新一代载人飞船试验船能源管理功能研制特点

钟丹华，唐 筱，舒 斌，张思义

(上海空间电源研究所，上海200245)

1 引言

新一代载人飞船试验船(简称试验船)能源管理功能(电源系统)作为试验船的核心平台系统之一，需要为试验船在待发段、发射段、飞行段、返回和着陆段等各个飞行阶段安全、可靠地提供所需连续、间断和瞬时的电能，以保障整船飞行任务的顺利实施。

根据试验船总体的规划，能源管理功能的研制始于2016年，为满足低成本、快速研制，且可靠、安全地支撑试验船再入控制、再入热防护、回收着陆等关键技术项目验证的需求，在研制过程中充分借鉴了神舟载人飞船电源系统的技术特点，在总体方案设计上具有更高的可靠性和安全性，更强的故障冗余能力。设计在主电源上实现了多机组冗余备份，并具有独立的备份电源再对主电源进行多重冗余备份；在部分子功能项(单机产品)的研制和地面测试中，引入了较先进的设计和试验方法，解决了技术难题，并起到了简化流程、降本增效的作用。

本文介绍能源管理功能总体方案技术特点，并对部分子功能项产品的研制特点，特别是部分使用了平均光电转换效率达到34%的三结砷化镓太阳电池电路的飞行验证情况进行研究和总结。

2 总体方案技术特点

能源管理功能具有高可靠性、高安全性的总体方案技术特点。由主电源、应急电源、返回着陆电源、火工品电源和辅助电源5种电源组成。其中，主电源和应急电源安装于服务舱，返回着陆电源、返回舱火工品电源和辅助电源安装于返回舱。

主电源采用储能蓄电池组-光伏电源系统设计方案，为全调节母线，母线电压调节范围为27.8～30.6 V，与应急电源、辅助电源的并网工作域为27.8～30 V。主电源舱内控制设备和储能蓄电池组分为3个完全独立的机组，3个机组分别向服务舱供电管理器提供3条独立的供电母线，在服务舱供电管理器内并网后形成一条供电主母线，对整船负载供电，设计寿命不低于1年。

应急电源由2台锌银电池组并联输出组成，在主电源发生故障时自动接入与主电源并网供电或独立供电，通过独立的火工品母线为服务舱火工品供电。

返回着陆电源为1台锌银电池组，提供飞船在返回舱分离后的用电；返回舱火工品电源由2组锌银电池组组成，通过独立的火工品母线为返回舱火工品供电。

辅助电源由8台锌银电池组组成，每2台电池组并联输出，在整船出现长期峰值功率或主电源部分机组失效乃至完全失效时，与主电源并网供电或独立供电，满足全任务供电需求；与返回着陆电源并网供电或独立供电，满足飞船在返回舱分离后的用电。

其中，应急电源、返回着陆电源、返回舱火工品电源湿荷电态寿命不小于10个月，辅助电源湿荷电态寿命不小于6个月，满足试验船不小于7 d任务时间指标要求。

为满足总体对电源系统提出的高可靠性、高安全性的设计要求，通过在方案顶层开展故障模式与影响分析(Failure Mode and Effects Analysis，FMEA)和故障树分析(Fault Tree Analysis，FTA)，在分系统设计上实现了“满足发生一重故障时，能源管理功能可以连续工作，保障试验船飞行任务的连续性；发生二重故障时，不会出现供电功能失效，仍然可以保障试验船飞行任务的连续性”的设计目标，消除了分系统级单点故障环节。

2.1 主电源故障容限设计

主电源由3个完全独立的机组组成，提供整船额定负载(P)供电能力。具有三机组并联工作模式、双机组并联工作模式以及单机组独立工作模式，可在单个机组故障模式或2个机组故障模式下稳定提供1/2P或1/3P供电能力，配合整船制定的低功耗飞行策略，可以长期稳定地运行，如图1所示。

图1 主电源太阳电池翼故障模式工作示意图Fig.1 Schematic diagram of m ain power solar cell w ing failure workingmode

主电源具有应对单个太阳电池翼未展开/不发电的能力。在单翼未展开故障模式下，切换成已展开太阳电池翼＋1个半机组并联工作模式，稳定提供1/2P供电能力，配合整船制定的低功耗飞行策略，可以长期稳定地运行，如图2所示。

图2 主电源机组故障模式工作示意图Fig.2 Schem atic diagram of main power unit failure working m ode

