嫦娥五號(hào)探測(cè)器供配電系統(tǒng)設(shè)計(jì)與驗(yàn)證

蔡曉東,杜 青,夏 寧,王 超,楊 祎

(北京空間飛行器總體設(shè)計(jì)部,北京 100094)

0 引 言

嫦娥五號(hào)任務(wù)作為中國(guó)復(fù)雜度最高、技術(shù)跨度最大的航天系統(tǒng)工程，首次實(shí)現(xiàn)了中國(guó)地外天體采樣返回。作為中國(guó)首次月面無(wú)人自動(dòng)采樣返回任務(wù)，在整個(gè)在軌飛行過(guò)程中，供配電系統(tǒng)的主要任務(wù)是為探測(cè)器產(chǎn)生、貯存和分配電能，以滿足探測(cè)器在整個(gè)飛行過(guò)程中的一次電源供電、配電需求；提供指令母線的變換與分配；提供運(yùn)載火箭和探測(cè)器間，軌道器與著陸器、返回器間，著陸器與上升器間，以及各用電設(shè)備間的電氣接口；通過(guò)低頻電纜網(wǎng)實(shí)現(xiàn)功率和信息的傳遞，并構(gòu)成完整可靠的接地系統(tǒng)。

嫦娥五號(hào)任務(wù)屬于探月三期工程，是探月工程“繞、落、回”三步走中的最后一步。探月一期、探月二期實(shí)現(xiàn)了月球概貌探測(cè)、月球軟著陸以及月表巡視勘察。與探月一期、二期工程相比，探月三期工程要實(shí)現(xiàn)的月面無(wú)人自動(dòng)采樣返回任務(wù)更為復(fù)雜，給探測(cè)器設(shè)計(jì)帶來(lái)很大的挑戰(zhàn)[1-9]。根據(jù)探測(cè)器總體方案，供配電系統(tǒng)設(shè)計(jì)的難點(diǎn)主要表現(xiàn)在以下幾個(gè)方面：

1)供電需求復(fù)雜，工作模式多[10-12]。整個(gè)探測(cè)器由軌道器、上升器、著陸器和返回器構(gòu)成，除存在四器組合體、單器獨(dú)立工作狀態(tài)外，還存在著陸上升組合體、軌返組合體、軌返組合體與上升器交會(huì)對(duì)接等工作狀態(tài)。供配電系統(tǒng)需保證多器、多工作模式條件下的能源穩(wěn)定供給。

2)供配電接口復(fù)雜[11-12]。供配電接口包括內(nèi)部供電接口、各器間供電接口、器箭供電接口、器地供電接口等。由于多器組合體航天器存在器器分離、交會(huì)對(duì)接等過(guò)程，供電、信息、測(cè)試接口多，同時(shí)受探測(cè)器質(zhì)量制約，給艙段間、器箭、器地電接口設(shè)計(jì)帶來(lái)較大的困難。

3)質(zhì)量約束嚴(yán)苛[11-14]。深空探測(cè)器受運(yùn)載能力制約質(zhì)量要求嚴(yán)苛，其中可見報(bào)道的“奧德賽”火星探測(cè)器供配電系統(tǒng)質(zhì)量在整個(gè)探測(cè)器中的占比為11.9%，嫦娥一號(hào)、二號(hào)探測(cè)器質(zhì)量占比9.9%，嫦娥三號(hào)、四號(hào)探測(cè)器質(zhì)量占比4%；嫦娥五號(hào)相比探月二期任務(wù)，新增了月面采樣、起飛、月球軌道交會(huì)對(duì)接、月地轉(zhuǎn)移和再入回收等多個(gè)關(guān)鍵環(huán)節(jié)，任務(wù)復(fù)雜程度大大增加，供配電系統(tǒng)質(zhì)量占比指標(biāo)進(jìn)一步降低為3.9%，現(xiàn)有技術(shù)無(wú)法滿足任務(wù)需求，必須從系統(tǒng)構(gòu)架和單機(jī)設(shè)計(jì)兩方面開展優(yōu)化設(shè)計(jì)和減重工作，提高探測(cè)器的能源利用率。

