天宫一号目标飞行器电源分系统设计

陈启忠 ,马季军,王 娜,黄应春,黄 峥,王振绪

(1.上海空间电源研究所,上海 200245;2.国防科学技术大学 航天与材料工程学院,湖南 长沙 410073)

0 引言

TG-1目标飞行器作为我国载人航天工程二期研制的新一类飞行器,将在2年内分别与神舟八号、神舟九号、神舟十号飞船完成空间对接(包括撤离后的二次对接),以使我国掌握并验证空间对接技术。同时,TG-1目标飞行器还将作为空间实验室的雏形,验证后续空间站所需的相关技术,其中包括了低轨长寿命电源和100 V高电压母线技术。

作为飞行器平台的关键之一,电源分系统是完成空间对接任务的最基本保障。根据TG-1目标飞行器的负载需求和包络限制,以及相关技术进展,其电源分系统采用了质量功率比相对较高、充放电性能较好的氢镍电池作为储能电池,采用了耐原子氧和绝缘性好、以玻璃纤维为主体的半刚性基板,以及发电效率最高的三结砷化镓电池片,同时根据后续空间站任务的需求,应用了100 V高压母线以降低功率损耗。由于上述新技术的使用,使TG-1目标飞行器电源分系统成为使用多种新技术,完全自主研制的新型电源系统。目前在轨运行的国外低轨道飞行器中,仅有国际空间站采用120 V高压母线,而国内其他低轨飞行器采用了28 V或42 V低电压母线,因此需对100 V高电压母线系统的技术及器件进行重点研制。为此,对TG-1目标飞行器电源分系统进行了设计、仿真和试验验证。本文介绍了TG-1目标飞行器电源分系统的研制及飞行试验情况。

1 电源分系统组成

TG-1目标飞行器电源分系统是采用太阳电池翼-蓄电池组的光伏电源系统,系统一次电源母线为100 V。与国内卫星电源不同,TG-1目标飞行器电源分系统包含了太阳电池翼结构机构和驱动机构等对日定向部分,由太阳电池翼、储能蓄电池组、母线电压调节、蓄电池充电控制、对日定向等组成,共有太阳电池阵、驱动机构、驱动器、功率管理器、分流调节器、放电调节器、充电控制器,以及系统控制器、氢镍电池组等单机9种18台(件)。其中太阳电池阵为半刚性太阳阵,使用了三结砷化镓太阳电池片,储能电池组采用了IPV氢镍电池组。

TG-1目标飞行器的太阳电池翼分为左右2翼,分别安装在资源舱Ⅱ、Ⅳ象限,通过安装在资源舱上的驱动机构与舱体连接,其他设备均置于资源舱内。电源分系统组成如图1所示。

图1 TG-1目标飞行器电源分系统组成Fig.1 Power subsystem of Tiangong-1 target spacecraft

图1中,TG-1目标飞行器电源分系统设置供电机组1个和充放电机组3组。在光照区,左右太阳电池翼发电,一部分电能通过母线分流调节后直接供给目标飞行器负载,另一部分电能通过充电分流调节对氢镍电池组充电。在阴影区,3组氢镍电池组开始放电,通过放电母线调节后向目标飞行器负载提供电能。由于目标飞行器运行在高度400 km的圆轨道,且正常状态下负载基本恒定,电源分系统太阳电池翼采用了分阵式设计,分为供电阵、充电阵和机动阵。正常状态下,机动阵处于供电阵向目标飞行器负载提供电能,当充电阵输出电流不能满足系统能量平衡时,机动阵可通过地面指令切换至充电阵对氢镍电池充电。

TG-1目标飞行器电源分系统可监测系统运行参数,如与太阳电池翼相关的供电阵电压、电流,以及充电阵电压、电流、太阳电池翼温度等;与氢镍电池组相关的电池单体电压、压力、温度、电池组电压等;与充放电相关的各机组充电状态、充放电电流等;与母线调节相关的母线电压、升压信号、分流信号等。通过对信号的监测,能判断分系统的运行状态,保证其正常运行。所有关键参数分别通过遥测和1553B总线双路下传。

