井元良 王超 雷英俊

(北京空間飛行器總體設(shè)計(jì)部, 北京 100094)

采用太陽電池陣和儲(chǔ)能飛輪的電源系統(tǒng)設(shè)計(jì)與分析

井元良 王超 雷英俊

(北京空間飛行器總體設(shè)計(jì)部, 北京 100094)

飛輪儲(chǔ)能裝置具有比能量高、壽命長、任務(wù)期內(nèi)無衰減等優(yōu)點(diǎn)，可替代航天器中傳統(tǒng)的化學(xué)儲(chǔ)能裝置。為論證太陽電池陣-儲(chǔ)能飛輪電源系統(tǒng)的可行性，本文從航天器總體設(shè)計(jì)的角度分析了其關(guān)鍵設(shè)計(jì)要素，論述了其對航天器機(jī)、電、熱等方面的影響，并給出提高系統(tǒng)可行性的合理化建議，以及針對低軌衛(wèi)星的太陽電池陣-儲(chǔ)能飛輪電源系統(tǒng)的設(shè)計(jì)舉例。通過與傳統(tǒng)電源系統(tǒng)的技術(shù)指標(biāo)對比分析，表明太陽電池陣-儲(chǔ)能飛輪電源系統(tǒng)具有較高的比功率，并在降低航天器質(zhì)量、節(jié)約發(fā)射成本方面具有很大優(yōu)勢，在未來航天器的應(yīng)用中具有很大的潛力。

航天器；電源系統(tǒng)；儲(chǔ)能飛輪；可行性分析

1 引言

自從空間計(jì)劃開始以來，儲(chǔ)能飛輪就已經(jīng)運(yùn)用在空間導(dǎo)航和姿態(tài)控制系統(tǒng)中，作為將電能與機(jī)械能集成在一體的裝置，除在航天器控制領(lǐng)域的應(yīng)用以外，其在地面已有更加廣闊的應(yīng)用，例如汽車電池、電站的負(fù)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(fā)展，以及高速磁懸浮軸承技術(shù)的成熟，使得儲(chǔ)能飛輪的各項(xiàng)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(shè)周期短、任務(wù)期內(nèi)性能無衰減等優(yōu)點(diǎn)，在多個(gè)應(yīng)用領(lǐng)域中正逐漸替代傳統(tǒng)化學(xué)電池，成為更具優(yōu)勢的儲(chǔ)能設(shè)備，這也使得儲(chǔ)能飛輪成為未來航天器突破傳統(tǒng)化學(xué)電池的一條新途徑[1-2]。

國內(nèi)外對于儲(chǔ)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(zhuǎn)子材料的選擇、軸承的控制方式以及電機(jī)效率等等[3],從航天器總體設(shè)計(jì)的角度，對儲(chǔ)能飛輪的應(yīng)用分析較少。本文從儲(chǔ)能飛輪的特性和設(shè)計(jì)要素出發(fā)，分析了儲(chǔ)能飛輪的自身瓶頸以及對航天器總體設(shè)計(jì)帶來的影響，并針對低軌遙感衛(wèi)星，給出光電飛輪電源系統(tǒng)的設(shè)計(jì)舉例,可為儲(chǔ)能飛輪在航天領(lǐng)域的應(yīng)用提供參考。

