航天供配電系統(tǒng)舵機負載浪涌抑制策略研究

潘江江，李 潔，趙 巖，張 翔，姜 爽

(1.中國運載火箭技術研究院，北京 100076；2.航天長征化學工程股份有限公司，北京 101111)

0 引言

供配電系統(tǒng)為航天器上所有電氣負載提供電能，保障電氣設備的可靠運行。電氣負載中分為低壓電子設備和高壓機電設備。低壓電子設備供電電壓多為28 V，高壓機電設備供電電壓分一般為96，160，270 V等量級[1-2]。高壓機電設備多為舵機類機電負載，當舵機工作過程中出現(xiàn)變向、減速、剎車等操作時，會對供配電系統(tǒng)產(chǎn)生反灌能量。供配電系統(tǒng)中反灌能量若未能有效吸收，會抬升供電母線電壓，導致系統(tǒng)內(nèi)電池產(chǎn)品出現(xiàn)性能損傷，部分舵機負載通過設置控制器進行工作狀態(tài)控制，控制器中未設置反灌浪涌抑制功能，供電電壓母線升高也會對控制器內(nèi)部電路造成損傷，影響負載的正常工作。航天器供配電系統(tǒng)的反灌浪涌抑制設計非常重要，是確保航天器飛行任務順利執(zhí)行的關鍵技術[3]。

1 反灌浪涌能量的產(chǎn)生

1.1 舵機負載中反灌浪涌能量產(chǎn)生原理

舵機負載的工作原理框圖如圖1所示。伺服控制驅(qū)動器根據(jù)輸入的位置指令信號和當前的位置反饋信號，參照自身的控制算法，控制舵機舵面的擺動方向、動作速率、擺動幅度，導致伺服電機轉(zhuǎn)動的方向、工作頻率和輸出電流發(fā)生瞬態(tài)變化，進而影響到供配電系統(tǒng)的輸出特性隨之變化。其中，伺服電源即270 V供電，是在伺服控制驅(qū)動器的控制下向伺服電動機輸出電能，電動機將接收的電能轉(zhuǎn)化為機械能實現(xiàn)航天器舵機擺動的既定動作。

圖1 舵機負載工作示意圖Fig.1 Working principle of steering gear

舵機負載是一種隨動控制系統(tǒng)，工作狀態(tài)變化大，要求響應快、動態(tài)指標高，導致舵機負載在工作過程中會頻繁出現(xiàn)換向、加減速的現(xiàn)象。電動機高速制動過程中產(chǎn)生的再生電能在短時間釋放，并且放電極性與供電極性相反，形成了對供配電系統(tǒng)的反灌能量。

電機是感性負載，電機相當于阻性元件工作，驅(qū)動線圈屬于感性負載，所以電機情況類似于負載電流滯后于電源電壓，整體屬于感性。電機工作時可以等效為一個電感和電阻的串聯(lián)模型。反灌能量產(chǎn)生的具體原理是：基于感性負載工作原理，交流電機停止運轉(zhuǎn)之后，電機的轉(zhuǎn)子會因為慣性繼續(xù)旋轉(zhuǎn)，此時電機產(chǎn)生的電磁感應會使電機繞組中的電流方向與原方向相反，從而導致電機反向旋轉(zhuǎn)引起系統(tǒng)出現(xiàn)反灌能量的現(xiàn)象。

出現(xiàn)反灌能量主要有以下原因：

1)電機負載突然消失，例如電機運行時突然斷電或者負載突然降低；

2)電機運行過程中，突然收到反向轉(zhuǎn)動指令，例如舵機回擺動作指令，導致電機繞組中電流方向發(fā)生改變。

1.2 供配電系統(tǒng)中反灌浪涌能量傳導

航天器供配電系統(tǒng)舵機負載供配電設計原理如圖2所示。舵機負載正常供電母線電壓范圍為250～320 V，舵機負載產(chǎn)生反灌浪涌能量的原理見圖3，由于使用真實電池產(chǎn)品用于測試，一旦損壞，對型號發(fā)射任務影響較大，故圖3中采用地面電源代替真實電池產(chǎn)品進行驗證。

圖2 舵機負載供配電示意圖Fig.2 Power supply and distribution of steering gear

圖3 舵機負載工作時反灌浪涌產(chǎn)生示意圖Fig.3 Reverse surge generation of steering gear

由圖3可知，舵機負載正常使用時，Q1、Q4、Q5功率管導通，Q2、Q3、Q6功率管關斷，母線電流經(jīng)過Q1、Q5功率管以及L1、L3流入，再經(jīng)L2、Q4功率返回(見圖3中紅線標識)。當舵機出現(xiàn)高速制動時，即Q2、Q3、Q6導通，Q1、Q4、Q5關斷，電機動能通過母線以反向電流方式回饋地面電源(見圖3中藍線標識)，這樣就產(chǎn)生了反灌浪涌能量，反灌浪涌能量以大電流方式向電池進行充電，快速抬升電池輸出電壓，即供配電系統(tǒng)的母線電壓，使母線上所有用電負載工作電壓過高，超過負載允許工作電壓上限時，面臨負載電路損壞的風險。

