月球卫星氢镍蓄电池在轨管理技术及性能分析

蔡晓东 刘治钢 叶培建

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

1 引言

嫦娥一号和嫦娥二号卫星作为我国的月球卫星先后飞抵月球并成功绕月飞行，拍摄了我国的第一幅月球全息影像图，实现了各项工程目标和科学探测任务。月球卫星与地球卫星任务不同，它们虽面临着比近地轨道卫星更复杂的空间环境，但这两颗月球卫星的可展开的太阳电池阵和可再充电的氢镍电池工作良好、性能可靠。该氢镍电池除了在环月阶段阴影期支持整星工作外，还须按要求在最初的发射阶段提供功率，允许对飞往月球巡航期间卫星姿态出现的异常情况进行调整，并支持近月制动、环月、月食阶段的供电，同时还须要考虑长光照期间电池荷电保持。由于电池的性能衰降关系到卫星的寿命，而充电控制方法对蓄电池的性能有着十分重要的影响［1］，因此必须制定行之有效的电池在轨管理策略。

本文针对月球卫星氢镍蓄电池应用的特点，提出了电子电量计控制与硬件压力控制相结合的氢镍蓄电池在轨自主管理技术，包括充电控制模式、多模式多速率充电管理、全光照期充电管理和月食充电管理等，并给出了我国月球卫星氢镍蓄电池在轨测试情况，证实了在轨管理技术合理、有效。

2 月球卫星电池工作特点

地球同步轨道卫星每年分别在春分和秋分前后有两个地影季，每个地影季约45d，最长地影时间一般为72min，光照时间在22h以上，可供蓄电池充电的时间长，充电倍率一般为C／10［2］，电池放电深度大，一般为70%～80%，充放电循环次数少，设计寿命为8～15a，除地影季外，卫星长期处于光照期，须要考虑电池光照期的管理，长光照期涓流电流一般选择为C／80～C／100［3］。太阳同步轨道卫星大部分的轨道运行周期仅有90～95min，最大阴影时间则超过运行周期的1／3，卫星频繁地进出地影，电池1年充放电循环次数约为5 500次，放电深度浅，充电时间短，充电倍率大，无长光照期［4］。

月球卫星从起飞到环月的过程中，卫星一般要经历调相、月地转移、近月制动、环月等多个飞行阶段，在环月轨道卫星每年都要经历两个长光照季和两次月食，其它时间则处于光照、月影循环中。因此，月球卫星既有地球同步轨道卫星特点：地影时间短、光照时间长（且有长光照期）；又具有太阳同步轨道卫星特点：循环周期短、充电电流大和充放电循环次数多；此外，特有的月食期间超长的月影期也严重威胁到月球卫星的安全。以嫦娥一号卫星为例，其环月轨道高度为200km，轨道倾角90°，随着太阳与轨道面夹角的变化，太阳电池阵入射角也不断变化，其轨道的主要特点有：①轨道周期为127min，最长月影时间为48 min；②每年两个全光照季，光照季持续时间约45d；③每年2次月食，月食全过程的总时间均在5h以上，有效阴影时间一般在3h左右。

3 氢镍蓄电池在轨管理及性能分析

充电终止控制对于保持蓄电池的性能十分重要，充电太少，将引起相当快速的电池容量衰减，不能满足卫星可靠供电的要求，充电太多，将导致蓄电池性能衰降甚至提前终止其寿命。空间蓄电池常用的充电终止控制方法有［1］：第三电极控制、温度补偿电压限制（T-V 曲线控制）、电子电量计控制、压力控制、多倍率充电电流控制、地面遥控指令控制等，目前地球轨道卫星多采用单一充电终止控制方法；而由于月球卫星飞行程序复杂、工作模式较多，采用单一充电终止控制方法具有局限性。

3．1 月球卫星电池在轨管理策略

3．1．1 充电控制模式

根据月球卫星的工作特点，其配置的氢镍电池的充电终止控制，采用了电子电量计控制作为主要控制手段，此外，依据月球卫星地面测控弧段短的特点，为防止在电子电量计控制失效的故障情况下，由于过充电造成蓄电池的性能衰降，利用氢镍电池压力信号作为辅助控制手段，以电池的压力保护信号作为正常压力控制电路的自动启动信号［5］，通过设置过充电保护功能，完成主动和辅助控制的自主切换。因此，月球卫星电池充电终止控制方式以电子电量计控制为主、压力控制为辅。

