蔡曉東,杜 青,夏 寧,王 超,楊 祎

(北京空間飛行器總體設(shè)計部,北京 100094)

0 引 言

嫦娥五號任務(wù)作為中國復(fù)雜度最高、技術(shù)跨度最大的航天系統(tǒng)工程，首次實現(xiàn)了中國地外天體采樣返回。作為中國首次月面無人自動采樣返回任務(wù)，在整個在軌飛行過程中，供配電系統(tǒng)的主要任務(wù)是為探測器產(chǎn)生、貯存和分配電能，以滿足探測器在整個飛行過程中的一次電源供電、配電需求；提供指令母線的變換與分配；提供運載火箭和探測器間，軌道器與著陸器、返回器間，著陸器與上升器間，以及各用電設(shè)備間的電氣接口；通過低頻電纜網(wǎng)實現(xiàn)功率和信息的傳遞，并構(gòu)成完整可靠的接地系統(tǒng)。

嫦娥五號任務(wù)屬于探月三期工程，是探月工程“繞、落、回”三步走中的最后一步。探月一期、探月二期實現(xiàn)了月球概貌探測、月球軟著陸以及月表巡視勘察。與探月一期、二期工程相比，探月三期工程要實現(xiàn)的月面無人自動采樣返回任務(wù)更為復(fù)雜，給探測器設(shè)計帶來很大的挑戰(zhàn)[1-9]。根據(jù)探測器總體方案，供配電系統(tǒng)設(shè)計的難點主要表現(xiàn)在以下幾個方面：

1)供電需求復(fù)雜，工作模式多[10-12]。整個探測器由軌道器、上升器、著陸器和返回器構(gòu)成，除存在四器組合體、單器獨立工作狀態(tài)外，還存在著陸上升組合體、軌返組合體、軌返組合體與上升器交會對接等工作狀態(tài)。供配電系統(tǒng)需保證多器、多工作模式條件下的能源穩(wěn)定供給。

2)供配電接口復(fù)雜[11-12]。供配電接口包括內(nèi)部供電接口、各器間供電接口、器箭供電接口、器地供電接口等。由于多器組合體航天器存在器器分離、交會對接等過程，供電、信息、測試接口多，同時受探測器質(zhì)量制約，給艙段間、器箭、器地電接口設(shè)計帶來較大的困難。

3)質(zhì)量約束嚴(yán)苛[11-14]。深空探測器受運載能力制約質(zhì)量要求嚴(yán)苛，其中可見報道的“奧德賽”火星探測器供配電系統(tǒng)質(zhì)量在整個探測器中的占比為11.9%，嫦娥一號、二號探測器質(zhì)量占比9.9%，嫦娥三號、四號探測器質(zhì)量占比4%；嫦娥五號相比探月二期任務(wù)，新增了月面采樣、起飛、月球軌道交會對接、月地轉(zhuǎn)移和再入回收等多個關(guān)鍵環(huán)節(jié)，任務(wù)復(fù)雜程度大大增加，供配電系統(tǒng)質(zhì)量占比指標(biāo)進(jìn)一步降低為3.9%，現(xiàn)有技術(shù)無法滿足任務(wù)需求，必須從系統(tǒng)構(gòu)架和單機(jī)設(shè)計兩方面開展優(yōu)化設(shè)計和減重工作，提高探測器的能源利用率。

本文結(jié)合嫦娥五號探測器主要任務(wù)特點，概述了多器供配電系統(tǒng)的功能需求、多器聯(lián)合供電方案設(shè)計，重點介紹了能量平衡仿真分析、多母線融合控制、集成化功率調(diào)節(jié)與配電單元設(shè)計、蓄電池組在軌保護(hù)、故障診斷與處置和容量實時評估技術(shù)4種關(guān)鍵技術(shù)，并給出了地面和在軌驗證結(jié)果。

