一种直接入轨卫星变轨阶段的供电方案

（北京空间飞行器总体设计部，北京 100094）

1 引言

目前在航天领域，运载火箭上面级技术已经开始在空间飞行器上得到应用。该技术能够以“一箭多星”的方式将卫星直接送入地球同步轨道，大大节约发射成本。俄罗斯联盟号火箭的弗雷盖特（Fregat）上面级配合“伽利略”导航卫星实现了“一箭多星”发射，快速组网［1-3］。随着我国运载火箭上面级技术的发展，上面级也逐步开始得到应用。

“一箭双星”或“一箭多星”发射时，上面级携带卫星的变轨时间较长，而卫星只有与上面级分离后才能展开太阳翼，因此相对于传统的变轨方式，卫星供电需求大大提高。解决上面级变轨方式下的卫星供电，是实现上面级“一箭多星”直接入轨的关键问题之一，这就要研究卫星系统与上面级的协同供电。该项技术对优化卫星供电设计，降低经济成本，实现“一箭双星”甚至“一箭多星”发射的电能保证，具有重要的意义。目前，在上面级和卫星联合供电的研究方面，我国尚处于空白。本文以直接入轨的中、高轨道卫星为例，进行供电需求分析，提出了一种应用于变轨阶段的上面级-卫星联合供电方案，可解决“一箭双星”发射的电能需求问题。

2 供电需求分析

2.1 入轨过程

发射前，卫星在运载火箭的整流罩内，通过卫星分配器与上面级对接安装。发射后，上面级与运载火箭三级段分离。此后，上面级将卫星送至预定轨道，卫星与上面级分离，太阳翼展开，经相位捕获后进入工作轨道，如图1所示。

图1 发射过程示意图Fig.1 Illustration of launching process

卫星自发射前加电，经历发射、主动段飞行、与上面级分离、对日定向和太阳翼展开等过程。

（1）发射前，由地面人员发指令拔掉运载火箭（上面级）与地面之间的脱落插头，考虑到人员安全和可操作性，此前应将供电方式由地面电源供电切换为卫星电源供电。此时，卫星的太阳翼处于收拢状态，整星负载由星载蓄电池组供电。

（2）卫星发射到与上面级分离的主动段飞行时间约为4.5h，期间太阳翼处于收拢状态，仍要由星载蓄电池组供电。

（3）上面级与卫星分离后约1.5h，太阳翼展开，这段时间仍由星载蓄电池组供电。

（4）太阳翼展开后，卫星供电方式转换为太阳翼供电，星载蓄电池组供电结束。

2.2 负载需求

发射前，需要加电的设备为卫星平台基础负载；发射后至太阳翼展开前，卫星热控系统和控制系统开始加电工作。根据当前中、高轨道卫星的实际工作情况，预计单颗卫星供电需求为：①发射前，平均功率需求不大于400 W；②发射后至卫星与上面级分离的主动段期间，卫星负载供电需求不大于600 W；③分离后至太阳翼展开前，负载需求不大于1000 W。图2为单颗卫星的负载需求。

图2 单颗卫星负载需求Fig.2 Energy demand of a single satellite

2.3 供电能力分析

通过以上分析可知，在发射前某时刻，卫星的供电方式由地面电源供电切换为星载蓄电池组供电。地面电源（模拟太阳电池阵或者直流电源）可以通过扩展来满足不同的负载功率需求，只要没有断开，就可以持续供电，不需要卫星电源系统参与供电，因此自整星加电至发射前转星载蓄电池组供电，卫星电源系统不参与供电。

综合考虑技术水平、经济成本和质量等因素，卫星电源系统采用直接能量传输、全调节单母线方式，由太阳电池阵、蓄电池组和电源控制器组成。其中：太阳电池采用三结砷化镓电池；蓄电池组采用高效锂离子蓄电池；电源控制器采用顺序开关分流调节模块（S3R）拓扑，包括S3R、充电控制模块（BCR）、放电调节模块（BDR）、母线误差放大模块（MEA）和二次电源模块（DC／DC）等。