主电源具备母线电压跌落到标称电压V以下ΔV时(可设定)或主电源储能蓄电池组放电深度超过70%时，自动触发接通应急电源＋1组辅助电源并网供电的能力。

上述分系统级故障容限设计保证了主电源自身在局部故障下，仍然可以稳定连续工作。

2.2 辅助电源故障容限设计

辅助电源供电输出分为4个独立的功率单元，功率单元之间互相隔离，根据供电需求可以任意接入或退出供电母线。每个功率单元由2台辅助电源并联输出，均可以提供整船额定负载(P)供电能力，如图3所示。辅助电源的并网一般采取轮流接入的方式，前一组使用完毕前，再依次接入下一组。

图3 辅助电源并网工作示意图Fig.3 Schem atic diagram of parallel auxiliary power supply

辅助电源作为主电源和返回着陆电源的备用电源，具有表1所列举的并网供电或独立供电工作模式。辅助电源的多样化并网供电工作模式，保证了主电源、返回着陆电源在局部故障乃至完全失效的多重故障下，不会出现供电功能失效，仍然可以保障试验船飞行任务的连续性。

表1 辅助电源并网工作模式Table 1 Parallel working mode of auxiliary power supp ly

3 部分子功能研制特点

3.1 太阳电池翼

试验船为大直径舱体，为满足火箭整流罩包络要求，太阳电池翼收拢安装在服务舱凹壁空间内。该安装方式导致常用的太阳电池翼地面展开吊挂装置在安装、收拢过程中与舱体上端面干涉而无法实施，而传统的气浮装置无法在凹舱壁内与舱体对接。为满足试验船太阳电池翼在舱体上展开、收拢和压紧安装的需要，对单翼展开面积超过12 m的刚性太阳电池翼引入了气浮平台＋可拆卸延长板的气浮展开方案，如图4与图5所示。

图4 太阳电池翼气浮展开方案示意图Fig.4 Deployment scheme of solar cell w ing in gas floating p latform

图5 太阳电池翼气浮展开试验图Fig.5 Deployment test of solar cellw ing in gas floating p latform

气浮平台采用天然花岗岩平台和人造花岗岩框架组合制造工艺，为便于运输与安装，由3块平台拼接组成，每块平台的重量为5 t，总面积7.5 m×2.4 m，组装完成后整体平面度优于0.1 mm。太阳电池翼每块基板上均设置有2个气垫组件接口，通过气垫组件支撑在气浮平台上。由专用调压配气设备对气垫组件通压缩气体，在气垫组件与气浮平台间形成薄层气膜后可以浮起太阳电池翼，实现低摩擦阻力移动。气浮展开方案的摩擦阻力小于传统吊挂展开方案，更能反映太阳电池翼在空间失重环境下的展开锁定过程，多次展开的实测时间范围集中在13～17 s之间，离散度小，优于吊挂展开时16～27 s的时间范围。

3.2 太阳电池电路

试验船太阳电池翼在右太阳电池翼的中外板上各使用了一路平均光电转换效率达到34%的正装三结砷化镓太阳电池电路，为国内在轨实施功能应用的最高光电转换效率的三结砷化镓太阳电池电路。该路太阳电池电路作为主电源其中一个机组储能蓄电池的涓流充电电路，在太阳光0°入射角时的工作点电流约为1.5 A。在充电主回路充满断开后，可以继续给储能蓄电池提供涓流浮充电流。在可靠性安全性设计上，高效率太阳电池电路作为储能蓄电池的涓流充电电路，既可以验证该项目在轨应用的功能和性能，又与主充电回路进行了隔离，即使失效也不对能源管理功能产生影响。

高效率太阳电池片单片尺寸为60.5 mm×40.0 mm，面积为23.95 cm，如图6所示。按照GJB 7392-2011《空间用三结砷化镓太阳电池通用规范》制定技术条件，抽样电池片分为5组，均通过了鉴定试验的考核，包括温度冲击试验、带电粒子辐照试验、反向偏置试验、稳态湿热试验，以及盖片增益、太阳吸收率、半球向辐射率、曲率和耐弯曲试验项目。主要试验结果如下:

图6 34%效率三结砷化镓太阳电池片Fig.6 34%conversion efficiency triple junction GaAs solar cell of

