电源并联均流技术在航天器测试中的应用

吴美金，邵 琼，王秉臣，唐 亮，张建建

（1.上海宇航系统工程研究所 上海201109；2.上海航天电子技术研究所 上海201109）

电源并联均流技术在航天器测试中的应用

吴美金1，邵 琼1，王秉臣1，唐 亮1，张建建2

（1.上海宇航系统工程研究所 上海201109；2.上海航天电子技术研究所 上海201109）

针对单台稳压电源功率无法满足大型航天器测试供电的问题，设计了一种多电源并联均流的航天器测试供电系统。采用通用性强的VC#软件编程实现了均流的自动闭环控制，通过硬件架构设计使得系统中各电源电气独立、互为冗余。实验结果表明，该系统均流效果显著、负载动态响应快、可靠性高，在大功率稳压供电中具有较高的工程应用价值。

航天器；稳压电源；并联均流；地面测试

航天器地面供电电源是航天器开展地面测试的支持设备，负责航天器地面测试全生命周期的电能源供给，为器上平台和载荷提供测试所需的功率［1］。近年来出现的大型航天器采用了高压双母线供电体制，功率需求巨大，地面测试要求采用稳压电源为整器供电。受电力电子器件性能的限制，单台稳压电源的输出功率已无法满足大功率测试要求。采用多个电源并联运行输出大功率是解决该问题的一个方向［2］。

多电源并联存在电流分配不均的问题，为保证热应力分配的均衡，提高系统的可靠性，需要在多个电源模块间实现均流［3］。目前主流的均流方法有输出阻抗法、主从均流法、平均电流自动均流法和最大电流自动均流法等。输出阻抗法模块独立性强、可靠性高，但均流性能差，属于开环控制；主从均流法均流性能好，但可靠性低，在主模块故障时整个系统将瘫痪；平均电流自动均流法和最大电流自动均流法均能实现均流的自动调节，但需额外增加均流电路，系统容错性能和动态特性差［4］。

航天器地面供电电源伴随航天器整个测试周期，工作时间长，系统可靠性要求高。结合上述均流方法的优缺点，本文对输出阻抗法进行改进，通过硬件架构设计和软件编程控制，实现了一种航天器多电源并联均流供电系统。在保证系统可靠性的同时，实现了均流的自主闭环控制，提高了系统的均流性。

1　系统设计

1.1系统组成

系统由Sorensen SGI电源模块、输入/输出控制单元、控制计算机、以太网交换机等组成（如图 1所示）。输入控制单元接受外部380 V交流供电，并将功率分配给每个SGI电源模块，SGI电源模块通过TCP/IP以太网接收控制计算机的均流控制，并通过输出控制单元完成供电输出。

系统的核心是Sorensen SGI电源模块，Sorensen SGI电源是美国Ametek旗下的可编程精密大功率开关直流电源。该系列电源具有远端电压补偿功能，能够通过电源内部传感采样电路（图 2）自动补偿供电线缆压降，将负载端电压维持在设定值。图2中PTC本地电阻网络用于提供默认的电源本机输出电压采样，当传感线连接远端负载时，PTC网络被短路，电源进行负载端电压的远端采样。

1.2均流硬件架构设计

输出阻抗法均流是通过改变电源模块的输出阻抗，使外特性斜率趋于一致实现并联均流的［5］。以两台SGI电源并联供电为例（如图 3所示），输出阻抗法要求两台电源采样点至负载端的阻抗相等（R1=R2）。证明如下：

图1　供电系统组成图

图2　电压传感补偿原理图

图3　两台电源并联示意图

假定：电源1和电源2远端采样点设置的电压分别为V1、V2，采样点至汇流点的阻值分别为R1，R2（R1=k×R2，k>0），初始输出电流分别为I1、I2，通过负载的总电流为I，汇流点的电压为V0。

初始通过调整并固定V1、V2使之均流（I1=I2）。当负载电流I变化时，V1、V2是保持不变的，V0将相应变化，假设此时V0变化，则两台电源的输出电流变为：

由（1）（2）式可得：

的大小实际上反映了负载变化的大小，只要负载发生变化，就不等于零。由此可见，负载变化时若要保持均流，必须使k=1，即R1=R2。一种特殊情况是R1=R2=0，即两台电源的采样点均从同一汇流点引出，此时由于失去了R1、R2对均流调节的这段“缓冲区”，同时因电源存在固有的精度误差［6］，实际应用中易出现负载电流大部分由一台电源承担的情况，难以实现均流。

基于以上分析，系统硬件接口设计如图 4所示，每台电源均单独连接传感线，传感线在航天器母线滤波器汇流前分别引出，硬件设计上通过控制导线规格、汇流排规格使四组采样点至汇流排的阻抗趋于相等。

图4　系统硬件架构设计原理图

每台电源传感采样点在汇流前分别引出，也为更好地实现软件均流控制奠定了基础。另外，并联的4台电源之间不需要任何硬线连接，电气上互相独立，即使单台电源故障也不影响系统的运行。

1.3软件闭环均流设计

利用输出阻抗法实现的均流系统可靠性高，但均流实现受航天器上硬件条件制约，属于开环控制。实际应用中，采样点与汇流点之间的阻抗特别小（毫欧级），工艺上难以保证阻抗的一致性，均流性能较差。为提高系统的均流性，在输出阻抗法均流的基础上，采用软件编程实现均流的自动闭环控制。

