（北京空間飛行器總體設(shè)計(jì)部，北京 100094）

1 引言

目前，為“國際空間站”輸送貨物的貨運(yùn)飛船包括俄羅斯研制的進(jìn)步號貨運(yùn)飛船，歐洲研制的自動轉(zhuǎn)移飛行器（Automated Transfer Vehicle，ATV），美國研制的貨運(yùn)型乘員探索飛行器（Crew Exploration Vehicle，CEV），日本研制的H-ⅡB轉(zhuǎn)移飛行器（HTV）。進(jìn)步號貨運(yùn)飛船采用兩個太陽翼、兩組蓄電池組設(shè)計(jì)，其運(yùn)行，尤其是對接段受太陽入射角的約束；CEV 和HTV 完全采用蓄電池組儲能作為能源，其持續(xù)工作時(shí)間小于10h；所有的這些貨運(yùn)飛船中以ATV 的電源系統(tǒng)最為復(fù)雜、先進(jìn)、完善。我國正在開展貨運(yùn)飛船和空間站的相關(guān)研究工作，針對ATV 的電源系統(tǒng)開展研究，對于指導(dǎo)我國貨運(yùn)飛船和交會對接類航天器電源系統(tǒng)設(shè)計(jì)具有重要的借鑒意義。

以貨運(yùn)飛船為代表的交會對接類航天器電源系統(tǒng)研制的關(guān)鍵技術(shù)包括：太陽翼構(gòu)型設(shè)計(jì)、太陽翼在遮擋情況下的輸出功率均衡管理，以及蓄電池組的在軌充電管理。太陽翼構(gòu)型設(shè)計(jì)的目的是在較大太陽入射角的條件下，保證太陽翼的輸出功率均衡；遮擋適應(yīng)設(shè)計(jì)的目標(biāo)是確保太陽翼在受到遮擋影響時(shí)，各供電母線輸出功率穩(wěn)定；蓄電池組的充電管理是確保蓄電池組壽命和性能的重要技術(shù)。ATV 在這3個技術(shù)難點(diǎn)上均有自己獨(dú)特的設(shè)計(jì)，能有效解決實(shí)際問題，具有重要的借鑒意義。ATV 采用太陽翼X 構(gòu)型設(shè)計(jì)，平衡不同光照條件輸出功率；采用太陽電池電路交叉布陣，降低遮擋對每個太陽電池陣輸出功率的影響；采用蓄電池組3種充電控制模式，確保蓄電池性能安全可靠。

本文結(jié)合ATV 電源系統(tǒng)設(shè)計(jì)方案和拓?fù)浣Y(jié)構(gòu)，對其關(guān)鍵技術(shù)開展研究，重點(diǎn)對太陽翼X 構(gòu)型設(shè)計(jì)，太陽電池電路交叉布陣，蓄電池組充電控制模式的特點(diǎn)進(jìn)行分析。最后，論述了ATV 電源系統(tǒng)設(shè)計(jì)對我國航天器特別是貨運(yùn)飛船電源設(shè)計(jì)的啟示，著重分析了采用這些設(shè)計(jì)的優(yōu)缺點(diǎn)。

2 ATV 電源系統(tǒng)設(shè)計(jì)

ATV 由阿里安-5 火箭（ARIANE-5）發(fā)射，重20t，為“國際空間站”（ISS）運(yùn)送貨物。它與俄羅斯艙段對接，為ISS提供軌道機(jī)動和姿態(tài)控制，主要運(yùn)送推進(jìn)劑、水、氣和其它固體貨物［1］。

ATV 主要任務(wù)包括：

（1）由阿里安火箭發(fā)射進(jìn)入軌道；

（2）展開太陽翼；

（3）進(jìn)行相位調(diào)整與ISS同步運(yùn)行2～4天；

（4）與俄羅斯艙段進(jìn)行交會對接并停泊；

（5）作為ISS的一部分，進(jìn)行長達(dá)6個月的長期留軌運(yùn)行，并可為ISS進(jìn)行貨物輸送。大部分時(shí)間工作在休眠模式，短時(shí)為工作模式，工作時(shí)將貨物運(yùn)送入ISS，同時(shí)將ISS不用的物品卸下，并為俄羅斯艙段加注推進(jìn)劑，保證ISS的軌道機(jī)動和姿態(tài)控制；

