吳美金，邵 瓊，王秉臣，唐 亮，張建建

（1.上海宇航系統(tǒng)工程研究所 上海201109；2.上海航天電子技術(shù)研究所 上海201109）

電源并聯(lián)均流技術(shù)在航天器測(cè)試中的應(yīng)用

吳美金1，邵 瓊1，王秉臣1，唐 亮1，張建建2

（1.上海宇航系統(tǒng)工程研究所 上海201109；2.上海航天電子技術(shù)研究所 上海201109）

針對(duì)單臺(tái)穩(wěn)壓電源功率無(wú)法滿足大型航天器測(cè)試供電的問(wèn)題，設(shè)計(jì)了一種多電源并聯(lián)均流的航天器測(cè)試供電系統(tǒng)。采用通用性強(qiáng)的VC#軟件編程實(shí)現(xiàn)了均流的自動(dòng)閉環(huán)控制，通過(guò)硬件架構(gòu)設(shè)計(jì)使得系統(tǒng)中各電源電氣獨(dú)立、互為冗余。實(shí)驗(yàn)結(jié)果表明，該系統(tǒng)均流效果顯著、負(fù)載動(dòng)態(tài)響應(yīng)快、可靠性高，在大功率穩(wěn)壓供電中具有較高的工程應(yīng)用價(jià)值。

航天器；穩(wěn)壓電源；并聯(lián)均流；地面測(cè)試

航天器地面供電電源是航天器開展地面測(cè)試的支持設(shè)備，負(fù)責(zé)航天器地面測(cè)試全生命周期的電能源供給，為器上平臺(tái)和載荷提供測(cè)試所需的功率［1］。近年來(lái)出現(xiàn)的大型航天器采用了高壓雙母線供電體制，功率需求巨大，地面測(cè)試要求采用穩(wěn)壓電源為整器供電。受電力電子器件性能的限制，單臺(tái)穩(wěn)壓電源的輸出功率已無(wú)法滿足大功率測(cè)試要求。采用多個(gè)電源并聯(lián)運(yùn)行輸出大功率是解決該問(wèn)題的一個(gè)方向［2］。

多電源并聯(lián)存在電流分配不均的問(wèn)題，為保證熱應(yīng)力分配的均衡，提高系統(tǒng)的可靠性，需要在多個(gè)電源模塊間實(shí)現(xiàn)均流［3］。目前主流的均流方法有輸出阻抗法、主從均流法、平均電流自動(dòng)均流法和最大電流自動(dòng)均流法等。輸出阻抗法模塊獨(dú)立性強(qiáng)、可靠性高，但均流性能差，屬于開環(huán)控制；主從均流法均流性能好，但可靠性低，在主模塊故障時(shí)整個(gè)系統(tǒng)將癱瘓；平均電流自動(dòng)均流法和最大電流自動(dòng)均流法均能實(shí)現(xiàn)均流的自動(dòng)調(diào)節(jié)，但需額外增加均流電路，系統(tǒng)容錯(cuò)性能和動(dòng)態(tài)特性差［4］。

航天器地面供電電源伴隨航天器整個(gè)測(cè)試周期，工作時(shí)間長(zhǎng)，系統(tǒng)可靠性要求高。結(jié)合上述均流方法的優(yōu)缺點(diǎn)，本文對(duì)輸出阻抗法進(jìn)行改進(jìn)，通過(guò)硬件架構(gòu)設(shè)計(jì)和軟件編程控制，實(shí)現(xiàn)了一種航天器多電源并聯(lián)均流供電系統(tǒng)。在保證系統(tǒng)可靠性的同時(shí)，實(shí)現(xiàn)了均流的自主閉環(huán)控制，提高了系統(tǒng)的均流性。

1　系統(tǒng)設(shè)計(jì)

1.1系統(tǒng)組成

系統(tǒng)由Sorensen SGI電源模塊、輸入/輸出控制單元、控制計(jì)算機(jī)、以太網(wǎng)交換機(jī)等組成（如圖 1所示）。輸入控制單元接受外部380 V交流供電，并將功率分配給每個(gè)SGI電源模塊，SGI電源模塊通過(guò)TCP/IP以太網(wǎng)接收控制計(jì)算機(jī)的均流控制，并通過(guò)輸出控制單元完成供電輸出。

