氢镍蓄电池寿命影响分析及在轨充电控制技术研究

杜 红 刘 震 曹 俊 崔 波

(北京空间飞行器总体设计部,北京 100094)

1 引言

氢镍蓄电池目前已经成为航天器最主要的化学储能电源之一,国内外发射的高轨道航天器几乎100%采用氢镍蓄电池,低轨道航天器也有相当数量采用氢镍蓄电池作为储能电源。尽管目前受到高比能的锂离子电池的冲击,但是其成熟的飞行经验和高可靠、长寿命的特性还会使其在空间应用领域发挥其优势,扩大其应用范围。

目前国内外在氢镍蓄电池单体和组件技术方面,无论是设计还是工艺技术都日趋成熟,而氢镍蓄电池应用技术,如在轨充电管理技术,逐渐成为制约和影响蓄电池空间工作寿命和可靠性的主要因素。美国和俄罗斯对氢镍蓄电池的技术研究起步早、空间应用数量多、在轨累积工作时间长、地面试验和空间飞行数据的积累也比较充分,对氢镍蓄电池在轨充电管理技术及其对氢镍蓄电池的寿命影响等方面的研究比较深入,其研究成果使氢镍蓄电池的空间应用可靠性得到了进一步的提高。我国从上世纪80年代开始进行氢镍蓄电池方面的预先研究,到本世纪初开始步入空间应用阶段。虽然对氢镍蓄电池空间应用技术也开展了一定的研究并进行了一系列的空间实践,但由于起步晚、空间飞行数据少等原因,对氢镍蓄电池技术的研究及空间工程应用的经验尚落后于国际先进水平。

2 氢镍蓄电池寿命模型及影响因素

美国空间公司在对长期氢镍蓄电池地面寿命试验和在轨飞行积累的大量数据的基础上建立数据库,并转化为氢镍蓄电池寿命预测模型,用来反映和确定氢镍蓄电池在空间运行过程中影响其寿命和可靠性的因素及其对这些因素的敏感度[1-2]。氢镍蓄电池数据库包含的数据主要由地面加速寿命试验数据和在轨实时数据两部分构成,研究主要针对氢镍蓄电池的两种失效模式进行:渐变型的容量损失失效和突变型的短路失效。

2.1 过充和涓流对蓄电池寿命的影响

该项研究在相同的放电深度(78%)、温度(地影期-5℃,光照期+8℃)、单体电池峰值电压(1.54V)、充电速率(C/12)和过充率(1.15)下,对两组蓄电池进行了加速寿命试验,两组蓄电池分别采用C/100 和C/200 涓流充电速率。

图1显示了不同涓流充电速率下,地球静止轨道(GEO)卫星蓄电池的预测寿命与放电深度的关系。图中实线为相对于额定容量的放电深度,虚线为假设有10%容量裕度的放电深度。图1表明,蓄电池容量下降与涓流充电速率密切相关。在最长地影期时,容量会稍稍下降,而在地影期缩短和放电深度减小时又会有所恢复。在较高的工作温度下(10℃),需要较高的涓流速率(C/100)来抵消容量下降和相对较高的自放电。由于自放电相对较高,在高温时较高的涓流速率(C/100)实际上并不会造成较高的过充量。然而在低温时,C/100的涓流速率虽然能够有效防止容量下降,但同时也造成了较高的过充量,加速了损耗。

图1 不同涓流充电速率下,蓄电池的预测寿命与放电深度的关系Fig.1 Function betw een predicted life and discharge depth of battery at different trickle rates

涓流对蓄电池寿命的影响主要是其是否产生过充。另一组加入异常扰动的寿命试验,同样显示了蓄电池寿命对过充的敏感度。试验中蓄电池组在-5℃的温度下充满电,放电深度为额定容量的91.6%。在每次放电结束时以C/12 的速率充电,过充率为1.25,然后以C/100 的速率涓流充电,直到下次地影期放电。在每个44 天的地影期之间相隔15 天的光照期,在光照期每天放电深度约为35%。试验中,在第20个地影期之后制造一次异常,使其以C/20 速率过充约90 天。然后回到正常的试验过程中,蓄电池的性能还处于可接受的范围内,但却有了明显的衰降。在26次循环之后,其中一个单体的电压降到1V 以下,发生了容量损失失效(如图2)。