软件均流方法是通过多台电源模块的输出电流得到总电流，并计算出理想状态下每个电源模块需要输出的平均电流。各个电源模块将当前输出电流与平均电流进行比较，依据比较结果实时调整输出电压来调整各自的输出电流，从而达到均流的目的。软件均流控制流程图如图5所示。

初始设置如下参数：电源输出电压Uon、电源之间允许的不均衡度A、电压调整步进值△U（一般为电源的程控分辨率）。软件实时采集每台电源的输出电压Ui和输出电流Ii，并计算得出电流平均值I均。若当前工作电源电压在调整区间内，则计算该台电源输出电流Ii与电流平均值I均的差值。若Ii-I均，说明该台电源输出电压偏高，则降低输出电压值，以减少其输出电流；若Ii-I均<，说明该台电源输出电压偏低，则增加输出电压值，以增大其输出电流；若Ii-I均∈［-A，则维持该输出电压不变。经过若干次调整后，各台电源输出电流与平均电流的差值将被控制在±A范围内，实现均流。

软件对电压、电流的采样频率通常可设置为10 Hz。由于电源自身的负载切换响应速度 （1ms）远快于采样周期，因此，负载切换响应能力是由电源固有特性决定的，软件均流控制不影响负载切换响应能力。

软件采用Visual Studio C#2008编程，并在控制计算机上安装NI-VISA运行库，同时在C#2008中添加VISA-COM的引用，包括NationInstruments.VisaNS。通过VISA基本的输入输出语句（Open、viWrite、viRead）对电源进行控制，具体包括：

1）打开电源：Open（DeviceNAME），其中DeviceNAME是电源地址的字符串表述。

2）对电源输出控制，包括向设备输出字符串和从设备读取字符串。基本的函数为Write（textToWrite）和ReadString（Count），其中textToWrite是向设备写入的字符串，需要以换行符“ ”作为结尾；Count为需要从设备读取的字节数。

在使用Open（DeviceNAME）函数打开设备后，需要首先使用Write（textToWrite）向设备输出设备地址号。1号设备输出字符串“*ADR 1”，2号设备输出“*ADR 2”，依此类推。设备地址号在电源面板上通过操作可以获得。

图5　软件均流控制流程图

2　实验验证

实验条件：采用4台SGI200X50D-1CABAJ电源并联（单台电源最大输出功率10 kW，开路电压200 V，最大电流输出能力50 A，远端程控分辨率0.004 V，最大电压补偿能力8 V），电源至负载的供电电缆长度80 m。均流控制频率10 Hz，允许的电流不均衡度1 A。

2.1软件均流实验数据

均流实验数据见表1。软件均流能够保证在所设定的1 A误差范围内，当负载较大时，软件均流控制效果更为显著。

表1　软件均流试验数据

2.2负载动态响应实验数据

负载端电压106 V，负载由20 A增大到40 A，负载端电压瞬态波形如图6所示。负载端电压瞬态下降2.412 V，瞬态变化1.4ms后电压恢复稳定，能够满足使用要求。

图6　负载变化时瞬态电压波形

2.3单台电源故障无输出实验数据

负载端电压50.5 V，总输出电流40 A，关断一台电源输出。此时负载功率由其余3台电源提供，负载端电压瞬态波形如图 7所示。电压瞬态下降最大371 mV，电压瞬态变化10.2ms后恢复稳定，系统能够继续正常运行。

图7　单台电源无输出故障时瞬态电压波形

3　结　论

并联电源的均流技术是实现大功率电源系统的关键，也是提高系统可靠性的前提。本文在分析各均流方法优缺点的基础上，通过硬件架构设计和软件均流控制实现了一种多电源并联均流系统。均流实现不需额外增加硬件电路，均流控制方法通用性强。该系统已成功应用于某型号航天器测试。试验结果表明，该系统均流效果显著、负载动态响应快、可靠性高，在大功率稳压供电方面具有较高的工程应用价值。

［1］王庆成.航天器电测技术［M］.1版.北京:中国科学技术出版社，2007.

［2］张强，姚绪梁，张敬南.大功率直流电源并联运行的均流控制［J］.电力电子技术，2011，45:73-75.

［3］刘天翔，邹晓渔，戴钱坤.大功率雷达电源并联均流技术的研究［J］.计算机仿真，2012，29:21-24.

［4］满中国.基于并联均流技术高频软开关电源的研究［D］.湖南:中南大学，2007:1-63.

［5］韦聪颖，张波.开关电源并联运行及其均流技术［J］.电气自动化，2004，26:13-15.

［6］张占松，蔡宣三.开关电源原理与设计［M］.北京:电子工业出版社，2002.

App lication of power parallel current sharing technology in spacecraft testing

WU Mei-jin1，SHAO Qiong1，WANG Bing-chen1，TANG Liang1，ZHANG Jian-jian2
（1.Shanghai Institute of Aerospce System Engineering，Shanghai201109，China；2.Shanghai Aerospce Electronic Technology Institute，Shanghai201109，China）

To solve the problem of a single power supply can notmeet the large-scale power supply in spacecraft test，a new type ofmultipower supply system with parallel currentsharing is designed.VC#software programmingwas adopted to realize the automatic closed-loop current sharing.The hardware architecture designmakes the power of the system independent and redundant.Experimental results show that the system has the advantages of favorable current sharing effect，fast transient response and high reliability，and hashigh engineering application value in super power supply.

spacecraft；regulated power supply；parallel current sharing；ground test

TN702

A

1674-6236（2016）19-0177-03

2015-08-31稿件编号：201508181

吴美金（1985—），男，江西上饶人，硕士，工程师。研究方向：航天器自动化测试。