（6）與ISS分離并獨(dú)自運(yùn)行；

（7）返回進(jìn)入大氣層燒毀。

ATV 與ISS分離后，可在ISS附近的停留軌道運(yùn)行最多8個星期，然后再重新與ISS對接，繼續(xù)執(zhí)行任務(wù)［2］。

ATV 軌道高度約為400km，周期90min，地影時(shí)間0 到36 min。太陽電池陣在光照期為負(fù)載供電，同時(shí)給蓄電池充電；蓄電池組在地影期為負(fù)載供電。ATV 用電負(fù)荷范圍為1500～2300 W［3］，在對接狀態(tài)下，由ISS為ATV 提供補(bǔ)充電能，休眠狀態(tài)下提供400 W，工作狀態(tài)下提供900 W。電源系統(tǒng)能夠適應(yīng)短時(shí)失去空間站提供的補(bǔ)充能源帶來的影響。

ATV 電源系統(tǒng)由主電源系統(tǒng)（4個太陽電池陣、4組蓄電池、4臺電源控制分配單元（PCDU）、輔助電源（LiMnO2電池組）、隔離型ISS功率調(diào)節(jié)器構(gòu)成。

2.1 ATV 的電源拓?fù)浣Y(jié)構(gòu)

ATV 的電源系統(tǒng)采用4條相互獨(dú)立的供電母線，每一條母線都有自己獨(dú)立的PCDU。每條母線由1臺PCDU、1組鎘鎳蓄電池、8個太陽電池電路構(gòu)成一個獨(dú)立供電機(jī)組（見圖1）。

圖1 ATV 電源系統(tǒng)拓?fù)浣Y(jié)構(gòu)Fig.1 ATV power supply architecture

1）蓄電池組

選用4組SAFT 公司提供的40Ah 鎘鎳蓄電池組（工作電壓36～55V），每組36個單體，分為兩個結(jié)構(gòu)模塊，每組電池重約74kg。

2）太陽翼

每個太陽電池陣輸出電壓56.5V，功率1155 W（在太陽翼驅(qū)動機(jī)構(gòu)處），要求太陽翼的設(shè)計(jì)面積在經(jīng)過輻照和環(huán)境因素影響性能衰退的情況下，在壽命末期夏至點(diǎn)仍滿足飛船的電能需求。太陽翼可以在短期較大的太陽入射角和ISS的遮擋下正常工作，能夠提供充足的電能，滿足飛行器和載荷整個任務(wù)期間的需求（6個月的在軌時(shí)間，包括自由飛行和對接模式）。［4］

3）PCDU

PCDU 把功率調(diào)節(jié)、保護(hù)和配電所需的控制電路和功率電路都集成在一臺單機(jī)內(nèi)。PCDU 包含有2套控制電路：一是28V 調(diào)節(jié)母線電壓的穩(wěn)壓控制電路（包含蓄電池組放電調(diào)節(jié)電路和隔離型ISS功率調(diào)節(jié)器），二是蓄電池組的充電控制電路。蓄電池組放電調(diào)節(jié)電路選用的是串聯(lián)降壓BUCK 模塊電路，采用跨導(dǎo)控制。ISS功率調(diào)節(jié)器接收由ISS 母線或輔助蓄電池組送來的電能，經(jīng)隔離變換后并入ATV 電源母線。蓄電池組充電控制電路通過S3R對太陽電池陣的充電電流進(jìn)行控制。

出于繼承性考慮，PCDU 中的所有功率變換模塊都是基于伽利略衛(wèi)星電子系統(tǒng)（Galileo Avionica）的技術(shù)，模塊化設(shè)計(jì)的產(chǎn)品［5］。

PCDU 的組成部分包括：

（1）由主誤差放大器控制的一個1200 W 的蓄電池組放電調(diào)節(jié)器和一個300 W 的ISS功率調(diào)節(jié)器，實(shí)現(xiàn)2域控制，將母線電壓穩(wěn)定在28V±1%范圍內(nèi)；

（2）S3R；

（3）用于控制S3R 和蓄電池組充電的電池組充電控制信號；

（4）直接由太陽電池和蓄電池組供電的不調(diào)節(jié)母線給加熱片供電，4路非穩(wěn)壓輸出，帶固態(tài)功率控制器（Solid State Power Controller，SSPC）保護(hù)，為加熱器供電；

（5）20路穩(wěn)壓輸出，帶SSPC保護(hù)；

（6）充電控制電路，對蓄電池組進(jìn)行充電控制，防止過充電。

4）母線調(diào)節(jié)

