采用太阳电池阵和储能飞轮的电源系统设计与分析

井元良 王超 雷英俊

(北京空间飞行器总体设计部, 北京 100094)

采用太阳电池阵和储能飞轮的电源系统设计与分析

井元良 王超 雷英俊

(北京空间飞行器总体设计部, 北京 100094)

飞轮储能装置具有比能量高、寿命长、任务期内无衰减等优点，可替代航天器中传统的化学储能装置。为论证太阳电池阵-储能飞轮电源系统的可行性，本文从航天器总体设计的角度分析了其关键设计要素，论述了其对航天器机、电、热等方面的影响，并给出提高系统可行性的合理化建议，以及针对低轨卫星的太阳电池阵-储能飞轮电源系统的设计举例。通过与传统电源系统的技术指标对比分析，表明太阳电池阵-储能飞轮电源系统具有较高的比功率，并在降低航天器质量、节约发射成本方面具有很大优势，在未来航天器的应用中具有很大的潜力。

航天器；电源系统；储能飞轮；可行性分析

1 引言

自从空间计划开始以来，储能飞轮就已经运用在空间导航和姿态控制系统中，作为将电能与机械能集成在一体的装置，除在航天器控制领域的应用以外，其在地面已有更加广阔的应用，例如汽车电池、电站的负荷平衡和不间断电源(UPS)等等，且随着材料和制造工艺的不断发展，以及高速磁悬浮轴承技术的成熟，使得储能飞轮的各项性能越来越完善，由于其具有比能量高、放电深度深、寿命长、建设周期短、任务期内性能无衰减等优点，在多个应用领域中正逐渐替代传统化学电池，成为更具优势的储能设备，这也使得储能飞轮成为未来航天器突破传统化学电池的一条新途径[1-2]。

国内外对于储能飞轮的研究集中在如何提升自身的性能方面，主要研究方向包括飞轮转子材料的选择、轴承的控制方式以及电机效率等等[3],从航天器总体设计的角度，对储能飞轮的应用分析较少。本文从储能飞轮的特性和设计要素出发，分析了储能飞轮的自身瓶颈以及对航天器总体设计带来的影响，并针对低轨遥感卫星，给出光电飞轮电源系统的设计举例,可为储能飞轮在航天领域的应用提供参考。

2 航天器太阳电池阵-储能飞轮电源系统概述

2.1太阳电池阵-储能飞轮电源系统的工作原理及组成

太阳电池阵和储能飞轮组成的太阳电池阵-储能飞轮电源系统，其框图如图1所示。与航天器普遍采用的电源系统相比，其基本结构一致，由发电、储能、变换装置三部分组成。其中发电装置沿用传统的太阳电池阵发电，而储能方式则采用储能飞轮代替传统的化学电池，能量变换装置由电机代替传统的蓄电池的充放电调节器。其中电机与储能飞轮的转轴相连，可以以电动机和发电机两种模式工作，将机械能转化成电能或将电能转化成机械能。光照期间，太阳电池阵为负载供电，并给以电动机模式工作的电机提供电能，该电机连接飞轮的转轴，来加速飞轮的转动，实现电能到机械能的转化；阴影期间，电机以发电机模式工作，发电机将飞轮转轴传递来的动能转化为电能，并通过功率变换器调节成符合的母线电压，供母线负载工作。母线电压敏感电子装置监控电压，将其与参考电压进行比较，然后利用误差电压信号来控制系统在光照期或阴影期充能(电动机模式)、放能(发电机模式)和分流模式。

图1 太阳电池阵-储能飞轮电源系统框图

储能飞轮由以下部件组成(图2)：转子轮辋，用于储存能量；转子辐条，用于连接轮辋与轴；在轨运行的磁悬浮轴承；机械轴承，用于卫星发射阶段、飞轮启动阶段(大扭矩)、紧急情况下使用；电机，用于动能和电能的相互转换[4]。

