空间电源功率调节技术综述

郭显鑫,郭祖佑,王卫国

(兰州物理研究所,甘肃 兰州 730000)

0 引言

电源系统是航天器的一个重要分系统,而功率调节装置是一次电源系统的核心。20世纪70年代以来,国外研制成功了多种拓扑结构的功率调节装置,不断改善功率调节装置以适应不同功率、不同任务航天器的要求。

本文综述了航天器电源系统功率调节装置功能、组成、原理,以及各功能模块的电性能要求、技术现状,阐述并比较了数种重要的功率调节拓扑,分析了功率调节装置的发展趋势和大功率装置研制的关键技术。

1 功率调节装置功能

空间电源系统由发电装置、贮能装置、电源控制设备和电源变换器等组成。目前,除返回式卫星外,国内航天器采用了太阳电池阵/蓄电池(SA/B)电源系统,国内外90%以上的航天器采用了此种电源系统[1]。

PCU被称为电源控制装置、电源调节器等,其功能是协调太阳电池阵、蓄电池工作,控制太阳能电池阵产生能量的分配,以及蓄电池充放电,使航天器在光照期间用太阳电池阵的多余能量对蓄电池充电,或将其分流并变换成热能辐射到空间,在航天器阴影或负载峰值功率期间释放蓄电池的能量,由此使航天器在整个在轨运行期间将功率母线电压稳定在规定范围内。

我国已发射的航天器的一次功率母线电压有28,42,100 V 3种,国外某些大功率航天器采用了160 V母线。目前,在SA/B电源系统中,采用监控母线电压方式调节太阳电池阵和蓄电池组的输出功率,使母线电压达到规定要求,该调节方式称为母线功率调节。我国航天器SA/B系统供电母线已从风云一号(FY-1)卫星的单母线发展到资源二号(ZY-2)卫星的双母线以及神舟一号(SZ-1)飞船的多母线。

2 功率调节装置技术要求

功率调节装置是整个电源系统的核心,直接决定电源系统的性能指标。PCU有多个性能指标,各航天器虽有具体要求,但基本参数必须符合相关标准的卫星电源系统通用规范要求。空间平台总体设计对PCU的要求主要如下。

a)电性能：包括功率母线电压的功率、稳定度、精度、输出阻抗、纹波、瞬态特性和电磁兼容性等。对全调节母线,电源母线电压的控制精度应为±2%。当航天器的部分大功率用电设备开机时,要求电源母线能提供足够的浪涌电流,其电流跳变速率应不低于1×105A/s;航天器在进出地影瞬间,电源母线电压均会出现跃变,应对此跃变速率作限制,一般不大于3.5 V/ms;当频率为0～10 MHz时,电源系统在额定阻性负载下的纹波电压峰峰镇应不大于600 mV。

b)寿命：低轨卫星要求3～5年,地球静止卫星要求8～15年。

c)可靠性：卫星工作寿命期间,电源系统可靠度一般不低于0.95。

d)环境条件：PCU须能承受-180℃极低温、+80℃极高温、温度交变、真空、空间辐照等极端环境。

e)质量和机械尺寸。

3 功率调节装置的组成及其原理

PCU由MEA,SR,BCR,BDR和相应的遥测/遥控(TM/TC)单元组成。

3.1 分流调节器

航天器在轨运行中,太阳电池阵输出功率富余、母线电压高不可避免,须用太阳电池阵调节器对其进行控制。根据开关管的工作方式,可将太阳电池阵调节器分为线性和开关调节器两种,而根据太阳电池阵、太阳电池阵调节器和母线负载的串并连接关系,可将太阳电池阵调节器分为串联和并联两种调节方式,并联调节即为分流调节,相应的太阳电池阵调节器为SR。SR的作用是在太阳电池阵产生的功率超出负载需求时,分流多余的能量以保持一次母线电压的稳定。

