航天器新型功率电源系统设计

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(中国运载火箭技术研究院，北京 100076)

0 引言

航天器电源系统通常情况下根据负载工作特性的不同设置不同的电源母线：控制电母线、功率电母线、高压母线等。控制电母线为航天器所有的器载计算机、GNC控制器等仪器设备供电，功率电母线为航天器所有的火工品、电磁阀等机电类负载供电，高压母线为航天器舵机或有效载荷等高压设备供电，为保证电源系统的稳定性，控制电母线通常采用单独的主电池进行供电，高压母线采用单独的高压电池进行供电，功率电母线则可采用单独的电源进行供电，亦可通过高压电池抽头获取供电。

在航天器发射及飞行过程中，需要按照一定的时序通过电磁阀对油液气路的通断进行控制，并且通过引爆火工品完成点火、分离等规定动作。电磁阀工作电流为恒定电流模式，量级为1 A以下，火工品工作电流为脉冲电流模式，目前广泛使用了钝感电火工品，一般单桥带钝感火工品发火电流为5～10 A。为了提供足够大的驱动电流，传统的功率电源系统储能单元使用蓄电池组或一次贮备电池，其中锌银电池使用较多。

超级电容器是近几年批量生产的一种新型储能器件，具有功率密度高(大于1 kw/kg，甚至几十kw/kg )，循环使用寿命长(约10万次)，温度特性好等特点，在汽车、火车等领域刹车制动系统应用趋于成熟。在航天领域的应用，文献[1]将超级电容器作为运载器火工品的起爆电源，开展了相应的试验研究，可以达到减重效果。本文根据功率电母线负载的不同提出一种蓄电池组和超级电容联合供电系统。

1 超级电容器

超级电容器(Super-capacitor, Ultra-capacitor, SC)是 1897 年德国人亥姆霍兹(Helmholtz)发现的双电层原理工作的电容，一般又叫双电层电容器、法拉电容[2-7]。上世纪 60-70年代率先在美国出现，并于80年代逐渐走向市场，其技术也不断的完善与成熟，其应用范围也不断地拓展，在家用电器、仪器设备、信息通讯、交通运输、工业生产、军事装备等领域均具有较好的应用前景[8]。

从小容量的特殊储能到大规模的电力储能，从单独储能到与蓄电池或燃料电池等组成的混合储能，超级电容器都展示出了独特的优越性。美、欧、日、韩等发达国家和地区对超级电容器的应用进行了卓有成效的研究，电磁弹射系统、装甲车辆和电动汽车等领域的应用正处于研究或试用阶段。

超级电容的储能原理和结构如图1所示。主要由集流体、活性电极、隔膜组成。由于活性电极采用高反应界面的电极材料，使得其相比于传统电解电容器具有更高的容值，从而提高储能能量[3]。

图1 超级电容的储能原理和结构

目前超级电容单体电压较低，通常为2.7 V左右，为了提高储能能量，需要采用多个单体串联、并联或者串-并联组合构成，从而形成超级电容模组。

超级电容器功率密度大：可达102～104W/kg，远大于蓄电池组现有的功率密度水平；反应时间短：由于超级电容的充放电过程为纯物理变化，反应时间能达到毫秒级别；循环寿命长：充放电物理变化为可逆过程，循环次数最多可达数万次；工作温度相对宽限：温度范围一般是-40℃～65℃；另外，超级电容还具有绿色环保无污染、维修次数较少等优点[2]。超级电容器与常见蓄电池组的相关数据对比表见表1。

表1 超级电容器与常用蓄电池组对比表

2 需求分析

全航天器有5个电磁阀和6个电爆阀，单个电磁阀的工作电流为0.96±(0.15)A，工作电压要求为28(±3)V，单桥丝电爆阀工作电流为5～10 A，通电时间为≥200 ms，根据飞行时序，功率电放电曲线见图2。

图2 功率电放电曲线图

3 系统总体设计

功率电源系统是航天器整个电源系统的重要组成部分，负责全器电磁阀、火工品等功率负载的电源供给及分配，通常包括储能单元和综合控制器，为满足多次重复使用要求，储能单元拟采用锂电池方案。传统的功率电源系统储能单元仅采用锂电池，系统设计框图见图3，由于功率负载尤其是火工品类负载的脉冲电流工作特性，在锂电池设计时，会采用增加电池容量的方式，满足在脉冲负载工作时电池的输出电压要求，传统的方案造成了电池容量的浪费和系统重量的增加。

图3 系统总体设计框图(传统)

