小衛星平臺的太陽電池陣設計及應用

薛 梅 程保義

(天津電源研究所,天津 300381)

1 引言

隨著微電子、微機械和高新材料等新技術的迅速發展,小衛星在航天領域愈發顯示出其旺盛的生命力和廣闊的應用前景。以重量輕、體積小和“更快、更好、更省”為主要目標的小衛星,既可以單顆廉價快速地完成專項任務,又可以組成分布式星座完成某些大衛星的任務。小衛星由于采用新設計思路、新技術、新管理模式以及流水線化的制造和生產方式,已成為最活躍、最富于挑戰性和具有廣闊商業前景的空間技術領域,也是21 世紀初衛星技術發展的重要趨勢[1]。

在小衛星研制中,電源的重量一般占整個衛星重量的15%～20%。與小衛星的用途和特點相適應,星上電源也朝著高效化、輕型化、小型化和模塊化的方向發展,從而使衛星的體積大幅度減小,重量大大減輕。目前,應用最多的是太陽電池陣與蓄電池組的聯合電源,在全世界已發射的航天器中,90%以上都采用太陽電池陣-蓄電池組電源系統[1-2]。太陽電池陣是航天器電源系統的重要組成部分,通過光生伏特效應將太陽光能轉換為電能,滿足衛星平臺及有效載荷功率需求,同時為蓄電池充電,滿足陰影期衛星功率需求。

一般地說,基于小衛星平臺的太陽電池陣應具有如下特點:重量輕、體積小;研制成本低;集成化和模塊化程度高;研制周期短;太陽電池陣的設計上應自主性強[2]。

本文就基于小衛星平臺的太陽電池陣設計及應用情況進行闡述。

2 基于小衛星平臺的太陽電池陣設計要求分析

2.1 功能要求

衛星在軌運行的光照期間,利用太陽電池陣發電,太陽電池陣輸出功率不僅要滿足整星負載的功率需求,而且還要對蓄電池組充電,以滿足地影期的用電需求。

2.2 結構要求

為了滿足不斷增長的功率需求,要求太陽電池陣的面積不斷擴大,致使越來越多的小衛星開始采用可展開式太陽翼構型的方式,即由若干塊剛性鋁蜂窩太陽電池基板和連接架構成的太陽翼連接在星體側壁板上。太陽翼多為兩翼,對稱配置在星體兩側。太陽翼結構有剛性、半剛性和柔性三大類,如圖1所示,柔性太陽電池陣對功率需求普遍在2 500W以下的小衛星是不適宜的。

圖1 典型太陽電池陣質量比功率趨勢圖[3]Fig.1 Typical solar array mass efficiency trend

目前,我國基于小衛星平臺的太陽電池基板已形成統一規格,尺寸為1 110mm ×850mm ,每塊太陽基板留有4個壓緊點位置和4個鉸鏈安裝點位置,尺寸分別為25mm ×25mm 和20mm×40mm。

太陽電池基板由碳纖維鋁蜂窩夾層板構成,粘貼太陽電池的一側,其表面粘貼一層聚酰亞胺薄膜,除太陽基板的壓緊點位置和鉸鏈安裝點位置外,均可布置太陽電池片。

2.3 性能要求

太陽電池陣的性能要求如下:

1)母線電壓,目前小衛星普遍采用28.5V 母線電壓,由太陽電池陣的輸出電壓提供;

2)輸出功率,能夠滿足小衛星平臺系列產品整星負載功率需求;

3)剩磁,兩個太陽翼剩磁總和≤0.2A·m2。

2.4 空間環境適應性要求

由于太陽電池陣直接暴露在空間環境中,因此太陽電池陣必須滿足如下設計要求:

1)耐空間帶電粒子輻照;

2)耐紫外輻照;

3)耐空間軌道運行期間的溫度沖擊,主要來自衛星進出地影時的溫度交變應力;

