高分三号卫星太阳电池阵设计与验证

赵长江 李小飞 陈琦 刘静 乔明 刘艳丽

(北京空间飞行器总体设计部,北京 100094)

高分三号卫星太阳电池阵设计与验证

赵长江 李小飞 陈琦 刘静 乔明 刘艳丽

(北京空间飞行器总体设计部,北京 100094)

通过分析高分三号(GF-3)卫星合成孔径雷达(SAR)载荷多模式的成像任务规划、大型展开式桁架构型设计、高低压双母线电源设计等特点,识别出LEO轨道静电放电对高压太阳电池阵设计的影响,卫星左侧视成像和右侧视成像下大型SAR天线遮挡及卫星8年长寿命期间电缆频繁扭转对传输性能的影响,提出了一种适用于复杂遮挡情况下高低压双母线电源系统的太阳电池阵设计思路,完成了太阳电池阵设计、遮挡仿真分析、静电放电试验、电缆扭转试验和在轨数据分析,验证了太阳电池阵设计的正确性,可以为中国后续大功率SAR卫星太阳电池阵设计提供参考。

合成孔径雷达卫星;遮挡分析;扭转试验;在轨验证

1 引言

高分三号(GF-3)是一颗具备1 m分辨率成像能力的C频段多极化合成孔径雷达(SAR)卫星,能够全天候、全天时实现全球海洋和陆地信息的监视监测,其获取的C频段多极化微波遥感信息可以用于海洋、减灾、水利及气象等多个领域,服务于我国海洋、减灾、水利及气象等多个行业及业务部门,是我国实施海洋开发、陆地环境资源监测和防灾减灾的重要技术途径。

太阳电池阵作为卫星电源系统的关键设备,为卫星平台及载荷设备提供能源,是卫星生存及可靠运行的基本保障。但是,相对传统遥感卫星,GF-3卫星在总体设计上有其特殊性。卫星SAR载荷具有高功率的特点,功率需求可达8 k W,远远超出常规光学遥感卫星3 k W级的功率需求,同时SAR成像模式多,通常需要卫星姿态频繁左右侧摆机动,来扩大对地观测范围和提升快速响应能力,此外GF-3卫星SAR天线采用大型展开式桁架结构,展开长度可达15 m,与太阳电池阵在构型布局上存在相容性问题,这都给太阳电池阵设计带来了较高的难度。因此,如何解决卫星频繁侧摆成像、构型布局限制、高功率能源需求等因素带来的影响,满足卫星在轨运行期间能源供给,成为太阳电池阵设计的关键。

本文针对GF-3卫星任务规划、构型布局、能源等方面的需求开展分析,识别出低地球轨道(LEO)静电放电、卫星左右侧摆成像下SAR天线遮挡和功率电缆频繁扭转等太阳电池阵设计的影响因素,提出了一种适用于复杂遮挡情况下高压母线电源系统的太阳电池阵设计思路,开展了针对性的设计和仿真分析,并通过地面试验和在轨测试验证了设计方案的正确性。

2 太阳电池阵任务分析

2．1 任务需求分析

GF-3卫星运行在太阳同步回归冻结轨道,轨道高度为755 km,降交点地方时为上午6点。作为卫星发电设备,太阳电池阵任务包括:①满足卫星在轨8年运行期间的长寿命高可靠性要求;②适应卫星载荷高压大功率需求;③满足卫星左右侧摆姿态机动条件下卫星功率需求[1]。根据上述任务特点,确定了GF-3卫星太阳电池阵设计的4个关键环节,包括长寿命设计、低轨高压静电防护设计、复杂遮挡下布局设计、功率电缆扭转可靠性设计,如图1所示。

2．2 设计约束分析

太阳电池阵设计过程中,主要受到4个方面的设计约束。

(1)长寿命高可靠约束。太阳电池阵由太阳电池片、玻璃盖片、互连片和电缆组成[2]。若将工作寿命提升至8年,太阳电池阵接受的累计辐照总剂量增加、温度交变次数增加和原子氧累计剂量增加。辐照总剂量增加将会导致太阳电池片在工作点的输出电压和电流减小,从而导致输出功率降低,冷热交变影响主要体现在太阳电池片之间的互连片的应力损伤,原子氧总剂量的增加会导致太阳电池银互连片和太阳电池片与太阳翼结构之间的聚酰亚胺膜腐蚀加剧,因此太阳电池阵设计时应充分考虑上述因素的影响,采取有效应对措施,保障在轨运行期间功能和性能可靠性。