本文結(jié)合嫦娥五號(hào)探測(cè)器主要任務(wù)特點(diǎn)，概述了多器供配電系統(tǒng)的功能需求、多器聯(lián)合供電方案設(shè)計(jì)，重點(diǎn)介紹了能量平衡仿真分析、多母線融合控制、集成化功率調(diào)節(jié)與配電單元設(shè)計(jì)、蓄電池組在軌保護(hù)、故障診斷與處置和容量實(shí)時(shí)評(píng)估技術(shù)4種關(guān)鍵技術(shù)，并給出了地面和在軌驗(yàn)證結(jié)果。

1 多器組合一體化供配電系統(tǒng)設(shè)計(jì)方案

1.1 功能要求和性能需求

供配電系統(tǒng)需具備功能如下，性能指標(biāo)見表1。

1)滿足探測(cè)器在軌飛行過(guò)程中的一次電源供電和配電需求；

2)軌道器與著陸器之間具有雙向并網(wǎng)供電能力；

3)上升器與著陸器分離前，兩器聯(lián)合供電；分離后上升器獨(dú)立供電；

4)返回器與軌道器分離前接收軌道器供電并具有并網(wǎng)供電能力，分離后返回器獨(dú)立供電至著陸后48 h；

5)為探測(cè)器提供指令電源，為探測(cè)器火工品提供起爆控制，為各分離面電連接器提供電分離控制。

表1 探測(cè)器供配電系統(tǒng)主要技術(shù)指標(biāo)Table 1 Main technical parameters of detectorpower supply and distribution

續(xù)表1

1.2 多器組合供配電方案設(shè)計(jì)

1.2.1多器組合式供配電拓?fù)湓O(shè)計(jì)

綜合考慮整器負(fù)載功率需求、質(zhì)量限制和太陽(yáng)電池發(fā)電利用率，除返回器采用單母線供電體制外，軌道器、著陸器和上升器均采用全調(diào)節(jié)和不調(diào)節(jié)雙母線供電體制，探測(cè)器供配電方案的結(jié)構(gòu)框圖如圖1所示[13-18]。

圖1 探測(cè)器供配電結(jié)構(gòu)框圖Fig.1 Block diagram of structure of power supply and distribution

軌返組合體和著陸上升組合體之間采用隔離并網(wǎng)供電方式，實(shí)現(xiàn)雙向供電和功率地隔離[14-15,19]；軌道器與返回器采用單向供電方式。軌道器配置一組120 Ah鋰離子蓄電池組，返回器配置一組40 Ah鋅-氧化銀電池組(一次性電池組)。在軌返組合體聯(lián)合飛行期間，軌道器通過(guò)器間分離電連接器為返回器內(nèi)部負(fù)載設(shè)備長(zhǎng)期供電，在軌返組合體分離前，通過(guò)切換開關(guān)轉(zhuǎn)為返回器自帶鋅-氧化銀電池組供電。著陸上升組合體采用聯(lián)合供電設(shè)計(jì)，復(fù)用一組鋰離子蓄電池組和放電調(diào)節(jié)器(Battery discharge regulator，BDR)。鋰離子蓄電池組容量80 Ah，位于上升器內(nèi)，同時(shí)滿足艙段組合飛行和獨(dú)立飛行時(shí)的供電需求，極大程度減少了對(duì)整器質(zhì)量資源的占用。

著陸器、上升器均選擇太陽(yáng)電池陣-蓄電池組聯(lián)合供電方案，著陸器與上升器復(fù)用一組鋰離子蓄電池組。著陸器與上升器分離前，上升器太陽(yáng)電池陣一直處于收攏狀態(tài)，著陸器太陽(yáng)電池陣和上升器蓄電池組組成聯(lián)合電源，在著陸下降前由著陸器太陽(yáng)電池陣給蓄電池組充電，以滿足動(dòng)力下降段的大負(fù)載能源需求；月面工作段，單側(cè)上升器太陽(yáng)電池陣外板受照，著陸器太陽(yáng)電池陣、上升器太陽(yáng)電池陣和上升器蓄電池組組成聯(lián)合電源，以滿足著上組合體月面采樣和上升器月面起飛前的能源需求；著陸器與上升器分離后，著陸器無(wú)儲(chǔ)能裝置。上升器入軌后，展開太陽(yáng)電池陣，上升器太陽(yáng)電池陣和上升器蓄電池組組成聯(lián)合電源，以滿足交會(huì)對(duì)接段的能源需求。