1 多器組合一體化供配電系統(tǒng)設(shè)計方案

1.1 功能要求和性能需求

供配電系統(tǒng)需具備功能如下，性能指標(biāo)見表1。

1)滿足探測器在軌飛行過程中的一次電源供電和配電需求；

2)軌道器與著陸器之間具有雙向并網(wǎng)供電能力；

3)上升器與著陸器分離前，兩器聯(lián)合供電；分離后上升器獨立供電；

4)返回器與軌道器分離前接收軌道器供電并具有并網(wǎng)供電能力，分離后返回器獨立供電至著陸后48 h；

5)為探測器提供指令電源，為探測器火工品提供起爆控制，為各分離面電連接器提供電分離控制。

表1 探測器供配電系統(tǒng)主要技術(shù)指標(biāo)Table 1 Main technical parameters of detectorpower supply and distribution

續(xù)表1

1.2 多器組合供配電方案設(shè)計

1.2.1多器組合式供配電拓?fù)湓O(shè)計

綜合考慮整器負(fù)載功率需求、質(zhì)量限制和太陽電池發(fā)電利用率，除返回器采用單母線供電體制外，軌道器、著陸器和上升器均采用全調(diào)節(jié)和不調(diào)節(jié)雙母線供電體制，探測器供配電方案的結(jié)構(gòu)框圖如圖1所示[13-18]。

圖1 探測器供配電結(jié)構(gòu)框圖Fig.1 Block diagram of structure of power supply and distribution

軌返組合體和著陸上升組合體之間采用隔離并網(wǎng)供電方式，實現(xiàn)雙向供電和功率地隔離[14-15,19]；軌道器與返回器采用單向供電方式。軌道器配置一組120 Ah鋰離子蓄電池組，返回器配置一組40 Ah鋅-氧化銀電池組(一次性電池組)。在軌返組合體聯(lián)合飛行期間，軌道器通過器間分離電連接器為返回器內(nèi)部負(fù)載設(shè)備長期供電，在軌返組合體分離前，通過切換開關(guān)轉(zhuǎn)為返回器自帶鋅-氧化銀電池組供電。著陸上升組合體采用聯(lián)合供電設(shè)計，復(fù)用一組鋰離子蓄電池組和放電調(diào)節(jié)器(Battery discharge regulator，BDR)。鋰離子蓄電池組容量80 Ah，位于上升器內(nèi)，同時滿足艙段組合飛行和獨立飛行時的供電需求，極大程度減少了對整器質(zhì)量資源的占用。

著陸器、上升器均選擇太陽電池陣-蓄電池組聯(lián)合供電方案，著陸器與上升器復(fù)用一組鋰離子蓄電池組。著陸器與上升器分離前，上升器太陽電池陣一直處于收攏狀態(tài)，著陸器太陽電池陣和上升器蓄電池組組成聯(lián)合電源，在著陸下降前由著陸器太陽電池陣給蓄電池組充電，以滿足動力下降段的大負(fù)載能源需求；月面工作段，單側(cè)上升器太陽電池陣外板受照，著陸器太陽電池陣、上升器太陽電池陣和上升器蓄電池組組成聯(lián)合電源，以滿足著上組合體月面采樣和上升器月面起飛前的能源需求；著陸器與上升器分離后，著陸器無儲能裝置。上升器入軌后，展開太陽電池陣，上升器太陽電池陣和上升器蓄電池組組成聯(lián)合電源，以滿足交會對接段的能源需求。

1.2.2多器組合式航天器接地設(shè)計

嫦娥五號在任務(wù)過程中包括多次器-器分離過程以及一次月球軌道交會對接過程，接口關(guān)系復(fù)雜，使得探測器在接地設(shè)計中與常規(guī)航天器相比，具有以下特點：在探測器系統(tǒng)接地設(shè)計時既要滿足單器飛行(如上升器月面起飛后至交會對接前、返回器軌返分離后至落地)時單點接地要求，也要滿足多器組合飛行階段(如四器聯(lián)合飛行、軌返組合體聯(lián)合飛行、著上組合體聯(lián)合飛行)單點接地要求。為了確保航天器零電平基準(zhǔn)，系統(tǒng)設(shè)計了一種開關(guān)與電阻并聯(lián)的接地狀態(tài)柔性切換電路，通過對不同艙段開關(guān)分時控制，實現(xiàn)多器組合工作狀態(tài)和獨立工作狀態(tài)單點接地。