图2 加入异常情况的蓄电池地面加速寿命试验数据Fig.2 Data of accelerated life experiment of battery on ground in present of abnormal conditions

而另一组蓄电池的地面加速试验中,不包括如上所述的异常。试验同样为在-5℃的温度下充满电,峰值放电深度为额定容量的91.6%,充电速率为C/15,过充率为1.30,然后以C/100 的速率涓流充电,直到下次地影期放电。该组蓄电池进行了30次充放电循环加速寿命试验,并没有任何一个蓄电池单体发生失效。在最长的地影期中,蓄电池单体的最低电压为1.05V。该项试验结果显示,30个充放电循环后,由容量损耗导致失效的可能性仅不到0.02%,而短路失效的可能性更少了几个数量级(如图3)。

图3 未加入异常情况的蓄电池地面加速寿命试验数据Fig.3 Data of accelerated life experiment of battery on ground in absent of abnormal conditions

2.2 温度对蓄电池寿命的影响

温度对保持蓄电池容量和性能下降速率有重要作用。通常我们认为降低温度能够减缓蓄电池的损耗,但是还有其它因素能够影响温度所起的作用。图4所示为在不同的涓流充电速率下,温度变化对蓄电池寿命的影响。在低温时(图4中实线所示),蓄电池的寿命对涓流充电速率和过充量的敏感度较高,这是因为在低温时不需要较多的过充来抵消自放电,因此几乎所有的过充都用于增加蓄电池损耗了,尤其在涓流充电速率为较高的C/100时。在温度相对较高时,蓄电池的寿命对涓流充电速率不那么敏感。分析结果表明,在涓流充电速率为较高的C/100时,高温实际上使蓄电池的寿命增加了5年,而在涓流充电速率为较低的C/200时,反倒减少了2～5年。

以上分析表明,在设计氢镍蓄电池的工作温度和充电策略时,需要同时考虑损耗速率和电池容量,这两点同样重要。特别是需要选择与温度相对应的合适的涓流充电速率。

2.3 容量裕度及放电深度对蓄电池寿命的影响

图4 不同涓流充电速率和不同温度下蓄电池的预测寿命与放电深度的关系Fig.4 Function between predicted life and discharging depth of battery at different trickle rates and temperatures

大量的试验结果表明,容量裕度对减缓蓄电池容量衰减更加重要。图5显示了研究结果,其中实线表示相对于额定容量有10%的裕度,虚线表示没有裕度。在图中,容量裕度减小了在较高放电深度部分的寿命下降斜率,从而减缓了容量损耗。其原因是,有了10%的容量裕度,蓄电池的寿命终点相当于变成110%的放电深度,而不是100%。因此,如果在寿命初期能够保证一定的容量裕度,在寿命末期,当容量衰退成为制约寿命的主要因素时,就能额外地延长蓄电池寿命。

2.4 在轨使用年限对蓄电池寿命的影响

图5 容量裕度对蓄电池的预测寿命与放电深度关系的影响Fig.5 Impact of capacity margin on the function between the predicted life and discharging depth of battery

利用加速寿命试验结果对在轨使用年限对蓄电池寿命的影响进行了分析,该组蓄电池试验制度为:放电深度78%,地影期温度-5℃,光照期温度+8℃,单体电池峰值电压1.54V,充电速率C/12,在每次地影期后转涓流充电前,过充率均为1.15。试验得到的蓄电池寿命损耗模型如图6所示。结果表明,在C/100 涓流充电速率下,蓄电池在16年时发生单体失效的概率为50%。蓄电池在轨工作期间,发生容量衰减的失效模式概率高于发生短路故障的失效模式概率。

2.5 寿命影响因素研究结果

以上研究结果表明,在排除蓄电池单体及组件自身设计和制造缺陷的条件下,蓄电池寿命强烈依赖于放电深度(尤其是工作在高放电深度时)、过充量、涓流充电率和工作温度。另外,研究还揭示了以上因素之间的强耦合性,并提出:在最优充电控制系统和最优运行条件的前提下,正确设计的氢镍蓄电池能够以70%～75%的放电深度在GEO 轨道上可靠运行超过30年。预测结果还揭示出,在最大放电深度时,通过最优化充电控制和工作温度,能够保证可靠运行超过10年。

