天宮一號目標飛行器氫鎳蓄電池壓力?容量充電控制研究

袁怒安，馬麗萍，楊 廣，李娟娟，孟玉鳳

（上?？臻g電源研究所，上海200245）

天宮一號目標飛行器氫鎳蓄電池壓力?容量充電控制研究

袁怒安，馬麗萍，楊 廣，李娟娟，孟玉鳳

（上?？臻g電源研究所，上海200245）

作為在軌管理的關鍵部分，良好的充電控制是保證蓄電池長壽命的重要因素。對于氫鎳蓄電池，壓力ˉ容量充電控制是最理想的充電控制方式，但存在壓力檢測難度大、控制策略復雜等困難。天宮一號目標飛行器氫鎳蓄電池通過大量的壓力測量地面可靠性試驗，解決了壓力傳感器的測量穩定性及一致性問題；同時提出柔性充電控制策略，給出了壓力ˉ容量標準曲線、不同荷電態下的充電電流及壓力控制點修正系數。在軌數據表明，天宮一號目標飛行器氫鎳蓄電池壓力ˉ容量充電控制穩定，滿足設計要求。

氫鎳蓄電池；壓力；充電控制；天宮一號

1 引言

高壓氫鎳蓄電池廣泛應用于衛星、空間站等領域，如美國的高軌道衛星幾乎全部使用氫鎳蓄電池，我國目前也已在一些型號上應用［1］。相比常用的鎘鎳蓄電池，除質量比能量高、工作壽命長等優點外，高壓氫鎳蓄電池的另一突出特點在于內部氫氣壓力可指示電池荷電程度［2?3］，即電池內部壓力和電池容量線性相關。因此，一旦測得壓力大小，就能確定蓄電池的荷電態，從而實現充電控制。

但以壓力為基礎進行充電控制時，存在以下困難：①氫鎳蓄電池內部壓力測量難度大，難以保證測量的準確性及穩定性；②壓力在電池循環中，會因為溫度及蓄電池狀態變化而發生一定改變［4］，因此在準確測量的基礎上，還需要制定合理的控制策略。本文對天宮一號目標飛行器氫鎳蓄電池壓力測量傳感器的關鍵技術進行了研究，并通過大量試驗，提出了柔性充電控制策略。

2 壓力?容量充電控制原理

2.1 氫鎳蓄電池內部壓力測量

電阻式應變片壓力傳感器工作原理為［5］：被測彈性體在壓力下產生形變從而引起應變片阻值改變，從而使得輸出電壓信號發生改變，一般選用惠斯登電橋作為測量電路，見圖1，用兩對應變片組成一個典型的四元式惠斯登電橋（Wheatstone Bridge）電路。

圖1 壓力傳感器橋路圖Fig.1 Bridge circuit of the pressure sensor

其中，R1和R4為主動式應變片，直接貼于殼體表面，同時感受電池殼體的溫度和電池殼體受力；R2和R3作為被動式應變片，粘貼在材料與電池殼體一致的補償模塊上，然后再將補償模塊粘貼在電池殼體表面，使電阻應變片只感受電池的溫度而不感受電池受力，從而實現溫度補償。

2.2 壓力?容量柔性充電控制原理

蓄電池欠充或過充將加快蓄電池性能衰減，影響蓄電池使用壽命。事實上，蓄電池已經成為衛星等航天器壽命的限制因素。因此，迫切需要一種靈活、可靠的氫鎳蓄電池充電控制技術。

壓力?容量柔性充電控制方法基本原理為［6］：采用壓力傳感器測量氫鎳蓄電池內部氫氣壓力，根據壓力計算出電池容量。由容量判斷蓄電池荷電態，當荷電態較低時，充電效率較高，此時可采用大電流充電；荷電態較高時，充電效率較低，應采用小電流充電。此外，當氫鎳蓄電池隨使用壽命延長出現性能衰減，或蓄電池溫度過高時，通過調整壓力控制點來調整蓄電池荷電態，確保蓄電池不發生欠充或過充。

因此，柔性充電控制策略實施的關鍵在于：壓力傳感器性能穩定、測量準確；通過大量樣本，建立氫鎳蓄電池容量和氫氣壓力之間的關系；通過大量試驗，確立充電電流與蓄電池荷電態的關系，并確立合理的壓力控制點。