在光照期，太阳电池阵通过24路S3R电路使用MEA母线主误差放大信号，实现对多余太阳电池功率的分流，并通过某个分流电路的开关调节，将母线电压控制在42V±0.2V范围内。同时，在刚进入光照时，由BCR给星载蓄电池组进行恒流恒压充电至满荷电量状态；在地影期，星载蓄电池组通过6 路BDR对放电进行控制，将母线电压控制在42 V±0.2V范围内。无论卫星的轨道状态和负载特性在正常范围内如何变化，电源系统都能保持输出稳定的42V±0.2V母线电压。［4-6］

考虑到一节蓄电池单体失效，为保证在卫星寿命末期的阴影期蓄电池组放电深度不超过70%的使用要求，卫星采用150A·h容量的锂离子蓄电池组，以满足卫星入轨后全生命期间的负载需求。

自发射前转星载蓄电池组供电开始，经历发射、主动段至太阳翼展开，如果在这个过程中全部依靠卫星电源系统供电，那么卫星蓄电池组的放电深度可由式（1）计算。

式中：DL为星载蓄电池组的放电深度；P1，P2，P3和T1，T2，T3分别为发射前、主动段和太阳翼展开后的单星负载功率（单位：W）和持续时间（单位：h）；VfL为星载蓄电池组的平均放电电压，V；ηL 为放电效率；CL为星载蓄电池组的容量，A·h。

根据工程实际，这里VfL取32V，ηL 取90%，CL取150A·h。经计算，放电深度已经超过100%，将造成星载蓄电池组的过放电故障，从而会改变蓄电池正极材料的晶格结构，并使负极铜集流体氧化，氧化产生的铜离子在正极上还原使正极失效。因此，过放电故障会对蓄电池的容量、内阻、循环寿命等造成不利的影响，深度过放电会造成蓄电池的失效，失效后的单体蓄电池相当于一个阻抗很小的电阻，串联在电路中。经过分析，如果仅考虑卫星入轨后的用电需求，采用150A·h的容量即可，但对于入轨前的用电需求，150A·h的配置远远不能满足要求，一个较简单的解决思路是增加卫星蓄电池组的容量。按照式（1），在满足不大于放电深度70%的条件下，星载蓄电池组容量要增加到220A·h。按目前的技术水平，单颗卫星要增加的质量TL为

式中：BL为锂离子蓄电池组的比能量，W·h／kg。

根据工程实际，这里CL取70A·h，VfL取32V，BL取100W·h／kg。经计算，增加的质量为22.4kg。由于卫星长期工作在空间环境下，因此还要考虑相应的空间防护措施和可靠性、安全性措施，以提高蓄电池组的寿命。采用“一箭双星”或“一箭多星”发射的中、高轨道卫星，单星总质量仅为1t左右，22.4kg的质量资源浪费是不可接受的。可见，增加星载蓄电池组容量的方案不具备可行性和可操作性。鉴于此，本文提出一套“卫星电源＋上面级电源＋地面电源”的解决方案，在变轨期间由上面级向卫星供电，同时结合地面电源的应用，解决“一箭双星”条件下直接入轨方式的中、高轨道卫星变轨阶段的大功率、长时间的电能需求问题。

3 联合供电方案

地面电源是通过上面级和星箭分离插头将电能输送至卫星内部，上面级和卫星之间存在电气接口。因此，可以在上面级里设置一套一次性电源系统，利用这个电气接口专为主动段卫星供电，卫星和上面级分离后不再使用。采用一次性电源系统，可以不考虑为实现长寿命采用的可靠性、安全性措施，能够最大程度节省质量。

