一箭双星星箭接口匹配性设计与验证

张 强， 孔陈杰， 王学良， 马力君

(1.中科院微小卫星创新研究院，上海201210；2.上海微小卫星工程中心，上海201210；3.中国电子科技集团公司第十八研究所，天津300384)

上面级是在基础级运载火箭上增加的相对独立的一级或多级，其具有独立控制系统、动力系统等[1-2]。采用基于上面级的空间运输系统完成轨道转移和定轨的发射任务，能够大幅缩减推进剂的携带质量，对降低卫星成本、提高有效载荷的质量比等方面具有重要意义。随着“一箭多星”等航天发射需求的不断增加，针对采用一箭双星、直接入轨发射方式的中高轨大功率卫星，本文通过对星箭接口的匹配性进行研究，提出了一种“一箭双星”星箭接口的设计方法，并通过地面模拟实验和在轨数据分析，验证了星箭接口设计的正确性，可为后续一箭多星发射任务的星箭接口设计提供参考。

1 卫星能源约束条件

随着载人航天、北斗导航以及大型低轨卫星星座等空间应用需求的不断发展，一箭多星发射是实现卫星快速组网，降低发射成本的有效手段[3]。目前，中高轨卫星一般采用太阳电池阵-蓄电池组联合供电的全调节母线电源控制系统，其设计主要受发射窗口、飞行程序、姿态控制以及轨道参数等因素制约。对于采用一箭双星、上面级直接入轨的发射任务，考虑到上面级在长时间主动段飞行过程中，卫星由上面级供电，正常情况下，上面级母线输出电压高于星内母线调节电压，此时卫星电源控制器内部分流调节模块(S3R)、充电控制模块(BCR)和放电调节模块(BDR)均处于待命状态。卫星星箭分离后或上面级供电电压低于星内母线电压时，星内锂离子蓄电池组通过电源控制器内部的放电调节器输出功率以稳定母线。由于上述影响卫星电源输出系统的因素存在，要求卫星严格按照飞行程序中的规定进行工作，并对电源系统进行功率适应性分析，确保系统的能源平衡且有足够的设计裕度。

一箭双星、上面级直接入轨卫星的星箭接口，其设计主要包括3 方面：(1)卫星和运载上面级大系统之间的机械接口匹配性问题，设计时卫星和上面级支架应有良好的搭接；(2)上面级供电品质和卫星供电的安全性问题，避免由于两系统之间电接口的不匹配，以及卫星和大系统之间供电耦合部分的安全性问题，导致因供电方式和负载的变化引起母线电压的剧烈波动；(3)上面级供电裕度问题，设计时应对上面级电源的供电能力提出约束，确保卫星在转移轨道的使用要求，避免卫星随上面级飞行过程中，上面级和星上蓄电池组联合供电或星上蓄电池组单独供电而导致由于蓄电池组电量过低不能保证星箭分离后火工品正常起爆，影响太阳帆板展开。

1.1 供电品质、供电安全

卫星的供电品质评价主要包括母线纹波电压、母线输出阻抗、母线电压的瞬变特性以及稳定特性等，而母线电压的瞬变特性是反应卫星电源系统供电品质优劣的关键指标。母线电压的瞬变特性主要是指母线供电方式的转换和负载的部分改变或全部改变导致母线电压发生波动。在突变响应期间，电源的输出电压会出现瞬间的过冲，计算机和微电子电路易受到其影响。良好的设计可限制和抑制电压的波动时间，避免系统形成不稳定状态。一般要求当电源切换或大功率负载通断的瞬间，在电源母线上的下凹和上跳，在10 ms 内不超过额定电压的0.25 倍[4]。

由于卫星在全寿命周期经历多次内外电切换，负载设备运行状态也有所不同，期间卫星处于不同的热环境中，星上会自主对部分加热器和设备进行加断电，这就导致卫星的母线电压和负载电流有所变化。因此，全寿命过程中，需重点关注供电切换和负载变化过程中母线电压下凹和上跳的幅度和响应时间，确保母线电压的瞬变不会造成星上其他设备的断电。

