航天器电源系统设计作业哈工大.docx

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航天器电源系统设计作业哈工大

航天器电源系统设计作业

1.电源系统在主电源、储能电源、功率调节三方面的方案初步设计步骤包括哪些方面。

确定电源系统的技术指标要求

首先要充分了解飞行任务特点、航天器结构构型方案、工作寿命要求、有效载荷方案，从而确认航天器总体对电源系统的设计要求：

电源系统的任务、供电要求（长期功率,峰值功率,平均功率,脉冲功率）、工作寿命及可靠性要求、质量及体积要求、环境试验要求、研制经费和航天器总体的制约条件等。

①主电源的方案选择与设计包括：

太阳电池类型（品种和规格）、太阳电池阵的布局及安装方式（本体安装、单轴跟踪、双轴跟踪）、太阳电池阵输出功率预估、太阳电池阵的质量和面积预估、可靠性、安全性要求和可靠度指标预估、与航天器其它分系统的机、电、热接口要求、与地面支持设备间的机、电、热接口要求

②储能电源的方案选择与设计包括：

蓄电池的类型（品种和规格）、蓄电池组的组成形式、蓄电池组容量、放电深度要求（满足各种工况下的航天器对功率的需求）、蓄电池组的最大输出功率需求、蓄电池组充放电循环寿命需求、蓄电池组的质量和体积预估、可靠性、安全性要求和可靠度指标预估、与航天器其它分系统的机、电、热接口要求、与地面支持设备间的机、电、热接口要求

③功率调节的方案选择与设计包括：

能量传输方式（直接能量传输系统、峰值功率跟踪系统）、母线电压调节方式（不调节、半调节和全调节母线）、母线电压的选择和母线供电品质要求、太阳电池阵、蓄电池组的功率调节与控制方式、电源控制设备的质量和体积预估、可靠性、安全性要求和可靠度指标预估、与航天器其它分系统的机、电、热接口要求、与地面支持设备间的机、电、热接口要求

2.空间环境对电源系统的影响包括哪些方面。

针对原子氧侵蚀影响、等离子体环境的表面充放电影响的预防措施。

①地球空间环境：

引力场、中性大气、真空、电离层、磁场与磁层、高能粒子辐射环境、微流星体和空间碎片

（1）对轨道的影响：

地球引力场、高层大气、日月摄动、太阳辐射压力

（2）对姿态的影响：

地球磁场、高层大气、地球引力场、太阳辐射压力

（3）空间环境对结构和材料的影响：

辐射损伤（电磁辐射损伤；高能粒子辐射损伤）、材料放气、污染、材料表面原子氧侵蚀、撞击损伤、接触表面黏着和冷焊

（4）空间环境对航天器的充电和放电影响：

真空放电、表面静电充放电、体内放电、低压放电

（5）空间环境对电子器件的影响：

热环境、辐射损伤、单粒子事件

（6）空间环境影响对航天器研制各阶段的要求：

可行性论证阶段、方案设计阶段、研制阶段、发射阶段、运行阶段、发生异常和故障阶段

（7）空间环境对电源系统的影响：

太阳总辐照度变化的影响、化学损伤的影响、高能带电粒子的辐射损伤影响、等离子体环境的表面充放电影响、机械损伤的影响、温度环境的影响、空间污染的影响

②原子氧侵蚀影响的预防措施：

（1）选用抗原子氧侵蚀能力强的互联材料，或选择满足任务寿命要求的互连片的厚度，同时开展地面验证试验。

（2）选择满足航天器任务寿命要求的太阳电池阵基板绝缘膜（聚酰亚胺膜）的厚度。

（3）通过太阳电池阵在航天器的总体布局设计，减小迎风面积，从而减小原子氧累计通量。

③等离子体环境的表面充放电影响的预防措施

对太阳电池阵电路、太阳电池阵结构和机构、以及其它金属部件，均需要采取接地措施，实现太阳电池阵各部件与航天器星体结构的等电位设计。

3.结合恒流源、恒压源、以及太阳电池的伏安特性曲线，说明三者对于阻性负载的输出特性，比较三者输出特性的差别。

对于恒流源特性曲线，阻性负载的电流不随阻值变化而变化，电压与电阻值成正比；对于恒压源特性曲线，阻性负载的电压不随阻值变化而变化，电流与电阻值成反比；对于太阳电池特性曲线，阻性负载的电流与电压都随阻值的变化而变化，且电流与电压的乘积也在变化。