串联、并联调节方式与开关工作、线性调整的组合可形成4种调节方式,如图1所示。根据线性分流调整管有无与太阳电池阵总串联数的部分跨接,线性分流调节可分为全分流和局部分流调节两种。其中,太阳电池阵局部/线性分流调节SR原理如图2所示。

图1 太阳电池阵功率调节器原理Fig.1 Block diagram of solar array power regulator

图2 太阳电池阵局部线性分流调节原理Fig.2 Block diagram of linear partial solar array power regulator

线性分流调节器对多余太阳电池阵能量处理的本质是将其产生的功率消耗在调节器中,发热量较大,故其设计对热控分系统的影响较大,特别是大功率通信卫星。线性分流调节器常通过减小单路分流器的电流(一般大于2 A)、增加分流器级数解决热控问题,这会产生太阳电池阵和分流器的连接线缆较多,系统庞杂,分流器须安装在太阳电池翼的摇臂架上等缺陷。

目前,空间电源系统普遍采用了开关分流调节方式调节母线功率。开关分流的能力较强,可达4～7 A。国内外空间电源系统(无论线性分流还是开关分流)都采用了多级分流技术以确保航天器在轨可靠供电,防止单级分流调节出现分流器短路故障导致的电源系统失效。我国实践四号(SJ-4)卫星采用了五级局部、线性、顺序分流调节,控制光照期母线电压为27.5～28.0 V,每级最大分流能力为1.5 A,最大分流能力210 W;ZY-2卫星采用了脉宽调制(PWM)开关分流调节器,因分流管处于开关分流状态,发热功率小,分流能力大,每路分流为5 A[2、3]。

3.2 蓄电池的充放电控制器

蓄电池是航天器电源系统的一个“娇贵”部件,是决定航天器寿命的重要因素。迄今为止,有飞行记录的是银锌蓄电池、镉镍蓄电池、氢镍蓄电池和锂离子蓄电池,其对充放电控制器的共同要求是：充放电电流不能过大;不能过充电和过放电;不能在高温下工作,充放电控制器的热损耗不能影响蓄电池(此为影响蓄电池寿命和可靠性的重要因素)。充放电控制器须根据具体蓄电池要求设计。

充电控制器设计的核心是根据所用蓄电池组的充电特性,选用恰当的充电方式,为蓄电池提供合适的充电电流和充电终止控制,防止电池组过电流充电、充电不足和过充电。目前较常用的充电方法有恒压、恒压限流、涓流、浮充和脉冲充电等,充电终止控制方法有V-T控制、V-P控制、安时计充电控制和第三电极控制4种常用方法[4、5]。创新一号(CX-1)微小卫星、国际通信卫星Ⅴ采用了行V-T控制方法,FY-2卫星采用了第三电极控制方法,国际通信卫星Ⅶ采用了安时计方法[6]。

锂离子蓄电池具比能量高、充放电效率高、无记忆效应、热效应小等优点,越来越多地应用于空间电源。在太阳电池阵/锂离子蓄电池电源系统中,电池组由锂离子电池单体串联组成的电池模块并联而成,须考虑充电过程中各电池单体的均衡充电,避免越来越严重的失衡。各电池单体的失衡严重影响电池寿命和可靠性,均衡充电是锂离子电池充电的关键技术,目前已研制出开关电容均衡充电等方法。

放电调节器控制蓄电池组的放电回路和调节蓄电池组的放电电压。根据母线电压,蓄电池放电调节器有Buck,Boost电路之分。ZY-2卫星SA/B系统为适应负载功率变化幅度大的需要,采用Buck型放电调节器,将蓄电池组42～55 V放电电压通过放电调节器变换成28 V母线电压[3]。东方红四号(DFH-4)卫星蓄电池升压式放电调节器将60～90 V的蓄电池组放电电压提升至100 V±0.3 V的供电母线电压,单星由8个升压式放电调节模块组成,每个模块输出1 500 W,整星输出12 k W,转换效率95%。

