小卫星平台的太阳电池阵设计及应用

薛 梅 程保义

(天津电源研究所,天津 300381)

1 引言

随着微电子、微机械和高新材料等新技术的迅速发展,小卫星在航天领域愈发显示出其旺盛的生命力和广阔的应用前景。以重量轻、体积小和“更快、更好、更省”为主要目标的小卫星,既可以单颗廉价快速地完成专项任务,又可以组成分布式星座完成某些大卫星的任务。小卫星由于采用新设计思路、新技术、新管理模式以及流水线化的制造和生产方式,已成为最活跃、最富于挑战性和具有广阔商业前景的空间技术领域,也是21 世纪初卫星技术发展的重要趋势[1]。

在小卫星研制中,电源的重量一般占整个卫星重量的15%～20%。与小卫星的用途和特点相适应,星上电源也朝着高效化、轻型化、小型化和模块化的方向发展,从而使卫星的体积大幅度减小,重量大大减轻。目前,应用最多的是太阳电池阵与蓄电池组的联合电源,在全世界已发射的航天器中,90%以上都采用太阳电池阵-蓄电池组电源系统[1-2]。太阳电池阵是航天器电源系统的重要组成部分,通过光生伏特效应将太阳光能转换为电能,满足卫星平台及有效载荷功率需求,同时为蓄电池充电,满足阴影期卫星功率需求。

一般地说,基于小卫星平台的太阳电池阵应具有如下特点:重量轻、体积小;研制成本低;集成化和模块化程度高;研制周期短;太阳电池阵的设计上应自主性强[2]。

本文就基于小卫星平台的太阳电池阵设计及应用情况进行阐述。

2 基于小卫星平台的太阳电池阵设计要求分析

2.1 功能要求

卫星在轨运行的光照期间,利用太阳电池阵发电,太阳电池阵输出功率不仅要满足整星负载的功率需求,而且还要对蓄电池组充电,以满足地影期的用电需求。

2.2 结构要求

为了满足不断增长的功率需求,要求太阳电池阵的面积不断扩大,致使越来越多的小卫星开始采用可展开式太阳翼构型的方式,即由若干块刚性铝蜂窝太阳电池基板和连接架构成的太阳翼连接在星体侧壁板上。太阳翼多为两翼,对称配置在星体两侧。太阳翼结构有刚性、半刚性和柔性三大类,如图1所示,柔性太阳电池阵对功率需求普遍在2 500W以下的小卫星是不适宜的。

图1 典型太阳电池阵质量比功率趋势图[3]Fig.1 Typical solar array mass efficiency trend

目前,我国基于小卫星平台的太阳电池基板已形成统一规格,尺寸为1 110mm ×850mm ,每块太阳基板留有4个压紧点位置和4个铰链安装点位置,尺寸分别为25mm ×25mm 和20mm×40mm。

太阳电池基板由碳纤维铝蜂窝夹层板构成,粘贴太阳电池的一侧,其表面粘贴一层聚酰亚胺薄膜,除太阳基板的压紧点位置和铰链安装点位置外,均可布置太阳电池片。

2.3 性能要求

太阳电池阵的性能要求如下:

1)母线电压,目前小卫星普遍采用28.5V 母线电压,由太阳电池阵的输出电压提供;

2)输出功率,能够满足小卫星平台系列产品整星负载功率需求;

3)剩磁,两个太阳翼剩磁总和≤0.2A·m2。

2.4 空间环境适应性要求

由于太阳电池阵直接暴露在空间环境中,因此太阳电池阵必须满足如下设计要求:

1)耐空间带电粒子辐照;

2)耐紫外辐照;

3)耐空间轨道运行期间的温度冲击,主要来自卫星进出地影时的温度交变应力;

4)具有静电放电(ESD)防护措施;

5)能够适应由于星体或天线等对太阳电池阵产生的阴影遮挡情况;

6)耐原子氧环境。

3 基于小卫星平台的太阳电池阵设计

3.1 设计原则

首先,基于小卫星平台的太阳电池阵的设计必须全面满足卫星总体和一次电源分系统提出的各项功能和性能技术指标要求;

其次,整个太阳电池阵的设计采用成熟且先进的技术,尽量选用已通过地面试验和飞行试验的原材料、元器件和工艺,发电单元采用高效太阳电池,以减少太阳电池阵的面积,减轻重量,实现小卫星太阳电池阵的小型化和轻型化;