4.结合不调节母线的直接能量转换系统拓扑结构，利用太阳电池阵的伏安特性曲线，说明在给阻性负载供电的同时，利用分流器限制蓄电池的最高充电电压的原理。

随着蓄电池的充电电压升高，蓄电池的充电电流逐渐下降。

当蓄电池充电电压接近Vmp时，通过开启分流器（并联电阻）来调整蓄电池的充电电流（相当于形成一个等效的负载特性曲线并与最大功率点相交），则蓄电池充电电流逐渐降为0，蓄电池电压稳定在Vmp。

5.结合不调节母线的直接能量转换系统拓扑结构，利用太阳电池阵的伏安特性曲线，说明太阳电池阵在出地影（半影）过程中，太阳电池阵与蓄电池组联合给阻性负载供电的原理。

当航天器在出地影过程中（半影阶段），会发生太阳电池阵与蓄电池组联合给负载供电的情况，此时太阳电池阵的输出电压受到蓄电池组的放电电压的钳位，以与蓄电池组放电电压相同的电压对负载输出电流，不足的电流由蓄电池组对负载进行补充放电。

6.利用太阳电池阵随工作温度而发生变化的伏安特性曲线，说明利用分流器调节等效负载特性曲线，实现太阳电池阵的电压的稳定输出的原理。

7.利用太阳电池阵在寿命初期和寿命末期的伏安特性曲线，说明利用分流器调节等效负载特性曲线，实现太阳电池阵的电压的稳定输出的原理。

针对太阳电池特性曲线在寿命初期和末期的变化，通过调节相应阻值的电阻（可调节的分流器），进行富裕电流的分流，达到调整等效负载特性曲线的效果，实现了输出电压的恒定。

8.太阳电池阵的电路布局设计的基本原则。

（1）综合考虑太阳电池阵基板的形状、压紧及展开机构占用空间、太阳电池片形状等方面因素，确定电路的整体走向。

（2）便于电池片的串联及并联连接操作，提高布片率。

（3）电路的走向应使整个太阳电池阵产生的总磁矩最小。

（4）各条电路的电性能设计应考虑到太阳电池阵的不同区域可能存在的较大的温差、以及局部阴影遮挡的影响。

（5）位于太阳电池阵背面的电缆及接插件的布局应满足与整星电缆的连接与操作要求。

（6）位于太阳电池阵背面的隔离二极管组件的布局应选择在高温工况下基板背面温度最低的位置。

9.结合太阳电池电路布局原理图，说明太阳电池阵电路的磁矩设计的基本原则。

采用镜面映射原理进行最小磁矩设计：

使相对称的电路组件的电流值相同，电流方向呈现镜面对称；对应电路所包围的面积也相同；对应的背面电缆的走向布局也镜面对称。

使每个电路产生的磁矩与镜面对称的电路相互抵消，使两个太阳翼的总磁矩、单翼或单板的磁矩均达到设计指标要求。

10.太阳电池阵电路中隔离二极管和电池片的集成旁路二极管的作用。

①隔离二极管：

在每路太阳电池阵电路中，均串联隔离二极管，其主要作用为：

（1）将互相并联的太阳电池电路进行隔离，防止：

1）当某一路太阳电池组件与太阳电池阵的基板等结构件发生短路故障时，该路电池组件会影响其它并联电路的正常工作。

2）当某一路太阳电池组件受到阴影遮挡时；该路电池组件会影响其它与其并联的太阳电池电路的正常工作。

