航天器高壓直接配電設計研究

于 磊，王宏佳，王林濤，李慧軍，黨 蓉，鄭瓊林

（1.中國空間技術研究院載人航天總體部，北京 100044；2.北京交通大學電氣工程學院，北京 100190）

航天器高壓直接配電設計研究

于 磊1，2，王宏佳1，王林濤1，李慧軍1，黨 蓉1，鄭瓊林2

（1.中國空間技術研究院載人航天總體部，北京 100044；2.北京交通大學電氣工程學院，北京 100190）

提出了一種航天器高壓直接配電設計方案，將100 V母線電壓輸送到負載端進行一次變換后直接使用，對系統(tǒng)拓撲、過流保護設計、高壓安全控制、系統(tǒng)接地等技術進行了研究。相比于兩級式配電方案，直接配電方案減少了一級變換環(huán)節(jié)，更能發(fā)揮高壓傳輸?shù)膬?yōu)勢，提高系統(tǒng)的能源使用效率；由于高壓DC／DC的大量使用，為規(guī)范選型、提高供配電系統(tǒng)性能，對不同拓撲結(jié)構(gòu)DC／DC進行比較研究，給出了不同拓撲結(jié)構(gòu)DC／DC適用的條件。經(jīng)實際系統(tǒng)評估，航天器在軌運行良好，采用100 V直接配電方案后，系統(tǒng)整體變換效率提高了8.1%。

直接配電；DC／DC；電源系統(tǒng)；高壓

1 引言

航天器電源系統(tǒng)一般由發(fā)電子系統(tǒng)和配電子系統(tǒng)構(gòu)成。發(fā)電子系統(tǒng)一般為光伏電源系統(tǒng)，將太陽能、蓄電池電能通過調(diào)理變換產(chǎn)生系統(tǒng)供電母線；對于用電負載而言，電路板上CPU、FPGA、CMOS器件等實際使用的電壓一般為±12 V、±5 V、3.3 V、2.5 V等電壓。配電子系統(tǒng)的任務則是將發(fā)電子系統(tǒng)產(chǎn)生的供電母線通過傳輸、調(diào)理和變換成合適的電壓，輸送到負載端使用［1-3］。如何在滿足系統(tǒng)可靠性和使用需求的基礎上進一步減少配電系統(tǒng)自身的功率和重量損耗是系統(tǒng)設計的難點［4-6］。

針對當前可調(diào)研到的航天器配電技術，主要有“高壓集中式配電”和“低壓分散式配電”兩種形式：

1）“高壓集中式配電”技術

我國“天宮一號”目標飛行器采用100 V高壓母線，各配電單元接收來自母線控制單元的100 V母線后，集中變換到28 V，再輸送到各負載設備進行二次變換后使用，存在兩級變換［4-6］；國際空間站載荷供電采用機柜配電技術［7］，配電接口單元接收120 V母線后，提供6路直接輸電通道到負載，更多的是采用大功率DC／DC電源變換成28 V后輸送到負載，再由負載進行二次變換使用，屬于“集中和分散相結(jié)合”的配電體制，也存在兩級變換環(huán)節(jié)。這種方案減少了對DC／DC變換器的依賴，但也存在明顯的缺陷，主要是兩級變換損耗大，難以發(fā)揮高壓傳輸優(yōu)勢，且會帶來較大的配電系統(tǒng)重量代價。

2）“低壓分散式配電”技術

對于我國深空探測、遙感衛(wèi)星和小衛(wèi)星配電技術而言，部分衛(wèi)星采用了母線直接配電的技術，將母線直接輸送到負載端或?qū)⒛妇€統(tǒng)一變換到負載所需電壓后輸送到負載端［8-9］。但均采用低壓42 V、28 V母線，未有100 V母線直接配電的案例。系統(tǒng)功率采用低壓母線傳輸，會帶來較大的系統(tǒng)功率傳輸損耗。同時，100 V直接配電方案需要在系統(tǒng)配置大量的100 V DC／DC變換器。王少寧等［10］介紹了一種100 V航天DC／DC變換器的設計方案，采用半橋變換器拓撲，僅有15 W一種類型，未針對不同的應用場合對DC／DC變換器的拓撲選擇進行研究和比較。