1.2.2多器組合式航天器接地設(shè)計(jì)

嫦娥五號(hào)在任務(wù)過(guò)程中包括多次器-器分離過(guò)程以及一次月球軌道交會(huì)對(duì)接過(guò)程，接口關(guān)系復(fù)雜，使得探測(cè)器在接地設(shè)計(jì)中與常規(guī)航天器相比，具有以下特點(diǎn)：在探測(cè)器系統(tǒng)接地設(shè)計(jì)時(shí)既要滿足單器飛行(如上升器月面起飛后至交會(huì)對(duì)接前、返回器軌返分離后至落地)時(shí)單點(diǎn)接地要求，也要滿足多器組合飛行階段(如四器聯(lián)合飛行、軌返組合體聯(lián)合飛行、著上組合體聯(lián)合飛行)單點(diǎn)接地要求。為了確保航天器零電平基準(zhǔn)，系統(tǒng)設(shè)計(jì)了一種開關(guān)與電阻并聯(lián)的接地狀態(tài)柔性切換電路，通過(guò)對(duì)不同艙段開關(guān)分時(shí)控制，實(shí)現(xiàn)多器組合工作狀態(tài)和獨(dú)立工作狀態(tài)單點(diǎn)接地。

探測(cè)器系統(tǒng)一次電源接地設(shè)計(jì)如圖2所示。軌道器在數(shù)據(jù)接口單元(Data interface unit, DIU)設(shè)置軌道器單點(diǎn)接地點(diǎn)，著陸器在功率調(diào)節(jié)與配電單元(Power control distribution unit,PCDU)設(shè)置著陸器單點(diǎn)接地點(diǎn)，上升器在PCDU設(shè)置上升器單點(diǎn)接地點(diǎn)，返回器在配電控制單元設(shè)置返回器單點(diǎn)接地點(diǎn)；在四器組合體飛行階段，軌返組合體在軌道器內(nèi)采用單點(diǎn)接地，著上組合體在著陸器內(nèi)采用單點(diǎn)接地；著陸器與上升器分離后，將上升器接地開關(guān)接通，上升器一次電源回線在PCDU單點(diǎn)接地；軌道器與返回器分離后，將返回器接地開關(guān)接通，返回器一次電源回線在配電控制單元單點(diǎn)接地。

圖2 探測(cè)器一次電源接地設(shè)計(jì)Fig.2 Power supply grounding design of the probe

1.2.3交會(huì)對(duì)接靜電釋放設(shè)計(jì)

軌返組合體與著上組合體分離后，上升器與軌返組合體所經(jīng)歷的空間環(huán)境不同，由于表面帶電效應(yīng)，使得上升器結(jié)構(gòu)與軌返組合體結(jié)構(gòu)之間的電位不一致。如果上升器與軌返組合體之間直接進(jìn)行對(duì)接，兩器之間電勢(shì)差會(huì)導(dǎo)致交會(huì)對(duì)接機(jī)構(gòu)通過(guò)較大的電流，從而使上升器和軌返組合體“零”電位發(fā)生波動(dòng)，影響航天器飛行安全。

為了避免對(duì)接過(guò)程中大電流放電導(dǎo)致“零”電位波動(dòng)，采用了被動(dòng)放電措施，具體方法如圖3所示。通過(guò)10～20 kΩ電阻接軌道器結(jié)構(gòu),將交會(huì)對(duì)接機(jī)構(gòu)與軌道器結(jié)構(gòu)絕緣安裝。在交會(huì)對(duì)接時(shí)，上升器與軌返組合體所帶的電荷經(jīng)過(guò)電阻流到上升器和軌道器結(jié)構(gòu)，大大降低瞬間接觸引起的電壓波動(dòng)，提高探測(cè)器的安全性。