通常卫星的一次电源回线统一从电源控制器端就近与整星结构相连，由于多星共同安装在上面级支架上，则会造成多星供电电流回线通过卫星支架共地，设计时应着重加强供电通路的可靠性设计，避免由于供电端的耦合特性因负载的不一致和加断电顺序的不同时，导致产生的潜通电流，确保其不会对供电安全和遥测采集的准确性造成影响。

1.2 供电裕度原则

卫星从运载火箭点火到寿命末期卫星推离轨位，由于各分系统的限制，要求在某些特定的轨道段，卫星须按照一定的工作模式开展工作。根据卫星的总体设计，卫星发射飞行主要包括临射段、上升段、姿态轨道建立段、在轨测试段、在轨运行段等阶段，期间卫星的供电时序和上面级飞行期间单颗卫星的负载需求如图1～2 所示。

临射段，卫星帆板处于收拢状态，双星通过卫星适配器与上面级对接安装，发射前，由卫星地面方阵模拟器通过地面脱落插头给卫星供电，卫星进行起飞状态设置。考虑到处理脱落插头和人员撤离等操作，在卫星发射前2 个小时，卫星方塔架操作人员断开地面脱落插头，卫星由地面方阵模拟器供电转为星内蓄电池组供电，卫星方确认卫星转内电正常后；通知运载发送指令，闭合上面级给卫星供电开关，转为上面级对卫星供电。

图1 卫星供电时序

图2 单颗卫星的负载需求

上升段，双星与组合体一起飞行约4 h，在此期间，帆板未展开，太阳电池阵仍处于收拢状态，只有暴露于太阳电池外侧的双星外板，随上面级自旋而间隔对应有太阳光照射，能产生一部分功能功率。此时，上面级母线输出电压高于星内母线的调控电压，卫星母线电压被钳位，卫星用电由上面级电源提供，太阳电池阵产生的电源被直接分流掉。

入轨后，依照飞行程序，卫星与上面级分离前30 s 内，程控断开上面级供电开关，卫星转为内部蓄电池供电。以卫星与运载上面级分离时刻t 作为卫星初始入轨的起始时间，卫星在t+11 分～t+20 分执行对日定向操作，太阳帆板在t+24 分程控展开并对日定向操作，若程控未能执行，则在t+40 分时刻强制展开，展开后双星帆板归零位等操作约需5～10 min。由于帆板展开是影响卫星成败的关键工作，因此需考虑适当余量，在t 时刻卫星与运载上面级分离后，至少需要50 min 光照时间，且卫星随上面级飞行过程中，避免因上面级和卫星联合供电，导致卫星锂离子蓄电池组电量过低而不能保证星箭分离后火工品的正常起爆，影响太阳帆板展开。