2 反灌浪涌能量影響分析

2.1 電池影響分析

供配電系統(tǒng)采用鋅銀蓄電池供電，針對系統(tǒng)產(chǎn)生的反灌浪涌能量設計試驗進行驗證分析。使用相同型號的單體進行試驗，單體電池激活后，按負載功率要求的電流恒流放電后，根據(jù)舵機動作的時序，在規(guī)定時刻施加一個80 A反灌浪涌能量(根據(jù)負載反灌浪涌能量計算)，單體電池電壓變化情況如圖4所示。

圖4 鋅銀電池單體反灌浪涌影響示意圖Fig.4 Reverse surge influence of zinc silver battery unit

如圖4所示，電池單體電壓正常工作電壓為1.83 V，反灌浪涌能量產(chǎn)生后，電池單體電壓在1 ms 內(nèi)即達到2.10 V以上。電池單體電壓將很快爬升至2.10 V以上，并開始進行持續(xù)電解水，此時對電池充電的能量主要用于電解水，長時間的電解水會導致電池電解液減少，造成電池性能下降甚至失效[4]。

2.2 負載影響分析

270 V供電接入控制驅(qū)動器，控制驅(qū)動器內(nèi)與功率電壓相關器件一個是功率模塊(型號PM150RL1A060)，一個是吸收電容(聚丙烯薄膜電容B32776G5306)，功率模塊額定電壓600 V，吸收電容額定電壓450 V。舵機負載性能是在270 V 狀態(tài)調(diào)試的，經(jīng)過拉偏試驗，可適應250～315 V工況。當舵機制動時，產(chǎn)生反灌能量導致供電母線電壓超過320 V時(具體原理見圖3文字分析，實測情況見圖5第一通道采集結果)，存在以下3個方面的風險。

圖5 270 V供電反灌浪涌影響Fig.5 Reverse surge influence of 270 V power supply

(1)舵機負載穩(wěn)定性影響

舵機負載性能是在270 V狀態(tài)調(diào)試的，經(jīng)過拉偏試驗，可適應250～315 V工況。電壓增大，相當于系統(tǒng)增益加大，由于選用的舵機采用相敏整流+運算放大器的電氣控制設計，極有可能引起舵機負載自激振蕩，存在重大安全隱患。

(2)電容額定電吸收壓余量

按照GJB 4041《航天用電子元器件質(zhì)量控制要求》對元器件降額要求及GJB/Z 35《元器件降額準則》中對降額等級的規(guī)定，目前元器件的選型需要保證耐受電壓的Ⅰ級降額設計。根據(jù)正常工作狀態(tài)，供電電壓范圍250～315 V，選用元器件的耐壓值按照315 V進行Ⅰ級降額設計即可，若由于反灌能量的存在，抬升供電母線電壓，造成實際工作電壓超過315 V，達到340，380 V甚至超過400 V的情況出現(xiàn)，元器件選用不能滿足真實情況下的Ⅰ級降額要求，耐壓能量不足，容易造成電容損傷或毀壞，從而造成功率電路毀壞，降低舵機負載可靠性。

(3)母線電壓采樣影響

電壓通過分壓電阻分壓、運放隔離放大后接入控制芯片DSP，處理后送給遙測，可采樣范圍為0～315 V，若出現(xiàn)反灌能量，供電母線實際電壓超過315 V時，超出的電壓值檢測不到，將會導致遙測數(shù)據(jù)缺失，影響系統(tǒng)工作狀態(tài)的判斷，誤導系統(tǒng)設計人員，不能及時發(fā)現(xiàn)故障隱患，導致系統(tǒng)持續(xù)帶病工作，產(chǎn)品可靠性快速降低，系統(tǒng)工作性能快速衰減，甚至有可能醞釀出更加嚴重的故障問題。

若采集電路隔離設計不徹底，會對系統(tǒng)其他供電母線采集造成影響。如圖5所示，第2通道為同一高壓配電器內(nèi)的160 V供電母線，為其他160 V 機電負載供電，負載空載工作時，也受到270 V母線采集造成的干擾，導致自身采集狀態(tài)的跳動，影響系統(tǒng)工作狀態(tài)的判斷。28 V控制電母線，一般采用低壓配電器配電輸出，與高壓大功率機電負載使用的高壓配電器進行區(qū)分，并且充分重視高壓信號的干擾作用，具備采集電路隔離抗干擾設計，一般不會受到影響。

