新一代載人飛船試驗船能源管理功能研制特點

鐘丹華，唐 筱，舒 斌，張思義

(上海空間電源研究所，上海200245)

1 引言

新一代載人飛船試驗船(簡稱試驗船)能源管理功能(電源系統)作為試驗船的核心平臺系統之一，需要為試驗船在待發段、發射段、飛行段、返回和著陸段等各個飛行階段安全、可靠地提供所需連續、間斷和瞬時的電能，以保障整船飛行任務的順利實施。

根據試驗船總體的規劃，能源管理功能的研制始于2016年，為滿足低成本、快速研制，且可靠、安全地支撐試驗船再入控制、再入熱防護、回收著陸等關鍵技術項目驗證的需求，在研制過程中充分借鑒了神舟載人飛船電源系統的技術特點，在總體方案設計上具有更高的可靠性和安全性，更強的故障冗余能力。設計在主電源上實現了多機組冗余備份，并具有獨立的備份電源再對主電源進行多重冗余備份；在部分子功能項(單機產品)的研制和地面測試中，引入了較先進的設計和試驗方法，解決了技術難題，并起到了簡化流程、降本增效的作用。

本文介紹能源管理功能總體方案技術特點，并對部分子功能項產品的研制特點，特別是部分使用了平均光電轉換效率達到34%的三結砷化鎵太陽電池電路的飛行驗證情況進行研究和總結。

2 總體方案技術特點

能源管理功能具有高可靠性、高安全性的總體方案技術特點。由主電源、應急電源、返回著陸電源、火工品電源和輔助電源5種電源組成。其中，主電源和應急電源安裝于服務艙，返回著陸電源、返回艙火工品電源和輔助電源安裝于返回艙。

主電源采用儲能蓄電池組-光伏電源系統設計方案，為全調節母線，母線電壓調節范圍為27.8～30.6 V，與應急電源、輔助電源的并網工作域為27.8～30 V。主電源艙內控制設備和儲能蓄電池組分為3個完全獨立的機組，3個機組分別向服務艙供電管理器提供3條獨立的供電母線，在服務艙供電管理器內并網后形成一條供電主母線，對整船負載供電，設計壽命不低于1年。

應急電源由2臺鋅銀電池組并聯輸出組成，在主電源發生故障時自動接入與主電源并網供電或獨立供電，通過獨立的火工品母線為服務艙火工品供電。

返回著陸電源為1臺鋅銀電池組，提供飛船在返回艙分離后的用電；返回艙火工品電源由2組鋅銀電池組組成，通過獨立的火工品母線為返回艙火工品供電。

輔助電源由8臺鋅銀電池組組成，每2臺電池組并聯輸出，在整船出現長期峰值功率或主電源部分機組失效乃至完全失效時，與主電源并網供電或獨立供電，滿足全任務供電需求；與返回著陸電源并網供電或獨立供電，滿足飛船在返回艙分離后的用電。

其中，應急電源、返回著陸電源、返回艙火工品電源濕荷電態壽命不小于10個月，輔助電源濕荷電態壽命不小于6個月，滿足試驗船不小于7 d任務時間指標要求。

為滿足總體對電源系統提出的高可靠性、高安全性的設計要求，通過在方案頂層開展故障模式與影響分析(Failure Mode and Effects Analysis，FMEA)和故障樹分析(Fault Tree Analysis，FTA)，在分系統設計上實現了“滿足發生一重故障時，能源管理功能可以連續工作，保障試驗船飛行任務的連續性；發生二重故障時，不會出現供電功能失效，仍然可以保障試驗船飛行任務的連續性”的設計目標，消除了分系統級單點故障環節。

2.1 主電源故障容限設計

主電源由3個完全獨立的機組組成，提供整船額定負載(P)供電能力。具有三機組并聯工作模式、雙機組并聯工作模式以及單機組獨立工作模式，可在單個機組故障模式或2個機組故障模式下穩定提供1/2P或1/3P供電能力，配合整船制定的低功耗飛行策略，可以長期穩定地運行，如圖1所示。

圖1 主電源太陽電池翼故障模式工作示意圖Fig.1 Schematic diagram of m ain power solar cell w ing failure workingmode

主電源具有應對單個太陽電池翼未展開/不發電的能力。在單翼未展開故障模式下，切換成已展開太陽電池翼＋1個半機組并聯工作模式，穩定提供1/2P供電能力，配合整船制定的低功耗飛行策略，可以長期穩定地運行，如圖2所示。

圖2 主電源機組故障模式工作示意圖Fig.2 Schem atic diagram of main power unit failure working m ode

