基于軟件定義的航天器分布式電源系統(tǒng)設(shè)計(jì)

張曉峰 李海津

(北京空間飛行器總體設(shè)計(jì)部，北京 100094)

電源作為航天器的“心臟”，其性能直接影響到整個(gè)航天器任務(wù)的成敗。集中控制的航天器電源通常都是基于主誤差放大器(Main Error Amplifier，MEA)進(jìn)行分流調(diào)節(jié)、最大功率調(diào)節(jié)或者充放電調(diào)節(jié)[1-5]；近年來(lái)航天器出現(xiàn)了分布式電源的發(fā)展趨勢(shì)，NASA、ESA、法國(guó)國(guó)家空間研究中心(CNES)、泰雷茲·阿萊尼亞宇航公司(Thales Alenia Space)等都做了一些前期探索[6-12]。由傳統(tǒng)的集中放置于一處的架構(gòu)變?yōu)榉稚⒎胖?，由單一的集中控制器變?yōu)榉植际娇刂破鳌慕Y(jié)構(gòu)、控制方面的分布化，提高了系統(tǒng)的適應(yīng)性，同時(shí)也提高了系統(tǒng)配置組態(tài)的靈活性。但是，目前航天器分布式電源的發(fā)展還處在初期，技術(shù)還不成熟，很多都只停留在方案階段。

航天器電源系統(tǒng)分布式設(shè)計(jì)可以借鑒地面系統(tǒng)中被廣泛關(guān)注的微電網(wǎng)，實(shí)現(xiàn)先進(jìn)的電能管理系統(tǒng)。將地面分布式的新概念及新方法引入航天器電源系統(tǒng)，提高航天電源系統(tǒng)電能轉(zhuǎn)換、電能分配的效率，同時(shí)提升系統(tǒng)的可靠性、靈活性[13]。

本文首先介紹了傳統(tǒng)的航天器電源系統(tǒng)架構(gòu)以及發(fā)展分布式電源系統(tǒng)的需求，隨后提出了一種基于軟件定義的航天器分布式電源系統(tǒng)設(shè)計(jì)。

1 集中式電源系統(tǒng)架構(gòu)概述

集中式航天器電源系統(tǒng)根據(jù)太陽(yáng)電池陣能量傳輸方式可以分為直接功率傳輸拓?fù)浜妥畲蠊β矢櫷負(fù)鋄1]。國(guó)內(nèi)外大部分航天器采用直接功率傳輸?shù)娜{(diào)節(jié)母線架構(gòu)，全調(diào)節(jié)母線架構(gòu)又可以分為順序開關(guān)分流調(diào)節(jié)器 (Sequential Switching Shunt Regulator，S3R)、串聯(lián)型順序開關(guān)分流調(diào)節(jié)器(Series Sequential Switching Shunt Regulator，S4R)、基于雙向直流-直流(DC-DC)變換器技術(shù)的架構(gòu)和轉(zhuǎn)移式(Diversion)架構(gòu)等。直接功率傳輸全調(diào)節(jié)母線的優(yōu)點(diǎn)是功率轉(zhuǎn)換效率高，供電母線電壓始終穩(wěn)定在規(guī)定范圍內(nèi)，穩(wěn)壓精度高。其電源系統(tǒng)結(jié)構(gòu)如圖1所示。

注：SA為太陽(yáng)電池陣；VBUS為母線電壓；SR為分流調(diào)節(jié)；BCR為充電調(diào)節(jié)器；BDR為放電調(diào)節(jié)器；MEA為主誤差放大器；Cb為濾波電容；VBTA為蓄電池組電壓；ENOX為分點(diǎn)開關(guān)。

圖1 直接功率傳輸?shù)娜{(diào)節(jié)母線架構(gòu)

