曾 發(fā)，麻雨欣，劉 飛，曾貴明

(1.中國運載火箭技術(shù)研究院 系統(tǒng)工程部，北京 100076；2.航天材料及工藝研究所，北京 100076)

0 引言

空間電源是飛行器重要分系統(tǒng)，為飛行器進(jìn)行電能的產(chǎn)生、存儲、變換、調(diào)節(jié)、分配和管理，其主要過程是將一次能源，如太陽能、核能、化學(xué)能轉(zhuǎn)化為電能，并根據(jù)器上用電需求對電能進(jìn)行處理、存儲和變換，再給其他分系統(tǒng)提供高可靠、高質(zhì)量供電[1-3]?？臻g電源重量一般占到飛行器重量25%～35%，成本占到飛行器成本30%左右[4-5]，壽命長短基本決定飛行器使用壽命。目前空間電源主要包括鎳氫電池、鋅銀電池、氫氧燃料電池、鋰電池、太陽電池陣-蓄電池、核同位素電池、飛輪電池等，其中太陽電池陣-蓄電池占據(jù)95%左右份額[1-2,6]?，F(xiàn)在太陽電池陣-蓄電池主流方案是在向陽面用太陽電池陣將光能轉(zhuǎn)化為電能，并用蓄電池儲存富裕電能，在背陰面再用蓄電池對外供電，存在太陽電池陣和蓄電池電壓等級單一且電壓較低，無法多電壓，特別是高壓供電，功率等級較低，不同飛行器電源通用程度低等問題，其他電源方案存在類似問題或技術(shù)尚不成熟[1,7-8]。

天地往返可重復(fù)使用飛行器、長期在軌/變軌飛行器、深空探測飛行器等新型飛行器器上用電設(shè)備多、電壓等級多、使用時間長，隨著大型空間機(jī)構(gòu)、空間機(jī)器人、電推進(jìn)發(fā)動機(jī)、大力矩執(zhí)行機(jī)構(gòu)、機(jī)電伺服機(jī)構(gòu)應(yīng)用，用電需求還呈現(xiàn)高壓大功率、大容量、電能回灌特點，現(xiàn)有空間電源方案難以滿足這類新型飛行器用電需求。結(jié)合當(dāng)前技術(shù)基礎(chǔ)，以太陽電池陣-蓄電池/鋰電池作初級能源，開發(fā)具有升壓、降壓，雙向流動的大功率空間電源成為現(xiàn)實途徑，也是研究熱點。

1 總體方案

面向新型航天飛行器機(jī)電伺服、電推進(jìn)高壓用電和儀器設(shè)備低壓用電特點和要求，設(shè)計一種20 kW級空間電源，選用太陽電池陣為發(fā)電單元，鋰電池組做主要儲能單元，主電路拓?fù)洳捎肂oost-Buck模型，以電感元件、續(xù)流元件、開關(guān)器件組成多路雙向半橋結(jié)構(gòu)，用DSP生成PWM控制開關(guān)器件通斷，實現(xiàn)多路電壓升降和能量流向控制，完成飛行器上電能的產(chǎn)生、存儲、變換、調(diào)節(jié)、分配和管理，并對各路進(jìn)行參數(shù)檢測和故障保護(hù)，電路拓?fù)浣Y(jié)構(gòu)簡單，通用性廣泛，開關(guān)損耗低，效率高，成本低，可大幅減少電源體積和重量，提高系統(tǒng)可靠性，主要電氣參數(shù)見表1，電氣組成見圖1。

表1 主要電氣參數(shù)

