载人航天器高压供配电安全性设计

南洪涛，刘宏泰，王林涛

（中国空间技术研究院 载人航天总体部，北京 100094）

0 引言

国际空间站采用160 V 的供电母线高压供电[1]，优点在于一方面减少了导线上的功率损失，另一方面减轻了供电导线的重量。我国选用100 V 以上电压作为一次母线的航天器发展较晚，对母线的安全性设计及控制缺少经验和规范，尤其在载人航天领域，高压供电的安全性设计及控制要求显得更为迫切和重要。

本文的目的在于通过分析和总结我国载人航天器100 V 高压安全设计及实践情况，证明这种高压安全设计合理、可靠、安全，可作为载人航天型 号高压安全设计及控制的标准规范，对我国后续空间站工程也具有重要的借鉴意义。

1 供配电系统构成

高压体制的载人航天器供电系统由太阳电池阵、蓄电池、母线调节设备以及配电器组成。由于载人航天器功率高、舱体大、不同供电电压负载分布较分散，载人航天器配电体系采用了区域配电方式，形成了区域隔离二次母线，以防止二次母线上单台设备故障影响一次母线和其他区域二次母线的安全，如图1所示。

图1 载人航天器供配电系统原理框图Fig.1 Block diagram of the power supply system for manned spacecraft

对于采用100 V 高压供电的载人航天器，其安全性设计及控制主要存在以下难点：

1）供电安全的环节多、范围广，从发电装置到连接装置，再到转换装置，最后传输到负载，这 一系列过程都涉及安全性及可靠性的内容[2]。

2）如果高电压串入低压设备会导致故障蔓延，对于关键负载，供电故障将会影响任务成败。

3）由于直流电压已经超出了人体的安全电压范围，载人航天器的高压设计尤其需要保证在轨飞行和地面测试过程中人员的安全。

为解决上述难点，从系统的角度制定了一套包含供电、配电和人员的高压安全设计及控制规范。

2 设计及验证

根据供电功率传递链路，可以将载人航天器高压系统安全设计分为高压供电安全、高压配电安全和人员高压防护安全3 部分。

2.1 高压供电安全设计及验证

载人航天器高压供电安全设计主要涉及环境引起舱外裸露太阳电池阵高压放电防护设计、驱动机构高压传输设计、氢镍电池高压绝缘设计以及高压供电电路和供电接口安全性设计。

2.1.1 太阳电池阵高压放电防护设计与验证

载人航天器飞行轨道为低地球轨道，此轨道等离子体密度比地球同步轨道大5～6 个数量级[3]。处于此环境条件下，高压太阳电池阵易发生电流泄漏、二次放电现象[4]，造成功率损失和太阳电池板短路故障。

太阳电池阵的高压防护设计包括半刚性基板设计和电池电路设计。

1）半刚性基板设计

太阳电池板的半刚性基板为碳纤维框架网格结构，与刚性基板的结构不同，网格由浸胶的玻璃纤维编织而成。玻璃纤维网的绝缘性能可以有效解决高压二次放电问题，同时避免刚性基板太阳电池电路永久性短路现象的发生。

2）电池电路设计

① 将暴露在等离子体环境中的导电体-绝缘体结合处进行完全的隔离，可以有效降低一次放电和二次放电的概率；

② 电池模块之间的电连接采用表面涂胶的方式，实现裸露的金属部分与等离子体环境的隔离；

③ 将在太阳电池模块中的材料进行充分的除气，避免挥发成分在轨期间形成局部高密度的等离子体；

④ 使相邻电池串的电压低于发生二次放电事件的阈值电压，避免持续放电；

⑤ 控制单串电池电路的电流，可以有效提高二次放电事件的电压阈值。

3）电池板的在轨验证情况

经过载人航天器在轨飞行验证，半刚性太阳电池阵在轨可靠地提供了供电能源并为电池补充了足够能量，在轨未出现太阳电池板二次放电及电池电路短路现象。充分验证了等离子体环境静电放电防护等安全性措施的有效性。

2.1.2 驱动机构高压安全措施

载人航天器设置有左、右两个驱动机构，通过驱动机构内滑环以及电缆实现功率的传输，将舱外太阳电池阵上的供电阵和充电阵功率传输至舱内。对驱动机构的高压安全性设计及控制措施如下。

