姚雨迎,焦宇晟,頡 萌

(1.航天東方紅衛(wèi)星有限公司,北京100094;2.上?？臻g電源研究所,上海200245)

0 引言

嫦娥四號中繼星運行于地月L2平動點的Halo軌道,通過中繼通信系統(tǒng)提供著陸器和巡視器在落月和月面工作期間的測控支持,實現(xiàn)將位于月球背面的著陸器和巡視器獲取的科學(xué)數(shù)據(jù)傳回地球[1]。受一箭多星運載質(zhì)量約束,中繼星采用東方紅衛(wèi)星公司CAST100小衛(wèi)星平臺。供配電分系統(tǒng)由太陽電池陣、蓄電池組、電源調(diào)控器和低頻電纜網(wǎng)組成[2]。其中,電源調(diào)控器將太陽電池陣分流控制、蓄電池組充放電控制、負(fù)載配電和火工品供電控制、電源下位機(jī)等功能進(jìn)行一體化集成化設(shè)計,不僅有效減少結(jié)構(gòu)質(zhì)量占比,實現(xiàn)一次電源供電模塊與配電模塊之間功率的高效傳輸,而且采用一臺下位機(jī)即可同時完成充放電管理、供配電控制和能源策略實施等功能。

1 任務(wù)特點分析

鑒于中繼星任務(wù)的特殊性,供配電分系統(tǒng)設(shè)計中需要考慮以下特點及需求。

(1)質(zhì)量小,功率大

嫦娥四號中繼星基于CAST100平臺研制,整星質(zhì)量約433kg,長期功耗約750W,供配電分系統(tǒng)質(zhì)量＜23kg(不含電纜網(wǎng))。與基線型號需求相比,在分系統(tǒng)質(zhì)量減少約10%的情況下,整星功耗增加30%～40%。

(2)在軌溫度變化大

與近地遙感衛(wèi)星不同,中繼星的運行軌道在全壽命周期中連續(xù)兩次陰影最小時間≥29d,因此在分系統(tǒng)設(shè)計中,對太陽電池陣的存儲溫度、工作溫度、電源調(diào)控器的低溫工作性能及蓄電池組的低溫放電性能的要求更嚴(yán)酷。

(3)在軌工作模式

根據(jù)任務(wù)要求,中繼星需要為嫦娥四號巡視器和著陸器保障全天時的實時中繼通信,整星在軌任務(wù)期間供配電分系統(tǒng)長期輸出最大功率。中繼星軌道長期受照,蓄電池組放電少,需制定合理的長光照存儲維護(hù)機(jī)制。

2 供配電分系統(tǒng)設(shè)計

中繼星供配電分系統(tǒng)的設(shè)計原理如圖1所示,分系統(tǒng)的配置如表1所示。為適應(yīng)中繼星小型化、輕量化的設(shè)計要求,結(jié)合衛(wèi)星以長光照期為主的工作模式,采用半調(diào)節(jié)形式的一次母線設(shè)計方案。該方案電路拓?fù)浣Y(jié)構(gòu)簡單,無放電調(diào)節(jié)器,充放電效率高。太陽電池陣通過S4R電路調(diào)節(jié)供電,同時為蓄電池組充電[3-5]。MEA(主誤差放大器)為S4R電路提供維持一次母線穩(wěn)定的控制信號,BEA(蓄電池誤差放大器)為蓄電池組充電提供控制信號。蓄電池組輸出功率經(jīng)過放電開關(guān)和隔離二極管后直接為負(fù)載供電。

圖1 供配電分系統(tǒng)設(shè)計原理框圖Fig.1 Schematic diagram of power supply and control system