系統(tǒng)的核心是Sorensen SGI電源模塊，Sorensen SGI電源是美國(guó)Ametek旗下的可編程精密大功率開關(guān)直流電源。該系列電源具有遠(yuǎn)端電壓補(bǔ)償功能，能夠通過(guò)電源內(nèi)部傳感采樣電路（圖 2）自動(dòng)補(bǔ)償供電線纜壓降，將負(fù)載端電壓維持在設(shè)定值。圖2中PTC本地電阻網(wǎng)絡(luò)用于提供默認(rèn)的電源本機(jī)輸出電壓采樣，當(dāng)傳感線連接遠(yuǎn)端負(fù)載時(shí)，PTC網(wǎng)絡(luò)被短路，電源進(jìn)行負(fù)載端電壓的遠(yuǎn)端采樣。

1.2均流硬件架構(gòu)設(shè)計(jì)

輸出阻抗法均流是通過(guò)改變電源模塊的輸出阻抗，使外特性斜率趨于一致實(shí)現(xiàn)并聯(lián)均流的［5］。以兩臺(tái)SGI電源并聯(lián)供電為例（如圖 3所示），輸出阻抗法要求兩臺(tái)電源采樣點(diǎn)至負(fù)載端的阻抗相等（R1=R2）。證明如下：

圖1　供電系統(tǒng)組成圖

圖2　電壓傳感補(bǔ)償原理圖

圖3　兩臺(tái)電源并聯(lián)示意圖

假定：電源1和電源2遠(yuǎn)端采樣點(diǎn)設(shè)置的電壓分別為V1、V2，采樣點(diǎn)至匯流點(diǎn)的阻值分別為R1，R2（R1=k×R2，k>0），初始輸出電流分別為I1、I2，通過(guò)負(fù)載的總電流為I，匯流點(diǎn)的電壓為V0。

初始通過(guò)調(diào)整并固定V1、V2使之均流（I1=I2）。當(dāng)負(fù)載電流I變化時(shí)，V1、V2是保持不變的，V0將相應(yīng)變化，假設(shè)此時(shí)V0變化，則兩臺(tái)電源的輸出電流變?yōu)椋?/p>

由（1）（2）式可得：

的大小實(shí)際上反映了負(fù)載變化的大小，只要負(fù)載發(fā)生變化，就不等于零。由此可見(jiàn)，負(fù)載變化時(shí)若要保持均流，必須使k=1，即R1=R2。一種特殊情況是R1=R2=0，即兩臺(tái)電源的采樣點(diǎn)均從同一匯流點(diǎn)引出，此時(shí)由于失去了R1、R2對(duì)均流調(diào)節(jié)的這段“緩沖區(qū)”，同時(shí)因電源存在固有的精度誤差［6］，實(shí)際應(yīng)用中易出現(xiàn)負(fù)載電流大部分由一臺(tái)電源承擔(dān)的情況，難以實(shí)現(xiàn)均流。

基于以上分析，系統(tǒng)硬件接口設(shè)計(jì)如圖 4所示，每臺(tái)電源均單獨(dú)連接傳感線，傳感線在航天器母線濾波器匯流前分別引出，硬件設(shè)計(jì)上通過(guò)控制導(dǎo)線規(guī)格、匯流排規(guī)格使四組采樣點(diǎn)至匯流排的阻抗趨于相等。

圖4　系統(tǒng)硬件架構(gòu)設(shè)計(jì)原理圖

每臺(tái)電源傳感采樣點(diǎn)在匯流前分別引出，也為更好地實(shí)現(xiàn)軟件均流控制奠定了基礎(chǔ)。另外，并聯(lián)的4臺(tái)電源之間不需要任何硬線連接，電氣上互相獨(dú)立，即使單臺(tái)電源故障也不影響系統(tǒng)的運(yùn)行。

1.3軟件閉環(huán)均流設(shè)計(jì)

利用輸出阻抗法實(shí)現(xiàn)的均流系統(tǒng)可靠性高，但均流實(shí)現(xiàn)受航天器上硬件條件制約，屬于開環(huán)控制。實(shí)際應(yīng)用中，采樣點(diǎn)與匯流點(diǎn)之間的阻抗特別?。ê翚W級(jí)），工藝上難以保證阻抗的一致性，均流性能較差。為提高系統(tǒng)的均流性，在輸出阻抗法均流的基礎(chǔ)上，采用軟件編程實(shí)現(xiàn)均流的自動(dòng)閉環(huán)控制。

