离子电推进系统电源处理单元的数字化设计

信志平,谷志茹,王超,蒋远大,胡久松

1.湖南工业大学 轨道交通学院,株洲 412007 2.中国科学院国家空间科学中心,北京 100190

1 引言

近年来,随着微电子技术的发展,高功率太阳能电池的出现,微小卫星迅速发展。微小卫星具备研制周期短迭代周期快、单颗卫星成本低、发射方式灵活、可靠等突出优点,被广泛应用于全球民用通信、遥感气象、地球科学、空间科学、行星探测、技术验证等领域[1]。商业航天小卫星要求空间推进系统具备成本低、质量小、体积小的特点,以提高市场竞争力[2]。电推进技术是利用电力能源加热或电离气体工质加速喷射,产生推力。与传统化学推进相比,具有高比冲、长时间工作等特点[3],可以降低航天器系统质量,提高有效载荷[4-5]。小功率电推进系统具有广阔的商业前景。兰州空间物理研究所研制的LIPS-200离子电推进系统在亚太6D卫星(APSTAR)商业卫星上的使用,为国内电推进商业化应用打下坚实基础[6]。

电源处理单元是电推进系统的关键单机之一,核心功能是将航天器一次供电转换为推力器工作所需的各模块电源,其技术发展对电推进技术的可靠应用具有重要影响[7]。传统模拟控制方式的电源使用比较器、误差放大器等元器件来实现电源输出电压的调节,且电路设计相对复杂。目前数字化电源已成为电推进系统中一个新的发展趋势。国内外电源处理单元均采用模块化设计方式,通过DSP或FPGA等微处理器设计数字控制和接口单元实现数字化设计[8-10]。兰州空间技术物理研究所研制的LIP-200离子推力器提出将电源处理和控制单元设计为一体化,集成系统供电、遥测、控制所有功能,简化设计复杂性及线缆数量[11]。

在离子电推进系统中,屏栅电源是电源处理单元的核心,对于屏栅电源设计,主要有单级和两级变换两种设计方案,单级变换有移相全桥和全桥LLC,两级变换有BUCK与全桥电路,以及BOOST与全桥电路[12]。本文主要是对加热电源和屏栅电源做数字化设计,加热电源是推力器工作的首要前提,屏栅电源作为离子电推进电源处理单元的高压电源部分,需要具备高精度、高稳定度的输出电压,是设计的重点和难点,数字化屏栅电源能够满足高精度调节的需求,简化整体设计复杂度。设计采用STM32微处理器作为核心的数字化电源,与FPGA、DSP为核心的设计方案相比,可以减少控制板的硬件资源,降低设计难度和成本。

2 离子电推进系统设计简介

离子电推进系统主要由控制单元、电源处理单元、推进剂供给单元、推力器及接口部分组成[13-14]。电源处理单元是一个复杂的供电设备,由供电单元和控制单元等组成。其功能主要是为电推进系统工作提供所需的各种电压和电流,同时具有遥测、控制及故障监测等功能,是电推进系统稳定、可靠工作的基础[15-16]。电源处理单元主要包括9个不同功能的电源。分别是放电室中的阳极电源、主阴极加热电源、触持电源和点火电源,中和器中的加热电源、触持电源和点火电源,栅极组件中的屏栅电源和加速电源[17]。

本文主要针对商业航天小卫星电推进系统的需求,设计小功率离子电推进系统,包括推力器结构、加热电源1、加热电源2和屏栅电源的数字化设计。通过地面测试,验证3个电源的可行性。系统由推力器本体,3个数字化电源,控制单元,测温单元以及通信部分等组成。系统结构示意如图1所示。

图1 系统结构示意

离子电推进控制单元通过CAN总线接口与电源处理单元进行通信。加热电源1、加热电源2和屏栅电源主要技术指标如下:

1)输入电压12V;

2)加热电源1输出范围0～2V,输出电流范围0～7.5A;

3)加热电源2输出范围0～2V,输出电流范围0～7.5A;

4)屏栅电源输出范围0～1200V,输出电流范围0～20mA;

