航天器二次电源的低温工作特性研究

任海英，李廷中，万成安

（北京卫星制造厂，北京 100190）

0 引言

未来的深空探测任务，探测器必须耐受非常低的温度环境，如土星探测器在非加热工况下的工作温度约为-183 ℃。表1列出了行星探测器在非加热工况下的工作温度。为了维持探测器各种设备正常工作的温度要求，目前常采用放射性同位素加热单元。而该加热单元在整个任务阶段总是处于工作状态，需要相关的安全机构和热管理系统进行控制与管理。若探测器的电子设备能够耐受深空低温环境并可靠工作，则不再需要放射性同位素加热单元及相关的控制与管理系统，这样不仅可以大大地减小探测器的体积和重量，还可提高航天器运行的可靠性并延长其寿命[1-3]。

表1 行星探测器在非加热工况下的工作温度Table 1 Typical operational temperatures for an unheated spacecraft

近年来，随着深空探测任务的深入开展，美国NASA 格林研究中心（GRC）制定了低温电子研究计划，主要集中于低温电子元器件、功率电路和供电系统等的研究开发，该计划已取得了较大突破和 进展[1]。致力于空间低温电子技术的研究与开发可能是未来的重点研究方向。而我国还没有开展过相关技术的研究，随着我国深空探测计划的实施，有必要制定相应的研究计划。

本文从深空探测航天器二次电源（即DC/DC变换器）的关键有源器件着手，对功率半导体器件（功率MOS 管和功率二极管）、PWM 控制芯片的低温特性进行深入分析[3-5]，并对一个25 W/5.8 V 输出的航天器二次电源在-35～80℃温度范围内工作的试验数据展开分析，这些工作可为后续深空探测任务的实施提供技术储备。

1 二次电源的供电结构

大多数空间供电系统采用的是基于二次电源供电的方式，即将输入的航天器一次母线电压转化为各种类型的电压，提供给航天器各类电子设备使用，例如：各种功率级输出的航天器二次电源，其输入电压范围为24～160 V，输出电压范围为1.5～42 V，输出功率范围为1 W～2 kW。

近年来，随着功率电子器件的飞速发展，在航天器二次电源设计方面取得了巨大的进步，DC/DC变换器在输出功率、效率等方面有很大提高，而体积、重量明显减小。DC/DC 变换器的功率密度比传统的标准变换器大50%或更高；与传统的肖特基二极管比较，同步整流技术的应用大大提高了大功率电源的效率；多层厚膜封装技术的采用，可在较小的体积范围内提供较高的功率输出[1,6]。

目前，国内大多数航天器二次电源的最低工作温度仅限定在-35 ℃或-40 ℃，远远高于深空探测任务的温度。因此，需要研究DC/DC 变换器的低温工作特性，以拓宽它们的最低工作温度的范围，满足未来深空探测任务的需要。

图1为航天器二次电源的供电结构，主功率变换部分主要包括一次母线保护电路、浪涌抑制电路、EMI 滤波器、功率变换电路、整流及滤波电路；控制部分主要包括辅助电源、控制电路和驱动电路。我国现有的航天器一次母线主要包括100 V 母线（大型通信卫星系列）、42 V 母线（导航卫星系列）、28 V 母线（小卫星系列）。航天器二次电源中应用的关键元器件有功率半导体器件、控制芯片、变压器、电感器、电容器和电阻器等，由于无源器件相对于有源器件在低温条件下对二次电源的影响较小，暂不考虑无源器件在低温条件下工作带来的影响。如图1所示，功率半导体器件位于功率变换电路部分，PWM 控制芯片位于控制电路部分。

图1 航天器二次电源的供电结构图Fig.1 The configuration of DC/DC converter of spacecraft

2 关键元器件的低温特性分析

2.1 航天器二次电源的拓扑简介

目前，国内航天器二次电源的功率范围为 1 W～2 kW，工作开关频率范围为50～400 kHz。二次电源的变换器拓扑有非隔离式和隔离式2 种，其中非隔离式变换器拓扑包括Buck、Boost 和Cuk等结构型式，而隔离式变换器拓扑包括单端正激、单端反激、半桥、推挽和全桥等结构型式。图2为非隔离式Buck 变换器和隔离式单端正激变换器的拓扑图，无论采用哪种拓扑型式，航天器二次电源的功率半导体器件主要包括功率MOS 管（图2中M1）和功率二极管（图2中D1、D2）。这些二次电源大多数采用脉宽调制技术实现开环或闭环控制，通过PWM 控制芯片进行电压和电流调节。

图2 航天器二次电源拓扑结构示例Fig.2 The example to show the topology of spacecraft DC/DC converter