（2）将太阳电池电路与供电母线进行隔离。

如果没有使用隔离二极管将太阳电池阵的输出端与电源系统的供电母线进行隔离，则在阴影期由蓄电池组放电供电时，整个太阳电池阵就成为蓄电池组的负载，造成电池阵电路损坏。

②集成式旁路二极管：

通常采用集成式旁路二极管与太阳电池直接集成在一起，使太阳电池互联方便，提高了组装效率和可靠性。

根据旁路二极管所保护电池与所集成电池的关系，集成式旁路二极管分为相邻式旁路二极管和本体式旁路二极管。

前者通过互联条的连接，旁路保护下一片太阳电池；后者直接保护与之集成的本体太阳电池。

11.太阳电池阵结构设计的基本要求。

1）太阳电池阵的展开形式、重量、尺寸应满足航天器的总体要求，收拢时的包络尺寸应在运载火箭的整流罩的动态包络范围内。

2）太阳电池阵应满足强度、刚度要求，在各种力及热环境下，应保证太阳电池阵不发生结构性的破坏或永久变形。

3）太阳电池阵在收拢状态的基频、在展开状态的基频应满足设计的规定要求，保证在发射阶段不与航天器本体产生耦合振动，在轨运行时不对航天器的姿态控制系统产生干扰。

4）太阳电池阵应满足与航天器本体及与地面支持设备的机械接口要求。

5）太阳电池阵的结构部分应与太阳电池阵的电气部分相互协调：

基板压紧点的数量、位置和大小应与太阳电池阵的电路的布局相协调；基板表面平面度应满足电池片的贴片要求。

6）压紧释放机构应保证太阳电池阵的可靠释放，不容许产生电池片的碎片和污染。

7）展开锁定机构应保证太阳电池阵的顺利展开与锁定，展开过程中无碰撞；展开时间和展开冲击载荷应满足设计规定要求；展开后太阳电池阵的整体平面度应在设计容许范围内。

12.锂离子蓄电池组的主要失效模式。

（1）短路：

瞬间大电流放电，造成蓄电池单体过热及气涨等现象，严重时会爆炸或燃烧。

造成短路的主要原因可能是单体蓄电池内部隔膜损坏或者过充电时锂枝晶刺破隔膜。

（2）过充电：

如果锂离子蓄电池单体的充电电压高于4.8-5.2V，就会发生过充电现象。

过充电会导致电池内部有机电解液分解产生气体，蓄电池发热，严重时发生爆炸。

（3）过放电：

如果单体电池的放电电压低于2V，就会发生过放电现象。

过放电会改变蓄电池正极材料的晶格结构，使负极铜集流体氧化，氧化产生的铜离子在正极还原使正极失效。

（4）电性能衰减：

长期过充电或放电深度过高，会使单体蓄电池的内阻缓慢增加，导致放电容量和放电终压缓慢下降。

13.锂离子蓄电池组的充电控制保护措施。

（1）锂离子蓄电池组的电压限压保护：

当锂离子蓄电池组的充电电压大于整组电池的最大允许充电电压值时，充电控制器转入电池组的恒压充电方式，避免锂离子蓄电池组的过充电。

（2）锂离子蓄电池单体的电压限压保护：

在锂离子蓄电池组充电过程中，当单体电池中的任意一节的电压高于锂离子单体电池的最大允许充电电压值时，充电控制器转入电池组的恒压充电方式，避免锂离子蓄电池单体的过充电。