蓄电池的充电控制器和放电控制器一般均由数组相同的控制器并联而成,并使各路输出阻抗一致,以保证各路供电的均衡性。单一的一组控制器可靠性低,且很难达到规定的功率要求。

3.3 主误差放大器

MEA也称为中心误差控制器,是PCU的核心。利用MEA的信号对BDR,BCR,SR进行工作模式转换,调节太阳电池阵、蓄电池组和负载间的功率平衡,保证蓄电池正常充放电,实现全调节母线控制[7]。MEA将SR,BCR,BDR的各功能模块连接成PCU,其设计须合理和高度可靠。常采用3取2表决逻辑,设计3路独立的误差放大电路,经一定的或与表决关系,只要保证其中任2路电路工作正常,就能保证MEA工作正常。不同的PCU拓扑结构,MEA会有差异,但其表决电路的可靠性设计原则相同。中巴地球资源卫星的主误差放大器由4路独立的放大器构成,4路信号经最小、最大信号表决后,输出一控制信号控制分流调节器和放电调节器[8]。由3路相同放大电路和逻辑关系电路组成的MEA原理如图3所示。

图3 MEA原理Fig.3 Block diagram of MEA

4 功率调节装置拓扑结构

太阳能电池阵在光照期为母线负载和蓄电池提供所需电能,太阳电池阵输出电能的分配对航天器的空间能源利用率的作用至关重要。PCU拓扑结构的改进围绕提高空间能源利用率、高可靠、小质量等要求进行。

从能量传输的角度看,航天器电源系统的拓扑结构可分为峰值功率跟踪控制(PPT)和直接能量转换控制(DET)两大类,两种工作方式分别与太阳电池阵能量的串联和并联调节对应[4]。

航天器电源系统的发展经历了S3R型、混合型和S4R型功率调节等主要技术阶段。就航天器母线调节而言,航天器电源系统的拓扑结构有不调节母线、半调节母线和全调节母线三种方式,其电压调节方式原理如图4所示。图中：SA为太阳电池阵;SR为分流调节器;BCR为充电控制器;BDR为放电控制器;B为蓄电池组。我国已发射的部分卫星的一次电源的母线调节、放电调节式和分流方式见表1。不调节、半调节和全调节母线间的性能比较见表2。

图4 母线电压调节方式原理图Fig.4 Block diagram of bus voltage regulated topology

表1 国内部分卫星一次电源母线调节、放电和分流方式Tab.1 Bus regulation,discharge and shunting methods of primary power system in domestic

表2 不调节、半调节和全调节母线性能比较(28 V母线)Tab.2 Comparison among unregulated,half-regulated and regulated bus(bus 28 V)

4.1 S3R调节

1977年,SULLIVAN等提出了S3R调节技术,在之后的二十多年的时间里,欧空局(ESA)将该功率调节技术广泛用于地球同步轨道通信卫星。S3R调节通过母线电压采样获得功率信息,产生控制信号在分流域、充电域和放电域三个域内分别对分流调节器、充电控制器及放电控制器进行调节,实现整个轨道周期一次电源母线调节。S3R调节原理如图5所示,其母线电压与母线误差放大信号一一对应,母线误差放大信号在一定范围内与S3R的一定工作模式对应[9]。母线误差放大信号与PCU工作模式关系如图6所示。

