火星环绕探测器电源系统设计分析

刘治钢 蔡晓东 杜红

（北京空间飞行器总体设计部，北京 100094）

1 引言

嫦娥一号、二号作为中国探月工程“绕、落、回”三步走的第一步，已经成功实现了对月球的环绕探测，开启了中国深空探测的征程［1-2］。火星作为太阳系中与地球临近的行星，一直是人类探索未知太空的焦点之一。探测火星，研究火星的磁场、大气与气候、空间环境、地貌等内容，是人类研究太阳系起源与演化，探寻生命起源的重要途径。

火星环绕探测器与地球卫星或月球探测器相比，其飞行任务和飞行环境都有很大的不同［3-4］，要求电源系统能够适应发射段、地火转移段、火星捕获段和火星环绕等各阶段空间环境的变化，保证探测器能源供应。本文针对火星环绕探测的特点，对采用太阳电池阵-蓄电池组的电源系统设计进行了深入分析，可为未来火星探测器及其他深空探测器电源系统的任务分析提供参考与借鉴。

2 火星环绕探测器电源系统设计分析

2．1 火星环绕探测任务特点

相对于地球卫星与月球探测器，火星环绕探测对探测器电源系统设计的影响主要体现在以下几方面。

（1）空间环境：空间环境的特点制约着探测器的性能、结构设计及寿命等。火星空间环境与地球轨道和月球轨道空间环境差异较大，主要包括光照强度、温度变化明显，因此要针对火星空间环境制定相应的电源管理策略。

（2）通信时延：火星与地球距离很远，单程通信时延最长为22 min，而月球轨道探测器仅1．35s。另外，在一年探测期内还存在2次日凌，每次大约持续20d，日凌时火星探测器无法与地球通信，因此要考虑加强电源系统自主管理能力。

（3）轻小型化要求：火星距离地球很远，因此探测器要携带更多的推进剂燃料，这就对设备提出了严格的减小质量要求，火星探测器供配电系统要具有很高的质量比功率。

结合火星探测器与已发射的地球卫星和月球探测器的比较，下面从空间环境、轨道与姿态、负载需求、电源系统选型、能源自主管理，以及轻小型化设计等6个方面进行任务分析。

2．2 空间环境影响

1）光照影响分析

火星上的平均太阳光强只有地球的0．43倍，目前国际上通常采用的地球轨道的光强为1367 W／m2，而火星探测器工作轨道的平均光强为590 W／m2，此外，火星的光强还会有±19%的波动（太阳光强为493～717 W／m2）［5］。由于太阳光强大幅降低，在满足相同功率需求的条件下，所需要的太阳电池片更多，面积和质量更大，成本更高；与月球探测器相比，火星探测器要携带更多的推进剂燃料，因此在一定质量约束的前提下，必须大幅度提高能源的利用率，采用高转换效率太阳电池片，解决能源紧张问题。另外，当太阳光强逐步减小时，太阳电池阵输出的伏-安曲线也在不断变化，电源控制装置设计应尽可能利用有限的太阳电池阵输出功率。

2）粒子辐照影响

空间粒子辐照对电源系统的影响，主要体现在辐照总剂量、表面放电和内带电影响等，对太阳电池阵主要是辐照总剂量对性能衰降的影响和带电粒子引起表面放电的影响。在电源控制设备设计中，应充分考虑采取二次绝缘和静电泄放等措施，以降低内带电效应的影响。在整个任务期间，由于原子氧对火星探测器的影响较小，主要辐射来源于太阳宇宙线、银河宇宙线，其辐照环境与月球探测器相似。

3）温度影响

在近地轨道，由于受到太阳辐射及地球热辐射影响，探测器所处的温度较高。在地火转移轨道以及环火轨道，由于距离太阳较远，探测器所处环境的温度水平逐渐降低。如果实现在更低轨道对火星的观测，通常为节省燃料，采用气动减速方式，这样，气体摩擦生热会使探测器（尤其是太阳电池阵）处于高温状态。

由于太阳电池阵的输出电压、输出电流与光强、温度密切相关，因此在设计太阳电池阵与计算太阳电池阵输出功率时，应综合考虑光强、温度的变化。另外，在环火飞行段轨道，光照期与阴影期交替变化时，太阳电池阵温度变化很大，这就要在设计中充分考虑各种工况下太阳电池阵上接插件、导线、元器件是否满足温度变化要求，并针对各种极端温度条件开展相应的试验验证。

