上面级直接入轨卫星星箭供电接口设计与验证

(1 北京空间飞行器总体设计部，北京 100094)(2 中国空间技术研究院通信卫星事业部，北京 100094)

上面级是在常规的基础级运载火箭上增加的相对独立的一级或多级，是航天运输系统的重要组成部分[1]。上面级具有较强的任务适应性，相对于常规的基础级运载火箭，上面级通常具有自主飞行、多次启动、较长时间在轨工作等显著特点，能够实现一箭多星发射和轨道部署[2]。采用上面级直接入轨的卫星大大减少了自身燃料的消耗，提高了有效载荷比重。美国从第六代GPS导航卫星开始，便采用上面级直接入轨策略[3]。俄罗斯也通过弗雷盖特(Fregat)火箭上面级完成伽利略导航卫星的一箭多星发射任务[4]。

一般卫星在与火箭分离后马上进行太阳翼展开，卫星电源便有了保障，可以继续开展后续变轨工作[5-7]。但对于上面级直接入轨的卫星，由于可展开空间和变轨期间安全性的限制，上面级和基础级分离后，卫星无法对太阳翼进行展开操作，卫星没有能量来源。由于转移轨道段时间较长，如果该过程中全部能源均由卫星蓄电池组提供，蓄电池组设计容量大于在轨实际所需容量，造成在轨使用的浪费，同时对卫星的起飞质量造成负面影响。经计算[8]，一个功率等级3 kW的中圆轨道卫星如果上面级转移轨道段全部由卫星自带蓄电池组供电，蓄电池组容量需要增加20%，质量增加约12 kg，给卫星设计带来负担。而且需要太阳翼在星箭分离后立即展开，如果未正常展开几乎没有故障处置时间。如果能设计一种上面级直接入轨卫星星箭供电接口，既可以降低卫星的起飞质量，也可以解决上面级转移轨道段直至星箭分离时卫星用电难题，对提升卫星转移轨道段用电的可靠性和安全性有着重要意义。

目前，我国已完成“一箭双星”上面级直接入轨的实践。本文首先分析了卫星转移轨道段星箭供电接口设计原则，在此基础上提出一种“一箭双星”上面级星箭电接口的设计方法，并对“一箭双星”上面级直接入轨的应用与验证情况进行总结。

1 星箭供电接口设计原则

上面级直接入轨卫星星箭供电接口，其设计难点包括3个方面：①两个系统之间电接口的匹配性问题。设计时应确保上面级供电品质能够适应卫星的实际需求，防止出现母线电压不匹配或负载变化导致母线电压剧烈波动的问题；②上面级为卫星供电的裕度问题。设计时应确保裕度既能满足卫星转移轨道段使用要求，又能最大程度降低发射质量成本；③上面级为卫星供电的安全性问题。设计时应关注供电切换时母线电压变化以及供电耦合部分的安全性。

综合以上设计难点，设计时应重点关注卫星用电品质、上面级供电裕度、供电安全设计等原则。

1.1 卫星用电品质原则

卫星的用电品质一般包括母线电压和负载电流。目前，卫星一次母线一般为全调节设计，中高轨卫星根据功率等级不同，母线电压各有不同。一般包括42 V和100 V[9]。为确保上面级供电期间卫星一次电源设备不参与调节，上面级供电电压需要高于卫星母线电压，取42.5 V和100.5 V。同时，由于卫星用电单机的安全工作电压限制，上面级供电电压需要低于安全工作电压上限。42 V母线负载正常工作电压范围一般不超过45 V，100 V母线负载正常工作电压范围不超过105 V。因此，上面级供电电压在卫星入口端应为42.5 V～45 V或100.5 V～105 V。

对于卫星用电电压的要求，上面级供电接口的设计既要充分考虑满载时线缆压降带来的影响，也要考虑轻载或空载时输出电压过高的风险。以卫星一次母线Vbus=42 V为例，一般上面级供电输出端设计为45 V，即使在空载时母线电压也不会超过安全工作电压。同时核算满载时压降，对星箭供电电缆阻抗提出约束，确保卫星在满载时母线电压仍高于调节上限。

由于卫星在主动段和转移轨道段处在不断变化的热环境中，部分加热器会在接通和关断之间变化。此外，卫星程控会在转移轨道段对部分负载设备加电。以上原因均会导致卫星负载电流变化。上面级供电接口设计中，需要重点关注负载波动对母线电压的影响，对负载波动时母线电压变化幅值和回调时间提出要求。