图6中：各MEA区间工作如下。

a)O～A：航天器处于阴影区,其能量完全由蓄电池提供,PCU工作在BDR模式。

图5 S3 R调节技术原理Fig.5 Block diagram of S3 R

图6 MEA信号与PCU工作模式关系Fig.6 Relationship between PCU workingdomain and MEA signal

b)A～B：MEA信号的第一个死区。航天器处于出影区,太阳电池阵开始供电,但能量较低,航天器的供电仍由蓄电池提供,PCU工作在BDR模式。

c)B～C：航天器处于出影区或母线负载处于峰值功率状态,航天器由太阳能电池阵和蓄电池联合供电。

d)C～D：此时太阳能电池阵产生的能量刚好满足母线负载功率需求,航天器的能量完全由太阳能电池阵提供。该情况持续时间相当短,概率极小。

e)D～E：MEA信号的第二个死区。太阳电池阵的能量略大于母线负载功率需求,太阳电池阵供电,蓄电池不充电,分流器不分流。

f)E～F：太阳电池阵的能量大于母线负载功率需求,太阳电池阵供电,蓄电池充电,分流器不分流。PCU工作在BCR模式。

g)F～G：太阳能电池阵产生的能量刚好满足负载和蓄电池最大充电电流的要求,PCU工作在BCR工作模式。

h)G～H：MEA信号的第三个死区。太阳电池阵除满足负载功率和蓄电池最大充电电流外,还有部分剩余,分流调节器仍不工作。

i)H～I：太阳能电池阵产生的能量很大,或蓄电池已经充满,能量相对负载、蓄电池需求有剩余,分流调节器开始工作。一个PCU会设置多级分流,S3R电路每级的分流能力约为4.5～7.0 A。海洋一号卫星采用了六级分流[10]。各级电路连接同一个MEA信号,但各级分流电路的参考基准电压选取值不同,使同一时刻仅有一级分流电路工作在bang-bang或PWM模式,其他分流电路工作在短路或开路状态[11]。母线电压越高,母线误差放大信号就越高,则参与分流的分流器也越多;随母线电压降低,参与调节的分流器逐个有序退出。各分流调节器间设有死区,维持分流器按预先设置的次序运行,防止出现相互间的竞争。

bang-bang调节是开关调节的一种,一旦满足条件就参与工作,与定频调宽的PWM不同,其工作在不定频调宽模式。在bang-bang模式中,该级SR断开,母线电容阵充电,母线电压升高,之后此级SR接通,母线电容阵放电,母线电压降低,母线电压始终在1个周期中变化。

CX-1微小卫星电源分系统采用了S3R调节技术,其母线电压设计值为27 V±1 V,母线电压纹波小于500 mV,电源分系统三域控制范围见表3。由表可知分流域、充电域和放电域的电压范围及各死区值。电源系统提供的功率为30 W,PCU的外形尺寸为220 mm×200 mm×220 mm,用电功耗6.5 W,电源系统效率82%。飞行试验数据表明,S3R调节技术的一次电源的动态特性等特性良好,满足要求[6]。国外应用的典型航天器有Alcatel公司的大型通信卫星平台SB3000,SB4000系列PCU,我国的DFH-4,QS-1卫星也采用了这种结构。

自诞生以来,S3R调节技术一直占据空间电源调节技术的主导地位,其优点有：真正的模块化设计;仅有1个模块处于调节状态,其他模块处于开或关状态;良好的动态负载响应能力;单个模块失效不影响稳态直流电压和纹波[12、13]。但S3R调节技术也存在其缺点：该技术的三域控制回路较复杂,电路设计难度大;BCR直接与母线连接,在低母线电压体系(如航天器常用的28 V母线)中,蓄电池的充电电压所受限制较大,必然采用减少蓄电池单体数量和扩大蓄电池容量满足母线负载对功率的要求,由此增大了充电电流;BCR工作在开关状态,在BCR与母线间需设置笨重的电抗元件以满足EMC要求[14]。ESA数据显示,功率25 k W的S3R拓扑PCU质量可达80 kg,其导致的功率损失为5%(约1 250 W),另外这些元件的发热还需大量的热控元部件散热[15]。

表3 CX-1微小卫星电源分系统三域控制范围Tab.3 3-region control scope of ESP in CX-1 micro-satellite