5)控制精度±2%～4%。

3 离子电推进系统数字化电源设计

3.1 电源处理单元设计

电源处理单元设计包括两种不同功能的电源,分别是加热电源1、加热电源2和屏栅电源。加热电源是对推力器空心阴极加热丝加热,使推力器具备点火条件。屏栅电源输出电压达到了1000V左右,功率输出占据电推进系统的大半部分,因此这两种功能的电源都是电源处理单元中的重要部分。

传统电源的设计需要使用大量元器件,占板面积较大,同时对系统稳定性等能力会造成一定的影响,内部电路针对特定负载进行设计,而数字化电源采用模块化设计方式,集成度较高,减少了元器件的使用,系统复杂度相对简单,各模块电源的输出可以灵活控制,具有很强的适应性和灵活性,能够满足实际的控制需求。数字化控制技术具有高精度、高稳定等特点,非常适合电推进系统电源处理单元的设计,电源处理单元使用数字化技术是最好的设计方案。

设计的电源组件由3个电源转换器电路组成,包括1路0～1200V输出,2路0～2V输出模块。主要采用BUCK方案将供电直流电压,经过高频变压器输出后再整流滤波输出直流加热电压。再经过全桥电路变换为屏栅高压电压。

工作原理如下:

1)输入直流电压经滤波后供给后级变换电路。该滤波电路有较大的扼流电感,可以有效抑制变换器的浪涌电流。对变换器的EMC干扰也可以有效抑制。

2)信号采样电路将温度、电流和电压信号传送到控制区,经控制区的信号处理电路转换成模拟芯片可以适配的电压信号;根据电压,电流反馈量,模拟芯片进行模块内部的综合处理,得到稳定的输出电压;并通过外围电路对整个模块的各种功能进行综合管理与执行;采样得到的电压,电流信号经过运算放大器上报给系统。

加热电源原理设计功能框图如图2所示。屏栅电源原理设计功能框图如图3所示。

图2 加热电源原理设计功能框图

图3 屏栅电源原理设计功能框图

3.2 数字控制单元设计

电源处理单元中各路电源的工作状态与电推进系统的工作性能直接相关,因此需要得到每个电源的输出电压和输出电流遥测值[18],进而得到推力器在轨工作性能[19]。控制电路主要完成数据采集,通信,电源输出控制和调节以及监测处理功能。控制电路内部电压、电流输出遥测值,用以判断电源工作状态是否正常。

控制电路内部的STM32微处理器通过CAN总线接收外部指令,控制12位D/A模块的电压输出,D/A模块的输出信号作为电源模块的输出控制信号,通过控制D/A模块输出电压的大小来实现电源模块输出电压的控制和调节。

STM32微处理器主要负责实现CAN总线通信功能,接收卫星平台/地检设备遥测指令,控制电源及数据遥测工作,同时传输到卫星平台/地检设备。控制单元框图如图4所示。

图4 控制单元框图

为了减小控制板的体积,降低系统控制复杂度及成本。控制电路采用STM32F373RCT6最小系统。STM32F373RCT6微处理器具备256字节Flash和32字节SRAM,1个快速12位ADC和3通道16位Sigma-Delta ADC,3个12位DAC输出以及CAN总线通信接口。采用P型MOS管控制电源模块开关机,数模转换电路实现电源输出调控。系统使用3.3V供电,减少5V电源芯片的使用。温度采集部分,使用AD7124-4TRUZ-EP内部缓存、PGA缓冲和放大,电压信号使用MCU自带ADC模块直接采集。所设计的控制电路方案足以满足控制功能的需求。数字控制单元硬件设计框图如图5所示。

图5 控制单元硬件设计框图

软件部分,主要负责各路传感器数据遥测采集,电源模块输出控制,遥测指令应答以及指令功能执行。数字控制单元软件流程如图6所示。

图6 控制单元软件流程

微处理器STM32F373RCT6能够实现多任务同时进行,包括数据采集、遥测指令接收等。设计了上电复位和看门狗复位,实时监测系统工作状态。控制单元调试软件采用USB-CAN总线分析仪上位机软件,主要调控电源处理单元中各电源模块功能,调节各电源电压输出参数,反馈系统工作状态,来完成电源处理单元的工作任务。