3 壓力傳感器可靠性研究

3.1 穩定性

為了驗證壓力傳感器的應用可靠性，進行了以下驗證試驗：

1）溫度穩定性：電阻式應變片發生形變不僅和受到的壓力有關，還受溫度影響，由此產生的熱輸出會使測量精度降低，需驗證溫度補償措施可靠性。

2）壽命：天宮一號目標飛行器氫鎳蓄電池在軌要經受大約12 000次［7］充放電循環，需考核壓力傳感器的循環壽命。

3）輸出曲線一致性：由于構成壓力傳感器橋路的應變片間阻值差異、蓄電池殼體壁厚差異等因素會造成一個蓄電池組內各傳感器橋路不平衡及輸出曲線不一致，加大了控制難度，影響控制可靠性，需對傳感器輸出曲線進行調節。

3.1.1 高低溫試驗

為進行溫度補償，天宮一號目標飛行器氫鎳蓄電池壓力傳感器采用了具有溫度自補償功能的全橋電路連接。為驗證補償措施有效性，進行了不同溫度下的標定試驗，試驗方法為：將帶壓力傳感器的電池置于高低溫箱中，分別恒溫于ˉ10℃及30℃，進行標準曲線標定，激勵源為12 mA電流。

試驗數據如圖2所示，擬合曲線如表1。

圖2 不同溫度下的標定數據Fig.2 Calibration curve at different temperature

表1 不同溫度下標定數據擬合曲線Table 1 Fitting curve of calibration data under different temperature

從以上數據可知，在ˉ10℃到30℃的溫度范圍內，標準曲線基本一致；根據表1的擬合方程，在充電截止終壓5.0 MPa處，傳感器在ˉ10℃與30℃下輸出值相差0.004 mV，對應的容量偏差為0.07%，滿足不大于1%的設計要求［7］。

3.1.2 壽命疲勞試驗

為考核壓力傳感器壽命，進行了壓力疲勞試驗，即通過快速加壓、泄壓的交變循環試驗，模擬在軌的充放電循環，試驗采用液壓疲勞試驗機進行，介質為油介質，壓力范圍為3～6 MPa，每周循環時間不大于12 s，共進行30000周次。試驗前后均對傳感器進行標定，結果如圖3、表2所示。

圖3 疲勞前后標定數據Fig.3 Calibration curve before and after fatigue testing

表2 疲勞前后標定數據擬合Table 2 Calibration data fitting before and after fatigue

過3萬周次疲勞后，根據表2的擬合方程，在充電截止終壓5.0 MPa處，傳感器輸出值相差0.058 mV，對應的容量偏差為0.9%，滿足設計要求，表明傳感器可承受電池在軌充放電循環。

3.2 輸出曲線一致性

為了對傳感器橋路進行調節，將蓄電池組所有壓力傳感器的標準曲線方程調節至一致，使用了外接調節電阻的方法。圖4即為經過一致性調節后，目標飛行器氫鎳蓄電池組四個傳感器在一個充放電循環中的輸出曲線，四條曲線基本重合。

圖4 天宮一號蓄電池模塊傳感器輸出曲線Fig.4 Output curve of pressure sensors of battery module of Tiangong?1

4 柔性充電控制策略

4.1 壓力?容量曲線

溫度一定時，電池內部的氫氣壓力與氫氣摩爾數是線性關系，而放電容量就是消耗的氫氣摩爾數，因此電池的氫氣壓力與放電容量亦呈線性相關，如式（1）所示。

其中：

yAh—電池容量，是指電池放電至電壓為1.0 V時放出的容量，單位為Ah；

xP—電池內部氫氣壓力，單位為MPa；

B—單位氫氣壓力下的容量，單位為Ah

A—電池放電至電壓為1.0 V時，電池內部剩余的氫氣代表的容量，單位為Ah。

壓力—容量曲線計算過程如下：采集容量測試過程中的壓力、溫度和容量數據，根據范德華方程［8］將壓力換算為10℃下的等效值，最后進行擬合，如圖5所示。

天宮一號氫鎳蓄電池研制期間，經過大量試驗和統計分析，得出了壓力ˉ容量曲線如式（2）。

其中：

yAh—電池容量。

xv—蓄電池壓力傳感器輸出信號，單位為V。

在軌運行時，充電控制器根據范德華方程將采集到的壓力換算至標準狀況，即10℃下的壓力，根據式（2）即可得出實時的容量。

圖5 壓力?容量曲線擬合Fig.5 Pressure?capacity curve fitting

4.2 柔性充電陣充電電流和荷電態

氫鎳蓄電池充電效率與荷電態相關，充電效率較低時，為避免過充導致蓄電池溫度過高而加速性能衰減，應采用小電流充電；反之，可采用較大電流充電。天宮一號氫鎳蓄電池充電電流與荷電態關系見表3。

