流模式單電感器架構，如圖2 所示。監視輸入電壓、電流，輸出電壓、電流，形成四個反饋環路控制四路N 溝道MOSFET 柵極驅動。最大功率點的追蹤算法采用擾動和觀察控制算法[5-6]。

圖2 MPPT控制電路框圖

1.2 太陽翼設計

衛星太陽翼包括1 塊展開式太陽電池陣和1 塊安裝在衛星星體上的鋁基板上的固定太陽電池陣組成。展開式太陽電池陣尺寸為2 141 mm×750 mm，體裝式太陽電池陣尺寸為2 141 mm×520 mm。為滿足整星功率需求，太陽電池陣采用平均光電轉換效率不低于30%的三結砷化鎵太陽電池作為發電單元。整個太陽電池陣劃分為3 個分陣，對應PCU 的3個分流級，由PCU 將太陽翼的功率進行調節，形成統一母線輸出到各個配電器。

太陽電池陣采用30.6 mm×40.3 mm 三結砷化鎵太陽電池為發電單元，每片電池均安裝旁路二極管,太陽電池表面粘貼摻鈰玻璃蓋片。太陽電池片如圖3 所示。

圖3 30.6 mm×40.3 mm 的GaInP2/GaAs/Ge單體電池

30.6 mm×40.3 mm 的GaInP2/GaAs/Ge 三結砷化鎵太陽電池的性能參數如下：短路電流密度17.1 mA/cm2，開路電壓2 700 mV，最佳工作點電流密度為16.8 mA/cm2，最佳工作點電壓為2 410 mV，填充因子FF=0.87，光電轉換效率為30%。測試條件：溫度(25±2)℃，1 Sun。

太陽電池陣為串、并混聯結構設計。采用一種規格的太陽電池，有利于太陽電池電路的優化設計，提高太陽電池陣的布片系數，減少剩磁等[7-8]。展開式太陽電池陣基板尺寸為2 141 mm×750 mm，串聯片數為20 片，在基板尺寸條件下，可以排布49 串電路，去除壓緊點及鉸鏈處，可布置980 片太陽電池。體裝式太陽電池陣基板尺寸為2 141 mm×520 mm，串聯片數為24 片，在基板尺寸條件下，可以排布28 串電路，去除壓緊點及鉸鏈處，可布置672 片太陽電池。整星共布置1 652 片太陽電池。圖4 為太陽翼構型圖。

圖4 太陽翼構型圖

1.3 蓄電池組設計

衛星蓄電池組包括1 臺平臺蓄電池組和一臺載荷蓄電池組。平臺電池組采用由高比能量18650 單體電池組成的鋰離子蓄電池組，載荷電池組采用高功率電池組成的鋰離子蓄電池組。

平臺鋰離子蓄電池組的容量為15 Ah，由42 節鋰離子蓄電池進行6 并7 串組成。蓄電池組結構采用套筒式結構，如圖5 所示，這種套筒-底板一體化結構具有如下特點：(1)抗力學能力強，能滿足衛星發射的力學環境要求；(2)熱傳導性能好，電池工作產生的熱量可以通過套筒直接傳導到衛星安裝面上；(3)盡可能減輕了電池組結構件的質量。

圖5 平臺鋰離子蓄電池組結構

載荷鋰離子蓄電池組單體電池采用超高功率鋰離子電池[9]。單體電池的結構采用圓柱形結構。圓柱形鋰離子蓄電池由正極、負極、隔膜、電解液、電池殼體、電池正極端蓋、電池負極端蓋(電池正極端蓋、電池負極端蓋以下統稱為電池蓋)、負極柱、絕緣密封圈等幾部分組成。采用鋁合金材料做電池外殼，電池外殼、上蓋和下蓋均采用鋁合金材料，電池殼與電池蓋采用電子束焊接連接。電池的正、負極柱在電池的兩端，電池正極柱與電池外殼連接，電池負極柱為金屬銅，與電池殼體絕緣。蓄電池組由20 只5 Ah 圓柱型鋰離子蓄電池通過20 串組成，電池組結構采用套筒式結構，單體電池固定在套筒式結構內，如圖6 所示。

圖6 載荷鋰離子蓄電池組結構

1.4 PCU 及配電轉換設計

功率控制單元(PCU)是衛星電源系統的核心設備，起著調節太陽電池、蓄電池和負載之間功率平衡的作用[10]。該PCU 為衛星提供一條不調節母線，5、±12、30 V 等多條不同電壓調節母線，同時為平臺蓄電池和載荷蓄電池提供充放電管理功能。當衛星工作在光照期時，太陽電池陣功率經過3 個電源控制調節模塊輸出經中間母線給蓄電池充電，并傳輸功率到不調節母線和多條不同電壓調節母線。圖7 所示為PCU整機結構。

圖7 PCU 整機結構

電源控制器的設計基于低成本商業級器件，LT8490 是一款具有MPPT 功能的高電壓、大電流降壓-升壓型電池充電控制芯片。該器件可采用高于、低于或等于輸出電壓的輸入電壓運作，并能由太陽電池板供電。LT8490 實現升降壓控制，通過MPPT 算法對太陽電池陣實現MPPT 功率控制，對鋰離子蓄電池采用限流恒壓控制，控制電路高度集成，使電路面積大大減小，模塊質量輕，同時也減少了成本。

電源變換電路，主備各選用一片5 V 及±12 V DC/DC 電源模塊，同時對于主備份5 V DC/DC 及±12 V DC/DC 電源模塊，共用一片濾波器進行濾波。主備濾波器的輸入端采用熔斷器并聯的方式保證主備電源模塊任何一個故障后電源變換電路仍能正常工作，不會拉低一次母線。

2 能量平衡分析

針對某一特征軌道衛星任務指標：太陽同步軌道晨昏軌道；太陽翼輸出功率530 W；平臺長期功耗260 W；載荷功耗5 000 W(持續30 s)；軌道周期94.6 min；最長地影時間22 min。

通過仿真分析軟件，對該特征軌道任務的電源系統能量平衡進行分析，確認在當前設計邊界條件下，最大22 min 地影，最大光照角30.8°，最惡劣條件相疊加作用下，SAR 脈沖大功率載荷每工作一次，電源系統放電深度達到15.2%，經過5個軌道周期能實現能量平衡，如圖8～圖10 所示。

圖8 太陽翼法線矢量與太陽矢量夾角

圖9 一年內軌道地影時間變化

圖10 能量平衡分析

3 結論

對于脈沖大功率載荷的微小衛星公用平臺，本文給出了一種適用不同載荷任務需求的衛星電源分系統方案，可以滿足一種SAR 大功率脈沖載荷在軌任務的能源需求。文中給出的能量平衡仿真實例證明了該方案的任務滿足有效性。