采用太陽電池陣和儲能飛輪的電源系統設計與分析

井元良 王超 雷英俊

(北京空間飛行器總體設計部, 北京 100094)

采用太陽電池陣和儲能飛輪的電源系統設計與分析

井元良 王超 雷英俊

(北京空間飛行器總體設計部, 北京 100094)

飛輪儲能裝置具有比能量高、壽命長、任務期內無衰減等優點，可替代航天器中傳統的化學儲能裝置。為論證太陽電池陣-儲能飛輪電源系統的可行性，本文從航天器總體設計的角度分析了其關鍵設計要素，論述了其對航天器機、電、熱等方面的影響，并給出提高系統可行性的合理化建議，以及針對低軌衛星的太陽電池陣-儲能飛輪電源系統的設計舉例。通過與傳統電源系統的技術指標對比分析，表明太陽電池陣-儲能飛輪電源系統具有較高的比功率，并在降低航天器質量、節約發射成本方面具有很大優勢，在未來航天器的應用中具有很大的潛力。

航天器；電源系統；儲能飛輪；可行性分析

1 引言

自從空間計劃開始以來，儲能飛輪就已經運用在空間導航和姿態控制系統中，作為將電能與機械能集成在一體的裝置，除在航天器控制領域的應用以外，其在地面已有更加廣闊的應用，例如汽車電池、電站的負荷平衡和不間斷電源(UPS)等等，且隨著材料和制造工藝的不斷發展，以及高速磁懸浮軸承技術的成熟，使得儲能飛輪的各項性能越來越完善，由于其具有比能量高、放電深度深、壽命長、建設周期短、任務期內性能無衰減等優點，在多個應用領域中正逐漸替代傳統化學電池，成為更具優勢的儲能設備，這也使得儲能飛輪成為未來航天器突破傳統化學電池的一條新途徑[1-2]。

國內外對于儲能飛輪的研究集中在如何提升自身的性能方面，主要研究方向包括飛輪轉子材料的選擇、軸承的控制方式以及電機效率等等[3],從航天器總體設計的角度，對儲能飛輪的應用分析較少。本文從儲能飛輪的特性和設計要素出發，分析了儲能飛輪的自身瓶頸以及對航天器總體設計帶來的影響，并針對低軌遙感衛星，給出光電飛輪電源系統的設計舉例,可為儲能飛輪在航天領域的應用提供參考。

2 航天器太陽電池陣-儲能飛輪電源系統概述

2.1太陽電池陣-儲能飛輪電源系統的工作原理及組成

太陽電池陣和儲能飛輪組成的太陽電池陣-儲能飛輪電源系統，其框圖如圖1所示。與航天器普遍采用的電源系統相比，其基本結構一致，由發電、儲能、變換裝置三部分組成。其中發電裝置沿用傳統的太陽電池陣發電，而儲能方式則采用儲能飛輪代替傳統的化學電池，能量變換裝置由電機代替傳統的蓄電池的充放電調節器。其中電機與儲能飛輪的轉軸相連，可以以電動機和發電機兩種模式工作，將機械能轉化成電能或將電能轉化成機械能。光照期間，太陽電池陣為負載供電，并給以電動機模式工作的電機提供電能，該電機連接飛輪的轉軸，來加速飛輪的轉動，實現電能到機械能的轉化；陰影期間，電機以發電機模式工作，發電機將飛輪轉軸傳遞來的動能轉化為電能，并通過功率變換器調節成符合的母線電壓，供母線負載工作。母線電壓敏感電子裝置監控電壓，將其與參考電壓進行比較，然后利用誤差電壓信號來控制系統在光照期或陰影期充能(電動機模式)、放能(發電機模式)和分流模式。

圖1 太陽電池陣-儲能飛輪電源系統框圖

儲能飛輪由以下部件組成(圖2)：轉子輪輞，用于儲存能量；轉子輻條，用于連接輪輞與軸；在軌運行的磁懸浮軸承；機械軸承，用于衛星發射階段、飛輪啟動階段(大扭矩)、緊急情況下使用；電機，用于動能和電能的相互轉換[4]。