图2 飞轮组成示意图

2.2储能飞轮的研究意义

国内外航天器普遍采用化学电池(例如：镉镍蓄电池、氢镍蓄电池等)来储存太阳电池阵在光照期产生的多余能量，并在地影期释放能量供航天器使用。传统化学电池的储能装置具有技术成熟和可靠性高的优点，但由于其使用寿命受放电深度和循环次数的制约，化学能储能的机理限制了比能量的提高，使得化学电池占用了大部分的航天器质量资源，并且成为限制航天器寿命的短板。储能飞轮是以高速转子为载体，利用旋转动能作为其储存能量的主要形式，在化学电池难以取得实质性进展的情况下，为储能技术提供了一条新的途径。

表1为航天器分别采用化学电池和储能飞轮的性能对比[4-5]，可得出储能飞轮相比传统化学电池在能量密度、使用寿命、放电深度及成本等方面均具有一定优势的结论，此外储能飞轮还具有如下优点：

(1)质量比功率和体积比功率具有优势；

(2)工作温度范围大，环境适应性强;

(3)储能状况可以通过简单的转速测量来获得；

(4)对环境无污染，是绿色电源；

(5)能获取太阳电池阵的全部电流，用于重新补充能量，能提供大功率脉冲；

(6)在整个寿命期间储能容量无消退；

(7)储能飞轮可与卫星姿态稳定与控制系统相结合，能同时进行能量的管理与姿态的控制，从而取代常规的姿态控制系统，减轻了质量，降低系统的成本。

由于储能飞轮具有上述特点，可以利用它代替航天器中传统的化学电池，或者同时进行能量管理与姿态控制。根据文献所述，如果考虑采用飞轮系统代替分立的能量存储系统(占卫星总质量的11%)与姿态控制系统(占卫星总质量的6%)后，飞轮系统只占卫星总质量的1.7%，从而使卫星总质量减少了15%[6]，节约了发射成本。

2.3储能飞轮的国内外研究现状

国外方面，储能飞轮的发展始于20世纪70年代，美国能量研究发展署及其后的美国能源部资助飞轮系统的应用开发，包括电动汽车的超级飞轮的研究，专门研究用于真空下的机械轴承和用于复合车辆的飞轮系统的传动系统。同时，美国国家航空航天局下属的戈达德航天中心对适用于飞行器动量飞轮的电磁轴承进行了研究。进入20世纪80、90年代后，储能飞轮技术发展非常迅速。如美国、欧洲、日本等工业强国争相投入大量的研究资金和人力，并取得了许多研究成果，使得储能飞轮技术逐步走向成熟。特别是90年代以来由于高强度纤维材料、低损耗轴承、电力电子学三方面技术的发展，使储能飞轮的实际应用成为现实，储能飞轮系统已经从实验室研究转变为面向实际应用，向产业化、市场化方向发展[7-9]。

20世纪80年代初期，中国科学院电工研究所开始了储能飞轮系统研究探索，之后从90年代中期，国内储能飞轮技术逐步兴起，研究的单位也随着新能源的需求不断增加，在储能飞轮的各个领域内也取得了一些进展。与国外相比，国内在复合材料性能、轴承技术和电能转换效率以及实验研究方面存在明显差距，总的来说，国内理论研究较多，工程实践和实验较少，理论分析与计算较为充分，实验研究数据欠缺；国内在储能飞轮的产品投入不足，开发还处于初级阶段，目前仅有样机问世，但无产品进入市场[10-13]。表2统计了国内外不同机构的储能飞轮研制进展。

表2 储能飞轮技术研究进展

续 表

3 储能飞轮设计要素分析

从航天器总体设计的角度，飞轮作为航天器的一种新型储能装置，与传统化学电池类似，其关注的设计要素包括比能量、放电深度、循环寿命等。

3.1比能量与飞轮的材料

比能量是储能装置的关键要素之一，飞轮系统是以动能的形式来存储能量，其表达式为

(1)