圖3 交會(huì)對(duì)接器間靜電釋放設(shè)計(jì)Fig.3 Design of electrostatic discharge for spacecraft rendezvous and docking

2 主要關(guān)鍵技術(shù)

2.1 能量平衡仿真分析

探測(cè)器在軌經(jīng)歷11個(gè)飛行階段，根據(jù)光照條件和負(fù)載功率需求可知，著上組合體動(dòng)力下降段和軌返組合體與上升器交會(huì)對(duì)接段能源最緊張。動(dòng)力下降段為確保著陸器太陽(yáng)電池陣能夠承受落月沖擊載荷，需在落月前將太陽(yáng)電池陣收攏。同時(shí)，控制系統(tǒng)的落月敏感器開機(jī)，推力器短期功率增大，著上組合體在內(nèi)電狀態(tài)下放電電量大；交會(huì)對(duì)接段軌返組合體和上升器的姿態(tài)為對(duì)月定向，光照期太陽(yáng)電池陣均無(wú)法實(shí)現(xiàn)對(duì)日正照，探測(cè)器本體對(duì)太陽(yáng)電池陣形成遮擋，同時(shí)控制系統(tǒng)的對(duì)接敏感器開機(jī)，蓄電池組放電深度大。因此，需要建立精確的供配電鏈路模型，并對(duì)全任務(wù)階段探測(cè)器能量平衡情況進(jìn)行分析，以驗(yàn)證系統(tǒng)方案的正確性。

供配電鏈路模型主要包括太陽(yáng)電池電路、鋰離子蓄電池組、電源控制器和負(fù)載建模，此外還需要將軌道光照條件、在軌飛行程序作為輸入。

嫦娥五號(hào)太陽(yáng)電池電路均采用能量轉(zhuǎn)化效率較高的三結(jié)砷化鎵電池，將其等效為電流源，則其產(chǎn)生的電流由下面的公式確定:

(1)

(2)

式中：Iph為光生電流;Is1為擴(kuò)散機(jī)制飽和電流;Is2為空隙層飽和電流;Is3為擴(kuò)散機(jī)制飽和電流;Rs為串聯(lián)內(nèi)阻;Rsh為并聯(lián)內(nèi)阻;A為等效二極管質(zhì)量因子;K為波耳茲曼常數(shù)(K=1.38×10-23J/K);I和V分別為端口電流和端口電壓;Isc為參考溫度和光照下的光生電流;G為光照強(qiáng)度;G0為參考光照強(qiáng)度;CT為溫度變換系數(shù);T和Tref分別為溫度和參考溫度。

鋰離子蓄電池組采用二階線性化電路模型進(jìn)行建模，由等效電壓源、等效內(nèi)阻、RC電路和自放電電阻組成，另外根據(jù)蓄電池組的充放電情況實(shí)時(shí)計(jì)算其容量、充放電循環(huán)次數(shù)等表征電池當(dāng)前狀態(tài)的物理量，如圖4所示。其中，電阻R1和電容C1并聯(lián)的組合可以反映電池的動(dòng)態(tài)特性；電阻R2可以反映電池組的阻性；電動(dòng)勢(shì)E反映電池的平緩放電平臺(tái)；輸出端并聯(lián)電阻R3來(lái)反映電池組自放電特性；溫度對(duì)電池性能的影響，可通過(guò)電阻和電容值與溫度的關(guān)系來(lái)反映。

電源控制器模型包含順序開關(guān)分流串聯(lián)調(diào)節(jié)器(Sequential switching shunt series regulator，S4R)、順序開關(guān)分流調(diào)節(jié)器(Sequential switching shunt regulator，S3R)、母線濾波器、BDR、主誤差放大器(Main error amplifier，MEA)、蓄電池組誤差放大器(Battery error amplifier，BEA)等，均采用簡(jiǎn)化的電路模型，以提高仿真效率，負(fù)載采用恒功率型負(fù)載。