2 航天器太陽電池陣-儲(chǔ)能飛輪電源系統(tǒng)概述

2.1太陽電池陣-儲(chǔ)能飛輪電源系統(tǒng)的工作原理及組成

太陽電池陣和儲(chǔ)能飛輪組成的太陽電池陣-儲(chǔ)能飛輪電源系統(tǒng)，其框圖如圖1所示。與航天器普遍采用的電源系統(tǒng)相比，其基本結(jié)構(gòu)一致，由發(fā)電、儲(chǔ)能、變換裝置三部分組成。其中發(fā)電裝置沿用傳統(tǒng)的太陽電池陣發(fā)電，而儲(chǔ)能方式則采用儲(chǔ)能飛輪代替?zhèn)鹘y(tǒng)的化學(xué)電池，能量變換裝置由電機(jī)代替?zhèn)鹘y(tǒng)的蓄電池的充放電調(diào)節(jié)器。其中電機(jī)與儲(chǔ)能飛輪的轉(zhuǎn)軸相連，可以以電動(dòng)機(jī)和發(fā)電機(jī)兩種模式工作，將機(jī)械能轉(zhuǎn)化成電能或?qū)㈦娔苻D(zhuǎn)化成機(jī)械能。光照期間，太陽電池陣為負(fù)載供電，并給以電動(dòng)機(jī)模式工作的電機(jī)提供電能，該電機(jī)連接飛輪的轉(zhuǎn)軸，來加速飛輪的轉(zhuǎn)動(dòng)，實(shí)現(xiàn)電能到機(jī)械能的轉(zhuǎn)化；陰影期間，電機(jī)以發(fā)電機(jī)模式工作，發(fā)電機(jī)將飛輪轉(zhuǎn)軸傳遞來的動(dòng)能轉(zhuǎn)化為電能，并通過功率變換器調(diào)節(jié)成符合的母線電壓，供母線負(fù)載工作。母線電壓敏感電子裝置監(jiān)控電壓，將其與參考電壓進(jìn)行比較，然后利用誤差電壓信號來控制系統(tǒng)在光照期或陰影期充能(電動(dòng)機(jī)模式)、放能(發(fā)電機(jī)模式)和分流模式。

圖1 太陽電池陣-儲(chǔ)能飛輪電源系統(tǒng)框圖

儲(chǔ)能飛輪由以下部件組成(圖2)：轉(zhuǎn)子輪輞，用于儲(chǔ)存能量；轉(zhuǎn)子輻條，用于連接輪輞與軸；在軌運(yùn)行的磁懸浮軸承；機(jī)械軸承，用于衛(wèi)星發(fā)射階段、飛輪啟動(dòng)階段(大扭矩)、緊急情況下使用；電機(jī)，用于動(dòng)能和電能的相互轉(zhuǎn)換[4]。

圖2 飛輪組成示意圖

2.2儲(chǔ)能飛輪的研究意義

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

表1為航天器分別采用化學(xué)電池和儲(chǔ)能飛輪的性能對比[4-5]，可得出儲(chǔ)能飛輪相比傳統(tǒng)化學(xué)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(yōu)勢的結(jié)論，此外儲(chǔ)能飛輪還具有如下優(yōu)點(diǎn)：

(1)質(zhì)量比功率和體積比功率具有優(yōu)勢；

(2)工作溫度范圍大，環(huán)境適應(yīng)性強(qiáng);

(3)儲(chǔ)能狀況可以通過簡單的轉(zhuǎn)速測量來獲得；

(4)對環(huán)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(bǔ)充能量，能提供大功率脈沖；

(6)在整個(gè)壽命期間儲(chǔ)能容量無消退；

(7)儲(chǔ)能飛輪可與衛(wèi)星姿態(tài)穩(wěn)定與控制系統(tǒng)相結(jié)合，能同時(shí)進(jìn)行能量的管理與姿態(tài)的控制，從而取代常規(guī)的姿態(tài)控制系統(tǒng)，減輕了質(zhì)量，降低系統(tǒng)的成本。

由于儲(chǔ)能飛輪具有上述特點(diǎn)，可以利用它代替航天器中傳統(tǒng)的化學(xué)電池，或者同時(shí)進(jìn)行能量管理與姿態(tài)控制。根據(jù)文獻(xiàn)所述，如果考慮采用飛輪系統(tǒng)代替分立的能量存儲(chǔ)系統(tǒng)(占衛(wèi)星總質(zhì)量的11%)與姿態(tài)控制系統(tǒng)(占衛(wèi)星總質(zhì)量的6%)后，飛輪系統(tǒng)只占衛(wèi)星總質(zhì)量的1.7%，從而使衛(wèi)星總質(zhì)量減少了15%[6]，節(jié)約了發(fā)射成本。

