航天器新型功率電源系統設計

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(中國運載火箭技術研究院，北京 100076)

0 引言

航天器電源系統通常情況下根據負載工作特性的不同設置不同的電源母線：控制電母線、功率電母線、高壓母線等。控制電母線為航天器所有的器載計算機、GNC控制器等儀器設備供電，功率電母線為航天器所有的火工品、電磁閥等機電類負載供電，高壓母線為航天器舵機或有效載荷等高壓設備供電，為保證電源系統的穩定性，控制電母線通常采用單獨的主電池進行供電，高壓母線采用單獨的高壓電池進行供電，功率電母線則可采用單獨的電源進行供電，亦可通過高壓電池抽頭獲取供電。

在航天器發射及飛行過程中，需要按照一定的時序通過電磁閥對油液氣路的通斷進行控制，并且通過引爆火工品完成點火、分離等規定動作。電磁閥工作電流為恒定電流模式，量級為1 A以下，火工品工作電流為脈沖電流模式，目前廣泛使用了鈍感電火工品，一般單橋帶鈍感火工品發火電流為5～10 A。為了提供足夠大的驅動電流，傳統的功率電源系統儲能單元使用蓄電池組或一次貯備電池，其中鋅銀電池使用較多。

超級電容器是近幾年批量生產的一種新型儲能器件，具有功率密度高(大于1 kw/kg，甚至幾十kw/kg )，循環使用壽命長(約10萬次)，溫度特性好等特點，在汽車、火車等領域剎車制動系統應用趨于成熟。在航天領域的應用，文獻[1]將超級電容器作為運載器火工品的起爆電源，開展了相應的試驗研究，可以達到減重效果。本文根據功率電母線負載的不同提出一種蓄電池組和超級電容聯合供電系統。

1 超級電容器

超級電容器(Super-capacitor, Ultra-capacitor, SC)是 1897 年德國人亥姆霍茲(Helmholtz)發現的雙電層原理工作的電容，一般又叫雙電層電容器、法拉電容[2-7]。上世紀 60-70年代率先在美國出現，并于80年代逐漸走向市場，其技術也不斷的完善與成熟，其應用范圍也不斷地拓展，在家用電器、儀器設備、信息通訊、交通運輸、工業生產、軍事裝備等領域均具有較好的應用前景[8]。

從小容量的特殊儲能到大規模的電力儲能，從單獨儲能到與蓄電池或燃料電池等組成的混合儲能，超級電容器都展示出了獨特的優越性。美、歐、日、韓等發達國家和地區對超級電容器的應用進行了卓有成效的研究，電磁彈射系統、裝甲車輛和電動汽車等領域的應用正處于研究或試用階段。

超級電容的儲能原理和結構如圖1所示。主要由集流體、活性電極、隔膜組成。由于活性電極采用高反應界面的電極材料，使得其相比于傳統電解電容器具有更高的容值，從而提高儲能能量[3]。

圖1 超級電容的儲能原理和結構

目前超級電容單體電壓較低，通常為2.7 V左右，為了提高儲能能量，需要采用多個單體串聯、并聯或者串-并聯組合構成，從而形成超級電容模組。

超級電容器功率密度大：可達102～104W/kg，遠大于蓄電池組現有的功率密度水平；反應時間短：由于超級電容的充放電過程為純物理變化，反應時間能達到毫秒級別；循環壽命長：充放電物理變化為可逆過程，循環次數最多可達數萬次；工作溫度相對寬限：溫度范圍一般是-40℃～65℃；另外，超級電容還具有綠色環保無污染、維修次數較少等優點[2]。超級電容器與常見蓄電池組的相關數據對比表見表1。

表1 超級電容器與常用蓄電池組對比表

2 需求分析

全航天器有5個電磁閥和6個電爆閥，單個電磁閥的工作電流為0.96±(0.15)A，工作電壓要求為28(±3)V，單橋絲電爆閥工作電流為5～10 A，通電時間為≥200 ms，根據飛行時序，功率電放電曲線見圖2。

圖2 功率電放電曲線圖

3 系統總體設計

功率電源系統是航天器整個電源系統的重要組成部分，負責全器電磁閥、火工品等功率負載的電源供給及分配，通常包括儲能單元和綜合控制器，為滿足多次重復使用要求，儲能單元擬采用鋰電池方案。傳統的功率電源系統儲能單元僅采用鋰電池，系統設計框圖見圖3，由于功率負載尤其是火工品類負載的脈沖電流工作特性，在鋰電池設計時，會采用增加電池容量的方式，滿足在脈沖負載工作時電池的輸出電壓要求，傳統的方案造成了電池容量的浪費和系統重量的增加。

圖3 系統總體設計框圖(傳統)

