基于鋰電池的空間電源系統鈍化研究

鄭 犁，李 康，章 玄，姜垚先，李 鍵

(中國空間技術研究院通信與導航衛星總體部，北京 100094)

隨著發射航天器數量的不斷增長，空間碎片對在軌衛星的威脅也引起了更多關注。盡管目前由于蓄電池組導致航天器爆炸的事故僅占比約4%[1]，且均不是鋰離子電池，但鋰離子電池在航天器離軌后的非受控狀態是導致航天器爆炸的重要潛在原因，因此在設計之初就要對其離軌后的安全性進行充分考慮[2]。

目前，歐洲通信衛星系統(European Communication Satellite System，ECSS)、歐洲空間局(European Space Agency，ESA)、國際標準化組織(International Organization for Standardization，ISO)均出臺了航天器鈍化要求的相關標準[3-5]，其中包含了對能源系統鈍化的要求，如表1 所示。歐洲標準ECSS-U-AS-10C 中規定“在棄用處理階段，航天器或運載火箭應可控有序地永久耗盡載有的儲能設備，或使其安全”。歐洲標準ESSB-HB-U-002-ISS1(2015)提供了關于這些要求的解釋、執行和合規性檢查的指導。例如，鈍化功能不要求備份。法國空間局(Loi Relative aux Operations Spatiales，LOS)標準規定電池在壽命末期應放電，且如果被隔離，則自放電耗盡時間應小于1 年。

表1 國外標準對能源系統鈍化的要求

1 離軌后鋰電池安全性分析

1.1 離軌后溫度條件

2014 年ESA 通過內部試驗研究分析了不同軌道下工作壽命(最長15 年)之后25 年后，鋰離子電池的工作溫度和輻照環境。其中，關于溫度考慮的因素如下：(1)不同軌道：低地球軌道(Low Earth Orbit,LEO) (600、800 km 的太陽同步軌道)、中地球軌道(Medium Earth Orbit,MEO)、地球同步軌道(Geosynchronous Earth Orbit，GEO)；(2)電池大小和位置：包括星體內部或外部；(3)衛星的不同朝向：對日定向、地指或旋轉；(4)熱輻射器、艙板的熱特性和光學特性。

經分析，不同軌道情況下鋰離子蓄電池的溫度范圍如圖1 所示。GEO 軌道至點，當熱輻射器對日定向時，鋰離子電池的不同條件下高溫可達到89～204 ℃，GEO 軌道最低溫度出現在-167 ℃。LEO 軌道，蓄電池外置時不同條件下高溫達到54～142 ℃，蓄電池內置時，最高溫度可達到82 ℃，表明蓄電池外置時溫度條件較為惡劣。此外，考慮到離軌后熱控設備已超過其設計壽命，且星上軟件故障檢測、隔離和恢復功能也會禁止，星上的溫度條件可能會超出上述分析范圍。

圖1 不同軌道情況下鋰離子蓄電池的溫度范圍[6]

在長光照季，典型情況下GEO 軌道鋰離子蓄電池組的溫度遠高于地影季，如圖2 所示。對LEO 軌道，熱分析的結果表明，當星體自旋后蓄電池溫度范圍會減小，如圖3 所示?；诖耍谡窃试S的情況下，可在離軌階段將衛星自旋，以獲取更安全的整星溫度。

圖2 GEO 高溫——地影期影響[6]

圖3 LEO高溫——蓄電池位置和衛星旋轉的影響[6]

1.2 離軌后鋰電池安全性評估

通過ESA TRP 計劃，針對鋰離子電池的測試包括：外部短路、內部短路、過充電、過放電以及過溫度等。試驗結果表明，熱失控是導致鋰離子電池爆炸的最可能原因，過充電也會導致鋰離子電池組溫度超過熱失控的臨界值。當鋰電池的溫度超過一定限值時，蓄電池的溫度迅速上升，即發生熱失控。一旦熱失控開始，電池的正極開始泄漏，如果仍持續加熱，則這些快速產生的氣體會使電池爆炸產生碎片，導致電池甚至航天器損毀。

針對鋰電池熱失控影響因素研究的試驗結果表明，熱失控臨界值與鋰電池荷電狀態相關，隨荷電狀態的增加，熱失控起始溫度降低。此外，當鋰電池處于0 V 時，即使達到150 ℃，仍然不會發生熱失控，體現出比荷電狀態為0 時更優越的安全性[7]。

1.3 鋰離子蓄電池鈍化需求分析

基于離軌后環境條件和離軌后鋰電池安全性評估，考慮到熱控失效等極端情況，高低軌鋰離子蓄電池組的高溫均可能超過熱失控的起始溫度，為最大限度保證鋰離子蓄電池的安全性，分析鋰離子蓄電池組的鈍化需求如下：(1)將鋰離子電池放電甚至過放至0 V；(2)將鋰離子電池的充電通路隔離，保證在離軌過程后難以實時受控的過程中不會被充電甚至過充電；(3)盡可能保證鋰離子蓄電池的熱控正常，降低蓄電池發生熱失控的概率。

此外，基于可靠性要求，鈍化功能不要求備份，但單重故障不能導致鈍化功能誤動作[8]。

2 鋰離子蓄電池鈍化方案

2.1 旁路鈍化

為了在離軌后將鋰電池放電至0 V，最直接的方式是采用如圖4 所示的旁路鈍化方案，衛星離軌后，首先通過指令將蓄電池EOCV 置低，使得蓄電池的荷電狀態維持在較低水平；接著通過指令斷開旁路控制開關，將蓄電池組正端與主功率通路斷開，并將其接入旁路鈍化電阻通路，蓄電池組將通過旁路鈍化電阻放電至0 V，維持在安全水平。