探測器系統(tǒng)一次電源接地設(shè)計如圖2所示。軌道器在數(shù)據(jù)接口單元(Data interface unit, DIU)設(shè)置軌道器單點接地點，著陸器在功率調(diào)節(jié)與配電單元(Power control distribution unit,PCDU)設(shè)置著陸器單點接地點，上升器在PCDU設(shè)置上升器單點接地點，返回器在配電控制單元設(shè)置返回器單點接地點；在四器組合體飛行階段，軌返組合體在軌道器內(nèi)采用單點接地，著上組合體在著陸器內(nèi)采用單點接地；著陸器與上升器分離后，將上升器接地開關(guān)接通，上升器一次電源回線在PCDU單點接地；軌道器與返回器分離后，將返回器接地開關(guān)接通，返回器一次電源回線在配電控制單元單點接地。

圖2 探測器一次電源接地設(shè)計Fig.2 Power supply grounding design of the probe

1.2.3交會對接靜電釋放設(shè)計

軌返組合體與著上組合體分離后，上升器與軌返組合體所經(jīng)歷的空間環(huán)境不同，由于表面帶電效應(yīng)，使得上升器結(jié)構(gòu)與軌返組合體結(jié)構(gòu)之間的電位不一致。如果上升器與軌返組合體之間直接進(jìn)行對接，兩器之間電勢差會導(dǎo)致交會對接機(jī)構(gòu)通過較大的電流，從而使上升器和軌返組合體“零”電位發(fā)生波動，影響航天器飛行安全。

為了避免對接過程中大電流放電導(dǎo)致“零”電位波動，采用了被動放電措施，具體方法如圖3所示。通過10～20 kΩ電阻接軌道器結(jié)構(gòu),將交會對接機(jī)構(gòu)與軌道器結(jié)構(gòu)絕緣安裝。在交會對接時，上升器與軌返組合體所帶的電荷經(jīng)過電阻流到上升器和軌道器結(jié)構(gòu)，大大降低瞬間接觸引起的電壓波動，提高探測器的安全性。

圖3 交會對接器間靜電釋放設(shè)計Fig.3 Design of electrostatic discharge for spacecraft rendezvous and docking

2 主要關(guān)鍵技術(shù)

2.1 能量平衡仿真分析

探測器在軌經(jīng)歷11個飛行階段，根據(jù)光照條件和負(fù)載功率需求可知，著上組合體動力下降段和軌返組合體與上升器交會對接段能源最緊張。動力下降段為確保著陸器太陽電池陣能夠承受落月沖擊載荷，需在落月前將太陽電池陣收攏。同時，控制系統(tǒng)的落月敏感器開機(jī)，推力器短期功率增大，著上組合體在內(nèi)電狀態(tài)下放電電量大；交會對接段軌返組合體和上升器的姿態(tài)為對月定向，光照期太陽電池陣均無法實現(xiàn)對日正照，探測器本體對太陽電池陣形成遮擋，同時控制系統(tǒng)的對接敏感器開機(jī)，蓄電池組放電深度大。因此，需要建立精確的供配電鏈路模型，并對全任務(wù)階段探測器能量平衡情況進(jìn)行分析，以驗證系統(tǒng)方案的正確性。

供配電鏈路模型主要包括太陽電池電路、鋰離子蓄電池組、電源控制器和負(fù)載建模，此外還需要將軌道光照條件、在軌飛行程序作為輸入。

嫦娥五號太陽電池電路均采用能量轉(zhuǎn)化效率較高的三結(jié)砷化鎵電池，將其等效為電流源，則其產(chǎn)生的電流由下面的公式確定:

(1)

(2)

式中：Iph為光生電流;Is1為擴(kuò)散機(jī)制飽和電流;Is2為空隙層飽和電流;Is3為擴(kuò)散機(jī)制飽和電流;Rs為串聯(lián)內(nèi)阻;Rsh為并聯(lián)內(nèi)阻;A為等效二極管質(zhì)量因子;K為波耳茲曼常數(shù)(K=1.38×10-23J/K);I和V分別為端口電流和端口電壓;Isc為參考溫度和光照下的光生電流;G為光照強(qiáng)度;G0為參考光照強(qiáng)度;CT為溫度變換系數(shù);T和Tref分別為溫度和參考溫度。

鋰離子蓄電池組采用二階線性化電路模型進(jìn)行建模，由等效電壓源、等效內(nèi)阻、RC電路和自放電電阻組成，另外根據(jù)蓄電池組的充放電情況實時計算其容量、充放電循環(huán)次數(shù)等表征電池當(dāng)前狀態(tài)的物理量，如圖4所示。其中，電阻R1和電容C1并聯(lián)的組合可以反映電池的動態(tài)特性；電阻R2可以反映電池組的阻性；電動勢E反映電池的平緩放電平臺；輸出端并聯(lián)電阻R3來反映電池組自放電特性；溫度對電池性能的影響，可通過電阻和電容值與溫度的關(guān)系來反映。

電源控制器模型包含順序開關(guān)分流串聯(lián)調(diào)節(jié)器(Sequential switching shunt series regulator，S4R)、順序開關(guān)分流調(diào)節(jié)器(Sequential switching shunt regulator，S3R)、母線濾波器、BDR、主誤差放大器(Main error amplifier，MEA)、蓄電池組誤差放大器(Battery error amplifier，BEA)等，均采用簡化的電路模型，以提高仿真效率，負(fù)載采用恒功率型負(fù)載。

以著上組合體為例，構(gòu)建的能量平衡仿真模型如圖5所示。模型的輸入?yún)?shù)見表2，包括時間、全調(diào)節(jié)和不調(diào)節(jié)母線太陽電池陣輸出電流和負(fù)載功率、太陽電池陣入射角系數(shù)、光照遮擋系數(shù)。

圖5 著上組合體能量平衡仿真模型Fig.5 Energy balance simulation model of lander and ascender combination

表2 能量平衡仿真模型輸入?yún)?shù)Table 2 Input parameters of energy balance simulation model

經(jīng)仿真分析，著上組合體動力下降段和上升器交會對接近程段能量平衡分析結(jié)果如圖6所示，最大放電深度達(dá)83%，出現(xiàn)在交會對接近程段結(jié)束時刻，能源滿足任務(wù)需求。

圖6 能量平衡分析Fig.6 Energy balance simulation results

2.2 多母線融合控制技術(shù)

為了盡可能地提高太陽電池陣發(fā)電利用率，減少總量占用，根據(jù)雙母線負(fù)載功率需求，采用S4R電路和S3R電路相結(jié)合的方式進(jìn)行探測器供電，如圖7所示。4路S4R電路輸出既與全調(diào)節(jié)母線相連，又與不調(diào)節(jié)母線相連，優(yōu)先為全調(diào)節(jié)母線負(fù)載供電，在滿足全調(diào)節(jié)母線供電需求的前提下，為不調(diào)節(jié)母線負(fù)載供電的同時也為蓄電池供電，若太陽電池陣仍有剩余能量，則進(jìn)行對地分流；6路S3R充電分流電路輸出僅與不調(diào)節(jié)母線相連，為不調(diào)節(jié)母線負(fù)載供電的同時也為蓄電池充電，在滿足不調(diào)節(jié)母線用電需求的前提下，若太陽電池陣仍有剩余能量，則進(jìn)行對地分流。