3 供配電系統(tǒng)反灌浪涌抑制設計

3.1 反灌浪涌能量情況

根據(jù)高壓供電系統(tǒng)組成模擬真實負載供電情況，航天器上采用一臺伺服控制驅(qū)動器連接兩臺舵機負載，地面電源模擬270 V電池輸出270 V電壓，按照圖6完成產(chǎn)品及設備的展開及連接。經(jīng)加電測試，發(fā)現(xiàn)舵機工作時，產(chǎn)生反灌電流約為100 A，持續(xù)時間單次不超過2 s，270 V供電母線電壓最大達到357 V(采集限幅，實際估算達到380 V)，遠超250～315 V負載使用范圍。

圖6 地面供電狀態(tài)單機連接示意圖Fig.6 Equipment connection relationship in ground power supply status

3.2 電源端反灌浪涌吸收設計

由上文分析可知，產(chǎn)生反灌能量可以對電源端，也就是電池進行反向充電，并且充電電流呈現(xiàn)出峰值高、持續(xù)時間短的瞬態(tài)特性，相當于對電池進行短時間高倍率充電，以電池選用容量為5 Ah 單體為例，若反灌電流為50 A，就相當于50 A/5 Ah=10 C倍率的充電。電池的充電倍率與放電倍率一致，與電池的材料面密度、壓實程度、電解液電導率、箔材厚度、電化學反應速度以及電芯內(nèi)阻等方面相關，這里涉及電化學及材料相關專業(yè)內(nèi)容，不再詳細展開說明。

鋅銀電池由于制作材料和工藝特性，充放電倍率一般為3 C左右，高倍率單體為5 C，超高倍率單體為7 C。鋅銀電池放電倍率不高，在電池承受反灌能量高倍率充電后，自身充電特性會導致電池單體電壓迅速超過上限2.10 V，進入電解水狀態(tài)，造成電池永久損傷。為了避免上述情況發(fā)生，需要結合反灌能量特點，考慮更換電池種類，選擇既能滿足系統(tǒng)使用要求，又具備高倍率充電功能，從而可以吸收反灌能量的成熟電池。鋰電池工作穩(wěn)定，環(huán)境適應性好，可以重復充放電達上百次，充放電倍率一般為7 C左右，高倍率單體為15 C，超高倍率單體為25 C，個別瞬態(tài)大脈沖充電時，倍率可以進一步放寬，非常適合系統(tǒng)反灌能量吸收的設計難點。反灌能量產(chǎn)生時，相當于對鋰電池大電流充電，由于鋰電池高倍率充放電特性好，可以在試驗前將電池充電電量控制在90%，留有一定裕量，90%電量即可以滿足飛行試驗全程可靠供電，浪費的設計裕度少，額外占用的質(zhì)量指標有限，又可以吸收反灌能量，幫助系統(tǒng)抑制反灌浪涌的不利影響，提升飛行器供電品質(zhì)，確保飛行任務的可靠性。

根據(jù)舵機負載250～315 V的供電需求，選擇INP8鋰電池單體，單體電壓為3.0～4.2 V，采用75串方案進行供電。當電池單體放電電壓為4.2 V時，電池組放電電壓為75×4.2=315，達到負載315 V供電上限，所以當電池承受反灌浪涌能量時，要求輸出單體電壓值不得超過4.2 V。

針對高壓電池承受的反灌浪涌能量，對電池輸出進行測試，選取一個電池單體(INP8)，供電輸出范圍為3.0～4.2 V，選取幾個典型輸出電壓值進行測試，例如3.9，4.0，4.1，4.2 V，試驗結果如圖7所示。

圖7 反灌能量對電池單體輸出電壓影響Fig.7 Reverse charge energy influence on battery unit output voltage

由圖7可知，電池單體充電至3.9，4.0，4.1，4.2 V 時，分別接受100 A/2 s的反灌電流時，電池單體的輸出電壓都出現(xiàn)了抬升，抬升約0.2 V。當電池單體輸出電壓為4.0 V時，反灌浪涌產(chǎn)生后，會抬升至4.2 V，對應電池組75串輸出電壓上限值315 V，所以需要保證每次試驗前，鋰電池單體電壓充電不得超過4.0 V，即可滿足舵機負載的供電需求，實現(xiàn)反灌浪涌抑制。