式中：E为飞轮系统存储的能量(W·h)；J为飞轮的转动惯量(kg·m2)；ω为飞轮的角速度(rad/s)。

由式(1)可知飞轮的旋转角速度越大所具有的动能也越大，但对于某一种材料制成的转子轮辋，其可承受的最大离心力是固定的，而离心力与线速度成比例关系，也就是说轮辋最外沿的线速度是受所使用的材料限制的，即转子轮辋的设计直径、最大角速度、外沿线速度及所选用的材料这些因素彼此约束。

定义Vtipmax为最大外沿线速度；Ri为飞轮转子的内径(m)；Ro为飞轮转子的外径(m)；那么单位飞轮质量可存储的能量为

(2)

由于Ri/Ro比值总是小于1，由式(2)可表明，当Vtipmax一定时，Ri/Ro接近于1的薄型飞轮具有的存储比能量最大。

假设质量为M(kg)，平均半径为R(m)的薄壁飞轮，则其转动惯量为

(3)

因此可将式(1)改写为

(4)

式(4)两边同除以M，得比能量(W·h/kg)为

(5)

若飞轮的质量密度为ρ(kg/m3)，则其外沿部分受到的轴向应力(N)为

(6)

综合式(5)和式(6)，可得到飞轮的比能量为

(7)

由式(7)可得，飞轮的比能量与σ/ρ成正比。显然，要想提高比能量，就要采取抗拉强度高而质量密度小的材料，使σ/ρ最大。从这个角度说，合成纤维材料好于多数金属材料(图3)，这也是飞轮基本采用合成纤维材料的原因，目前采用融凝硅纤维材料的飞轮系统，理论比能量是现有氢镍蓄电池的20倍[14]。

图3 飞轮轮辋理论材料最大比能量[6]

3.2放电深度与飞轮的转速

航天器中传统的化学电池，由于其放电深度直接决定了蓄电池的循环次数，因此为满足一定的寿命指标，蓄电池的放电深度较浅，一般在10%～30%之间[5]。但对于储能飞轮，其属于机械能储能，因此放电深度和循环次数不相互制约。

飞轮转速范围是飞轮装置设计中重要的设计参数之一。在整个转速范围内，要保持一个最小功率要求，以确保在地影期间的母线电压稳定。根据电机理论，其功率与转速之间的关系为

(8)

式中：P为电机的输出功率(W)；T为电机的电磁转矩(N·m)。

由式(8)可知，要想达到最小功率要求，必须限制飞轮的最小转速。但是，如果过分地限制飞轮转速范围，则储存在飞轮中的能量只有很小一部分得以利用。结合式(4)，储能飞轮可利用的能量(Wh)表示为

(9)

式中：ωmax为飞轮的最大转速(rad/s)；ωmin为飞轮的最小转速(rad/s)。

从放电深度的角度考虑，可利用的能量为

(10)

由式(10)可知，储能飞轮的放电深度，主要由飞轮最大和最小转速所决定。在通常情况下，最小转速为最大转速的一半均可满足负载最小输出功率的需求，则总储能量的3/4可以被利用，即放电深度可达到75%。

3.3其他设计要素

除航天器设计关注的比能量和放电深度外，储能飞轮的设计要素还涉及轴承、电机、控制器的选择。其中轴承的设计关键是考虑轴承的摩擦损耗，航天领域应用一般采用超导磁悬浮、电磁悬浮、永磁悬浮、机械支承以及它们的组合等几种类型磁悬浮轴承。电机的设计一般采用永磁无刷电机，由于转速由电压控制，转速、力矩、电流之间呈线性关系，控制器也相对简单，所占重量资源也相对较少。控制器的设计一般采用恒功率控制方式，可适应航天器采用的太阳电池阵的发电源。

4 储能飞轮可行性分析

太阳电池阵-储能飞轮电源系统的核心设备是储能飞轮，根据国内外研究的情况来看，在国外储能飞轮已经应用在电力、汽车等行业，在航天领域目前处于地面研究阶段，国内也已研制出原理样机，因此从理论上，太阳电池阵-储能飞轮电源系统是具有可行性的，但从理论转化为实际应用，仍需解决自身的一些瓶颈问题以及对航天器总体设计带来的影响。