圖2 飛輪組成示意圖

2.2儲能飛輪的研究意義

國內外航天器普遍采用化學電池(例如：鎘鎳蓄電池、氫鎳蓄電池等)來儲存太陽電池陣在光照期產生的多余能量，并在地影期釋放能量供航天器使用。傳統化學電池的儲能裝置具有技術成熟和可靠性高的優點，但由于其使用壽命受放電深度和循環次數的制約，化學能儲能的機理限制了比能量的提高，使得化學電池占用了大部分的航天器質量資源，并且成為限制航天器壽命的短板。儲能飛輪是以高速轉子為載體，利用旋轉動能作為其儲存能量的主要形式，在化學電池難以取得實質性進展的情況下，為儲能技術提供了一條新的途徑。

表1為航天器分別采用化學電池和儲能飛輪的性能對比[4-5]，可得出儲能飛輪相比傳統化學電池在能量密度、使用壽命、放電深度及成本等方面均具有一定優勢的結論，此外儲能飛輪還具有如下優點：

(1)質量比功率和體積比功率具有優勢；

(2)工作溫度范圍大，環境適應性強;

(3)儲能狀況可以通過簡單的轉速測量來獲得；

(4)對環境無污染，是綠色電源；

(5)能獲取太陽電池陣的全部電流，用于重新補充能量，能提供大功率脈沖；

(6)在整個壽命期間儲能容量無消退；

(7)儲能飛輪可與衛星姿態穩定與控制系統相結合，能同時進行能量的管理與姿態的控制，從而取代常規的姿態控制系統，減輕了質量，降低系統的成本。

由于儲能飛輪具有上述特點，可以利用它代替航天器中傳統的化學電池，或者同時進行能量管理與姿態控制。根據文獻所述，如果考慮采用飛輪系統代替分立的能量存儲系統(占衛星總質量的11%)與姿態控制系統(占衛星總質量的6%)后，飛輪系統只占衛星總質量的1.7%，從而使衛星總質量減少了15%[6]，節約了發射成本。

2.3儲能飛輪的國內外研究現狀

國外方面，儲能飛輪的發展始于20世紀70年代，美國能量研究發展署及其后的美國能源部資助飛輪系統的應用開發，包括電動汽車的超級飛輪的研究，專門研究用于真空下的機械軸承和用于復合車輛的飛輪系統的傳動系統。同時，美國國家航空航天局下屬的戈達德航天中心對適用于飛行器動量飛輪的電磁軸承進行了研究。進入20世紀80、90年代后，儲能飛輪技術發展非常迅速。如美國、歐洲、日本等工業強國爭相投入大量的研究資金和人力，并取得了許多研究成果，使得儲能飛輪技術逐步走向成熟。特別是90年代以來由于高強度纖維材料、低損耗軸承、電力電子學三方面技術的發展，使儲能飛輪的實際應用成為現實，儲能飛輪系統已經從實驗室研究轉變為面向實際應用，向產業化、市場化方向發展[7-9]。

20世紀80年代初期，中國科學院電工研究所開始了儲能飛輪系統研究探索，之后從90年代中期，國內儲能飛輪技術逐步興起，研究的單位也隨著新能源的需求不斷增加，在儲能飛輪的各個領域內也取得了一些進展。與國外相比，國內在復合材料性能、軸承技術和電能轉換效率以及實驗研究方面存在明顯差距，總的來說，國內理論研究較多，工程實踐和實驗較少，理論分析與計算較為充分，實驗研究數據欠缺；國內在儲能飛輪的產品投入不足，開發還處于初級階段，目前僅有樣機問世，但無產品進入市場[10-13]。表2統計了國內外不同機構的儲能飛輪研制進展。

表2 儲能飛輪技術研究進展

續 表

3 儲能飛輪設計要素分析

從航天器總體設計的角度，飛輪作為航天器的一種新型儲能裝置，與傳統化學電池類似，其關注的設計要素包括比能量、放電深度、循環壽命等。

3.1比能量與飛輪的材料

比能量是儲能裝置的關鍵要素之一，飛輪系統是以動能的形式來存儲能量，其表達式為

(1)