以著上組合體為例，構(gòu)建的能量平衡仿真模型如圖5所示。模型的輸入?yún)?shù)見表2，包括時(shí)間、全調(diào)節(jié)和不調(diào)節(jié)母線太陽(yáng)電池陣輸出電流和負(fù)載功率、太陽(yáng)電池陣入射角系數(shù)、光照遮擋系數(shù)。

圖5 著上組合體能量平衡仿真模型Fig.5 Energy balance simulation model of lander and ascender combination

表2 能量平衡仿真模型輸入?yún)?shù)Table 2 Input parameters of energy balance simulation model

經(jīng)仿真分析，著上組合體動(dòng)力下降段和上升器交會(huì)對(duì)接近程段能量平衡分析結(jié)果如圖6所示，最大放電深度達(dá)83%，出現(xiàn)在交會(huì)對(duì)接近程段結(jié)束時(shí)刻，能源滿足任務(wù)需求。

圖6 能量平衡分析Fig.6 Energy balance simulation results

2.2 多母線融合控制技術(shù)

為了盡可能地提高太陽(yáng)電池陣發(fā)電利用率，減少總量占用，根據(jù)雙母線負(fù)載功率需求，采用S4R電路和S3R電路相結(jié)合的方式進(jìn)行探測(cè)器供電，如圖7所示。4路S4R電路輸出既與全調(diào)節(jié)母線相連，又與不調(diào)節(jié)母線相連，優(yōu)先為全調(diào)節(jié)母線負(fù)載供電，在滿足全調(diào)節(jié)母線供電需求的前提下，為不調(diào)節(jié)母線負(fù)載供電的同時(shí)也為蓄電池供電，若太陽(yáng)電池陣仍有剩余能量，則進(jìn)行對(duì)地分流；6路S3R充電分流電路輸出僅與不調(diào)節(jié)母線相連，為不調(diào)節(jié)母線負(fù)載供電的同時(shí)也為蓄電池充電，在滿足不調(diào)節(jié)母線用電需求的前提下，若太陽(yáng)電池陣仍有剩余能量，則進(jìn)行對(duì)地分流。

圖7 雙母線融合控制原理圖Fig.7 Schematic diagram of double-bus syncretic control

為了避免全調(diào)節(jié)母線和不調(diào)節(jié)母線負(fù)載同時(shí)用電對(duì)S4R電路的競(jìng)爭(zhēng)和干擾，S4R電路和S3R采用逆向分流法，即當(dāng)S4R電路為全調(diào)節(jié)母線供電時(shí)，分流順序?yàn)榈?路至第1路；當(dāng)S4R電路為不調(diào)節(jié)母線供電時(shí)，分流順序?yàn)榈?路至第4路，在第4路分流后再對(duì)S3R電路的1～6路依次開始分流。這種方式在保證S4R電路優(yōu)先為全調(diào)節(jié)母線供電的同時(shí)提高了太陽(yáng)電池陣發(fā)電的利用率。

S4R控制電路包括全調(diào)節(jié)母線/不調(diào)節(jié)母線電壓取樣電路、充電調(diào)節(jié)控制電路、分流調(diào)節(jié)控制電路、MEA電路、BEA電路和驅(qū)動(dòng)電路等。全調(diào)節(jié)/不調(diào)節(jié)母線電壓采樣值與目標(biāo)值做差后經(jīng)放大電路處理形成3路誤差信號(hào)，采用3取2表決電路得到MEA/BEA信號(hào)，一方面送入S4R控制邏輯電路實(shí)現(xiàn)全調(diào)節(jié)母線優(yōu)先供電控制，另一方面送入驅(qū)動(dòng)電路與每路分陣分流基準(zhǔn)值進(jìn)行比較，通過(guò)對(duì)分流基準(zhǔn)值進(jìn)行設(shè)定即可控制每路分陣的調(diào)節(jié)順序。其中，S4R控制邏輯電路如圖8所示。

2.3 集成化功率調(diào)節(jié)與配電單元設(shè)計(jì)