4.1储能飞轮自身瓶颈分析

从航天器应用角度考虑，储能飞轮自身瓶颈问题主要分为3个方面：

1)磁悬浮轴承技术成熟度问题

由于机械轴承存在磨损、震动干扰、热耗高的缺点，且要利用航天低重力的环境优势，在航天器中应用的储能飞轮均考虑磁悬浮轴承，但采用磁悬浮轴承相应带来的附加控制电路，一方面减少了储能飞轮的比能量高的优势，另一方面目前的磁悬浮技术尚不够成熟，将降低储能飞轮的可靠性。因此磁悬浮轴承技术的成熟度，特别是磁悬浮技术在航天领域的应用问题，是航天器储能飞轮的瓶颈之一。

2)比能量的优势问题

由图3可知，储能飞轮系统的比能量理论值相比化学电池高很多，但根据应用情况，飞轮结构采用纤维复合材料后，将飞轮的比能量由30 Wh/kg提高到100 Wh/kg[15]，加上充放电控制等辅助系统后，储能密度这一指标和氢镍电池相比具有竞争力，但不如锂离子蓄电池。储能飞轮系统的比能量仍需进一步提高。

3)系统试验验证问题

由于飞轮电池整套系统结构复杂，系统建立起来并进行试验研究的工作需要大量经费支持，飞轮的疲劳寿命、功率电子电路的可靠性、飞轮破坏危害分析等大量的问题仍需要进一步试验验证。

4.2对航天器总体设计的影响分析

储能飞轮作为电能和机械能相互转换的系统，相比传统化学蓄电池，在机、电、热方面均会对航天器总体设计带来相应的变化。主要的影响分析如下。

1)力学环境适应性问题

由于储能飞轮内部采用磁悬浮轴承，并且工作状态下，转子处于高速转动，一方面无法承受较强的力学冲击，另一方面对航天器也会带来一定的振动干扰。因此在航天器发射主动段，储能飞轮将无法工作，需为航天器额外配备电池，在航天器入轨之后才可启动储能飞轮。

此外，储能飞轮与航天器用于姿态控制的动量轮一样，会对航天器带来振动干扰，对于姿态控制精度要求高的航天器，还需配备相应隔振装置。

2)对用电负载的适应性要求高

太阳电池阵-储能飞轮系统在地影期工作时，放电装置由传统的放电调节器变为发电机。根据式(10)可得，发电机的放电功率随着放电深度的加深而减小，且相比蓄电池其发电机的输出阻抗高、系统的相对稳定性较差。因此，在电源系统的设计阶段要充分考虑系统级的稳定性，确保储能飞轮系统不同的工况下，均满足电源系统稳定裕度的指标。

3)热环境影响

储能飞轮工作时，飞轮和电机的转子均处于高速转动，虽然采用磁悬浮技术储能飞轮的发热量已经大大减少，但在真空环境中，热能无法通过对流传导，储能飞轮仍具有发热功率大、发热点集中的问题，特别针对高温超导磁悬浮技术，航天器的总体设计需考虑为其采用相应的主动散热措施。

4)卫星姿态控制要求高

储能飞轮相当于随负载变化的动量轮，姿态控制时，对航天器整体承受振动和瞬时力矩的能力要求高；针对这一问题，一方面可以通过成对储能飞轮的使用来抵消由于负载变化带来的瞬时力矩，另一方面，可以利用类似动量轮的特点，进行储能和姿态控制一体化设计，即利用储能飞轮，同时完成航天器的储能和姿态控制。

5 太阳电池阵-储能飞轮电源系统设计举例

以低轨航天器为例，以系统的可行性为前提，给出太阳电池阵-储能飞轮电源系统的具体设计参数，并评价用等效飞轮代替氢镍蓄电池带来的优点。表3为目标航天器的指标需求和使用氢镍蓄电池电源系统的关键参数。