圖1 電氣組成框圖

儀器設(shè)備一直耗電，電機(jī)、電推進(jìn)按照任務(wù)動作耗電，根據(jù)此用電特點和要求及太陽電池陣-鋰電池組特性，電源設(shè)計10種基本工作模式：1)太陽電池陣降壓給儀器設(shè)備供電；2)太陽電池陣升壓給電推力器供電；3)太陽電池陣升壓給電機(jī)驅(qū)動器供電；4)太陽電池陣降壓給鋰電池組充電；5)鋰電池組降壓給儀器設(shè)備供電；6)鋰電池組升壓給電推力器供電；7)鋰電池組升壓給電機(jī)驅(qū)動器供電；8)電機(jī)制動回收電能降壓給儀器設(shè)備供電；9)電機(jī)制動回收電能降壓給鋰電池供電；10)太陽電池陣富裕電能經(jīng)泄放電阻分流耗電。太陽電池陣發(fā)電和鋰電池組充電用MPPT策略控制，通過開關(guān)器件控制功率電阻分流耗電實現(xiàn)，同時用于母線電容泄壓。用電端采用優(yōu)先級策略，優(yōu)先級：低壓用電>高壓用電>電池充電，先滿足高優(yōu)先級，再滿足低優(yōu)先級；供電端采用優(yōu)先級策略，優(yōu)先級：太陽能>回收能>儲蓄能，先使用高優(yōu)先級，再使用低優(yōu)先級。有多個供電端、用電端時，由基本工作模式組合工作。不同工作模式切換見圖2。

圖2 工作模式切換

2 詳細(xì)設(shè)計

2.1 太陽電池陣

太陽電池陣由三結(jié)太陽電池單體串并聯(lián)組成。電池陣在最高溫度時，工作于最大功率點，輸出電壓180 V，得單體串聯(lián)數(shù)取整后為94；器上全部電能源于電池陣，以位于向陽面、背陰面時間各一半，儀器設(shè)備平均800 W功耗設(shè)計電池陣最大功率為2.2 kW，得單體并聯(lián)數(shù)取整后為60。電池陣主要參數(shù)見表2。在向陽面，電池陣超出器上用電和電池組充電的富裕電能經(jīng)功率電阻分流耗電，由開關(guān)器件控制通斷時間實現(xiàn)能量平衡。

表2 太陽電池陣主要參數(shù)

2.2 鋰電池組

鋰電池組由18650型鋰電池單體串并聯(lián)組成。電池單體放電曲線見圖3，飛行器在背陰面全部由鋰電池組供電，電池組最低放電電壓105 V，放電深度95%，得單體最低放電電壓為3 V，單體串聯(lián)數(shù)為35；電池組滿足儀器設(shè)備最大功率工作1 h，平均功率工作11 h，電機(jī)最大功率工作0.2 h，電推進(jìn)最大功率工作0.5 h，得單體并聯(lián)數(shù)取整后為54[9-11]。鋰電池組主要參數(shù)見表3。

表3 鋰電池組主要參數(shù)

圖4 Boost升壓電路圖5 Buck降壓電路

圖3 電池單體放電曲線

2.3 功率電路

2.3.1 主電路

主電路使用IGBT下管和上管二極管，外接電抗器，構(gòu)建Boost升壓電路，將105～147 V鋰電池組電壓或/和180 V太陽電池陣電壓升至270 V/400 V電機(jī)驅(qū)動電壓或300 V/1 100 V電推進(jìn)電壓，其原理見圖4；使用IGBT上管和下管二極管，外接電抗器，構(gòu)建Buck降壓電路，將270 V/400 V電機(jī)制動電壓降至105～147 V鋰電池組充電電壓或28 V儀器設(shè)備電壓，或?qū)?80V太陽電池陣、105～147 V鋰電池組電壓降壓至28 V儀器設(shè)備電壓，原理見圖5。太陽電池陣、鋰電池組和儀器設(shè)備共用一個三橋臂IGBT，分別使用一組上下管和一個電抗器，分流耗能另用一個MOSFET，外接功率電阻，構(gòu)建可控泄放電路，主電路拓?fù)浣Y(jié)構(gòu)見圖6。

圖6 主電路拓?fù)浣Y(jié)構(gòu)

2.3.2 電感

為維持器上電源輸出功率變化時電流紋波穩(wěn)定，引入電流連續(xù)系數(shù)k，即1個周期內(nèi)，電感有電流時間占PWM比例。

Boost模式下，鋰電池組支路將電壓105～147 V升至270 V、300 V、400 V、1100 V，太陽電池陣支路將電壓180 V升至270 V、300 V、400 V、1 100 V。升壓電感值由式(1)計算：