（3）蓄电池组的限流充电保护：

当太阳电池阵输出功率紧张，使充电电流小于充电限流值时，充电控制器在保证母线电压稳定的情况下，自动调节（减小）充电电流。

而当太阳电池阵输出功率富裕，能够提供更大的充电电流时，充电控制器将充电电流调节（恒定）为所设定的充电电流限流值，避免出现不希望的大电流充电。

（4）单体电池的均衡充电保护：

在锂离子蓄电池组充电过程中，通过均衡充电控制电路对锂离子蓄电池组的各个单体电池进行均衡充电，保证各蓄电池单体在充电过程中的充电电压的均匀一致性。

14.结合电路原理图，说明锂离子蓄电池组的单体电池均衡充电方法。

首先由电源系统下位机来自动检测蓄电池组的每个单体电池的电压，计算出各单体间的电压差。

当最高单体电池电压与最低单体电池电压之间的电压差大于60mV时，电源下位机发出控制信号，接通单体电压高的单体电池的旁路分流电路，减少其充电电流，从而降低该单体的充电电压的上升速度，达到均衡充电的目的。

15.给出不调节母线的直接能量转换系统和全调节母线的直接能量转换系统的典型电路拓扑结构，比较两类拓扑结构的特点、优缺点。

（1）不调节母线的直接能量转换系统的电路拓扑结构：

1）属于直接能量转换系统（DET）2）采用分流方式调节蓄电池组的充电电流和恒压阶段的电压3）母线电压等于蓄电池组工作电压（钳位），属于不调节母线4）电源控制系统简单，质量小，无充电及放电效率损耗5）太阳电池阵的能源利用率低，仅适用于微型航天器。

（2）全调节母线的直接能量转换系统：

1）直接能量转换系统，采用分流调节器调节光照期的母线电压，采用放电调节器调节地影期的母线电压，无论光照期还是地影期，母线电压都是稳定的，属于全调节母线；2）有充电和放电效率损耗，太阳电池阵能源利用率有所提高；3）蓄电池组设计不受母线电压的约束。

适用于大中小航天器。

16.给出全调节母线的直接能量转换系统（S3R）和全调节母线的峰值功率跟踪系统（PPT）的典型拓扑结构，比较两类拓扑结构的特点、优缺点。

①全调节母线的直接能量转换系统（S3R）的典型拓扑结构

优点：

（1）采用开关分流器，分流调解产生的热耗较低。

（2）采取多级分流器冗余设计，避免了单点失效故障。

（3）实现了全调节母线控制，母线电压稳定。

（4）易于实现模块化设计，可根据负载功率的需求，通过分流、充电、放电模块的组合与扩展来适应新的任务需求。

缺点：

（1）蓄电池组通过充电调解器和放电调节器与供电母线相连接，存在充电和放电能量的传输效率问题。

（2）全调节母线控制使母线电压围绕一个固定电压在小范围内变化，无法跟踪太阳电池阵的最大功率点。

②全调节母线的峰值功率跟踪系统（PPT）的典型拓扑结构

优点：

（1）既克服了S3R型电源系统充电调节器连接在母线上所带来功率损耗过大的缺点，又克服了混合型功率调节技术使用独立充电阵带来的太阳电池阵综合利用效率较低的缺点。

（2）蓄电池组通过充电控制器直接接到分阵的输出端，与S3R型电源系统相比，简化了充电电路设计，提高了充电效率；降低了充电电路复杂性、体积、重量、热耗，提高了可靠性。

（3）适合于模块化设计，具有较强的扩展能力。

（4）与S3R型电源系统一样，可以适用于高、中、低（包括太阳同步轨道）轨道卫星任务。

缺点：

（1）仅适用于蓄电池电压低于母线电压的供电体制。

（2）太阳电池阵给蓄电池组充电时，太阳电池阵输出电压被蓄电池电压钳位，太阳电池阵的工作点没有位于最大功率点，因此对蓄电池充电时，太阳电池利用率下降。

（3）虽然S4R型充电调节效率很高，但考虑到太阳电池阵利用效率在内的综合充电效率并不十分高。

（4）当蓄电池电压与母线电压接近时，综合充电效率可以接近或超过S3R型电源系统。

17.结合原理图，说明太阳电池阵的部分/线性分流调节器的工作原理，利用太阳电池阵的伏安特性曲线，描述阻性负载情况的分流器不分流、分流、截止三种工作状态。

分流调整管跨接在太阳电池阵的串联电路的一部分电路上。

当分流调整管完全导通时，太阳电池阵下部电路的电压为零，只要太阳电池阵上部电路的开路电压不超过供电母线的电压，则太阳电池阵上部电路的电流就无法输出到供电母线上，也就达到了将该太阳电池阵电路的电流进行完全分流的效果。

