一種用于采樣返回的兩艙段聯(lián)合供電技術(shù)研究

夏寧 劉治鋼 杜青 馬玉偉 蔡曉東 崔波 張明 王超

(北京空間飛行器總體設(shè)計(jì)部，北京 100094)

多艙段組合航天器是空間飛行器的一種，在返回式衛(wèi)星、飛船、探月工程中已得到廣泛應(yīng)用。如ESA的“火星快車(chē)”，由軌道器和著陸器(獵兔犬-2)組成，我國(guó)返回式衛(wèi)星和“神舟”系列飛船一般由軌道艙、推進(jìn)艙和返回艙組成，嫦娥三號(hào)探測(cè)器由著陸器與巡視器組成。隨著空間探測(cè)目標(biāo)任務(wù)日益豐富，尤其以空間站為代表的載人航天探測(cè)任務(wù)和以月球著陸、巡視勘探、采樣返回任務(wù)為代表的深空探測(cè)任務(wù)，往往采用多艙段組合方式完成預(yù)定探測(cè)任務(wù)。常規(guī)航天器經(jīng)由運(yùn)載火箭發(fā)射入軌后，在任務(wù)期間一般不會(huì)發(fā)生組合形態(tài)的變化，其電源系統(tǒng)也通常為獨(dú)立電源系統(tǒng)。多艙段組合航天器在任務(wù)期間不同階段完成不同任務(wù)，會(huì)出現(xiàn)艙段分離、交會(huì)對(duì)接等組合形態(tài)變化，且各艙段之間也根據(jù)任務(wù)安排有不同供電需求。因此，根據(jù)不同的任務(wù)特點(diǎn)對(duì)多艙段組合航天器電源系統(tǒng)進(jìn)行針對(duì)性設(shè)計(jì)[1]。

目前，多艙段組合航天器供電方式大致可以分為3類(lèi)：①艙段間不存在供電關(guān)系，各艙段獨(dú)立供電滿(mǎn)足各自負(fù)載需求；②艙段間單向供電，在艙段組合飛行期間，一個(gè)艙段完全由另外的艙段供電；③艙段間雙向供電，雙向供電又包括兩種情況，第一種是并網(wǎng)供電，第二種是聯(lián)合供電，兩者區(qū)別是并網(wǎng)供電各艙段均有獨(dú)立的電源系統(tǒng)，聯(lián)合供電各艙段電源系統(tǒng)存在復(fù)用[2]。單向供電方案一般用于兩個(gè)艙段規(guī)模不相稱(chēng)的航天器，其中一個(gè)艙段配置有完整的太陽(yáng)電池陣-蓄電池組電源系統(tǒng)，另一個(gè)艙段為完成特定任務(wù)通常只攜帶儲(chǔ)能元件，例如火星快車(chē)與獵兔犬2號(hào)，從發(fā)射段至到達(dá)火星軌道整個(gè)過(guò)程均由火星快車(chē)向獵兔犬2號(hào)供電，直至達(dá)到目標(biāo)軌道將獵兔犬2號(hào)釋放前，才轉(zhuǎn)為獵兔犬2號(hào)自身攜帶的蓄電池組供電。單向供電方案較多用于目標(biāo)天體進(jìn)入著陸探測(cè)任務(wù)；雙向并網(wǎng)供電主要適用于起始狀態(tài)相互獨(dú)立的飛行器經(jīng)交會(huì)對(duì)接后相互間需要建立供電受電關(guān)系，例如“國(guó)際空間站”中美國(guó)電源系統(tǒng)與俄羅斯電源系統(tǒng)之間通過(guò)并網(wǎng)控制器實(shí)現(xiàn)雙向供電[3]。雙向聯(lián)合供電主要適用于起始狀態(tài)為組合體，在飛行過(guò)程中產(chǎn)生分離，由其中某一艙段繼續(xù)完成后續(xù)任務(wù)，復(fù)用的目的主要是減重，使系統(tǒng)性能得到優(yōu)化。目前檢索到的國(guó)內(nèi)外資料已發(fā)射的航天器未發(fā)現(xiàn)采用復(fù)用設(shè)備/模塊實(shí)現(xiàn)聯(lián)合供電的多艙段組合式航天器設(shè)計(jì)方案。