針對當前配電技術研究現(xiàn)狀，本文提出一種航天器高壓直接配電設計方案，系統(tǒng)采用100 V高壓母線，將100 V母線直接輸送到負載端，從母線到負載實際用電環(huán)節(jié)僅存在一級電源變換。對100 V DC／DC的不同拓撲進行比較，給出不同應用場合拓撲選用方案。

2 高壓直接配電技術設計方案

本文提出的100 V高壓直接配電體系結(jié)構(gòu)如圖1所示。

對用電負載，采用100 V直接式配電方式，將電源系統(tǒng)產(chǎn)生的100 V母線通過高壓長線傳輸直接到設備端供電；對于大功率用電設備，將100 V母線直接傳輸?shù)皆O備端，根據(jù)不同設備對供電電壓需求不同，在設備內(nèi)部配置相應的DC／DC變換器；對于閥門、電機、加熱片等直接使用28 V電壓的設備，根據(jù)負載需求，盡量錯峰供電。采用大功率電源模塊，將100 V集中變換到28 V輸送到負載端使用。

配電實施由母線配電層和負載配電層完成。母線配電單元主要功能是匯流分流，采用匯流條將100 V主母線轉(zhuǎn)接成多路100 V，分別送負載配電層各設備；并設置指令母線單元將100 V變換到24～30 V用于給各繼電器線圈供電。負載配電層的主要功能是配電控制和參數(shù)采集，接收母線配電單元100 V供電，通過開關控制實現(xiàn)各負載的供電，并配置電流、電壓傳感器實現(xiàn)各負載供電監(jiān)視。

與傳統(tǒng)方案相比，高壓直接配電具備如下特點：1）減少系統(tǒng)損耗

傳統(tǒng)采用兩級變換的系統(tǒng)配電損耗較大。DC／DC變換器變換效率一般在80%左右，兩級變換后變換效率僅64%左右［5］，系統(tǒng)1／3的發(fā)電功率要浪費在配電環(huán)節(jié)，大量的變換損耗還會使系統(tǒng)的散熱問題更加突出。采用一級變換后，100 V DC／DC變換器效率一般在72%以上，變換效率可提高8%左右。

2）減輕系統(tǒng)重量

當前航天器，系統(tǒng)功能集成度越來越高，系統(tǒng)也更加復雜，對系統(tǒng)功率的需求也逐漸增大［3-4］。大功率航天器需要高壓供電母線以保證電流限制在合理大小范圍內(nèi)，以減少電纜、元器件的重量和損耗，提高系統(tǒng)能源使用效率。以3 kW的航天器為例，假定采用28 V母線供電傳輸，在滿負載工作下，負載電流為107 A。按照瑞侃55號20AWG導線計算，考慮導線降額，當導線成束時，每一根導線設計最大電流I0為3.25 A，正負回線傳輸需要66根導線。若采用100 V母線供電傳輸，在滿負載工作下，負載電流為30 A，正負回線傳輸僅需要20根導線。

3）提高系統(tǒng)可靠性

兩級變換降低系統(tǒng)可靠性。系統(tǒng)增加了一級串聯(lián)變換環(huán)節(jié)，而這一級變換器是給大量的負載進行集中供電，若變換器失效，可能會給系統(tǒng)帶來災難性故障，為提高供電可靠性，需要采用多個冗余備份的方式，這會進一步提高系統(tǒng)重量，增加功率損耗。采用直接配電技術，單個DC／DC變換器失效僅影響單個用電設備，不會由于共因環(huán)節(jié)造成故障蔓延。

高壓直接式配電方案中，由于100 V高壓傳輸從電源端一直到負載端，需在系統(tǒng)傳輸?shù)母鳝h(huán)節(jié)進行安全控制［11］，包括規(guī)范短路保護設計、規(guī)范電路的安全間距控制、規(guī)范系統(tǒng)接地設計等，主要方案如下：

