中型敏捷遥感卫星公用平台供配电系统设计与验证

乔明 朱立颖 赵冰欣

(1 中国空间技术研究院遥感卫星总体部，北京 100094) (2 北京空间飞行器总体设计部，北京 100094)

供配电系统关系整星命脉，一旦系统发生故障，可能会给卫星带来灾难性的后果。因此，供配电系统的可靠性设计显得尤为重要；同时，随着卫星设计寿命的不断提高，供配电系统长寿命设计需求越来越迫切；对于遥感卫星，载荷配置变化大，因而对能源系统功率需求差别较大，需要供配电系统具有多任务适应性能力；供配电系统质量在卫星中占比较大，随着功率等级提高，质量问题更加凸显，需要供配电系统开展减重设计，提高功率密度。

在可靠性设计方面，传统遥感卫星供配电系统所有功能均由硬件实现，没有故障自主管理能力；中型敏捷遥感卫星公用平台(ZY2000 Remote Sensing Satellite Platform)供配电系统在电源控制器、配电管理器中均配置了下位机，可自主实现蓄电池充放电管理、能源自主管理及故障诊断[1-2]，提高供配电系统可靠性；同时，传统遥感卫星配电通路开关全部采用继电器，无法实现配电通路过流保护功能。国外具有过流保护功能的固态开关技术成熟，并在意大利空间对地观测系统(COSMO-SKYMED)、德国重力反演与气候试验(GRACE)卫星、欧空局空间天体测量(GAIA)卫星等广泛应用。虽然国内在空间站上已经使用了100 V固态开关产品，但没有42 V/30.5 V固态开关工程应用。中型敏捷遥感卫星公用平台供配电系统设计了基于限流控制器(LCL)、固态功率控制器(SSPC)[3]的42 V/30.5 V固态开关配电控制通路，可实现负载过流、短路故障的自主切除,提高了配电通路的可靠性。

在寿命方面，此前国内低轨卫星供配电设计寿命一般为3～5年，而目前遥感卫星寿命需求已经提高到了8年。影响寿命的主要因素是蓄电池循环寿命及星外太阳电池阵耐受空间环境能力。中型敏捷遥感卫星公用平台供配电系统通过开展锂离子蓄电池组长寿命设计和地面寿命验证试验、太阳电池阵互联片长寿命设计和耐空间环境试验将供配电系统寿命提升到8年以上。

在多任务适应性方面，以资源卫星为代表的遥感卫星供配电系统，母线电压为28 V，功率等级为3000 W，无功率扩展能力，无法满足功率3000 W以上的卫星需求；中型敏捷遥感卫星公用平台供配电系统采用模块化设计，规范标准接口和通信协议，实现电源控制器、蓄电池组等产品模块化。提高母线电压和功率等级适应能力。

在功率密度方面，此前国内多数遥感卫星供配电系统主要使用混合型功率拓扑,控制单机包括分流器、放电调节器等多台独立设备，控制单机功率密度仅有33.3 W/kg；海洋二号卫星供配电系统对控制单机进行了整合，功率密度提升到了56.6 W/kg，但未实现功率调制统一控制，功率密度提升有限；中型敏捷遥感卫星公用平台供配电系统开展了串联顺序开关分流调节(S4R)[4-5]型拓扑研制，进一步提升了控制单机功率密度。

1 供配电系统设计

供配电系统利用太阳电池阵和蓄电池组作为发电和储能设备[6]，通过电源控制器的调节和管理，通过充电分流电路(S4R)及分流电路(S3R)、放电调节电路(BDR)，向配电管理器输出稳定的一次电源母线。配电管理器将一次电源分配到各分系统用电设备，并通过LCL限流电路、固态功率控制器(SSPC)过流电路实现对负载过流故障的保护。蓄电池组向配电管理器提供火工品母线，由配电管理器完成整星火工品管理功能。供配电系统组成如图1所示。

供配电系统对外输出一条全调节母线，可根据需求配置成30.5 V±0.5 V或42.0 V±0.5 V。供配电分系统充分采用模块化的设计思想，将太阳翼、蓄电池、电源控制器和配电管理器等设备均进行模块划分，可根据整星功率需求进行裁剪或扩展。高分多模卫星作为中型敏捷遥感卫星公用平台首发星，供配电系统采用典型配置方案。