本文針對(duì)目標(biāo)天體進(jìn)入采樣返回探測(cè)任務(wù)供電需求復(fù)雜、質(zhì)量約束嚴(yán)酷的特點(diǎn)，提出了一種兩艙段復(fù)用蓄電池組和放電調(diào)節(jié)(BDR)模塊的聯(lián)合供電技術(shù)，艙段1電源系統(tǒng)由太陽(yáng)電池陣、充電分流調(diào)節(jié)模塊、BDR模塊、蓄電池組等組成；艙段2電源系統(tǒng)由太陽(yáng)電池陣、充電分流模塊等組成，兩艙段的全調(diào)節(jié)母線(xiàn)通過(guò)器間電纜連接。建立了兩艙段聯(lián)合供電工程仿真模型對(duì)典型聯(lián)合供電工況進(jìn)行仿真分析，并搭建了試驗(yàn)平臺(tái)開(kāi)展試驗(yàn)驗(yàn)證，試驗(yàn)數(shù)據(jù)與仿真結(jié)果具有較好的一致性，驗(yàn)證了設(shè)計(jì)方案的可行性，可為后續(xù)多艙段組合航天器聯(lián)合供電系統(tǒng)方案設(shè)計(jì)提供參考。

1 兩艙段組合航天器雙向供電技術(shù)研究

1.1 采樣返回探測(cè)任務(wù)供電特點(diǎn)分析

采樣返回探測(cè)的飛行階段通常包括接近段、環(huán)繞段、著陸段、目標(biāo)天體表面采樣段、上升段和返回段。受發(fā)射質(zhì)量和成本等因素制約，著陸-采樣-上升階段飛行任務(wù)通常由兩個(gè)艙段完成，艙段1和艙段2組成著陸上升組合體降落在目標(biāo)天體表面，完成采樣和樣品收集，之后兩器分離，由上升器攜帶樣品離開(kāi)，著陸器結(jié)束使命或者留在目標(biāo)天體表面繼續(xù)開(kāi)展探測(cè)或科學(xué)試驗(yàn)。在組合體狀態(tài)下，兩器具備雙向供電的能力有利于整器能源的優(yōu)化配置和供電可靠性、安全性的提高；在單器模式下，上升器承載樣品飛離目標(biāo)天體表面，存在單艙段工作的飛行階段，因而需要配置一套獨(dú)立的電源系統(tǒng)，著陸器留在目標(biāo)天體表面，如需繼續(xù)開(kāi)展探測(cè)任務(wù)，則也需要配置一套獨(dú)立的電源系統(tǒng)；如兩器分離后沒(méi)有后續(xù)任務(wù)，則應(yīng)考慮最大程度與上升器復(fù)用設(shè)備和模塊，以減少整器質(zhì)量降低發(fā)射成本和設(shè)計(jì)難度，使整器性能達(dá)到最優(yōu)。

下文以“兩器分離后著陸器使命結(jié)束”的任務(wù)需求為例，開(kāi)展兩艙段航天器供電方案設(shè)計(jì)。

1.2 兩艙段組合航天器雙向供電方案設(shè)計(jì)

圖1～圖3給出了3種可用于兩艙段組合航天器雙向供電的設(shè)計(jì)方案：方案1，兩艙段設(shè)備不復(fù)用，通過(guò)并網(wǎng)控制器實(shí)現(xiàn)雙向供電；方案2，兩艙段設(shè)備不復(fù)用，通過(guò)器間電纜實(shí)現(xiàn)雙向供電；方案3，兩艙段復(fù)用蓄電池組和放電調(diào)節(jié)器，通過(guò)器間電纜實(shí)現(xiàn)雙向供電。表1為兩艙段雙向供電3種方案的優(yōu)缺點(diǎn)對(duì)比。

由表1對(duì)比分析可知，方案1通用性最強(qiáng)，但質(zhì)量大、傳輸效率低；方案2質(zhì)量適中，傳輸效率高，適合兩艙段分離后著陸器仍需繼續(xù)工作的任務(wù)需求；方案3質(zhì)量最輕，對(duì)于“兩器分離后著陸器使命結(jié)束”的任務(wù)需求而言是3個(gè)方案中的優(yōu)選方案，既滿(mǎn)足任務(wù)需求，又盡可能實(shí)現(xiàn)輕小型、集成化設(shè)計(jì)[4-5]。