整星采用單母線配置和分散供電體制,一次母線通過電纜網(wǎng)向整星各分系統(tǒng)電子設(shè)備供電。一次母線分3個長期供電區(qū):直通供電區(qū)(星務(wù)、測控、控制)、載荷1區(qū)供電(中繼通信固放、調(diào)制器等)和載荷2區(qū)供電(科學(xué)載荷、相機(jī)等)。中繼星有兩路短期供電:太陽翼解鎖火工品供電和天線解鎖火工品供電,火工品母線由蓄電池組直接提供,不經(jīng)過放電開關(guān)。

3 供配電分系統(tǒng)可靠性設(shè)計

由于中繼星的使命軌道處于深空,低溫可達(dá)-200℃以下,艙外環(huán)境條件較低軌衛(wèi)星更惡劣,因此對供配電分系統(tǒng)的低溫性能要求更高。

3.1 太陽電池陣可靠性設(shè)計

中繼星太陽電池陣的力學(xué)設(shè)計、電磁兼容(EMC)和抗輻照等可靠性設(shè)計繼承多個在軌衛(wèi)星的成熟經(jīng)驗和先進(jìn)技術(shù)。中繼星需要進(jìn)行3項可靠性專項設(shè)計。

(1)低溫性能驗證

三結(jié)砷化鎵太陽電池陣的正常工作溫度為-145℃～+90℃,根據(jù)中繼星全壽命周期連續(xù)兩次陰影最小時間≥29d的軌道條件可知,太陽電池陣地影期最低儲存溫度約為-206℃。目前嫦娥三號著陸器太陽電池陣在軌低溫存儲試驗溫度為-216.2℃～-213.5℃。通過與嫦娥三號著陸器太陽電池陣工作溫度(-145℃～+125℃)、儲存溫度(-190℃～+138℃)和在軌存儲溫度對比可知,中繼星太陽電池陣采用相同的熱設(shè)計和制造工藝能夠滿足Halo軌道最低存儲溫度的要求。

(2)二極管工作溫度驗證

中繼星每條太陽電池串接2個并聯(lián)的隔離二極管,每個二極管的實際最大電流不超過0.22A,熱耗約0.176W(正常工作溫度-145℃～+90℃)。根據(jù)嫦娥三號著陸器相關(guān)數(shù)據(jù),太陽電池電路工作溫度預(yù)示值最高為138℃。為摸底隔離二極管在最高結(jié)溫不滿足Ⅰ級降額情況下工作的可靠性,進(jìn)行了二極管高低溫交變鑒定試驗。試驗期間高溫段對隔離二極管通電0.5A,試驗溫度范圍為-160℃～+153℃,循環(huán)1023次,試驗條件充分覆蓋在軌工作狀態(tài)。試驗后二極管焊點表觀正常,無脫落現(xiàn)象,二極管引腳焊接處未發(fā)現(xiàn)裂痕或斷裂現(xiàn)象。經(jīng)模擬陣測試,二極管在0.42A下的導(dǎo)通電壓和33V反向偏壓下的漏電流與試驗前基本一致,滿足使用要求。

(3)天線遮擋分析

受中繼星的大口徑傘天線的肋骨及網(wǎng)面影響,太陽翼光照因傘天線角度受到不同程度的遮擋和網(wǎng)面透光的影響。通過對天線肋骨在0°～75°范圍內(nèi)對太陽翼遮擋試驗得出,天線肋骨角度為30°時太陽翼遮擋情況最為嚴(yán)重。

對實際天線網(wǎng)面材料遮擋后的太陽電池單片進(jìn)行光照試驗,結(jié)果顯示天線網(wǎng)面透光率在30%以上。以遮擋最嚴(yán)重的情況進(jìn)行太陽翼功率計算,確保輸出功率滿足衛(wèi)星在軌壽命期間的能源需求。

3.2 蓄電池組可靠性設(shè)計

根據(jù)中繼星在軌低溫、長陰影的特點,對蓄電池組進(jìn)行專項可靠性驗證試驗。

(1)低溫充放電試驗

由于低溫充電會導(dǎo)致蓄電池內(nèi)部產(chǎn)生鋰枝晶,對電池產(chǎn)生嚴(yán)重危害。針對中繼星可能存在的長陰影工況,進(jìn)行了-10℃的極限低溫試驗。