表3 充電電流和荷電態Table 3 Relationshp of charge current and stage of charge

4.3 壓力控制點修正系數

壓力控制點修正系數的作用是對氫鎳蓄電池的壓力控制點進行修正。當隨著使用壽命延長，電池性能發生衰減導致充電效率下降時，或是在軌溫度過高時，均可對壓力控制點進行修正，使用原理如下：在軌時，將電池單體當前溫度下的壓力轉換為10℃下的壓力，以補償溫度對壓力的影響，再將該壓力除以修正系數，轉換公式如式（3）所示。

其中：

p測—電池單體腔內實測壓力，單位為V；

p′—對應于標準溫度T0的壓力，單位為V；

T0—預定義的標準溫度，取為10℃；

T—電池單體實測溫度，單位為℃；

k—壓力控制點修正系數。

根據修正后計算得到的壓力，運用公式（2）計算單體電池當前的荷電量，再與額定容量相除得出當前荷電態，最終根據表3進行充電控制。

經過大量驗證試驗結果，共設置8個修正系數，每個系數可以調節2 Ah容量，調節范圍從0.9～1.15 C，覆蓋在軌應用容量范圍。

5 在軌數據

表4為天宮一號入軌初期及運行20個月后，與神舟十號飛船交會對接前蓄電池充電末期的壓力與溫度數據。

表4 在軌數據Table 4 On orbit operation data

可見，運行二十個月后，氫鎳蓄電池組氫氣壓力、溫度一致性良好，未發生明顯離散

6 結論

針對目標飛行器氫鎳蓄電池在軌充電控制，攻克了壓力傳感器穩定性與可靠性問題，提出了柔性充電控制策略。在軌數據充分驗證了傳感器的可靠性及柔性充電控制策略的合理性。

［1］ 李國欣.航天器電源系統技術概論［M］.北京：中國宇航出版社，2008：902.

［2］ Andrew W L，JOHN JT.Battery charge control method：US，5834923［P］.1998ˉ11ˉ10.

［3］ Dunlop.NASA Handbook for NickelˉHydrogen Batteries［M］.NASA Reference Publication，1993：2ˉ15.

［4］ Klein G C，Rash D E.Reliability Study of the NiˉH2 Strain Gauge［C］／／The 1992 NASA Aerospace Battery Workshop.NASA Conference Publication.Huntsville：553.

［5］ Karl Hoffmann.An Introduction to Measurements using Strain Gages［M］.Darmstadt：Hottinger Baldwin Messtechnik Gm?bH，1989：145ˉ152.

［6］ 趙海鋒.航天用氫鎳蓄電池PˉT曲線充電控制方法研究［J］.電源技術，2010（9）：947ˉ949.

［7］ 馬麗萍.天宮一號電源分系統氫鎳電池設計報告［R］.上海：上?？臻g電源研究所，2009.

［8］ 傅獻彩.物理化學［M］.第五版.高等教育出版社，2005：17.

Research on Pressure?capacity Charge Control of Nickel?hydrogen Battery for Tiangong?1 Target Vehicle

YUAN Nu′an，MA Liping，YANG Guang，LI Juanjuan，MENG Yufeng
（Shanghai Institute of Space Power?sources，Shanghai，200245，China）

As a critical part of on?orbit management，reliable charge?control is important for the long life performance of hydrogen?nickel battery.For hydrogen?nickel battery，pressure?capacity charge control is theoretically the ideal approach，but confronted with difficulty in pressure measurement and relatively complicated control strategy.During the development of hydrogen?nickel battery for Tiangong?1 target vehicle，the stability and consistency of the pressure sensor was ensured through many reliability tests.In addition，a flexible charge control strategy was proposed，the pressure?capacity curve as well as the charge current setting for battery under different state of charge and correction coefficient were given.The analysis of orbit data showed that the hydrogen?capacity charge control works fairly well，with all parameters in conformity with design requirements.

Nickel?hydrogen battery；pressure；charge control；Tiangong?1

V423.4+4

A

1674?5825（2014）01?0078?04

2013?06?06；

2013?11?22

袁怒安（1981?），男，碩士，工程師，研究方向為航天器儲能電源。E?mail：dumayuan＠163.com