式中：E為飛輪系統存儲的能量(W·h)；J為飛輪的轉動慣量(kg·m2)；ω為飛輪的角速度(rad/s)。

由式(1)可知飛輪的旋轉角速度越大所具有的動能也越大，但對于某一種材料制成的轉子輪輞，其可承受的最大離心力是固定的，而離心力與線速度成比例關系，也就是說輪輞最外沿的線速度是受所使用的材料限制的，即轉子輪輞的設計直徑、最大角速度、外沿線速度及所選用的材料這些因素彼此約束。

定義Vtipmax為最大外沿線速度；Ri為飛輪轉子的內徑(m)；Ro為飛輪轉子的外徑(m)；那么單位飛輪質量可存儲的能量為

(2)

由于Ri/Ro比值總是小于1，由式(2)可表明，當Vtipmax一定時，Ri/Ro接近于1的薄型飛輪具有的存儲比能量最大。

假設質量為M(kg)，平均半徑為R(m)的薄壁飛輪，則其轉動慣量為

(3)

因此可將式(1)改寫為

(4)

式(4)兩邊同除以M，得比能量(W·h/kg)為

(5)

若飛輪的質量密度為ρ(kg/m3)，則其外沿部分受到的軸向應力(N)為

(6)

綜合式(5)和式(6)，可得到飛輪的比能量為

(7)

由式(7)可得，飛輪的比能量與σ/ρ成正比。顯然，要想提高比能量，就要采取抗拉強度高而質量密度小的材料，使σ/ρ最大。從這個角度說，合成纖維材料好于多數金屬材料(圖3)，這也是飛輪基本采用合成纖維材料的原因，目前采用融凝硅纖維材料的飛輪系統，理論比能量是現有氫鎳蓄電池的20倍[14]。

圖3 飛輪輪輞理論材料最大比能量[6]

3.2放電深度與飛輪的轉速

航天器中傳統的化學電池，由于其放電深度直接決定了蓄電池的循環次數，因此為滿足一定的壽命指標，蓄電池的放電深度較淺，一般在10%～30%之間[5]。但對于儲能飛輪，其屬于機械能儲能，因此放電深度和循環次數不相互制約。

飛輪轉速范圍是飛輪裝置設計中重要的設計參數之一。在整個轉速范圍內，要保持一個最小功率要求，以確保在地影期間的母線電壓穩定。根據電機理論，其功率與轉速之間的關系為

(8)

式中：P為電機的輸出功率(W)；T為電機的電磁轉矩(N·m)。

由式(8)可知，要想達到最小功率要求，必須限制飛輪的最小轉速。但是，如果過分地限制飛輪轉速范圍，則儲存在飛輪中的能量只有很小一部分得以利用。結合式(4)，儲能飛輪可利用的能量(Wh)表示為

(9)

式中：ωmax為飛輪的最大轉速(rad/s)；ωmin為飛輪的最小轉速(rad/s)。

從放電深度的角度考慮，可利用的能量為

(10)

由式(10)可知，儲能飛輪的放電深度，主要由飛輪最大和最小轉速所決定。在通常情況下，最小轉速為最大轉速的一半均可滿足負載最小輸出功率的需求，則總儲能量的3/4可以被利用，即放電深度可達到75%。

3.3其他設計要素

除航天器設計關注的比能量和放電深度外，儲能飛輪的設計要素還涉及軸承、電機、控制器的選擇。其中軸承的設計關鍵是考慮軸承的摩擦損耗，航天領域應用一般采用超導磁懸浮、電磁懸浮、永磁懸浮、機械支承以及它們的組合等幾種類型磁懸浮軸承。電機的設計一般采用永磁無刷電機，由于轉速由電壓控制，轉速、力矩、電流之間呈線性關系，控制器也相對簡單，所占重量資源也相對較少。控制器的設計一般采用恒功率控制方式，可適應航天器采用的太陽電池陣的發電源。

4 儲能飛輪可行性分析

太陽電池陣-儲能飛輪電源系統的核心設備是儲能飛輪，根據國內外研究的情況來看，在國外儲能飛輪已經應用在電力、汽車等行業，在航天領域目前處于地面研究階段，國內也已研制出原理樣機，因此從理論上，太陽電池陣-儲能飛輪電源系統是具有可行性的，但從理論轉化為實際應用，仍需解決自身的一些瓶頸問題以及對航天器總體設計帶來的影響。