TG-1目标飞行器电源分系统的拓扑结构如图2所示。

2 主要技术指标

根据TG-1目标飞行器总体要求,电源分系统设计技术指标如下：

a)母线控制在配电器输入端口远端采样,要求一次母线电压为98～103 V;

b)在高度300～500 km圆轨道上,当太阳入射角不大于25°时,2年寿命期内能承受额定负载3 500 W、峰值负载6 000 W;

c)在频率0～10 MHz范围内,电源分系统在额定输出电压和额定阻性负载下的纹波电压≤500 mV(峰-峰);

d)当目标飞行器进出地影、火工品点火时,一次母线电压跃变变化速率≤3 V/ms;

e)太阳电池阵工作时产生的剩磁矩应不大于0.4 A◦m2;

f)帆板以折叠压紧方式固定在资源舱体上,折叠后的外包络不大于3 800 mm,展开状态下基频不小于0.1 Hz;

g)太阳电池翼在展开状态下能承受的载荷不小于0.25g(此处g为重力加速度);

图2 TG-1目标飞行器电源分系统拓扑结构Fig.2 Topology structure of power subsystem for TG-1 target spacecraft

h)2年寿命期内系统可靠性不低于0.976(置信度0.7)。

3 设计特点及关键技术

TG-1目标飞行器电源分系统是我国目前低轨道在轨飞行功率最大、母线电压最高的电源,应用的新技术多,主要特点如下。

a)低轨飞行器采用100 V高压母线

低轨飞行器所在轨道高度300～600 km间存在稠密的冷等离子体,此冷等离子体会造成“浸泡”在其中的高压太阳电池阵产生电流泄露和弧光放电等效应,从而导致太阳电池翼发电能力损失或因放电引起永久性物理破坏。因此,对采用100 V高压母线的TG-1目标飞行器太阳电池翼来说,需采取措施防止太阳电池翼因等离子体放电而遭致破坏。经多次高压防护试验以改进设计和工艺,TG-1目标飞行器电源分系统的半刚性太阳电池阵串间电流小于1 A,串间电压小于55 V。这样,负偏压达-191 V才会出现二次放电,而TG-1目标飞行器的负偏压最大约-80 V,故不会出现二次放电。

高电压母线增大了母线控制稳定性难度。地线上的串扰易进入母线控制信号引起母线动荡,须合理分布地线和处理控制信号。国内低压元器件相对成熟,就高电压母线来说,对电源分系统使用的高压元器件需进行慎重选择和充分试验后的改进。

高电压母线对高电压回路的影响不同于低电压母线,尤其是对可能存在低气压状态的空间,须充分考虑高电压回路的绝缘与间距。由于元器件的失效模式多样,对高压电源系统需充分考虑不同失效模式出现后故障扩散,并采取措施进行防护和隔离,防止高压器件失效后导致大面积电路烧毁。

b)采用半刚性基板

目前国内飞行器太阳电池翼多使用铝蜂窝刚性基板,其上粘贴聚酰亚胺膜与电池电路绝缘,一旦聚酰亚胺膜受环境因素腐蚀或破裂,电池电路将与太阳电池翼结构发生短路造成电路失效。半刚性基板承载电池电路的基体材料为绝缘玻璃纤维,即使出现电池电路与基体电接触,也不会发生短路,特别是当采用的高电压母线放电概率较高时,更利于电池电路不会因偶尔一次放电造成电池电路与结构短路。

半刚性基板结构的关键是玻璃纤维纺织成线、玻璃纤维线编制成网,以及玻璃纤维网在面板上张紧。TG-1目标飞行器的半刚性基板进行了特殊处理,保证纱线拉升强度和网格面板的张紧强度在设计范围内。研制时,建立了网格面板的力学分析模型和热模型,通过理论与试验指导,设计的半刚性基板通过了要求的各种力学试验,经20 000次-110～90℃高低温交变后未发生网格松弛和变形,经地面2年储存,张紧力仍满足设计要求。网格面板与框架的连接如图3所示。

图3 网格面板与框架的连接Fig.3 Connection between gird planer and frame

c)大批量使用国产氢镍电池,采用P-T控制

TG-1目标飞行器电源分系统采用了40 A◦h IPV氢镍电池组,每组由56个单体串联组成,分为2个模块,每个模块单体28个,总计使用单体168个。TG-1目标飞行器氢镍电池模块如图4所示。