2.3儲(chǔ)能飛輪的國內(nèi)外研究現(xiàn)狀

國外方面，儲(chǔ)能飛輪的發(fā)展始于20世紀(jì)70年代，美國能量研究發(fā)展署及其后的美國能源部資助飛輪系統(tǒng)的應(yīng)用開發(fā)，包括電動(dòng)汽車的超級飛輪的研究，專門研究用于真空下的機(jī)械軸承和用于復(fù)合車輛的飛輪系統(tǒng)的傳動(dòng)系統(tǒng)。同時(shí)，美國國家航空航天局下屬的戈達(dá)德航天中心對適用于飛行器動(dòng)量飛輪的電磁軸承進(jìn)行了研究。進(jìn)入20世紀(jì)80、90年代后，儲(chǔ)能飛輪技術(shù)發(fā)展非常迅速。如美國、歐洲、日本等工業(yè)強(qiáng)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(chǔ)能飛輪技術(shù)逐步走向成熟。特別是90年代以來由于高強(qiáng)度纖維材料、低損耗軸承、電力電子學(xué)三方面技術(shù)的發(fā)展，使儲(chǔ)能飛輪的實(shí)際應(yīng)用成為現(xiàn)實(shí)，儲(chǔ)能飛輪系統(tǒng)已經(jīng)從實(shí)驗(yàn)室研究轉(zhuǎn)變?yōu)槊嫦驅(qū)嶋H應(yīng)用，向產(chǎn)業(yè)化、市場化方向發(fā)展[7-9]。

20世紀(jì)80年代初期，中國科學(xué)院電工研究所開始了儲(chǔ)能飛輪系統(tǒng)研究探索，之后從90年代中期，國內(nèi)儲(chǔ)能飛輪技術(shù)逐步興起，研究的單位也隨著新能源的需求不斷增加，在儲(chǔ)能飛輪的各個(gè)領(lǐng)域內(nèi)也取得了一些進(jìn)展。與國外相比，國內(nèi)在復(fù)合材料性能、軸承技術(shù)和電能轉(zhuǎn)換效率以及實(shí)驗(yàn)研究方面存在明顯差距，總的來說，國內(nèi)理論研究較多，工程實(shí)踐和實(shí)驗(yàn)較少，理論分析與計(jì)算較為充分，實(shí)驗(yàn)研究數(shù)據(jù)欠缺；國內(nèi)在儲(chǔ)能飛輪的產(chǎn)品投入不足，開發(fā)還處于初級階段，目前僅有樣機(jī)問世，但無產(chǎn)品進(jìn)入市場[10-13]。表2統(tǒng)計(jì)了國內(nèi)外不同機(jī)構(gòu)的儲(chǔ)能飛輪研制進(jìn)展。

表2 儲(chǔ)能飛輪技術(shù)研究進(jìn)展

續(xù) 表

3 儲(chǔ)能飛輪設(shè)計(jì)要素分析

從航天器總體設(shè)計(jì)的角度，飛輪作為航天器的一種新型儲(chǔ)能裝置，與傳統(tǒng)化學(xué)電池類似，其關(guān)注的設(shè)計(jì)要素包括比能量、放電深度、循環(huán)壽命等。

3.1比能量與飛輪的材料

比能量是儲(chǔ)能裝置的關(guān)鍵要素之一，飛輪系統(tǒng)是以動(dòng)能的形式來存儲(chǔ)能量，其表達(dá)式為

(1)

式中：E為飛輪系統(tǒng)存儲(chǔ)的能量(W·h)；J為飛輪的轉(zhuǎn)動(dòng)慣量(kg·m2)；ω為飛輪的角速度(rad/s)。

由式(1)可知飛輪的旋轉(zhuǎn)角速度越大所具有的動(dòng)能也越大，但對于某一種材料制成的轉(zhuǎn)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(guān)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(zhuǎn)子輪輞的設(shè)計(jì)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(zhuǎn)子的內(nèi)徑(m)；Ro為飛輪轉(zhuǎn)子的外徑(m)；那么單位飛輪質(zhì)量可存儲(chǔ)的能量為

(2)

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

假設(shè)質(zhì)量為M(kg)，平均半徑為R(m)的薄壁飛輪，則其轉(zhuǎn)動(dòng)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(zhì)量密度為ρ(kg/m3)，則其外沿部分受到的軸向應(yīng)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(qiáng)度高而質(zhì)量密度小的材料，使σ/ρ最大。從這個(gè)角度說，合成纖維材料好于多數(shù)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(tǒng)，理論比能量是現(xiàn)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(zhuǎn)速

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

飛輪轉(zhuǎn)速范圍是飛輪裝置設(shè)計(jì)中重要的設(shè)計(jì)參數(shù)之一。在整個(gè)轉(zhuǎn)速范圍內(nèi)，要保持一個(gè)最小功率要求，以確保在地影期間的母線電壓穩(wěn)定。根據(jù)電機(jī)理論，其功率與轉(zhuǎn)速之間的關(guān)系為