2.2 功率半导体器件

-148 ℃下的低温超导技术的发展推进了低温功率电子器件、电路和系统的研究与开发。在低温条件下，尽管砷化镓具有很好的应用潜力，但目前硅仍是最主要的功率半导体应用材料，最主要的元器件仍为硅场效应晶体管（MOS 管）和硅二极管。温度的降低使基于硅的半导体二次电源在液氮温度（-196 ℃）下可获得更高的工作效率[4,7]。

2.2.1 功率MOS 管

功率MOSFET 管是二次电源适应在低温下工作的最好的功率开关器件，在不同温度下其导通特性和阻断特性会随之改变，因为温度变化会引起载流子的迁移率、饱和漂移速度以及本征载流子浓度发生变化，从而引起功率MOSFET 管相关特性参数的改变[8-9]。

1）阈值电压VT是描述功率MOSFET 管开关过程的一个重要参数，当MOS 管栅极电压VGS达到VT时，感应通道开始形成，器件才具备导通条件。在低温条件下，因VT会上升，所以MOS 管导通需要更高的栅极电压。

2）跨导gm的大小反映了栅极电压控制漏极电流的能力，低温条件下其值会增大。

3）导通电阻Ron是描述功率MOSFET 管通态特征的关键参数，若减小Ron，可减少通态损耗。对于功率MOSFET 管，Ron随温度的降低而呈现下降趋势，即具有正的温度系数。在低温条件下，Ron会变小，故MOS 管的通态损耗也随之降低。

4）在低温条件下，功率MOSFET 管工作在饱和区时，其漏极饱和电流会升高。

5）随着温度的降低，功率MOSFET 管的击穿电压VBR会降低，漏极电流也会降低。

综上所述，在硅器件的工作范围内，功率MOSFET 管工作在低温环境中，会出现阈值电压上升、跨导增大、导通电阻变小、击穿电压及漏极电流降低等现象。若二次电源在低温下工作时，MOSFET管这些工作特性的变化会使其损耗和安全工作区发生变化，并带来二次电源效率的小幅提升[4]。

2.2.2 功率二极管

目前，国内航天器二次电源中的功率二极管多采用肖特基二极管。由于抗辐照同步整流管尚未应用于国内航天领域中，碳化硅二极管的应用技术也还未实现高可靠性验证，因此硅肖特基二极管在未来很长一段时间内仍将在航天器二次电源中占据很重要的位置。

在低温下，功率二极管的相关特性参数会发生改变[4]。

1）二极管正向压降的增加使得其在液氮温度下的损耗约相当于室温下的2 倍；

2）在液氮温度下内部载流子密度相当于室温下的1/30，PN 结的反向饱和电流与内部载流子密度的平方成正比，因此饱和电流会大幅减少；

3）二极管的反向恢复峰值电流和反向恢复时间在低温时会有较大幅度的增加。

NASA 格伦研究中心的试验表明，一个输入电压为42 V、输出功率175 W、频率50 kHz 的PWM型Buck 二次电源在液氮温度下的工作损耗相对于室温有所降低[4]。在液氮温度下，虽然功率MOSFET 管工作性能得到大大改善，但是输出续流二极管在低温下工作性能衰退，这使得同步整流技术更加具有吸引力。因此在较大功率的二次电源中，采用同步整流技术将能弥补二极管在低温下工作特性的不足，使得二次电源在低温环境下仍能保持较好的电气性能。

2.3 PWM 控制芯片

就PWM 控制芯片而言，对以谐振形式工作的功率变换器电路，开关或谐振频率随温度改变而改变，使得DC/DC 变换器很难在软开关状态下满足线性和负载调整率要求。一些电流控制型PWM 芯片在高功率和高电压应用中对噪声最敏感，为了解决这个问题，应对闭环脉宽调节控制电路谨慎设计以改善其抗噪声能力。此外，必须采用CMOS 器件替代双极性类型器件。当前国内航天器二次电源应用的PWM 控制芯片有UC1842、UC1845、UC1825 等，这些芯片为DC/DC 变换器提供了更加简单的控制电路设计[10]。

低温下，PWM 控制芯片具有如下工作特性[4,11]：1）液氮温度下，工作速度增加、触发敏感性减弱、漏电流降低、热噪声减小、开关噪声增大；2）在液氮温度下可重启；3）CMOS 逻辑电路工作速度更高，开关频率有少许增加；4）温度降低时，综合效率会增加，并且在波形上有少许变化，输出参考电压会有微量变化；5）控制电路的可靠度在液氮温度下也会有所提高。