2．3 飞行程序、轨道与姿态影响

飞行程序是探测器在整个飞行阶段的工作程序，包括飞行过程中事件、执行时间及具体操作。它对电源系统影响较大的方面包括主动段至太阳电池阵对日定向的时间，变轨姿态及执行时间，各飞行阶段中平台及负载的工作状态与工作模式等。轨道主要影响光照与阴影时间分配，从而决定太阳电池阵与蓄电池组的规模。飞行姿态主要影响太阳光矢量与太阳电池阵平面的夹角，以及航天器本体突出物对太阳电池阵的遮挡，这些因素均影响太阳电池阵的输出功率。飞行程序、轨道及姿态与电源系统设计相互制约，要进行权衡。

火星环绕探测通常要经历主动段、地火转移段、近火捕获段、环火飞行段，各段飞行轨道示意如图1所示。

图1 火星环绕探测任务飞行示意图Fig．1 Flight schedule diagram for Mars orbiting exploration mission

从发射至太阳电池阵对日定向前，均由蓄电池组供电，因此蓄电池组设计应满足整个发射段能源需求，同时，也可以根据需要调整窗口，以减轻电源系统负担。在地火转移段，探测器处于全光照区，时间通常接近10个月，除变轨期间，探测器均可由太阳电池阵供电，因此要考虑电源系统对蓄电池组进行长光照期管理的问题。在环火飞行段，根据轨道高度不同，光照和阴影的时间也不同。轨道高度低，每圈阴影时间所占比例大；轨道高度高，每圈阴影时间所占比例小，甚至会出现全光照期。因此，应根据飞行程序与轨道设计结果，确定蓄电池组容量、放电深度、循环次数，并留有一定裕度。

轨道参数对电源系统（尤其是太阳电池阵与蓄电池组）的设计影响较大。对于太阳电池阵-蓄电池组电源系统，在光照期依靠太阳电池阵为负载供电，并对蓄电池组进行充电；在阴影期依靠蓄电池组供电。轨道周期、受晒因子μ（光照／轨道周期比值）、太阳光矢量对太阳电池阵的入射角θ、太阳光遮挡率，决定了太阳电池阵接收的太阳辐射量，进而影响太阳电池阵输出功率及蓄电池组充电／放电时间。其中，受晒因子μ与太阳光与轨道面夹角β之间的关系如式（1）所示。

式中：R为火星半径；H为轨道高度。

对于火星环绕探测而言，β角在不同飞行阶段也不同。例如，某火星探测器轨道倾角为93．1°，β角在一个火星年内的变化规律如图2所示。

图2 某火星探测器一个火星年内β角变化示意图Fig．2 Diagram ofβangle variation in a Mars year for a Mars probe

2．4 负载需求

负载需求分析是指在各种飞行程序和工作模式下，对电源系统供电的所有负载（包括平台和有效载荷）进行的统计分析。它是电源系统方案设计的必要条件，针对火星环绕探测器用电负载特点，通常应包括以下几个方面。

1）确定系统飞行程序及工作模式

在主动段，要进行发射前状态设置。由于太阳电池阵尚未展开，设备工作所需能源主要依靠蓄电池组供电，整个过程的持续时间直接影响蓄电池组容量配置。再如环火飞行段，有效载荷设备开机，开展科学探测试验，在必要时还要开启发动机进行调姿和轨道控制，系统负载变化较大。因此，要根据不同飞行程序和工作模式，明确系统负载需求，从而确定电源系统方案。

2）确定负载特性

根据负载工作特性，探测器负载通常包括长期负载、短期负载与脉冲负载等。长期负载是指飞行过程中功率基本不变化的负载，如中心计算机、数据管理单元等；短期负载是指根据任务需要间断开机的负载，如加热器根据探测器温控需要进行通断控制；脉冲负载是指需要瞬时功率的设备，如火工品点火、发动机点火、电机启动等。在进行电源系统设计时，一般原则是满足长期负载和短期负载的用电需求，并具备提供脉冲负载所需瞬时功率的能力。

总之，在进行电源系统设计时，要详细统计发射段、地火转移段和环火飞行段各阶段负载功率需求，结合飞行程序、轨道设计结果，确定电源系统的拓扑与规模。另外，还要充分考虑线缆损耗、二次电源转换效率等因素引起的额外功率需求。

2．5 电源系统选型

1）拓扑结构选型

太阳电池阵输出功率调节分为并联调节和串联调节两大类［6-7］。在并联调节电源系统中，如采用顺序开关分流调节（S3R）或采用串联顺序开关分流调节（S4R）的电源系统，太阳电池阵的参考工作点通常按照寿命末期的光强和温度条件进行设计，主要考虑辐照损失、温度等条件的影响。但对于火星探测器而言，其寿命初期和末期所受到的光强、温度的变化差异较大，因此，采用固定参考工作点不能使太阳电池阵输出功率最大。在这种情况下，采用最大功率点跟踪（MPPT）拓扑结构，按照负载功率需求控制太阳电池阵输出功率，可以最大限度地利用太阳电池阵输出功率。欧洲航天局（ESA）研制的“火星快车”（Mars Express）环绕探测器，就是采用了MPPT 拓扑结构［8-10］。