新型功率电源方案储能单元采用锂电池组和超级电容器联合设计，系统设计框图见图4，锂电池组负责电磁阀小电流工作时的系统供电，超级电容器则负责脉冲大电流火工品负载工作时的系统供电，综合控制器负责锂电池组和超级电容器供电切换和配电时序的控制实现。

图4 系统总体设计框图(新型)

4 关键技术研究

4.1 综合控制策略

锂电池和超级电容并联供电，为防止超级电容给锂电池充电而消耗其容量，综合控制器中在锂电池输入端设置防反灌二极管[10]，在超级电容输入端设置控制开关K0。

综合控制器负责时序控制策略的实现，传统模式下，为保证火工品可靠起爆以及防止火工品误爆，火工品起爆控制电路通常采用三级控制(K1、K2、K3n)模式，而该新型方案中，增加K0一级控制，为四级控制(K0、K1、K2、K3n)模式，以火工品1和2起爆控制为例，控制时序图见图5。

图5 火工品起爆控制时序图

4.2 超级电容器选型

超级电容所释放的能量WC与其最大电压和最小电压有关，若超级电容的容值为C，最大电压为Umax，最小电压为Umin，那么，超级电容理论上释放的能量WC计算如下：

WC=C(Umax2-Umin2)/2

(1)

该新型功率电源系统采用超级电容与锂电池联合供电，超级电容仅负责火工品起爆时所有负载所需的能量，主要包括电磁阀稳态工作和火工品瞬态起爆工作时所需的能量WS，Ii为火工品起爆时电磁阀工作总电流，Ij为火工品起爆工作电流，ti火工品起爆电磁阀工作总电流持续时间，按照800 ms计算，tj火工品起爆工作电流持续时间，按照200 ms计算，具体计算过程如下：

WS=∑UiIiti+∑UjIjtj

(2)

超级电容理论上释放的能量WC与火工品起爆时负载需求能量WS的关系如下：

WC≥WS

(3)

结合上述公式(1)、(2)、(3)，确定超级电容选择美国Maxwell公司的12只BCAP0310P270T10型超级电容单体进行串联，超级电容器具体参数见表2所示。

表2 超级电容器具体参数

4.3 轻质小型化设计

根据负载放电曲线，计算额定工作电流需求容量约为1 Ah。传统的功率电源方案采用锂电池单独供电，为满足脉冲电流负载工作时锂电池输出电压不低于供电下限电压要求，通常情况下，锂电池容量设计时预留一定的余量。若采用2 Ah的标准单体，传统的方案需要5并8串可满足要求，而新型方案锂电池模块仅进行8串，选用12只成熟的BCAP0310P270T10型超级电容单体进行串联后与锂电池组并联即可满足要求，传统与新型功率电源设计方案对比分析表见表3。

表3 传统与新型功率电源设计方案对比表

通过表3对比分析，新型方案在轻质小型化方面均有一定的优势。

5 试验验证

针对上述三种设计方案按照同样的放电曲线(如图2)进行了电池的放电测试试验，放电曲线最大恒值电流为5 A，最大脉冲电流为45 A，并要求脉冲放电时电压不低于25 V。三种设计方案放电测试图见图6～图8。

图6 锂电池组(四并)放电测试图

图7 锂电池组(五并)放电图

图8 联合电源中锂电池组实测放电图

图6为锂电池组(四并)与联合电源的放电测试比较曲线，图7为锂电池组(五并)与联合电源的放电测试比较曲线，由图6、图7可知，小电流恒值放电时锂电池组(四并及五并)放电电压略高于联合电源，大电流脉冲放电时联合电源电压和五并锂电池组电压基本一致，并且大于25 V，而四并锂电池组电压相对较低，且小于25 V。图8为联合电源放电时锂电池承担的输出电流曲线，由图可知，联合电源脉冲放电时电池仅提供小部分电流，而超级电容器提供了更多的电流，因此，小容量的锂电池和超级电容器组成的联合电源可以达到大容量锂电池的脉冲放电性能，并且联合电源的脉冲放电能力主要取决于超级电容器的高功率输出性能，超级电容器从中发挥了重要作用。

6 结束语

新型功率电源系统采用锂电池组和超级电容器联合供电技术，充分发挥了超级电容脉冲放电的优势，在综合控制器中采用综合控制策略实现了锂电池组和超级电容器联合供电，与传统的蓄电池组方案相比，具有轻质小型化、高可靠等特点，在 地面试验中进行了试验验证。该功率电源系统在航天航空供配电领域中有着广泛的应用前景。