图6 在轨使用年限对蓄电池累积损耗寿命的影响Fig.6 Impact of on-orbit years on cumulative wear-out of battery

3 氢镍蓄电池在轨充电管理技术

从上述影响蓄电池在轨使用寿命的因素可以看出,避免过充及在合适的使用温度下,选择合适的涓流充电速率是提高在轨使用可靠性的关键,也是蓄电池在轨充电管理技术的关键。目前国内外对氢镍蓄电池采用的充电管理方式主要有:温度补偿电压控制、电子电量计控制、压力终止控制、温度上升速率控制等,均充分考虑了这一点。

3.1 温度补偿电压控制

温度补偿电压控制(即V-T 控制)是NASA最早针对镉镍蓄电池进行充电控制最常用的方法。这种方法最大的好处是在镉镍蓄电池充电过程中,可以最大程度地降低发热。在氢镍蓄电池逐步取代镉镍蓄电池以后,对于那些原来使用镉镍蓄电池作为星载能源的成熟航天器或卫星平台,无论是国内还是国外,仍然沿用了V-T 控制方法作为氢镍蓄电池的充电终止控制手段。同时,为适应氢镍蓄电池的热特性和电特性,对控制数值进行了适应性修改。

温度补偿电压控制按照实现方式可以分为硬件V-T 控制和数字V-T 控制。硬件V-T 控制即采用模拟电路实现温度补偿电压控制。通过预设的温度与电压的关系,当蓄电池充电电压达到V-T曲线数值时,控制电路即输出控制信号切断充电开关。由于蓄电池在轨运行的过程中性能会逐渐衰降,因此一条固定的V-T曲线并不能满足卫星电源管理的需求,因此一般会预置几条V-T曲线,可以通过遥控指令进行选择。图7为我国东方红三号卫星平台采用的典型的V-T曲线,共设置了6条曲线。这类硬件V-T 控制方式将蓄电池充满时其电压与温度视为基本呈线性关系,对电压与温度间的关系进行了近似。

图7 典型的硬件V-T曲线Fig.7 Typical hardw are V-T curve

数字V-T 控制又称为读表控制,这是随着星务计算机出现后,利用星务计算机实现的一种温度补偿电压控制方式。其V-T曲线不再由模拟电路实现,而是通过在星务计算机中预存电压与温度对应的数表,利用温度值对应的电压值进行控制。当读表系统判定蓄电池充电电压达到当前温度对应的充电终止电压时,即发出指令切断充电开关。

与硬件V-T 采用电压与温度线性对应关系不同,数字V-T曲线更好地结合蓄电池的特性,采用了更精确的终止充电的电压与温度对应关系。在实现方式上,实际的数字V-T曲线并不是一条连续的曲线,而是一个离散的数表。数字V-T曲线可以通过软件参数注入方便地进行调整。图8为我国某型号卫星所采用的硬件和数字V-T曲线,其中6条直线为硬件V-T曲线,2条曲线为数字V-T曲线,并针对大厅测试和热试验设置了不同的曲线。可以看出,数字V-T曲线可以充分考虑蓄电池的使用环境、工况以及电池个体差异等各项因素的影响,对充电终止电压进行针对性的调整,进一步精细地对蓄电池进行充电管理。

图8 数字V-T曲线与硬件V-T曲线的比较Fig.8 Comparison between digital V-T curve and hardw are V-T curve

但是温度补偿电压控制方式由于其采用电压和温度作为充电终止的控制信号,而这两者与荷电状态的对应关系随着氢镍蓄电池的性能衰降会不断地发生变化,因此很难完全避免电池的过充或欠充。但当电池过充时,由于氧气的析出及其与氢气的复合,导致的大量放热会造成电池温度的迅速升高,此时电池电压会很快满足温度对应的充电终止电压,使充电开关断开。因此,温度补偿电压控制在国内外很多卫星中,都作为备份的充电控制手段,避免主份充电控制方式故障时造成蓄电池过充受损。

3.2 充放电比率控制

充放电比率(c/d 比率)即每个充放电周期蓄电池放出的电量和再充入电量的比率。用c/d 比率进行充电控制,是目前氢镍蓄电池特别是地球静止轨道(GEO)卫星氢镍蓄电池充电控制最广泛采用的一种充电控制方式。

