空間電源系統(tǒng)關(guān)鍵技術(shù)分析

楊 波，焦云華

(北京機(jī)電工程研究所，北京 100074)

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空間電源系統(tǒng)關(guān)鍵技術(shù)分析

楊 波，焦云華

(北京機(jī)電工程研究所，北京 100074)

介紹了空間電源系統(tǒng)的功能及組成結(jié)構(gòu)。在大功率、高可靠性航天器發(fā)展應(yīng)用背景下，從三個(gè)方面分析了空間電源系統(tǒng)設(shè)計(jì)的關(guān)鍵技術(shù)。跟蹤國際最前沿的空間電源技術(shù)動(dòng)態(tài)，指出空間電源系統(tǒng)的發(fā)展方向，并詳細(xì)分析了功率控制模塊電路，對后續(xù)電源系統(tǒng)的優(yōu)化設(shè)計(jì)工作具有參考意義。

空間電源系統(tǒng)；均衡電路；功率控制器

0 引言

近年來，隨著人類探索太空活動(dòng)的日益頻繁，空間技術(shù)的快速發(fā)展，航天飛行器的工作模式及功率需求變得十分復(fù)雜，對電源系統(tǒng)的性能及應(yīng)用范圍提出了更高的要求。新型電源系統(tǒng)在保障對飛行器提供可靠的能源的前提下，盡量減小質(zhì)量和體積，具備較強(qiáng)的負(fù)載適應(yīng)能力，充分體現(xiàn)新技術(shù)特點(diǎn)。

航天電源作為航天系統(tǒng)儀器設(shè)備的電力支持系統(tǒng)，可靠性要求很高。輕型化、大功率成為航天器兩個(gè)主要發(fā)展方向。輕型化可以減少航天器發(fā)射成本；而大功率意味著能支持更多電子設(shè)備，大幅度提高航天器應(yīng)用范圍與功能。質(zhì)量與功率是其設(shè)計(jì)的兩個(gè)重要約束條件，高功率質(zhì)量比是空間電源系統(tǒng)的優(yōu)化設(shè)計(jì)方向。

為提高空間電源系統(tǒng)研制水平，需要了解電源系統(tǒng)的組成，以及各分系統(tǒng)國內(nèi)外發(fā)展現(xiàn)狀。本文將從組成空間電源的三大核心模塊展開相應(yīng)技術(shù)研究。

1 空間電源系統(tǒng)結(jié)構(gòu)組成

電源系統(tǒng)是飛行器所有儀器工作的電源，它是電能產(chǎn)生、儲存、變換、調(diào)節(jié)、傳輸分配和管理的重要分系統(tǒng)。其基本功能是通過物理和化學(xué)過程，將太陽的光能、核能或化學(xué)能轉(zhuǎn)化為電能，并根據(jù)需要對電能進(jìn)行儲存、調(diào)節(jié)和變換，然后向各個(gè)分系統(tǒng)不間斷供電。典型電源系統(tǒng)的構(gòu)型如圖1。

圖1 典型電源系統(tǒng)結(jié)構(gòu)圖Fig.1 Typical power control unit

航天器電源分系統(tǒng)供電質(zhì)量的優(yōu)劣直接影響航天器的整體性能。當(dāng)前，在軌航天器使用太陽電池陣—蓄電池組聯(lián)合供電的電源系統(tǒng)占90%以上。太陽電池陣—蓄電池組聯(lián)合供電的電源系統(tǒng)由太陽電池陣、蓄電池組和電源控制裝置三部分組成。完成以下功能：

1)在飛行器綜合測試和各種試驗(yàn)期間，為儀器和設(shè)備提供電源；

2)在飛行器發(fā)射主動(dòng)段，為儀器和設(shè)備提供電源；

3)飛行器在軌運(yùn)行期間保證設(shè)備的可靠供電；光照期間太陽電池陣發(fā)電為設(shè)備負(fù)載供電，對蓄電池充電；陰影期間，蓄電池為設(shè)備供電；

4)實(shí)施對電源系統(tǒng)的管理和控制(包括對電源系統(tǒng)母線電壓的調(diào)節(jié)、對蓄電池組充放電的控制與調(diào)節(jié))。