采用經(jīng)典的三取二的主誤差放大器產(chǎn)生主誤差信號，以驅(qū)動蓄電池組放電調(diào)節(jié)電路，獲取穩(wěn)定的28V 母線電壓。另外，采用兩域控制來管理ISS母線和輔助蓄電池組的供電并進(jìn)行調(diào)節(jié)。在主母線上設(shè)置3000μF 的電容陣，由PM90型可自愈電容組成，以穩(wěn)定母線電壓并濾除紋波。［6］

采用S3R 分流技術(shù)作為蓄電池組的充電控制，采用多級開關(guān)分流和一級脈寬調(diào)制（PWM）控制，并能實(shí)現(xiàn)涓流充電。實(shí)際電路設(shè)計(jì)中采用了8 級PWM 電路設(shè)計(jì)。

BDR 采用降壓BUCK 電路，每個調(diào)節(jié)模塊包含兩個BUCK 電路，具有效率高，散熱好的優(yōu)點(diǎn)。2個模塊的工作相位差為180°，以保證輸出紋波最小。

2.2 ATV 電源系統(tǒng)的關(guān)鍵技術(shù)

2.2.1 太陽翼的構(gòu)型設(shè)計(jì)

ATV 電源分系統(tǒng)是由4個太陽翼構(gòu)成的可展開式太陽電池陣，太陽翼的構(gòu)型為X 型，相鄰兩組太陽翼之間的夾角為44°。采取這種設(shè)計(jì)，主要為了保證太陽電池陣能夠在太陽入射β角（太陽光與軌道面的夾角）在±75°范圍內(nèi)變化時(shí)，太陽電池陣的輸出功率比較均衡。如圖2所示。每個太陽翼由4塊1820mm×1150mm（2.09m2）的基板構(gòu)成，每翼面積為8.36m2。

圖2 ATV 太陽翼布局圖Fig.2 Solar array arrangement of ATV

2.2.2 太陽電池電路布局設(shè)計(jì)

太陽翼在光照條件下，太陽電池電路的工作點(diǎn)電壓被鉗位在蓄電池組電壓；在壽命末期，其工作電壓為57.5V，在工作溫度為61℃，太陽光直射下，每翼能輸出1200 W 功率。由于受到太陽光入射角和ATV 自身艙體以及ISS空間站的遮擋影響，太陽電池陣每天平均輸出功率在800～3800 W 之間變化。

ATV 的太陽電池陣有4個太陽翼，每個電池翼有4塊基板，每塊基板上布有2個太陽電池電路，共計(jì)32個太陽電池電路。這32個太陽電池電路按照“交叉連接”的方式連接至各個PCDU，如圖3所示。每塊基板上的太陽電池電路只給一臺PCDU 供電，每臺PCDU 與來自不同太陽翼不同位置的4 塊太陽電池板上的8 個太陽電池電路組成一個供電機(jī)組，這樣設(shè)計(jì)的目的，是為了平衡不同光照條件和遮擋下各太陽電池陣的輸出功率。

圖3 太陽電池陣與PCDU 對應(yīng)布局圖Fig.3 Solar sections to PCDU allocation

圖3中各電池陣每個太陽電池板與4臺PCDU的連接關(guān)系見表1。

表1 各太陽電池板與PCDU 對應(yīng)連接情況Table 1 Connections of solar panels and PCDU

太陽電池電路設(shè)計(jì)：

（1）選用硅太陽電池，64.00 mm×35.60 mm，厚200μm。太陽電池裸片通過了相關(guān)測試、試驗(yàn)驗(yàn)證考核；

（2）互連焊接采用鍍銀的鉬引線，能夠適應(yīng)原子氧環(huán)境；

（3）為了保護(hù)整個正面免受原子氧侵蝕的影響，使用了一層硅粘合劑（RTV-S691）。這層粘合劑既能保證機(jī)械連接強(qiáng)度，又能起到保護(hù)作用；

（4）每個硅電池片采用三根互聯(lián)引線連接，確保冗余；

（5）基板的背面全部涂敷白硅漆，既防止原子氧侵蝕，又可以降低其工作溫度；

（6）選用適當(dāng)?shù)牟季€，保證相鄰兩片電池間的電壓差最小，確保出地影的峰值電壓差小于30V；

（7）采用太陽電池串對稱布局，以補(bǔ)償磁力矩，確保磁力矩最小；

（8）結(jié)合太陽電池板正面電池串布局，進(jìn)行電池板背面布線設(shè)計(jì)，確保每個電路回路的面積最小。

2.2.3 蓄電池組充電控制

蓄電池組的充電控制是在母線穩(wěn)壓調(diào)節(jié)控制的基礎(chǔ)上實(shí)現(xiàn)的，由太陽電池陣和蓄電池組控制電路完成，見圖4。這一電壓控制電路的設(shè)計(jì)需要考慮系統(tǒng)級的安全充電策略。

