載人飛船電源系統(tǒng)并網(wǎng)供電特性研究

鐘丹華 唐筱 舒斌 沈冰冰

(上?？臻g電源研究所，上海 200245)

航天器電源系統(tǒng)的并網(wǎng)供電控制技術(shù)是電源技術(shù)領(lǐng)域研究的重點(diǎn)之一，也是組合體航天器實(shí)現(xiàn)在軌長(zhǎng)期運(yùn)營(yíng)的關(guān)鍵技術(shù)[1-2]。并網(wǎng)供電控制技術(shù)可包括自由并網(wǎng)和受控并網(wǎng)等分類，自由并網(wǎng)通常指工作電壓范圍相近或重疊的多電源間的并聯(lián)輸出，各電源的輸出電流大小受電源特性和負(fù)載特性的影響，存在較大的變化；通過(guò)對(duì)電源電壓、電流的主動(dòng)調(diào)節(jié)，可以進(jìn)一步發(fā)展為受控并網(wǎng)，受控并網(wǎng)可以實(shí)現(xiàn)在各工況下不同電源的能量?jī)?yōu)先輸出順序設(shè)計(jì)，并精確分配各個(gè)電源間的輸出能量比例。

載人飛船電源系統(tǒng)作為我國(guó)研制的高可靠性航天器電源系統(tǒng)[3-4]，具備多種類電源并網(wǎng)、供電比例可調(diào)節(jié)的功能，是航天器的核心平臺(tái)分系統(tǒng)[5-6]。在載人航天二期工程研制過(guò)程，飛船電源分系統(tǒng)設(shè)計(jì)并實(shí)現(xiàn)了異構(gòu)電源的并網(wǎng)供電比例調(diào)節(jié)技術(shù)[7-8]；在載人航天三期工程研制過(guò)程，進(jìn)一步實(shí)現(xiàn)了跨航天器電源間的受控并網(wǎng)供電調(diào)節(jié)技術(shù)。

本文根據(jù)載人飛船飛行數(shù)據(jù)和地面試驗(yàn)數(shù)據(jù)，開(kāi)展并網(wǎng)供電特性研究，特別是對(duì)復(fù)雜的多域并網(wǎng)控制策略和最佳工作區(qū)域設(shè)計(jì)，有助于進(jìn)一步提高系統(tǒng)的可靠性和穩(wěn)定性，有利于后續(xù)空間站建造和運(yùn)營(yíng)階段復(fù)雜的并網(wǎng)供電實(shí)施，以及能量在艙段間傳遞和分配的規(guī)劃。

1 并網(wǎng)供電功能概述

載人飛船電源系統(tǒng)采用儲(chǔ)能蓄電池組-光伏系統(tǒng)，為全調(diào)節(jié)母線體制，由主電源、應(yīng)急電源、返回著陸電源、火工品電源4種電源組成。其中，主電源分為太陽(yáng)電池陣、對(duì)日定向驅(qū)動(dòng)子系統(tǒng)、儲(chǔ)能蓄電池組、三機(jī)組控制設(shè)備等部分組成；應(yīng)急電源為獨(dú)立配置的鋅銀電池組，在主電源發(fā)生故障時(shí)或出現(xiàn)峰值負(fù)載時(shí)，接入與主電源存活部分并網(wǎng)供電或獨(dú)立供電，以滿足載人飛船應(yīng)急飛行用電需求。

主電源除了具備與應(yīng)急電源并網(wǎng)供電的功能外，還具備與對(duì)接航天器(空間實(shí)驗(yàn)室、空間站等)并網(wǎng)供電的功能，可以接收來(lái)至對(duì)接航天器的供電能量，滿足對(duì)接?？亢笕豕庹諚l件下自身負(fù)載的用電需求。

電源系統(tǒng)電壓工作區(qū)域劃分見(jiàn)表1，如圖1所示。

(1)光照區(qū)供電陣采用順序線性分流調(diào)節(jié)，利用控制設(shè)備的分流調(diào)節(jié)功能將母線電壓控制在Vsu(分流調(diào)節(jié)域上限)以下，當(dāng)母線電壓低于Vsl(分流調(diào)節(jié)域下限)時(shí)，控制設(shè)備不再進(jìn)行分流調(diào)節(jié)；當(dāng)飛船的負(fù)載功率P需求超過(guò)太陽(yáng)電池的發(fā)電能力時(shí)，由儲(chǔ)能蓄電池組補(bǔ)充供電；