2 空間電源太陽能技術(shù)

航天領(lǐng)域中太陽能的利用方式主要包括：光伏發(fā)電，太陽能熱動(dòng)力發(fā)電，依靠太陽光能或熱能促進(jìn)化學(xué)反應(yīng)(例如燃料制備和蓄熱介質(zhì))等。

太陽電池是一種能量轉(zhuǎn)換半導(dǎo)體器件，它依靠半導(dǎo)體光伏效應(yīng)將光能量轉(zhuǎn)化為電能量。太陽能電池是衛(wèi)星以及空間站等航天飛行器的最常用電源。太陽能電池的第一次使用是在1958年發(fā)射的先鋒1號Vanguard飛行器上。在實(shí)際應(yīng)用中的光電轉(zhuǎn)換效率一般在6%～20%，單位面積功率達(dá)到150W/m2，質(zhì)量功率密度則可達(dá)到200W/kg。隨著功率需求的增加，開始研發(fā)更輕型的柔性電池與效率更高的多結(jié)砷化鎵電池。

2.1 柔性電池技術(shù)

國外早在20世紀(jì)70年代就開始柔性板太陽電池陣的研究，20世紀(jì)80年代在許多飛行器上得到應(yīng)用，例如美國的哈勃望遠(yuǎn)鏡的太陽陣、美國洛克達(dá)因公司為國際空間站制造的太陽電池陣皆為柔性電池。柔性電池可拓展性較強(qiáng)，可以實(shí)現(xiàn)太陽陣的超大功率。未來大功率飛行器的太陽能電池方案更傾向采用柔性電池。柔性太陽電池陣的另一特點(diǎn)是收攏體積小。單個(gè)太陽電池板厚度較小，可以像手風(fēng)琴一樣折疊收攏后壓緊于收藏箱內(nèi)，且板與板之間不需要預(yù)留間隙，實(shí)現(xiàn)完全壓緊。因此，大面積柔性太陽電池陣的收攏體積可比相同面積的剛性太陽電池陣減小約80%。

哈勃望遠(yuǎn)鏡太陽電池陣，是卷式復(fù)合薄膜太陽電池陣技術(shù)的典型工程應(yīng)用范例。該太陽陣由粘貼在柔性敷層上的太陽電池構(gòu)成，太陽電池是尺寸為20.95mm×4.35mm的效率為12.68%的硅電池。太陽電池陣在軌工作5年，軌道工作溫度為70℃，壽命末期的重量比功率為20.3W/kg。

圖2 哈勃望遠(yuǎn)鏡Fig.2 Hubble space telescope

國際空間站太陽電池陣采用的是折疊式復(fù)合薄膜太陽電池陣技術(shù)。太陽陣有8個(gè)展翼，太陽翼展寬達(dá)73.2m，總面積相當(dāng)于一個(gè)足球場面積的54%，采用對稱式配置方式，以避免干擾，便于空間站的整體控制和太陽定向跟蹤。

圖3 國際空間站Fig.3 International space station

2.2 多結(jié)砷化鎵電池技術(shù)

砷化鎵(GaAs)太陽能電池具有高于硅太陽電池的轉(zhuǎn)換效率，在較高的電池溫度下仍能有較好的工作性能。單結(jié)砷化鎵電池的轉(zhuǎn)化效率較低，對太陽光能的吸收存在較多的浪費(fèi)，近年來已經(jīng)發(fā)展出了三結(jié)以及更高結(jié)的砷化鎵電池。三結(jié)或多結(jié)電池是指采用疊層技術(shù)將對太陽光波吸收能力不同的半導(dǎo)體材料制作成多個(gè)P-N結(jié)結(jié)構(gòu)的電池。三結(jié)砷化鎵電池在2002年已經(jīng)應(yīng)用于軌道飛行器上，最大轉(zhuǎn)化效率達(dá)到26.5%。四結(jié)砷化鎵電池的試驗(yàn)轉(zhuǎn)化效率已達(dá)35%，相對成本大為降低，單位面積功率密度和單位質(zhì)量功率密度分別在375W/m2和145W/kg。多結(jié)砷化鎵太陽電池目前效率最高且有較好的抗輻照性能，但是存在密度大、容易破損、原材料成本高、生產(chǎn)過程中造成的環(huán)境污染等問題，給大規(guī)模生產(chǎn)與應(yīng)用帶來一些問題。