(1)

電流連續(xù)系數(shù)k鋰：1，k太：0.22，電流紋波系數(shù)η：0.1，開關(guān)頻率fs：20 kHz，得L鋰最小值：0.94 mH，L太最小值：1.36 mH。

Buck模式下，儀器電設(shè)備支路將電壓105～147 V、180 V、270 V、400 V降至28 V，鋰電池組支路將電壓180 V、270 V、400 V降至105～147 V。穩(wěn)壓電感值由式(2)、式(3)計算：

(2)

(3)

電流連續(xù)系數(shù)k儀：1，k鋰：1，電流紋波系數(shù)η：0.02；開關(guān)頻率fs：20 kHz，得L儀最小值：0.92 mH，L鋰最小值：1.44 mH。

結(jié)合Boost、Buck電路，鋰電池組支路電感取1.44 mH，額定電流150 A，耐壓3 000 V；太陽電池陣支路電感取1.36 mH，額定電流150 A，耐壓3 000 V；儀器電設(shè)備支路電感取0.92 mH，額定電流150 A，耐壓3 000 V。

為減小重量、體積，電感訂制，采用日本Sugikuro CNTs/Cu碳納米復(fù)合銅線制作線圈，安泰科技非晶合金制作磁芯，相比傳統(tǒng)純銅線圈和硅鋼片磁芯，重量、體積都減小一半以上，可適應(yīng)航天輕質(zhì)化、小型化要求。

2.3.3 電容

Boost模式下，電機(jī)驅(qū)動器、電推力器高壓側(cè)穩(wěn)壓電容由式(4)確定：

(4)

開關(guān)頻率fs：20 kHz，電壓紋波系數(shù)ηv：0.01，得C驅(qū)最小值：838.3 μF，C推最小值：361.1 μF。

選用愛普克斯2 200 μF/400 V B43310-C9228-M型薄膜電解電容，4個兩兩串接后再并聯(lián)作為電機(jī)驅(qū)動器側(cè)穩(wěn)壓電容，4個串接后作為電推力器側(cè)穩(wěn)壓電容。為使各個電容均壓，分別使用4個50 K/6 W旁路精密電阻進(jìn)行分壓。

Buck模式下，儀器電設(shè)備、鋰電池組低壓側(cè)穩(wěn)壓電容由式(5)確定：

(5)

電壓紋波系數(shù)ηv：0.005，開關(guān)頻率fs：20 kHz，得C儀最小值：63.2 μF，C鋰最小值：32.1 μF。

分別選用1個愛普克斯680 μF/400 V B43252-A9687-M型薄膜電解電容作為儀器電設(shè)備和鋰電池組低壓側(cè)穩(wěn)壓電容。

2.3.4 功率電阻

功率電阻消耗最大電流為太陽電池陣全部電流，阻值由式(6)確定：

(6)

得功率電阻R最小值：14.9 Ω，訂制718廠RIG5/2000型功率電阻，阻值25 Ω，額定功率2.5 kW。

2.3.5 功率器件

主電路最大電流81.5A，最大電壓1 100 V。選用英飛凌FS150R17PE4型IGBT，擁有6個開關(guān)器件，構(gòu)成三橋臂結(jié)構(gòu)，內(nèi)含溫度檢測熱敏電阻，額定電流150 A，峰值電流300 A，耐壓1 700 V，門極驅(qū)動電壓15 V，最大開關(guān)頻率40 kHz，滿足電氣要求。為消除IGBT高頻開關(guān)引起的高頻尖峰脈沖，靠近IGBT串聯(lián)接入2個愛普克斯0.47 μF/1 000 V B32656-A474-K6高頻無感吸收電容。選用英飛凌AUIRFS6535型MOSFET分流耗電，額定電流19 A，耐壓300 V，柵極驅(qū)動電壓10 V，滿足電氣要求。