2 一箭双星星箭接口设计

2.1 星箭接口设计

上面级位于运载火箭整流罩内部，其主结构由卫星分配器、仪器舱、上面级支架等组成[5]。发射前，卫星在整流罩内通过卫星分配器与上面级对接安装，卫星与上面级接口主要是通过安装在上面级卫星分配器的星箭脐带电缆和星箭分离面上的行程开关组成[6]。单星星箭电缆设计和一箭双星星-上面级、星-地面接口关系如图3～4 所示。卫星星-上面级、地面之间的电缆包括供电电缆、信号电缆。脱落插头选用八二五厂的YF5-127Z/TD 插头；卫星支架与双星分配器工艺分离面分离连接器选用YF8-64Z/TD。卫星地面脱落插座固定至上面级支架，通过脱落连接器形成卫星与地面测试设备的有线接口。综合测试系统的有线控制前端主要包括：模拟太阳电池阵、恒压源、前端机(相关板卡)等，通过电缆形成地检设备对卫星的供电接口、有线指令接口、有线参数的监测和上下行遥测遥控数据流接口。在星箭电缆设计时，考虑到火工品桥丝的安全性设计，增加火工品星表插头，对其进行射前保护，将火工品桥丝A/B 功率输出接口分别转接至星表1、4、5 插头，转移塔架前将星表1、4 更换为飞行插头，并通过脱落插座引出的星表5 将桥丝A、B 进行短路保护，可确保塔架测试和操作时，避免因误指令和静电引起火工品起爆的误触发，简化了塔架工艺操作流程。上面级通过星表分离插头YF8-64Z/TD 为卫星供电，上面级提供卫星与上面级分离连接器的分离指令与电源，通过在分离连接器上的分离信号检测点的通断来判断上面级是否与卫星正常分离。根据上面级线缆通路阻值的极端情况进行分析计算，卫星分离插头脱落控制通路线缆阻值RMax=422 mΩ，最小分离电流为4.04 A，满足电分离的I分离≥3 A 的要求，能够确保上面级分离插头正常电分离。卫星端，在卫星和上面级适配器之间的对称位置安装2 个型号为4KX-2A 的行程开关，为卫星提供星-上面级的分离信号。星载软件利用它判断是否启动应用进程，并利用星-上面级分离信号的时间点进行轨道的推算。行程开关有4 组触点，为增强行程开关工作的可靠安全性，将两个行程开关设计采用并联连接的方式，每个行程开关的4 对常开触点采用两串两并的连接方式。星-上面级未分离时，行程开关处于压紧状态，则两个行程开关均处于闭合状态，星载计算机此时接收的信号为低电平状态；一旦卫星与上面级分离，两个行程开关同时处于松开状态，则对应行程开关的常开触点就会恢复为常开状态，星载计算机采集的星-上面级分离信号则变为高电平状态。为了整星的可靠性，星载计算机的分离状态可以通过测控上注设置。

图3 单星星箭电缆设计框图

图4 上面级、卫星和地面接口关系框图

双星状态下，上面级与卫星1 和卫星2 供地，卫星与上面级支架接触电阻应具有良好搭接，在发射场星-上面级支架机械对接时测量搭接电阻，其搭接电阻应不大于10 mΩ，避免上面级、卫星1 和卫星2 存在较大电势差。

2.2 卫星的供配电接口设计

不同于传统的卫星发射方式，导航卫星在发射后需随运载上面级运行约4 个小时，整个过程中由上面级统一供电。考虑到技术成熟度和经济成本等因素，卫星采用的太阳电池-锂离子蓄电池联合供电的电源系统，其中电源控制器由2 个分流调节模块(12 级分流电路)、6 个充放电调节模块、2 个遥测遥控模块和1 个蓄电池接入模块组成。电源控制器采用了模块化设计，整机模块之间的互连采用了柔性电路板。柔性电路板的设计提高了信号传输的可靠性，减轻了整机的质量。采用母线汇流技术，汇流条延伸到模块内部，更利于减重、体积紧凑，利于功率载体的散热。在电路设计上电源系统采用三域全调节控制方式，通过主误差放大器(MEA)协调各模块对能源实施调节和控制，并针对全温度范围内对基准及补偿网络进行优化设计，确保了在卫星全寿命周期、全温度范围(-37～+72 ℃)内可以提供一条全调节、高精度母线，能够保证母线电压无论在光照期或阴影期母线电压始终稳定在(42±0.2)V[7]。

为确保上面级供电期间，卫星的电源系统不参与调节以及星内单机的安全电压限制，则要求随上面级飞行阶段，上面级卫星供电端电压设计为43～45 V，单星负载在100～600 W范围内变化。当负载过大，单星功率超过600 W 时，上面级输出电压下降至卫星的母线电压，卫星和上面级联合供电，星内蓄电池通过电源控制器内部的放电调节器输出功率以稳定母线。上面级飞行过程中，卫星的主要工作负载为加热器，给整星及单机进行加热。主配电器负责平台单机的供配电，辅配电器负责加热器的控制和载荷单机的供配电，因此在与上面级的接口设计中，将载荷舱的辅配电器作为供电输入接口，实现卫星的统一供配电，这样有利于整星的热源匹配和避免载荷舱温度过低。双星供配电如图5 所示：运载上面级统一给卫星1 和卫星2 供电，加断电控制通过继电器1 和2 独立控制，上面级供电输入口经由辅配电器接入至母线端，为整星负载供配电。为了保证上面级与卫星接口的安全性和可靠性，确保供电电源不会发生电流倒灌故障，在上面级正端输入接口增加隔离二极管。上面级工作电流最大约为14 A，选用二极管型号为2DK30100，该型号二极管最大可通过电流为30 A，压降为0.65～0.78 V。在满足器件一级降额的条件下，依照工艺实施方案，选用3 个该型号二极管并联。