4 系统测试及结果

系统中设计了3个数字化电源包括加热电源1、加热电源2和屏栅电源。离子电推进电源处理单元的电压调节功能测试采用模拟负载电阻,由CAN总线分析调试软件向电推进控制单元发送电压调节控制指令进行测试,加热电源1和加热电源2分别接模拟负载0.27Ω电阻,屏栅电源分别是空载,接模拟负载电阻80kΩ、100kΩ、120kΩ和140kΩ,同时对设计方案可行性和关键指标进行验证。

1)加热电源1测试。对加热电源1发送输出控制指令,使加热电源1分别输出0.4V,0.8V,1.2V,每档电压值保持5min。设定电压后,读取该档的电压和电流实际参数,确认参数正常。记录的加热电源1测试曲线如图7所示。

图7 加热电源1测试数据

2)加热电源2测试。对加热电源2发送输出控制指令,使加热电源2分别输出0.4V,0.8V,1.2V,每档电压值保持5min。设定电压后,读取该档的电压和电流实际参数,确认参数正常。记录的加热电源2测试曲线如图8所示。

图8 加热电源2测试数据

3)屏栅电源测试。对屏栅电源发送输出控制指令,空载情况下,具体设定电压值见表1,每档电压值保持5min。设定电压后,读取该档的电压和电流实际参数,确认参数正常。记录的屏栅电源空载测试曲线如图9所示。带负载情况下,对屏栅电源发送输出设定指令,设定输出电压值为1100V,屏栅电源分别接模拟负载电阻80kΩ、100kΩ、120kΩ和140kΩ,每个负载测试保持5min。记录的屏栅电源带负载测试曲线如图10所示,屏栅电源控制精度测试结果见表1。

表1 带负载情况下屏栅电源控制偏差测试结果

图9 屏栅电源空载测试数据

图10 屏栅电源带负载测试数据

4)温度测试。系统工作之前,首先要加热发射体,由加热电源为加热丝供电,在需要加热时打开电源,加热达到要求温度时关断电源[20]。测试时加热电源1以0.02V增量从零上升至1.2V,加热电源2以0.02V增量从零上升至1.2V,屏栅电源以10V增量从零上升至600V后,系统长时间运行使其温度上升至预期值60℃并关断电源,等待系统恢复至本体温度。记录温度变化过程如图11所示。

图11 系统上升到预期温度值后关机降温过程

从表1的测试结果来看,不同负载情况下屏栅电源的控制精度满足控制所需。实验测试遥测采集3个数字化电源测试点的数据,得到3个电源的控制精度以及加热电源的效率。测试数据见表2。测试表明:加热电源1和加热电源2效率可达93.5%和96.3%,3个电源的控制精度均小于3%。

表2 电源处理单元(PPU)3个电源地面测试数据

设计的加热电源1、加热电源2和屏栅电源输出参数调节符合设计方案预期,加热电源1、加热电源2控制精度满足实际需求,屏栅电源控制精度相比于加热电源模块略有不足,但基本满足实际需求。3个数字化电源,可以根据实际需要灵活调整电源的输出电压,实现了电源电压的宽范围调节。

5 结论

本文针对离子电推进电源处理单元加热电源1、加热电源2和屏栅电源进行数字化设计,采用STM-32微处理器为核心作为设计方案,数字化设计的电源处理单元能够减小控制板的体积,简化设计流程。实验结果表明,3个电源的数字化设计,能够满足商业航天小卫星电推进系统的需求。可以为小卫星电推进系统设计提供借鉴和帮助。对电源处理单元小数目的功能电源做数字化设计,STM32微处理器的设计方案能够满足需求,但离子电推进电源处理单元功能电源数量远不止于此,单个微处理器的设计方案不能满足复杂的电源需求,后续的设计工作可以考虑多个微处理器分布式设计方式,对离子电推进数字化电源处理单元进行设计。