航天器可恢复式过流保护技术研究

张沛 柳新军 姜东升

（北京空间飞行器总体设计部，北京 100094）

1 引言

多年来，航天器在轨故障的统计研究表明，影响航天器功能甚至整个航天器安全的故障多为航天器上设备或功率传输通路上的局部短路故障。这种局部短路会引起功率通路温度迅速升高，若过流发生点为电缆的汇聚位置，那么短路电缆在过流高温后有可能损坏相邻电缆，引起局部短路故障的迅速蔓延，最终造成整个航天器损失的灾难性后果。由于故障蔓延的速度很快，传统的过流保护方法使用电磁继电器来通断功率通路，无法及时隔离故障源；或者由于短路电流很大，继电器断开时会产生拉弧甚至无法断开。为避免局部短路带来的危害，须要对配电设备采取过流保护措施。

过流保护就其装置所处位置来说，分为配电端输出保护和负载输入端过流保护。配电端输出保护的保护装置一般位于配电器内，对配电功率通路发生的短路故障可起到防护作用；由于在配电器的源端配置，因此一般采用可恢复式的过流保护方式，例如配电器内二次电源模块的输出过流保护。负载输入端保护主要针对负载设备内部短路，一般采取熔断器、限流电阻或恒流过流保护等手段。目前，国内航天器在负载输入端采用的过流保护多为在设备的输入端串入熔断器或限流电阻，属于一种被动的过流保护手段。使用限流电阻降低了负载输入电压，因此负载的功耗会有所增加；当短路发生后，限流电阻不能关断通路，在电阻上持续消耗电能，引起热量聚集，设备温度升高。对于负载电流较大的场合，通常无法选择合适阻值及功率的限流电阻。使用熔断器虽能隔离故障，不会引起明显压降，但是熔断器熔断后不能恢复对被保护设备的供电，等同于被保护设备失效。此外，熔断器不可靠因素较多，存在因浪涌电流等瞬间应力导致失效的可能，尤其对于存在电感、电容的滤波电路，在过渡过程中可能产生幅值和频率较高的冲击电流，电流热积累会造成熔断器的异常熔断［1］。熔断器的熔断时间为毫秒级，熔断过程中会拉低输入电压，影响对其余设备的供电。反观国外航天器，其负载设备已经普遍采用基于固态继电器的过流保护技术。当负载功率通路上发生短路故障时，固态继电器可在数微秒内作出响应，通过限流或截流的方式避免通路故障的蔓延；当故障消失后，固态继电器能自动恢复设备的供电，从而大大提高了配电系统的可靠性。因此，迫切需要研究负载供电输入端的可恢复式过流保护方法，防止个别负载发生短路后对其余设备产生影响，以提高国内航天器配电系统的可靠性。过流保护措施应与整个航天器的配电管理有机结合，以适应未来航天器供配电的智能化发展趋势。

本文对目前国外航天器采用的可恢复式过流保护方法进行了介绍，对反时限过流保护和恒流限流保护进行了分析和仿真，设计了一种具有较快动态响应特性的恒流限流保护电路，最后提出了一种航天器可恢复式过流保护方案，可为中国航天器过流保护设计及智能配电管理提供参考。

2 航天器可恢复式过流保护

国外航天器对负载的过流保护主要采用基于固态配电技术的可恢复式过流保护。从20世纪80年代开始，欧、美、日等地区或国家的航天器逐渐采用以MOSFET 器件为基础的固态供电控制技术，以提高航天器配电的安全性。经过30多年的不断研究与工艺的持续改进，技术逐渐成熟，产品功能不断完善。美国波音公司研制了基于电缆温度升高原理、具有反时限保护特性的远置电源控制单元（RPCM）。美国马歇尔空间飞行中心为“国际空间站”（ISS）设计了一种远程供电控制器（RPC）［2］。该控制器具有允许初始电流尖峰、电流限制以及反时限关断的功能，控制器响应时间达到了1μs。美国明尼苏达大学研制了可编程断路器［3］，应用于空间飞行器。日本研制了用于ISS“日本实验舱”（JEM）的电流限流开关（CLS）［4］。美国南卡罗来纳大学设计了基于占空比调制（PWM）方法控制MOSFET器件导通关断、具有限流功能的固态供电控制器［5］。这些产品根据工作原理不同，可分为基于反时限特性的过流保护和基于恒流限流的过流保护。恒流限流保护从实现方式上又可分为占空比调节限流和基于MOSFET 器件的恒流区特性限流2种。从应用情况来看，美国多采用基于反时限的过流保护技术，而欧洲和日本多采用恒流限流保护技术。不同的过流保护方法适用于不同的保护对象，保护过程的瞬态特性也不同。目前，国内外对不同保护方法的对比研究较少，对航天器所采用的保护手段也较单一，还没有将不同的过流保护措施根据被保护对象的特点进行有机的结合。

