新型航天飞行器20 kW级空间电源设计

曾 发，麻雨欣，刘 飞，曾贵明

(1.中国运载火箭技术研究院 系统工程部，北京 100076；2.航天材料及工艺研究所，北京 100076)

0 引言

空间电源是飞行器重要分系统，为飞行器进行电能的产生、存储、变换、调节、分配和管理，其主要过程是将一次能源，如太阳能、核能、化学能转化为电能，并根据器上用电需求对电能进行处理、存储和变换，再给其他分系统提供高可靠、高质量供电[1-3]。空间电源重量一般占到飞行器重量25%～35%，成本占到飞行器成本30%左右[4-5]，寿命长短基本决定飞行器使用寿命。目前空间电源主要包括镍氢电池、锌银电池、氢氧燃料电池、锂电池、太阳电池阵-蓄电池、核同位素电池、飞轮电池等，其中太阳电池阵-蓄电池占据95%左右份额[1-2,6]。现在太阳电池阵-蓄电池主流方案是在向阳面用太阳电池阵将光能转化为电能，并用蓄电池储存富裕电能，在背阴面再用蓄电池对外供电，存在太阳电池阵和蓄电池电压等级单一且电压较低，无法多电压，特别是高压供电，功率等级较低，不同飞行器电源通用程度低等问题，其他电源方案存在类似问题或技术尚不成熟[1,7-8]。

天地往返可重复使用飞行器、长期在轨/变轨飞行器、深空探测飞行器等新型飞行器器上用电设备多、电压等级多、使用时间长，随着大型空间机构、空间机器人、电推进发动机、大力矩执行机构、机电伺服机构应用，用电需求还呈现高压大功率、大容量、电能回灌特点，现有空间电源方案难以满足这类新型飞行器用电需求。结合当前技术基础，以太阳电池阵-蓄电池/锂电池作初级能源，开发具有升压、降压，双向流动的大功率空间电源成为现实途径，也是研究热点。

1 总体方案

面向新型航天飞行器机电伺服、电推进高压用电和仪器设备低压用电特点和要求，设计一种20 kW级空间电源，选用太阳电池阵为发电单元，锂电池组做主要储能单元，主电路拓扑采用Boost-Buck模型，以电感元件、续流元件、开关器件组成多路双向半桥结构，用DSP生成PWM控制开关器件通断，实现多路电压升降和能量流向控制，完成飞行器上电能的产生、存储、变换、调节、分配和管理，并对各路进行参数检测和故障保护，电路拓扑结构简单，通用性广泛，开关损耗低，效率高，成本低，可大幅减少电源体积和重量，提高系统可靠性，主要电气参数见表1，电气组成见图1。

表1 主要电气参数

图1 电气组成框图

仪器设备一直耗电，电机、电推进按照任务动作耗电，根据此用电特点和要求及太阳电池阵-锂电池组特性，电源设计10种基本工作模式：1)太阳电池阵降压给仪器设备供电；2)太阳电池阵升压给电推力器供电；3)太阳电池阵升压给电机驱动器供电；4)太阳电池阵降压给锂电池组充电；5)锂电池组降压给仪器设备供电；6)锂电池组升压给电推力器供电；7)锂电池组升压给电机驱动器供电；8)电机制动回收电能降压给仪器设备供电；9)电机制动回收电能降压给锂电池供电；10)太阳电池阵富裕电能经泄放电阻分流耗电。太阳电池阵发电和锂电池组充电用MPPT策略控制，通过开关器件控制功率电阻分流耗电实现，同时用于母线电容泄压。用电端采用优先级策略，优先级：低压用电>高压用电>电池充电，先满足高优先级，再满足低优先级；供电端采用优先级策略，优先级：太阳能>回收能>储蓄能，先使用高优先级，再使用低优先级。有多个供电端、用电端时，由基本工作模式组合工作。不同工作模式切换见图2。