試驗參數(shù)如表2所示。試驗結(jié)果表明,在-10℃極端低溫情況下,蓄電池放電至21V,容量為38Ah。

表2 蓄電池極限低溫容量試驗參數(shù)Tab.2 Testing parameter of battery low limit temperature

(2)深度放電試驗

模擬長陰影工況,對蓄電池進(jìn)行深度放電的循環(huán)試驗。

循環(huán)制度:在(20±3)℃的環(huán)境條件下,蓄電池以18A電流充電至4.1V后轉(zhuǎn)恒壓充電,至電流＜2.25A,靜置10min后,以45A電流恒流放電至3.0V,重復(fù)進(jìn)行充放電循環(huán)。蓄電池的容量保持率和循環(huán)次數(shù)關(guān)系曲線如圖2所示。循環(huán)進(jìn)行至326周(6.26a)時容量保持率為99.4%左右。

(3)在軌管理機(jī)制

中繼星軌道與近地遙感衛(wèi)星不同,除地月轉(zhuǎn)移和近月制動階段以外,使命軌道基本為長期光照,蓄電池組的充放電次數(shù)很少,合理的長期儲存機(jī)制有利于蓄電池組的使用壽命。

圖2 蓄電池循環(huán)次數(shù)與容量保持率的關(guān)系曲線Fig.2 Relationship curve of recycling time vs.capacity

3.3 電源控制器可靠性設(shè)計

針對陰影期低溫工況,電源調(diào)控器進(jìn)行了-40℃低溫真空適應(yīng)性驗證試驗。試驗過程中模擬進(jìn)陰影前狀態(tài)設(shè)置,按照衛(wèi)星實際負(fù)載進(jìn)行設(shè)置,進(jìn)行了放電開關(guān)單獨供電試驗。出影后進(jìn)行充電,充電及分流電路工作正常?？紤]到蓄電池組放電至過放保護(hù)閾值21V時整星斷電的狀態(tài),在試驗過程中模擬了衛(wèi)星低溫斷電后再啟動的工作模式。衛(wèi)星在出影后可正常加電啟動,一次母線電壓穩(wěn)定,遙測參數(shù)正確,供配電分系統(tǒng)各指標(biāo)參數(shù)均在正常范圍內(nèi)。

3.4 分區(qū)供電控制可靠性設(shè)計

根據(jù)中繼星的任務(wù)特點,整星設(shè)計了平臺、載荷1區(qū)和載荷2區(qū)共3個供電分區(qū)。為確保整星地面測試及供電的安全性,采用各分區(qū)靜態(tài)阻抗測量和電源下位機(jī)上電自檢相結(jié)合的雙重措施。一次母線供電區(qū)、載荷1區(qū)、載荷2區(qū)的靜態(tài)阻值測試結(jié)果如表3所示。測試結(jié)果表明,靜態(tài)阻值能正確反映星上設(shè)備狀態(tài)變化,未出現(xiàn)負(fù)載短路等供電安全隱患。

表3 供電區(qū)靜態(tài)阻值檢查結(jié)果Tab.3 Results of static resistance of power area

在中繼星加電后,電源下位機(jī)自主發(fā)送“自檢供電通”指令,接通自檢供電開關(guān),將1.4V的自檢電壓施加在負(fù)載上,并在“自檢供電通”指令脈沖有效的時間內(nèi)采集開關(guān)供電區(qū)的電壓,通過供電分區(qū)電壓遙測判斷對應(yīng)供電區(qū)是否有短路異常。

3.5 火工品解鎖供電可靠性設(shè)計

太陽翼、天線解鎖的火工品供電電路采用“分離開關(guān)+母線總開關(guān)+解鎖開關(guān)”的三級開關(guān)串聯(lián)控制電路和正線保護(hù)插頭設(shè)計機(jī)制,防止火工品解鎖電路誤起爆,同時設(shè)計了全冗余的解鎖指令和解鎖開關(guān),確保太陽翼和天線解鎖供電的可靠性。