4)具有靜電放電(ESD)防護措施;

5)能夠適應由于星體或天線等對太陽電池陣產生的陰影遮擋情況;

6)耐原子氧環境。

3 基于小衛星平臺的太陽電池陣設計

3.1 設計原則

首先,基于小衛星平臺的太陽電池陣的設計必須全面滿足衛星總體和一次電源分系統提出的各項功能和性能技術指標要求;

其次,整個太陽電池陣的設計采用成熟且先進的技術,盡量選用已通過地面試驗和飛行試驗的原材料、元器件和工藝,發電單元采用高效太陽電池,以減少太陽電池陣的面積,減輕重量,實現小衛星太陽電池陣的小型化和輕型化;

同時,依據小衛星的特點,力求做到結構簡單、實用,使太陽電池陣的設計實現產品系列化、電路模塊化、接口通用化。

3.2 設計方案

3.2.1 模塊化設計

太陽電池陣采取大并聯結構,即將整個太陽電池陣劃分為若干個子模塊,每個子模塊并聯一個分流電路。各分流電路設置在電源控制裝置(PCU)內,每個太陽電池陣子模塊對應PCU 的一個分流級。太陽電池陣子模塊的大并聯結構,使太陽電池陣可以和全開關分流調節器配合,使調節的靈活性更高,滿足不同負載功率需求;使太陽電池陣可以采用一種規格的太陽電池,有利于太陽電池電路的優化設計,實現太陽電池陣的模塊化設計;同時,還可以提高太陽電池陣的布片系數,減小剩磁等。

以我國的環境與災害監測小衛星星座——環境減災-1A、1B(HJ-1A/1B)衛星太陽電池陣為例,其采用模塊化設計的太陽電池陣子模塊的接線圖如圖2所示。

圖2 環境減災-1A、1B 衛星太陽電池陣電路接線圖Fig.2 Solar array circuit wiring diagram of HJ-1A/1B satellites

3.2.2 高效化設計

在小衛星應用的太陽電池陣中,單晶硅太陽電池仍占有相當大的比例。如今,高效硅太陽電池的效率已從10%提高到14.5%以上,其低廉的價格和性價比的優勢,恰恰符合小衛星低研制成本的特點。高效硅太陽電池更能顯著降低太陽電池陣的整體重量,符合小衛星電源輕型化的需要。

另一種在小衛星中廣泛投入使用的太陽電池是效率為19%的單結砷化鎵太陽電池。如今,單結砷化鎵太陽電池在光伏產品中的應用已超過50%。

近年來,在單結砷化鎵太陽電池的基礎上,發展出了一種新型的三結砷化鎵太陽電池,其光電轉換效率已達到26.8%以上。隨著現代小衛星任務功率需求的不斷增長,而又不允許增加太陽電池陣的重量和體積,要求重量和體積保持以往較低功率時的水平,這必然促使三結砷化鎵太陽電池陣在大功率需求小衛星上的廣泛應用。3.2.3 輕型化、小型化設計

針對不同任務的小衛星平臺系列產品,依據衛星平臺和負載的功率需求,采用相應的更高光電轉換效率的太陽電池作為發電單元,實現整個太陽電池陣的輕型化和小型化。基于小衛星平臺應用的不同效率太陽電池陣情況對比見表1。

顯然,三結砷化鎵電池與硅電池和單結砷化鎵太陽電池相比,每平方米的太陽電池陣,采用三結砷化鎵電池輸出功率比用硅電池提高85%以上,比單結砷化鎵電池也提高約40%。因此,對于相同面積的太陽電池陣,采用更高光電轉換效率的太陽電池作為發電單元,將能獲得更高的輸出功率;同樣,對于相同功率需求的太陽電池陣,采用更高光電轉換效率的太陽電池作為發電單元,則只需要更小的太陽電池陣面積。從而,實現了太陽電池陣的輕型化和小型化。