图2 工作模式切换

2 详细设计

2.1 太阳电池阵

太阳电池阵由三结太阳电池单体串并联组成。电池阵在最高温度时，工作于最大功率点，输出电压180 V，得单体串联数取整后为94；器上全部电能源于电池阵，以位于向阳面、背阴面时间各一半，仪器设备平均800 W功耗设计电池阵最大功率为2.2 kW，得单体并联数取整后为60。电池阵主要参数见表2。在向阳面，电池阵超出器上用电和电池组充电的富裕电能经功率电阻分流耗电，由开关器件控制通断时间实现能量平衡。

表2 太阳电池阵主要参数

2.2 锂电池组

锂电池组由18650型锂电池单体串并联组成。电池单体放电曲线见图3，飞行器在背阴面全部由锂电池组供电，电池组最低放电电压105 V，放电深度95%，得单体最低放电电压为3 V，单体串联数为35；电池组满足仪器设备最大功率工作1 h，平均功率工作11 h，电机最大功率工作0.2 h，电推进最大功率工作0.5 h，得单体并联数取整后为54[9-11]。锂电池组主要参数见表3。

表3 锂电池组主要参数

图4 Boost升压电路图5 Buck降压电路

图3 电池单体放电曲线

2.3 功率电路

2.3.1 主电路

主电路使用IGBT下管和上管二极管，外接电抗器，构建Boost升压电路，将105～147 V锂电池组电压或/和180 V太阳电池阵电压升至270 V/400 V电机驱动电压或300 V/1 100 V电推进电压，其原理见图4；使用IGBT上管和下管二极管，外接电抗器，构建Buck降压电路，将270 V/400 V电机制动电压降至105～147 V锂电池组充电电压或28 V仪器设备电压，或将180V太阳电池阵、105～147 V锂电池组电压降压至28 V仪器设备电压，原理见图5。太阳电池阵、锂电池组和仪器设备共用一个三桥臂IGBT，分别使用一组上下管和一个电抗器，分流耗能另用一个MOSFET，外接功率电阻，构建可控泄放电路，主电路拓扑结构见图6。

图6 主电路拓扑结构

2.3.2 电感

为维持器上电源输出功率变化时电流纹波稳定，引入电流连续系数k，即1个周期内，电感有电流时间占PWM比例。

Boost模式下，锂电池组支路将电压105～147 V升至270 V、300 V、400 V、1100 V，太阳电池阵支路将电压180 V升至270 V、300 V、400 V、1 100 V。升压电感值由式(1)计算：

(1)

电流连续系数k锂：1，k太：0.22，电流纹波系数η：0.1，开关频率fs：20 kHz，得L锂最小值：0.94 mH，L太最小值：1.36 mH。

Buck模式下，仪器电设备支路将电压105～147 V、180 V、270 V、400 V降至28 V，锂电池组支路将电压180 V、270 V、400 V降至105～147 V。稳压电感值由式(2)、式(3)计算：

(2)

(3)

电流连续系数k仪：1，k锂：1，电流纹波系数η：0.02；开关频率fs：20 kHz，得L仪最小值：0.92 mH，L锂最小值：1.44 mH。

结合Boost、Buck电路，锂电池组支路电感取1.44 mH，额定电流150 A，耐压3 000 V；太阳电池阵支路电感取1.36 mH，额定电流150 A，耐压3 000 V；仪器电设备支路电感取0.92 mH，额定电流150 A，耐压3 000 V。

为减小重量、体积，电感订制，采用日本Sugikuro CNTs/Cu碳纳米复合铜线制作线圈，安泰科技非晶合金制作磁芯，相比传统纯铜线圈和硅钢片磁芯，重量、体积都减小一半以上，可适应航天轻质化、小型化要求。

2.3.3 电容

Boost模式下，电机驱动器、电推力器高压侧稳压电容由式(4)确定：

(4)

开关频率fs：20 kHz，电压纹波系数ηv：0.01，得C驱最小值：838.3 μF，C推最小值：361.1 μF。

选用爱普克斯2 200 μF/400 V B43310-C9228-M型薄膜电解电容，4个两两串接后再并联作为电机驱动器侧稳压电容，4个串接后作为电推力器侧稳压电容。为使各个电容均压，分别使用4个50 K/6 W旁路精密电阻进行分压。