3 试验结果

本文以输入电压30～50 V（即42 V 一次母线系列）、输出电压5.8 V、输出功率25 W、工作频率 250 kHz、采用单端正激变换器拓扑的航天器二次电源为例，对其进行了温度环境试验测试，包括高低温循环试验（-35～80 ℃）和热真空试验（-35～80 ℃）。

图3～图6为该航天器二次电源在25 ℃条件下关键有源器件的试验波形。图3为MOSFET 管GS两端PWM 驱动波形，横坐标为时间（2 μs/div），纵坐标为电压（5 V/div）；PWM 工作频率为251.7 kHz，PWM 占空比为27.8%，PWM 电压变化范围为-2.4～14V，可见PWM 芯片的输出完全处于稳定状态。图4为MOSFET 管DS 两端电压波形，横坐标为时间（2 μs/div），纵坐标为电压（50 V/div），由于采用了抑制尖峰电压设计，MOSFET 管DS 两端电压无尖峰和毛刺。图5为续流二极管两端电压波形，横 坐标为时间（2 μs/div），纵坐标为电压（20 V/div），反向电压约为22 V。图6为输出电压的负载阶跃波形，横坐标为时间（2 ms/div），纵坐标为电压 （50 mV/div），稳态时纹波电压约为20 mV，负载阶跃响应时间小于1 ms，上冲、下陷电压约为51 mV，可见该二次电源在25 ℃时稳态和动态性能均优良。

图3 MOSFET 管GS 两端PWM 驱动波形Fig.3 The PWM wave for GS of MOSFET

图4 MOSFET 管DS 两端电压波形Fig.4 The voltage wave for DS of MOSFET

图5 续流二极管两端电压波形Fig.5 The voltage wave for diode of intermittent current

图6 输出电压负载阶跃波形（25 ℃）Fig.6 The wave for output voltage jumps at 25 ℃

通过温度环境试验测试，可得出该二次电源在-35～80 ℃温度范围内的试验数据，通过数据分析得出输出电压随温度变化曲线及输出效率随温度变化曲线，如图7和图8所示。

图7 输出电压随温度变化曲线Fig.7 The curve of the output voltage against the temperature

图8 输出效率随温度变化曲线Fig.8 The curve of the output efficiency against the temperature

当温度从80 ℃降到-35 ℃时，二次电源的输出 电压从5.823 9 V 下降到5.822 3 V，下降约0.027%；输出效率从73.23%下降到72.18%，下降约1.43%。试验结果与国外研究数据一致[11-12]。温度从80 ℃降到-35 ℃时，输出电压的微小下降源于PWM 控制芯片输出参考电压的微量变化，但仍能满足一般二次电源1%的输出精度要求。另外，国外研究数据表明，当温度从200 ℃降到-196 ℃时，二次电源输出效率总体是呈上升趋势的，这是因为MOSFET管的通态损耗减小量大于二极管损耗的增加量；但在温度从80 ℃降到-35 ℃时，MOSFET 管的通态损耗减小量还无法达到与二极管损耗的增加量相抵，故输出效率表现为略有下降。

航天器二次电源在-35 ℃低温下工作时，由于其置于高低温试验箱内，较难测试到MOSFET 管、二极管和PWM 芯片相关参数的真实波形，可得到的输出电压负载阶跃波形能间接反映这些关键有源器件对二次电源低温工作特性的影响。图9为二次电源在-35 ℃低温下工作时输出电压的负载阶跃波形，稳态时纹波电压约为30 mV，负载阶跃响应时间小于1 ms，上冲、下陷电压约为62 mV。与图6比较可知，该二次电源在-35 ℃时的稳态和动态性能相对于25 ℃时均有所下降，这是因为二次电源在-35 ℃下工作时，PWM 控制芯片的工作频率会有少许增加，开关噪声会增大，二极管的反向恢复峰值电流和反向恢复时间会有一定幅度的增加，故二次电源的纹波电压及上冲、下陷电压均有少许增加。

图9 输出电压负载阶跃波形（-35 ℃）Fig.9 The wave for output voltage jumps at -35 ℃

4 结束语

本文对深空探测中航天器二次电源的功率半导体器件（功率MOS 管和功率二极管）、PWM 控制芯片的低温特性进行了深入探讨，并对一个25 W/ 5.8 V 输出的航天器二次电源在-35～80 ℃温度范围内进行了试验验证分析。此外，在液氮温度下，由于材料在电子、电气和热方面性能改善，可能得到更高功率密度、更高效率的二次电源。为了提高航天器电源系统的综合供电能力，以适应于未来航天器低温环境应用，需要继续深入探索有源器件的低温特性。

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