1）負載熔斷保護電路或過流保護電路

目前一般可選擇的過流保護電路有兩種。一種為熔斷絲／限流電阻過流保護電路，特點是過流后不可恢復，為提高可靠性，一般主備份設備應配置獨立的熔斷絲保護電路，同時使用時應考慮采取多個并聯(lián)，避免誤熔斷，應分析熔斷器的抗瞬態(tài)過載能力，一般浪涌電流的I2t應小于熔斷器幅值過載倍數(shù)對應的I2t的一半；另一種為以固態(tài)功率控制器為代表的過流保護電路［12］，電路兼具開關和過流保護兩種功能，這種要考慮開關的帶載特性，帶感性負載時，關斷過程中會產(chǎn)生尖峰電壓，即加在開關管上的電壓為供電電壓和電感上的反向沖擊電壓，必須保證加在開關管上的電壓在其能夠承受電壓范圍內(nèi)，防止損壞開關管。同時應考慮控制信號地與功率地的隔離問題，可考慮專用的磁隔離電路或光耦電路實現(xiàn)。

無論哪一種過流保護電路，均應要求配置在負載電路的入口端，針對多級過流保護的情況，還應考慮串聯(lián)協(xié)同性?；镜脑O計思想是對故障電流出現(xiàn)時的響應速度應按照自頂向下的順序而增加，對于采用熔斷絲型過流保護電路，即越靠近負載，熔斷絲熔斷電流越小；對采用固態(tài)功率控制器型過流保護電路，即越靠近負載，過流保護響應速度越快。

2）高壓電路的安全間距和高壓電纜的敷設控制

由于100 V高電壓輸送到各個單機，在電路板上存在大量功率器件和高低壓混合的情況，同時艙內(nèi)大量存在高壓傳輸電纜，提出了如下規(guī)范要求：

（1）導電體（元器件非絕緣引線、金屬外殼、接線柱、傳輸線固定器等）之間以及距印制電路板、接線板或機殼最小間距為1.6 mm；經(jīng)過絕緣處理后，導電體之間、導電體與結(jié)構(gòu)件之間間距不小于0.64 mm；

（2）印制板上正、負供電焊盤間最小間距不小于1 mm，100 V電壓差印制線間距不小于1 mm，如圖2所示；

（3）高壓供電電纜在傳輸路徑上采取二次隔離，電纜與艙體結(jié)構(gòu)直接接觸部位加鋪聚酰亞胺膜。

3）100 V回線單點接地

由于系統(tǒng)大量設備采用100 V供電，為確保整船單點接地［13］，明確：（1）100 V供電必須設計回線，在電源根部單點接地，不能通過結(jié)構(gòu)匯流，不能和設備二次地連接；（2）設備二次地與輸入100 V地間絕緣阻抗應不小于1 MΩ。100 V直接配電系統(tǒng)接地示意如圖3所示。

3 100 V DC／DC變換器拓撲方案

100 V直接配電方案需要在系統(tǒng)配置大量的100 V DC／DC變換器。由于從負載到母線僅有一級變換器，DC／DC可靠性尤為重要；DC／DC均安裝在電路板上，體積尺寸會受到較大的限制；DC／DC變換器輸入端為100 V母線，需要盡量減少開關器件的電壓應力，從而更有利于功率MOSFET等器件選型；DC／DC的變換效率影響整個系統(tǒng)的傳輸效率，需要進一步提高DC／DC變換器的變換效率。所以，需要在綜合考慮DC／DC可靠性、小型化、減少電應力、提高變換效率等各方面的制約條件，對DC／DC的拓撲結(jié)構(gòu)進行合理選擇并規(guī)范設計，以適應航天器復雜的負載使用工況。

由于要實現(xiàn)供電母線和用電負載二次地間地線隔離，需要采用隔離式電源變換器。同時，由于均為板級變換器，功率一般在200 W以下。在此限定條件下，常用DC／DC變換拓撲形式主要有反激變換器、正激變換器、橋式變換器等［14］。