(2)轨道环境约束。GF-3卫星的平均轨道为755．4 km的太阳同步轨道,其空间环境比较复杂,布满稠密的等离子体,带电粒子密度要比地球静止轨道高4～6个数量级,高压太阳阵会与等离子体相互作用而发生静电放电(ESD)现象。GF-3卫星载荷母线电压为50.0～68.0 V,对应太阳电池阵输出电压约为54．0～72．2 V。通常认为,在阈值电压超过75.0 V时,能维持持续放电导致太阳电池阵功率损失。因此,有必要对太阳电池阵设计和工艺进行验证,以明确ESD发生的风险性及其对电池阵的损伤,并采取适当的防护措施,以减少或避免由于ESD导致的太阳电池阵功率损失。

(3)遮挡约束。由于卫星构型布局复杂,考虑各类敏感器视场要求,太阳电池阵采用双翼对称布局、展开方向沿卫星飞行方向、驱动轴垂直星体方式,SAR天线采用可展开式桁架结构,沿卫星飞行展开后形成15 m×1．5 m的平面天线阵,如图2所示。由于太阳电池阵与SAR天线均沿卫星X轴飞行方向展开,两者在空间上存在耦合性,太阳电池阵存在被SAR天线遮挡的情况,因此,设计时应充分考虑上述因素对太阳电池阵遮挡情况,进行遮挡分析和确定[3]。

(4)姿态约束。卫星在轨期间由于载荷成像模式多,需要频繁进行姿态机动,卫星飞行姿态包括正飞姿态、右侧视31．5°姿态、左侧视31．5°姿态。由于太阳电池阵输出电压高功率大,且所处轨道静电环境复杂,采用无滑环的驱动机构,依靠太阳电池阵与星内连接电缆扭转,实现太阳翼转动期间的功率和信号传输。因此,有必要进行连接电缆扭转可靠性分析和验证,以保证在轨期间功率和信号传输的可靠性。

3 太阳电池阵设计

3．1 长寿命设计

太阳电池阵使用寿命是制约电源系统寿命的关键因素,应开展专项的性能指标分析和材料工艺的设计。卫星在轨5年辐照总剂量为1×1014e/cm2,8年辐照总剂量将增加1倍左右[4],在满足寿命末期(EOL)输出功率5%余量前提下,太阳电池阵功率损失因子由0．9/5年降低到0．87/8年。卫星选取的晨昏轨道地影期较少,8年共计10 000次左右,考虑到传统遥感卫星太阳电池阵能够承受5年30 000次温度循环冲击,现有力学设计能够满足8年温度交变要求。此外,太阳电池阵选取抗原子氧性能优良的互连片和聚酰亚胺膜,能够承受8年原子量总量7．2×1020的腐蚀,满足在轨使用要求。

3．2 静电防护设计

对于太阳电池阵低轨静电放电,“三交结区理论”认为:空间等离子体对玻璃盖片和金属互连片进行充电,造成电势差从而产生电场导致电子发射,在绝缘体、导体和等离子体三者交结区造成“一次放电”。通常“一次放电”持续时间极短,对太阳电池阵造成的损伤较小,而诱发的“二次放电”是导致太阳电池阵局部失效原因,“二次放电”失效机理分析如下:微秒级“一次放电”导致玻璃盖片侧面吸附的气体脱离形成薄气体层,并出现高浓度等离子体;当电池串之间电势差高于阀值电压时,太阳电池阵高电位和低电位通过高浓度等离子体形成电流通路,造成毫秒级“二次放电”,其能量远高于“一次放电”;该通路能量能够使太阳电池与基板之间材料发生热解,聚酰亚胺膜热解炭化形成低阻通路,太阳电池电流通过此低阻通路形成闭环回路,导致太阳电池阵局部失效[5]。

为了提高太阳电池阵在LEO等离子体环境下的可靠性,防护措施以抑制二次放电为主,拟采取的防护措施如下。

(1)宽间隙防护。在进行太阳电池布片设计时,相邻太阳电池电路之间或高电压差输出端之间保留了适当的宽间隙,增加二次放电等离子体通道距离,以减小二次放电的概率。这种方法会牺牲一定的太阳电池布片面积,但工程实现性相对容易。