Fig.1 Direct power transfer full-regulated bus architecture

除此直接功率傳輸拓?fù)渲?，還有最大功率點(diǎn)跟蹤方式(Maximum Power Point Tracking，MPPT)拓?fù)鋄1]。國(guó)外大多數(shù)相控陣?yán)走_(dá)(Synthetic Aperture Radar，SAR)載荷衛(wèi)星電源采用MPPT不調(diào)節(jié)母線拓?fù)?，MPPT型不調(diào)節(jié)母線拓?fù)淙鐖D2所示。該類拓?fù)渲刑?yáng)電池在光照期始終工作在最大功率點(diǎn)，太陽(yáng)能電池能量利用率高，但是MPPT拓?fù)淇刂齐娐废鄬?duì)復(fù)雜。

現(xiàn)有的航天器電源大多采用集中式架構(gòu)，通過(guò)發(fā)展分布式電源系統(tǒng)，可以在適應(yīng)功率擴(kuò)展、多任務(wù)柔性匹配、快速組裝發(fā)射、各模塊解耦方面更好地適應(yīng)大型航天器的供電需求。

圖2 MPPT型不調(diào)節(jié)母線架構(gòu)Fig.2 MPPT type unregulated bus architecture

2 基于軟件定義智能功率單元的航天器電源系統(tǒng)設(shè)計(jì)

近年來(lái)，NASA、ESA、CNES、泰雷茲·阿萊尼亞宇航公司等研究機(jī)構(gòu)提出過(guò)一些航天器分布式電源系統(tǒng)概念及實(shí)現(xiàn)方法[7-13]，這些系統(tǒng)主要存在以下問(wèn)題。

1)電源控制器標(biāo)準(zhǔn)化程度較低

現(xiàn)有的分布式系統(tǒng)中，電源控制器種類多。不同的接入發(fā)電單元、儲(chǔ)能單元、負(fù)載單元，均需要采用不同的電源控制器。不同的電源控制器之間無(wú)法通用，投入了人力進(jìn)行重復(fù)設(shè)計(jì)、測(cè)試及生產(chǎn)，整個(gè)過(guò)程效率較低，不符合未來(lái)航天任務(wù)高頻率、大密度、高效率的要求。另外，種類眾多的電源控制器使得系統(tǒng)可維護(hù)性差。

2)系統(tǒng)控制方案魯棒性較差

目前分布式系統(tǒng)中的功率處理電路采用了分布式架構(gòu)，但是控制管理策略仍然采用集中控制，依賴系統(tǒng)中心控制器進(jìn)行決策。中心控制器發(fā)生故障后，系統(tǒng)無(wú)法正常運(yùn)行。可以將地面微電網(wǎng)控制策略應(yīng)用于航天器分布式電源系統(tǒng)，減少對(duì)中心控制器的依賴，中心控制器發(fā)生故障后分布式系統(tǒng)仍然能夠自主運(yùn)行。

2.1 航天器分布式電源系統(tǒng)架構(gòu)

本文設(shè)計(jì)了一種航天器分布式電源系統(tǒng)，其功率處理電路和控制管理均可以分布式運(yùn)行,系統(tǒng)拓?fù)淙鐖D3所示。

圖3 航天器分布式電源架構(gòu)Fig.3 Spacecraft distributed power supply architecture

系統(tǒng)主要特點(diǎn)有：

(1)該系統(tǒng)架構(gòu)中采用了可軟件定義的多模式智能功率單元，整個(gè)系統(tǒng)僅具有一種標(biāo)準(zhǔn)的雙向功率變換器，可通過(guò)軟件定義兼容傳統(tǒng)的太陽(yáng)電池陣功率調(diào)節(jié)器(Array Power Regulator，APR)模塊和蓄電池充放電調(diào)節(jié)器(Battery Charge Discharge Regulator，BCDR)模塊，可實(shí)現(xiàn)太陽(yáng)電池陣MPPT控制、蓄電池本地化充電控制與放電控制。