新型功率電源方案儲能單元采用鋰電池組和超級電容器聯合設計，系統設計框圖見圖4，鋰電池組負責電磁閥小電流工作時的系統供電，超級電容器則負責脈沖大電流火工品負載工作時的系統供電，綜合控制器負責鋰電池組和超級電容器供電切換和配電時序的控制實現。

圖4 系統總體設計框圖(新型)

4 關鍵技術研究

4.1 綜合控制策略

鋰電池和超級電容并聯供電，為防止超級電容給鋰電池充電而消耗其容量，綜合控制器中在鋰電池輸入端設置防反灌二極管[10]，在超級電容輸入端設置控制開關K0。

綜合控制器負責時序控制策略的實現，傳統模式下，為保證火工品可靠起爆以及防止火工品誤爆，火工品起爆控制電路通常采用三級控制(K1、K2、K3n)模式，而該新型方案中，增加K0一級控制，為四級控制(K0、K1、K2、K3n)模式，以火工品1和2起爆控制為例，控制時序圖見圖5。

圖5 火工品起爆控制時序圖

4.2 超級電容器選型

超級電容所釋放的能量WC與其最大電壓和最小電壓有關，若超級電容的容值為C，最大電壓為Umax，最小電壓為Umin，那么，超級電容理論上釋放的能量WC計算如下：

WC=C(Umax2-Umin2)/2

(1)

該新型功率電源系統采用超級電容與鋰電池聯合供電，超級電容僅負責火工品起爆時所有負載所需的能量，主要包括電磁閥穩態工作和火工品瞬態起爆工作時所需的能量WS，Ii為火工品起爆時電磁閥工作總電流，Ij為火工品起爆工作電流，ti火工品起爆電磁閥工作總電流持續時間，按照800 ms計算，tj火工品起爆工作電流持續時間，按照200 ms計算，具體計算過程如下：

WS=∑UiIiti+∑UjIjtj

(2)

超級電容理論上釋放的能量WC與火工品起爆時負載需求能量WS的關系如下：

WC≥WS

(3)

結合上述公式(1)、(2)、(3)，確定超級電容選擇美國Maxwell公司的12只BCAP0310P270T10型超級電容單體進行串聯，超級電容器具體參數見表2所示。

表2 超級電容器具體參數

4.3 輕質小型化設計

根據負載放電曲線，計算額定工作電流需求容量約為1 Ah。傳統的功率電源方案采用鋰電池單獨供電，為滿足脈沖電流負載工作時鋰電池輸出電壓不低于供電下限電壓要求，通常情況下，鋰電池容量設計時預留一定的余量。若采用2 Ah的標準單體，傳統的方案需要5并8串可滿足要求，而新型方案鋰電池模塊僅進行8串，選用12只成熟的BCAP0310P270T10型超級電容單體進行串聯后與鋰電池組并聯即可滿足要求，傳統與新型功率電源設計方案對比分析表見表3。

表3 傳統與新型功率電源設計方案對比表

通過表3對比分析，新型方案在輕質小型化方面均有一定的優勢。

5 試驗驗證

針對上述三種設計方案按照同樣的放電曲線(如圖2)進行了電池的放電測試試驗，放電曲線最大恒值電流為5 A，最大脈沖電流為45 A，并要求脈沖放電時電壓不低于25 V。三種設計方案放電測試圖見圖6～圖8。

圖6 鋰電池組(四并)放電測試圖

圖7 鋰電池組(五并)放電圖

圖8 聯合電源中鋰電池組實測放電圖

圖6為鋰電池組(四并)與聯合電源的放電測試比較曲線，圖7為鋰電池組(五并)與聯合電源的放電測試比較曲線，由圖6、圖7可知，小電流恒值放電時鋰電池組(四并及五并)放電電壓略高于聯合電源，大電流脈沖放電時聯合電源電壓和五并鋰電池組電壓基本一致，并且大于25 V，而四并鋰電池組電壓相對較低，且小于25 V。圖8為聯合電源放電時鋰電池承擔的輸出電流曲線，由圖可知，聯合電源脈沖放電時電池僅提供小部分電流，而超級電容器提供了更多的電流，因此，小容量的鋰電池和超級電容器組成的聯合電源可以達到大容量鋰電池的脈沖放電性能，并且聯合電源的脈沖放電能力主要取決于超級電容器的高功率輸出性能，超級電容器從中發揮了重要作用。

6 結束語

新型功率電源系統采用鋰電池組和超級電容器聯合供電技術，充分發揮了超級電容脈沖放電的優勢，在綜合控制器中采用綜合控制策略實現了鋰電池組和超級電容器聯合供電，與傳統的蓄電池組方案相比，具有輕質小型化、高可靠等特點，在 地面試驗中進行了試驗驗證。該功率電源系統在航天航空供配電領域中有著廣泛的應用前景。