(2)S型太阳电池串布局。通过S型太阳电池串的走线方式,将电池串间的电势差限制在阈值以内,减小相邻电池串之间的电势差,降低发生二次放电的风险。这种方法安全可靠,但是会显著增加设计及工艺的复杂性。

(3)接地设计。静电放电发生时的电压通常可以达到上千伏,有可能和卫星的地之间产生强电流,所以,应给太阳电池阵上设计良好的接地系统,为发生的静电放电提供电流泄放通道,防止放电损坏太阳电池阵。

3．3 电缆扭转可靠性设计

卫星在轨运行期间每天运行约14圈,正常情况下,太阳翼驱动机构长期维持在＋31．5°或－31．5°;最恶劣工况下,太阳翼驱动机构每圈进行一次＋31．5°(－31．5°)摆动到0°再摆回到＋31．5°(－31．5°)的摆动过程。因此在最恶劣工况下太阳电池阵至星内的连接电缆需要随太阳翼驱动机构进行63°摆动。太阳电池阵连接电缆负责整星能源传输,一旦发生损坏将影响到整星运行安全,因此连接电缆的特性要求包括:①能够满足卫星功率和信号传输要求;②电缆柔韧性高,能够承受频繁扭转,且性能稳定;③能够在卫星运行期间承受舱外空间环境,且性能稳定。鉴于上述特性,电缆导线选用了柔软性好的瑞侃公司82/0822-20导线,该导线采用镀银铜导体,额定电流13 A,连续工作额定温度为:－65℃～＋150℃;电压额定值600 V;抗辐照测试经剂量5×108rad辐照试验后,能经受交流电压不击穿,该导线广泛应用于国内外航天器,能够适应LEO轨道空间环境和使用要求。

3．4 布局优化设计

卫星表面单元模型根据Pro/E模型创建,初始状态的太阳电池阵平面平行于XOZ面。分析工况包含卫星太阳电池阵在轨各个典型工况,见表1。卫星运行一个轨道周期的平均遮挡率见表2。

表1 太阳电池阵分析工况Table 1 Analysis condition of solar cell array

表2 一个轨道周期的太阳电池阵平均遮挡率Table 2 Average occlusion rate of solar cell array during one orbit

由表2可知,在一年之中夏至时太阳电池阵遮挡最严重;考虑到卫星右侧视31．5°和左侧视31．5°是卫星典型飞行姿态,因此着重根据工况2和工况14进行布局优化设计,措施如下。

(1)遮挡布局设计。根据仿真结果,对太阳电池串布局方向进行调整,使太阳电池串尽量垂直于遮挡投影的移动方向,使遮挡影响范围尽量减小;如无法避开,提高遮挡区域太阳电池串联片数,避免单片被遮挡时整串太阳电池无法输出的情况。

(2)高低压太阳阵布局设计。低压太阳阵为平台供电,考虑到平台设备的关键性,将低压太阳阵布置在不易受遮挡影响的±X太阳阵外板区域。

4 试验验证

4．1 静电放电试验

针对卫星高压太阳电池阵静电放电发生机理、防护方法进行静电放电验证试验,试验装置见图3,对太阳电池串加偏置电压,并逐步升高电压直到诱发放电,记录诱发静电放电阈值,并观察一次放电和二次放电对太阳电池损伤。

根据上述试验方法,对三结砷化镓太阳电池片755 km轨道高度上的静电放电试验结果进行了汇总,见表3,试验还验证了不同宽间隙防护,可以提高太阳电池阵的二次放电阈值,经过试验数据分析认为,宽间隙防护是高压太阳电池阵可采用的防护手段。

表3 太阳电池片ESD试验数据Table 3 Solar cell ESD test data

针对卫星高压太阳电池阵工作原理,列出太阳电池阵各种模式下二次放电的发生情况及影响分析如表4所示,结果表明现有设计有效,能够有效进行静电防护。

表4 太阳电池片二次放电的发生情况及影响分析Table 4 Occurrence and analysis of secondary ESD of solar cell

4．2 电缆扭转试验

电缆扭转试验按如下顺序开展试验:电缆随太阳翼进行4年在轨寿命试验、电性能测试、4～8年在轨寿命试验、电性能测试。试验过程中主要监测真空度及电缆温度,各阶段循环次数与太阳翼转动机构一致。全部试验完成及试验后测试完毕后,对电缆外观及性能复测(见图4)。