对于GEO卫星和低轨道(LEO)卫星,其完全充电的含义不同。对于大多数LEO卫星,放电深度比较低,典型值为35%～40%,控制的重点是尽量减小过充和发热。因此,蓄电池通常只是充至其满荷电状态的85%左右,这种较低的荷电状态非常适用于小的放电深度。而对于GEO卫星,在最长地影时蓄电池往往需放出其寿命初期容量的70%～80%的电量,因此在地影季必须对蓄电池进行完全的充电。

对于GEO卫星,广泛采用的方法是以固定的c/d 比率给蓄电池充电,以C/10～C/25 的高倍率给蓄电池充电至其放出电量的1.05～1.15倍,然后在地影季每天的涓流充电速率为C/60～C/100,以使蓄电池始终保持满荷电状态。早期使用氢镍蓄电池的G EO卫星,绝大多数采用地面计算放电电量和充电电量的方式,到达设定的c/d 比率后,通过地面遥控指令转为涓流充电。如国际通信卫星-V[3],所有充电电流转换功能均由地面遥控指令控制。通过对放电电流的积分操作,计算放电过程中放出的安时数,据此计算出以高倍率C/21 给蓄电池充电至1.15倍放出的安时数所需要的时间。在到达该时间时,地面发出遥控指令转入涓流充电。涓流充电保证蓄电池始终处于满荷电状态。

随着电子技术的发展,固定c/d 比率控制逐渐演化为电子电量计控制。电子电量计也叫安时计,其基本原理是通过计算蓄电池的放电电量和充电电量实现对蓄电池充电的准确控制,其实现方式可分为硬件实现和软件实现两种。

对于硬件实现,它是由置于电源控制设备中的控制电路,通过硬件方式累计蓄电池充放电的安时数进行控制。在蓄电池放电期间,控制电路累计蓄电池的放电安时数。在蓄电池充电期间,控制电路累计蓄电池的充电安时数并实时计算蓄电池的荷电百分数,当荷电百分数达到预定的控制阈值时,发出控制信号终止充电。

软件实现与硬件实现的不同之处,在于它不是通过硬件方式,而是通过软件应用程序采样遥测参数进行电量积分。具有智能模块或星务计算机的卫星几乎都采用软件实现方法。在蓄电池放电期间,电源系统的智能模块或星务计算机对蓄电池放电电流进行采样并积分,得出蓄电池的放电安时数。在蓄电池充电期间,智能模块或星务计算机又不断地对蓄电池充电电流进行采样并积分,实时计算蓄电池的充电安时数。智能模块或星务计算机不断比较充电安时数和放电安时数,当充电安时数大于放电安时数与预定充放电比的乘积时,就发出控制信号终止蓄电池大电流充电转涓流。充放电比是考虑了蓄电池组自放电、充电效率和采样误差之后的一个综合系数,取值可根据在轨情况不断调整。

3.3 压力终止充电控制

对于氢镍蓄电池,电池内氢气的压力与电池的荷电状态有着密切的关系。蓄电池放电时,电池内氢气的压力会线性下降,充电时则线性增加,在达到充满时则保持稳定。因此,氢镍蓄电池内氢气的压力可用于充电终止控制。

采用压力控制的通常做法,是在氢镍蓄电池的压力容器上粘贴应变片或安装压力计、压力传感器,以测量电池的充电状态。当测量结果表明电池组已经达到满充电状态时,应立即停止倍流充电转涓流充电。

但是采用压力控制的方法也有缺陷。比如,测量压力的应变片在压力较低时灵敏度较低,数据精度和重复性较差。此外,由于电池性能的差异,对于不同的单体电池在同一充电状态下的压力数据也不完全相同。另外,压力传感器和蓄电池两者的性能都有随时间衰降的问题,测得的数据如何修正也有问题。因此,国外文献明确指出,不推荐压力作为充电控制的主要控制手段[4]。我国已发射的卫星中,仅有个别低轨卫星将压力控制作为主要的充电管理方式,但是部分卫星采用压力遥测值作为断涓流的控制信号,当压力值达到预定阀值时,就由地面发送指令停止涓流充电,防止蓄电池过充。