2．1 反时限保护

美国波音公司为ISS开发了基于电缆温度升高原理、具有反时限保护特性的固态供电控制器，用于与一次电源接口的较大功率负载。该产品使用MOSFET 作为固态开关，采用厚膜混合工艺技术，实现了产品的小型化、低功耗及高可靠性。它主要由3个电路部分构成，分别是MOSFET 驱动电路及保护控制电路，隔离的测控电路，以及辅助电源，其外观见图1。

图1 波音公司的远置电源控制单元Fig．1 RPCM of Boeing

反时限保护对象是功率电缆，其原理是：当供电线路上发生过载或短路故障时，热量会迅速积累；当热量无法通过环境散出时，供电线路温度就会不断升高，且温度上升的速度与线路的比热容及线径的大小呈线性关系；在电缆温度升高到安全限值之前切断通路，从而实现对电缆的保护。反时限过流保护在地面电力系统中已经得到了广泛应用，其计算方法也得到了不断改进［6-8］。文献［6］和［8］的研究对象是地面电机的转子线圈，对转子线圈的热模型进行了分析，对温度升高公式进行了离散化。文献［7］对地面电缆已有的反时限保护曲线进行了改进，考虑了电缆长期散热对温度升高的影响。随着神经网络技术的发展，将神经网络技术与反时限保护技术相结合，可以获得更为精确的保护曲线［9］；但是计算复杂程度大大增加，只能应用于地面电力网络中。从调研的文献来看，已有的研究成果主要关注地面电力系统的电缆，地面电缆的散热方式是对流，而航天器的电缆处在真空环境中，其热传导方式基于辐射散热，热环境较地面更为恶劣。目前，国内还缺少对真空环境下电缆热辐射特性的反时限保护算法研究。此外，保护过程中母线瞬态电压的变化也需要特别关注，而国外文献中缺少对瞬态保护过程中母线电压变化情况的分析。为此，本文分析了航天器电缆的反时限保护算法，并以42V 母线上功率电缆为保护对象，利用Matlab软件分析了反时限保护过程中母线电压的瞬态变化情况。由于真空下电缆的温度升高受捆扎方式、敷设方式和端接方式等影响，模型非常复杂，为了便于分析，本文采用了简化的电缆辐射散热模型［见式（1）］，忽略了电缆捆扎、敷设等带来的影响。在实际应用中，应开展模拟电缆温度升高试验，通过大量的试验数据对模型进行修正，以获得较为精确的工程模型。

根据真空下的辐射散热方程［10］，电缆的温度计算公式如下。

式中：Ⅰ为导线电流；R为单位长度的导线电阻；εh为导线绝缘皮外表面的半球红外发射率（无量纲），对于白色绝缘皮，一般取0．8；斯蒂芬-玻尔兹曼常数σ＝5．67×10-8；A为导线单位长度上的表面积；T为导线温度；TE为真空环境温度；Cp为导线材料的比热容；m为单位长度的导线质量；t为电缆的通电时间。

根据式（1），当温度停止升高时（即dT＝0），导线温度T1满足

由式（2）可得

反时限保护的启动条件是导线的流经电流使导线温度升高能最终达到导线的保护温度。设定反时限保护温度后，根据式（3）可以计算相应的反时限启动电流。一般情况下，启动电流为导线额定电流的1．3～1．5倍。