圖4 太陽電池陣和蓄電池組控制電路Fig.4 Solar array ＆rechargeable battery control circuit

太陽電池陣和蓄電池組控制電路的控制邏輯由充電電流、電壓和電池組溫度共同控制。這兩個控制回路都是三模備份的，并且電流采樣電路、電壓采樣電路和溫度測量電路都有備份。產(chǎn)生的三路信號經(jīng)過解耦后再通過三取二表決電路產(chǎn)生電池組充電控制信號，控制S3R 工作。同時(shí)，太陽電池陣和蓄電池組控制電路還將采集的蓄電池組的充電電流、電壓和溫度，用于狀態(tài)監(jiān)測。

1）全充電模式

當(dāng)PCDU 上電時(shí)，蓄電池組充電控制自動啟動進(jìn)入全充電模式。在這種模式下，對充電電流不作限制，因此它是太陽電池陣的最大輸出電流（對于8個太陽電池電路就是24A）與負(fù)載所消耗的電流的差值，也就是說全部分流級都處于不分流狀態(tài)。S3R 首先保證BDR 的輸入所需電流，以滿足負(fù)載設(shè)備的供電需求，其余的電流全部用于蓄電池組充電，如圖5所示。當(dāng)工作在涓流充電模式時(shí)，一旦檢測到蓄電池電壓低于47V，PCDU 就會自動轉(zhuǎn)為全充電模式，該自動轉(zhuǎn)換電路也是三模冗余的。

2）恒壓充電模式

當(dāng)蓄電池組的電壓被充電至預(yù)設(shè)的電壓門限時(shí)，自動轉(zhuǎn)為恒壓充電模式。此時(shí)蓄電池組的電壓應(yīng)是在電壓控制點(diǎn)上下波動的，波動范圍在0.5V以內(nèi)，它是一個太陽電池電路的輸出電流（3A）與蓄電池組內(nèi)阻（150 mΩ）的乘積。該紋波的頻率由S3R 的開關(guān)頻率決定。在正常工作時(shí)，S3R 的最大頻率為300Hz。在故障模式時(shí)（即蓄電池組開路），S3R 的最大頻率為1250Hz。在進(jìn)行模塊結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)時(shí)要考慮到后者，此時(shí)開關(guān)頻率增大時(shí)熱耗更大。

3）涓流充電模式

通過1553B 總線指令，可以轉(zhuǎn)涓流充電模式。在該模式下，對于40Ah 的蓄電池組，涓流電流最大不應(yīng)超過C／100，因此設(shè)置為300mA±100mA，該電流為是平均電流，開關(guān)頻率控制額定值為1kHz。［7］

圖5 太陽電池陣和蓄電池組控制Fig.5 Solar array ＆rechargeable battery management

3 ATV 電源設(shè)計(jì)的啟示

1）太陽翼X 構(gòu)型設(shè)計(jì)的優(yōu)勢

ATV 電源分系統(tǒng)太陽翼采用X 構(gòu)型設(shè)計(jì)，是一種在太陽翼的太陽入射角β在±75°范圍內(nèi)變化時(shí)，保證太陽翼的功率輸出均衡的全新的設(shè)計(jì)。以往解決較大太陽入射角對太陽翼輸出功率的影響，通常采用雙軸太陽電池陣驅(qū)動機(jī)構(gòu)（solar array drive assembly，SADA）的方案，然而對于有交會對接需求和較大軌道機(jī)動需求的航天器，任務(wù)通常要求不能選用雙軸SADA，則需要考慮采用X 構(gòu)型的太陽翼設(shè)計(jì)。相鄰兩太陽翼間的夾角選擇與太陽入射角β密切相關(guān)，根據(jù)太陽入射角β的大小，選擇相鄰太陽翼間的最佳夾角。太陽翼X 構(gòu)型設(shè)計(jì)，可以很好地適應(yīng)傾斜軌道太陽入射角大范圍變化時(shí)其輸出功率的平衡需求，可以保證太陽光與每個太陽翼的夾角變化范圍最小。其缺點(diǎn)是系統(tǒng)相對比較復(fù)雜，需要采用4個太陽翼，4套SADA 系統(tǒng)。