Buck模式下，仪器电设备、锂电池组低压侧稳压电容由式(5)确定：

(5)

电压纹波系数ηv：0.005，开关频率fs：20 kHz，得C仪最小值：63.2 μF，C锂最小值：32.1 μF。

分别选用1个爱普克斯680 μF/400 V B43252-A9687-M型薄膜电解电容作为仪器电设备和锂电池组低压侧稳压电容。

2.3.4 功率电阻

功率电阻消耗最大电流为太阳电池阵全部电流，阻值由式(6)确定：

(6)

得功率电阻R最小值：14.9 Ω，订制718厂RIG5/2000型功率电阻，阻值25 Ω，额定功率2.5 kW。

2.3.5 功率器件

主电路最大电流81.5A，最大电压1 100 V。选用英飞凌FS150R17PE4型IGBT，拥有6个开关器件，构成三桥臂结构，内含温度检测热敏电阻，额定电流150 A，峰值电流300 A，耐压1 700 V，门极驱动电压15 V，最大开关频率40 kHz，满足电气要求。为消除IGBT高频开关引起的高频尖峰脉冲，靠近IGBT串联接入2个爱普克斯0.47 μF/1 000 V B32656-A474-K6高频无感吸收电容。选用英飞凌AUIRFS6535型MOSFET分流耗电，额定电流19 A，耐压300 V，栅极驱动电压10 V，满足电气要求。

2.4 控制电路

2.4.1 驱动电路

总共有7路PWM驱动电路，由DSP发出PWM信号，通过光耦隔离后，经2个三极管推挽驱动。上管驱动使用光耦PC923；下管驱动使用光耦PC929，内部具有短路保护电路，可关断光耦，并发出故障信号。推挽电路两端施加24 V电压，稳压管ZD1使E V点电压偏置为-7.5 V。PWM信号低电平时，光耦导通，Q1导通，G V和E V间电压约21 V，IGBT导通；PWM信号高电平时，光耦关断，Q2导通，E V和G V间电压约7.5 V，IGBT关断。其中一个桥臂驱动电路见图7，另一个桥臂驱动电路一样，各推挽电路两端施加+24 V电压相互隔离。

图7 功率开关器件驱动电路

2.4.2 信号检测

电压检测包括高压侧、太阳电池阵、锂电池组电压。被检测电压采用电阻分压后，接运放LF353输入端，构成差分电路，并经运放隔离，输出采样信号。设定ADC接收信号范围0.2～2.8 V。高压侧电压最大1200 V，处理后对应ADC电压2.8 V；太阳电池阵、锂电池组电压最大180、147 V，处理后对应ADC电压2.48 V。高压侧电压检测电路见图8，根据高压侧电压变化范围和控制电路过压保护信号取值，选取R28和R37、R254和R256阻值大小。太阳电池阵、锂电池组电压检测电路类似。

图8 电压检测电路

电流检测包括太阳电池阵、锂电池组电流。使用南京中霍传感TBC50SY电流传感器，串接于被测回路中，输出对应电压信号，再经运放LF353比例减小，并隔离。设定ADC接收信号范围0.2～2.8 V。太阳电池阵、锂电池组最大电流12.1 A、209.6 A，处理后对应ADC电压2.8 V。锂电池组因有充电和放电，电流检测输出电压信号有正负，采用+1.5 V电压偏置成正电压。太阳电池阵电流检测电路见图9，根据太阳电池阵电流变化范围和控制电路过流保护信号选取R1和R4、R166和R173阻值大小。锂电池组电流检测电路类似。

图9 电流检测电路

温度检测包括IGBT温度。IGBT内置热敏电阻，温度升高时，热敏电阻阻值下降，Temp处电压降低，取内部温度100 ℃时作过热报警，此时热敏电阻阻值500 Ω，Temp处电压2 V，当DSP检测到AD-Temp电压2.4 V，发出过热报警。温度检测电路见图10。