为实现部分/线性分流调解的目的，必须合理划分上阵和下阵的比例，即合理选择对太阳电池阵进行部分分流控制的抽头点的位置。

分流器的三种工作状态：

（1）不分流状态：

分流电路截止，IL=0、IU不为0

（2）线性分流状态：

分流电路线性工作，IL、IU均不为0（3）全分流状态：

分流电路完全导通，IU=0、IL不为0

18.结合原理图，说明太阳电池阵的脉宽调制型S3R分流调节器和多级分流器的工作原理，分析这种分流调节器的优缺点。

在任何时刻也只有一级分流电路工作在开关分流状态，其余各级或导通（全分流状态）或截止（不分流状态）。

1）锯齿波电压低于母线误差电压的分流电路处于导通状态，将对应的太阳电池分阵的功率分流掉。

分流的优先顺序是从第一级分流器开始，逐级向上。

2）锯齿波电压高于母线误差电压的分流电路处于截止状态，这些分流电路所对应的太阳电池分阵的功率全部输出到母线。

供电的优先顺序是从最高一级分阵开始，逐级向下。

3）各级分流电路之间设计有电压死区，即各级的锯齿波信号不会重叠，可防止出现相邻两级分流器同时处于开关分流状态。

优点：

（1）分流器在分流过程中仅处于开或者关的状态，而不是线性分流器的线性工作状念，使得分流器的发热量很小。

（2）采用开关分流，单级的分流电流能力可达到5-7A，因此分流级数可以大大减少，电池阵进入星体的电路对驱动机构的滑环数量要求降到最低，因此分流器可以安装在星体内部，实现电源控制器的一体化设计。

缺点：

（1）开关分流电路使母线纹波电压增大，系统电磁兼容性差。

（2）分流器单级对应的太阳电池分阵的输出功率较大，一旦分流开关管短路，会使太阳电池阵损失较多的功率。

19.结合航天器从地影期进入到光照期的光照条件变化过程，描述全调节母线系统在三域控制功率调节下的电源系统的放电、充电、分流的供电关系的变化过程以及对应的母线电压的变化情况。

航天器从地影期到光照期过程中功率调节状态变化过程：

1）0-A：

航天器处于地影区，其能量完全由蓄电池提供，功率调节处在BDR模式，母线电压稳定于放电域。

2）A-B：

航天器开始出地影，太阳电池阵开始供电（开始联合供电），但能量较低，航天器的供电仍以蓄电池放电为主，功率调节处在BDR模式，母线电压开始回升，但仍处于放电域。

3）B-C：

航天器处于出地影过程中，太阳电池阵输出功率继续增大，蓄电池输出功率逐渐减小，航天器由太阳电池阵和蓄电池共同联合供电，功率调节仍处在BDR模式，母线电压进一步回升，但仍处于放电域。

4）C-D：

航天器仍处于出地影过程中，但随着光强的增加，太阳电池阵的输出功率增加到刚好满足负载功率，此时航天器完全由太阳电池阵供电。

BDR模式结束，母线电压回升，进入到BDR模式和BCR模式之间的死区。

5）D-E：

航天器仍处于出地影过程中，电池阵输出功率开始略大于负载功率，此时蓄电池组不充电，分流器也不分流。

母线电压进一步回升，但仍处于BDR模式和BCR模式之间的死区。

6）E-F：

航天器仍处于出地影过程中，太阳电池阵输出功率大于负载功率，此时蓄电池组开始充电，但充电电流小于恒流充电的电流，即充电电流处于跟随状态（仅吸收掉较小的富裕功率），功率调节进入BCR模式，母线电压进入到充电域。