同时,依据小卫星的特点,力求做到结构简单、实用,使太阳电池阵的设计实现产品系列化、电路模块化、接口通用化。

3.2 设计方案

3.2.1 模块化设计

太阳电池阵采取大并联结构,即将整个太阳电池阵划分为若干个子模块,每个子模块并联一个分流电路。各分流电路设置在电源控制装置(PCU)内,每个太阳电池阵子模块对应PCU 的一个分流级。太阳电池阵子模块的大并联结构,使太阳电池阵可以和全开关分流调节器配合,使调节的灵活性更高,满足不同负载功率需求;使太阳电池阵可以采用一种规格的太阳电池,有利于太阳电池电路的优化设计,实现太阳电池阵的模块化设计;同时,还可以提高太阳电池阵的布片系数,减小剩磁等。

以我国的环境与灾害监测小卫星星座——环境减灾-1A、1B(HJ-1A/1B)卫星太阳电池阵为例,其采用模块化设计的太阳电池阵子模块的接线图如图2所示。

图2 环境减灾-1A、1B 卫星太阳电池阵电路接线图Fig.2 Solar array circuit wiring diagram of HJ-1A/1B satellites

3.2.2 高效化设计

在小卫星应用的太阳电池阵中,单晶硅太阳电池仍占有相当大的比例。如今,高效硅太阳电池的效率已从10%提高到14.5%以上,其低廉的价格和性价比的优势,恰恰符合小卫星低研制成本的特点。高效硅太阳电池更能显著降低太阳电池阵的整体重量,符合小卫星电源轻型化的需要。

另一种在小卫星中广泛投入使用的太阳电池是效率为19%的单结砷化镓太阳电池。如今,单结砷化镓太阳电池在光伏产品中的应用已超过50%。

近年来,在单结砷化镓太阳电池的基础上,发展出了一种新型的三结砷化镓太阳电池,其光电转换效率已达到26.8%以上。随着现代小卫星任务功率需求的不断增长,而又不允许增加太阳电池阵的重量和体积,要求重量和体积保持以往较低功率时的水平,这必然促使三结砷化镓太阳电池阵在大功率需求小卫星上的广泛应用。3.2.3 轻型化、小型化设计

针对不同任务的小卫星平台系列产品,依据卫星平台和负载的功率需求,采用相应的更高光电转换效率的太阳电池作为发电单元,实现整个太阳电池阵的轻型化和小型化。基于小卫星平台应用的不同效率太阳电池阵情况对比见表1。

显然,三结砷化镓电池与硅电池和单结砷化镓太阳电池相比,每平方米的太阳电池阵,采用三结砷化镓电池输出功率比用硅电池提高85%以上,比单结砷化镓电池也提高约40%。因此,对于相同面积的太阳电池阵,采用更高光电转换效率的太阳电池作为发电单元,将能获得更高的输出功率;同样,对于相同功率需求的太阳电池阵,采用更高光电转换效率的太阳电池作为发电单元,则只需要更小的太阳电池阵面积。从而,实现了太阳电池阵的轻型化和小型化。

表1 采用不同效率的太阳电池阵的面积比功率对比表Table1 Comparison of power/area among solar arrays with solar cells of different efficiencies

3.2.4 太阳电池电路布局优化设计

太阳电池电路在太阳电池基板上的布局采用镜向对称布置,利用太阳电池阵上载流导体元素的“镜面映射”,使电路产生的磁矩相互抵消;太阳电池电路采用多折往返布置,电路电流流向往返交错,最大限度地减小太阳电池阵的剩余磁矩[4]。

每个太阳电池电路不同于一般的电缆、电线电路,它所通过的电流是面电流。假设太阳电池电路电流为线电流,从太阳电池电路的几何中心线流过,而几何中心线所包围的面积就是电流回路所包围的面积。

磁矩的定义为环形电流与其所围成面积的乘积,即ⅠS ,其中Ⅰ为电池电路的电流,S为电流回路所包围的面积。磁矩的方向按右手法则,四个手指的方向为电流流动方向,拇指所指的方向为磁矩方向。

布局优化设计的太阳电池电路电流走向如图3所示。图中箭头为电流走向,“·”代表磁矩方向向内,“×”代表磁矩方向向外。

图3 布局优化设计的太阳电池电路电流走向图Fig.3 Electric current trend of optmized solar array circuit

如图3所示,镜像对称布置的太阳电池电路的剩磁方向分别为“×”和“·”。显然,两个性能匹配的太阳电池电路,镜向对称布置,其剩余磁矩大小相当、方向相反,磁矩相互抵消。通过优化布局设计,由镜像对称布置的太阳电池电路组成的太阳电池阵剩余磁矩为0。

3.2.5 太阳电池阵空间环境适应性设计

1)抗辐照设计

抗辐照设计如下:

(1)太阳电池表面粘贴抗辐照玻璃盖片,盖片尺寸略大于太阳电池尺寸,确保其完全覆盖太阳电池表面[5];

(2)太阳电池盖片采用掺铈玻璃盖片,防止紫外辐照引起的盖片变色;

