载人飞船电源系统并网供电特性研究

2020-03-21钟丹华唐筱舒斌沈冰冰

航天器工程 2020年1期

钟丹华唐筱舒斌沈冰冰

(上海空间电源研究所，上海 200245)

航天器电源系统的并网供电控制技术是电源技术领域研究的重点之一，也是组合体航天器实现在轨长期运营的关键技术[1-2]。并网供电控制技术可包括自由并网和受控并网等分类，自由并网通常指工作电压范围相近或重叠的多电源间的并联输出，各电源的输出电流大小受电源特性和负载特性的影响，存在较大的变化；通过对电源电压、电流的主动调节，可以进一步发展为受控并网，受控并网可以实现在各工况下不同电源的能量优先输出顺序设计，并精确分配各个电源间的输出能量比例。

载人飞船电源系统作为我国研制的高可靠性航天器电源系统[3-4]，具备多种类电源并网、供电比例可调节的功能，是航天器的核心平台分系统[5-6]。在载人航天二期工程研制过程，飞船电源分系统设计并实现了异构电源的并网供电比例调节技术[7-8]；在载人航天三期工程研制过程，进一步实现了跨航天器电源间的受控并网供电调节技术。

本文根据载人飞船飞行数据和地面试验数据，开展并网供电特性研究，特别是对复杂的多域并网控制策略和最佳工作区域设计，有助于进一步提高系统的可靠性和稳定性，有利于后续空间站建造和运营阶段复杂的并网供电实施，以及能量在舱段间传递和分配的规划。

1 并网供电功能概述

载人飞船电源系统采用储能蓄电池组-光伏系统，为全调节母线体制，由主电源、应急电源、返回着陆电源、火工品电源4种电源组成。其中，主电源分为太阳电池阵、对日定向驱动子系统、储能蓄电池组、三机组控制设备等部分组成；应急电源为独立配置的锌银电池组，在主电源发生故障时或出现峰值负载时，接入与主电源存活部分并网供电或独立供电，以满足载人飞船应急飞行用电需求。

主电源除了具备与应急电源并网供电的功能外，还具备与对接航天器(空间实验室、空间站等)并网供电的功能，可以接收来至对接航天器的供电能量，满足对接停靠后弱光照条件下自身负载的用电需求。

电源系统电压工作区域划分见表1，如图1所示。

(1)光照区供电阵采用顺序线性分流调节，利用控制设备的分流调节功能将母线电压控制在Vsu(分流调节域上限)以下，当母线电压低于Vsl(分流调节域下限)时，控制设备不再进行分流调节；当飞船的负载功率P需求超过太阳电池的发电能力时，由储能蓄电池组补充供电；

(2)阴影区储能蓄电池组通过控制设备的放电调节功能供电，放电调节采用升压式调节并对多机组放电均衡控制，使母线电压控制在Vbu(放电调节域上限)～Vbl(放电调节域下限)之间；阴影区和光照区供电范围之间建立调节迟滞区；

(3)在主电源发生故障时或出现峰值负载时，由应急电源接入与主电源存活部分并网供电。应急电源并网供电域的上限设置一般应不大于Vsl，以保证光照区尽可能使用太阳电池翼的供电能量；下限设置应满足系统提出的母线最低工作电压要求。在本文中将研究在应急电源并网供电域内的供电比例调节技术；

(4)在主电源与对接航天器并网供电总线对接后，可以接收来至对接航天器的供电能量。对接航天器并网供电域由跨航天器电源间的协同设计来共同确定，考虑航天器间传输损耗压降后，下限设置一般应不小于Vbu，以保证储能蓄电池组在阴影区不参与供电；上限设置需综合考虑较多因素，在本文中将研究其最佳控制区域设计。

表1 电源系统电压工作区域划分

图1 电源系统电压工作区域示意Fig.1 Voltage working area of power system

2 主电源与应急电源并网供电特性研究

2.1 自由并网供电特性研究

2.1.1 锌银电池放电特性

根据应急电源的设计，锌银电池单体在小电流放电开始时，会有一段较高的放电电压；放电电流较大或已进行预放电后，可直接进入较平稳的放电过程。平均放电电压视放电倍率会有变化，在典型输出功率300～1000 W时，单体工作电压范围为1.50～1.55 V；电池容量即将放完时，电压下降较快，可以降到1.35 V左右。

主电源与应急电源并网供电时，应急电源一般可以长时间处于平稳的放电电压段，相当于一台稳压源，具有优良的放电特性。

2.1.2 并网供电特性

载人飞船电源系统在轨运行过程中，可能出现的影响供电安全的故障模式主要有一个太阳电池翼故障不能输出导致电源系统能量损失1/2，或者部分控制机组故障导致电源系统输出能量损失1/3，系统设计采取的措施可以将故障部分隔离，通过主电源和应急电源并网供电，对输出能量进行再分配，实现电源系统故障重构，达到满足飞船在轨应急飞行的供电要求。

主电源与应急电源并网供电后，在光照区存在分流调节的情况下，应急电源由于工作电压较主电源母线电压低，主要由主电源供电；在阴影区主电源母线电压与应急电源工作电压存在重叠部分，根据负载功率的变化存在竞争供电的状态。对于30 V低压母线体制，锌银电池较平稳的放电电压段一般设计在28～29 V，在额定负载功率(P)段可以近似保持并网供电比例1∶1；随着负载减小，应急电源的供电比例开始显著增大，如图2所示。