1)经过温度冲击后最大输出功率衰降0.71%，满足不大于2%的指标要求；

2)经过等效1 MeV、3×10e/cm带电粒子辐照后工作电流平均衰降1.55%，满足不大于3%的指标要求；

3)经过恒压反向偏置试验后工作电流平均衰降0.35%、反向偏置交变试验后工作电流平均衰降0.12%，满足不大于2.5%的指标要求；

4)经过稳态湿热考核后工作电流平均衰降0.86%，满足不大于2.5%的指标要求。

高效率太阳电池电路的发电能力评定以地面标准测试条件作为判定标准，因受在轨遥测精度的限制，在轨遥测数据作为辅助判断。在装机太阳电池片交付总装前，在标准测试条件下(太阳光谱AM0，太阳光强度1353W/m，温度25℃)，对其进行了电性能测试，主要测试数据分布情况如下，平均值详见表2。

表2 34%效率三结砷化镓太阳电池测试数据Table 2 Test data of 34%conversion efficiency triple junction GaAs solar cell

工作点电压≥2200 mV的电池片占装机电池片比例为100%；工作点电流≥482.4 mA的电池片占装机电池片比例为100%。

装机电池片光电转换效率测试值在33.5%～34.5%之间，平均光电转换效率为34.1%。

在轨飞行全过程中，高效率太阳电池作为涓流充电电路均工作正常，充电电流稳定，太阳光25°入射角的工作点电流遥测值在1.2～1.6 A之间，符合指标要求。折算为0°入射角的工作点电流遥测值在0.44～0.58 A/并之间，符合地面测试数据分布范围，达到了飞行试验目的。在飞行任务末期，一个典型光照区的绢流充电电流遥测数据如图7所示，图例中“-”号表示充电状态。

图7 涓流充电电路遥测数据Fig.7 Remote sensing data of trickle charging circuit

4 地面测试技术特点

4.1 电子电源替代锌银电池测试

锌银电池组具有较好的放电稳定性、较低的自放电率和较高的可靠性安全性，在加液激活后的寿命期内免于再次维护，是作为辅助电源、应急电源等备份电源的较优选择。但作为一次性激活电池，其缺点是寿命有限，不能多次充放电循环使用。传统型号研制中，需投产一套或数套与正样件接口特性、功率特性完全一致的电测工艺件，长期参加分系统联试和整船测试，正样产品在发射前再加液激活。电测工艺件与正样产品一样，也存在着寿命有限的缺点，且成本高。

在试验船方案阶段，能源管理功能与总体开展共同设计，策划全流程使用通用电子电源替代锌银电池用于分系统联试和整船测试。电子电源一次性采购到位后可以长期使用，并可配套给多艘船使用，不受电池寿命约束，但要替代真电池需要满足以下设计条件:电压-电流工作特性与真电池一致；供电输出接口与真电池匹配。

锌银电池单体电压工作范围一般为1.35～1.6 V，放电平台可以长期稳定在1.50 V附近，电子电源的稳压供电模式可以模拟锌银电池平稳的放电工作特性。根据模拟的放电工作段的需要，初期可设定电子电源电压为单体电压1.5 V×单体数量，末期可逐渐降低电子电源电压设定值，至单体截止放电电压1.35 V×单体数量，具有程控功能的电子电源可以更容易地模拟该渐变过程。为实现供电输出接口与真电池匹配，需要与配电系统开展联合设计。通过在舱内电缆网连接转接电缆，将电池端接口引出到舱外电子电源端，以保证舱内功率通路的一致性和测试覆盖性。

使用电子电源替代锌银电池参加长期分系统联试和整船测试，除减少投产电测工艺件的成本外，测试过程还可以配合测试需求，灵活多变地开展各种电压、电流极限拉偏测试。

4.2 异地远程协同测试

试验船的总装总测地点位于北京，能源管理功能研制单位位于上海。在试验船方案阶段，能源管理功能与总体开展共同设计，推进并实施了异地远程协同测试方案。

由中国空间技术研究院的综合测试中心完成日常测试上下行指令发送、数据解析工作，经北京-上海的专用光纤网络，由上海空间电源研究所的分布式测试节点在本地完成数据监视判读、音视频调度和工作总结等。

经实践摸索，除整船集中开展的大型专项试验(如整船力学试验、整船热学试验)协同和组织较复杂，还需到现场集中测试外，日常测试均可以通过异地远程协同测试的方式开展。整船综合测试期间，累计成功开展了5个多月的远程协同测试，起到了降本增效的作用。

5 结论

新一代载人飞船试验船能源管理功能的成功研制，充分保障了试验船飞行任务的顺利实施。在研制过程中采用了高可靠性和高安全性系统设计技术、高光电转换效率太阳电池电路工程应用技术、舱壁内嵌大型刚性太阳电池翼安装和展开技术、异地远程测试技术等，实现了航天器电源系统领域内的一定技术突破。