(2)太陽(yáng)電池陣、鋰電池組、燃料電池、飛輪儲(chǔ)能等多種發(fā)電、儲(chǔ)能單元通過(guò)標(biāo)準(zhǔn)功率單元連接到公共的直流母線，由標(biāo)準(zhǔn)功率單元根據(jù)本地母線情況負(fù)責(zé)發(fā)電設(shè)備和儲(chǔ)能設(shè)備的能量管理。

(3)智能功率單元的智能控制單元通過(guò)控制總線與星載計(jì)算機(jī)通信。智能控制單元接收計(jì)算機(jī)的軟件定義指令和控制指令，并發(fā)送智能功率單元的自身狀態(tài)，在星載計(jì)算機(jī)通信失效的情況下，智能功率單元亦可通過(guò)自身算法參與系統(tǒng)能量管理，保證母線性能正常。可軟件定義的智能功率單元結(jié)構(gòu)在下一節(jié)中詳細(xì)介紹。

(4)系統(tǒng)通過(guò)組態(tài)配置和組合，就可以適應(yīng)不同任務(wù)以及復(fù)雜應(yīng)用場(chǎng)合，提升電源系統(tǒng)的設(shè)計(jì)效率。另外，智能功率單元也可被定義為載荷的供電單元或者系統(tǒng)與外部系統(tǒng)的接口單元。為了實(shí)現(xiàn)故障單元的快速隔離，智能功率單元輸出側(cè)安裝了斷路開關(guān)，可借鑒方向性電流保護(hù)實(shí)現(xiàn)系統(tǒng)的快速故障清除以及故障后系統(tǒng)重構(gòu)。

2.2 可軟件定義的智能功率單元

根據(jù)2.1節(jié)介紹，提出的航天器電源系統(tǒng)基于可軟件定義的智能功率單元。智能功率單元是一種標(biāo)準(zhǔn)的功率變換器，兼容傳統(tǒng)的APR模塊和BCDR模塊的功能，實(shí)現(xiàn)包括光伏電池、電池組在內(nèi)的所有能源單元的接入。

智能功率單元的結(jié)構(gòu)如圖4所示，包括標(biāo)準(zhǔn)功率變換電路、采樣單元、驅(qū)動(dòng)單元和智能控制單元。

注：PI為比例積分；PWM為脈沖寬度調(diào)制。圖4 可軟件定義的智能功率單元Fig.4 Software defined intelligent power conversion unit

智能功率單元從原理來(lái)講屬于多功能功率變換器，選擇四開關(guān)Buck-Boost可作為功率單元的拓?fù)洌鐖D5所示。其具有非常寬的輸入輸出電壓范圍，可實(shí)現(xiàn)具有升降壓功能，同時(shí)具備能量雙向流動(dòng)的特點(diǎn)。因此，功率拓?fù)渫ㄟ^(guò)數(shù)字控制方式可以實(shí)現(xiàn)多種工作模式，包括了母線電壓模式、充電模式、放電模式、MPPT模式、分流模式、直連模式以及故障模式，滿足了光伏電池、電池組、燃料電池等多種工作狀態(tài)的需求[14-15]。

(1)母線電壓模式以調(diào)節(jié)母線電壓為控制目標(biāo)，用于維護(hù)直流母線性能。

注：Iin為輸入電流；Io為輸出電流；Vin為輸入電壓；Vo為輸出電壓；IL為電感電流；g1～g4為半導(dǎo)體開關(guān)。

圖5 四開關(guān)Buck-Boost電路

Fig.5 Four-switch Buck-Boost circuit

(2)充電模式以調(diào)節(jié)儲(chǔ)能設(shè)備充電為控制目標(biāo)，根據(jù)蓄電池組荷電狀態(tài)和系統(tǒng)能量情況調(diào)節(jié)充電電流和充電電壓，其充電特性和方式可編程設(shè)定。

(3)放電模式以調(diào)節(jié)儲(chǔ)能設(shè)備放電為控制目標(biāo)，根據(jù)蓄電池組荷電狀態(tài)和系統(tǒng)能量情況調(diào)節(jié)放電功率。