(3)按照太阳电池在小卫星任务寿命末期的辐照衰降系数,进行太阳电池阵串并联片数的设计,确保太阳电池阵在寿命末期仍满足母线电压和整星功率需求。

2)环境温度适应性设计

环境温度适应性设计如下:

(1)在电池互连环节设计“消应力环”结构,避免温度交变产生的热应力造成互连环节疲劳失效;

(2)为降低隔离二极管和接地电阻的工作温度并减小其承受的温度交变应力,选用导热率高的银箔作为焊盘,并将引出管脚设计成减应力环形状;

(3)其焊接工艺应能承受在卫星工作寿命内、太阳电池阵温度交变所引起的热疲劳效应;

(4)电缆固定安装在太阳电池基板的背面,在固定点间留有足够的余量,减小温度交变引起的电缆拉伸应力。

3)ESD 防护设计

ESD 防护设计如下:

(1)在粘贴太阳电池片前对基板聚酰亚胺薄膜进行刮胶(RTV 胶)处理;

(2)太阳电池阵基板对星体主结构高阻接地,接地电阻一般为10k Ω～80kΩ[6];

(3)连接架、铰链等直接与星体主结构连接,接地电阻不大于5Ω[6];

(4)基板背面捆线桩的接地电阻小于1k Ω。

4)防阴影设计

为太阳电池设计旁路二极管,与电池形成并联结构,避免太阳电池发生遮挡引起的供电失效[7]。

5)原子氧防护设计

对太阳电池阵采用的银汇流条和银箔焊盘采取保护措施,在其表面设计一层防护涂层,防止原子氧的侵蚀,确保太阳电池阵安全工作[8]。

4 基于小卫星平台的太阳电池阵应用

应用基于小卫星平台的太阳电池阵设计方案研制的太阳电池阵产品已广泛应用于小卫星平台的系列产品中,如:环境与灾害监测小卫星、海洋小卫星等。目前,已发射入轨的各颗小卫星太阳电池阵均性能良好,工作稳定,完全满足整星在轨任务期间的用电需求。

环境减灾-1A、1B 卫星于2008年9月6日成功发射,根据飞行程序,卫星经历了主动段、太阳翼展开、出地影、正常运行模式建立等在轨测试阶段,通过对实时及延时遥测数据分析判读表明,太阳电池阵工作稳定正常,在轨测试数据与地面测试数据保持一致。

以环境减灾-1A、1B 小卫星在轨运行期间处于光照区的某时段为例,当太阳光和太阳翼法线夹角20.6°～20.7°时,太 阳 电 池 阵 平 均 输 出 电 流21.60A,产生的电能通过电源控制器的调节后进入供电母线,对星上不同工况的负载供电,负载电流5.04～18.84A。太阳电池阵同时对蓄电池组充电,多余的功率由含有6级分流电路的开关分流调节器在主误差放大器(MEA)的控制下及时分流,稳定母线电压在29.32V。太阳电池阵多余的功率由自身发热星外耗散,不传入星内。

遥测数据显示,太阳电池阵的输出功率633.31W,优于550W 初期功率指标要求,较实际使用有较大裕度。太阳电池阵典型工作过程如图4所示,2008年9月8日10个轨道周期内太阳电池阵温度变化曲线如图5所示。

图4 太阳电池阵典型工作过程Fig.4 Typical working process of solar array

图5 2008年9月8日10个轨道周期内太阳电池阵温度变化曲线Fig.5 Solar array tem perature variation curve in 10 orbital periods on Sept.8,2008

5 结论

基于小卫星平台的太阳电池阵设计实现了产品的系列化、接口的通用化和太阳电池电路的模块化。运用模块化、高效化、轻型化、小型化、电路布局优化和环境适应性方案等设计,针对不同功率需求的小卫星型号任务,只需对太阳电池电路模块进行适当增减,灵活调整太阳电池阵发电单元的太阳电池类型,即可设计出基于小卫星平台的单板尺寸1 110mm ×850mm 的太阳电池阵产品。从而大大缩短了研制周期,降低了产品成本,实现了小卫星对太阳电池阵大功率、小体积、轻重量、自主性强的要求。

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[3]Jones P A,Spence B R.Spacecraft solar array technology trends[J].IEEE Aerospace Conference Proceedings.Institute of Electrical and Electronics Engineers.IEEE Publication Division,1998(1):141-152

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[6]Purvis C K,Garrett H B,Whittlesey AC,et al.Design guidelines for assessing and controlling spacecraft charging effects[J].NASATechnical Paper,1984,2361:16

[7]刘平,王雪冬.太阳电池阴影效应及热斑[J].物理实验,1998,18(2):42-43

[8]程保义,苏彬,赵颖,等.原子氧防护涂层研究[C]// 中国电子学会化学与物理电源技术分会,中国化学与物理电源行业协会,等.厦门:第二十六届全国化学与物理电源学术年会论文集,2004:10