2.4 控制電路

2.4.1 驅(qū)動電路

總共有7路PWM驅(qū)動電路，由DSP發(fā)出PWM信號，通過光耦隔離后，經(jīng)2個三極管推挽驅(qū)動。上管驅(qū)動使用光耦PC923；下管驅(qū)動使用光耦PC929，內(nèi)部具有短路保護(hù)電路，可關(guān)斷光耦，并發(fā)出故障信號。推挽電路兩端施加24 V電壓，穩(wěn)壓管ZD1使E V點電壓偏置為-7.5 V。PWM信號低電平時，光耦導(dǎo)通，Q1導(dǎo)通，G V和E V間電壓約21 V，IGBT導(dǎo)通；PWM信號高電平時，光耦關(guān)斷，Q2導(dǎo)通，E V和G V間電壓約7.5 V，IGBT關(guān)斷。其中一個橋臂驅(qū)動電路見圖7，另一個橋臂驅(qū)動電路一樣，各推挽電路兩端施加+24 V電壓相互隔離。

圖7 功率開關(guān)器件驅(qū)動電路

2.4.2 信號檢測

電壓檢測包括高壓側(cè)、太陽電池陣、鋰電池組電壓。被檢測電壓采用電阻分壓后，接運放LF353輸入端，構(gòu)成差分電路，并經(jīng)運放隔離，輸出采樣信號。設(shè)定ADC接收信號范圍0.2～2.8 V。高壓側(cè)電壓最大1200 V，處理后對應(yīng)ADC電壓2.8 V；太陽電池陣、鋰電池組電壓最大180、147 V，處理后對應(yīng)ADC電壓2.48 V。高壓側(cè)電壓檢測電路見圖8，根據(jù)高壓側(cè)電壓變化范圍和控制電路過壓保護(hù)信號取值，選取R28和R37、R254和R256阻值大小。太陽電池陣、鋰電池組電壓檢測電路類似。

圖8 電壓檢測電路

電流檢測包括太陽電池陣、鋰電池組電流。使用南京中霍傳感TBC50SY電流傳感器，串接于被測回路中，輸出對應(yīng)電壓信號，再經(jīng)運放LF353比例減小，并隔離。設(shè)定ADC接收信號范圍0.2～2.8 V。太陽電池陣、鋰電池組最大電流12.1 A、209.6 A，處理后對應(yīng)ADC電壓2.8 V。鋰電池組因有充電和放電，電流檢測輸出電壓信號有正負(fù)，采用+1.5 V電壓偏置成正電壓。太陽電池陣電流檢測電路見圖9，根據(jù)太陽電池陣電流變化范圍和控制電路過流保護(hù)信號選取R1和R4、R166和R173阻值大小。鋰電池組電流檢測電路類似。

圖9 電流檢測電路

溫度檢測包括IGBT溫度。IGBT內(nèi)置熱敏電阻，溫度升高時，熱敏電阻阻值下降，Temp處電壓降低，取內(nèi)部溫度100 ℃時作過熱報警，此時熱敏電阻阻值500 Ω，Temp處電壓2 V，當(dāng)DSP檢測到AD-Temp電壓2.4 V，發(fā)出過熱報警。溫度檢測電路見圖10。

圖10 溫度檢測電路

2.4.3 故障保護(hù)

系統(tǒng)故障主要有高壓側(cè)過壓、太陽電池陣過流、鋰電池組過流、IGBT過流/短路故障等。將3.3 V電源采用電阻分壓獲得0.2 V、2.8 V電壓比較闕值，并用運放LM353隔離，電路見圖11。通過比較器LM139，將電壓、電流信號分別與0.2 V、2.8 V比較，超出范圍，比較器輸出低電平，作為過壓、過流故障信號。過壓比較電路見圖12，太陽電池陣，鋰電池組過流比較電路見圖13。

