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    新型航天飛行器20 kW級空間電源設(shè)計

    2020-09-02 09:38:26麻雨欣曾貴明
    計算機(jī)測量與控制 2020年8期
    關(guān)鍵詞:紋波太陽電池高電平

    曾 發(fā),麻雨欣,劉 飛,曾貴明

    (1.中國運載火箭技術(shù)研究院 系統(tǒng)工程部,北京 100076;2.航天材料及工藝研究所,北京 100076)

    0 引言

    空間電源是飛行器重要分系統(tǒng),為飛行器進(jìn)行電能的產(chǎn)生、存儲、變換、調(diào)節(jié)、分配和管理,其主要過程是將一次能源,如太陽能、核能、化學(xué)能轉(zhuǎn)化為電能,并根據(jù)器上用電需求對電能進(jìn)行處理、存儲和變換,再給其他分系統(tǒng)提供高可靠、高質(zhì)量供電[1-3]??臻g電源重量一般占到飛行器重量25%~35%,成本占到飛行器成本30%左右[4-5],壽命長短基本決定飛行器使用壽命。目前空間電源主要包括鎳氫電池、鋅銀電池、氫氧燃料電池、鋰電池、太陽電池陣-蓄電池、核同位素電池、飛輪電池等,其中太陽電池陣-蓄電池占據(jù)95%左右份額[1-2,6]?,F(xiàn)在太陽電池陣-蓄電池主流方案是在向陽面用太陽電池陣將光能轉(zhuǎn)化為電能,并用蓄電池儲存富裕電能,在背陰面再用蓄電池對外供電,存在太陽電池陣和蓄電池電壓等級單一且電壓較低,無法多電壓,特別是高壓供電,功率等級較低,不同飛行器電源通用程度低等問題,其他電源方案存在類似問題或技術(shù)尚不成熟[1,7-8]。

    天地往返可重復(fù)使用飛行器、長期在軌/變軌飛行器、深空探測飛行器等新型飛行器器上用電設(shè)備多、電壓等級多、使用時間長,隨著大型空間機(jī)構(gòu)、空間機(jī)器人、電推進(jìn)發(fā)動機(jī)、大力矩執(zhí)行機(jī)構(gòu)、機(jī)電伺服機(jī)構(gòu)應(yīng)用,用電需求還呈現(xiàn)高壓大功率、大容量、電能回灌特點,現(xiàn)有空間電源方案難以滿足這類新型飛行器用電需求。結(jié)合當(dāng)前技術(shù)基礎(chǔ),以太陽電池陣-蓄電池/鋰電池作初級能源,開發(fā)具有升壓、降壓,雙向流動的大功率空間電源成為現(xiàn)實途徑,也是研究熱點。

    1 總體方案

    面向新型航天飛行器機(jī)電伺服、電推進(jìn)高壓用電和儀器設(shè)備低壓用電特點和要求,設(shè)計一種20 kW級空間電源,選用太陽電池陣為發(fā)電單元,鋰電池組做主要儲能單元,主電路拓?fù)洳捎肂oost-Buck模型,以電感元件、續(xù)流元件、開關(guān)器件組成多路雙向半橋結(jié)構(gòu),用DSP生成PWM控制開關(guān)器件通斷,實現(xiàn)多路電壓升降和能量流向控制,完成飛行器上電能的產(chǎn)生、存儲、變換、調(diào)節(jié)、分配和管理,并對各路進(jìn)行參數(shù)檢測和故障保護(hù),電路拓?fù)浣Y(jié)構(gòu)簡單,通用性廣泛,開關(guān)損耗低,效率高,成本低,可大幅減少電源體積和重量,提高系統(tǒng)可靠性,主要電氣參數(shù)見表1,電氣組成見圖1。

    表1 主要電氣參數(shù)