表1 采用不同效率的太陽電池陣的面積比功率對比表Table1 Comparison of power/area among solar arrays with solar cells of different efficiencies

3.2.4 太陽電池電路布局優化設計

太陽電池電路在太陽電池基板上的布局采用鏡向對稱布置,利用太陽電池陣上載流導體元素的“鏡面映射”,使電路產生的磁矩相互抵消;太陽電池電路采用多折往返布置,電路電流流向往返交錯,最大限度地減小太陽電池陣的剩余磁矩[4]。

每個太陽電池電路不同于一般的電纜、電線電路,它所通過的電流是面電流。假設太陽電池電路電流為線電流,從太陽電池電路的幾何中心線流過,而幾何中心線所包圍的面積就是電流回路所包圍的面積。

磁矩的定義為環形電流與其所圍成面積的乘積,即ⅠS ,其中Ⅰ為電池電路的電流,S為電流回路所包圍的面積。磁矩的方向按右手法則,四個手指的方向為電流流動方向,拇指所指的方向為磁矩方向。

布局優化設計的太陽電池電路電流走向如圖3所示。圖中箭頭為電流走向,“·”代表磁矩方向向內,“×”代表磁矩方向向外。

圖3 布局優化設計的太陽電池電路電流走向圖Fig.3 Electric current trend of optmized solar array circuit

如圖3所示,鏡像對稱布置的太陽電池電路的剩磁方向分別為“×”和“·”。顯然,兩個性能匹配的太陽電池電路,鏡向對稱布置,其剩余磁矩大小相當、方向相反,磁矩相互抵消。通過優化布局設計,由鏡像對稱布置的太陽電池電路組成的太陽電池陣剩余磁矩為0。

3.2.5 太陽電池陣空間環境適應性設計

1)抗輻照設計

抗輻照設計如下:

(1)太陽電池表面粘貼抗輻照玻璃蓋片,蓋片尺寸略大于太陽電池尺寸,確保其完全覆蓋太陽電池表面[5];

(2)太陽電池蓋片采用摻鈰玻璃蓋片,防止紫外輻照引起的蓋片變色;

(3)按照太陽電池在小衛星任務壽命末期的輻照衰降系數,進行太陽電池陣串并聯片數的設計,確保太陽電池陣在壽命末期仍滿足母線電壓和整星功率需求。

2)環境溫度適應性設計

環境溫度適應性設計如下:

(1)在電池互連環節設計“消應力環”結構,避免溫度交變產生的熱應力造成互連環節疲勞失效;

(2)為降低隔離二極管和接地電阻的工作溫度并減小其承受的溫度交變應力,選用導熱率高的銀箔作為焊盤,并將引出管腳設計成減應力環形狀;

(3)其焊接工藝應能承受在衛星工作壽命內、太陽電池陣溫度交變所引起的熱疲勞效應;

(4)電纜固定安裝在太陽電池基板的背面,在固定點間留有足夠的余量,減小溫度交變引起的電纜拉伸應力。

3)ESD 防護設計

ESD 防護設計如下:

(1)在粘貼太陽電池片前對基板聚酰亞胺薄膜進行刮膠(RTV 膠)處理;

(2)太陽電池陣基板對星體主結構高阻接地,接地電阻一般為10k Ω～80kΩ[6];

(3)連接架、鉸鏈等直接與星體主結構連接,接地電阻不大于5Ω[6];

(4)基板背面捆線樁的接地電阻小于1k Ω。

4)防陰影設計

為太陽電池設計旁路二極管,與電池形成并聯結構,避免太陽電池發生遮擋引起的供電失效[7]。

5)原子氧防護設計

對太陽電池陣采用的銀匯流條和銀箔焊盤采取保護措施,在其表面設計一層防護涂層,防止原子氧的侵蝕,確保太陽電池陣安全工作[8]。

4 基于小衛星平臺的太陽電池陣應用

應用基于小衛星平臺的太陽電池陣設計方案研制的太陽電池陣產品已廣泛應用于小衛星平臺的系列產品中,如:環境與災害監測小衛星、海洋小衛星等。目前,已發射入軌的各顆小衛星太陽電池陣均性能良好,工作穩定,完全滿足整星在軌任務期間的用電需求。