(8)

式中：P為電機(jī)的輸出功率(W)；T為電機(jī)的電磁轉(zhuǎn)矩(N·m)。

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

(9)

式中：ωmax為飛輪的最大轉(zhuǎn)速(rad/s)；ωmin為飛輪的最小轉(zhuǎn)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(chǔ)能飛輪的放電深度，主要由飛輪最大和最小轉(zhuǎn)速所決定。在通常情況下，最小轉(zhuǎn)速為最大轉(zhuǎn)速的一半均可滿足負(fù)載最小輸出功率的需求，則總儲(chǔ)能量的3/4可以被利用，即放電深度可達(dá)到75%。

3.3其他設(shè)計(jì)要素

除航天器設(shè)計(jì)關(guān)注的比能量和放電深度外，儲(chǔ)能飛輪的設(shè)計(jì)要素還涉及軸承、電機(jī)、控制器的選擇。其中軸承的設(shè)計(jì)關(guān)鍵是考慮軸承的摩擦損耗，航天領(lǐng)域應(yīng)用一般采用超導(dǎo)磁懸浮、電磁懸浮、永磁懸浮、機(jī)械支承以及它們的組合等幾種類型磁懸浮軸承。電機(jī)的設(shè)計(jì)一般采用永磁無刷電機(jī)，由于轉(zhuǎn)速由電壓控制，轉(zhuǎn)速、力矩、電流之間呈線性關(guān)系，控制器也相對簡單，所占重量資源也相對較少?？刂破鞯脑O(shè)計(jì)一般采用恒功率控制方式，可適應(yīng)航天器采用的太陽電池陣的發(fā)電源。

4 儲(chǔ)能飛輪可行性分析

太陽電池陣-儲(chǔ)能飛輪電源系統(tǒng)的核心設(shè)備是儲(chǔ)能飛輪，根據(jù)國內(nèi)外研究的情況來看，在國外儲(chǔ)能飛輪已經(jīng)應(yīng)用在電力、汽車等行業(yè)，在航天領(lǐng)域目前處于地面研究階段，國內(nèi)也已研制出原理樣機(jī)，因此從理論上，太陽電池陣-儲(chǔ)能飛輪電源系統(tǒng)是具有可行性的，但從理論轉(zhuǎn)化為實(shí)際應(yīng)用，仍需解決自身的一些瓶頸問題以及對航天器總體設(shè)計(jì)帶來的影響。

4.1儲(chǔ)能飛輪自身瓶頸分析

從航天器應(yīng)用角度考慮，儲(chǔ)能飛輪自身瓶頸問題主要分為3個(gè)方面：

1)磁懸浮軸承技術(shù)成熟度問題

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

2)比能量的優(yōu)勢問題

由圖3可知，儲(chǔ)能飛輪系統(tǒng)的比能量理論值相比化學(xué)電池高很多，但根據(jù)應(yīng)用情況，飛輪結(jié)構(gòu)采用纖維復(fù)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(tǒng)后，儲(chǔ)能密度這一指標(biāo)和氫鎳電池相比具有競爭力，但不如鋰離子蓄電池。儲(chǔ)能飛輪系統(tǒng)的比能量仍需進(jìn)一步提高。

3)系統(tǒng)試驗(yàn)驗(yàn)證問題

由于飛輪電池整套系統(tǒng)結(jié)構(gòu)復(fù)雜，系統(tǒng)建立起來并進(jìn)行試驗(yàn)研究的工作需要大量經(jīng)費(fèi)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(jìn)一步試驗(yàn)驗(yàn)證。

4.2對航天器總體設(shè)計(jì)的影響分析

儲(chǔ)能飛輪作為電能和機(jī)械能相互轉(zhuǎn)換的系統(tǒng)，相比傳統(tǒng)化學(xué)蓄電池，在機(jī)、電、熱方面均會(huì)對航天器總體設(shè)計(jì)帶來相應(yīng)的變化。主要的影響分析如下。