根据记录的温度数据,测试电缆温度随环境温度发生变化,变化曲线见图5。

电缆随太阳翼驱动机构经过了120个高低温循环工况,高温情况下真空罐提供的背景热流为800 W/m2,高于在轨实际情况,另外,试验过程未考虑在轨的真实空间外热流,相比于在轨环境,试验模拟环境更恶劣情况。从图5可知:当真空罐内环境温度为－38℃左右时电缆的最低温度为4℃,当温度为＋62℃左右时电缆的最高温度为114℃。在上述环境下,寿命试验电缆扭转共完成40 880次,是实际次数的6倍。试验后电缆外观良好,经X光检测未发现损伤,电缆耐压测试结果满足要求,试验前后电缆性能测试正常,数据一致性良好,表明太阳电池阵传输电缆能够满足在轨扭转使用要求。

4．3 遮挡分析和在轨验证

卫星工况2遮挡情况见图6所示,连接板和内板各被遮挡3串太阳电池,中板和外板无遮挡,对应平台低压太阳电池阵无遮挡功率损失,载荷高压太阳电池阵遮挡功率损失1．8%。卫星工况14时遮挡情况见图7所示,连接板被遮挡23串太阳电池,内板被遮挡28串太阳电池,中板被遮挡11串太阳电池,外板被遮挡3串太阳电池,对应平台低压太阳电池阵遮挡功率损失1．2%,载荷高压太阳电池阵遮挡功率损失18．7%。根据上述分析可知,平台太阳阵功率基本无遮挡损失,载荷太阳阵由于遮挡面积不规则带来布局难度较大,遮挡功率损失相比遮挡率略高,在可接受范围内,表明太阳电池阵优化布局设计有效。

夏至时太阳电池阵一轨之内输出电流变化趋势如图8所示,通过对太阳电池阵在轨输出电流的变化幅值分析可知:

(1)＋X侧太阳阵无遮挡,与分析一致;

(2)±X侧平台太阳阵电流幅值和变化趋势一致,表明无遮挡,与分析一致;

(3)－X侧载荷太阳阵在工况14时电流下降显著,幅值约16%,与遮挡率分析值18．7%一致;

(4)－X侧载荷太阳阵在工况2时电流下降不明显,幅值约1%,与遮挡率分析值1．2%一致。

5 结束语

本文完成了LEO静电放电对高压太阳电池阵影响分析、卫星姿态机动下大型SAR天线遮挡影响分析和电缆扭转对传输性能影响分析研究,基于GF-3卫星高压大功率需求、多模式姿态机动、大型展开桁架遮挡、长寿命的任务特点,开展太阳电池阵任务分析,完成了适用于复杂遮挡情况下高压母线电源系统的太阳电池阵设计,并完成地面试验和在轨飞行验证。结果表明:太阳电池阵工作状态良好,在轨性能优于设计指标,验证了太阳电池阵设计和分析的正确性,可以为我国后续大功率SAR卫星太阳电池阵设计提供参考。

References)

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Design and Verification of Solar Cell Array for GF-3 Satellite

ZHAO Changjiang LI Xiaofei CHEN Qi LIU Jing QIAO Ming LIU Yanli
(Beijing Institute of Spacecraft System Engineering,Beijing 100094,China)

Through the analysis of GF-3 satellite SAR payload multimodal imaging mission planning,large-scale expansion of truss configuration design,the characteristics of double main bus power supply design,the LEO electrostatic discharge effect on high voltage solar cell array design,and imaging satellite on the left side swing and the right side swing under satellite SAR antenna large shade and power cable twist for 8 years are indentified．The paper proposes a suitable for double main bus power supply system under the complex condition of the solar cell array design,completes the design of solar cell array,the occlusion simulation analysis,electrostatic discharge test,the cable twisting test and on-orbit data analysis,validates the reasonability of the solar cell array design,and provides the reference for the following SAR satellites solar cell array design．

SAR satellite;occlusion analysis;twisting test;on-orbit verification

V442

A

10.3969/j.issn.1673-8748.2017.06.018

2017-10-20;

2017-11-21

国家重大科技专项工程

赵长江,男,高级工程师,从事航天器电源系统研究工作。Email:zcj97＠sohu．com。

(编辑:李多)