对式（1）进行离散化，设计算间隔为Δt，离散化后的公式如下。

式中：ΔT为Δt时间间隔内的电缆温度升高量。

由于导线辐射热量较小，可以认为导线温度升高过程中环境温度恒定，则nΔT时刻的导线温度Tn为

式中：n为计算的步数。

负载通路电流大于反时限启动电流时，开始计算Tn。设反时限保护温度为Tp，当Tn＞Tp时，反时限保护电路中的MOSFET 器件被关断，反时限保护电路在关断后可通过发指令恢复接通。

当通路发生短路后，过流引起的热量积累使导线温度升高，当温度升高到保护温度时，通路被切断。在通路切断前，由于并未限制通路电流，因此会出现母线电压的跌落，需要对此瞬态过程进行分析。以下利用Matlab软件仿真分析反时限保护过程中的瞬态电压、电流。仿真参数设定如下：反时限保护对象为一次母线上电阻负载的供电输入电缆，一次母线电压为42V，母线端的并联电容为1×104μF；在母线电压为42 V 时，设太阳电池阵最大输出电流为30A，恒功率负载为500 W，电阻负载为30Ω；设仿真0．01s后，电阻负载通路发生短路，通路电阻减小到0．6Ω。设定电缆允许的最高温度为150 ℃，当温度高于此值时，关断反时限保护的MOSFET 器件。阻性负载电流约为1．5A，选择额定电流为4．5A 的瑞侃22号线，设环境温度为35℃，根据电缆的散热面积、电阻和最高温度，得到反时限保护的启动电流为1．9 A。仿真波形见图2。由于反时限保护对通路电流不进行限制，短路电流远大于太阳电池阵所能提供的最大电流；因此母线电容放电，母线电压迅速降低，通路断开后母线电压恢复。

图2 反时限保护仿真波形Fig．2 Simulation of inverse-time prevention

通过仿真可以看到，反时限保护的一个缺点是保护过程中输入电压会降低，如果短路电流较大，发生短路的电缆散热面积较大，那么母线电容放电时间更长，电压降低会更明显，这会影响对其余设备的供电。因此，在实际应用中，除了考虑电缆允许升高的温度，还应分析母线电压的跌落对各负载的影响，综合确定反时限保护温度。

反时限保护过程中须要计算导线升高的温度，可以使用数字信号处理器（DSP）等数字器件编程实现。这是国外航天器通常采用的方法，优点是易于改变曲线的参数。如果将保护曲线近似线性化，也可以使用电阻、运算放大器等器件搭建电路来实现［11］。若用硬件电路实现，则存在器件参数漂移影响控制精度的问题，因此建议使用DSP或单片机编程实现。

反时限保护电路复杂，功耗较大，若航天器所有负载都采用这种保护手段，是不经济也不现实的。因此，在进行过流保护方案设计时，应将反时限保护应用在对主要功率通路电缆的保护上。此外，大部分设备的电源输入端口都有滤波电容，在负载接通的瞬间会有浪涌电流，反时限保护必须要保证不会被浪涌电流误启动。

2．2 恒流限流保护

恒流限流保护电路除可限制短路电流外，还可限制启动浪涌电流、峰值电流，因此更适合于对一般负载的过流保护。恒流限流保护的目的是：当设备内因多余物或单个元器件局部短路引起过流时，恒流限流电路将短路电流限制在恒定值，从而避免输入电压降低；同时，为发生短路的通路提供能量，使其温度升高，直至最终断开，从而消除故障。在进行恒流限流保护设计时，应首先确定可能发生短路的通路，然后确定该通路上的薄弱点。一般来说，设备内供电通路上的印制板敷铜在温度升高时易于开路，可将其作为薄弱点。将薄弱点高温开路所需电流和源端所能提供的最大电流进行比较，取两者中的较小值作为限流值。