图5 一箭双星上面级供电拓扑图

3 一箭双星上面级供电接口验证

按照飞行程序，以一箭双星上面级直接入轨的实际飞行情况为例，对设计进行验证。

3.1 地面模拟上面级双星供电实验验证

通过地面模拟上面级双星供电实验，检查电源系统内部各单元之间、电源系统与上面级供电接口是否正确，验证双星不同工作模式和不同负载情况下，双星母线电压的瞬变特性。

经实验，由图6(a)可知，单星在6 A 负载下卫星1 转上面级供电，上面级加电瞬间，由于上面级供电电压高于卫星1 电源调节电压，此时卫星1 电源不再调节输出，母线由42.08 V跃变至43.90 V,上面级供给M1 的一部分电流会通过支架、M2 星结构和内部功率回线、上面级电缆负线流回上面级供电负线。由图6(b)可知，卫星2 仍由星内蓄电池供电，负载0 A 时，卫 星1 向卫星2 产生约1 A 地电流，卫 星2 负载6 A 下，转上面级供电正常，卫星2 母线电压由42 V 跃变至43.8 V，持续时间小于5 ms，地电流恢复至0 A。调整单星负载模式，使其功率不超过600 W，此时卫星仍由上面级电源供电，卫星电源控制器内部S3R 模块、BCR 模块和BDR 模块均处于待命状态。由图6(c)、(d)可知，负载14 A 下，卫星1 上面级断电瞬间母线电压由42.5 V 变化到38.3 V，跃变约4.2 V，持续时间小于5 ms，卫星2 上面级断电瞬间母线电压由42.40 V 变化到38.16 V，跃变约4.24 V，持续时间小于5 ms。实验结果表明，双星状态下，卫星母线电压稳定，由于供电端的耦合特性，双星在上面级加、断电操作不同步和负载不一致的情况下，具有一定的浅通路电流，因此，在上面级正式对接过程中应注意控制双星负载的一致性。

图6 不同负载下双星母线电压和潜通路电流

3.2 在轨实验验证

以一箭双星上面级直接入轨的实际飞行情况为例，临射前，卫星负载为一恒功率负载，母线电压为一直线，在双星与组合体一起飞行过程中，卫星帆板未展开，双星外板随上面级自旋而间隔对应有太阳光照射到外板上，其光强根据相应整星姿态按近半正弦函数规律变化，母线电压随负载变化自主调节，双星与上面级分离后M21 星负载电流为12.61 A，母线电压为42.22 V；M22 星负载电流为12.87 A，母线电压为42.24 V。帆板展开对日定向后，双星母线电压稳定，M21 星帆板+Y/-Y 电流分别为35.42 A/35.21 A，M22 星帆板+Y/-Y电流分别为35.73 A/35.57 A。此时对应的双星方阵输出电流变化情况和双星母线电压如图7 和图8 所示。

图7 双星随上面级飞行过程双翼输出电流

图8 双星母线电压

实验结果表明，双星状态下，卫星供电切换和负载变化过程中卫星母线电压稳定，瞬态响应快，能够实现能源平衡,满足任务要求。

4 结论

本文以“一箭双星”直接入轨的中、高轨卫星作为研究对象，根据卫星的能源约束条件和一箭双星的卫星供电需求，提出了一箭双星供电接口的设计，通过地面模拟实验和在轨实验对一箭双星的星箭接口进行匹配性分析，验证了卫星电源系统的电源品质满足设计要求，达到了瞬态响应快、电源稳定和纹波小的要求，该方案已多次成功应用在某高轨批产卫星的设计中，可为其他航天型号的设计提供参考。