3.1 方案概述

基于上述考虑，上面级为卫星供电的电源系统采用“锌银电池＋供电控制器”的组合方案。锌银电池的负极为锌，正极为氧化银，电解液为氢氧化钾水溶液，具有较高的比能量及优良的高倍率放电性能，在航天领域一般作为一次性电池使用。锌银电池电压通过供电控制器的放电模块升压后输出稳定的上面级母线电压，通过星箭接口提供给卫星。

地面电源（模拟太阳电池阵）、卫星电源（锂离子蓄电池组＋电源控制器）和上面级电源（锌银电池＋供电控制器）之间的联合供电方案接口关系，如图3所示。脐带电缆将地面电源供电功率送至卫星1和卫星2的脱落插头，通过脱落插头的中转输送至位于上面级内部的过渡插头；上面级供电控制器通过内部的BDR将锌银电池输出功率调整为稳定的输出电压，输出至过渡插头，并与地面电源输出电压在过渡插头处实现并点连接。并接后的输出电压分别送至2 颗卫星的星箭分离插头，经星箭分离插头的中转，输出电压连接至卫星电源控制器。

图3 上面级、卫星和地面供电接口的关系Fig.3 Relationships between upper-stage，satellite and ground power supply interfaces

3.2 技术难点和关键点

联合供电方案要着重解决以下几个技术难点和关键点：①整个工作过程中三类供电电源的供电顺序和三者之间的切换控制。切换的时机、时序和方式需要特殊设计，确保切换前后输出母线电压的平稳性。②上面级电源的平均供电功率和峰值供电功率应有裕度设计，以确保在轨飞行时供电功率有一定的调整和适应能力。③供电电源包括地面电源、上面级电源和卫星电源，三类电源之间的供电安全需要重点关注，任意一类电源发生故障时都不应产生故障蔓延，以免影响其他电源的供电安全。针对上述技术难点和关键点，分别采取相应的解决措施。

3.2.1 供电顺序和电源切换控制

整星加电至发射前的某时刻，采用地面电源供电；发射前某时刻至卫星与上面级分离，采用上面级电源供电；卫星与上面级分离至卫星太阳翼展开，采用星载蓄电池组供电。设地面电源的输出电压为Vd，卫星电源的输出电压为Vw，上面级电源的输出电压为Vs，则三者关系为Vd＝Vs＞Vw。其中，Vw和Vd、Vs的电压差值均保持在1V。

卫星加电时，三类供电电源的初始状态设置为：星载蓄电池组放电开关为闭合状态；地面电源供电处于连接状态；上面级电源供电开关处于断开状态。由于地面电源电压高于卫星输出电压，因此卫星电源输出被钳位，不输出功率，卫星负载全部由地面电源供电。发射前某时刻，发送指令将地面电源断开，卫星转为由星载蓄电池组供电，监视卫星供电状态并确认正常后，发送指令将上面级供电开关闭合。由于上面级输出电压高于卫星输出电压，因此卫星输出电压被钳位，不输出功率，卫星负载将全部由上面级电源供电。在卫星与上面级分离前，发送指令断开上面级供电开关，供电方式重新切换为卫星电源供电，上面级电源供电过程结束，之后卫星负载将全部由卫星电源供电。对三类供电电源供电开关的控制和输出电压差值的设计，能实现它们之间可靠、有效的切换，确保自整星加电，经历发射、主动段、卫星／上面级分离和卫星太阳翼展开全过程的有效供电，保证输出母线电压的平稳过渡。

3.2.2 上面级电源供电设计裕度

上面级电源要确定锌银电池的容量CXY和供电控制器的输出功率PS。其中，CXY可由式（3）计算。

式中：Vf，XY为锌银电池的平均放电电压，V；ηXY 为放电效率；DXY为锌银电池允许使用的放电深度。

根据工程实际，这里Vf，XY取30V，ηXY 取90%，DXY取90%。经计算，对于“一箭双星”，锌银电池容量至少应为250A·h，考虑一定裕量，取280A·h。上面级供电控制器内BDR的输出功率应大于双星的负载功率（600×2＝1200 W），考虑裕量，在供电控制器内设置3个额定功率600 W 的BDR，采用“三取二冗余”方式，以满足单星峰值功率900 W 的需求。这样，即使损失1个BDR，仍可满足功率需求。