2）太陽電池電路交叉布局

對于運(yùn)行過程中太陽翼受到遮擋，無法通過姿態(tài)機(jī)動消除遮擋的航天器，如ISS，如何保證不同發(fā)電機(jī)組或供電母線之間的輸出功率的平衡，對于維持電源系統(tǒng)穩(wěn)定工作是非常重要的。ATV 太陽翼受到自身艙體以及ISS空間站的遮擋影響，為了平衡不同光照和遮擋條件下各太陽翼的輸出功率，每臺PCDU 單元與來自不同太陽翼不同位置的太陽電池板上的太陽電池電路組成一個供電機(jī)組供電。這種不同位置太陽電池電路交叉連接設(shè)計(jì)方式，可以有效平衡各供電母線的輸出功率，保證各用電負(fù)載的穩(wěn)定工作，這種設(shè)計(jì)對于空間站太陽電池陣的布陣設(shè)計(jì)，避免自身遮擋帶來的影響也同樣具有重要的指導(dǎo)意義。

3）蓄電池組充電管理

國內(nèi)低軌航天器，通常采用一階段限流充電結(jié)合二階段涓流充電的充電控制模式，相比較之下，ATV 采用了前期全充電，結(jié)合恒壓充電控制和涓流充電三種模式，既可以克服恒壓或恒流充電時(shí)間過長的缺點(diǎn)，滿足低軌道航天器蓄電池快速充電實(shí)現(xiàn)能量平衡需求，又可以適應(yīng)具有全光照期的特殊軌道在全光照時(shí)蓄電池組的管理需要。采用恒壓充電控制管理可以有效提高蓄電池在軌充電效果，其充電過程更接近于最佳充電曲線，使蓄電池組達(dá)到最佳充電效果。

采用這三種充電控制模式相結(jié)合管理模式，既可以充分利用太陽電池陣的輸出功率給蓄電池組充電，同時(shí)恒壓充電模式和涓流充電模式的引入，也可以保證蓄電池組處于最佳充電狀態(tài)，有利于蓄電池的可靠使用，延長蓄電池在軌循環(huán)壽命。其缺點(diǎn)是充電模式較多，充電管理較為復(fù)雜。

4 結(jié)束語

ATV 電源系統(tǒng)繼承了伽利略衛(wèi)星電子系統(tǒng)（Galileo Avionica）的部分成熟技術(shù)，采用模塊化設(shè)計(jì)，兩域調(diào)節(jié)，蓄電池充電控制具備全充電、恒壓充電、涓流充電3種模式。其中太陽翼采用X 構(gòu)型布局，電源調(diào)節(jié)配電單元與太陽電池電路連接采用交叉布局設(shè)計(jì)，可以有效避免太陽翼受遮擋或較大太陽入射角變化帶來的影響，對于我國軌道機(jī)動航天器和交會對接飛行器電源系統(tǒng)的設(shè)計(jì)具有重要的借鑒意義。

（References）

［1］J Y Heloret，P Amadieu.The European Automated Transfer Vehicle-an overview［C］／／50thIAF Congress.Paris：IAF，1999：1-5

［2］J Y Heloret，G Debas.Overview of the development of the European Automated Transfer Vehicle［C］／／53rdInternational Astronautical Congress.Texas：IAC，2002：1-23

［3］P Casiez，A Joulot，L Rochas.Overview of the electrical and thermal power management of ATV［C］／／52th IAF Congress.Paris：IAF，2001：1-11

［4］E Ferrando，L Brambilla，R Contini.The electrical part of the solar generator of Automated Transfer Vehicle solar array［C］／／3rdWorld Conference on Photovoltaic Energy Conversion.Osaka：WCPEC，2003：813-816

［5］Craig S Clark，Alan H Weinberg.The design and performance of a power system for the Galileo system test bed GSTB-V2A［C］／／7thEuropean Space Power Con-ference.Paris：ESA，2005：589

［6］Antonio Ciccolella，Thierry Blancquaert.Power interface characterisation between the Russina service module and the ESA Automated Transfer Vehicle［C］／／6th European Space Power Conference（ESPC）.Paris：ESA，2002：1-6

［7］A Polli，A Antimiani，M Magnifico.Power conditioning and distribution unit for Automated Transfer Vehicle［C］／／6th European Space Power Conference（ESPC）.Paris：ESA，2002：1-8