為保證火工品供電控制電路的安全性與可靠性,并減少起爆時對一次電源母線的沖擊和對其他電子設(shè)備的影響和干擾,火工品控制電路的供電直接采用鋰離子蓄電池組單獨供電?；鸸て房刂齐娐氛?、負(fù)線從鋰離子蓄電池組直接引出,不經(jīng)過放電開關(guān),以減少因中間環(huán)節(jié)工作異常所帶來的影響。

星箭分離后,火工品母線指令線通過星箭分離開關(guān)接通,采用2個分離開關(guān)8對觸點并聯(lián)使用。

考慮到發(fā)射窗口推遲或星箭分離時太陽翼未展開導(dǎo)致蓄電池組放電深度增加的風(fēng)險,按照最低起爆電流5A的要求,對火工品解鎖供電的最低起爆電壓進(jìn)行分析。分析結(jié)果如表4所示。根據(jù)主動段故障預(yù)案分析,蓄電池組的放電電壓高于25V,滿足火工品的最低起爆電壓。

表4 火工品解鎖供電最低起爆電壓Tab.4 Minimum voltage demands of EED(Electro-Explosive Device)circuit

4 在軌驗證情況

2018年5月21日5時28分,中繼星發(fā)射,星箭分離55s后,太陽翼火工品起爆,+Y翼和-Y翼展開正常。24min后,天線火工品起爆,中繼通信天線順利展開到位。

在中繼星發(fā)射段、地月轉(zhuǎn)移段、使命軌道段除軌控時間外,方陣電流無遮擋時最大為27.8A,輸出到母線功率為834W左右。天線遮擋情況下,方陣電流21A左右,輸出到母線功率為630W左右,符合設(shè)計值。除軌控時間外,蓄電池?zé)o放電,充電終止電壓設(shè)置值較低。當(dāng)自放電導(dǎo)致蓄電池電壓下降至解鎖值后,充電電路自動解鎖,將蓄電池重新充至設(shè)定的終壓。在軌充電電路工作正常,安時計累計正確。

中繼星入軌1個月后(2018年6月28日)經(jīng)歷了一次陰影(半影,時長4h),電源分系統(tǒng)關(guān)鍵遙測參數(shù)變化如圖3所示。隨著進(jìn)入陰影后光強(qiáng)越來越低,最低達(dá)28%,逐漸關(guān)閉部分載荷,降低整星功耗,盡量保證電池在進(jìn)入半影的第1h內(nèi)不放電。為了使整星獲得比較好的溫度條件,衛(wèi)星負(fù)載電流最小保持為7.44A。渡過陰影期光強(qiáng)最低的時間后,光強(qiáng)逐漸變大,此時逐漸增加整星負(fù)載,使整星得到良好的溫度條件。本次陰影區(qū)蓄電池組的最大放電電量為4.5Ah(放電時間2h,平均放電電流2.3A),放電深度10%。進(jìn)出影全過程,供配電分系統(tǒng)工作正常,遙測參數(shù)正確。各設(shè)備溫度遙測在此次長陰影結(jié)束之前的變化如表5所示,工作溫度遙測正確,熱設(shè)計符合要求。

圖3 電源分系統(tǒng)關(guān)鍵遙測參數(shù)變化曲線Fig.3 Curves of key parameters of power system

表5 溫度遙測參數(shù)變化Tab.5 Temperature data measured in flight

5 結(jié)論

截至目前,中繼星在軌一年多,供配電分系統(tǒng)各單機(jī)工作正常,可靠性措施和專項設(shè)計得到了充分驗證,為開展后續(xù)型號積累了在軌數(shù)據(jù),具有重要的指導(dǎo)意義。