图10 温度检测电路

2.4.3 故障保护

系统故障主要有高压侧过压、太阳电池阵过流、锂电池组过流、IGBT过流/短路故障等。将3.3 V电源采用电阻分压获得0.2 V、2.8 V电压比较阙值，并用运放LM353隔离，电路见图11。通过比较器LM139，将电压、电流信号分别与0.2 V、2.8 V比较，超出范围，比较器输出低电平，作为过压、过流故障信号。过压比较电路见图12，太阳电池阵，锂电池组过流比较电路见图13。

图11 电压阙值电路

图12 过压比较电路

图13 过流比较电路

故障保护电路见图14。U4为八输入与门芯片，任一故障发生，对应输入为低电平，U4 Pin1输出低电平。U5为两输入与非门芯片，任一输入为低电平，输出高电平。RST_Err，DSP上电初始运行时或故障清除后由DSP输出高电平，无故障时保持高电平；HW_Err，DSP上电初始运行时由DSP输出高电平；/XRSn，硬件复位信号。无故障时，U4 Pin1输出高电平，与U5B Pin5高电平与非后输出低电平，再与U5A Pin1高电平与非后输出高电平，即HW_Err保持为高电平，再与/XRSn高电平与非后输出低电平，使能U6-1。任一故障发生，U4 Pin1输出低电平，与U5B Pin5高电平后输出高电平，再与U5A Pin1高电平后输出低电平，再与/XRSn高电平与非后输出高电平，禁止U6-1。

图14 故障保护电路

为防止正负极接反烧坏系统，设计防反接电路。高压侧接线防反接电路见图15。正常接法下，VPN为正，大于0，比较器不接通GND，RE-VPN为3.28 V；若反接，VPN为负，小于0，比较器接通GND，REV PN为0 V 。检测RE-VPN可知是否反接。其他防反接电路与此一致。

图15 防反接电路

3 试验结果与分析

根据所设计电路，研制一台20 kW级三路双向半桥结构电源样机。设计几种典型工况，经与软件一起调试，调整PWM占空比大小，并采用闭环控制，外接可调功率电阻，使输出功率为2、2.2、10、20 kW，升压模式下，电压可由105～180 V升至270～1 100 V，降压模式下，电压可由105～400 V降至28～147 V。试验结果见表4和表5。

表5 降压试验数据

表4 升压试验数据

升压模式下，最大电流纹波6.64%，小于10%，最大电压纹波0.65%，小于1%。对于某输入电压，输出电压越大，PWM开通时间越长，电感电流变化越大，即电流纹波越大，而此时输出电压由稳压电容供电时间越短，自然电压纹波越小，当输出功率变大时，由于电感电流基数变大，因而电流纹波变小，而此时稳压电容放电越多，自然电压纹波变大。当输入电压变大，上述变化程度减缩，使电流纹波、电压纹波呈相反变化。同时可看出，引入k后，明显改善电流纹波情况，特别是输出功率变小时，尤为重要。引入k，实质上会减小PWM开通时间，使电感电流变化减少，从而减小电流纹波。

降压模式下，最大电流纹波7.26%，小于10%，最大电压纹波0.04%，小于1%。对于某输入电压，输出电压越小，PWM开通时间越小，即电感电流需经下管续流时间越长，自然电流变化越大，电流纹波越大，同样稳压电容经下管放电时间越长，自然电压纹波越大，当输出功率变大时，由于电感电流基数变大，因而电流纹波变小，而此时稳压电容经下管放电时间不变，故电压纹波不变。当输入电压变大，上述变化程度加剧，使电流纹波、电压纹波呈相同变化。

试验结果表明，样机设计满足设计指标要求，并与电流和电压纹波计算结果吻合。

4 结束语

试验结果表明，设计的这种空间电源，不仅能实现能量双向流动和升降压，而且可适应不同工况，不同输入电压下可由程序设置获得不同电压恒压输出，且适应不同功率负载，电压精度高，电感电流纹波较小，满足新型航天飞行器对电源系统要求。