嫦娥四號中繼星供配電分系統可靠性設計與驗證

姚雨迎,焦宇晟,頡 萌

(1.航天東方紅衛星有限公司,北京100094;2.上海空間電源研究所,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,實現將位于月球背面的著陸器和巡視器獲取的科學數據傳回地球[1]。受一箭多星運載質量約束,中繼星采用東方紅衛星公司CAST100小衛星平臺。供配電分系統由太陽電池陣、蓄電池組、電源調控器和低頻電纜網組成[2]。其中,電源調控器將太陽電池陣分流控制、蓄電池組充放電控制、負載配電和火工品供電控制、電源下位機等功能進行一體化集成化設計,不僅有效減少結構質量占比,實現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 任務特點分析

鑒于中繼星任務的特殊性,供配電分系統設計中需要考慮以下特點及需求。

(1)質量小,功率大

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

(2)在軌溫度變化大

與近地遙感衛星不同,中繼星的運行軌道在全壽命周期中連續兩次陰影最小時間≥29d,因此在分系統設計中,對太陽電池陣的存儲溫度、工作溫度、電源調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酷。

(3)在軌工作模式

根據任務要求,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,整星在軌任務期間供配電分系統長期輸出最大功率。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機制。

2 供配電分系統設計

中繼星供配電分系統的設計原理如圖1所示,分系統的配置如表1所示。為適應中繼星小型化、輕量化的設計要求,結合衛星以長光照期為主的工作模式,采用半調節形式的一次母線設計方案。該方案電路拓撲結構簡單,無放電調節器,充放電效率高。太陽電池陣通過S4R電路調節供電,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過放電開關和隔離二極管后直接為負載供電。

圖1 供配電分系統設計原理框圖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向整星各分系統電子設備供電。一次母線分3個長期供電區:直通供電區(星務、測控、控制)、載荷1區供電(中繼通信固放、調制器等)和載荷2區供電(科學載荷、相機等)。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,不經過放電開關。

3 供配電分系統可靠性設計

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

3.1 太陽電池陣可靠性設計

中繼星太陽電池陣的力學設計、電磁兼容(EMC)和抗輻照等可靠性設計繼承多個在軌衛星的成熟經驗和先進技術。中繼星需要進行3項可靠性專項設計。

(1)低溫性能驗證

三結砷化鎵太陽電池陣的正常工作溫度為-145℃～+90℃,根據中繼星全壽命周期連續兩次陰影最小時間≥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℃)。根據嫦娥三號著陸器相關數據,太陽電池電路工作溫度預示值最高為138℃。為摸底隔離二極管在最高結溫不滿足Ⅰ級降額情況下工作的可靠性,進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1023次,試驗條件充分覆蓋在軌工作狀態。試驗后二極管焊點表觀正常,無脫落現象,二極管引腳焊接處未發現裂痕或斷裂現象。經模擬陣測試,二極管在0.42A下的導通電壓和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面透光的影響。通過對天線肋骨在0°～75°范圍內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重。

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

3.2 蓄電池組可靠性設計

根據中繼星在軌低溫、長陰影的特點,對蓄電池組進行專項可靠性驗證試驗。

(1)低溫充放電試驗

由于低溫充電會導致蓄電池內部產生鋰枝晶,對電池產生嚴重危害。針對中繼星可能存在的長陰影工況,進行了-10℃的極限低溫試驗。

試驗參數如表2所示。試驗結果表明,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,對蓄電池進行深度放電的循環試驗。

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

(3)在軌管理機制

中繼星軌道與近地遙感衛星不同,除地月轉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很少,合理的長期儲存機制有利于蓄電池組的使用壽命。

圖2 蓄電池循環次數與容量保持率的關系曲線Fig.2 Relationship curve of recycling time vs.capacity

3.3 電源控制器可靠性設計

針對陰影期低溫工況,電源調控器進行了-40℃低溫真空適應性驗證試驗。試驗過程中模擬進陰影前狀態設置,按照衛星實際負載進行設置,進行了放電開關單獨供電試驗。出影后進行充電,充電及分流電路工作正常。考慮到蓄電池組放電至過放保護閾值21V時整星斷電的狀態,在試驗過程中模擬了衛星低溫斷電后再啟動的工作模式。衛星在出影后可正常加電啟動,一次母線電壓穩定,遙測參數正確,供配電分系統各指標參數均在正常范圍內。

3.4 分區供電控制可靠性設計

根據中繼星的任務特點,整星設計了平臺、載荷1區和載荷2區共3個供電分區。為確保整星地面測試及供電的安全性,采用各分區靜態阻抗測量和電源下位機上電自檢相結合的雙重措施。一次母線供電區、載荷1區、載荷2區的靜態阻值測試結果如表3所示。測試結果表明,靜態阻值能正確反映星上設備狀態變化,未出現負載短路等供電安全隱患。

表3 供電區靜態阻值檢查結果Tab.3 Results of static resistance of power area

在中繼星加電后,電源下位機自主發送“自檢供電通”指令,接通自檢供電開關,將1.4V的自檢電壓施加在負載上,并在“自檢供電通”指令脈沖有效的時間內采集開關供電區的電壓,通過供電分區電壓遙測判斷對應供電區是否有短路異常。

3.5 火工品解鎖供電可靠性設計

太陽翼、天線解鎖的火工品供電電路采用“分離開關+母線總開關+解鎖開關”的三級開關串聯控制電路和正線保護插頭設計機制,防止火工品解鎖電路誤起爆,同時設計了全冗余的解鎖指令和解鎖開關,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。火工品控制電路正、負線從鋰離子蓄電池組直接引出,不經過放電開關,以減少因中間環節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接通,采用2個分離開關8對觸點并聯使用。

考慮到發射窗口推遲或星箭分離時太陽翼未展開導致蓄電池組放電深度增加的風險,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行分析。分析結果如表4所示。根據主動段故障預案分析,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。

在中繼星發射段、地月轉移段、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,符合設計值。除軌控時間外,蓄電池無放電,充電終止電壓設置值較低。當自放電導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)經歷了一次陰影(半影,時長4h),電源分系統關鍵遙測參數變化如圖3所示。隨著進入陰影后光強越來越低,最低達28%,逐漸關閉部分載荷,降低整星功耗,盡量保證電池在進入半影的第1h內不放電。為了使整星獲得比較好的溫度條件,衛星負載電流最小保持為7.44A。渡過陰影期光強最低的時間后,光強逐漸變大,此時逐漸增加整星負載,使整星得到良好的溫度條件。本次陰影區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%。進出影全過程,供配電分系統工作正常,遙測參數正確。各設備溫度遙測在此次長陰影結束之前的變化如表5所示,工作溫度遙測正確,熱設計符合要求。

圖3 電源分系統關鍵遙測參數變化曲線Fig.3 Curves of key parameters of power system

表5 溫度遙測參數變化Tab.5 Temperature data measured in flight

5 結論

截至目前,中繼星在軌一年多,供配電分系統各單機工作正常,可靠性措施和專項設計得到了充分驗證,為開展后續型號積累了在軌數據,具有重要的指導意義。