針對(duì)方案3在不同工況下的兩艙段工作模式進(jìn)行分析，共存在以下4種工況：①只有艙段1太陽(yáng)電池陣受到光照，艙段1太陽(yáng)電池陣為艙段1負(fù)載供電，并為艙段1蓄電池組充電，同時(shí)通過(guò)艙段間電纜為艙段2負(fù)載供電；②只有艙段2太陽(yáng)電池陣受到光照，艙段2太陽(yáng)電池陣為艙段2負(fù)載供電，并通過(guò)艙段間電纜網(wǎng)為艙段1負(fù)載供電和蓄電池組充電；③兩艙段太陽(yáng)電池陣均受到光照，各艙段太陽(yáng)電池陣分別滿(mǎn)足各自負(fù)載供電需求，如有剩余功率則根據(jù)母線(xiàn)電壓高低情況通過(guò)艙段間電纜網(wǎng)進(jìn)行互相補(bǔ)充供電；④地影期間，艙段1的蓄電池組通過(guò)BDR模塊放電，為兩艙段負(fù)載供電。艙段間分離后，艙段2無(wú)蓄電池組，只能在光照期工作。艙段1仍保持太陽(yáng)電池陣-蓄電池組聯(lián)合供電狀態(tài)，實(shí)現(xiàn)艙段1用電負(fù)載供電和蓄電池組充放電功能。

表1 兩艙段雙向供電方案對(duì)比

針對(duì)上述4種工況進(jìn)行分析可知，工況1和工況4中，艙段2實(shí)際可看作艙段1的負(fù)載，該兩種工況與艙段1單器模式下類(lèi)似，只是負(fù)載功率需求較大(增加了艙段2的負(fù)載)。工況2和工況3中，艙段2的太陽(yáng)電池陣、電源控制模塊(PCU)與艙段1的放電調(diào)節(jié)模塊(BDR)通過(guò)艙段間電纜網(wǎng)實(shí)現(xiàn)穿艙聯(lián)合供電，該兩種工況很容易出現(xiàn)多母線(xiàn)間的競(jìng)爭(zhēng)和串?dāng)_問(wèn)題，此處需采取兩艙段母線(xiàn)電壓差異化的設(shè)計(jì)方式。為考核相應(yīng)控制和反饋回路的設(shè)計(jì)合理性和穩(wěn)定性，需要通過(guò)建模仿真和試驗(yàn)進(jìn)行驗(yàn)證。

下文將選取工況2和工況3作為兩艙段聯(lián)合供電的典型工況，開(kāi)展仿真和試驗(yàn)驗(yàn)證。考核聯(lián)合供電系統(tǒng)的設(shè)計(jì)合理性和穩(wěn)定性，本質(zhì)上就是考核電源控制模塊和放電調(diào)節(jié)模塊的匹配性，相應(yīng)最直接的評(píng)判指標(biāo)也就是各艙段母線(xiàn)電壓的動(dòng)態(tài)特性(即負(fù)載躍變時(shí)，母線(xiàn)電壓的波動(dòng)幅值和恢復(fù)時(shí)間)。

2 兩艙段組合航天器聯(lián)合供電技術(shù)建模仿真

在Matlab軟件環(huán)境下開(kāi)展建模和仿真分析，具體如下。

2.1 仿真模型

本模型中采用串聯(lián)順序開(kāi)關(guān)分流調(diào)節(jié)(S4R)和順序開(kāi)關(guān)分流調(diào)節(jié)(S3R)混合的電源控制方式，太陽(yáng)電池陣按照式(1)進(jìn)行建模，蓄電池組采用軟件庫(kù)中既有模型[6-7]。

(1)

式中：I為電池單元輸出電流，Ipn為光生電流(p-n結(jié)電流)，Io為反向飽和電流，V為外加電壓，q是電子電荷，K是玻耳茲曼常數(shù)，T是絕對(duì)溫度，n是二極管因子，Rs是電池表面和背面電極的接觸電阻，Rsh是電池邊沿漏電通路等效電阻(見(jiàn)圖4)。