图4 TG-1目标飞行器氢镍电池模块Fig.4 Nickel-metal hybrid battery moduleof TG-1 target spacecraft

氢镍电池对温度较敏感,适宜的工作温度为0～15℃,且单体电池内部及电池组各单体间的温差不能过大。电池温度过高,会导致性能的永久衰减,还会引发安全问题;温度过低,在过充电时负电极区可能因出现电解液结冰而导致电池内阻增大,放电性能下降。TG-1目标飞行器每天进出影16次,充放电倍率0.5C,经过热仿真和热试验,采取了多种措施加强热传导,使电池组单体内外温差小于5℃,单体与底板温差小于3℃。

对高电压系统,氢镍电池还需注意单体的一致性。每组氢镍电池串联单体数为56个,由于低轨道频繁的高倍率充放电,单体电池性能会随充放电循环次数增多和单体间的温差而存在差异,且差异会越来越大,严重影响整组电池的性能。TG-1目标飞行器电源分系统采用设计保证和试验剔除措施,将单体差异控制在允许范围内,同时还制定了在轨调理方法,经地面试验验证合理有效。

优良的充电控制是避免电池发生热失控,保障其能合理供电的必要手段。自氢镍电池问世以来,国外就对其充电控制方法进行了研究。充电控制的原则是保证在充电期间发热量最低状况下,电池有较高的荷电态。目前,美、俄对在轨运行的氢镍电池实施的充电控制有P-T、安时和V-T等方法。TG-1目标飞行器氢镍电池采用P-T和安时控制相结合的控制方式,通过地面容量校准等试验,确保P-T控制代表的安时数与电池的实际容量相差不大于±1 A◦h,同时通过改善应变片粘贴及后处理工艺,保证应变片采样的稳定性,提高了氢镍电池充电控制的准确性。

d)采用大模块电池电路,并首次大批量使用三结砷化镓电池片

刚性基板太阳电池电路将太阳电池片直接粘贴在刚性基板的聚酰亚胺膜上。半刚性基板基体为网格面板,故需要采用大模块电路,4或6片电池片组成1个模块,电池片正反面均粘贴大面积玻璃盖片,如图5所示。

图5 大模块电池电路Fig.5 Circuit of largemodule

采用钩挂方式将电池电路安装在半刚性基板上,即在模块背面玻璃盖片上粘接一定数量金属钩针,钩针弯曲钩挂在网格面板的网线上,并视需要对部分钩挂点进行点胶处理,如图6所示。该安装方式易在发射段出现太阳电池片破裂或太阳电池模块从网上脱落,从而造成电路失效。

图6 钩挂固定方式Fig.6 Fixing method of hook

TG-1目标飞行器采用了发电效率大于27.5%的3结GaInP2/GaAs/Ge砷化镓太阳电池,双层减反射膜,单体电池尺寸39.8 mm×60.4 mm×0.19 mm,有效发电面积23.88 cm2,热物理性能中正面太阳吸收率αs=0.92±0.02,半球发射率εH=0.80±0.02。该电池片前期仅在小卫星上在轨使用,是首次在TG-1目标飞行器上大批量使用,数量为14 000多片。电池片进行了2年寿命期内的高低温交变试验,并通过了3年的辐照试验。

4 研制试验情况

TG-1目标飞行器电源分系统于2005年10月开始方案论证,2006年10月完成方案阶段攻关,2010年2月完成初样阶段工作,2010年11月完成正样产品交付,2011年5月完成整器测试和试验,2011年9月完成发射场工作发射入轨。研制中的主要工作如下。

a)高电压元器件体系建立

TG-1目标飞行器电源分系统研制中,选取了技术实力较强的元器件厂商对高压器件进行联合研制,其中包括高压大功率继电器、高压电容、高压熔断丝,以及各种分流模块等。除完成常规的器件试验外,还针对TG-1目标飞行器的轨道环境和在轨使用状态进行了大量试验,如各种低气压状态下的高电压试验、绝缘试验和过负载试验等,基本形成了低轨高电压电源系统研制器件选用和保证体系。