圖11 電壓闕值電路

圖12 過壓比較電路

圖13 過流比較電路

故障保護(hù)電路見圖14。U4為八輸入與門芯片，任一故障發(fā)生，對應(yīng)輸入為低電平，U4 Pin1輸出低電平。U5為兩輸入與非門芯片，任一輸入為低電平，輸出高電平。RST_Err，DSP上電初始運行時或故障清除后由DSP輸出高電平，無故障時保持高電平；HW_Err，DSP上電初始運行時由DSP輸出高電平；/XRSn，硬件復(fù)位信號。無故障時，U4 Pin1輸出高電平，與U5B Pin5高電平與非后輸出低電平，再與U5A Pin1高電平與非后輸出高電平，即HW_Err保持為高電平，再與/XRSn高電平與非后輸出低電平，使能U6-1。任一故障發(fā)生，U4 Pin1輸出低電平，與U5B Pin5高電平后輸出高電平，再與U5A Pin1高電平后輸出低電平，再與/XRSn高電平與非后輸出高電平，禁止U6-1。

圖14 故障保護(hù)電路

為防止正負(fù)極接反燒壞系統(tǒng)，設(shè)計防反接電路。高壓側(cè)接線防反接電路見圖15。正常接法下，VPN為正，大于0，比較器不接通GND，RE-VPN為3.28 V；若反接，VPN為負(fù)，小于0，比較器接通GND，REV PN為0 V 。檢測RE-VPN可知是否反接。其他防反接電路與此一致。

圖15 防反接電路

3 試驗結(jié)果與分析

根據(jù)所設(shè)計電路，研制一臺20 kW級三路雙向半橋結(jié)構(gòu)電源樣機(jī)。設(shè)計幾種典型工況，經(jīng)與軟件一起調(diào)試，調(diào)整PWM占空比大小，并采用閉環(huán)控制，外接可調(diào)功率電阻，使輸出功率為2、2.2、10、20 kW，升壓模式下，電壓可由105～180 V升至270～1 100 V，降壓模式下，電壓可由105～400 V降至28～147 V。試驗結(jié)果見表4和表5。

表5 降壓試驗數(shù)據(jù)

表4 升壓試驗數(shù)據(jù)

升壓模式下，最大電流紋波6.64%，小于10%，最大電壓紋波0.65%，小于1%。對于某輸入電壓，輸出電壓越大，PWM開通時間越長，電感電流變化越大，即電流紋波越大，而此時輸出電壓由穩(wěn)壓電容供電時間越短，自然電壓紋波越小，當(dāng)輸出功率變大時，由于電感電流基數(shù)變大，因而電流紋波變小，而此時穩(wěn)壓電容放電越多，自然電壓紋波變大。當(dāng)輸入電壓變大，上述變化程度減縮，使電流紋波、電壓紋波呈相反變化。同時可看出，引入k后，明顯改善電流紋波情況，特別是輸出功率變小時，尤為重要。引入k，實質(zhì)上會減小PWM開通時間，使電感電流變化減少，從而減小電流紋波。

降壓模式下，最大電流紋波7.26%，小于10%，最大電壓紋波0.04%，小于1%。對于某輸入電壓，輸出電壓越小，PWM開通時間越小，即電感電流需經(jīng)下管續(xù)流時間越長，自然電流變化越大，電流紋波越大，同樣穩(wěn)壓電容經(jīng)下管放電時間越長，自然電壓紋波越大，當(dāng)輸出功率變大時，由于電感電流基數(shù)變大，因而電流紋波變小，而此時穩(wěn)壓電容經(jīng)下管放電時間不變，故電壓紋波不變。當(dāng)輸入電壓變大，上述變化程度加劇，使電流紋波、電壓紋波呈相同變化。

試驗結(jié)果表明，樣機(jī)設(shè)計滿足設(shè)計指標(biāo)要求，并與電流和電壓紋波計算結(jié)果吻合。

4 結(jié)束語

試驗結(jié)果表明，設(shè)計的這種空間電源，不僅能實現(xiàn)能量雙向流動和升降壓，而且可適應(yīng)不同工況，不同輸入電壓下可由程序設(shè)置獲得不同電壓恒壓輸出，且適應(yīng)不同功率負(fù)載，電壓精度高，電感電流紋波較小，滿足新型航天飛行器對電源系統(tǒng)要求。