对驱动机构高压传输间隙控制包括：

1）加大驱动机构环间绝缘间距，保证绝缘层厚度；

2）使滑环与驱动机构内金属导电表面保持一定的距离，各电刷到导电滑环内金属导电表面保持一定的距离，每个相邻环之间的刷丝错开一定角度分布，以确保相邻裸露部分的间隔；

3）驱动机构滑环上正线与负线分开布置，并且间隔1 个空环，可以保证即使出现跳环现象，也不会导致跳环所在单个分阵正负极之间短路；

4）滑环按照功率正相邻、功率负相邻进行布置，避免出现相邻滑环之间高电位差的情况。

此外，对驱动机构的未使用环以及驱动机构与舱体之间进行高阻接地，当驱动机构内部出现短路情况时，使得回路电流很小，以避免短路故障的扩散。

2.1.3 蓄电池组高压安全措施

载人航天器蓄电池组作为储能元件，其工作电压为60～90 V，对其高压安全性设计及控制措施如下：

1）单体电池直筒段贴有聚酰亚胺膜，同时采用真空灌胶方式，防止单体与袖套间出现气泡，保证单体和袖套的绝缘，且单体壳体与袖套、极柱绝缘电阻均大于100 MΩ；

2）氢镍电池单体正负极柱涂绝缘胶，电极极柱之间的连接片采用绝缘套筒保护；

3）蓄电池组与航天器结构之间贴有两层聚酰亚胺膜，并通过高阻与结构地连接，防止电池与结构短路。

2.1.4 高压供电电路安全措施

为保证载人航天器供电系统的母线安全，对涉及高压供电电路的安全性设计及控制措施如下：

1）分流调节器及放电调节器的功率输出端增加二极管进行隔离；

2）高压的继电器线包供电端增加二极管进行隔离；

3）对于控制高压的继电器不使用辅助触点；

4）对于电容阵，采用电容与熔断丝串联的方

式，防止电容短路引起母线短路；

5）母线电压、电池组电压、电池模块电压等相关的高压采样电路，采用2 个电阻并联形式组成分压接地电路，防止其中一个电阻断路时将高压引入遥测采集单机。

2.1.5 脱插高压接口放电防护设计措施

脱插电连接器设置在航天器外表面，用于接收地面高压供电电源，包括地面稳压供电和地面应急充电。为避免航天器在轨飞行期间舱内高压串入到暴露在空间环境中的脱插高压接口上，引起高压等离子体放电，采取以下措施：

1）航天器接收地面稳压供电的输入端设置继电器进行通断控制，在发射塔架航天器转入器上蓄电池供电后将此继电器断开，使得航天器在轨飞行过程中舱内高压无法串入到脱插高压接口上；

2）航天器接收地面充电的输入端采用二极管隔离，避免在轨飞行过程中舱内高压串入到脱插高压接口上。

2.2 高压配电安全设计及验证

载人航天器高压配电安全设计主要涉及配电单元的DC/DC 变换器及电缆网高压安全设计。

2.2.1 DC/DC 变换器高压安全设计及验证

为保护载人航天器高压母线，应对配电器的输入、输出进行故障隔离设计，具体控制措施如下。

1）配电器保护输入电源母线功能设计及验证

载人航天器配电器的模块电源输入端均设有短路保护电路[5]，模块电源分别采用两类双重保护电路：一类采取熔断器保护与输入截流保护电路相结合的方式；另一类采取熔断器保护与输入限流保 护电路相结合的方式。这些变换器的输入保护功能能够确保在配电器故障下一次电源母线的安全。保护电路的基本原理为：在输入端发生短路时，电流采样电阻会产生较大的电压，通过对应的三极管导通，驱动供电路径上的控制MOS 管截止，使设置在母线回路上的MOS 管处于断开状态，实现故障与母线的迅速隔离。

2）配电器输出过流/输出过压保护功能设计及验证

载人航天器配电器的模块电源均设有输出过流和输出过压自动保护电路，可以保护二次母线不因过载而损坏。

输出过流保护电路中的电流取样变压器对输出电流进行整流、滤波，最后送到脉宽调制器的电流采样端，当采样电流超过额定输出电流的1.3 倍时，通过逐个脉冲的封锁来控制脉宽调制器的输出以达到过流保护的目的。

输出过压的保护电路正常情况下不动作，当输出过压时，反馈信号通过电源管理芯片电流采样来关断主回路MOS 管的驱动输出，达到保护负载的目的。一般过压保护值设为电源模块额定输出的1.2 倍。