    圖1 電氣組成框圖

    儀器設(shè)備一直耗電,電機(jī)、電推進(jìn)按照任務(wù)動作耗電,根據(jù)此用電特點和要求及太陽電池陣-鋰電池組特性,電源設(shè)計10種基本工作模式:1)太陽電池陣降壓給儀器設(shè)備供電;2)太陽電池陣升壓給電推力器供電;3)太陽電池陣升壓給電機(jī)驅(qū)動器供電;4)太陽電池陣降壓給鋰電池組充電;5)鋰電池組降壓給儀器設(shè)備供電;6)鋰電池組升壓給電推力器供電;7)鋰電池組升壓給電機(jī)驅(qū)動器供電;8)電機(jī)制動回收電能降壓給儀器設(shè)備供電;9)電機(jī)制動回收電能降壓給鋰電池供電;10)太陽電池陣富裕電能經(jīng)泄放電阻分流耗電。太陽電池陣發(fā)電和鋰電池組充電用MPPT策略控制,通過開關(guān)器件控制功率電阻分流耗電實現(xiàn),同時用于母線電容泄壓。用電端采用優(yōu)先級策略,優(yōu)先級:低壓用電>高壓用電>電池充電,先滿足高優(yōu)先級,再滿足低優(yōu)先級;供電端采用優(yōu)先級策略,優(yōu)先級:太陽能>回收能>儲蓄能,先使用高優(yōu)先級,再使用低優(yōu)先級。有多個供電端、用電端時,由基本工作模式組合工作。不同工作模式切換見圖2。

    圖2 工作模式切換

    2 詳細(xì)設(shè)計

    2.1 太陽電池陣

    太陽電池陣由三結(jié)太陽電池單體串并聯(lián)組成。電池陣在最高溫度時,工作于最大功率點,輸出電壓180 V,得單體串聯(lián)數(shù)取整后為94;器上全部電能源于電池陣,以位于向陽面、背陰面時間各一半,儀器設(shè)備平均800 W功耗設(shè)計電池陣最大功率為2.2 kW,得單體并聯(lián)數(shù)取整后為60。電池陣主要參數(shù)見表2。在向陽面,電池陣超出器上用電和電池組充電的富裕電能經(jīng)功率電阻分流耗電,由開關(guān)器件控制通斷時間實現(xiàn)能量平衡。

    表2 太陽電池陣主要參數(shù)

    2.2 鋰電池組

    鋰電池組由18650型鋰電池單體串并聯(lián)組成。電池單體放電曲線見圖3,飛行器在背陰面全部由鋰電池組供電,電池組最低放電電壓105 V,放電深度95%,得單體最低放電電壓為3 V,單體串聯(lián)數(shù)為35;電池組滿足儀器設(shè)備最大功率工作1 h,平均功率工作11 h,電機(jī)最大功率工作0.2 h,電推進(jìn)最大功率工作0.5 h,得單體并聯(lián)數(shù)取整后為54[9-11]。鋰電池組主要參數(shù)見表3。

    表3 鋰電池組主要參數(shù)

    圖4 Boost升壓電路圖5 Buck降壓電路

    圖3 電池單體放電曲線

    2.3 功率電路

    2.3.1 主電路

    主電路使用IGBT下管和上管二極管,外接電抗器,構(gòu)建Boost升壓電路,將105~147 V鋰電池組電壓或/和180 V太陽電池陣電壓升至270 V/400 V電機(jī)驅(qū)動電壓或300 V/1 100 V電推進(jìn)電壓,其原理見圖4;使用IGBT上管和下管二極管,外接電抗器,構(gòu)建Buck降壓電路,將270 V/400 V電機(jī)制動電壓降至105~147 V鋰電池組充電電壓或28 V儀器設(shè)備電壓,或?qū)?80V太陽電池陣、105~147 V鋰電池組電壓降壓至28 V儀器設(shè)備電壓,原理見圖5。太陽電池陣、鋰電池組和儀器設(shè)備共用一個三橋臂IGBT,分別使用一組上下管和一個電抗器,分流耗能另用一個MOSFET,外接功率電阻,構(gòu)建可控泄放電路,主電路拓?fù)浣Y(jié)構(gòu)見圖6。

    圖6 主電路拓?fù)浣Y(jié)構(gòu)