3.1 單端反激變換器

單端反激電路拓撲如圖4所示。拓撲由變壓器、開關管T、整流二極管D1、濾波電容C構(gòu)成。反激變換器電路簡潔，所用元器件少。

開關管T導通期間，輸入電壓全部加在繞組N1上，電壓應力為0；在開關管T關斷期間，1次繞組開路，2次繞組的感應電勢反向，使二極管D1導通，儲存在變壓器磁場中的能量通過D1釋放，一方面給C充電，另一方面向負載供電。此時變壓器只有2次繞組工作，相當于一個電感，其電感量為L2。開關管T截止時所承受的電壓為Ui和N1中感應電勢之和。確定變壓器匝比參數(shù)后，一般UT在200 V以下，如式（1）所示：

反激變換器當變壓器初級有電流時，次級繞組沒有電流流過，不能抵消初級安匝，若不采取措施，磁芯會很快飽和并損壞開關管。為避免磁芯飽和，一般采取在變壓器磁芯間留氣隙的方式。

3.2 單端正激變換器

單端正激電路拓撲如圖5所示。拓撲由變壓器、開關管T、整流二極管D1、續(xù)流二極管D2、濾波電路（L、C）構(gòu)成。由于變壓器必須要復位，否則它的磁通將不斷增加，最后導致磁芯飽和而毀壞。單端正激變換器磁復位電路由N3和D3構(gòu)成。

在開關管T導通期間，輸入電壓全部加在繞組N1上，電壓應力為0；在開關管T關斷期間，1次繞組和2次繞組中沒有電流流過，此時變壓器通過復位繞組N3進行磁復位，勵磁電流iM從復位繞組N3經(jīng)過二極管D3回饋到輸入電源中去。忽略二極管D3上壓降，復位繞組上的電壓uN3如式（2）所示：

1次繞組上電壓UN1如式（3）所示：

式中，K13＝N1／N3。

3.3 雙管正激變換器

雙管正激電路拓撲如圖6所示。與單端正激變換器不同，雙管正激變換器使用兩個開關管。T1、T2分別串接變壓器初級頂端和底端，兩個開關管同時導通和關斷。當開關管導通時，所有初級和次級的同名端為正，功率傳遞給負載；當開關管關斷時，存儲于變壓器勵磁電感上的電流使所有的繞組電壓極性反向。N1同名端電位被二極管D1鉗位至地，N1異名端電位被二極管D2鉗位于Ui。所以，T1、T2發(fā)射極電壓不會超過Ui，由于二極管的鉗位作用，也不會存在漏感尖峰。

3.4 橋式變換器

對于橋式變換器（以半橋為例，如圖7所示），實際上是由兩個正激變換器組合而成，通過電容器C1和C2建立電壓中點，使每個正激變換器輸入電壓為Ui／2。開關管承受的電壓應力低，但開關橋臂有直通問題。對于航天電源，當電路受重粒子輻照時，若引起“關態(tài)”功率管導通，輸入電源和地之間形成低阻通路，會引起系統(tǒng)安全隱患。

根據(jù)上述分析，有如下結(jié)論：

1）橋式變換器由于存在開關橋臂直通的缺陷，且功率器件多，電路和控制均相對復雜，不建議在負載端變換器使用；

2）雙管正激變換器開關管電壓應力小，沒有漏感能量消耗，但功率器件相對較多，建議在200 W以上的變換器上使用；

3）反激式變換器開關管電壓應力一般相對正激較低，電路簡單，不需要加磁復位繞組，但變壓器磁芯間需要留氣隙，初次級線圈漏感大，變壓器工作效率較低，且存在瞬態(tài)控制特性相對較差。建議對小功率（20 W以內(nèi)）、多路輸出且對電壓控制精度要求不太高的負載使用；

4）正激式變換器體積相對反激較大，開關管應力較反激大，但因為使用無氣隙的鐵芯，變壓器銅損較小，效率高；輸出濾波電感器和續(xù)流二極管可以使得儲能電容電流保持在較小的數(shù)值上，相對反激變換器而言，電容上通過波紋電流定額值要求小一些。建議對中功率（100 W以內(nèi)）且對電壓控制精度要求較高的負載使用。