此處，著陸器和上升器太陽(yáng)電池陣控制部分均包含S4R和S3R兩種電路結(jié)構(gòu)，著陸器和上升器復(fù)用放電調(diào)節(jié)模塊和蓄電池組，兩艙段的全調(diào)節(jié)母線(xiàn)通過(guò)器間接口直接相連，兩艙段的不調(diào)節(jié)母線(xiàn)通過(guò)裝于上升器中的蓄電池組相連。

著陸上升組合體電源系統(tǒng)電路結(jié)構(gòu)如圖5所示。

2.2 仿真條件與參數(shù)

以某采樣返回深空探測(cè)器為例，其母線(xiàn)電壓和負(fù)載需求情況見(jiàn)表2。

表2 仿真條件與參數(shù)

2.3 仿真結(jié)果

針對(duì)組合體聯(lián)合供電的2種不同工況分別進(jìn)行仿真，每種工況下通過(guò)設(shè)置太陽(yáng)電池陣輸出使系統(tǒng)處于分流、聯(lián)合供電和蓄電池組放電3種不同的狀態(tài)，從而考察母線(xiàn)電壓的穩(wěn)態(tài)和動(dòng)態(tài)特性，部分仿真結(jié)果如下。

(1)著陸器太陽(yáng)電池陣和上升器蓄電池組聯(lián)合供電模式下，在分流狀態(tài)時(shí)，設(shè)置著陸器負(fù)載為20 A，設(shè)置上升器負(fù)載從8 A減載為1 A，兩艙段母線(xiàn)電壓的波形如圖6、圖7所示。

由圖6、圖7可知，上升器母線(xiàn)波動(dòng)為1.20 V，恢復(fù)時(shí)間為5.13 ms，著陸器母線(xiàn)電壓波動(dòng)大小為0.95 V，恢復(fù)時(shí)間為5.01 ms。上升器端負(fù)載情況發(fā)生變化，由于著陸器與上升器間連接線(xiàn)纜阻抗的作用，著陸器端母線(xiàn)電壓的波動(dòng)小于上升器端。兩艙段母線(xiàn)電壓穩(wěn)定后，均為29 V左右。

(2)著陸器太陽(yáng)電池陣和上升器太陽(yáng)電池陣以及蓄電池組聯(lián)合供電模式下，在聯(lián)合供電狀態(tài)時(shí)，設(shè)置上升器負(fù)載為8 A，設(shè)置著陸器負(fù)載從2 A加載為20 A，兩艙段母線(xiàn)電壓的波形如圖8、圖9所示。

由圖8、圖9可知，上升器母線(xiàn)波動(dòng)為0.88 V，恢復(fù)時(shí)間為4.86 ms，著陸器母線(xiàn)電壓波動(dòng)大小為1.06 V，恢復(fù)時(shí)間為5.04 ms。兩艙段母線(xiàn)電壓穩(wěn)定后，均為29 V左右。

由仿真可見(jiàn)，加減負(fù)載時(shí)，母線(xiàn)電壓隨之發(fā)生躍變，經(jīng)過(guò)短暫時(shí)間后恢復(fù)正常值。母線(xiàn)電壓發(fā)生躍變時(shí)，波動(dòng)不大于±1.5 V，恢復(fù)時(shí)間小于10 ms；穩(wěn)定后，母線(xiàn)電壓值滿(mǎn)足(29±1) V。即著陸、上升器兩艙段復(fù)用蓄電池組和放電調(diào)節(jié)模塊的聯(lián)合供電設(shè)計(jì)方式，能夠?qū)崿F(xiàn)兩艙段母線(xiàn)電壓的差異化有序供電，動(dòng)態(tài)特性滿(mǎn)足要求，相應(yīng)控制和反饋回路穩(wěn)定有效，在確保輕小型集成化設(shè)計(jì)的前提下解決了多母線(xiàn)間的競(jìng)爭(zhēng)和串?dāng)_難題。