4.1儲能飛輪自身瓶頸分析

從航天器應用角度考慮，儲能飛輪自身瓶頸問題主要分為3個方面：

1)磁懸浮軸承技術成熟度問題

由于機械軸承存在磨損、震動干擾、熱耗高的缺點，且要利用航天低重力的環境優勢，在航天器中應用的儲能飛輪均考慮磁懸浮軸承，但采用磁懸浮軸承相應帶來的附加控制電路，一方面減少了儲能飛輪的比能量高的優勢，另一方面目前的磁懸浮技術尚不夠成熟，將降低儲能飛輪的可靠性。因此磁懸浮軸承技術的成熟度，特別是磁懸浮技術在航天領域的應用問題，是航天器儲能飛輪的瓶頸之一。

2)比能量的優勢問題

由圖3可知，儲能飛輪系統的比能量理論值相比化學電池高很多，但根據應用情況，飛輪結構采用纖維復合材料后，將飛輪的比能量由30 Wh/kg提高到100 Wh/kg[15]，加上充放電控制等輔助系統后，儲能密度這一指標和氫鎳電池相比具有競爭力，但不如鋰離子蓄電池。儲能飛輪系統的比能量仍需進一步提高。

3)系統試驗驗證問題

由于飛輪電池整套系統結構復雜，系統建立起來并進行試驗研究的工作需要大量經費支持，飛輪的疲勞壽命、功率電子電路的可靠性、飛輪破壞危害分析等大量的問題仍需要進一步試驗驗證。

4.2對航天器總體設計的影響分析

儲能飛輪作為電能和機械能相互轉換的系統，相比傳統化學蓄電池，在機、電、熱方面均會對航天器總體設計帶來相應的變化。主要的影響分析如下。

1)力學環境適應性問題

由于儲能飛輪內部采用磁懸浮軸承，并且工作狀態下，轉子處于高速轉動，一方面無法承受較強的力學沖擊，另一方面對航天器也會帶來一定的振動干擾。因此在航天器發射主動段，儲能飛輪將無法工作，需為航天器額外配備電池，在航天器入軌之后才可啟動儲能飛輪。

此外，儲能飛輪與航天器用于姿態控制的動量輪一樣，會對航天器帶來振動干擾，對于姿態控制精度要求高的航天器，還需配備相應隔振裝置。

2)對用電負載的適應性要求高

太陽電池陣-儲能飛輪系統在地影期工作時，放電裝置由傳統的放電調節器變為發電機。根據式(10)可得，發電機的放電功率隨著放電深度的加深而減小，且相比蓄電池其發電機的輸出阻抗高、系統的相對穩定性較差。因此，在電源系統的設計階段要充分考慮系統級的穩定性，確保儲能飛輪系統不同的工況下，均滿足電源系統穩定裕度的指標。

3)熱環境影響

儲能飛輪工作時，飛輪和電機的轉子均處于高速轉動，雖然采用磁懸浮技術儲能飛輪的發熱量已經大大減少，但在真空環境中，熱能無法通過對流傳導，儲能飛輪仍具有發熱功率大、發熱點集中的問題，特別針對高溫超導磁懸浮技術，航天器的總體設計需考慮為其采用相應的主動散熱措施。

4)衛星姿態控制要求高

儲能飛輪相當于隨負載變化的動量輪，姿態控制時，對航天器整體承受振動和瞬時力矩的能力要求高；針對這一問題，一方面可以通過成對儲能飛輪的使用來抵消由于負載變化帶來的瞬時力矩，另一方面，可以利用類似動量輪的特點，進行儲能和姿態控制一體化設計，即利用儲能飛輪，同時完成航天器的儲能和姿態控制。

5 太陽電池陣-儲能飛輪電源系統設計舉例

以低軌航天器為例，以系統的可行性為前提，給出太陽電池陣-儲能飛輪電源系統的具體設計參數，并評價用等效飛輪代替氫鎳蓄電池帶來的優點。表3為目標航天器的指標需求和使用氫鎳蓄電池電源系統的關鍵參數。