1)力學(xué)環(huán)境適應(yīng)性問題

由于儲(chǔ)能飛輪內(nèi)部采用磁懸浮軸承，并且工作狀態(tài)下，轉(zhuǎn)子處于高速轉(zhuǎn)動(dòng)，一方面無法承受較強(qiáng)的力學(xué)沖擊，另一方面對航天器也會(huì)帶來一定的振動(dòng)干擾。因此在航天器發(fā)射主動(dòng)段，儲(chǔ)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(dòng)儲(chǔ)能飛輪。

此外，儲(chǔ)能飛輪與航天器用于姿態(tài)控制的動(dòng)量輪一樣，會(huì)對航天器帶來振動(dòng)干擾，對于姿態(tài)控制精度要求高的航天器，還需配備相應(yīng)隔振裝置。

2)對用電負(fù)載的適應(yīng)性要求高

太陽電池陣-儲(chǔ)能飛輪系統(tǒng)在地影期工作時(shí)，放電裝置由傳統(tǒng)的放電調(diào)節(jié)器變?yōu)榘l(fā)電機(jī)。根據(jù)式(10)可得，發(fā)電機(jī)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(fā)電機(jī)的輸出阻抗高、系統(tǒng)的相對穩(wěn)定性較差。因此，在電源系統(tǒng)的設(shè)計(jì)階段要充分考慮系統(tǒng)級的穩(wěn)定性，確保儲(chǔ)能飛輪系統(tǒng)不同的工況下，均滿足電源系統(tǒng)穩(wěn)定裕度的指標(biāo)。

3)熱環(huán)境影響

儲(chǔ)能飛輪工作時(shí)，飛輪和電機(jī)的轉(zhuǎn)子均處于高速轉(zhuǎn)動(dòng)，雖然采用磁懸浮技術(shù)儲(chǔ)能飛輪的發(fā)熱量已經(jīng)大大減少，但在真空環(huán)境中，熱能無法通過對流傳導(dǎo)，儲(chǔ)能飛輪仍具有發(fā)熱功率大、發(fā)熱點(diǎn)集中的問題，特別針對高溫超導(dǎo)磁懸浮技術(shù)，航天器的總體設(shè)計(jì)需考慮為其采用相應(yīng)的主動(dòng)散熱措施。

4)衛(wèi)星姿態(tài)控制要求高

儲(chǔ)能飛輪相當(dāng)于隨負(fù)載變化的動(dòng)量輪，姿態(tài)控制時(shí)，對航天器整體承受振動(dòng)和瞬時(shí)力矩的能力要求高；針對這一問題，一方面可以通過成對儲(chǔ)能飛輪的使用來抵消由于負(fù)載變化帶來的瞬時(shí)力矩，另一方面，可以利用類似動(dòng)量輪的特點(diǎn)，進(jìn)行儲(chǔ)能和姿態(tài)控制一體化設(shè)計(jì)，即利用儲(chǔ)能飛輪，同時(shí)完成航天器的儲(chǔ)能和姿態(tài)控制。

5 太陽電池陣-儲(chǔ)能飛輪電源系統(tǒng)設(shè)計(jì)舉例

以低軌航天器為例，以系統(tǒng)的可行性為前提，給出太陽電池陣-儲(chǔ)能飛輪電源系統(tǒng)的具體設(shè)計(jì)參數(shù)，并評價(jià)用等效飛輪代替氫鎳蓄電池帶來的優(yōu)點(diǎn)。表3為目標(biāo)航天器的指標(biāo)需求和使用氫鎳蓄電池電源系統(tǒng)的關(guān)鍵參數(shù)。

表3 電源系統(tǒng)的關(guān)鍵設(shè)計(jì)指標(biāo)

為進(jìn)行能量平衡分析和系統(tǒng)質(zhì)量估計(jì)，假定儲(chǔ)能飛輪的性能參數(shù)如下：

(1)轉(zhuǎn)子最大轉(zhuǎn)速，小于100 000 r/min；

(2)轉(zhuǎn)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(qiáng)度，2000 MPa；