3 鋰蓄電池均衡充電技術(shù)

鋰離子蓄電池作為一種20世紀(jì)90年代初期發(fā)展的先進(jìn)蓄電池，具有高比能量、高電壓、抗低溫性能、低自放電率和無記憶效應(yīng)等一系列優(yōu)點(diǎn)，因此得到了越來越廣泛的應(yīng)用。隨著鋰離子蓄電池技術(shù)的發(fā)展，它已經(jīng)成為繼鎘鎳蓄電池、氫鎳蓄電池之后的第三代空間儲能電源

鋰離子電池目前在空間應(yīng)用上存在一個(gè)難題。在充放電過程中，蓄電池組內(nèi)各單體電壓的離散性會(huì)逐漸變大，導(dǎo)致整組電池性能與壽命下降。因此航天長時(shí)鋰離子電池組必須設(shè)計(jì)均衡電路。均衡電路設(shè)計(jì)基本思路是對單體電池電壓進(jìn)行采集，再根據(jù)不同設(shè)計(jì)方法將單體電池電壓趨于一致。常見方法有分流電阻均衡、平均電壓均衡以及能量非損耗型等方法。

分流電阻均衡設(shè)計(jì)簡單，將每個(gè)單體電池并聯(lián)同阻值的分流電阻。在充完電以后，若單體電池電壓差異較大，便接通分流。電壓較高的分流電流較大，電壓較小的分流電流小，從而減小了電池間電壓差。此方式簡單且成本低，但效率低。改進(jìn)型的分流均衡電路可以增加控制開關(guān)，檢測最高電壓與最低電壓的單體電池。通過控制開關(guān)通斷，在充電過程中，達(dá)到均衡充電的目的。此方法的電路結(jié)構(gòu)簡單，但是控制比較復(fù)雜。

平均電壓均衡電路原理如圖4所示。圖中Vbattery為蓄電池組電壓，經(jīng)電阻R1與R2分壓得到電池的平均電壓。每個(gè)單體電池電壓與平均單體電壓相比較，控制開關(guān)就高于平均電壓的電池分流，因此均衡電路是往下趨于平衡。屬于能量耗散型均衡電路。

圖4 平均電池電壓均衡電路Fig.4 Average voltage battery equipoise

為了減小能量損耗，還可以利用儲能器件進(jìn)行能量平衡的電路。如開關(guān)電容均衡電路、DC-DC變換器均衡電路。開關(guān)電容均衡電路原理是利用電容器儲存電荷的特點(diǎn)，將高電壓的單體電池能量傳遞到低電壓的單體電池。還可以采用電感元件實(shí)現(xiàn)雙向傳遞。這種方法存在均衡時(shí)間長，能量多次傳輸?shù)奶攸c(diǎn)，對于串聯(lián)數(shù)目較多的電池組并不適合。DC-DC變換器電路原理是利用升降壓電路及單體電池可充放電的特點(diǎn)，將高電壓的電池能量傳遞到電池組里。這種方法易于組合化、模塊化，但是器件多，結(jié)構(gòu)復(fù)雜，質(zhì)量較大。

圖5 DC-DC式均衡電路Fig.5 DC-DC battery equipoise

空間電源系統(tǒng)的總體設(shè)計(jì)要考慮軌道的特點(diǎn)：高軌道周期長，能源充足，蓄電池充放電循環(huán)次數(shù)多，要求較高的可靠性與質(zhì)量經(jīng)濟(jì)性，可采用耗散型分流電路；低軌蓄電池充放電次數(shù)高，放電工作周期短，均衡電路多采用光照期間充電式均衡電路?？紤]在經(jīng)濟(jì)性、可靠性、高效率的約束條件下設(shè)計(jì)成熟可靠均衡電路。非耗散型電路具有低損耗的特點(diǎn)，效率更高但控制電路復(fù)雜，是目前研究的熱點(diǎn)方向。