(2)陰影區(qū)儲(chǔ)能蓄電池組通過(guò)控制設(shè)備的放電調(diào)節(jié)功能供電，放電調(diào)節(jié)采用升壓式調(diào)節(jié)并對(duì)多機(jī)組放電均衡控制，使母線電壓控制在Vbu(放電調(diào)節(jié)域上限)～Vbl(放電調(diào)節(jié)域下限)之間；陰影區(qū)和光照區(qū)供電范圍之間建立調(diào)節(jié)遲滯區(qū)；

(3)在主電源發(fā)生故障時(shí)或出現(xiàn)峰值負(fù)載時(shí)，由應(yīng)急電源接入與主電源存活部分并網(wǎng)供電。應(yīng)急電源并網(wǎng)供電域的上限設(shè)置一般應(yīng)不大于Vsl，以保證光照區(qū)盡可能使用太陽(yáng)電池翼的供電能量；下限設(shè)置應(yīng)滿足系統(tǒng)提出的母線最低工作電壓要求。在本文中將研究在應(yīng)急電源并網(wǎng)供電域內(nèi)的供電比例調(diào)節(jié)技術(shù)；

(4)在主電源與對(duì)接航天器并網(wǎng)供電總線對(duì)接后，可以接收來(lái)至對(duì)接航天器的供電能量。對(duì)接航天器并網(wǎng)供電域由跨航天器電源間的協(xié)同設(shè)計(jì)來(lái)共同確定，考慮航天器間傳輸損耗壓降后，下限設(shè)置一般應(yīng)不小于Vbu，以保證儲(chǔ)能蓄電池組在陰影區(qū)不參與供電；上限設(shè)置需綜合考慮較多因素，在本文中將研究其最佳控制區(qū)域設(shè)計(jì)。

表1 電源系統(tǒng)電壓工作區(qū)域劃分

圖1 電源系統(tǒng)電壓工作區(qū)域示意Fig.1 Voltage working area of power system

2 主電源與應(yīng)急電源并網(wǎng)供電特性研究

2.1 自由并網(wǎng)供電特性研究

2.1.1 鋅銀電池放電特性

根據(jù)應(yīng)急電源的設(shè)計(jì)，鋅銀電池單體在小電流放電開(kāi)始時(shí)，會(huì)有一段較高的放電電壓；放電電流較大或已進(jìn)行預(yù)放電后，可直接進(jìn)入較平穩(wěn)的放電過(guò)程。平均放電電壓視放電倍率會(huì)有變化，在典型輸出功率300～1000 W時(shí)，單體工作電壓范圍為1.50～1.55 V；電池容量即將放完時(shí)，電壓下降較快，可以降到1.35 V左右。

主電源與應(yīng)急電源并網(wǎng)供電時(shí)，應(yīng)急電源一般可以長(zhǎng)時(shí)間處于平穩(wěn)的放電電壓段，相當(dāng)于一臺(tái)穩(wěn)壓源，具有優(yōu)良的放電特性。

2.1.2 并網(wǎng)供電特性

載人飛船電源系統(tǒng)在軌運(yùn)行過(guò)程中，可能出現(xiàn)的影響供電安全的故障模式主要有一個(gè)太陽(yáng)電池翼故障不能輸出導(dǎo)致電源系統(tǒng)能量損失1/2，或者部分控制機(jī)組故障導(dǎo)致電源系統(tǒng)輸出能量損失1/3，系統(tǒng)設(shè)計(jì)采取的措施可以將故障部分隔離，通過(guò)主電源和應(yīng)急電源并網(wǎng)供電，對(duì)輸出能量進(jìn)行再分配，實(shí)現(xiàn)電源系統(tǒng)故障重構(gòu)，達(dá)到滿足飛船在軌應(yīng)急飛行的供電要求。

主電源與應(yīng)急電源并網(wǎng)供電后，在光照區(qū)存在分流調(diào)節(jié)的情況下，應(yīng)急電源由于工作電壓較主電源母線電壓低，主要由主電源供電；在陰影區(qū)主電源母線電壓與應(yīng)急電源工作電壓存在重疊部分，根據(jù)負(fù)載功率的變化存在競(jìng)爭(zhēng)供電的狀態(tài)。對(duì)于30 V低壓母線體制，鋅銀電池較平穩(wěn)的放電電壓段一般設(shè)計(jì)在28～29 V，在額定負(fù)載功率(P)段可以近似保持并網(wǎng)供電比例1∶1；隨著負(fù)載減小，應(yīng)急電源的供電比例開(kāi)始顯著增大，如圖2所示。

圖2 主電源與應(yīng)急電源自由并網(wǎng)Fig.2 Free parallel between main power and emergency power