太阳电池阵分机械太阳翼和太阳电池电路两部分考虑模块化。机械太阳翼有2种单板尺寸，面积分别为2.64 m2和4.5 m2。其中，2.64 m2太阳翼单板适用于敏捷卫星平台，具有高刚度的特点。典型配置为双太阳翼，每翼3块2.64 m2基板。其它型号可根据整星功率需求及敏捷需求选用不同尺寸单板，覆盖2000～5000 W的功率范围。太阳电池阵电路由多个分阵电路构成，每个分阵电路通过太阳电池片串并联组合构成。通过更改分阵数量，或者改变每个分阵中并联的太阳电池串的数量，均可以灵活地调整太阳阵输出功率。

锂离子蓄电池组由30 Ah锂离子蓄电池单体通过串、并联组合构成。典型配置为两组锂离子蓄电池组，每组为30 Ah单体3并9串，总容量180 Ah。在选用30.5 V母线体制的情况下，电池组的单体串联数量固定为7节，通过调整并联数量可以调整电池组的总容量。

电源控制器的分流电路和充电电路与太阳电池阵的分阵数量对应，每个电路的调节能力为8 A。典型配置下，电源控制器中有两个分流模块和两个充电分流模块，每个模块中包含4级调节电路,共16路调节电路。按照4路一个单元步进，可对调节电路数量进行调整。电源控制器中单个放电调节电路功率为600 W，典型配置包含8个放电调电路，放电调节能力4800 W，按照2路一个单元步进，调整为6个或10个模块，覆盖3600～6000 W的放电调节功率范围。

配电管理器同样采用了模块化的设计思路，其配电部分可通过增加LCL、SSPC模块数量提高对载荷设备的配电能力；典型配置为8路LCL电路和12路SSPC电路，分别按照8路一个单元步进和4路一个单元步进对配电路数进行调整。火工品控制部分采用了主模块加子模块的设计方式，可通过增加子模块提高火工品控制通道数量。每个子模块具有16路控制通路，典型配置为4个子模块共64路通路。

2 技术特点

2.1 高刚度并联型太阳翼

考虑到卫星敏捷机动对太阳翼刚度的需求，新研了并联型高刚度太阳翼基板。基板尺寸1200 mm×2200 mm，配置双太阳翼，每翼3块基板并联，太阳翼展开状态基频可达到2 Hz以上。太阳翼由根部铰链、1块中心板、2块侧板、4个侧板铰链、1套侧板释放装置和4套压紧装置组成，太阳翼上无连接架，根部铰链与中心板直接相连，两块侧板分别通过两个铰链与中心板长边相连，形成根部铰链与中心板串联，中心板与两侧板并联的构形的技术状态。太阳翼构型如图2所示。

图2 太阳翼压紧状态和展开状态构形Fig.2 Fold and deploy status of solar wing

太阳电池电路采用光电转换效率30%的三结砷化镓太阳电池，2翼共16个子阵，一个子阵由26串14并电池单元组合而成。在标准测试条件(AM0)下太阳电池电路输出功率为5 447.8 W，寿命末期最大光照角29°条件下负载端输出功率为3 085.3 W。输出功率如表1所示。

表1 太阳电池阵输出功率Table 1 Output power of solar array

2.2 采用S4R拓扑的模块化电源控制器

电源控制器采用S4R全调节拓扑形式，典型配置下，由6路分流电路、10路充电分流电路、8路放电电路、微电极阵列(MEA)电路、BEA电路和下位机电路组成。

6路分流电路和10路充电分流电路分别对应太阳电池阵A翼和B翼太阳电池子阵输出，每翼太阳电池阵对应3路分流电路和5路充电分流电路；8路放电电路对应两组锂电池蓄电池组，每4路对应一组蓄电池组；放电电路和充电电路均为“四取三”热备份工作模式。MEA和BEA电路采用“三取二”热备份工作模式，下位机采用主备冷备份工作模式。