4 先進(jìn)功率控制技術(shù)

S3R型功率調(diào)節(jié)技術(shù)在1977年提出后直至今天仍在中外航天器上大量應(yīng)用。在此基礎(chǔ)上后來發(fā)展了混合型功率調(diào)節(jié)，將太陽陣分為充電陣與供電陣。20世紀(jì)90年代歐洲航天局(ESA)電源系統(tǒng)試驗(yàn)室首次研制出了S4R型功率調(diào)節(jié)系統(tǒng)，S4R技術(shù)克服了S3R技術(shù)中充電控制器直接串聯(lián)在母線上所帶來功率損耗過大和質(zhì)量過重的缺點(diǎn)，又克服了混合型功率調(diào)節(jié)技術(shù)使用獨(dú)立充電陣效率較低的困難。

S4R型調(diào)節(jié)技術(shù)將母線誤差區(qū)域分成兩塊，分別控制分流調(diào)節(jié)器與放電調(diào)節(jié)器，減少了控制的復(fù)雜程度，較好地滿足了地球同步軌道和太陽同步軌道對電源系統(tǒng)的使用要求。S4R技術(shù)也有局限性，在功率充足時(shí)，分流調(diào)節(jié)域優(yōu)先蓄電池充電，所以太陽電池陣輸出母線電壓被蓄電池電壓鉗位，太陽電池沒有工作在最大功率點(diǎn)，利用率下降。S4R型功率調(diào)節(jié)僅適用于蓄電池電壓低于母線電壓的供電體制，S4R功率調(diào)節(jié)效率很高，但包括太陽電池在內(nèi)的綜合充電效率并不高，同時(shí)S4R的充電損耗、體積、重量與S3R功率調(diào)節(jié)系統(tǒng)相比低很多，是綜合性能最好的拓?fù)浣Y(jié)構(gòu)。表1對比了三種常用功率調(diào)節(jié)技術(shù)。

表1 S3R混合型S4R技術(shù)對比Tab.1 Contrast of S3RMixedS4R Regulator

電池充放電一體化(BCDSR)是ESA基于電源系統(tǒng)集成化提出來的一種新型功率控制拓?fù)浣Y(jié)構(gòu)。它的控制信號來自母線誤差放大器、蓄電池誤差放大器。在功率開關(guān)控制單元控制下完成充電調(diào)節(jié)器(BCR)，放電調(diào)節(jié)器(BDR)，分流調(diào)節(jié)器(SR)三種控制器的功能，實(shí)現(xiàn)了一體化功率控制設(shè)計(jì)。新型一體化技術(shù)適用于低功率空間電源系統(tǒng)的一體化設(shè)計(jì)，且適用性強(qiáng)，簡化功率控制電路的復(fù)雜程度，其拓?fù)浣Y(jié)構(gòu)框圖如圖6所示。

圖6 BCDSR拓?fù)浣Y(jié)構(gòu)框圖Fig.6 Power supply system block of BCDSR

這種改進(jìn)型的BCDSR拓?fù)浣Y(jié)構(gòu)工作于充放電狀態(tài)時(shí)，開關(guān)管零電流導(dǎo)通，取得同步整流的效果。太陽電池陣直接給蓄電池組充電，提高了系統(tǒng)充電效率。

(1)陰影期BDR狀態(tài)工作示意圖

圖7中，電源系統(tǒng)工作在BDR工作模式，蓄電池放電是Buck降壓工作方式。通過開關(guān)S1的脈寬調(diào)制的導(dǎo)通，蓄電池給母線負(fù)載供電。開關(guān)S2處于關(guān)斷狀態(tài)。能量從A點(diǎn)傳遞到B點(diǎn)。提供給負(fù)載的電流等于I1+I2，通過反饋母線電壓，調(diào)節(jié)占空比D維持母線電壓恒定。