3 組合體聯(lián)合供電試驗(yàn)驗(yàn)證

3.1 試驗(yàn)平臺(tái)的搭建

圖10為著陸上升組合體聯(lián)合供電方案試驗(yàn)平臺(tái)框圖，圖11為試驗(yàn)平臺(tái)實(shí)物照片。上升器鋰離子蓄電池組、上升器功率調(diào)節(jié)與配電單元(PCDU)和著陸器功率調(diào)節(jié)與配電單元(PCDU)采用方案階段工程樣機(jī)；通過(guò)方陣模擬器模擬著陸器和上升器太陽(yáng)電池陣工作情況，通過(guò)多路電子負(fù)載模擬星上負(fù)載供電情況；聯(lián)合供電控制監(jiān)視臺(tái)是完成數(shù)據(jù)采集、指令輸出和狀態(tài)顯示，通過(guò)1553B總線(xiàn)與著陸器PCDU、上升器PCDU通信。

3.2 試驗(yàn)步驟及結(jié)果

試驗(yàn)中，設(shè)置其中一艙段為空載或額定負(fù)載，在分流、聯(lián)合供電以及蓄電池組放電3種不同狀態(tài)下，變換另一艙段的負(fù)載情況，對(duì)全調(diào)節(jié)母線(xiàn)電壓的特性進(jìn)行測(cè)試，部分試驗(yàn)結(jié)果如下。

1)著陸器太陽(yáng)電池陣+上升器蓄電池組

著陸器太陽(yáng)電池陣和上升器蓄電池組聯(lián)合供電模式下，在分流供電狀態(tài)時(shí)，設(shè)置上升器負(fù)載為1 A，設(shè)置著陸器負(fù)載從20 A減載至2 A，兩艙段母線(xiàn)電壓的特性曲線(xiàn)如圖12所示。

圖12中，上升器母線(xiàn)電壓波動(dòng)為0.73 V，恢復(fù)時(shí)間為4.7 ms，著陸器母線(xiàn)電壓波動(dòng)大小為0.89 V，恢復(fù)時(shí)間為5.4 ms。著陸器端負(fù)載情況發(fā)生變化，而由于上升器與著陸器間連接線(xiàn)纜阻抗的作用，上升器端母線(xiàn)電壓的波動(dòng)小于著陸器端。兩艙段母線(xiàn)電壓穩(wěn)定后，均為29 V左右。

2)著陸器太陽(yáng)電池陣+上升器太陽(yáng)電池陣+蓄電池組

著陸器太陽(yáng)電池陣、上升器太陽(yáng)電池陣和蓄電池組聯(lián)合供電模式下，在分流狀態(tài)時(shí)，設(shè)置著陸器負(fù)載為2 A，設(shè)置上升器負(fù)載從1 A加載至8 A，兩艙段母線(xiàn)電壓的特性曲線(xiàn)如圖13所示。

圖13中，上升器母線(xiàn)電壓波動(dòng)為0.66 V，恢復(fù)時(shí)間為4.8 ms，著陸器母線(xiàn)電壓波動(dòng)大小為0.42 V，恢復(fù)時(shí)間為4.1 ms。兩艙段母線(xiàn)電壓穩(wěn)定后，均為29 V左右。

試驗(yàn)與仿真結(jié)果具有較好的一致性，著陸器與上升器組合體聯(lián)合供電母線(xiàn)電壓特性良好，驗(yàn)證了兩艙段航天器復(fù)用蓄電池組和BDR模塊聯(lián)合供電方案的可行性。

4 結(jié)束語(yǔ)

本文針對(duì)采樣返回深空探測(cè)任務(wù)提出了一種兩艙段復(fù)用蓄電池組和放電調(diào)節(jié)器模塊的聯(lián)合供電技術(shù)，該方案具有系統(tǒng)質(zhì)量輕、能源傳輸效率高等優(yōu)勢(shì)。通過(guò)在Matlab軟件環(huán)境下建立的組合體供配電鏈路模型，針對(duì)2種典型聯(lián)合供電工況進(jìn)行了仿真分析和試驗(yàn)驗(yàn)證，仿真與試驗(yàn)結(jié)果具有較好的一致性。本文提出的設(shè)計(jì)方案和驗(yàn)證方法，對(duì)提升多艙段組合航天器電源系統(tǒng)設(shè)計(jì)能力，開(kāi)展后續(xù)多艙段組合航天器聯(lián)合供電系統(tǒng)設(shè)計(jì)具有重要的借鑒意義。