軟件均流方法是通過(guò)多臺(tái)電源模塊的輸出電流得到總電流，并計(jì)算出理想狀態(tài)下每個(gè)電源模塊需要輸出的平均電流。各個(gè)電源模塊將當(dāng)前輸出電流與平均電流進(jìn)行比較，依據(jù)比較結(jié)果實(shí)時(shí)調(diào)整輸出電壓來(lái)調(diào)整各自的輸出電流，從而達(dá)到均流的目的。軟件均流控制流程圖如圖5所示。

初始設(shè)置如下參數(shù)：電源輸出電壓Uon、電源之間允許的不均衡度A、電壓調(diào)整步進(jìn)值△U（一般為電源的程控分辨率）。軟件實(shí)時(shí)采集每臺(tái)電源的輸出電壓Ui和輸出電流Ii，并計(jì)算得出電流平均值I均。若當(dāng)前工作電源電壓在調(diào)整區(qū)間內(nèi)，則計(jì)算該臺(tái)電源輸出電流Ii與電流平均值I均的差值。若Ii-I均，說(shuō)明該臺(tái)電源輸出電壓偏高，則降低輸出電壓值，以減少其輸出電流；若Ii-I均<，說(shuō)明該臺(tái)電源輸出電壓偏低，則增加輸出電壓值，以增大其輸出電流；若Ii-I均∈［-A，則維持該輸出電壓不變。經(jīng)過(guò)若干次調(diào)整后，各臺(tái)電源輸出電流與平均電流的差值將被控制在±A范圍內(nèi)，實(shí)現(xiàn)均流。

軟件對(duì)電壓、電流的采樣頻率通?？稍O(shè)置為10 Hz。由于電源自身的負(fù)載切換響應(yīng)速度 （1ms）遠(yuǎn)快于采樣周期，因此，負(fù)載切換響應(yīng)能力是由電源固有特性決定的，軟件均流控制不影響負(fù)載切換響應(yīng)能力。

軟件采用Visual Studio C#2008編程，并在控制計(jì)算機(jī)上安裝NI-VISA運(yùn)行庫(kù)，同時(shí)在C#2008中添加VISA-COM的引用，包括NationInstruments.VisaNS。通過(guò)VISA基本的輸入輸出語(yǔ)句（Open、viWrite、viRead）對(duì)電源進(jìn)行控制，具體包括：

1）打開電源：Open（DeviceNAME），其中DeviceNAME是電源地址的字符串表述。

2）對(duì)電源輸出控制，包括向設(shè)備輸出字符串和從設(shè)備讀取字符串?；镜暮瘮?shù)為Write（textToWrite）和ReadString（Count），其中textToWrite是向設(shè)備寫入的字符串，需要以換行符“ ”作為結(jié)尾；Count為需要從設(shè)備讀取的字節(jié)數(shù)。

在使用Open（DeviceNAME）函數(shù)打開設(shè)備后，需要首先使用Write（textToWrite）向設(shè)備輸出設(shè)備地址號(hào)。1號(hào)設(shè)備輸出字符串“*ADR 1”，2號(hào)設(shè)備輸出“*ADR 2”，依此類推。設(shè)備地址號(hào)在電源面板上通過(guò)操作可以獲得。

圖5　軟件均流控制流程圖

2　實(shí)驗(yàn)驗(yàn)證

實(shí)驗(yàn)條件：采用4臺(tái)SGI200X50D-1CABAJ電源并聯(lián)（單臺(tái)電源最大輸出功率10 kW，開路電壓200 V，最大電流輸出能力50 A，遠(yuǎn)端程控分辨率0.004 V，最大電壓補(bǔ)償能力8 V），電源至負(fù)載的供電電纜長(zhǎng)度80 m。均流控制頻率10 Hz，允許的電流不均衡度1 A。

2.1軟件均流實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)

均流實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)見(jiàn)表1。軟件均流能夠保證在所設(shè)定的1 A誤差范圍內(nèi)，當(dāng)負(fù)載較大時(shí)，軟件均流控制效果更為顯著。

