微小卫星公用平台低成本电源系统技术方案

姜东升，雷英俊，张晓峰，张博温，何德华

(1.北京空间飞行器总体设计部，北京 100094；2.深圳市航天新源科技有限公司，广东 深圳 518057)

总体部研制的某微小卫星公用平台可以承载光学遥感相机、SAR 载荷、通信载荷等有效载荷，本文研究了一种适合该微小卫星公用平台不同载荷任务的供配电组件系统设计方案。卫星供配电组件负责在发射场待发段、发射段、自主飞行段、各个飞行阶段向卫星负载提供连续的电能，并提供瞬时的峰值功率。在轨运行光照期间，通过太阳电池阵将太阳能转变为电能，为星上仪器设备供电并对蓄电池组进行充电；地影期间或在峰值负载时，控制蓄电池组放电，为星上仪器设备补充供电。供配电组件由电源控制器、功率管理模块、载荷锂离子蓄电池组、固定太阳电池阵、展开太阳电池阵组成。

太阳翼选用最新的三结砷化镓太阳电池，光电转换效率达到32%；采用最大功率点追踪(MPPT)拓扑结构，将太阳翼的输出功率利用率提高到95%；采用多母线体制配电管理；蓄电池采用超高功率电极结构，放电倍率达到20C，最大连续放电功率10 kW。整个分系统仅重40 kg 左右，极大地提高了电源分系统的比功率和比能量指标。

1 电源系统方案设计

电源系统拟采用三结砷化镓太阳电池、锂离子蓄电池组、基于MPPT 的能量传输体制，载荷选用不调节母线，平台选用5、±12、30.5 V 全调节母线集中供电模式。

主要技术指标为：三结砷化镓电池效率32%；太阳翼利用率95%；太阳翼输出功率500 W；全调节母线5、±12、(30.5±0.5)V；不调节母线60～82 V；脉冲连续放电功率10 kW；分系统质量约40 kg。电源组件设备指标如表1 所示。

表1 电源组件设备指标

1.1 MPPT 功率传输体制

电源系统的能量传递方式采用MPPT 控制。传统的分流调节技术，太阳电池阵的工作点设定为固定的参考值，不能随峰值功率点变化，无法在整个寿命期间最大限度利用太阳电池阵电能[1-2]。

MPPT 技术能够克服环境条件引起的太阳电池阵峰值功率点变化对输出功率的影响，在整个寿命期间能最大限度利用电池阵产生的电能。其基本原理是：通过控制技术实时调整太阳电池阵工作点使之跟随峰值功率点变化，最大限度输出太阳电池阵功率[3-4]。MPPT 扫描工作区间如图1 所示。

图1 MPPT扫描工作区间

MPPT 模式控制电路采用四开关管电流模式单电感器架构，如图2 所示。监视输入电压、电流，输出电压、电流，形成四个反馈环路控制四路N 沟道MOSFET 栅极驱动。最大功率点的追踪算法采用扰动和观察控制算法[5-6]。

图2 MPPT控制电路框图

1.2 太阳翼设计

卫星太阳翼包括1 块展开式太阳电池阵和1 块安装在卫星星体上的铝基板上的固定太阳电池阵组成。展开式太阳电池阵尺寸为2 141 mm×750 mm，体装式太阳电池阵尺寸为2 141 mm×520 mm。为满足整星功率需求，太阳电池阵采用平均光电转换效率不低于30%的三结砷化镓太阳电池作为发电单元。整个太阳电池阵划分为3 个分阵，对应PCU 的3个分流级，由PCU 将太阳翼的功率进行调节，形成统一母线输出到各个配电器。

太阳电池阵采用30.6 mm×40.3 mm 三结砷化镓太阳电池为发电单元，每片电池均安装旁路二极管,太阳电池表面粘贴掺铈玻璃盖片。太阳电池片如图3 所示。

图3 30.6 mm×40.3 mm 的GaInP2/GaAs/Ge单体电池

30.6 mm×40.3 mm 的GaInP2/GaAs/Ge 三结砷化镓太阳电池的性能参数如下：短路电流密度17.1 mA/cm2，开路电压2 700 mV，最佳工作点电流密度为16.8 mA/cm2，最佳工作点电压为2 410 mV，填充因子FF=0.87，光电转换效率为30%。测试条件：温度(25±2)℃，1 Sun。