    2.3.2 電感

    為維持器上電源輸出功率變化時電流紋波穩(wěn)定,引入電流連續(xù)系數(shù)k,即1個周期內(nèi),電感有電流時間占PWM比例。

    Boost模式下,鋰電池組支路將電壓105~147 V升至270 V、300 V、400 V、1100 V,太陽電池陣支路將電壓180 V升至270 V、300 V、400 V、1 100 V。升壓電感值由式(1)計算:

    (1)

    電流連續(xù)系數(shù)k鋰:1,k太:0.22,電流紋波系數(shù)η:0.1,開關(guān)頻率fs:20 kHz,得L鋰最小值:0.94 mH,L太最小值:1.36 mH。

    Buck模式下,儀器電設(shè)備支路將電壓105~147 V、180 V、270 V、400 V降至28 V,鋰電池組支路將電壓180 V、270 V、400 V降至105~147 V。穩(wěn)壓電感值由式(2)、式(3)計算:

    (2)

    (3)

    電流連續(xù)系數(shù)k儀:1,k鋰:1,電流紋波系數(shù)η:0.02;開關(guān)頻率fs:20 kHz,得L儀最小值:0.92 mH,L鋰最小值:1.44 mH。

    結(jié)合Boost、Buck電路,鋰電池組支路電感取1.44 mH,額定電流150 A,耐壓3 000 V;太陽電池陣支路電感取1.36 mH,額定電流150 A,耐壓3 000 V;儀器電設(shè)備支路電感取0.92 mH,額定電流150 A,耐壓3 000 V。

    為減小重量、體積,電感訂制,采用日本Sugikuro CNTs/Cu碳納米復(fù)合銅線制作線圈,安泰科技非晶合金制作磁芯,相比傳統(tǒng)純銅線圈和硅鋼片磁芯,重量、體積都減小一半以上,可適應(yīng)航天輕質(zhì)化、小型化要求。

    2.3.3 電容

    Boost模式下,電機(jī)驅(qū)動器、電推力器高壓側(cè)穩(wěn)壓電容由式(4)確定:

    (4)

    開關(guān)頻率fs:20 kHz,電壓紋波系數(shù)ηv:0.01,得C驅(qū)最小值:838.3 μF,C推最小值:361.1 μF。

    選用愛普克斯2 200 μF/400 V B43310-C9228-M型薄膜電解電容,4個兩兩串接后再并聯(lián)作為電機(jī)驅(qū)動器側(cè)穩(wěn)壓電容,4個串接后作為電推力器側(cè)穩(wěn)壓電容。為使各個電容均壓,分別使用4個50 K/6 W旁路精密電阻進(jìn)行分壓。

    Buck模式下,儀器電設(shè)備、鋰電池組低壓側(cè)穩(wěn)壓電容由式(5)確定:

    (5)

    電壓紋波系數(shù)ηv:0.005,開關(guān)頻率fs:20 kHz,得C儀最小值:63.2 μF,C鋰最小值:32.1 μF。

    分別選用1個愛普克斯680 μF/400 V B43252-A9687-M型薄膜電解電容作為儀器電設(shè)備和鋰電池組低壓側(cè)穩(wěn)壓電容。

    2.3.4 功率電阻

    功率電阻消耗最大電流為太陽電池陣全部電流,阻值由式(6)確定:

    (6)

    得功率電阻R最小值:14.9 Ω,訂制718廠RIG5/2000型功率電阻,阻值25 Ω,額定功率2.5 kW。

    2.3.5 功率器件

    主電路最大電流81.5A,最大電壓1 100 V。選用英飛凌FS150R17PE4型IGBT,擁有6個開關(guān)器件,構(gòu)成三橋臂結(jié)構(gòu),內(nèi)含溫度檢測熱敏電阻,額定電流150 A,峰值電流300 A,耐壓1 700 V,門極驅(qū)動電壓15 V,最大開關(guān)頻率40 kHz,滿足電氣要求。為消除IGBT高頻開關(guān)引起的高頻尖峰脈沖,靠近IGBT串聯(lián)接入2個愛普克斯0.47 μF/1 000 V B32656-A474-K6高頻無感吸收電容。選用英飛凌AUIRFS6535型MOSFET分流耗電,額定電流19 A,耐壓300 V,柵極驅(qū)動電壓10 V,滿足電氣要求。