圖7 雙母線融合控制原理圖Fig.7 Schematic diagram of double-bus syncretic control

為了避免全調(diào)節(jié)母線和不調(diào)節(jié)母線負(fù)載同時用電對S4R電路的競爭和干擾，S4R電路和S3R采用逆向分流法，即當(dāng)S4R電路為全調(diào)節(jié)母線供電時，分流順序為第4路至第1路；當(dāng)S4R電路為不調(diào)節(jié)母線供電時，分流順序為第1路至第4路，在第4路分流后再對S3R電路的1～6路依次開始分流。這種方式在保證S4R電路優(yōu)先為全調(diào)節(jié)母線供電的同時提高了太陽電池陣發(fā)電的利用率。

S4R控制電路包括全調(diào)節(jié)母線/不調(diào)節(jié)母線電壓取樣電路、充電調(diào)節(jié)控制電路、分流調(diào)節(jié)控制電路、MEA電路、BEA電路和驅(qū)動電路等。全調(diào)節(jié)/不調(diào)節(jié)母線電壓采樣值與目標(biāo)值做差后經(jīng)放大電路處理形成3路誤差信號，采用3取2表決電路得到MEA/BEA信號，一方面送入S4R控制邏輯電路實現(xiàn)全調(diào)節(jié)母線優(yōu)先供電控制，另一方面送入驅(qū)動電路與每路分陣分流基準(zhǔn)值進(jìn)行比較，通過對分流基準(zhǔn)值進(jìn)行設(shè)定即可控制每路分陣的調(diào)節(jié)順序。其中，S4R控制邏輯電路如圖8所示。

2.3 集成化功率調(diào)節(jié)與配電單元設(shè)計

嫦娥五號供配電系統(tǒng)具備功率調(diào)節(jié)、配電、火工品起爆、電分離控制和通信等功能，若按照傳統(tǒng)衛(wèi)星的配置方式研制多臺單機(jī)，設(shè)備間接口繁多、質(zhì)量資源占用大，無法滿足任務(wù)需求。采用集成化和輕小型化設(shè)計思路，將功率調(diào)節(jié)模塊(Power control unit，PCU)、配電和火工品控制模塊(Power distribution unit，PDU)與智能接口模塊(Intelligent interface unit，PIU)集成為一臺產(chǎn)品，如圖9所示。PCU實現(xiàn)在光照期對太陽電池陣的調(diào)節(jié)和在陰影期對蓄電池組放電調(diào)節(jié)；PDU實現(xiàn)對全調(diào)節(jié)、不調(diào)節(jié)母線負(fù)載的通斷電控制，火工品起爆和分離電連接器電分離控制；PIU采用主備機(jī)冷備份設(shè)計，實現(xiàn)遙控指令接收、遙測信號采集，為蓄電池組在軌保護(hù)、故障診斷與處置和容量實時評估提供軟件支持。同時，單機(jī)研制時通過模塊化設(shè)計、機(jī)箱選用輕質(zhì)高強(qiáng)度鋁鎂合金材料、采用匯流條、霍爾元件與印制電路板的一體化設(shè)計等方法，進(jìn)一步節(jié)約質(zhì)量資源。

圖9 集成化功率調(diào)節(jié)與配電單元設(shè)計原理圖Fig.9 Design schematic diagram of integrated power regulation and distribution unit

集成化和輕小型化設(shè)計大大減少了結(jié)構(gòu)、器件和電纜等質(zhì)量，同時簡化了系統(tǒng)內(nèi)部接口復(fù)雜程度，提高了探測器供電可靠性。

2.4 蓄電池組在軌保護(hù)、故障診斷與處置和容量實時評估技術(shù)

受質(zhì)量資源限制，嫦娥五號軌道器和上升器均采用一塊高比能量鋰離子蓄電池組(177.1 Wh/kg)作為儲能單元，上升器鋰離子蓄電池組在著上組合體模式下與著陸器復(fù)用，因而蓄電池組的工作狀態(tài)直接影響探測器的任務(wù)實施。在軌使用時，需避免鋰離子蓄電池組發(fā)生過充電和過放電，過充和過放會導(dǎo)致鋰電池內(nèi)部形成鋰枝晶，刺穿隔膜，造成內(nèi)阻短路，最終導(dǎo)致蓄電池組失效，對蓄電池組的電性能和循環(huán)壽命極為不利[17-18]。