太阳电池阵为串、并混联结构设计。采用一种规格的太阳电池，有利于太阳电池电路的优化设计，提高太阳电池阵的布片系数，减少剩磁等[7-8]。展开式太阳电池阵基板尺寸为2 141 mm×750 mm，串联片数为20 片，在基板尺寸条件下，可以排布49 串电路，去除压紧点及铰链处，可布置980 片太阳电池。体装式太阳电池阵基板尺寸为2 141 mm×520 mm，串联片数为24 片，在基板尺寸条件下，可以排布28 串电路，去除压紧点及铰链处，可布置672 片太阳电池。整星共布置1 652 片太阳电池。图4 为太阳翼构型图。

图4 太阳翼构型图

1.3 蓄电池组设计

卫星蓄电池组包括1 台平台蓄电池组和一台载荷蓄电池组。平台电池组采用由高比能量18650 单体电池组成的锂离子蓄电池组，载荷电池组采用高功率电池组成的锂离子蓄电池组。

平台锂离子蓄电池组的容量为15 Ah，由42 节锂离子蓄电池进行6 并7 串组成。蓄电池组结构采用套筒式结构，如图5 所示，这种套筒-底板一体化结构具有如下特点：(1)抗力学能力强，能满足卫星发射的力学环境要求；(2)热传导性能好，电池工作产生的热量可以通过套筒直接传导到卫星安装面上；(3)尽可能减轻了电池组结构件的质量。

图5 平台锂离子蓄电池组结构

载荷锂离子蓄电池组单体电池采用超高功率锂离子电池[9]。单体电池的结构采用圆柱形结构。圆柱形锂离子蓄电池由正极、负极、隔膜、电解液、电池壳体、电池正极端盖、电池负极端盖(电池正极端盖、电池负极端盖以下统称为电池盖)、负极柱、绝缘密封圈等几部分组成。采用铝合金材料做电池外壳，电池外壳、上盖和下盖均采用铝合金材料，电池壳与电池盖采用电子束焊接连接。电池的正、负极柱在电池的两端，电池正极柱与电池外壳连接，电池负极柱为金属铜，与电池壳体绝缘。蓄电池组由20 只5 Ah 圆柱型锂离子蓄电池通过20 串组成，电池组结构采用套筒式结构，单体电池固定在套筒式结构内，如图6 所示。

图6 载荷锂离子蓄电池组结构

1.4 PCU 及配电转换设计

功率控制单元(PCU)是卫星电源系统的核心设备，起着调节太阳电池、蓄电池和负载之间功率平衡的作用[10]。该PCU 为卫星提供一条不调节母线，5、±12、30 V 等多条不同电压调节母线，同时为平台蓄电池和载荷蓄电池提供充放电管理功能。当卫星工作在光照期时，太阳电池阵功率经过3 个电源控制调节模块输出经中间母线给蓄电池充电，并传输功率到不调节母线和多条不同电压调节母线。图7 所示为PCU整机结构。

图7 PCU 整机结构

电源控制器的设计基于低成本商业级器件，LT8490 是一款具有MPPT 功能的高电压、大电流降压-升压型电池充电控制芯片。该器件可采用高于、低于或等于输出电压的输入电压运作，并能由太阳电池板供电。LT8490 实现升降压控制，通过MPPT 算法对太阳电池阵实现MPPT 功率控制，对锂离子蓄电池采用限流恒压控制，控制电路高度集成，使电路面积大大减小，模块质量轻，同时也减少了成本。

电源变换电路，主备各选用一片5 V 及±12 V DC/DC 电源模块，同时对于主备份5 V DC/DC 及±12 V DC/DC 电源模块，共用一片滤波器进行滤波。主备滤波器的输入端采用熔断器并联的方式保证主备电源模块任何一个故障后电源变换电路仍能正常工作，不会拉低一次母线。

2 能量平衡分析

针对某一特征轨道卫星任务指标：太阳同步轨道晨昏轨道；太阳翼输出功率530 W；平台长期功耗260 W；载荷功耗5 000 W(持续30 s)；轨道周期94.6 min；最长地影时间22 min。

通过仿真分析软件，对该特征轨道任务的电源系统能量平衡进行分析，确认在当前设计边界条件下，最大22 min 地影，最大光照角30.8°，最恶劣条件相叠加作用下，SAR 脉冲大功率载荷每工作一次，电源系统放电深度达到15.2%，经过5个轨道周期能实现能量平衡，如图8～图10 所示。

图8 太阳翼法线矢量与太阳矢量夹角

图9 一年内轨道地影时间变化

图10 能量平衡分析

3 结论

对于脉冲大功率载荷的微小卫星公用平台，本文给出了一种适用不同载荷任务需求的卫星电源分系统方案，可以满足一种SAR 大功率脉冲载荷在轨任务的能源需求。文中给出的能量平衡仿真实例证明了该方案的任务满足有效性。