嫦娥五號(hào)供配電系統(tǒng)具備功率調(diào)節(jié)、配電、火工品起爆、電分離控制和通信等功能，若按照傳統(tǒng)衛(wèi)星的配置方式研制多臺(tái)單機(jī)，設(shè)備間接口繁多、質(zhì)量資源占用大，無(wú)法滿足任務(wù)需求。采用集成化和輕小型化設(shè)計(jì)思路，將功率調(diào)節(jié)模塊(Power control unit，PCU)、配電和火工品控制模塊(Power distribution unit，PDU)與智能接口模塊(Intelligent interface unit，PIU)集成為一臺(tái)產(chǎn)品，如圖9所示。PCU實(shí)現(xiàn)在光照期對(duì)太陽(yáng)電池陣的調(diào)節(jié)和在陰影期對(duì)蓄電池組放電調(diào)節(jié)；PDU實(shí)現(xiàn)對(duì)全調(diào)節(jié)、不調(diào)節(jié)母線負(fù)載的通斷電控制，火工品起爆和分離電連接器電分離控制；PIU采用主備機(jī)冷備份設(shè)計(jì)，實(shí)現(xiàn)遙控指令接收、遙測(cè)信號(hào)采集，為蓄電池組在軌保護(hù)、故障診斷與處置和容量實(shí)時(shí)評(píng)估提供軟件支持。同時(shí)，單機(jī)研制時(shí)通過(guò)模塊化設(shè)計(jì)、機(jī)箱選用輕質(zhì)高強(qiáng)度鋁鎂合金材料、采用匯流條、霍爾元件與印制電路板的一體化設(shè)計(jì)等方法，進(jìn)一步節(jié)約質(zhì)量資源。

圖9 集成化功率調(diào)節(jié)與配電單元設(shè)計(jì)原理圖Fig.9 Design schematic diagram of integrated power regulation and distribution unit

集成化和輕小型化設(shè)計(jì)大大減少了結(jié)構(gòu)、器件和電纜等質(zhì)量，同時(shí)簡(jiǎn)化了系統(tǒng)內(nèi)部接口復(fù)雜程度，提高了探測(cè)器供電可靠性。

2.4 蓄電池組在軌保護(hù)、故障診斷與處置和容量實(shí)時(shí)評(píng)估技術(shù)

受質(zhì)量資源限制，嫦娥五號(hào)軌道器和上升器均采用一塊高比能量鋰離子蓄電池組(177.1 Wh/kg)作為儲(chǔ)能單元，上升器鋰離子蓄電池組在著上組合體模式下與著陸器復(fù)用，因而蓄電池組的工作狀態(tài)直接影響探測(cè)器的任務(wù)實(shí)施。在軌使用時(shí)，需避免鋰離子蓄電池組發(fā)生過(guò)充電和過(guò)放電，過(guò)充和過(guò)放會(huì)導(dǎo)致鋰電池內(nèi)部形成鋰枝晶，刺穿隔膜，造成內(nèi)阻短路，最終導(dǎo)致蓄電池組失效，對(duì)蓄電池組的電性能和循環(huán)壽命極為不利[17-18]。

為了有效延長(zhǎng)鋰離子蓄電池組的使用壽命，提高供配電系統(tǒng)的可靠性，需要制定蓄電池組在軌保護(hù)、故障診斷與處置策略，實(shí)現(xiàn)對(duì)電池組的過(guò)充過(guò)放保護(hù)，同時(shí)對(duì)蓄電池荷電狀態(tài)進(jìn)行實(shí)時(shí)評(píng)估，為后續(xù)飛控任務(wù)的制定和推演提供支撐。針對(duì)探測(cè)器艙段組合體狀態(tài)多變、設(shè)備集成化程度高、在軌飛行程序及弧段復(fù)雜等特點(diǎn)，設(shè)計(jì)了蓄電池組充電切換控制、過(guò)放保護(hù)及恢復(fù)控制和容量實(shí)時(shí)評(píng)估策略:

1)充電切換控制：由PIU采取軟件控制的方式實(shí)現(xiàn)兩艙段復(fù)用鋰離子蓄電池組的充電電壓自主切換控制。在軌過(guò)程中，通過(guò)下位機(jī)自主檢測(cè)鋰離子蓄電池單體和組電壓，并與預(yù)設(shè)的單體電池電壓閾值相比較，當(dāng)某節(jié)單體電池出現(xiàn)失效時(shí)，通過(guò)自主調(diào)整充電終壓點(diǎn)電壓閾值的方法，實(shí)現(xiàn)各艙段給蓄電池組充電終壓的自動(dòng)切換控制，控制流程如圖10所示。

圖10 蓄電池組在軌充電切換控制流程圖Fig.10 On-orbit charging switching control flow diagram of storage battery

2)過(guò)放保護(hù)及恢復(fù)控制：由PIU采用軟件控制的方式實(shí)現(xiàn)兩艙段復(fù)用鋰離子蓄電池組的過(guò)放保護(hù)和自主恢復(fù)供電控制。在軌過(guò)程中，通過(guò)下位機(jī)自主檢測(cè)蓄電池組電壓和單體電壓，并與預(yù)設(shè)的過(guò)放閾值相比較，采取不同艙段分級(jí)斷電保護(hù)控制；當(dāng)整器再次上電后，通過(guò)預(yù)設(shè)過(guò)放恢復(fù)電壓閾值，自主接通放電開關(guān)，從而恢復(fù)供電。

3)容量實(shí)時(shí)評(píng)估：由PIU通過(guò)安時(shí)計(jì)的方式實(shí)現(xiàn)兩艙段復(fù)用鋰離子蓄電池組設(shè)計(jì)形態(tài)下的蓄電池電量精細(xì)化計(jì)算。在軌過(guò)程中，通過(guò)連續(xù)采集、處理艙段內(nèi)、艙段間蓄電池組的充電電流與放電電流，并根據(jù)充電電流、放電電流實(shí)時(shí)計(jì)算蓄電池組產(chǎn)生的充電電量值與放電電量值以及當(dāng)前蓄電池組剩余電量值，實(shí)現(xiàn)多器復(fù)雜航天器能源系統(tǒng)的精細(xì)化計(jì)算和管理。

上述3種策略提升了探測(cè)器供配電系統(tǒng)的自主管理能力，有效防止在軌一節(jié)單體故障情況下鋰離子蓄電池組過(guò)充電，實(shí)現(xiàn)了蓄電池組過(guò)放保護(hù)和自主恢復(fù)供電控制，提升了多器航天器蓄電池組在軌狀態(tài)的精細(xì)化評(píng)估和管理能力，延長(zhǎng)了鋰離子蓄電池的使用壽命，從而大大提高了探測(cè)器供配電系統(tǒng)的可靠性。

3 試驗(yàn)驗(yàn)證

3.1 多器供電模式驗(yàn)證

在單機(jī)測(cè)試、系統(tǒng)聯(lián)合測(cè)試和整器AIT測(cè)試過(guò)程中，均對(duì)探測(cè)器各艙段供電模式的可靠性、安全性進(jìn)行了測(cè)試和驗(yàn)證，相關(guān)遙測(cè)曲線如圖11所示。在上升器單器和著上組合體模式下，通過(guò)控制地面方陣功率的輸出和禁止，模擬在軌探測(cè)器進(jìn)出陰影區(qū)，從遙測(cè)曲線可以看出，進(jìn)出陰影期間蓄電池組轉(zhuǎn)內(nèi)電和充放電功能正常；在軌返組合體模式下，返回器轉(zhuǎn)內(nèi)電開關(guān)閉合前，軌道器為返回器供電，母線電壓穩(wěn)定，返回器轉(zhuǎn)內(nèi)電開關(guān)閉合后，返回器鋅氧化銀蓄電池組接入放電，軌道器全調(diào)節(jié)母線電流略有降低，兩器聯(lián)合為返回器負(fù)載供電；在四器組合體模式下，軌道器并網(wǎng)供電單元啟動(dòng)后，并網(wǎng)供電單元輸出電壓和電流正常。單器和多器組合狀態(tài)下，供電模式測(cè)試結(jié)果與設(shè)計(jì)狀態(tài)一致。