1.2 上面级供电裕度原则

上面级供电时间一般从起飞前开始，直至卫星与上面级分离。起飞前，由于存在处理脱落插头、人员撤离等操作，需要卫星在发射前提前将地面供电转为卫星自身蓄电池组供电，再转为上面级供电。时间一般在发射前1 h或2 h。从该时刻起，直至上面级与卫星分离，卫星均通过星箭供电接口由上面级供电(见图1)。

图1 卫星上面级供电时序Fig.1 Sequence of power supply by upper stages

抛掉整流罩后，卫星太阳翼由于受太阳光照能够产生部分能源，但由于上面级供电电压高于卫星母线调节电压，太阳翼产生的能源在转移轨道段直接被分流掉。因此，太阳翼不作为转移轨道段卫星的能量来源。

供电需求方面，上面级供电期间，卫星平台供配电、数管、测控、控制及推进等分系统处于加电状态。热控分系统加热器一般处于自控使能状态。用电需求统计时，既要关注平台恒定负载，也要关注短时工作的加热器等瞬时负载，确定卫星转移轨道段长期和瞬时功率需求，为上面级供电接口设计提供依据。

设上面级共携带n颗卫星起飞，n颗卫星起飞前平均功率需求分别为Pq1，Pq2……Pqn，起飞后平均功率需求分别为Pr1，Pr2……Prn。设起飞前上面级供电时间为T1i，起飞后至星箭分离时刻上面级供电时间为T2i。n颗卫星对上面级电量需求W(单位：Wh)为

(1)

式中：Pqi为第i颗卫星起飞前平均功率需求，Pri为第i颗星起飞后平均功率需求。

设上面级供电综合效率为η，上面级电池组在整个放电周期内平均放电电压为Vbat，上面级电池组放电深度为D。上面级电池容量C理论值为

(2)

上面级的卫星供电系统只在转移轨道使用，星箭分离后便没有使用价值，因此，为减轻发射重量，上面级供电裕度应在保证卫星使用需求的基础上，仅留少量余量。星箭分离时，上面级电池组放电深度一般设计为80%～90%。

1.3 供电安全原则

上面级与卫星供电接口设计中，尤其要注意供电安全问题。包括卫星和上面级分离时母线压降、“一箭多星”上面级供电回线共地问题。

由于上面级供电时卫星母线电压处于分流调节阈值以上，卫星自身供电不输出。当上面级断电瞬间，卫星电源系统开始调制。卫星系统调制需要一定响应时间，且调制从放电域开始，导致上面级与卫星分离时，卫星母线电压出现一定幅度下跌。设计时，需要通过分析和试验手段，确认分离时母线电压下跌幅度和响应时间，并确保母线电压的瞬变不会造成星上设备断电。

“一箭多星”上面级供电接口设计时，应关注供电公共部分耦合情况。一般卫星一次母线回线与结构直接连接，如果多星共同安装于上面级支架上，则会造成多星一次母线回线联通。一旦负载发生波动导致多星之间负载差异变化，供电回线上会产生“窜电”现象。设计时，需要加强卫星一次母线回线接地设计，还需要注意该现象对功率负端采样电路精度的影响。

2 一箭双星上面级直接入轨卫星星箭供电接口设计

根据上面级直接入轨卫星星箭供电接口设计原则，对一箭双星上面级供电接口进行具体设计。

2.1 上面级供电拓扑设计

由于上面级供电母线有严格的限制，需要在上面级和卫星之间设计蓄电池放电调节器(Battery Discharge Regulator，BDR)。每颗卫星对应两个BDR电路，一箭双星上面级与卫星电接口理论拓扑如图2所示。

图2 上面级供电理论拓扑Fig.2 Theoretical topological structure of power supply by upper stages

实际设计中，为节省资源，上面级通过3路BDR电路汇流成一条公共母线，再分别送与两颗卫星，具体拓扑如图3所示。

图3 上面级供电实际拓扑Fig.3 Practical structure of power supply by upper stages

该设计虽然增加了双星供电的公共部分，节省了质量，但同样会增加耦合部分的共因失效和共源干扰风险，需要加强供电通路的可靠性设计，确保供电安全。

2.2 箭内星用电池组设计

双星起飞前2 h由外部供电转为上面级供电，起飞后3.5 h星箭分离。起飞前单星平均功耗为310 W，起飞后平均功耗为480 W。根据式(1)，卫星对上面级电量需求为4600 Wh。