2）太阳电池选型

太阳电池的关键技术参数主要有光电转换效率、抗辐射能力、开路电压、短路电流及填充因子。目前，用于空间太阳电池阵的太阳电池主要有硅（Si）电池、单结砷化镓（GaAs／Ge）电池及三结砷化镓（GaInP／GaAs／Ge）电池。典型的3种太阳电池片性能参数如表1所示。

表1 3种太阳电池片性能参数Table 1 Parameters of 3kinds of solar cell

根据火星轨道空间环境分析结果及一定质量约束要求，必须大大提高能源的利用率，采用高转换效率太阳电池片，解决能源紧张问题。因此，建议选取转换效率更高的三结砷化镓太阳电池。

3）蓄电池选型

蓄电池是一种把化学反应所释放出来的能量直接转变成直流电能的装置。可在轨使用的蓄电池有镉镍（Ni／Cd）蓄电池、氢镍（Ni／H2）蓄电池和锂离子（Li-ion）蓄电池。它们的性能对比如表2所示。

表2 3种空间用蓄电池单体参数Table 2 Parameters of 3kinds of space used battery

由表2可以看到，锂离子蓄电池具有比能量高、热耗小、自放电小、便于模块化设计等优点。由于火星探测器对质量与体积的约束严格，因此，国外火星探测器通常采用锂离子蓄电池组作为储能电源。

2．6 能源自主管理需求

从地球到月球的单程通信时延为1．35s，而从地球到火星的单程通信时间最长可达22 min。另外，若要实现超过一个火星年的探测任务，探测器将无法回避日凌问题。每个火星年出现2次日凌，每次持续时间20d以上。在此期间，地面测控站、地面应用站无法与探测器建立联系，地面实时控制将无法实现。因此，火星探测器要具备很强的自主运行能力，探测器平台能够支持自主运行至少20d，这就要求探测器电源系统具备与之相应的自主管理能力，其自主管理任务至少应包括以下内容。

（1）能够自主完成对太阳电池阵和蓄电池组的功率调节，为探测器提供稳定的一次电源母线，能自主进行功能／控制模块的主备份切换。

（2）能够自主实现对蓄电池组的充放电管理，包括开始充电和终止充电，以及充电过程中的过压、过流等防护。对锂离子蓄电池组，应能够自主实现适合锂离子蓄电池的恒流-恒压充电管理。

（3）能够自主实现锂离子蓄电池组的均衡管理，以及长光照期锂离子蓄电池组管理，以提高蓄电池组的寿命。

（4）能够实现锂离子蓄电池组过充电、过放电防护的自主管理。一旦出现欠压情况，先要求整器进入安全模式；若情况继续恶化，低于设定阈值，则进入欠压保护。

（5）为保证火星探测器的供电安全，必须加强电源系统智能化自主管理，以满足太阳电池阵和蓄电池组联合供电系统能应对多种复杂工作模式和紧急情况的需求，加强系统的自主判断控制能力，通过硬件对关键状态的判断控制，增强系统的故障诊断、隔离和恢复（FDIR）功能。

（6）电源系统与数管系统相互配合，完成火工品控制、整器负载优先级管理与配电等相关功能。

2．7 轻小型化设计需求

通常，电源系统的质量约占整个航天器干质量的1／4。由于火星距离地球很远，在严格限制探测器质量的前提下，为最大限度地实现科学探测目标，对电源系统等平台设备提出了严格的减小质量要求。因此，轻小型化设计是火星环绕探测对电源系统设计的另一个重要约束，可从以下几个方面开展工作。

（1）高比功率设备研制。瞄准国际先进水平，开发能量利用率更高的电源系统拓扑结构，进一步提高蓄电池比能量，提高太阳电池转换效率。

（2）集成化设计。目前，功率调节与配电单元（PCDU）是国际先进电源控制与配电装置发展的趋势，将探测器中电源控制器、配电器、适配器、火工品控制器等多台设备进行集成，通过结构与功能优化设计减小设备质量。

（3）总线化设计。通过总线实现遥控指令接收与遥测参数上传，从而减少设备间互联线，以减小质量。

3 结束语

综合以上所述，针对火星环绕探测任务的特殊轨道及空间环境，电源系统设计要重点考虑的因素包括：光照、温度等空间环境因素，飞行程序、轨道及姿态等设计要素，探测器负载功率需求，通信时延对电源系统自主管理的需求等。通过任务分析，可在现有技术条件下对火星环绕探测器电源系统优化设计提供依据。本文提出的任务分析方法，不仅适用于火星环绕探测器，在其他深空探测器电源系统的设计中也可以借鉴与参考。

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