电源控制器是通用化产品，能够适应不同型号和不同功率的需求。因此，电源控制器在设计上具有可扩展性。电源控制器整体采用模块化设计，每个模块集成功能相同或相近的电路并在结构上对应一结构块，各模块功能独立互不影响。对电源控制器模块的划分如表2所示。

表2 电源控制器模块划分Table 2 Modules of power control unit

2.3 大容量锂离子蓄电池组

根据整星地影期功率需求和锂离子蓄电池单体型谱，选择30 Ah单体通过3并组合形成90 Ah电池组。配置两组锂离子蓄电池组，每个组件为27个30 Ah单体形成的3并9串组合，整星两组电池共180 Ah容量。蓄电池组采用拉杆式结构。蓄电池组的前后板、底板以及侧面拉杆组成，每组蓄电池通过6根拉杆拉紧固定，来保证整体结构的稳定性，可以实现单体蓄电池之间的紧装配，防止单体蓄电池变形。单体蓄电池同结构件之间隔有绝缘的聚酰亚胺压敏胶带，在串联单体蓄电池之间的缝隙填充导热硅胶以加强蓄电池组强度。

每个电池组件上自带温度传感器，输出的温度信号由综合电子接口单元采集。每节电池外贴加热带，由综合电子接口单元对其进行温度控制。

为了避免锂离子电池单体出现性能严重衰降或者失效后对电池组性能造成严重影响，考虑电池组的开路防护和切除性能严重衰降的单体，在每节电池(3并的组合)上安装一个旁路开关(bypass)器件，由均衡管理器内的bypass驱动模块驱动，能够在该节电池发生单体失效或性能严重衰降时将其旁路。

每节电池(3并的组合)均向外输出电压采样线和均衡处理线，可由均衡管理器采集每节电池电压，并对其进行均衡处理。

2.4 具有过流保护功能的配电管理器

典型配置下，配电管理器产品共包括13个功能组件：下位机组件2个，火工及起爆控制组件5个，LCL配电组件1个，SSPC配电组件3个，配电组件1个，DC/DC组件1个，各组件在整机的分布情况如图3所示。

图3 配电管理器功能组件构成布局Fig.3 Structure of power distribution unit

配电管理器配电通路有三种类型，分别为：

(1)继电器配电。对于平台数管、测试、控制等在轨长通电分系统，采用继电器配电方式。以上3个分系统在轨需要长期工作，否则会导致整星失效，因此未配置固态开关。

(2)LCL配电。LCL控制模块采用基于金属氧化物半导体场效应晶体管(MOSFET)的限流保护开关作为供电开关，其主要特性是在启动和负载发生过流、短路等故障时，将控制开关的输出电流限定在一定范围内。LCL通路额定电流为4 A，在额定电流Ie的1.2～1.4 A进入限流保护，特性如图4所示。

图4 LCL的开关电流特性Fig.4 Characteristics of LCL current switching

配电管理器共配置了8路LCL通路，给整星分散的小功率负载配电。

(3)SSPC配电。发生突发过流事件时，SSPC将按I2t反时限曲线跳闸保护，即关断时间与其电流值的大小成反比关系，电流越大，所允许通过的时间越短。SSPC额定电流20 A，在额定电流的1.4～1.6倍进入保护，SSPC电路的保护特性如图5所示。

图5 SSPC的I2t曲线Fig.5 I2t curve of SSPC

配电管理器配置了12路SSPC通路，为分系统或大功率负载设备配电。

2.5 分系统自主管理功能

供配电自主管理从2个方面开展：①功能性自主管理，包括电量计控制、均衡控制、遥测参数预处理、星上能源调度[7]；②故障自主管理，包括故障隔离及健康预报。自主管理供电信息流如图6所示。

3 验证情况

3.1 8年长寿命验证

1)锂离子蓄电池8年寿命试验

针对应用的锂离子蓄电池，开展了实时寿命循环、加速寿命循环试验及寿命预测工作。实时寿命试验最多进行约12 000周循环，放电截至电压从初始的3.927 0 V衰减至最低3.883 4 V，单体电压降低约0.043 6 V。电流加倍寿命试验最多进行约22 000周，放电截至电压从初始的3.928 0 V衰减至最低3.849 8 V，单体电压降低约0.078 02 V。所有单体放电截止电压均远高于规定的在轨最低电压需求。