圖4 旁路鈍化方案

兩串兩并的旁路鈍化電阻阻值設計需考慮到如果旁路鈍化開關誤動作，其放電電流是系統功率預算可接受的。此外，旁路控制開關并聯冗余設計，可避免指令誤觸發，同時在指令序列執行完畢前可終止鈍化流程。

針對裝配鋰電池的GEO 衛星，其單體(或并聯小組件)配置旁路開關，在蓄電池旁路功能使能情況下，當蓄電池單體電壓低于2.7 V 或高于4.4 V 后可自主旁路，蓄電池單體通過旁路電阻緩慢放電至0 V。配置旁路開關的鋰電池組，在禁止能源管理軟件的故障檢測、隔離與恢復軟件并使能旁路開關控制后，設置蓄電池充電電流為0，使得蓄電池逐步放電至0 V。在此期間，為了加速蓄電池的放電，可使衛星自旋或旋轉太陽翼非對日定向。此外，為了防止衛星在太陽翼光照條件下重新加電導致蓄電池以默認充電電流充電，需通過硬件設置在電源控制器的遙測遙控斷電時默認充電電流為0，從而保證蓄電池可靠鈍化。在配置旁路開關的情況下，即使母線在太陽翼光照條件下恢復電壓，由于鋰電池放電過深低于2.7 V，會觸發旁路開關動作，將鋰電池與母線物理隔離。此時，旁路開關使能控制與旁路開關電壓檢測與隔離電路構成冗余備份，單重故障不會導致其誤動作。

2.2 MEA 鈍化

PCU/PCDU 中的主誤差放大器MEA 為源側能量控制的核心。通過將MEA 拉低至SUN 域以下，可使太陽翼輸出功率一直為0，從而使得蓄電池放電至低荷電態，保證其安全。鈍化指令執行后，MEA 常高，使得太陽電池調節器關斷，蓄電池通過蓄電池充放電調節器或開關放電，放電通路如圖5 中箭頭方向所示。

圖5 MEA鈍化方案

因為MEA 為表決設計，因此在每個MEA 分支上均通過1 個繼電器TL26p 實現高飽和與當前MEA 輸出值取大，如圖5 所示。每個繼電器控制1 個MEA 分支，任何1 個繼電器發生故障僅會導致單個MEA 支路的錯誤輸出，這與單個MEA支路自身故障是等效的，且該故障不會影響最終MEA 信號的正確輸出。為進一步提高可靠性，在MEA 鈍化的輸入端，增加1 個TL26p 繼電器作為鈍化使能信號，在鈍化未使能的情況下，消除由于母線暫態響應可能導致多個MEA 支路共因故障。因此，鈍化使能繼電器必須最后閉合。

2.3 分流鈍化

通過集成在PCU/PCDU 中的鈍化控制開關實現，即通過指令閉合開關，使太陽翼電流被完全分流，蓄電池通過對母線放電完成鈍化，放電通路如圖6 中箭頭方向所示。鈍化控制開關串聯設計，同時鈍化指令分為使能和動作兩條指令，通過直接指令和總線指令兩種方式備份，指令的執行機構為串聯的2 個繼電器，單重故障不會導致鈍化控制開關誤動作。當蓄電池的能量足以保證執行指令時，鈍化流程可通過指令復位。針對S3R/S4R 等分流體制的衛星，可通過閉合所有分流電路的開關管實現。

圖6 分流鈍化方案

2.4 開路鈍化

在太陽電池分陣通路上串聯額外的繼電器，通過斷開這些繼電器將太陽翼電流完全隔離，蓄電池通過對母線放電完成鈍化，放電通路如圖7 中箭頭方向所示。鈍化指令分為使能和動作兩條指令，且通過直接指令和總線指令兩種方式備份，該備份方式與上述分流鈍化一致，單重故障不會導致鈍化控制開關誤動作。鈍化控制開關的電流選型需考慮到鈍化后流過的太陽電池陣分流電流。針對采用DC/DC 變換器作為太陽電池陣功率調節單元的衛星，可通過斷開DC/DC 變換器使得太陽電池分陣處于開路狀態實現。

圖7 開路鈍化方案

2.5 鈍化方案對比

將旁路鈍化、MEA 鈍化、分流鈍化以及開路鈍化這4 種鈍化方案從對正常工作狀態的影響、受空間環境影響程度、額外增加元器件的情況以及鈍化后電路受電流應力情況等方面進行對比，如表2 所示。綜合下述因素：鈍化電路及其指令回路受空間環境影響??；實現方式代價??；鈍化后電路不會長時間受電流應力。

表2 鈍化方案對比

含鋰電池的衛星電源系統首選旁路鈍化方案；針對DC/DC 拓撲，可考慮采用MEA 鈍化方案；針對功率很小的衛星如立方星等，可考慮采用繼電器實現分流鈍化和開路鈍化。

3 結論

本文分析了鋰離子電池離軌后的環境條件及在離軌期間電池熱失控的風險，為保證衛星離軌安全，提出了旁路鈍化、MEA 鈍化、分流鈍化以及開路鈍化這4 種可行的鈍化解決方案，均可保證將蓄電池放電至0 V，且離軌后不會被充電。上述方案中，單重故障均不會導致鈍化功能誤動作?；诖耍疚膹氖芸臻g環境影響程度、額外增加元器件的情況以及鈍化后電路受電流應力情況等方面進行對比，分析結果表明，旁路鈍化方案鈍化電路及其指令回路受空間環境影響小、實現方式代價小、鈍化后電路不會長時間受電流應力，是基于鋰離子電池的電源系統鈍化的首選方案。