3．1．2 多模式多速率充电策略

月球卫星在调相、月地转移和近月制动飞行阶段，长期处于对日定向姿态，阴影期短、光照期长，卫星在经历短暂放电后，具有充足的充电时间；在环月飞行阶段，月球卫星处于对月定向姿态，卫星频繁地进出月影，且月影时间随着太阳与卫星轨道面的夹角的变化而变化，充电时间短，此外，由于卫星载荷开机不确定，卫星的放电量范围较大。因此，将卫星的电子电量计控制方式分为调相充电模式、环月充电模式。根据卫星所运行的轨道不同（即运行轨道期间的充、放电时间的不同），采用不同的充电模式，大大提高了充电效率，改善蓄电池性能、增加蓄电池寿命。电子电量计的工作原理［6-7］为：在放电时通过对放电电流积分获得累计放电量Q放，在充电时通过对充电电流积分获得累计充电量Q充，当Q充与Q放满足Q充≥K·Q放关系时，即停止对蓄电池充电或将转为涓流充电模式，其中K为充放电比值（C／D），为可调整参数。下文中K1～K4都为不同的充放电比参数，可通过遥控指令进行设置。

“国际空间站”氢镍电池的充电控制就是采用多速率充电策略模式的一个范例。一般情况下，其充电速率选择3种或3种以上［8］数值。表1为“国际空间站”氢镍电池多速率充电的充电电流值，在电池充电过程中采用了6种不同充电电流。

表1 “国际空间站”氢镍电池充电速率Table 1 Nickel-hydrogen battery charging rate of ISS

针对月球卫星调相充电模式、环月充电模式，分别设计了充电管理制度，规定适应各种模式下的充电电流、充放电比值K。根据电池放电量的不同（即电池荷电态）选择最佳的充电电流，以保证电池在可充电时间内即满足充放电平衡，又能最大限度地降低充电电流，减小充电应力，通过采用分段多速率充电方法，先恒流充电到一定荷电态，再分多个阶段逐步减小充电电流，直至达到设定的充放电比值，这种充电模式可以有效地降低电池的工作应力，延长电池寿命。

调相充电模式是针对调相轨道、地月转移轨道段设计的，主要充电流程如下：当放电电流大于1A时，接通所有的充电阵回路，并用电量计开始累计放电量Q放；当充电电流大于1A 时，用电量计开始累计充电量Q充，同时将充电电流设置在11～16A 范围内，当C／D 比值达到设定值K1时，充电电流将转为8～13A，当C／D 比值达到设定值K4时，断开所有的充电阵回路，并将充放电量清零。

环月充电模式是针对环月轨道段设计的，主要流程如下：当放电电流大于1A 时，接通所有的充电阵回路，并用电量计开始累计放电量Q放；当充电电流大于1A 时，用电量计开始累计充电量Q充，若放电量Q放＞25Ah时，采用9～14A 充电电流至充电量Q充≥6Ah，充电电流转为20～25A，当C／D 比值达到设定值K4时，断开所有的充电阵回路，并将充放电量清零；若放电量10Ah＜Q放≤25Ah，首先采用20～25A 至C／D 比值达到设定值K1时，充电电流转为16～21 A，当C／D 比值达到设定值K2时，充电电流转为12～17A，当C／D 比值达到设定值K3时，充电电流转为10～15A，当C／D 比值达到设定值K4时，断开所有的充电阵回路，并将充放电量清零；若Q放≤10 Ah，采用12～17 A 充电至C／D比值达到设定值K2时，充电电流转为7～12A，当C／D比值达到设定值K4时，断开所有的充电阵回路，并将充放电量清零。

压力控制方式是为电量计控制出现故障时设计的，当充电结束后，如果电量计控制失效，就会造成电池过充，当出现故障时，充电控制方式将自动切换为压力控制方式，当电池压力到达设定阈值后自动断开所有的充电阵回路。

3．1．3 全光照期充电策略

在地月转移轨道，由于卫星处于对日巡航姿态，在飞往月球的4～5天内卫星都处于全光照期。在环月轨道，卫星1年内一般有100多天的全光照期。为了减少长光照期对蓄电池寿命的影响，一般将蓄电池调整到较低荷电态，由于氢镍电池自放电较大，为了保证氢镍电池在全光照期维持一定的荷电量，在长光照期需要对电池进行涓流充电，涓流电流值大小的选取与电池的温度有关，若电池温度较低，涓流充电电流值过大，就会造成电池过充电；若电池温度较高，涓流充电值过小，就会造成电池欠充电。因此在全光照期，需要依据电池的压力值判断电池荷电态，通过接通或断开涓流充电将电池调整到理想状态。

嫦娥一号和嫦娥二号卫星在全光照期所选取的涓流充电电流为C／200，当单体电池电压低于1．35V时，采用小电流对电池进行涓流充电。当检测到电池容量为满荷电态的80%时，停止充电。当单体电池电压高于1．5V 时，对电池进行放电调整，当电池容量为满荷电态的80%时，停止放电。

3．1．4 月食期充电策略

由于在轨飞行过程中月球卫星将会经历地球卫星不曾出现过的月食过程，连续无光照时间将达到3h，加上月食前后轨道已有的阴影过程，月食全过程的总时间均大于5h。月食阶段对卫星最主要的影响是星上能源维持的能力，此外，受到多种因素的制约，长时间的阴影期将影响到蓄电池温度的维持。针对月食期间长达3h的月影时间对电池的影响，制定了月食期卫星充电策略。