主電源具備母線電壓跌落到標稱電壓V以下ΔV時(可設定)或主電源儲能蓄電池組放電深度超過70%時，自動觸發接通應急電源＋1組輔助電源并網供電的能力。

上述分系統級故障容限設計保證了主電源自身在局部故障下，仍然可以穩定連續工作。

2.2 輔助電源故障容限設計

輔助電源供電輸出分為4個獨立的功率單元，功率單元之間互相隔離，根據供電需求可以任意接入或退出供電母線。每個功率單元由2臺輔助電源并聯輸出，均可以提供整船額定負載(P)供電能力，如圖3所示。輔助電源的并網一般采取輪流接入的方式，前一組使用完畢前，再依次接入下一組。

圖3 輔助電源并網工作示意圖Fig.3 Schem atic diagram of parallel auxiliary power supply

輔助電源作為主電源和返回著陸電源的備用電源，具有表1所列舉的并網供電或獨立供電工作模式。輔助電源的多樣化并網供電工作模式，保證了主電源、返回著陸電源在局部故障乃至完全失效的多重故障下，不會出現供電功能失效，仍然可以保障試驗船飛行任務的連續性。

表1 輔助電源并網工作模式Table 1 Parallel working mode of auxiliary power supp ly

3 部分子功能研制特點

3.1 太陽電池翼

試驗船為大直徑艙體，為滿足火箭整流罩包絡要求，太陽電池翼收攏安裝在服務艙凹壁空間內。該安裝方式導致常用的太陽電池翼地面展開吊掛裝置在安裝、收攏過程中與艙體上端面干涉而無法實施，而傳統的氣浮裝置無法在凹艙壁內與艙體對接。為滿足試驗船太陽電池翼在艙體上展開、收攏和壓緊安裝的需要，對單翼展開面積超過12 m的剛性太陽電池翼引入了氣浮平臺＋可拆卸延長板的氣浮展開方案，如圖4與圖5所示。

圖4 太陽電池翼氣浮展開方案示意圖Fig.4 Deployment scheme of solar cell w ing in gas floating p latform

圖5 太陽電池翼氣浮展開試驗圖Fig.5 Deployment test of solar cellw ing in gas floating p latform

氣浮平臺采用天然花崗巖平臺和人造花崗巖框架組合制造工藝，為便于運輸與安裝，由3塊平臺拼接組成，每塊平臺的重量為5 t，總面積7.5 m×2.4 m，組裝完成后整體平面度優于0.1 mm。太陽電池翼每塊基板上均設置有2個氣墊組件接口，通過氣墊組件支撐在氣浮平臺上。由專用調壓配氣設備對氣墊組件通壓縮氣體，在氣墊組件與氣浮平臺間形成薄層氣膜后可以浮起太陽電池翼，實現低摩擦阻力移動。氣浮展開方案的摩擦阻力小于傳統吊掛展開方案，更能反映太陽電池翼在空間失重環境下的展開鎖定過程，多次展開的實測時間范圍集中在13～17 s之間，離散度小，優于吊掛展開時16～27 s的時間范圍。

3.2 太陽電池電路

試驗船太陽電池翼在右太陽電池翼的中外板上各使用了一路平均光電轉換效率達到34%的正裝三結砷化鎵太陽電池電路，為國內在軌實施功能應用的最高光電轉換效率的三結砷化鎵太陽電池電路。該路太陽電池電路作為主電源其中一個機組儲能蓄電池的涓流充電電路，在太陽光0°入射角時的工作點電流約為1.5 A。在充電主回路充滿斷開后，可以繼續給儲能蓄電池提供涓流浮充電流。在可靠性安全性設計上，高效率太陽電池電路作為儲能蓄電池的涓流充電電路，既可以驗證該項目在軌應用的功能和性能，又與主充電回路進行了隔離，即使失效也不對能源管理功能產生影響。

高效率太陽電池片單片尺寸為60.5 mm×40.0 mm，面積為23.95 cm，如圖6所示。按照GJB 7392-2011《空間用三結砷化鎵太陽電池通用規范》制定技術條件，抽樣電池片分為5組，均通過了鑒定試驗的考核，包括溫度沖擊試驗、帶電粒子輻照試驗、反向偏置試驗、穩態濕熱試驗，以及蓋片增益、太陽吸收率、半球向輻射率、曲率和耐彎曲試驗項目。主要試驗結果如下:

圖6 34%效率三結砷化鎵太陽電池片Fig.6 34%conversion efficiency triple junction GaAs solar cell of