图2 主电源与应急电源自由并网Fig.2 Free parallel between main power and emergency power

2.2 受控并网供电特性研究

2.2.1 应急电源比例并网供电控制

为减小一次性使用的应急电源在并网后的供电输出能量，延长应急使用时间，最大程度利用主电源的供电能力，通过自动调节主电源电压输出范围，可以实现应急电源有控制的比例输出。主电源与应急电源的供电电流输出比例一般可设计为2∶1或3∶1。

单个太阳电池翼故障模式或部分控制机组故障模式下，通过接入应急电源进行故障重构，对于负载功率p，在有n∶1(n≥2)比例供电控制的设计时，可近似计算阴影区应急电源节省的供电能量EAh。

(1)

式中：T为阴影区时间。

按照额定输出负载功率计算，电源分系统采用2∶1供电比例控制时，应急电源节省的能量EAh可以多延长使用时间8个小时。

2.2.2 比例并网供电特性

以2∶1比例并网供电作为实现例，通过对主电源输出电流Iz与应急电源输出电流Iy采样后作为控制信号，引入主电源放电调节设备的闭环反馈回路(闭环控制参数Ki) 中，采用叠加控制法(叠加控制参数Kz、Ky) 调节主电源母线电压，从而达到调节应急电源输出电压、电流，实现对主电源、应急电源输出电流比例的调节。原理图见图3所示。

图3 并网供电控制原理图Fig.3 Principle of parallel power supply

该控制原理实现简单，可以在放电调节域内实现较高的控制精度，且供电电流越大比例控制精度越高：在全负载功率段可以精确实现2∶1控制比例，误差不大于10%，满足延长应急电源使用时间的需求。试验结果如图4所示。

图4 主电源与应急电源比例控制并网Fig.4 Proportional control parallel between main power and emergency powe

3 主电源与对接航天器电源并网供电特性研究

在主电源与对接航天器并网供电总线对接后，可以接收来至对接航天器并网供电设备的供电能量。在光照区，主电源母线电压与对接航天器并网供电电压存在重叠部分，主要由飞船太阳电池翼供给自身负载用电需求，不足部分由对接航天器补充供电；在阴影区，对接航天器供电电压高于放电域工作上限Vbu，完全或大部分由对接航天器提供飞船负载用电需求，储能蓄电池组不放电，减少或不依赖对充电能量的需求。

在光照区的并网供电特性为两个航天器间的受控并网，主要有2个阶段。

(1)当负载较大，对接航天器端的并网供电设备一般可设置为恒流输出工作状态。并网供电输出电压不大于飞船电源系统的分流调节域的工作上限时，飞船太阳电池翼的多余供电能量由主电源分流调节设备进行分流调节，飞船母线电压由飞船电源分系统进行调节，母线电压的调节范围即为图1中的分流域。此时，太阳电池翼的供电能量可以处于太阳电池电路的最大功率点Pmax附近，参见图5所示的太阳电池工作曲线。

(2)当负载较小，对接航天器端的并网供电设备可转入恒压输出工作状态。并网供电输出电压大于分流调节域的工作上限时，飞船太阳电池翼的多余供电能量不能完全得到分流调节，飞船母线电压由对接航天器并网控制设备进行调节，母线电压的调节范围大于分流域。此时，太阳电池电路的供电工作曲线进入到的恒压段，参见图5所示的Vsu→Vdl工作区间。

参考文献[9-10]介绍了对接航天器端的并网供电设备的工作模式和工作状态，其中，文献[10]还对对接航天器端的并网控制设备在并网供电试验中的调节过程进行了分析，可以看到在负载由30 A突变到10 A后，小负载工况下对接航天器端并网控制设备的供电工作模式即由恒流模式转入了恒压模式，符合对接航天器并网供电设备在第二阶段的工作特点。

图5 并网供电太阳电池工作曲线Fig.5 Solar cell operating curve of parallel power supply

对飞船电源系统在并网供电试验中的调节过程进行分析。在小负载工况下，因对接航天器并网输出转入了恒压工作模式，飞船端的母线电压随负载变化而变化，符合飞船电源系统在第二阶段的工作特点。随着负载减小，母线电压相应升高。在小负载工况下，飞船电源系统太阳电池电路的供电工作曲线进入到恒压工作区间后，光照区的供电电流保持稳定，不再随母线变化而调节变化，见表2的数据统计。该工作阶段对太阳电池的能量利用率较低，在系统设计和实施上可以通过设置和调整并网电压控制点Vdl，使其不大于Vsu而尽可能避免进入。

表2 小负载工况下太阳电池工作电流

综合上述分析，对于载人飞船与对接航天器间的并网供电域的设计，需要综合考虑供电母线安全性和元器件降额设计等因素，在计算电能在跨航天器间的传输损耗压降后，在飞船电源系统端的最佳控制区域设计可参考如下原则：①以最大并网传输电流计算，下限的设置≥Vbu+ΔV(设计误差限)，以保证飞船电源系统的储能蓄电池组在阴影区不参与供电，尽可能由能量富裕的对接航天器满足供电需求；②以最小并网传输电流计算，上限的设置≤Vbu-ΔV，使飞船电源系统太阳电池处于最佳工作区域，能量利用率相对较高，且母线电压处于分流调节域内。