環境減災-1A、1B 衛星于2008年9月6日成功發射,根據飛行程序,衛星經歷了主動段、太陽翼展開、出地影、正常運行模式建立等在軌測試階段,通過對實時及延時遙測數據分析判讀表明,太陽電池陣工作穩定正常,在軌測試數據與地面測試數據保持一致。

以環境減災-1A、1B 小衛星在軌運行期間處于光照區的某時段為例,當太陽光和太陽翼法線夾角20.6°～20.7°時,太 陽 電 池 陣 平 均 輸 出 電 流21.60A,產生的電能通過電源控制器的調節后進入供電母線,對星上不同工況的負載供電,負載電流5.04～18.84A。太陽電池陣同時對蓄電池組充電,多余的功率由含有6級分流電路的開關分流調節器在主誤差放大器(MEA)的控制下及時分流,穩定母線電壓在29.32V。太陽電池陣多余的功率由自身發熱星外耗散,不傳入星內。

遙測數據顯示,太陽電池陣的輸出功率633.31W,優于550W 初期功率指標要求,較實際使用有較大裕度。太陽電池陣典型工作過程如圖4所示,2008年9月8日10個軌道周期內太陽電池陣溫度變化曲線如圖5所示。

圖4 太陽電池陣典型工作過程Fig.4 Typical working process of solar array

圖5 2008年9月8日10個軌道周期內太陽電池陣溫度變化曲線Fig.5 Solar array tem perature variation curve in 10 orbital periods on Sept.8,2008

5 結論

基于小衛星平臺的太陽電池陣設計實現了產品的系列化、接口的通用化和太陽電池電路的模塊化。運用模塊化、高效化、輕型化、小型化、電路布局優化和環境適應性方案等設計,針對不同功率需求的小衛星型號任務,只需對太陽電池電路模塊進行適當增減,靈活調整太陽電池陣發電單元的太陽電池類型,即可設計出基于小衛星平臺的單板尺寸1 110mm ×850mm 的太陽電池陣產品。從而大大縮短了研制周期,降低了產品成本,實現了小衛星對太陽電池陣大功率、小體積、輕重量、自主性強的要求。

References)

[1]林來興.現代小衛星及其關鍵技術[J].中國空間科學技術,1995(4):37-43,51

[2]王永東,崔榮強,徐秀琴.空間太陽電池發展現狀及展望[J].電源技術,2001(S1):182-185

[3]Jones P A,Spence B R.Spacecraft solar array technology trends[J].IEEE Aerospace Conference Proceedings.Institute of Electrical and Electronics Engineers.IEEE Publication Division,1998(1):141-152

[4]漢斯S 勞申巴赫.太陽電池陣設計手冊:光電能轉換原理及其應用[M].北京:宇航出版社,1987

[5]ECSS Secretariat ESA-ES TEC Requirement &S tandards Division.ECSS-E-20-08APhotovoltaic assemblies and components space engineering[S].European Cooperation for Space Standardization.Noordwijk,The Netherlands:ESAPublications Division,2004

[6]Purvis C K,Garrett H B,Whittlesey AC,et al.Design guidelines for assessing and controlling spacecraft charging effects[J].NASATechnical Paper,1984,2361:16

[7]劉平,王雪冬.太陽電池陰影效應及熱斑[J].物理實驗,1998,18(2):42-43

[8]程保義,蘇彬,趙穎,等.原子氧防護涂層研究[C]// 中國電子學會化學與物理電源技術分會,中國化學與物理電源行業協會,等.廈門:第二十六屆全國化學與物理電源學術年會論文集,2004:10