在進行合理拓撲選擇的基礎上，為進一步提升DC／DC變換器的效率，需進一步明確系統(tǒng)使用和功能要求。對于DC／DC變換器，使用功率越接近額定功率，變換效率越高。同時，應在滿足使用要求的基礎上，盡量簡化變換器功能。如對于EMI濾波電路，可與DC／DC變換器獨立，并根據(jù)需要選配；對于單機內(nèi)部已存在浪涌抑制電路、過流保護功能電路的，不必在變換器內(nèi)重復設置等。

4 方案評估和驗證

目前高壓直接配電技術已經(jīng)過實際型號應用，在軌飛行狀態(tài)良好。圖8反應的是在軌飛行100 V母線電壓波形，圖中不同的曲線代表不同的母線電壓采集點。從圖中可以看出，在光照區(qū)，母線電壓在101～102 V之間；地影區(qū)母線電壓在98～99 V之間，滿足母線電壓在98～103 V要求。

對100 V直接變換后系統(tǒng)變換效率進行評估。圖9反應了某30 W、100 V DC／DC變換器變換效率曲線。系統(tǒng)實際應用時，要求負載設備實際功率與所使用的變換器額定功率相匹配，一般不低于DC／DC變換器額定功率的70%。經(jīng)系統(tǒng)綜合評估，100 V DC／DC平均變換效率約72.8%，相對傳統(tǒng)兩級變換方案64.7%的變換效率，整體變換效率提高了約8.1%。同時，模塊體積、重量的變小，進一步優(yōu)化了系統(tǒng)的總體重量。經(jīng)實際評估，對于3 kW的飛行器，可以節(jié)約功率近200 W，系統(tǒng)重量可以優(yōu)化近30 kg。

5 結(jié)論

本文提出了一種航天器高壓直接配電設計方案，給出了系統(tǒng)方案、短路保護、安全間距控制、接地等關鍵點設計方案，并對不同的高壓DC／DC拓撲進行比較，分析了不同拓撲的適用條件。方案經(jīng)實際系統(tǒng)在軌評估，系統(tǒng)整體變換效率提高了8.1%，在軌運行良好。

（References）

［1］ Patel M R.Spacecraft Power Systems［M］.Florida：CRC Press，2004：10-25.

［2］ Ma Shijun，Han Guojing.Satellite Power Technology［M］.Beijing：China Astronautic Publishing House，2001：376-391.

［3］ Hyder A K.Spacecraft Power Technologies［M］.London：Imperial College Press，2000.

［4］ 王娜，黃崢，馬季軍，等.我國交會對接任務中航天器電源設計與應用［J］.載人航天，2013，19（5）：52-59.Wang N，Huang Z，Ma J J，et al.Spacecraft power system design and application for the rendezvous and docking tasks［J］.Manned Spaceflight，2013，19（5）：52-59.（in Chinese）

［5］ 于磊，任筱強，李智勇，等.航天器能源系統(tǒng)方案設計［J］.電源技術，2013，37（10）：1819-1921.Yu L，Ren X Q，Li Z Y，et al.Design of spacecraft power system［J］.Chinese Journal of Power Sources，2013，37（10）：1819-1921.（in Chinese）

［6］ 李廷中，王蓓蓓，周新順.航天器電源系統(tǒng)大功率智能配電技術［J］.航天器環(huán)境工程，2011，28（6）：511-515.Li T Z，Wang B B，Zhou X S.Intelligent power distribution for spacecraft large-capacity power system［J］.Spacecraft Environment Engineering.2011，28（6）：511-515.（in Chinese）

［7］ 鄧曉彬，譚小野，李廷中.國際空間站載荷機柜配電接口單元的研究［C］／／第二十三屆全國空間探測學術交流會，廈門，2010：204-209.Deng X B，Tan X Y，Li T Z.Research on power distribution interface unit of international space station load cabinet［C］／／23rd National Space Exploration Academic Exchange，Xiamen，2010：204-209.（in Chinese）