(4)MPPT模式以獲取太陽(yáng)電池陣最大功率為控制目標(biāo)，根據(jù)電池陣實(shí)際輸出與最大功率點(diǎn)的關(guān)系調(diào)節(jié)電池陣工作電壓。

(5)分流模式用于在不需要MPPT功能時(shí)，采用分流調(diào)節(jié)的方式控制電池陣輸出并穩(wěn)定母線電壓。

(6)直連模式用于在MPPT功能和分流功能均失效時(shí)，將電池陣功率直接輸出至母線，最大限度利用電池陣能力。

(7)故障模式是智能功率單元無(wú)法工作于上述各種模式時(shí)，將智能功率單元鎖定的狀態(tài)，避免故障蔓延。

所有智能功率單元的工作模式均可以通過(guò)軟件定義，無(wú)需對(duì)硬件進(jìn)行改動(dòng)，提高了配置的靈活性，實(shí)現(xiàn)了多能源單元模塊化的靈活接入。

2.3 可重構(gòu)的分層控制系統(tǒng)

下垂控制是根據(jù)設(shè)定的下垂曲線進(jìn)行調(diào)節(jié)，下垂控制中的母線電壓參考值不再是固定值，隨輸出功率的變化而變化。下垂控制可以完全不依賴于通信線實(shí)現(xiàn)功率平衡，其缺點(diǎn)是母線電壓變化范圍大。航天器的載荷對(duì)供電品質(zhì)要求很高，需要對(duì)下垂控制進(jìn)行優(yōu)化。本文提出了一種可重構(gòu)的分層控制策略，控制架構(gòu)如圖6所示，控制系統(tǒng)重構(gòu)如圖7所示，星載計(jì)算機(jī)發(fā)生故障時(shí)，各功率單元中的底層控制不依賴通信以下垂方式獨(dú)立運(yùn)行。頂層負(fù)責(zé)能量管理優(yōu)化；第二層負(fù)責(zé)補(bǔ)償下垂控制造成的電壓偏移及模式選擇；底層下垂控制負(fù)責(zé)電壓和功率的調(diào)節(jié)。其中頂層和第二層位于星載計(jì)算機(jī)內(nèi)，底層位于功率單元的智能控制單元中。星載計(jì)算機(jī)正常時(shí)，三層同時(shí)工作，實(shí)現(xiàn)最優(yōu)的控制目標(biāo)，此時(shí)系統(tǒng)調(diào)節(jié)的響應(yīng)曲線如圖8所示，底層基于下垂曲線智能功率單元的輸出電壓參考值，第二層基于母線電壓的偏移，向上或者向下平移下垂曲線。

圖6 控制架構(gòu)Fig.6 Control architecture

圖7 控制系統(tǒng)重構(gòu)Fig.7 Control system reconfiguration

注：Vdc為直流電壓；idc為直流電流；idc(limit)為限制電流。

圖8 分層響應(yīng)曲線

Fig.8 Multiple-level response curve

3 仿真驗(yàn)證

為了驗(yàn)證分布式電源系統(tǒng)控制的魯棒性，利用PSIM仿真軟件搭建了分布式電源系統(tǒng)仿真模型，其中包括3個(gè)供電單元和一個(gè)載荷單元，3個(gè)供電單元均采用了標(biāo)準(zhǔn)的功率單元。3個(gè)電源的輸出電壓均為48 V，母線電壓為100 V，載荷功率4000 W。圖9是電壓控制單元發(fā)生故障的情況。在故障前，單元1工作在電壓控制模式，控制母線電壓，輸出功率2600 W；單元2工作在放電模式，輸出功率460 W；單元3工作在放電模式，輸出功率940 W。在0.5 s時(shí)刻，單元1發(fā)生故障，輸出功率降為0 W。此時(shí)單元2通過(guò)檢測(cè)本地母線電壓，從放電模式切換到電壓控制模式，輸出功率變?yōu)?060 W，單元3模式和輸出功率不變。直流母線電壓最大跌幅3.5 V(3.5%)。母線電壓波形如圖9(a)所示，各單元的輸出電流如圖9(b)所示。由此可見，在某個(gè)單元發(fā)生故障瞬間，正常單元可以不依賴通信，通過(guò)檢測(cè)本地電壓切換工作模式，保證載荷供電的連續(xù)性。故障切換的魯棒性高，切換完成后頂層和中層控制可以根據(jù)優(yōu)化算法，重新調(diào)整功率配置。