3.4 温度上升速率充电控制

在氢镍蓄电池充电过程中,当蓄电池荷电状态较低时,由于此时充电效率很高,加上充电的化学反应为吸热反应,此时蓄电池的温度会下降;当蓄电池逐渐接近充满状态时,充电效率会逐步降低,转换效率的降低将导致蓄电池的温度升高;而当蓄电池完全充满后,将处于过充的化学反应状态,充电的能量将全部转换为热能,此时温度升高速率会进一步提高。

根据以上特性可知,针对已经固定的充电电流,蓄电池的温度上升速率能够反映电池的荷电状态,因此可以利用蓄电池在充电过程中的温度上升速率作为充电控制信号。为了防止蓄电池温度缓慢升高导致温度超限,采用此类充电控制的电源系统,一般还会设定一个极限温度,当蓄电池温度达到极限温度时,即使蓄电池温度上升速率未达到门限,也切断充电开关,保护蓄电池。

Martin M arietta 公司的AS TRA-1A卫星就采用了该充电控制方式[5]。AS TRA-1A卫星是一颗GEO 通信卫星,其电源系统采用了三组50Ah 的氢镍蓄电池,利用温度上升速率作为主要的充电控制方式,同时利用V-T 控制作为备份。充电过程中,将过去7min 的温度变化作为温度上升速率(如果是温度下降即为负值),当温度上升速率满足:

其中,T表示蓄电池温度,t为时间变量。

即当由于充电引起的蓄电池温度上升速率达到4℃/h时,蓄电池停止充电。

采用温度上升速率作为蓄电池充电控制方式,能很准确地判定蓄电池的荷电状态,但蓄电池温度的变化还受卫星外热流等因素的影响,同时蓄电池性能的衰降也会影响温度上升速率门限值与荷电状态的对应关系,因此采用该方法需要综合考虑的因素较多。因此,该控制方法比较适合采用软件方式,可以方便地根据工况设定不同的温度上限值、温度上升速率门限值等,实现对蓄电池充电管理的优化。

4 结束语

通过氢镍蓄电池寿命模型和影响寿命因素的分析可以看到,氢镍蓄电池放电深度、温度、过充量、过充率及在轨工作时间是影响氢镍蓄电池寿命和可靠性的主要因素[6],这些因素主要可以归纳于在轨充放电管理的技术范畴。

在充电管理方面,随着星务计算机的普遍采用,电子电量计控制方式得到了广泛的应用。同时,采用电压、压力、温度作为充电终止控制信号的充电管理方式也有着广泛的应用。无论国外还是国内卫星都采用了两种或者更多种的充电管理方式,避免了由于一种控制方式失效造成的电池过充。但是诸如利用温度上升速率等对氢镍蓄电池进行精确充电管理和控制的技术,由于受数据采集技术、器件可靠性技术等条件制约,在我国尚未得到应用。国外对这些技术的研究及其研究成果的工程应用,为氢镍蓄电池空间应用可靠性的进一步提高提供了保障,值得我国借鉴和参考。

References)

[1]Zimmerman AH,Quinzio MV.Model for predicting the effects of long-term storage and cycling on the life of NiH2 cells [C]// Proc.of the 2003 NASABattery Workshop,20 November 2003,H untsville,AL

[2]Zimmerman AH.Life modeling for nickel hydrogen batteries in geosynchronous satellite operation [R].The Aerospace Corporation,EI Segundo,California,USA,AIAA2005-5623,2005

[3]Ommering G V,Koehler C W,Briggs D C.Nickel-hydrogen batteries for INTELSAT V [C]// Proc.15th Intersociety Energy Conversion Engineering Conference,Seattle,WA,1980

[4]Dunlop J D,Rao G M.NASAhandbook for nickel-hydrogen batteries[R].NASA-RP-1314,1993

[5]Carlo T,Romulo P.Performance improvement of AST RA1ANi-H2 batteries using optimized battery charging schemes and reconditioning [R].AIAA-94-3868-CP,1994

[6]Thaller L H ,Zimmernam AH.Overview of the design,development,and application of nickel-hydrogen batteries[R].The Aerospace Corporation,EI Segundo,California,NASA/TP-2003-211905,2003