    2.4 控制電路

    2.4.1 驅(qū)動電路

    總共有7路PWM驅(qū)動電路,由DSP發(fā)出PWM信號,通過光耦隔離后,經(jīng)2個三極管推挽驅(qū)動。上管驅(qū)動使用光耦PC923;下管驅(qū)動使用光耦PC929,內(nèi)部具有短路保護(hù)電路,可關(guān)斷光耦,并發(fā)出故障信號。推挽電路兩端施加24 V電壓,穩(wěn)壓管ZD1使E V點電壓偏置為-7.5 V。PWM信號低電平時,光耦導(dǎo)通,Q1導(dǎo)通,G V和E V間電壓約21 V,IGBT導(dǎo)通;PWM信號高電平時,光耦關(guān)斷,Q2導(dǎo)通,E V和G V間電壓約7.5 V,IGBT關(guān)斷。其中一個橋臂驅(qū)動電路見圖7,另一個橋臂驅(qū)動電路一樣,各推挽電路兩端施加+24 V電壓相互隔離。

    圖7 功率開關(guān)器件驅(qū)動電路

    2.4.2 信號檢測

    電壓檢測包括高壓側(cè)、太陽電池陣、鋰電池組電壓。被檢測電壓采用電阻分壓后,接運放LF353輸入端,構(gòu)成差分電路,并經(jīng)運放隔離,輸出采樣信號。設(shè)定ADC接收信號范圍0.2~2.8 V。高壓側(cè)電壓最大1200 V,處理后對應(yīng)ADC電壓2.8 V;太陽電池陣、鋰電池組電壓最大180、147 V,處理后對應(yīng)ADC電壓2.48 V。高壓側(cè)電壓檢測電路見圖8,根據(jù)高壓側(cè)電壓變化范圍和控制電路過壓保護(hù)信號取值,選取R28和R37、R254和R256阻值大小。太陽電池陣、鋰電池組電壓檢測電路類似。

    圖8 電壓檢測電路

    電流檢測包括太陽電池陣、鋰電池組電流。使用南京中霍傳感TBC50SY電流傳感器,串接于被測回路中,輸出對應(yīng)電壓信號,再經(jīng)運放LF353比例減小,并隔離。設(shè)定ADC接收信號范圍0.2~2.8 V。太陽電池陣、鋰電池組最大電流12.1 A、209.6 A,處理后對應(yīng)ADC電壓2.8 V。鋰電池組因有充電和放電,電流檢測輸出電壓信號有正負(fù),采用+1.5 V電壓偏置成正電壓。太陽電池陣電流檢測電路見圖9,根據(jù)太陽電池陣電流變化范圍和控制電路過流保護(hù)信號選取R1和R4、R166和R173阻值大小。鋰電池組電流檢測電路類似。

    圖9 電流檢測電路

    溫度檢測包括IGBT溫度。IGBT內(nèi)置熱敏電阻,溫度升高時,熱敏電阻阻值下降,Temp處電壓降低,取內(nèi)部溫度100 ℃時作過熱報警,此時熱敏電阻阻值500 Ω,Temp處電壓2 V,當(dāng)DSP檢測到AD-Temp電壓2.4 V,發(fā)出過熱報警。溫度檢測電路見圖10。

    圖10 溫度檢測電路

    2.4.3 故障保護(hù)

    系統(tǒng)故障主要有高壓側(cè)過壓、太陽電池陣過流、鋰電池組過流、IGBT過流/短路故障等。將3.3 V電源采用電阻分壓獲得0.2 V、2.8 V電壓比較闕值,并用運放LM353隔離,電路見圖11。通過比較器LM139,將電壓、電流信號分別與0.2 V、2.8 V比較,超出范圍,比較器輸出低電平,作為過壓、過流故障信號。過壓比較電路見圖12,太陽電池陣,鋰電池組過流比較電路見圖13。