在月食期间，一方面所有的星上负载要由蓄电池放电提供，另一方面由于月食期间整星能源受到严重限制，星上热控系统无法为蓄电池提供理想的放电温度环境；因此，要求蓄电池在月食期间相对低温的环境下，具有良好的放电性能。

该充电策略是根据氢镍电池的充放电特点，在进入月食前，将电池的充电管理模式切换到月食模式，在特定的阶段对电池的容量和充放电比值进行调整。

根据整星功率平衡分析，适当调整月食前后整星负载，以确保整星在月食期间的能源平衡。首先，在卫星进入月食前，将卫星充电模式调整为月食工作模式，即通过调整充放电比参数，在进入月食前一个光照期对蓄电池适当进行过充电，确保星上蓄电池处于满充状态，为了使蓄电池在寿命周期内仍保证良好的充放电性能，避免大电流充电、放电，根据光照期、阴影期将整星的功耗限制在一定范围内，在此期间通过不同时段增减加热功率为卫星加热升温，使卫星能保持较高的温度水平进入月食。其次，根据在轨测试期间的整星负载情况，在月食期间，卫星各分系统设置为最小功耗模式。最后，在卫星出月食后，由于电池从深放电到充电不能立刻以大电流进行充电，必须及时调整电池充电电流和充放电比，以小电流对蓄电池进行浅充电，以确保蓄电池的寿命。

3．2 氢镍电池在轨性能

3．2．1 卫星发射至环月轨道段氢镍蓄电池组数据分析

月球卫星从发射到正式进入环月飞行之前，氢镍蓄电池采用调相轨道充电模式进行充电，例如：嫦娥一号卫星从2007年10月24日发射到2007年11月7日进入环月轨道，卫星在调相轨道经历了10次充放电循环，在地月转移轨道经历2次充放电循环，在近月制动段经历了10次充放电循环。对卫星调相模式充电期间的在轨数据进行了分析，包括蓄电池组放电电流、蓄电池组电压等参数，如图1～2所示。

图1 卫星发射段蓄电池组放电电流、电压曲线Fig．1 Curve of battery discharging current，voltage，during launching phase

图2 卫星调相轨道蓄电池组放电电流、电压Fig．2 Curve of battery discharging current，voltage during phasing orbit

嫦娥一号卫星入轨段实际放电时间为75min，蓄电池放电深度为19．5%。在卫星进入调相轨道、地月转移轨道和近月制动轨道段时，蓄电池最大充电电流为22．4A、最大放电电流为26．3A，蓄电池最大放电深度为22．5%，蓄电池电压在22．5～27．1V 之间，满足此轨段放电深度小于40%的要求，蓄电池组各项工作参数正常。

3．2．2 环月轨道段氢镍蓄电池组数据分析

嫦娥一号卫星从2007年11月7日开始进入127min的环月轨道，到2008年6月3日卫星环月2 375圈，考虑52天的全光照期，蓄电池的充放电循环次数约2 000次。对卫星环月初期和环月2 375圈后蓄电池组充放电在轨数据进行了分析，包括蓄电池组的放电电流、电池电压、工作温度及压力，如图3～6所示。 由图3、图5可以看出，蓄电池组最大工作压力不超过5．5 MPa，最大充电电流为19．7A、最大放电电流为21．6A，平均放电深度为20%～32%，蓄电池组电压在22～25V 之间，月食期间蓄电池组最大放电深度为66．5%；由图4、图6可以看出，蓄电池工作温度环境在0～12℃；经以上分析，蓄电池组各项工作参数正常。

嫦娥一号卫星从发射至成功撞月，在轨运行时间为16个月，其中环月飞行约5 560圈，安全渡过三次月食，最长月食时间168min。嫦娥二号卫星从发射至今，在轨运行时间已有2年，其中环月飞行约2 480圈，安全渡过长达181min的月食。在月球卫星在轨期间，蓄电池组还为多次变轨和轨道维持提供服务。

图3 蓄电池组放电曲线（寿命初期）Fig．3 Curve of battery charging（BOL）

图4 蓄电池组放电温度曲线（寿命初期）Fig．4 Curve of battery temperature during discharging period（BOL）

图5 蓄电池组放电曲线（2 000次循环后）Fig．5 Curve of battery discharging（after 2 000circles）

图6 蓄电池组放电曲线（2000次循环后）Fig．6 Curve of battery temperature during discharging period（after 2 000circles）

4 结束语

月球卫星针对大容量氢镍蓄电池组快速充电的需求，通过提高充放电自主管理能力及适应能力，实现了多模式、多速率、大电流快速充电。在月球卫星氢镍电池在轨管理中采用电子电量计为主，压力控制为辅的充电管理策略，并实现了自主切换与管理，在整个任务飞行过程中，氢镍电池以优异的性能在轨运行，圆满完成了月球工程前期任务目标，实践证明氢镍电池在轨管理技术合理有效。此电池在轨管理技术还可为月球工程及其它地球轨道卫星的研制提供借鉴。

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