2.2 受控并網(wǎng)供電特性研究

2.2.1 應(yīng)急電源比例并網(wǎng)供電控制

為減小一次性使用的應(yīng)急電源在并網(wǎng)后的供電輸出能量，延長(zhǎng)應(yīng)急使用時(shí)間，最大程度利用主電源的供電能力，通過(guò)自動(dòng)調(diào)節(jié)主電源電壓輸出范圍，可以實(shí)現(xiàn)應(yīng)急電源有控制的比例輸出。主電源與應(yīng)急電源的供電電流輸出比例一般可設(shè)計(jì)為2∶1或3∶1。

單個(gè)太陽(yáng)電池翼故障模式或部分控制機(jī)組故障模式下，通過(guò)接入應(yīng)急電源進(jìn)行故障重構(gòu)，對(duì)于負(fù)載功率p，在有n∶1(n≥2)比例供電控制的設(shè)計(jì)時(shí)，可近似計(jì)算陰影區(qū)應(yīng)急電源節(jié)省的供電能量EAh。

(1)

式中：T為陰影區(qū)時(shí)間。

按照額定輸出負(fù)載功率計(jì)算，電源分系統(tǒng)采用2∶1供電比例控制時(shí)，應(yīng)急電源節(jié)省的能量EAh可以多延長(zhǎng)使用時(shí)間8個(gè)小時(shí)。

2.2.2 比例并網(wǎng)供電特性

以2∶1比例并網(wǎng)供電作為實(shí)現(xiàn)例，通過(guò)對(duì)主電源輸出電流Iz與應(yīng)急電源輸出電流Iy采樣后作為控制信號(hào)，引入主電源放電調(diào)節(jié)設(shè)備的閉環(huán)反饋回路(閉環(huán)控制參數(shù)Ki) 中，采用疊加控制法(疊加控制參數(shù)Kz、Ky) 調(diào)節(jié)主電源母線電壓，從而達(dá)到調(diào)節(jié)應(yīng)急電源輸出電壓、電流，實(shí)現(xiàn)對(duì)主電源、應(yīng)急電源輸出電流比例的調(diào)節(jié)。原理圖見(jiàn)圖3所示。

圖3 并網(wǎng)供電控制原理圖Fig.3 Principle of parallel power supply

該控制原理實(shí)現(xiàn)簡(jiǎn)單，可以在放電調(diào)節(jié)域內(nèi)實(shí)現(xiàn)較高的控制精度，且供電電流越大比例控制精度越高：在全負(fù)載功率段可以精確實(shí)現(xiàn)2∶1控制比例，誤差不大于10%，滿足延長(zhǎng)應(yīng)急電源使用時(shí)間的需求。試驗(yàn)結(jié)果如圖4所示。

圖4 主電源與應(yīng)急電源比例控制并網(wǎng)Fig.4 Proportional control parallel between main power and emergency powe

3 主電源與對(duì)接航天器電源并網(wǎng)供電特性研究

在主電源與對(duì)接航天器并網(wǎng)供電總線對(duì)接后，可以接收來(lái)至對(duì)接航天器并網(wǎng)供電設(shè)備的供電能量。在光照區(qū)，主電源母線電壓與對(duì)接航天器并網(wǎng)供電電壓存在重疊部分，主要由飛船太陽(yáng)電池翼供給自身負(fù)載用電需求，不足部分由對(duì)接航天器補(bǔ)充供電；在陰影區(qū)，對(duì)接航天器供電電壓高于放電域工作上限Vbu，完全或大部分由對(duì)接航天器提供飛船負(fù)載用電需求，儲(chǔ)能蓄電池組不放電，減少或不依賴對(duì)充電能量的需求。

在光照區(qū)的并網(wǎng)供電特性為兩個(gè)航天器間的受控并網(wǎng)，主要有2個(gè)階段。

(1)當(dāng)負(fù)載較大，對(duì)接航天器端的并網(wǎng)供電設(shè)備一般可設(shè)置為恒流輸出工作狀態(tài)。并網(wǎng)供電輸出電壓不大于飛船電源系統(tǒng)的分流調(diào)節(jié)域的工作上限時(shí)，飛船太陽(yáng)電池翼的多余供電能量由主電源分流調(diào)節(jié)設(shè)備進(jìn)行分流調(diào)節(jié)，飛船母線電壓由飛船電源分系統(tǒng)進(jìn)行調(diào)節(jié)，母線電壓的調(diào)節(jié)范圍即為圖1中的分流域。此時(shí)，太陽(yáng)電池翼的供電能量可以處于太陽(yáng)電池電路的最大功率點(diǎn)Pmax附近，參見(jiàn)圖5所示的太陽(yáng)電池工作曲線。