4.2 混合型调节

针对S3R拓扑的缺点,ESA在20世纪80年代末期研制了混合型功率调节技术。其主要特点是将太阳能电池阵分成充电阵和供电阵,由充电阵独立完成蓄电池的充电,这样蓄电池的串联数不再受母线电压限制,利于蓄电池模块化设计。MEA在分流域和放电域对分流调节器与放电控制器进行两域控制,这显著降低了MEA控制电路的复杂度。混合型功率调节拓扑PCU的原理如图7所示。我国的资源一号卫星等采用了此类调节方式并取得了圆满成功。但该技术的缺点也相当明显：当充电阵满足蓄电池的功率要求后,多余的太阳电池阵功率会被分流,致使整个系统的使用效率下降。充电阵对一次母线功率的补充需经过BCR,BDR的变换,故混合型功率调节拓扑PCU的母线瞬态响应较差,且导致功率损失。这种充电阵和供电阵独立设计对太阳电池板标准化、通用化造成了极大的不便,同时与统一太阳电池阵相比,分阵设计的电缆网太阳翼对日跟踪滑环结构复杂、质量大、可靠性低。

图7 混合型功率调节技术原理Fig.7 Block diagram of hybrid power conditioning technology

4.3 S4R调节

针对大功率航天器和低轨道航天器的特点,20世纪90年代中期,ESA电源系统实验室在全球首次研制成功S4R功率调节系统[1]。S4R电源功率调节技术具有优秀的太阳电池输出功率控制分配体系、高能量利用率和低发热量等优点,非常适于新一代大功率和超大功率航天器系统应用[16]。

S4R功率调节技术是一种新颖的拓扑结构,其原理如图8所示。其能量分配过程为：太阳电池阵的输出功率先满足负载的需求,多余部分对蓄电池组进行充电,仅当蓄电池组充电满足要求后才对多余功率进行分流。其能量分配逻辑如图9所示。

图8 S4R拓扑结构原理Fig.8 Block diagram of S4 R

S4R拓扑用一个串联调节器替代S3R拓扑的BCR。S4R拓扑结构的充电、分流电路原理如图10所示[17]。太阳能电池阵通过D1向一次母线供电,通过D3,Q3向蓄电池充电,通过Q1将多余的能量导地。为控制此两个开关,S4R拓扑结构设计了母线电压和蓄电池充电MEA,BEA两个反馈控制环路[18]。分流调节器的开关Q1和蓄电池充电器的开关Q3受MEA驱动信号G1和BEA驱动信号G2控制,当太阳能电池阵产生的能量过剩时,G1高电平信号。若蓄电池需要充电,则G2高电平,Q1开关管处于关断状态,Q3处于开通状态,故多余的能量未被分流而被充入蓄电池;反之,G1高电平时,若蓄电池无需充电,则G2低电平,Q3关断,Q1开通,多余能量被分流。

图9 S4 R电源功率调节控制逻辑Fig.9 Control logic of S4 R

图10 S4 R拓扑结构的充电/分流电路图Fig.10 Battery charge/shunt circuit of S4 R

S4R拓扑采用模块化设计,将分流器、充电控制器合成在一个模块内。S4R系统工作方式如下：参考电压高于某值的模块将SA产生的能量输送至一次母线,参考电压低于某值的模块将能量输送至蓄电池,对蓄电池充电[15]。与S3R拓扑的分流调节器相同,S4R拓扑结构的充电控制器工作在开关(bang-bang)模式或PWM模式[16]。

S4R功率调节系统可不受地球同步轨道和太阳同步轨道航天器任务的影响。生产商只需研制符合特性要求的功率模块并按任务的功率需求进行扩展,就能完成能源系统的设计,这样可显著简化生产方的研制、测试和试验等,提高模块化生产效率[14]。S4R功率调节技术代表了国际上空间电源系统拓扑结构发展趋势,但在国内仍处于起步阶段,距离工程应用还需更多的研究和试验[19]。