上面级BDR模块实测效率为92%，供电通路效率为94%，综合效率为86%。上面级采用升压调节电路，蓄电池平均放电电压取26 V。根据式(2)上面级蓄电池全部放空的条件下，蓄电池设计容量为212 Ah。

蓄电池选型方面，可以选择航天中常用的锌银电池组，也可以选择锂离子蓄电池组。锌银电池优点在于成熟度高，应用面广，但空间用锌银电池一般采用单体密封电池，一旦推迟发射，蓄电池组便不能再充电，影响任务使用；锂离子蓄电池组优点在于质量轻，可重复充放电，可以在型谱内挑选合适的锂离子蓄电池单体并联得到需要的容量。

对于最低212 Ah的容量需求和平均放电电压26 V的需求，选择型谱为60 Ah的单体3并7串。寿命初期充满电时容量约为220 Ah，满足使用要求，预计放电深度在90%左右。

2.3 上面级供电安全设计

双星母线电压均为42 V，根据星箭供电设计原则，将上面级供电卫星端电压设计为42.5 V～45 V。在星箭电缆设计时，重点关注上面级给卫星供电功率通路的阻抗，减小大电流时电缆压降，确保上面级供电电压始终大于卫星母线调节电压的上限。上面级供电功率通路正线和回线阻抗分别为60 mΩ。卫星转移轨道段最大瞬时负载为710 W，压降为2.1 V，母线电压仍满足大于42.5 V的要求。

一箭双星上面级供电时潜通路如图4所示，由于供电端的耦合特性，双星供电电流回线通过卫星支架联通，供电阻抗和负载电流的不同导致潜通路电流必然存在；当上面级为两颗卫星因加、断电操作不同步时，同样会产生潜通路电流。经试验，双星负载电流差异越大，潜通路电流越大。负载差异10 A，潜通路电流2 A。双星电源控制设备设计时，电源控制设备和电缆可以容忍功率回线和结构上流过最大10 A的潜通路电流，确保该电流不会对供电安全性和遥测准确性造成影响。

图4 上面级供电潜通路示意图Fig.4 Current potentially path at power supply by upper stages

3 一箭双星上面级转移轨道段供电接口验证

以一箭双星上面级转移轨道段实际飞行情况为例，对设计进行验证。一箭双星分别为A星和B星。起飞后，A星母线电压和母线电流见图5和图6。

B星母线电压和母线电流见图7和图8。其中，起飞前为恒定负载，数据显示为一条直线。

上面级供电采用锂离子蓄电池组，供电能力为5700 Wh。设T为整个转移轨道段时长(单位s)，IAi、VAi、IBi、VBi等表示第i时刻相应卫星的母线电压和母线电流遥测值。分别对A星和B星电压和电流的乘积结果对时间积分如下：

(3)

式中：E为双星转移轨道段总用电电量。计算得到卫星转移轨道段总用电量E为4370 Wh。按综合放电效率86%计算，得到上面级放电深度为89%。

该设计满足了卫星从起飞前到入轨过程中5 h以上的用电需求，使卫星蓄电池组在卫星与上面级分离时刻仍为满荷电状态，为卫星太阳翼正常展开留有了足够的余量。有效减少了卫星起飞质量，对一箭双星的成功发射具有重要的意义。

图5 上面级供电A星母线电压Fig.5 Bus voltage of satellite A at power supply by upper stages

图6 上面级供电A星母线电流Fig.6 Bus current of satellite A at power supply by upper stages

图7 上面级供电B星母线电压Fig.7 Bus voltage of satellite B at power supply by upper stages

图8 上面级供电B星母线电流Fig.8 Bus current of satellite B at power supply by upper stages

4 结束语

本文提出了“一箭双星”直接入轨卫星上面级供电接口设计，通过实际飞行结果进行了验证。上面级直接入轨卫星星箭供电接口的设计满足了卫星从起飞前到直接入轨过程中的用电需求，减小了卫星的起飞质量，提高了转移轨道段卫星用电的安全性。综合全文，可以得到如下结论：

(1)对于后续卫星，上面级供电接口设计中除了关注供电品质、供电裕度以外，也要重点关注供电安全性问题，尤其是多星供电耦合部分设计问题。

(2)上面级蓄电池放电深度可以设计为80%～90%，既可以满足卫星用电需求，也可以最大限度减小起飞质量。

(3)对于起飞质量余量较大卫星，可以采用互相隔离的上面级功率变换模块，减少供电耦合部分，增加系统可靠性。