(2)當(dāng)負(fù)載較小，對(duì)接航天器端的并網(wǎng)供電設(shè)備可轉(zhuǎn)入恒壓輸出工作狀態(tài)。并網(wǎng)供電輸出電壓大于分流調(diào)節(jié)域的工作上限時(shí)，飛船太陽(yáng)電池翼的多余供電能量不能完全得到分流調(diào)節(jié)，飛船母線電壓由對(duì)接航天器并網(wǎng)控制設(shè)備進(jìn)行調(diào)節(jié)，母線電壓的調(diào)節(jié)范圍大于分流域。此時(shí)，太陽(yáng)電池電路的供電工作曲線進(jìn)入到的恒壓段，參見(jiàn)圖5所示的Vsu→Vdl工作區(qū)間。

參考文獻(xiàn)[9-10]介紹了對(duì)接航天器端的并網(wǎng)供電設(shè)備的工作模式和工作狀態(tài)，其中，文獻(xiàn)[10]還對(duì)對(duì)接航天器端的并網(wǎng)控制設(shè)備在并網(wǎng)供電試驗(yàn)中的調(diào)節(jié)過(guò)程進(jìn)行了分析，可以看到在負(fù)載由30 A突變到10 A后，小負(fù)載工況下對(duì)接航天器端并網(wǎng)控制設(shè)備的供電工作模式即由恒流模式轉(zhuǎn)入了恒壓模式，符合對(duì)接航天器并網(wǎng)供電設(shè)備在第二階段的工作特點(diǎn)。

圖5 并網(wǎng)供電太陽(yáng)電池工作曲線Fig.5 Solar cell operating curve of parallel power supply

對(duì)飛船電源系統(tǒng)在并網(wǎng)供電試驗(yàn)中的調(diào)節(jié)過(guò)程進(jìn)行分析。在小負(fù)載工況下，因?qū)雍教炱鞑⒕W(wǎng)輸出轉(zhuǎn)入了恒壓工作模式，飛船端的母線電壓隨負(fù)載變化而變化，符合飛船電源系統(tǒng)在第二階段的工作特點(diǎn)。隨著負(fù)載減小，母線電壓相應(yīng)升高。在小負(fù)載工況下，飛船電源系統(tǒng)太陽(yáng)電池電路的供電工作曲線進(jìn)入到恒壓工作區(qū)間后，光照區(qū)的供電電流保持穩(wěn)定，不再隨母線變化而調(diào)節(jié)變化，見(jiàn)表2的數(shù)據(jù)統(tǒng)計(jì)。該工作階段對(duì)太陽(yáng)電池的能量利用率較低，在系統(tǒng)設(shè)計(jì)和實(shí)施上可以通過(guò)設(shè)置和調(diào)整并網(wǎng)電壓控制點(diǎn)Vdl，使其不大于Vsu而盡可能避免進(jìn)入。

表2 小負(fù)載工況下太陽(yáng)電池工作電流

綜合上述分析，對(duì)于載人飛船與對(duì)接航天器間的并網(wǎng)供電域的設(shè)計(jì)，需要綜合考慮供電母線安全性和元器件降額設(shè)計(jì)等因素，在計(jì)算電能在跨航天器間的傳輸損耗壓降后，在飛船電源系統(tǒng)端的最佳控制區(qū)域設(shè)計(jì)可參考如下原則：①以最大并網(wǎng)傳輸電流計(jì)算，下限的設(shè)置≥Vbu+ΔV(設(shè)計(jì)誤差限)，以保證飛船電源系統(tǒng)的儲(chǔ)能蓄電池組在陰影區(qū)不參與供電，盡可能由能量富裕的對(duì)接航天器滿足供電需求；②以最小并網(wǎng)傳輸電流計(jì)算，上限的設(shè)置≤Vbu-ΔV，使飛船電源系統(tǒng)太陽(yáng)電池處于最佳工作區(qū)域，能量利用率相對(duì)較高，且母線電壓處于分流調(diào)節(jié)域內(nèi)。

4 結(jié)束語(yǔ)

本文對(duì)神舟載人飛船電源系統(tǒng)的并網(wǎng)控制技術(shù)及工作特性進(jìn)行了研究，在異構(gòu)電源并網(wǎng)控制技術(shù)中采用電流作為控制參數(shù)的疊加控制法，在全負(fù)載功率段可以精確實(shí)現(xiàn)供電控制比例調(diào)節(jié)；在跨航天器間的并網(wǎng)控制技術(shù)中提出最佳控制區(qū)域設(shè)計(jì)，通過(guò)合理選擇和分配控制域和調(diào)節(jié)區(qū)間，可以實(shí)現(xiàn)復(fù)雜并網(wǎng)控制需求的工程實(shí)施。