恒流限流保护包括利用MOSFET 器件的恒流区特性限流和占空比调节限流2种方式。

1）MOSFET 器件恒流区特性限流

ISS的JEM 所采用的固态供电控制器（即CLS），利用MOSFET 器件的恒流区特性进行限流保护，其原理框图见图3。为了提供主动限流功能，CLS通过分流电阻持续监视负载电流。在正常运行期间，负载的阻抗限定了通路电流，该电流值小于主动限流的阈值，CLS不启控。当发生故障时，负载电流高于限流阈值，CLS 迅速驱动MOSFET 器件，升高漏源（DS）电压，使其工作在恒流区，以限制短路电流到设定值。CLS的最大优点是避免了繁琐的电缆升高温度计算，不必使用DSP等数字电路，电路实现相对简单。但是，CLS的电路仍不够完善，因为MOSFET 器件的驱动电路采用了运算放大器，由于运算放大器的动态特性较慢，在保护的瞬间会出现电流尖峰［4］。文献［4］中的测试数据表明，此电流尖峰约占限流值的40%，可能对负载造成损伤。此外，由于MOSFET 器件工作在恒流区时功耗很大，温度会迅速升高，因此对恒流限流保护电路的MOSFET器件还应设计过温保护电路。当MOSFET 器件温度高于其允许最高温度时，通路关断；当其温度降低到最高温度以下，通路自动开启。针对CLS的不足，本文设计了一种基于PNP三极管进行电流采样，利用简单的分压电阻驱动P 沟道MOSFET 器件的恒流限流电路，避免保护过程中的电流尖峰；同时设计了过温保护电路，以提高保护电路的安全性。电路原理框图见图4。

如图4所示，当采样电阻上流经的电流超过限流值时，PNP三极管导通，分压门极驱动电路的输出电压升高，该输出电压为P 沟道MOSFET 器件的门极电压。随着P沟道MOSFET 器件门极电压升高，MOSFET 器件工作在恒流区，达到了限流的目的。指令通断电路实现对负载通路的遥控通断功能。温度控制电路中的热敏电阻测量MOSFET 器件的温度。当MOSFET 器件温度过高时，温度控制电路输出一个高电平，该电平高于比较电路的基准电平时，比较电路的输出电平翻转，控制门极驱动电路将MOSFET 器件关断，实现对MOSFET 器件的过温保护。

图3 “日本实验舱”上的电流限流开关原理框图Fig．3 Block diagram of CLS in JEM

图4 恒流限流保护电路原理框图Fig．4 Circuit block diagram of current-limiting prevention

对所设计的电路利用Saber软件进行仿真验证，分析其瞬态性能。设供电输入端电压为28V，负载为阻性负载，额定电流为2．2A，短路后通路电阻设为1Ω，恒流限流值设为5A。短路瞬间电流和电压的波形，见图5。短路发生后，采样电阻电压上升，PNP 三级管导通，MOSFET 器件门极电压升高，MOSFET 器件迅速从线性区过渡到恒流区。由于这个过程中存在门极寄生电容的充电，因此有一定的时间延迟。从图5 可以看到，通路电流在上冲后稳定在设定的限流电流5 A。短路发生后，输入端电压下降约0．4V，不会对其余负载的供电造成影响。保护瞬间，由于三极管的响应速度很快，因此电流尖峰很小，约占到限流值的2 0%。整个响应时间小于0．1ms，表明该电路的动态性能良好。

图5 恒流限流保护瞬间仿真波形Fig．5 Simulation waveform at current-limiting prevention transient

2）占空比调节限流

美国南卡罗来纳大学设计了一种固态供电控制器［5］，功能类似日本的CLS，具有恒流限流功能。不过，该产品没有利用MOSFET 器件的恒流特性，而是用PWM 驱动MOSFET 器件，通过调节MOSFET 器件导通的占空比来实现限流。这种电路的原理类似具有限流功能的DC-DC［12］。当负载通路电流大于限流阈值时，控制电路调节占空比，使占空比从1减小到所需值，从而减小通路电流。这种保护可以实现任意电流的恒定限流，但是缺点也很明显：一方面，须要使用PWM 器件进行占空比控制，电路实现复杂；另一方面，开关限流会使输入母线电压纹波增大，影响供电品质［5］。

