基于UC1825的空间燃料电池耦合电感DC-DC变换器的设计

徐磊，万成安，郑岩

（中国空间技术研究院北京卫星制造厂，北京100190）

基于UC1825的空间燃料电池耦合电感DC-DC变换器的设计

徐磊，万成安，郑岩

（中国空间技术研究院北京卫星制造厂，北京100190）

本文采用峰值电流控制型芯片UC1825作为变换器的控制芯片，设计了一种直流电压输入30～60 V，输出电压100 V，功率600 W的耦合电感DC-DC变换器。通过实验电路，分析了电路的工作原理和UC1825在耦合电感DC-DC变换器电路的使用，实现了航天器母线100 V的电压要求。实验表明，该变换器能够满足空间燃料电池变换器的使用要求，为后续空间燃料电池变换器的设计提供了参考。

DC-DC变换器；耦合电感；UC1825；空间燃料电池

随着我国航天技术的快速发展，载人登月、深空探测和天地往返系统等新的航天任务已经开始展开。但是由于受到重量、体积、无污染、新的飞行工况等条件的限制，采用传统的太阳能光伏发电能源系统已经不能满足航天器的使用需求，需要探索和研究新的高效能源系统[1]。

燃料电池作为一种新的能源系统，具有清洁无污染、高比功率和比能量、无自放电、无记忆效应、不存在过充过放等特点，非常适合宇航应用[2]。但是燃料电池输出特性偏软，输出电压较低，因此必须通过特定的燃料电池变换器才能实现电压的稳定输出[3]。耦合电感DC-DC变换器能够有效的提高输出电压、同时能够降低纹波并且具有较高的可靠性，非常适合宇航应用。文中介绍了一种基于UC1825的空间燃料电池耦合电感DC-DC变换器的原理与设计方法，实现了航天器100 V母线电压需求。

1 系统设计与工作原理

文中主电路采用耦合电感boost拓扑结构，UC1825作为驱动控制芯片，设计了一种输入电压30～60 V，输出电压100 V的空间燃料电池DC-DC变换器。电源效率94%，开关频率f=100 kHz，输出功率600 W。

系统设计主要包括主功率电路设计、驱动电路设计、以及外围电路的设计。如图1所示，燃料电池输出端通过主电路实现了100 V母线电压稳定输出。电压采样电路与电流采样电路将采样信号反馈到UC1825芯片中，根据反馈信号与参考信号对比，进而调节占空比，实现了电压的稳定输出。

图1 系统原理框图

假设:a.变换器已经进入稳态；

b.开关管和二极管均为理想器件，导通压降忽略不计；

分析电路工作模态时，耦合电感等效为一个变压器模型，激磁电感Lm即为耦合电感的感值，漏感为Lk。

1）开关管M导通，输出二极管Do反向截止状态，输入电压对激磁电感和漏感进行充电，输出电容Co向负载供电。

2）开关管M关断，激磁电流对开关管结电容Cs进行充电，结电容电压线性上升。

3）结电容Cs电压被充电至箝位电容C1，箝位二极管Dc开始导通。

4）箝位电容电压充电至一点时，输出二极管Do开始正向导通。漏感Lk开始和箝位电容谐振，漏感Lk上的能量向箝位电容C1转移。

5）漏感电流ILk谐振到零，箝位电容C1对负载放电，箝位电容C1上能量开始向负载转移。

6）开关管S开始导通，输入电压Vin对漏感进行充电，漏感电流ILk上升至激磁电流ILm时，输出二极管Do反向截止。电路进入下一个工作循环周期。

2 主电路设计与参数计算

考虑到航天器对于高可靠性的要求[4]，主电路采用耦合电感boost变换器拓扑结构，主电路拓扑结构如图2所示，该电路由功率Mos管M；钳位二极管Dc、输出二极管 Do；耦合电感L1、L2；钳位电容C1；输入电容Co组成。L1、L2为耦合电感，采用耦合电感能够有效的提高电压增益、实现航天器100 V母线电压要求，同时降低了输入纹波。钳位电容C1能够有效的利用漏感，从而提高了变换器的效率[5-6]。

图2 主电路拓扑结构

1）电路参数设计

输入电压:30～60 V，

输出电压:100 V

开关频率:100 kHz

输出功率:600 W。

2）电压增益分析

耦合电感等效于变压器，在普通Boost变换器的基础上加入了耦合电感，假设其耦合系数为1，没有漏感，开关管开通时，电感充电电压为Vin，开关管关断时，电感两端放电电压为:

根据伏秒平衡公式可以推导出变换器的电压增益:

式中Vout——输出电压；

Vin——输入电压；

N——耦合电感匝比

D——占空比

图3所示为耦合电感boost变换器增益曲线和传统的boost增益曲线对比，从图中可以看出耦合电感能够明显的提高电路的电压增益。

图3 增益曲线对比

3）开关管选型

通过理论分析可以看出，开关管电压应力为:

与boost变换器电压应力相比，其电压应力大大减小，通过计算开关管电压应力范围为53～64 V，电路电流应力小于20 A，考虑到电路中存在振荡，在选取Mos管时留取一定的裕量。选取IR公司的N沟道MOS管IRFB4127（电压应力200 V，电流应力76 A）。

4）二极管选型

钳位二极管Dc的电压应力为:

式中Vin——输入电压；

D——占空比

钳位二极管的电压应力范围为54～73 V，因此选用MBR20100PT（电压应力100 V，电流应力30 A）。

输出二极管Do的电压应力为:

式中Vout——输出电压；

N——耦合电感匝比

D——占空比

输出二极管电压应力范围为107～147 V，电流应力:10 A。输出二极管选择为STTH3003CW。

5）电容的选取

钳位电容的选取要保证其纹波电压不至于过大，对于其具体数值并无严格要求[7]。在实验中根据其电压波形，优化选取约定为CBB电容，采用多个并联形式。Cc=2.2 μF/200 V。输出电容采用电解电容，2 200 μF/250 V。

6）耦合电感设计

由电压增益表达式，可以看出，电压器匝比N直接影响输出电压和开关管的电压应力。设计时为了保证变换器的占空比在一个比较合适的范围内，避免占空比过高时带来的效率下降问题，选定匝比N=2，D的范围0.18～0.43[8]。

耦合电感的设计必须先保证电路工作于CCM模式，耦合电感选用东磁集团的铁硅铝金属磁粉芯，它的饱和磁通密度可以达到10 000 G，具有很好的直流叠加性能[9]，一般设计耦合电感匝比选取理论设计值偏大些:耦合电感参数:N=17/8，L1=18.4 μH，L2=38 μH。

耦合电感在绕制过程中，原副边绕组双绞在一起绕制，能够有效的降低漏感，提高变换器的效率[10]。耦合电感磁芯选用铁硅铝，铁氧体磁芯很容易达到饱和，不利于设计[11]。

7）效率分析

耦合电感存在漏感，漏感能量通过钳位二极管存储于钳位电容Cc，当输出二极管导通时，钳位电容Cc的能量释放到输出负载，在能量转移的过程，不存在损耗单元的，因此能够提高系统的效率。

3 驱动电路设计

驱动电路采用UC1825作为控制芯片，目前在宇航应用中较为广泛[12]。峰值电流控制方式，通过电压电流采样，调节占空比，从而实现电压的稳定输出[13-14]。这种设计采用峰值电流控制方式，电路简单，瞬态响应均快、控制环路易于设计[15]。

图4 驱动电路外围原理图

主要功能模块包括:反馈环节，晶振与谐波补偿电路，供电与输出电路，保护环节。

1）供电与输出电路

供电电路电压有辅助电源Vcc提供，控制芯片工作电压应大于开启电压并且小于22 V，因此选用工作电压为15 V[16]。

2）晶振与谐波补偿电路

R3为芯片的振荡电阻，因此选用R3选用4.7 kΩ，C2为芯片振荡器电容Ct，C2=，选用C2=820 pF。

3）反馈与保护环节

反馈电路由两部分组成:输出电压反馈和电流反馈[17]。输出端电压Vout经过分压电阻分压输入到INV端与参考电压Vref比较。电流采样电路将电流信号采样输入到ILIM端，实现了过流保护，同时将电流信号输入到RAMP端进行谐波补偿。参考电压Vref=5 V，输出电压为100 V，因此采样电阻R1/R2=95/5，因此选用R1=95 kΩ，R2=5 kΩ。

4）故障模式

分为两种工作模式:1）正常工作时，C1=（0.9u*t）/5 V，电容电压充电至5 V时，芯片正常工作；2）故障模式时，ILIM端电压超过1.2 V时，缓启电容以 250 μA 的电流进行放电，放电时间t=（C1*5）/250μ；具体过程见图6。

图5 驱动电路实物图

图6 软启动与故障模式波形

4 电路仿真

使用Saber进行电路仿真，如图7所示。主电路使用耦合电感提高输出增益，控制电路由UC1825芯片及其外围电路组成。输入电压40 V，输出电压闭环控制在 100 V，耦合电感N=17/8，L1=18.4 μH，L2=38 μH。功率600 W，频率100 kHz。

图7 saber仿真

5 实验结果

根据本文的设计，设计了一种基于UC1825的适用于空间燃料电池的耦合电感高增益boost变换器。通过实验验证，在输入电压30～60 V范围内，输出电压能够稳定输出100 V，满足目前航天器100 V母线电压需求。输出电压波形如图8～11所示。

图8 仿真输出电压波形

图9 输出电压波形

图10 Mos管驱动波形

图11 Mos管DS之间波形

6 结束语

本次设计了基于UC1825的空间燃料电池变换器，对主电路拓扑结构、UC1825及其外围电路的设计进行了比较全面的分析。最后实验结果表明，基于UC1825的燃料电池变换器能够满足宇航应用。

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Design of coupled inductor DC-DC converter for space fuel cell bosed on UC1825

XU Lei，WAN Cheng-an，ZHENG Yan
（Beijing Spacecrafts，China Academy of Space Technology，Beijing100190，China）

This paper designed a coupled inductor DC-DC converter for space fuel cell using peak current-mode controlled chip UC1825 as a core of the converter which the input voltage is 30～60 V，the output is 100 V and the power is 600 W.In The Experimental Process，The principle of circuit and the use of UC1825 in the circuit of coupling inductance converter were analyzed Meeting the requirements of the spacecraft in the voltage.The experimental of the prototype verify the feasibility of the converter for space fuel cell and it can be a reference in the future’s design.

DC-DC converter；coupled inductor；UC1825；space fuel cell

TN99

A

1674-6236（2017）23-0173-05

2017-05-19稿件编号：201705117

徐磊（1988—），男，山东潍坊人，硕士。研究方向：空间燃料电池变换器。