2.2.2 高压电缆网安全设计及验证

为了确保航天器高压传输供电安全，通过以下几个方面进行高压电缆的安全设计。

1）电缆绝缘和抗电强度检查

① 绝缘电阻检查

常温干燥条件下（环境温度(20±5)℃，相对湿度30%～60%，大气压力(96±8) kPa，试件处于静止状态），用兆欧表按电缆生产接点表逐点进行测量。检查每一点同时对其他所有点和对电连接器外壳的绝缘电阻值，在正常大气压及空气干燥的情况下其值均大于200 MΩ/250 V。

② 绝缘抗电强度检查

常温干燥条件下（环境温度(20±5)℃，相对湿度30%～60%，大气压力(96±8) kPa，试件处于静止状态），用频率为50 Hz、额定容量不小于 0.5 kVA 的试验装置，对各供电正线和回线间的抗电强度进行检查。试验电压为250 V，试验时间为30 s。试验过程中电缆无击穿、表面闪烁等现象。

2）电连接器高压安全设计

载人航天器的高压电连接器均按照供电端为孔式、受电端为针式进行设计；输入输出的正线和回线至少间隔1 个接触件，即正线和回线的间隔至少为电连接器相邻接触件间隔的2 倍；选用的电连接器耐压值均大于500 V，并满足电压、电流和温度的I 级降额要求，如图2所示。

图2 电连接器接点分配图Fig.2 The contact point allocation of the electric connerctor

2.3 围绕人员的高压安全设计

为了确保航天器高压不会对航天员安全造成影响，通过以下几个方面进行人员高压防护设计。

1）高压供电电缆布局设计及实施

载人航天器的高压供电电缆采用单根电缆设计。总装时按照“高压供电电缆单独布局、安装，以及安装在人不易接触的部位，尽量与低压电缆隔离”的原则，对高压电缆进行布局安装。当前的载人航天器高压电缆与低压电缆主通道均分开，局部有交叉或高压电缆与低压电缆交叉绑扎处，低压电缆均采用热缩布进行绑束后再与高压电缆绑扎，以加强绝缘效果。

2）高压供电电缆传输路径二次隔离设计及实施

高压供电电缆在传输路径上采取二次隔离，电缆与舱体金属结构直接接触部位加铺聚酰亚胺膜，且铺设宽度不小于电缆直径的2～3 倍。

3）航天员活动区高压危险标识设计及实施 对于载人航天器航天员活动区域中可见的高 压电缆，均采用橙色绑带进行捆扎，使其醒目可见，提醒航天员尽量避免接触。

4）航天员活动区高压设备保护设计及实施

为避免航天员在舱内活动时发生高压触电危险，在航天员活动区内均未布置高压设备。

3 结论和展望

综上所述，载人航天器高压供电安全性设计提升了系统可靠性和安全性，不仅为能源系统安全、可靠地执行我国载人交会对接任务提供了重要保障，更重要的是建立了一套适用于载人航天器高压供电安全性控制的规范，对于促进载人航天工程规范化、标准化起到了巨大的推动作用。本成果可以作为载人航天型号参考和借鉴的规范，具有推广应用价值，对我国大型载人航天工程具有重要的借鉴意义。

（References）

[1]何宇, 王林涛, 张大鹏.一种载人航天器高压供电系统接地方法[J].航天器工程, 2009, 18(5)∶54-60 He Yu, Wang Lintao, Zhang Dapeng.A grounding architecture for high-voltage power system of manned spacecraft[J].Spacecraft Engineering, 2009, 18(5)∶54-60

[2]马世俊.卫星电源技术[M].北京∶宇航出版社, 2001∶188-267

[3]NASA HDBK 4001 Electrical grounding architecture for unmanned spacecraft[S], 1998

[4]贾瑞金, 童靖宇.低地球轨道等离子体环境引起的高压太阳电池阵电弧放电现象的研究[J].航天器环境工程, 2006, 23(3)∶150-154 Jia Ruijin, Tong Jingyu.A study on arc discharge of HVSA in LEO plasma environment[J].Spacecraft Environment Engineering, 2006, 23(3)∶150-154

[5]谭小野, 邓晓彬, 李延中.国际空间站电源系统发展研究[C]// 2010年第二十三届全国空间探测学术交流会论文集