圖10所示的是通信發(fā)生故障的情況。同樣，故障前單元1工作在電壓控制模式，控制母線電壓，輸出功率2600 W；單元2工作在放電模式，輸出功率460 W；單元3工作在放電模式，輸出功率940 W。在0.5 s時(shí)刻，通信發(fā)生故障，所有單元檢測(cè)到通信故障切換為下垂電壓控制模式，輸出功率均變?yōu)?333 W。直流母線電壓最大尖峰4.2 V(4.2%)。母線電壓波形如圖10(a)所示，各單元的輸出電流如圖10(b)所示。由此可見，在通信發(fā)生故障時(shí)，所有單元均切換為下垂模式，能夠正常輸出功率，載荷供電不會(huì)發(fā)生中斷，系統(tǒng)控制具有極高的魯棒性。待通信恢復(fù)后，頂層和中層控制可以重新調(diào)節(jié)各單元工作模式和功率分配，實(shí)現(xiàn)最優(yōu)控制。綜上所述，在不同故障下，分布式電源系統(tǒng)中的標(biāo)準(zhǔn)功率單元能根據(jù)采樣信息在多種工作模式之間切換，實(shí)現(xiàn)故障的快速響應(yīng)和載荷供電的連續(xù)性。

圖9 電壓控制單元故障波形Fig.9 Voltage control unit failure waveforms

圖10 通信故障波形Fig.10 Communication failure waveforms

4 基于智能功率單元的航天器電源系統(tǒng)優(yōu)勢(shì)

本文提出的基于軟件定義智能功率單元的可重構(gòu)航天器電源系統(tǒng)在系統(tǒng)架構(gòu)、模塊化接入、智能管理等方面具有優(yōu)勢(shì)，具體可歸納為以下4個(gè)方面。

1)靈活、可重構(gòu)的積木式電源系統(tǒng)架構(gòu)

分布式架構(gòu)采用多個(gè)標(biāo)準(zhǔn)的DC/DC功率單元組網(wǎng)來(lái)取代傳統(tǒng)的電源控制器，通過(guò)多個(gè)DC/DC功率單元分散放置，降低了熱處理難度。同時(shí)，采用分布式架構(gòu)后，電池陣不再要求統(tǒng)一的分陣設(shè)計(jì)，布片自由度大幅增加，不僅能夠有效提高布片率和布片靈活性，還能夠支持儲(chǔ)能設(shè)備升級(jí)為電源包，提高了能源利用率和系統(tǒng)功率密度。另外，采用分布式架構(gòu)集成多種發(fā)電單元、多種儲(chǔ)能單元，能提升系統(tǒng)的可靠性。分布式架構(gòu)為軟件定義，針對(duì)不同航天器任務(wù)硬件不變，可復(fù)用程度高，最終可實(shí)現(xiàn)商用現(xiàn)貨采購(gòu)。