1)經過溫度沖擊后最大輸出功率衰降0.71%，滿足不大于2%的指標要求；

2)經過等效1 MeV、3×10e/cm帶電粒子輻照后工作電流平均衰降1.55%，滿足不大于3%的指標要求；

3)經過恒壓反向偏置試驗后工作電流平均衰降0.35%、反向偏置交變試驗后工作電流平均衰降0.12%，滿足不大于2.5%的指標要求；

4)經過穩態濕熱考核后工作電流平均衰降0.86%，滿足不大于2.5%的指標要求。

高效率太陽電池電路的發電能力評定以地面標準測試條件作為判定標準，因受在軌遙測精度的限制，在軌遙測數據作為輔助判斷。在裝機太陽電池片交付總裝前，在標準測試條件下(太陽光譜AM0，太陽光強度1353W/m，溫度25℃)，對其進行了電性能測試，主要測試數據分布情況如下，平均值詳見表2。

表2 34%效率三結砷化鎵太陽電池測試數據Table 2 Test data of 34%conversion efficiency triple junction GaAs solar cell

工作點電壓≥2200 mV的電池片占裝機電池片比例為100%；工作點電流≥482.4 mA的電池片占裝機電池片比例為100%。

裝機電池片光電轉換效率測試值在33.5%～34.5%之間，平均光電轉換效率為34.1%。

在軌飛行全過程中，高效率太陽電池作為涓流充電電路均工作正常，充電電流穩定，太陽光25°入射角的工作點電流遙測值在1.2～1.6 A之間，符合指標要求。折算為0°入射角的工作點電流遙測值在0.44～0.58 A/并之間，符合地面測試數據分布范圍，達到了飛行試驗目的。在飛行任務末期，一個典型光照區的絹流充電電流遙測數據如圖7所示，圖例中“-”號表示充電狀態。

圖7 涓流充電電路遙測數據Fig.7 Remote sensing data of trickle charging circuit

4 地面測試技術特點

4.1 電子電源替代鋅銀電池測試

鋅銀電池組具有較好的放電穩定性、較低的自放電率和較高的可靠性安全性，在加液激活后的壽命期內免于再次維護，是作為輔助電源、應急電源等備份電源的較優選擇。但作為一次性激活電池，其缺點是壽命有限，不能多次充放電循環使用。傳統型號研制中，需投產一套或數套與正樣件接口特性、功率特性完全一致的電測工藝件，長期參加分系統聯試和整船測試，正樣產品在發射前再加液激活。電測工藝件與正樣產品一樣，也存在著壽命有限的缺點，且成本高。

在試驗船方案階段，能源管理功能與總體開展共同設計，策劃全流程使用通用電子電源替代鋅銀電池用于分系統聯試和整船測試。電子電源一次性采購到位后可以長期使用，并可配套給多艘船使用，不受電池壽命約束，但要替代真電池需要滿足以下設計條件:電壓-電流工作特性與真電池一致；供電輸出接口與真電池匹配。

鋅銀電池單體電壓工作范圍一般為1.35～1.6 V，放電平臺可以長期穩定在1.50 V附近，電子電源的穩壓供電模式可以模擬鋅銀電池平穩的放電工作特性。根據模擬的放電工作段的需要，初期可設定電子電源電壓為單體電壓1.5 V×單體數量，末期可逐漸降低電子電源電壓設定值，至單體截止放電電壓1.35 V×單體數量，具有程控功能的電子電源可以更容易地模擬該漸變過程。為實現供電輸出接口與真電池匹配，需要與配電系統開展聯合設計。通過在艙內電纜網連接轉接電纜，將電池端接口引出到艙外電子電源端，以保證艙內功率通路的一致性和測試覆蓋性。

使用電子電源替代鋅銀電池參加長期分系統聯試和整船測試，除減少投產電測工藝件的成本外，測試過程還可以配合測試需求，靈活多變地開展各種電壓、電流極限拉偏測試。

4.2 異地遠程協同測試

試驗船的總裝總測地點位于北京，能源管理功能研制單位位于上海。在試驗船方案階段，能源管理功能與總體開展共同設計，推進并實施了異地遠程協同測試方案。

由中國空間技術研究院的綜合測試中心完成日常測試上下行指令發送、數據解析工作，經北京-上海的專用光纖網絡，由上海空間電源研究所的分布式測試節點在本地完成數據監視判讀、音視頻調度和工作總結等。

經實踐摸索，除整船集中開展的大型專項試驗(如整船力學試驗、整船熱學試驗)協同和組織較復雜，還需到現場集中測試外，日常測試均可以通過異地遠程協同測試的方式開展。整船綜合測試期間，累計成功開展了5個多月的遠程協同測試，起到了降本增效的作用。

5 結論

新一代載人飛船試驗船能源管理功能的成功研制，充分保障了試驗船飛行任務的順利實施。在研制過程中采用了高可靠性和高安全性系統設計技術、高光電轉換效率太陽電池電路工程應用技術、艙壁內嵌大型剛性太陽電池翼安裝和展開技術、異地遠程測試技術等，實現了航天器電源系統領域內的一定技術突破。