［8］ 劉奕宏，張明，鮑恩竹.綜合電子體系下的航天器配電體制研究［C］／／中國電工技術學會電力電子學會第十四屆學術年會，福州，2014：174-179.Liu Y H，Zhang M，Bao E Z.Research on power distribution scheme based on integrated electronic system［C］／／14th Annual Conference of Power Electronics Society of China Electrotechnical Society，F(xiàn)uzhou，2014：174-179.（in Chinese）

［9］ 王磊，馮本成，黃濤，等.微小衛(wèi)星電源控制與配電單元的研究［C］／／電力電子與航天技術高峰論壇，深圳，2014：268-273.Wang L，F(xiàn)eng B C，Huang T，et al.The research of power control and distribuiton unit about micro-satellites［C］／／Power Electronics and Space Technology Summit Forum，Shenzhen，2014：268-273.（in Chinese）

［10］ 王少寧，郭祖佑.航天器用100 V輸入電壓DC／DC變換器設計［C］／／第九屆中國電工技術學會電力電子學會，秦皇島，2004：663-667.Wang S N，Guo Z Y.Design of space flight’s DC／DC converter with 100 V input voltage［C］／／9th Annual Conference of Power Electronics Society of China Electrotechnical Society，Qin Huangdao，2004：663-667.（in Chinese）

［11］ 南洪濤，劉宏泰，王林濤.載人航天器高壓供配電安全性設計［J］.航天器環(huán)境工程，2013，30（2）：94-97.Nan H T，Liu H T，Wang L T.Safety design of high voltage power supply for manned spacecraft［J］.Spacecraft Environment Engineering，2013，30（2）：94-97.（in Chinese）

［12］ 于磊，岳立桐，黨蓉，等.空間電壓固態(tài)配電技術研究［J］.電力電子技術，2014，48（3）：45-47.Yu L，Yue L T，Dang R，et al.Research on solid-state power distribution technology for space power supply［J］.Power E-lectronics，2014，48（3）：45-47.（in Chinese）

［13］ 何宇，王林濤，張大鵬.一種載人航天器高壓供電系統(tǒng)接地方法［J］.航天器工程，2009，18（9）：54-60.He Y，Wang L T，Zhang D P.A Grounding architecture for high-voltage power system of manned spacecraft［J］.Spacecraft Engineering，2009，18（9）：54-60.（in Chinese）

［14］ Abraham I.Pressman.開關電源技術［M］.王志強，譯.北京：電子工業(yè)出版社，2005：198-220.Abraham I.Pressman.Switching Power Supply Design［M］.Wang Z Q，translated.Beijing：Electronics Industry Press，2005：198-220.（in Chinese）

Research on High Voltage Direct Power Distribution System for Spacecraft

YU Lei1，2，WANG Hongjia1，WANG Lintao1，LI Huijun1，DANG Rong1，Trillion Q.Zheng2
（1.Institute of Manned Spacecraft System Engineering，China Academy of Space Technology，Beijing 100044，China；2.School of Electrical Engineering，Beijing Jiaotong University，Beijing 100190，China）

A design scheme for the spacecraft high voltage direct power distribution was proposed.The 100 V bus voltage could be used for load with only one stage conversion.In this paper，the technologies including the system topology，the over-current protection design，the high voltage security control，and the system grounding etc.were studied.Compared with the two-stage distribution scheme，the direct distribution scheme reduced one stage voltage conversion，and could take good advantage of the high voltage transmission and thus improve the energy efficiency of the system.Because of the widespread usage of the high voltage DC／DC，in order to standardize the selection and improve the performance of the power supply and the distribution system，a comparative study of DC／DC with different topological structures was conducted and the applicable conditions of DC／DC with different topologies were proposed.The scheme has been successfully applied to the real spacecraft and operated well.By adopting the 100 V direct distribution scheme，the overall transformation efficiency of the system was improved by 8.1%.

power direct distribution；DC／DC；power system；high voltage

V57

A

1674-5825（2017）06-0770-06

2017-06-12；

2017-09-18

于磊，男，碩士，高級工程師，研究方向為載人航天器電總體設計、空間能源系統(tǒng)設計、電力電子變換技術。E-mail：yul529＠yeah.net

（責任編輯：龐迎春）