3.2 太陽(yáng)電池陣展開、光照試驗(yàn)

為驗(yàn)證探測(cè)器太陽(yáng)電池電路供電通路狀態(tài)，地面測(cè)試階段太陽(yáng)電池陣開展了展開、光照試驗(yàn)。在地面燈陣開啟后，太陽(yáng)電池陣輸出電流由0 A增大到3 A，電池電路供電通路正常。太陽(yáng)電池陣地光照試驗(yàn)遙測(cè)曲線如圖12所示。

圖12 太陽(yáng)電池陣地面光照試驗(yàn)遙測(cè)曲線Fig.12 Telemetry curve of solar array light ground test

3.3 火工品起爆控制功能驗(yàn)證

為驗(yàn)證PCDU火工品起爆控制功能，地面測(cè)試階段在橋絲輸出端連接火工品等效器，模擬火工品起爆瞬間產(chǎn)生的電流。該瞬態(tài)電流經(jīng)霍爾傳感器采樣并轉(zhuǎn)化為電壓信號(hào)被采樣保持電路捕獲，測(cè)試過(guò)程中起爆電流的遙測(cè)變化與設(shè)計(jì)狀態(tài)一致(見圖13和圖14)。

圖13 火工品起爆控制原理圖Fig.13 Schematic diagram of explosive ignition control

圖14 火工品起爆控制功能測(cè)試遙測(cè)曲線Fig.14 Telemetry curve of explosive ignition control function test

4 在軌飛行驗(yàn)證

在嫦娥五號(hào)飛行任務(wù)過(guò)程中，供配電系統(tǒng)工作正常，性能指標(biāo)均滿足要求，圓滿完成了整個(gè)飛行階段和地面回收供配電任務(wù)。

探測(cè)器在軌飛行過(guò)程中，太陽(yáng)電池陣的發(fā)電功率相比指標(biāo)有不低于5%的裕度。以近月制動(dòng)段著陸器太陽(yáng)電池陣輸出電流為例，在軌實(shí)測(cè)總輸出電流52.82 A，相比設(shè)計(jì)值46.53 A具有一定裕度，如圖15所示。

圖15 近月制動(dòng)段著陸器太陽(yáng)電池的輸出電流Fig.15 The output current of lander solar battery during the near-moon braking section

蓄電池組的放電深度變化趨勢(shì)與能量平衡分析一致，以地月轉(zhuǎn)移段上升器鋰離子蓄電池組放電深度為例，能量平衡仿真曲線和在軌遙測(cè)曲線對(duì)比情況如圖16、圖17所示。由于在軌工作時(shí)負(fù)載功率小于預(yù)期值，調(diào)姿過(guò)程中光照條件優(yōu)于分析值，導(dǎo)致實(shí)際放電深度比能量平衡分析值小。

圖16 地月轉(zhuǎn)移段鋰離子蓄電池組能量平衡仿真曲線Fig.16 Simulation curve of energy balance of Lithium-ion storage battery during the earth-moon transition

5 結(jié) 論

嫦娥五號(hào)探測(cè)器供配電系統(tǒng)實(shí)現(xiàn)了多器組合一體化供配電方案設(shè)計(jì)、多器組合式航天器接地設(shè)計(jì)、交會(huì)對(duì)接靜電釋放設(shè)計(jì)、能量平衡仿真分析、多母線融合控制、PCDU功能集成化設(shè)計(jì)以及蓄電池組在軌保護(hù)與容量實(shí)時(shí)評(píng)估等關(guān)鍵技術(shù)的突破。探測(cè)器供配電系統(tǒng)在軌工作正常、可靠，圓滿完成了中國(guó)首次月面無(wú)人自動(dòng)采樣返回任務(wù)。多器組合一體化供配電系統(tǒng)的在軌成功驗(yàn)證，為后續(xù)探月四期等復(fù)雜的探月工程及深空探測(cè)任務(wù)提供了良好的技術(shù)支撐，奠定了堅(jiān)實(shí)的技術(shù)基礎(chǔ)。