采用循环测试数据，完成了对蓄电池组8年寿命预测[8]，预测结果为在7年时，蓄电池截止电压达到[3.775 6, 3.782 4]V，远大于3.3 V的截止电压阈值，如图7所示。

图7 锂电池8年寿命末期截止电压Fig.7 Cut-off voltage at the end of lifetime of lithium-ion battery

2)太阳电池电路原子氧适应性试验

8年寿命太阳电池电路将承受的原子氧总通量为2.95×1024m-2[9-10]，考虑2倍余量，需要能够承受5.9×1024m-2的原子氧通量。在长寿命专项试验中，已完成了5×1025m-2的原子氧通量试验。试验结果为：20 μm银互连片从初始的0.007 84 g变化到0.006 81 g，质量损失约为13.14%。根据互连片设计，互连片单个焊脚宽度1.3 mm，互连片厚度为20 μm，截面积为0.026 mm2，按银材料安全载流量10 A/mm2来算，单个焊脚可以通过的安全电流为0.26 A，三片互连片可以通过的安全电流为2.34 A，远大于一片太阳电池的输出电流。经原子氧腐蚀后的银互连片载流能力，也能满足太阳电池的输出电流。因此，太阳电池能够适应原子氧环境。

3.2 在轨应用验证

3.2.1 各卫星应用情况

使用中型敏捷遥感卫星公用平台供配电系统，并在轨成功运行的卫星包括：高分多模、高分十一号、高分十四号、高分七号、5米光学、资源三号03星等卫星。其中，高分十一号卫星2018年7月发射入轨，5米光学卫星2019年9月发射入轨，高分七号卫星2019年11月发射入轨，高分多模卫星2020年7月发射入轨，资源三号03星2020年7月发射入轨，高分十四号卫星2020年12月发射入轨，其供配电系统在轨运行状态均良好，配置情况见表3。

表3 在轨卫星供配电系统配置Table 3 Configuration of on orbit satellites power system

3.2.2 高分多模卫星在轨测试情况

1)太阳翼输出功率

卫星入轨抛罩后，太阳电池阵逐渐有电流输出，其中A翼最大约1.8 A、B翼最大约6.5 A；星箭分离后太阳翼程控电爆解锁，两翼完全展开并锁定。卫星建立正常姿态后，A翼太阳电池阵电流43.06 A，B翼太阳电池阵电流44.08 A，如图8所示。一次母线端输出功率为3659 W，满足3000 W指标要求。

图8 入轨后太阳电池阵输出电流Fig.8 Current of solar array on orbit

2)在轨能量平衡情况

地影期长期负载下，A、B组蓄电池组平均放电电流均为18 A左右，每组放电9.9 Ah，当圈放电深度约11%；地影期进行30 min中继回放放电深度最大，达到15.72%。光照期正常飞行姿态下，A翼+B翼太阳电池阵总电流>80 A，能够满足负载供电和A、B组蓄电池组充电需求，在光照期各种工况下，不需要蓄电池组联合供电。

光照期正常飞行姿态下，A、B组蓄电池组充电电流能够保证达到25 A(充电限流档位5档)充电电流设计值要求，当蓄电池组充电电压达到36 V±0.35 V(充电限流档位5档)时，对锂电池限流转恒压充电控制切换顺利，并且当圈可实现能量平衡。

4 结束语

中型敏捷遥感卫星公用平台供配电系统具有高可靠、小型化、智能化、长寿命的优点，完成了15.84 m2高刚度太阳翼、功率等级5000 W、母线电压42 V电源控制器、长寿命大容量180 Ah锂离子蓄电池组、20路智能化配电管理器等单机产品研制、试验、及在轨验证；完成了锂离子蓄电池组和太阳电池电路8年寿命适应性试验验证。供配电系统各项功能性能均满足指标要求，在多颗遥感卫星上得到应用，在轨状态良好，为后续遥感卫星型号提供了供配电系统研制基线。