表3 电源系统的关键设计指标

为进行能量平衡分析和系统质量估计，假定储能飞轮的性能参数如下：

(1)转子最大转速，小于100 000 r/min；

(2)转子外沿最大线速度，小于1.0 km/s；

(3)合成树脂纤维材料最大抗拉强度，2000 MPa；

(4)转子长度与直径之比，0.75；

(5)地影期最低转速为最大转速的35%，则最大放电深度为88%；

(6)电机在电动机和发电机两种模式的效率，90%。

根据表3中电源系统的设计指标要求，结合储能飞轮对航天器总体设计的影响分析，太阳电池阵-储能飞轮电源系统的概要设计见图4，系统的相关技术指标如表4所示。

图4 太阳电池阵-储能飞轮电源设计示意图

功率平衡情况分析：地影期负载需求功率2500 W，考虑转换效率和损耗飞轮需输出功率2700 W，则地影期35 min飞轮输出能量为1575 Wh，及地影期放电深度为79%。光照期太阳电池阵输出功率4500 W，负载所需功率2500 W，可充能功率为2000 W，则光照期60 min可补充能量为2000 Wh，大于飞轮地影期的输出功率1575 Wh，可当圈轨道能量平衡。

表4 太阳电池阵-储能飞轮电源系统关键设计指标

系统质量预估与对比见表5。由于带有电动机-发电机的储能飞轮系统的总循环效率比蓄电池系统高，因此所需太阳电池阵的面积比相应减少6.7%。此外，太阳电池阵-储能飞轮电源系统比太阳电池阵-蓄电池电源系统质量减少35%、体积减少55%。在降低航天器质量、节约发射成本方面具有很大的优势。

表5 分别采用氢镍蓄电池和飞轮时的电源系统质量指标

6 结束语

本文从航天器总体设计的角度，对储能飞轮进行了可行性分析，并给出太阳电池阵-储能飞轮电源系统的设计举例，主要结论和建议如下。

(1)从航天器领域的应用角度，应重点关注储能飞轮系统以下关键设计要素：①飞轮的材料，其直接决定储能飞轮系统的比能量大小；②飞轮的最低转速，决定了系统的最大放电深度；③轴承与电机的类型，决定了控制系统的复杂程度及系统的转换效率。

(2)对于储能飞轮，理论上其具有比能量高、放电深度深、任务期内无性能衰减等优势，但从理论向工程应用的迈进，仍需解决磁悬浮技术的成熟度问题及系统级的试验验证问题。

(3)从航天器总体设计角度，太阳电池阵-储能飞轮电源系统的应用，需增加发射主动段电池、为飞轮配备相应隔振装置以及主动散热措施，从而增大对航天器力学环境、热环境的适应性和减轻飞轮装置对航天器姿态控制的影响。

(4)太阳电池阵-储能飞轮电源系统相比传统太阳电池阵-蓄电池电源系统，可减少太阳电池阵的使用面积、提高整个电源系统的体积比功率和质量比功率，在降低航天器质量、节约发射成本方面具有很大的优势。

此外，本文针对低轨航天器电源系统的技术指标要求，给出了太阳电池阵-储能飞轮电源系统的设计方案，可为后续储能飞轮在航天领域的应用提供参考。

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(编辑：张小琳)

Design and Analysis of Solar Array and Flywheel Power System

JING Yuanliang WANG Chao LEI Yingjun

(Beijing Institute of Spacecraft System Engineering, Beijing 100094, China)

The flywheel energy storage offers the advantages of much higher specific power, deeper depth of discharge, no capacity degradation over life, shorter engineering design and analysis time and longer cycle life. It is a novel spacecraft power system instead of the traditional chemical battery. In order to analyze the feasibility, the paper researches the key design element of the flywheel energy storage, analyzes the effect on the general design of the spacecraft and provides the demonstration and some advice on the design of solar array and flywheel power system. Compared with the traditional power system, the photovoltaic-flywheel power system can improve the specific power and decrease the weight and cost of the spacecraft. The solar array and flywheel power system shows great promise for future application in space.

spacecraft; power system; flywheel energy storage; feasibility

2014-02-07；

：2014-04-23

井元良，男，硕士，工程师，从事航天供配电设计工作。Email：fjk223@163.com。

V442

：ADOI：10.3969/j.issn.1673-8748.2014.03.010