7）F-G：

航天器仍处于出地影过程中，电池阵输出率增加到刚好满足负载和蓄电池恒流充电电流的要求，蓄电池组处于恒流充电状态，功率调节处于BCR模式，母线电压开始进入BCR模式和S3R模式之间的死区。

8）G-H：

航天器仍处于出地影过程中，电池阵输出功率继续增加，除满足负载功率和蓄电池恒流充电电流外，还略有微小的剩余，此时分流调节器仍然没有工作，母线电压仍处于BCR模式和S3R模式之间的死区。

9）H-I：

航天器进入光照期，电池阵输出率继续增加，已经大于负载功率和蓄电池恒流充电的功率之和，功率产生了较大的剩余，此时第一级分流调节器开始工作，功率调节处于S3R模式，母线电压上升进入分流域。

20.航天器的发射窗口及轨道参数、结构和总体布局对电源系统产生哪些制约因素。

航天器的发射窗口及轨道参数影响太阳电池阵的太阳入射角、决定每个轨道周期内蓄电池组的放电时间和充电时间、决定蓄电池组的循环寿命，航天器的姿态控制方式决定了太阳电池阵的布局及安装方式。

航天器的结构和总体布局决定电源系统的发电装置、贮能装置、电源控制设备及各用电设备的安装位置，约束太阳电池阵的外形和尺寸，同时应满足蓄电池组的散热和更换要求。

21.给出太阳同步正午轨道、太阳同步晨昏轨道、低倾角轨道的典型的角变化规律，并提出相应的太阳电池阵的布局方案建议。

太阳光线矢量与轨道面的夹角称为β角

（1）太阳同步正午轨道角变化规律

（2）太阳同步晨昏轨道角变化规律

（3）低倾角轨道角变化规律

22.简述低轨道航天器的电源系统多圈能量平衡的原理，并给出计算方法。

原理：

在负载功率较重的几圈轨道周期内，由于蓄电池组的放电深度增加而充电能量减少，出现了能量亏损，能量当圈不能实现平衡，因此蓄电池组的累计放电深度逐渐增加；而在后续的负载功率较轻的几圈轨道周期内，可以利用富余的功率对蓄电池组持续充电，陆续将蓄电池组充满电，达到在多圈充电后的能量平衡。

计算方法：

此式表明，该航天器在n个轨道周期内达到了能量平衡。

必须指出，蓄电池组在达到能量平衡前所产生的累计放电深度，不能超过蓄电池组的最大允许放电深度。

23.某型航天器，运行于高度500km、降交点地方时为10:

00的太阳同步圆轨道上，轨道周期95分钟，最长地影35分钟，运行寿命2年。

电源系统采用全调节母线的直接能量传递系统拓扑结构，母线电压工作范围为301V。

太阳电池阵选用三结砷化镓太阳电池，最高工作温度为95度。

太阳翼采用单轴驱动对日定向，最大入射角为34度。

蓄电池选用一组锂离子蓄电池组。

卫星负载的长期功率为200W。

有效载荷光学相机工作时的峰值负载功率为400W，在光照期工作5分钟。

数传系统工作时的峰值负载功率为500W，在地影期工作10分钟。

根据以上数据，初步设计规划：

太阳电池电路的串、并联数，以及在标准光强下的寿命初期和寿命末期的输出功率。

蓄电池组的串联数，蓄电池组的最小容量及建议的额定容量，蓄电池组的最小（平均）恒流充电电流，以及建议的充电电流设计值，蓄电池组的平均放电电流。

（注：

太阳电池损失因子近似参照700km太阳同步轨道2年寿命末期的太阳电池损失因子）