為了有效延長鋰離子蓄電池組的使用壽命，提高供配電系統(tǒng)的可靠性，需要制定蓄電池組在軌保護(hù)、故障診斷與處置策略，實現(xiàn)對電池組的過充過放保護(hù)，同時對蓄電池荷電狀態(tài)進(jìn)行實時評估，為后續(xù)飛控任務(wù)的制定和推演提供支撐。針對探測器艙段組合體狀態(tài)多變、設(shè)備集成化程度高、在軌飛行程序及弧段復(fù)雜等特點，設(shè)計了蓄電池組充電切換控制、過放保護(hù)及恢復(fù)控制和容量實時評估策略:

1)充電切換控制：由PIU采取軟件控制的方式實現(xiàn)兩艙段復(fù)用鋰離子蓄電池組的充電電壓自主切換控制。在軌過程中，通過下位機(jī)自主檢測鋰離子蓄電池單體和組電壓，并與預(yù)設(shè)的單體電池電壓閾值相比較，當(dāng)某節(jié)單體電池出現(xiàn)失效時，通過自主調(diào)整充電終壓點電壓閾值的方法，實現(xiàn)各艙段給蓄電池組充電終壓的自動切換控制，控制流程如圖10所示。

圖10 蓄電池組在軌充電切換控制流程圖Fig.10 On-orbit charging switching control flow diagram of storage battery

2)過放保護(hù)及恢復(fù)控制：由PIU采用軟件控制的方式實現(xiàn)兩艙段復(fù)用鋰離子蓄電池組的過放保護(hù)和自主恢復(fù)供電控制。在軌過程中，通過下位機(jī)自主檢測蓄電池組電壓和單體電壓，并與預(yù)設(shè)的過放閾值相比較，采取不同艙段分級斷電保護(hù)控制；當(dāng)整器再次上電后，通過預(yù)設(shè)過放恢復(fù)電壓閾值，自主接通放電開關(guān)，從而恢復(fù)供電。

3)容量實時評估：由PIU通過安時計的方式實現(xiàn)兩艙段復(fù)用鋰離子蓄電池組設(shè)計形態(tài)下的蓄電池電量精細(xì)化計算。在軌過程中，通過連續(xù)采集、處理艙段內(nèi)、艙段間蓄電池組的充電電流與放電電流，并根據(jù)充電電流、放電電流實時計算蓄電池組產(chǎn)生的充電電量值與放電電量值以及當(dāng)前蓄電池組剩余電量值，實現(xiàn)多器復(fù)雜航天器能源系統(tǒng)的精細(xì)化計算和管理。

上述3種策略提升了探測器供配電系統(tǒng)的自主管理能力，有效防止在軌一節(jié)單體故障情況下鋰離子蓄電池組過充電，實現(xiàn)了蓄電池組過放保護(hù)和自主恢復(fù)供電控制，提升了多器航天器蓄電池組在軌狀態(tài)的精細(xì)化評估和管理能力，延長了鋰離子蓄電池的使用壽命，從而大大提高了探測器供配電系統(tǒng)的可靠性。