3.2.3 供电安全

在地面电源、上面级电源和卫星电源的电压输出端都设置隔离二极管，确保三类供电电源都不会发生电流倒灌故障。

发射前某时刻至卫星／上面级分离，上面级电源和卫星电源处于供电状态（卫星电源电压较低，被钳位，不输出功率）。上面级供电控制器的BDR 设计具备输出限流保护功能，当负载大于设定限流保护点（17A）或者锌银电池容量不足（蓄电池组电压小于22V）时，供电控制器呈现恒流输出特性，输出电流不变，输出电压将逐渐降低。当输出电压下降至卫星电源电压时，卫星电源将自主介入供电，与上面级电源实现联合供电，确保供电安全。此后，如果供电过程持续，上面级电源输出电压继续降低，当低于卫星电源电压时，上面级将退出供电，由卫星电源系统独自供电。

3.3 供电过程和供电时序

通过上述分析，卫星所经历的供电过程和供电时序如下。

（1）整星准备至发射前某时刻，供电时间约为8h，单星负载为平台基础负载，由地面电源供电。

（2）发射前某时刻，转为星载蓄电池组供电，单星负载功率不大于400 W 时，由上面级电源供电。

（3）卫星发射后，上面级携带卫星进行变轨到两者分离，时间为4～5h；当卫星负载超出上面级电源供电能力时，卫星电源与上面级电源实现联合供电；单星负载不大于600 W 时，由上面级电源供电。

（4）卫星与上面级分离至太阳翼展开，时间约为1.5h，单星负载功率不大于1000 W 时，由星载蓄电池组供电。

（5）太阳翼展开后，根据在轨工作情况由卫星的太阳电池阵和蓄电池组联合供电。

3.4 方案验证

按照上文论述方案，以双星为例进行设计，设计方案见图4。地面试验验证过程为：①将双星按照图4连接好地面电源装置及上面级电源装置；②关闭上面级电源系统，接通地面电源系统为卫星供电，检查双星工作状态；③之后，卫星转为星载蓄电池组供电，确认单星负载功率小于400 W；④调整卫星负载模式，运转稳定后转为上面级供电，并关闭地面电源；⑤调整单星负载模式，使功率不超过600 W，此时，卫星负载以上面级电源供电为主，卫星电源系统作为备份；⑥卫星再次转为星载蓄电池组供电，完全由自身电源系统供电；⑦转为星载蓄电池组供电完毕后，调整卫星工作模式。

切换过程的母线电压变化状态见图5。可见，本文提出的方案正确可行，在卫星变轨阶段的供电过程可靠安全，母线电压平稳，能够实现电能平衡，满足任务要求。

图4 供电方案设计Fig.4 Design of power supply scheme

图5 母线电压波形图Fig.5 Wave of bus voltage

4 结束语

本文以直接入轨的中、高轨道卫星为例，通过分析卫星供电需求，结合卫星电源供电能力，提出了一种变轨阶段供电方案，实现了卫星电源、上面级电源和地面电源三类电源的联合供电，解决了“一箭双星”发射条件下变轨阶段卫星的电能需求问题。相比传统卫星电源方案，新方案增加了一套上面级电源，但卫星的电源接口不发生任何变化；而且，上面级电源的变化不会导致卫星电源技术状态的改变，可以增加整个供电系统的可靠性和安全性。目前，上面级供电技术在国内的研究还较为薄弱，实施方案也仅针对某类特定的卫星开发，如何搭配不同的运载火箭，适用于多种卫星，也是上面级供电的后续研究方向。

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