    圖11 電壓闕值電路

    圖12 過壓比較電路

    圖13 過流比較電路

    故障保護(hù)電路見圖14。U4為八輸入與門芯片,任一故障發(fā)生,對應(yīng)輸入為低電平,U4 Pin1輸出低電平。U5為兩輸入與非門芯片,任一輸入為低電平,輸出高電平。RST_Err,DSP上電初始運行時或故障清除后由DSP輸出高電平,無故障時保持高電平;HW_Err,DSP上電初始運行時由DSP輸出高電平;/XRSn,硬件復(fù)位信號。無故障時,U4 Pin1輸出高電平,與U5B Pin5高電平與非后輸出低電平,再與U5A Pin1高電平與非后輸出高電平,即HW_Err保持為高電平,再與/XRSn高電平與非后輸出低電平,使能U6-1。任一故障發(fā)生,U4 Pin1輸出低電平,與U5B Pin5高電平后輸出高電平,再與U5A Pin1高電平后輸出低電平,再與/XRSn高電平與非后輸出高電平,禁止U6-1。

    圖14 故障保護(hù)電路

    為防止正負(fù)極接反燒壞系統(tǒng),設(shè)計防反接電路。高壓側(cè)接線防反接電路見圖15。正常接法下,VPN為正,大于0,比較器不接通GND,RE-VPN為3.28 V;若反接,VPN為負(fù),小于0,比較器接通GND,REV PN為0 V 。檢測RE-VPN可知是否反接。其他防反接電路與此一致。

    圖15 防反接電路

    3 試驗結(jié)果與分析

    根據(jù)所設(shè)計電路,研制一臺20 kW級三路雙向半橋結(jié)構(gòu)電源樣機(jī)。設(shè)計幾種典型工況,經(jīng)與軟件一起調(diào)試,調(diào)整PWM占空比大小,并采用閉環(huán)控制,外接可調(diào)功率電阻,使輸出功率為2、2.2、10、20 kW,升壓模式下,電壓可由105~180 V升至270~1 100 V,降壓模式下,電壓可由105~400 V降至28~147 V。試驗結(jié)果見表4和表5。

    表5 降壓試驗數(shù)據(jù)

    表4 升壓試驗數(shù)據(jù)

    升壓模式下,最大電流紋波6.64%,小于10%,最大電壓紋波0.65%,小于1%。對于某輸入電壓,輸出電壓越大,PWM開通時間越長,電感電流變化越大,即電流紋波越大,而此時輸出電壓由穩(wěn)壓電容供電時間越短,自然電壓紋波越小,當(dāng)輸出功率變大時,由于電感電流基數(shù)變大,因而電流紋波變小,而此時穩(wěn)壓電容放電越多,自然電壓紋波變大。當(dāng)輸入電壓變大,上述變化程度減縮,使電流紋波、電壓紋波呈相反變化。同時可看出,引入k后,明顯改善電流紋波情況,特別是輸出功率變小時,尤為重要。引入k,實質(zhì)上會減小PWM開通時間,使電感電流變化減少,從而減小電流紋波。

    降壓模式下,最大電流紋波7.26%,小于10%,最大電壓紋波0.04%,小于1%。對于某輸入電壓,輸出電壓越小,PWM開通時間越小,即電感電流需經(jīng)下管續(xù)流時間越長,自然電流變化越大,電流紋波越大,同樣穩(wěn)壓電容經(jīng)下管放電時間越長,自然電壓紋波越大,當(dāng)輸出功率變大時,由于電感電流基數(shù)變大,因而電流紋波變小,而此時穩(wěn)壓電容經(jīng)下管放電時間不變,故電壓紋波不變。當(dāng)輸入電壓變大,上述變化程度加劇,使電流紋波、電壓紋波呈相同變化。

    試驗結(jié)果表明,樣機(jī)設(shè)計滿足設(shè)計指標(biāo)要求,并與電流和電壓紋波計算結(jié)果吻合。

    4 結(jié)束語

    試驗結(jié)果表明,設(shè)計的這種空間電源,不僅能實現(xiàn)能量雙向流動和升降壓,而且可適應(yīng)不同工況,不同輸入電壓下可由程序設(shè)置獲得不同電壓恒壓輸出,且適應(yīng)不同功率負(fù)載,電壓精度高,電感電流紋波較小,滿足新型航天飛行器對電源系統(tǒng)要求。

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