表1　軟件均流試驗(yàn)數(shù)據(jù)

2.2負(fù)載動(dòng)態(tài)響應(yīng)實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)

負(fù)載端電壓106 V，負(fù)載由20 A增大到40 A，負(fù)載端電壓瞬態(tài)波形如圖6所示。負(fù)載端電壓瞬態(tài)下降2.412 V，瞬態(tài)變化1.4ms后電壓恢復(fù)穩(wěn)定，能夠滿足使用要求。

圖6　負(fù)載變化時(shí)瞬態(tài)電壓波形

2.3單臺(tái)電源故障無(wú)輸出實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)

負(fù)載端電壓50.5 V，總輸出電流40 A，關(guān)斷一臺(tái)電源輸出。此時(shí)負(fù)載功率由其余3臺(tái)電源提供，負(fù)載端電壓瞬態(tài)波形如圖 7所示。電壓瞬態(tài)下降最大371 mV，電壓瞬態(tài)變化10.2ms后恢復(fù)穩(wěn)定，系統(tǒng)能夠繼續(xù)正常運(yùn)行。

圖7　單臺(tái)電源無(wú)輸出故障時(shí)瞬態(tài)電壓波形

3　結(jié)　論

并聯(lián)電源的均流技術(shù)是實(shí)現(xiàn)大功率電源系統(tǒng)的關(guān)鍵，也是提高系統(tǒng)可靠性的前提。本文在分析各均流方法優(yōu)缺點(diǎn)的基礎(chǔ)上，通過(guò)硬件架構(gòu)設(shè)計(jì)和軟件均流控制實(shí)現(xiàn)了一種多電源并聯(lián)均流系統(tǒng)。均流實(shí)現(xiàn)不需額外增加硬件電路，均流控制方法通用性強(qiáng)。該系統(tǒng)已成功應(yīng)用于某型號(hào)航天器測(cè)試。試驗(yàn)結(jié)果表明，該系統(tǒng)均流效果顯著、負(fù)載動(dòng)態(tài)響應(yīng)快、可靠性高，在大功率穩(wěn)壓供電方面具有較高的工程應(yīng)用價(jià)值。

［1］王慶成.航天器電測(cè)技術(shù)［M］.1版.北京:中國(guó)科學(xué)技術(shù)出版社，2007.

［2］張強(qiáng)，姚緒梁，張敬南.大功率直流電源并聯(lián)運(yùn)行的均流控制［J］.電力電子技術(shù)，2011，45:73-75.

［3］劉天翔，鄒曉漁，戴錢坤.大功率雷達(dá)電源并聯(lián)均流技術(shù)的研究［J］.計(jì)算機(jī)仿真，2012，29:21-24.

［4］滿中國(guó).基于并聯(lián)均流技術(shù)高頻軟開關(guān)電源的研究［D］.湖南:中南大學(xué)，2007:1-63.

［5］韋聰穎，張波.開關(guān)電源并聯(lián)運(yùn)行及其均流技術(shù)［J］.電氣自動(dòng)化，2004，26:13-15.

［6］張占松，蔡宣三.開關(guān)電源原理與設(shè)計(jì)［M］.北京:電子工業(yè)出版社，2002.

App lication of power parallel current sharing technology in spacecraft testing

WU Mei-jin1，SHAO Qiong1，WANG Bing-chen1，TANG Liang1，ZHANG Jian-jian2
（1.Shanghai Institute of Aerospce System Engineering，Shanghai201109，China；2.Shanghai Aerospce Electronic Technology Institute，Shanghai201109，China）

To solve the problem of a single power supply can notmeet the large-scale power supply in spacecraft test，a new type ofmultipower supply system with parallel currentsharing is designed.VC#software programmingwas adopted to realize the automatic closed-loop current sharing.The hardware architecture designmakes the power of the system independent and redundant.Experimental results show that the system has the advantages of favorable current sharing effect，fast transient response and high reliability，and hashigh engineering application value in super power supply.

spacecraft；regulated power supply；parallel current sharing；ground test

TN702

A

1674-6236（2016）19-0177-03

2015-08-31稿件編號(hào)：201508181

吳美金（1985—），男，江西上饒人，碩士，工程師。研究方向：航天器自動(dòng)化測(cè)試。