3 試驗驗證

3.1 多器供電模式驗證

在單機(jī)測試、系統(tǒng)聯(lián)合測試和整器AIT測試過程中，均對探測器各艙段供電模式的可靠性、安全性進(jìn)行了測試和驗證，相關(guān)遙測曲線如圖11所示。在上升器單器和著上組合體模式下，通過控制地面方陣功率的輸出和禁止，模擬在軌探測器進(jìn)出陰影區(qū)，從遙測曲線可以看出，進(jìn)出陰影期間蓄電池組轉(zhuǎn)內(nèi)電和充放電功能正常；在軌返組合體模式下，返回器轉(zhuǎn)內(nèi)電開關(guān)閉合前，軌道器為返回器供電，母線電壓穩(wěn)定，返回器轉(zhuǎn)內(nèi)電開關(guān)閉合后，返回器鋅氧化銀蓄電池組接入放電，軌道器全調(diào)節(jié)母線電流略有降低，兩器聯(lián)合為返回器負(fù)載供電；在四器組合體模式下，軌道器并網(wǎng)供電單元啟動后，并網(wǎng)供電單元輸出電壓和電流正常。單器和多器組合狀態(tài)下，供電模式測試結(jié)果與設(shè)計狀態(tài)一致。

3.2 太陽電池陣展開、光照試驗

為驗證探測器太陽電池電路供電通路狀態(tài)，地面測試階段太陽電池陣開展了展開、光照試驗。在地面燈陣開啟后，太陽電池陣輸出電流由0 A增大到3 A，電池電路供電通路正常。太陽電池陣地光照試驗遙測曲線如圖12所示。

圖12 太陽電池陣地面光照試驗遙測曲線Fig.12 Telemetry curve of solar array light ground test

3.3 火工品起爆控制功能驗證

為驗證PCDU火工品起爆控制功能，地面測試階段在橋絲輸出端連接火工品等效器，模擬火工品起爆瞬間產(chǎn)生的電流。該瞬態(tài)電流經(jīng)霍爾傳感器采樣并轉(zhuǎn)化為電壓信號被采樣保持電路捕獲，測試過程中起爆電流的遙測變化與設(shè)計狀態(tài)一致(見圖13和圖14)。

圖13 火工品起爆控制原理圖Fig.13 Schematic diagram of explosive ignition control

圖14 火工品起爆控制功能測試遙測曲線Fig.14 Telemetry curve of explosive ignition control function test

4 在軌飛行驗證

在嫦娥五號飛行任務(wù)過程中，供配電系統(tǒng)工作正常，性能指標(biāo)均滿足要求，圓滿完成了整個飛行階段和地面回收供配電任務(wù)。

探測器在軌飛行過程中，太陽電池陣的發(fā)電功率相比指標(biāo)有不低于5%的裕度。以近月制動段著陸器太陽電池陣輸出電流為例，在軌實測總輸出電流52.82 A，相比設(shè)計值46.53 A具有一定裕度，如圖15所示。

圖15 近月制動段著陸器太陽電池的輸出電流Fig.15 The output current of lander solar battery during the near-moon braking section

蓄電池組的放電深度變化趨勢與能量平衡分析一致，以地月轉(zhuǎn)移段上升器鋰離子蓄電池組放電深度為例，能量平衡仿真曲線和在軌遙測曲線對比情況如圖16、圖17所示。由于在軌工作時負(fù)載功率小于預(yù)期值，調(diào)姿過程中光照條件優(yōu)于分析值，導(dǎo)致實際放電深度比能量平衡分析值小。

圖16 地月轉(zhuǎn)移段鋰離子蓄電池組能量平衡仿真曲線Fig.16 Simulation curve of energy balance of Lithium-ion storage battery during the earth-moon transition

5 結(jié) 論

嫦娥五號探測器供配電系統(tǒng)實現(xiàn)了多器組合一體化供配電方案設(shè)計、多器組合式航天器接地設(shè)計、交會對接靜電釋放設(shè)計、能量平衡仿真分析、多母線融合控制、PCDU功能集成化設(shè)計以及蓄電池組在軌保護(hù)與容量實時評估等關(guān)鍵技術(shù)的突破。探測器供配電系統(tǒng)在軌工作正常、可靠，圓滿完成了中國首次月面無人自動采樣返回任務(wù)。多器組合一體化供配電系統(tǒng)的在軌成功驗證，為后續(xù)探月四期等復(fù)雜的探月工程及深空探測任務(wù)提供了良好的技術(shù)支撐，奠定了堅實的技術(shù)基礎(chǔ)。