3.3 配電端反灌能量吸收設計

由于地面試驗存在風險，避免真實航天器上產(chǎn)品造成損壞，用測試產(chǎn)品代替真實器上產(chǎn)品模擬負載工作狀態(tài)。使用270 V鋅銀蓄電池組代替器上270 V鋅銀貯備電池供電，使用自研高壓開關盒代替器上高壓配電器配電輸出，并在輸出端并聯(lián)電容盒模擬電源管理器實現(xiàn)反灌浪涌抑制[5]，產(chǎn)品及設備的展開及連接如圖8所示。

圖8 配電增加電容盒設計示意圖Fig.8 Add capacitor box to power distribution system

電源管理器方案構架如圖9所示，主要功能是對伺服用電時的再生峰值電能進行吸收，同時可以提供電能的峰值補償，保證伺服系統(tǒng)的響應特性；平穩(wěn)伺服動力供電。提升伺服動力電源可靠性和穩(wěn)定性。

電源管理器從功能劃分主要包括如下組成。

1)高能容性吸收模塊：可實現(xiàn)對伺服動力電270 V供電母線的反灌脈動電能進行吸收和補償，降低再生電能幅值。單只電容選取參數(shù)為：9 mF，耐壓100 V，型號為THS3-100 V-9 000 μF，100 V漏電流為600 μA。通過六串聯(lián)六并聯(lián)，組成9 mF/600 V的容性吸收模塊作為母線電能吸收裝置。

2)均壓電阻矩陣：對高能電容吸收模塊之間的電壓起到均衡作用，提高系統(tǒng)安全性和可靠性。均壓電阻選取參數(shù)為：阻值200 k，耐壓200 V，采用兩只型號為RM3216KB104FT的電阻串聯(lián)構成。結合電阻的阻值、耐壓值選擇兩只耐壓150 V/100 k的電阻進行串聯(lián)，達到300 V/200 k并聯(lián)在單只電容兩端。

增加電源管理器后，根據(jù)舵機工作真實負載曲線進行加載測試，舵機工作電壓情況見圖10。圖10中是270 V舵機工作電壓，當出現(xiàn)反灌脈沖時，實測電壓在270～280 V范圍內(nèi)波動，電壓波動范圍得到明顯抑制，滿足負載250～315 V的母線供電品質(zhì)要求。

圖10 增加電容盒后測試結果Fig.10 Test results after adding capacitor box

4 供配電系統(tǒng)反灌浪涌抑制策略

針對反灌浪涌能力分析，采取供電(電源)端或配電端反灌浪涌抑制設計，均可以實現(xiàn)供配電系統(tǒng)的反灌浪涌抑制作用。根據(jù)供配電系統(tǒng)的應用背景，對反灌浪涌抑制技術的應用進行梳理，實現(xiàn)供配電設計反灌浪涌抑制的策略[6]。

根據(jù)航天器類型，或者應用場合的不同，采用不同的反灌浪涌抑制策略，選取不同的反灌浪涌抑制技術組合方式[7]，對供配電系統(tǒng)自身的影響等內(nèi)容見表1。

表1 供配電系統(tǒng)反灌浪涌抑制策略Tab.1 Reverse surge suppression strategy for power supply and distribution system

由表1可知，無人機由于具備長期飛行、低成本應用要求，可靠性要求較低，且負載用電需求有限，反灌浪涌相對較小等特點，可以僅從電池角度實施反灌浪涌抑制設計。一次使用飛行器，充放電次數(shù)要求低，多使用鋅銀電池，鋅銀電池吸收反灌浪涌能力較弱，因此選擇在配電角度實施反灌浪涌抑制設計?？芍貜褪褂蔑w行器應用場合更接近于航空，需要長期在軌、多次充放電使用，負載用電需求高，區(qū)別在于空間環(huán)境惡劣，可靠性要求更高，采用電池和配電同時實施反灌浪涌抑制設計的策略，缺點是研制經(jīng)費高，尤其是在高可靠多裕度，即雙母線，甚至三母線供電設計的高可靠空間飛行器上，需要多套電池+配電器產(chǎn)品配套[8]，相應的反灌浪涌抑制設計要考慮全面。

5 結束語

隨著航天事業(yè)的前行發(fā)展，航天器上電氣負載的類型日趨多樣化，對航天器供配電系統(tǒng)的研制要求愈發(fā)精細，反灌浪涌抑制作為供配電系統(tǒng)的典型研究方向受到重點關注。在長期飛行、充放電可靠、成本控制、可靠性應用等多個維度進行梳理分類，尋找系統(tǒng)反灌浪涌抑制的設計思路，驗證反灌浪涌抑制的技術成果，形成供配電系統(tǒng)的反灌浪涌抑制策略，對全面驗證航天器器上用電負載的供電狀態(tài)，能夠順利完成航天飛行任務具有重要意義。