2．3 几种过流保护手段对比

综合上文的分析可以看到：反时限保护的特点是响应精确，适合保护功率电缆；恒流限流保护适合工作电流较为恒定的单机负载，其电路可以利用MOSFET 器件的恒流区工作特性来实现，也可以通过调节MOSFET 器件的导通占空比来实现。调节占空比来实现恒流限流的缺点很明显，因此在过流保护方案设计中不建议采用这种方式。对传统过流保护和反时限、恒流限流保护手段的优缺点进行对比，见表1。

为了实现高性能、高可靠的过流保护，并兼顾成本和质量的因素，建议在航天器可恢复式过流保护设计时采用反时限过流保护和基于MOSFET 器件恒流特性的限流保护，根据被保护设备的特性以及过流保护的位置再进行具体选择。

表1 几种过流保护手段对比Table 1 Contrast between several over-current protection measures

3 航天器可恢复式过流保护方案

目前，中国的航天器多采用集中配电的方式，由配电器实现一次电压到二次电压的转换，一般由一个配电器内的DC-DC对多个负载供电，若某个负载发生短路，则会导致采用该DC-DC供电的其余负载设备无输入；因此须要在各负载设备内的供电输入端采用过流保护措施。配电器到电源控制器（PCU）之间的功率电缆较长，热环境较为复杂，并且存在与结构板发生干涉、磨损电缆导致短路的可能性，所以还应对主功率电缆进行保护。

为了提高航天器供配电的智能化程度，建议将航天器可恢复式过流保护与航天器的智能管理单元有机结合。在通路发生短路后，可恢复式过流保护电路进行过流保护，并将保护状态信息传送至智能管理单元；智能管理单元预测故障保护后卫星任务受到的影响，并作出故障处理的决策［13］。例如美国深空系统技术项目（DSSTP，即X2000）电源系统的故障处理方案，当通路产生过流报警信号时，断开相应的通路，延迟相应时间后再次接通该通路。在一定时间内过流报警超过累计次数时，彻底断开负载，以剔除偶发故障和可排除的软故障［14］。航天器可恢复式过流保护方案的原理框图见图6。

航天器的一次电源包括太阳电池阵和蓄电池组，产生的电能经PCU 调节后通过一次母线送入配电器，配电器或者将一次母线直接连接负载，或者通过DC-DC将一次母线电压变换后送至负载。PCU 的一次母线到配电器的电缆较长，流经电流较大，为防止电缆由于机械损伤破裂短路，应在PCU 设备内对一次母线的主功率电缆采用反时限过流保护。

图6 航天器可恢复式过流保护方案原理框图Fig．6 Block diagram of spacecraft recoverable over-current protection scheme

各单机设备从配电器获得的输入电流相对较小，因此单机设备的供电电缆已不是薄弱点，而单机设备接口电路中的电容较容易出现损伤而短路，须要进行保护。此外，某些单机设备不能掉电，因此对各单机设备采用恒流限流保护，可消除局部短路故障，不影响其余设备的输入电压。

在地影期，太阳电池阵无功率输出，航天器依赖蓄电池组提供电能。由于蓄电池组短路瞬间会产生极高的电流，若不进行限制，不仅会烧毁电缆，还可能损伤电流通路上的其他设备；因此，蓄电池组和PCU 之间采用恒流限流保护，MOSFET 器件要选择大功率器件，避免瞬间大电流烧毁器件。

4 结束语

航天器过流保护是航天器配电管理的重要组成部分，对提高航天器配电安全具有重要意义。国内目前仍然以熔断器、限流电阻作为过流保护手段，具有保护后不可恢复的缺点，而国外则大量采用了以固态供电控制器为基础的反时限过流保护和恒流限流保护。结合中国航天器配电体制的现状，建议在PCU 内对主功率电缆采用反时限保护，在负载供电输入端进行恒流限流保护，并对过流保护控制器的遥测信息进行自主判断，以适应供配电智能化的发展趋势。

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