2)可柔性設(shè)計(jì)和軟件定義的智能功率單元

分布式系統(tǒng)采用可軟件定義的多模式功率單元，整個(gè)系統(tǒng)僅具有一種標(biāo)準(zhǔn)的功率變換器，即兼容傳統(tǒng)的APR模塊和BCDR模塊，實(shí)現(xiàn)所有能源單元的接入。僅通過(guò)組態(tài)配置和組合，適應(yīng)不同任務(wù)以及復(fù)雜應(yīng)用場(chǎng)合，極大提升空間電源系統(tǒng)的設(shè)計(jì)效率。數(shù)字智能化使得分布式電源控制器具備“彈性”空間，為用戶提供了系統(tǒng)升級(jí)、重組、拓展的能力。用戶可根據(jù)任務(wù)所需的不同功能和性能，實(shí)現(xiàn)功能的升級(jí)和重組，通過(guò)軟件定義實(shí)現(xiàn)功率單元工作模式的設(shè)定以及控制器參數(shù)(如比例積分微分(PID)控制器中的比例、微分、積分參數(shù))的修改，使電源控制器的性能達(dá)到最佳。用戶還可根據(jù)不同任務(wù)的電性能要求，設(shè)置電源控制器的電源安全管理特性，包括輸入、輸出過(guò)流過(guò)壓保護(hù)值、軟啟動(dòng)時(shí)間等參數(shù)。

3)智能化的多能源協(xié)同控制與能量管理

本文提出的系統(tǒng)為了提升其可靠性及靈活性，應(yīng)用于大型航天器可引入多種發(fā)電單元、儲(chǔ)能單元。多能源的加入使得系統(tǒng)潮流分布更加復(fù)雜，基于不同類型元件特性的相關(guān)性分析，制定系統(tǒng)的多能源協(xié)同方案，利用多源性能互補(bǔ)實(shí)現(xiàn)性能的優(yōu)化。功率調(diào)節(jié)模塊和電池充放電模塊各自具備智能管理能力，能夠根據(jù)系統(tǒng)狀態(tài)自主完成工作模式轉(zhuǎn)換，實(shí)現(xiàn)能量的智能管理。發(fā)生故障時(shí)，能夠進(jìn)行自我故障診斷，從系統(tǒng)中自主隔離出來(lái)。需要注意的是，由于系統(tǒng)中發(fā)電單元和儲(chǔ)能單元種類多、數(shù)量多，控制系統(tǒng)設(shè)計(jì)復(fù)雜、系統(tǒng)穩(wěn)定性差，傳統(tǒng)的穩(wěn)定性設(shè)計(jì)方法已經(jīng)不能滿足復(fù)雜系統(tǒng)的要求。需要基于智能功率單元具有多種工作模式的特點(diǎn)，建立新的穩(wěn)定性分析工具并進(jìn)行穩(wěn)定性設(shè)計(jì)，實(shí)現(xiàn)系統(tǒng)的可靠、穩(wěn)定運(yùn)行。

4)標(biāo)準(zhǔn)化的航天器分布式電源架構(gòu)規(guī)范運(yùn)行體系

雖然地面的分布式電源系統(tǒng)已經(jīng)出現(xiàn)了部分標(biāo)準(zhǔn)，如微電網(wǎng)、智能電網(wǎng)等相關(guān)標(biāo)準(zhǔn)，但是航天器分布式電源系統(tǒng)的標(biāo)準(zhǔn)目前仍然缺失。基于本文提出的航天器電源系統(tǒng)架構(gòu)以及可軟件定義的智能功率單元，可以為分布式空間電源系統(tǒng)接入規(guī)范體系的建立提供參考，為分布式空間電源系統(tǒng)的行業(yè)標(biāo)準(zhǔn)提供建議。

5 結(jié)束語(yǔ)

本文通過(guò)介紹傳統(tǒng)航天器電源系統(tǒng)的分類和特點(diǎn)，面對(duì)中大功率復(fù)雜(組合)航天器，提出了一種基于軟件定義的航天器分布式電源系統(tǒng)設(shè)計(jì)?；诜植际郊軜?gòu)設(shè)計(jì)了可重構(gòu)的分層控制策略，通過(guò)軟件定義的智能功率單元、智能化能源協(xié)同控制與能量管理，實(shí)現(xiàn)系統(tǒng)高效、可靠運(yùn)行。該系統(tǒng)對(duì)數(shù)字控制技術(shù)、寬禁帶半導(dǎo)體開關(guān)技術(shù)等提出了需求，后續(xù)還將對(duì)相關(guān)技術(shù)開展持續(xù)研究。