b)半刚性帆板力学及空间环境设计与验证

半刚性帆板使用的大模块电池电路和半刚性基板均为国内首次研制和使用。针对半刚性基板及电池电路使用的原材料进行了原子氧、离子辐照和紫外辐照等多种试验,优化选取所用材料。在组成半刚性板时,对网格面板和钩挂在网格上的电池片的力学响应进行了分析和计算,根据结果进行了支撑结构调整,同时基于单板级的鉴定级力学试验对仿真模型进行修正。整翼试验结果表明半刚性帆板整翼力学响应与单板响应不同。经大量分析验证后,对模块点胶部位进行了修正和加强。TG-1目标飞行器太阳电池翼在单翼1.2倍鉴定级力学试验后无结构损坏和电池片裂片,远高于发射段力学响应的要求。

c)氢镍电池在轨寿命及可靠性研究

TG-1目标飞行器氢镍电池属于国内首次低轨使用,充放电倍率高,充放电循环次数多,放电深度大。为此,对电源分系统的在轨寿命和可靠性进行了研究,除电池组自身热特性试验外,还进行了各种不同工况下单体一致性和模拟在轨极限状态的充放电循环寿命试验。试验验证了在采取设计措施和进行工艺筛选后,TG-1目标飞行器使用的氢镍电池单体在轨寿命期间出现影响系统工作的不一致性的可能性小,同时通过试验验证了即使电池出现较大不一致性,采用在轨调整也能将各单体的不一致性恢复到允许范围内。在轨充放电试验在低气压状态下进行,电池底板温度设置为最高温度16.5℃,电池充放电策略、充放电电流均模拟在轨额定功率3 500 W时的电流,目前进行了1.2年的试验,试验结果表明氢镍电池工作正常,各项参数满足要求,预计2年寿命末期各项性能可满足设计要求。

d)高压电源系统可靠性和安全性研究

TG-1目标飞行器电源分系统研制中,注重可靠性和安全性研究,根据“一次故障工作,二次故障安全”原则进行设计。设计上考虑了各种故障模式以及发生故障后的隔离措施,在严格执行规范的同时加强了分系统各关键指标的裕度设计,进行了驱动机构寿命试验、氢镍电池寿命试验和控制参数拉偏等20多项可靠性试验。特别地,进行了控制系统的极限工况试验,试验模拟高温50℃、低温-10℃,温变速率大于6℃/min,试验期间电源分系统加额定负载3 500 W,分别模拟光照区太阳电池翼供电和阴影区氢镍电池供电,同时按在轨状态进行充放电循环,总计试验时间连续83 d。试验过程中各设备温度在极限工况下达到平衡、稳定,未超出器件I级降额结温,整个系统工作时母线稳定、充放电循环正常。

5 飞行情况

2011年9月29日TG-1目标飞行器发射入轨后,太阳电池翼两翼顺利展开,展开时间约12 s,符合设计要求。进入光照区太阳电池翼捕获太阳,开始发电,为整器供电。分析电源分系统相关遥测数据,判断上升段及入轨展开期间太阳电池翼结构正常,未发现电池串物理受损和电路开路。完成在轨测试后目标飞行器进入正常的光照区-阴影区循环,母线稳定,发电稳定,电池充放电稳定。主要运行情况如下：

a)自主运行阶段负载1 900～2 200 W;

b)母线范围98.85 V(阴影区)～102.08 V(光照区);

c)氢镍电池放电深度15%;

d)氢镍电池组工作温度5～7℃;

e)太阳电池翼阴影区温度不低于-70℃;光照区温度不高于85℃;

f)控制单机工作温度10～30℃;

g)经过对太阳电池翼发电情况分析,确定寿命期内目标飞行器提供平均负载能力约3 800 W(考虑太阳入射角25°时飞行器遮挡)。

预计对接以及在轨运行期间,电源分系统工作状态如下：母线仍维持98.85～102.08 V,氢镍电池放电深度最大约62%,经最多5圈可达到能量平衡,在此期间氢镍电池工作温度约11～15℃。

6 结束语

TG-1目标飞行器电源分系统经过6年的研制,突破了高压母线与防护、半刚性帆板、大模块三结砷化镓,以及低轨国产氢镍电池等技术,通过地面计算分析、试验并完成设计改进。电源分系统正样产品通过了地面所有验证试验,发射入轨后,在轨运行正常,各项功能满足总体要求,各项技术指标满足设计和总体要求,为后续空间站电源分系统的研制建立了坚实基础,也为后续我国低轨卫星采用高压母线奠定了基础。