4.4 3种功率调节拓扑结构比较

由图7、8比较可知：S4R拓扑太阳电池阵采用统一设计,避免了混合型拓扑结构的充电阵和供电阵独立设计产生的问题。当母线负载加大时,混合型拓扑结构释放蓄电池的能量;S4R拓扑结构则通过减小或免去充电电流与分流电流的方式保持功率的平衡。混合型拓扑结构的充电阵补充母线功率须经过BCR,BDR,而S4R拓扑补充母线功率则无此需求,可减少能量损失,能量利用率更高,母线的瞬态响应更佳。

由图5、8比较可知：S4R拓扑增加了BEA控制环路,将S3R拓扑的主控制环路由三域调节降为两域调节,这明显降低了MEA控制环路的复杂度,更便于工程设计。此改变也使S4R拓扑PCU的动态响应优于S3R拓扑[15]。S4R拓扑电路的一个重要的不同点是用S4R的串联调节器替代了S3R拓扑的BCR。S3R拓扑的充电控制电路由主备份的功率为数百瓦的PWM方式的多个充电模块组成的两套电路组成,需要大量的电抗元件,质量较大,能量损耗也较大,相应地热控系统问题亦多,特别是在大功率应用中。S4R拓扑的BCR无需庞大的电感和滤波电容,恰好解决了S3R拓扑的这两个问题。资料显示,S4R拓扑的质(重)量可较S3R拓扑减少30%,能量利用率提高3%～4%[15]。

S3R拓扑的BCR直接接在一次母线上,工程上采用主备份可靠性保证方式解决BCR单点失效,其主备份间的切换依靠继电器,继电器的可靠性成为BCR可靠性提高的瓶颈;S4R拓扑的充电电路被简化,采用同时将分流、充电合成在一个模块内的模块化设计,单个模块内的充电电路失效不影响其他模块的充电,故该拓扑结构的可靠性有较大提高。

S4R拓扑继承了混合型拓扑的两域控制和S3R拓扑的统一太阳电池阵设计,克服了混合型拓扑的能量利用率低、S3R拓扑的BCR连接在一次母线上导致的低压充电限制、高功率损耗和大质量等问题。但S4R拓扑仍有2个限制：一是蓄电池的电压须低于一次母线电压;二是在航天器出影期时,太阳电池阵工作在蓄电池放电末期的低电压状态,其输出功率低于其最大输出功率点[9]。总体上就能源利用率而言,先进的能源分配体系使S4R拓扑远优于S3R拓扑。

5 功率调节装置设计理念与关键技术

5.1 设计理念

大容量通信卫星和空间站的发展,对电源系统的设计提出了更高的要求,一次母线的高电压(100,160 V)、大功率(数十千瓦)、高效率(高于90%)、小体积、轻量化(微小卫星电源占全星的20%～43%)和高可靠性已成为卫星设计和应用的研究热点[1]。改进PCU设计和研制技术,减小PCU的体积和质(重)量,对进一步减小发射成本、增加有效载荷,提高卫星研制技术来说,其意义十分重要。

分析国内外研究文献后本文认为,改进PCU的拓扑结构,发明新型拓扑,运用先进的控制技术解决不断产生的新问题,尤其是高效率的拓扑和电路的研制,仍然是研究者的追求。文献[20]研制了一种适于GaAs电池阵的S3R-DSR拓扑结构,较好地解决了电池阵寄生电容产生的瞬态响应较差问题。文献[21]分析了大功率PCU对研制的要求,并给出了一种整合S3R,S4R拓扑的新型拓扑结构,以及一种新BDR电路,可较好地实现大功率PCU模块化。

PCU的主要设计理念为模块化、智能化和小型化。对SR,BCR,BDR进行模块化设计,再根据不同功率需求,通过模块组合使电源控制装置输出功率满足各平台需求[22、23]。模块化结构设计中,须保证产品力学性能,同时考虑辐照屏蔽、散热设计、高压母线安全性设计及模块间电接口。设计大功率模块化PCU时,散热设计显得尤其重要[21]。