(4)轉(zhuǎn)子長度與直徑之比，0.75；

(5)地影期最低轉(zhuǎn)速為最大轉(zhuǎn)速的35%，則最大放電深度為88%；

(6)電機(jī)在電動(dòng)機(jī)和發(fā)電機(jī)兩種模式的效率，90%。

根據(jù)表3中電源系統(tǒng)的設(shè)計(jì)指標(biāo)要求，結(jié)合儲(chǔ)能飛輪對航天器總體設(shè)計(jì)的影響分析，太陽電池陣-儲(chǔ)能飛輪電源系統(tǒng)的概要設(shè)計(jì)見圖4，系統(tǒng)的相關(guān)技術(shù)指標(biāo)如表4所示。

圖4 太陽電池陣-儲(chǔ)能飛輪電源設(shè)計(jì)示意圖

功率平衡情況分析：地影期負(fù)載需求功率2500 W，考慮轉(zhuǎn)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(fù)載所需功率2500 W，可充能功率為2000 W，則光照期60 min可補(bǔ)充能量為2000 Wh，大于飛輪地影期的輸出功率1575 Wh，可當(dāng)圈軌道能量平衡。

表4 太陽電池陣-儲(chǔ)能飛輪電源系統(tǒng)關(guān)鍵設(shè)計(jì)指標(biāo)

系統(tǒng)質(zhì)量預(yù)估與對比見表5。由于帶有電動(dòng)機(jī)-發(fā)電機(jī)的儲(chǔ)能飛輪系統(tǒng)的總循環(huán)效率比蓄電池系統(tǒng)高，因此所需太陽電池陣的面積比相應(yīng)減少6.7%。此外，太陽電池陣-儲(chǔ)能飛輪電源系統(tǒng)比太陽電池陣-蓄電池電源系統(tǒng)質(zhì)量減少35%、體積減少55%。在降低航天器質(zhì)量、節(jié)約發(fā)射成本方面具有很大的優(yōu)勢。

表5 分別采用氫鎳蓄電池和飛輪時(shí)的電源系統(tǒng)質(zhì)量指標(biāo)

6 結(jié)束語

本文從航天器總體設(shè)計(jì)的角度，對儲(chǔ)能飛輪進(jìn)行了可行性分析，并給出太陽電池陣-儲(chǔ)能飛輪電源系統(tǒng)的設(shè)計(jì)舉例，主要結(jié)論和建議如下。

(1)從航天器領(lǐng)域的應(yīng)用角度，應(yīng)重點(diǎn)關(guān)注儲(chǔ)能飛輪系統(tǒng)以下關(guān)鍵設(shè)計(jì)要素：①飛輪的材料，其直接決定儲(chǔ)能飛輪系統(tǒng)的比能量大??；②飛輪的最低轉(zhuǎn)速，決定了系統(tǒng)的最大放電深度；③軸承與電機(jī)的類型，決定了控制系統(tǒng)的復(fù)雜程度及系統(tǒng)的轉(zhuǎn)換效率。

(2)對于儲(chǔ)能飛輪，理論上其具有比能量高、放電深度深、任務(wù)期內(nèi)無性能衰減等優(yōu)勢，但從理論向工程應(yīng)用的邁進(jìn)，仍需解決磁懸浮技術(shù)的成熟度問題及系統(tǒng)級的試驗(yàn)驗(yàn)證問題。

(3)從航天器總體設(shè)計(jì)角度，太陽電池陣-儲(chǔ)能飛輪電源系統(tǒng)的應(yīng)用，需增加發(fā)射主動(dòng)段電池、為飛輪配備相應(yīng)隔振裝置以及主動(dòng)散熱措施，從而增大對航天器力學(xué)環(huán)境、熱環(huán)境的適應(yīng)性和減輕飛輪裝置對航天器姿態(tài)控制的影響。

(4)太陽電池陣-儲(chǔ)能飛輪電源系統(tǒng)相比傳統(tǒng)太陽電池陣-蓄電池電源系統(tǒng)，可減少太陽電池陣的使用面積、提高整個(gè)電源系統(tǒng)的體積比功率和質(zhì)量比功率，在降低航天器質(zhì)量、節(jié)約發(fā)射成本方面具有很大的優(yōu)勢。

此外，本文針對低軌航天器電源系統(tǒng)的技術(shù)指標(biāo)要求，給出了太陽電池陣-儲(chǔ)能飛輪電源系統(tǒng)的設(shè)計(jì)方案，可為后續(xù)儲(chǔ)能飛輪在航天領(lǐng)域的應(yīng)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(shè)計(jì)工作。Email：fjk223@163.com。

V442

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