圖7 BDR工作模式Fig.7 BDR mode of BCDSR circuit

除了在陰影期，蓄電池組為母線供電，在光照期，當(dāng)太陽能電池功率不足以提供負(fù)載功率時(shí)，蓄電池也能以Buck降壓工作方式，與太陽電池并聯(lián)為母線負(fù)載供電。全母線電壓調(diào)節(jié)的方式確保母線電壓的穩(wěn)定。

(2)光照期BCR狀態(tài)工作示意圖

由于蓄電池的額定電壓比母線電壓高，電路是以Boost升壓方式充電。如圖8所示，能量由B點(diǎn)傳送到A點(diǎn)。在這個(gè)狀態(tài)下，有兩種工作模式，一種功率充足為蓄電池充電，一種功率富余對地分流。

圖8 BCR工作模式Fig.8 BCR mode of BCDSR circuit

在BCR工作過程中，太陽電池陣輸出電流的大小足夠提供負(fù)載電流。多余的部分可以提供給電池充電。隨著太陽電池輸出功率的增加，母線電壓上升，誤差放大器反饋輸出增加，充電電流增加以減小流向負(fù)載的電流，以此調(diào)節(jié)母線電壓回到設(shè)定范圍內(nèi)。在此模式下，太陽電池陣的輸出電流等于負(fù)載電流與充電電流的和。

BCR狀態(tài)工作，蓄電池的充電電流等于太陽電池陣的輸出電流與負(fù)載電流的差，如果太陽電池的輸出電流足夠大，差值可能大于蓄電池充電電流的最大限值，可能導(dǎo)致蓄電池的損壞。因此反饋模塊信號由蓄電池組充電電流信號調(diào)節(jié)，維持充電狀態(tài)下，以恒定的最大電流充電。反饋控制信號使開關(guān)S2完全開通，太陽電池對地短路，進(jìn)入SR模式，當(dāng)母線誤差放大器達(dá)到SR模式設(shè)定值時(shí)，S2斷開，再回到BCR模式。

充放電一體化技術(shù)擴(kuò)展了空間電源系統(tǒng)的設(shè)計(jì)方法和應(yīng)用領(lǐng)域，推進(jìn)了控制裝置的模塊化進(jìn)程，充放電一體化設(shè)計(jì)代表了空間電源系統(tǒng)功率調(diào)節(jié)技術(shù)的發(fā)展趨勢。

5 結(jié)束語

隨著航天技術(shù)的發(fā)展，對空間電源系統(tǒng)大功率需求提出了新要求。本文從組成電源系統(tǒng)的三大模塊，分析了設(shè)計(jì)電源系統(tǒng)的關(guān)鍵技術(shù)，分析結(jié)果表明在發(fā)展先進(jìn)空間電源系統(tǒng)時(shí)應(yīng)注重以下幾點(diǎn)：

1)發(fā)展柔性太陽能電池與多結(jié)高效砷化鎵電池是研制高效太陽能電池技術(shù)方向。

2)鋰離子電池技術(shù)的成熟應(yīng)用需要成熟的安全均衡電路設(shè)計(jì)，均衡電路的設(shè)計(jì)應(yīng)當(dāng)從總體設(shè)計(jì)出發(fā)，結(jié)合任務(wù)軌道特點(diǎn)設(shè)計(jì)。

3)功率控制器的發(fā)展方向?yàn)橐惑w化設(shè)計(jì)，BCDSR技術(shù)是比較好的設(shè)計(jì)思路。

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Analysis on Key Technologies of Space Power System

YANG Bo, JIAO Yun-hua

(Beijing Electro-mechanical Engineering Institute, Beijing 100074, China)

This paper introduces the function and structure of space power system. In the development of space technology, high power and high integration are new directions. In the design of space power system, three aspects are analyzed including solar battery, Li-ion battery balance circuit and power control circuit. It contains a particular analysis of the power control module. This paper has reference significance for the subsequent optimization design of space power system.

Space power system; Balanced circuit; Power controller

2014 - 12 - 15；

2015 - 01 - 06。

楊波(1990 - )，男，碩士，主要從事電氣系統(tǒng)方面的研究。

TM912.9

A

2095-8110(2015)03-0114-06