蓄电池的充电电流控制、充电保护控制一直是研究的关键,要求蓄电池长寿命、高可靠时尤甚。充电控制器的重要功能之一是根据需要限制或改变蓄电池组的充电电流倍率。充电电流选择较为复杂,一般设置多种充电倍率供选择[1]。一种先进的办法是采用微控制器实现智能控制,由微控制器判断现场条件并决定充电倍率。理论上,8位控制器可实现256种充电倍率选择。充电保护控制用一种或数种方式终止蓄电池组充电。充电保护有硬件和软件两种控制方法,其中硬件控制法较成熟,但控制电路复杂,且很难由人工地面实现遥控。目前ESA,美国国家航天局(NASA)等机构研制了软件控制方法,可轻松实现遥控。

PCU要求越来越高,系统越来越复杂,由星上计算机对各功能模块进行管理是一个较好的解决方式。对电源系统遥测参数进行预处理,遥测遥控接口由模拟量接口改为数字量接口,省却大量低电平信号传输线,控制精度高,使用灵活[10]。

解决PCU小体积化的一个较好的办法是将其厚膜化,采用混合厚膜集成工艺生产PCU以减小体积有广阔的前景,目前国内已开始对此进行研制。

5.2 大功率PCU研制难点

随着航天器的有效载荷和功能增多,大功率航天器需求量越来越大。目前,很多航天器的功率已达数千瓦,部分甚至已达数十千瓦。国内外多个机构已开展了10 k W级的PCU研制。以10 k W级PCU为例,大功率PCU研制难点如下[22、24]。

5.2.1 国内大功率PCU发展状况

我国中电集团天津十八所开展了用于100 V母线的10 kW级PCU的研制,产品已完成鉴定试验,其电性能指标与国外产品相当。国内研制的大功率PCU主要性能指标见表4。

5.2.2 调节器效率提高

电源控制装置中设置了3种调节器：SR,BCR,BDR。一般,PCU会配置多个调节器,在工作状态下,各调节器内又有多个模块参与母线电压调节,这样调节器效率就显得相当重要。对10 kW级PCU来说,效率提高1个百分点意味着PCU少消耗功率100 W,这会显著减轻对热控系统的压力。

5.2.3 BDR均流设计

在目前SA/B供电系统中,单个BDR很难满足输出整机功率需求。以单BDR输出功率1 500 W,整机额定输出功率10 k W计算,PCU要求BDR至少为7个,此7个BDR输出应均流,否则BDR应力不均,极端状况下单个BDR的输出功率会大于其额定值,导致失效。若电源控制装置对应2组蓄电池组,BDR输出电流不均必然导致蓄电池组放电电流不均,从而影响2组蓄电池组的一致性。因此,在大功率电源控制装置设计中须考虑BDR输出均流控制。均流控制的方法较多,控制方法选择首先考虑可靠性,一路均流控制失效不应导致系统失效。

表4 国内研制的大功率PCU的主要参数Tab.4 Main parameters of domestic high power PCU

5.2.4 供电母线瞬态特性

GaAs太阳能电池阵因其高效率而已越来越多地用于电源系统,尤其在大功率条件下。与Si太阳电池阵相比,GaAs太阳电池阵因其输出电容较大,对PCU一次母线瞬态特性的影响极大[25]。瞬态响应太差会影响负载的正常工作,而瞬态特性改善的难度又较大,它与电源内部的控制系统参数匹配、稳定裕度和输出阻抗等相关。一般应通过计算、仿真和试验验证等获得系统最佳参数配置,通过反复试验提高瞬态特性的工作量巨大,风险更大。

6 结束语

随着国民经济的发展,我国发射升空的各类卫星不断增多。为满足空间站等大功率航天器的需要,针对GaAs太阳电池/锂离子蓄电池组开展S4R型PCU的研制,推动我国航天事业的发展,是一项十分紧迫的任务。应认真研究国外的经验,积极探索研制100 V/10 k W的S4R技术。

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