表3 電源系統的關鍵設計指標

為進行能量平衡分析和系統質量估計，假定儲能飛輪的性能參數如下：

(1)轉子最大轉速，小于100 000 r/min；

(2)轉子外沿最大線速度，小于1.0 km/s；

(3)合成樹脂纖維材料最大抗拉強度，2000 MPa；

(4)轉子長度與直徑之比，0.75；

(5)地影期最低轉速為最大轉速的35%，則最大放電深度為88%；

(6)電機在電動機和發電機兩種模式的效率，90%。

根據表3中電源系統的設計指標要求，結合儲能飛輪對航天器總體設計的影響分析，太陽電池陣-儲能飛輪電源系統的概要設計見圖4，系統的相關技術指標如表4所示。

圖4 太陽電池陣-儲能飛輪電源設計示意圖

功率平衡情況分析：地影期負載需求功率2500 W，考慮轉換效率和損耗飛輪需輸出功率2700 W，則地影期35 min飛輪輸出能量為1575 Wh，及地影期放電深度為79%。光照期太陽電池陣輸出功率4500 W，負載所需功率2500 W，可充能功率為2000 W，則光照期60 min可補充能量為2000 Wh，大于飛輪地影期的輸出功率1575 Wh，可當圈軌道能量平衡。

表4 太陽電池陣-儲能飛輪電源系統關鍵設計指標

系統質量預估與對比見表5。由于帶有電動機-發電機的儲能飛輪系統的總循環效率比蓄電池系統高，因此所需太陽電池陣的面積比相應減少6.7%。此外，太陽電池陣-儲能飛輪電源系統比太陽電池陣-蓄電池電源系統質量減少35%、體積減少55%。在降低航天器質量、節約發射成本方面具有很大的優勢。

表5 分別采用氫鎳蓄電池和飛輪時的電源系統質量指標

6 結束語

本文從航天器總體設計的角度，對儲能飛輪進行了可行性分析，并給出太陽電池陣-儲能飛輪電源系統的設計舉例，主要結論和建議如下。

(1)從航天器領域的應用角度，應重點關注儲能飛輪系統以下關鍵設計要素：①飛輪的材料，其直接決定儲能飛輪系統的比能量大??；②飛輪的最低轉速，決定了系統的最大放電深度；③軸承與電機的類型，決定了控制系統的復雜程度及系統的轉換效率。

(2)對于儲能飛輪，理論上其具有比能量高、放電深度深、任務期內無性能衰減等優勢，但從理論向工程應用的邁進，仍需解決磁懸浮技術的成熟度問題及系統級的試驗驗證問題。

(3)從航天器總體設計角度，太陽電池陣-儲能飛輪電源系統的應用，需增加發射主動段電池、為飛輪配備相應隔振裝置以及主動散熱措施，從而增大對航天器力學環境、熱環境的適應性和減輕飛輪裝置對航天器姿態控制的影響。

(4)太陽電池陣-儲能飛輪電源系統相比傳統太陽電池陣-蓄電池電源系統，可減少太陽電池陣的使用面積、提高整個電源系統的體積比功率和質量比功率，在降低航天器質量、節約發射成本方面具有很大的優勢。

此外，本文針對低軌航天器電源系統的技術指標要求，給出了太陽電池陣-儲能飛輪電源系統的設計方案，可為后續儲能飛輪在航天領域的應用提供參考。

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(編輯：張小琳)

Design and Analysis of Solar Array and Flywheel Power System

JING Yuanliang WANG Chao LEI Yingjun

(Beijing Institute of Spacecraft System Engineering, Beijing 100094, China)

The flywheel energy storage offers the advantages of much higher specific power, deeper depth of discharge, no capacity degradation over life, shorter engineering design and analysis time and longer cycle life. It is a novel spacecraft power system instead of the traditional chemical battery. In order to analyze the feasibility, the paper researches the key design element of the flywheel energy storage, analyzes the effect on the general design of the spacecraft and provides the demonstration and some advice on the design of solar array and flywheel power system. Compared with the traditional power system, the photovoltaic-flywheel power system can improve the specific power and decrease the weight and cost of the spacecraft. The solar array and flywheel power system shows great promise for future application in space.

spacecraft; power system; flywheel energy storage; feasibility

2014-02-07；

：2014-04-23

井元良，男，碩士，工程師，從事航天供配電設計工作。Email：fjk223@163.com。

V442

：ADOI：10.3969/j.issn.1673-8748.2014.03.010