一种增强故障容限能力的超大功率空间电源系统的制作方法

1.本发明涉及一种20kw超大功率空间电源系统，尤其是涉及一种增强故障容限能力的20kw超大功率空间电源系统。


背景技术：

2.空间电源系统为卫星的平台和载荷单体提供电能来源。空间电源系统通常采用太阳电池阵-蓄电池组系统，当卫星处于光照区时，太阳电池阵将光能转化为电能，由电源控制器中顺序开关分流调节器(s3r)进行功率调节后给卫星供电，并通过蓄电池充电调节器(bcr)蓄电池组进行充电；当卫星处于阴影区，蓄电池组经过电源控制器中蓄电池放电调节器(bdr)向卫星载荷供电。
3.传统空间电源系统通常能为整星提供10kw的功率能力，但不能满足20kw以上的功率需求。此外，传统s3r拓扑可能导致一个分流级的功率损失，bcr和bdr拓扑中存在单点环节，随着卫星功率等级的增加，必须进一步提升电源系统的故障容限能力，减少能源系统的单点，进一步提升卫星安全。


技术实现要素：

4.1、本发明所要解决的技术问题
5.本发明所要解决的技术问题是：克服现有技术的不足，提出一种增强故障容限能力的20kw超大功率空间电源系统，提升电源系统功率等级和可靠性、增强系统故障容限能力。
6.2、技术方案
7.本发明的技术方案如下：
8.(1)一种增强故障容限能力的20kw超大功率空间电源系统，所述空间电源系统在卫星各个飞行阶段为卫星的平台和载荷单体提供电能来源，所述飞行阶段包括主动段，变轨期间和在轨期间；空间电源系统包括大功率电源控制器、二维二次展开半刚性太阳电池阵、锂离子蓄电池组和非耗散锂电池接口管理单元；二维二次展开半刚性太阳电池阵作为主电源，锂离子蓄电池组作为贮能装置，由大功率电源控制器对供电母线和功率实行调节和控制，非耗散锂电池接口管理单元作为锂离子蓄电池组的均衡管理装置。
9.(2)所述二维二次展开半刚性太阳电池阵含6块绷弦式半刚性基板，，实现寿命末期分点最大功率30kw以上，入轨后，采用连接架/内/中/外板和侧板二维展开以及转移轨道、准同步轨道二次展开。
10.(3)所述锂离子蓄电池组可配置单组或两组，采用50ah高比能量锂电池单体，单组最大包络为5并20串，最大可提供20kw放电功率，串并联可根据卫星负载需求可配置设计。
11.(4)所述非耗散锂电池接口管理单元，采用非耗散型均衡技术，采用反激变换的拓扑结构实现串联电池单体之间的能量转移，实现蓄电池单体间的电压均衡。
12.(5)所述大功率电源控制器采用模块化设计，最大功率配置为25.2kw。为了保证高
可靠的mea控制，且考虑结构设计的对称性，主误差放大电路(mea)采用4冗余设计和四取二表决电路，如附图2所示，四个独立的误差放大通道分别有自己的基准电压和母线分压信号，处于热备份工作的四路误差放大电路的输出经四取二表决电路先取大后取小输出；蓄电池充电管理电路(bcm)采取三取二冗余方式，如附图3所示，三路分别设计独立的基准电压、供电电源，处于热备份工作的三路误差放大电路的输出经两两取大后取小输出，提升电路故障的容错能力。顺序开关分流调节器(s3r)采用开关管串联、二极管并联的冗余方式，不存在损失一个太阳阵的失效模式，提升了系统故障容限能力。蓄电池充电调节器(bcr),蓄电池放电调节器(bdr)模块采用单模块隔离设计，消除了单点。
13.3、有益效果
14.(1)本发明采用20kw大功率电源控制器、30kw二维二次展开半刚性太阳电池阵、20kw锂离子蓄电池组和非耗散锂电池接口管理单元构成的空间电源系统解决方案，可以将传统空间系统10kw的负载功率提升至20kw以上、太阳电池阵寿命末期分点最大功率30kw以上。
15.(2)本发明采用的mea的4冗余设计和bcm的三取二冗余方式，采用多并联冗余蓄电池充放电调节单元(bcdr)单模块隔离设计，s3r采用开关管串联保护方式，不存在损失一个太阳阵的失效模式，大大提升了系统的故障容限能力。
附图说明
16.图1为本发明实施例中电源系统示意图；
17.图2为本发明实施例中mea四取二表决电路示意图；
18.图3为本发明实施例中bcm三取二表决电路示意图；
19.图4为本发明实施例中非耗散锂电池接口管理单元示意图。
具体实施方式
20.以下对本发明的实施方式做详细说明。应该强调的是，下述说明仅仅是示例性的，而不是为了限制本发明的范围及其应用。
21.下面将结合附图，对本发明实施例中的系统方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅为本发明一部分实施例，并不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。
22.如图1，现以一个20kw的超大功率空间电源系统的具体实施例对具体实施方式进行说明。
23.(1)一种增强故障容限能力的20kw超大功率空间电源系统，如图1所示，所述空间电源系统在卫星各个飞行阶段为卫星的平台和载荷单体提供电能来源，所述飞行阶段包括主动段，变轨期间和在轨期间；空间电源系统包括1台21.6kw大功率电源控制器、2个二维二次展开半刚性太阳电池阵、2个锂离子蓄电池组和2台非耗散锂电池接口管理单元；二维二次展开半刚性太阳电池阵作为主电源，锂离子蓄电池组作为贮能装置，由大功率电源控制器对供电母线和功率实行调节和控制，非耗散锂电池接口管理单元作为锂离子蓄电池组的均衡管理装置。
24.(2)所述二维二次展开半刚性太阳电池阵含6块绷弦式半刚性基板，实现寿命末期分点最大功率30kw以上，在卫星发射阶段，收拢压紧于星体侧壁；在卫星到达转移轨道时，部分压紧释放机构解锁，太阳电池阵外板展开到90
°
锁定，其余5块太阳板保持收拢压紧状态；在卫星到达准同步轨道时，剩余的压紧释放机构解锁，其余连接架、内、中内、中外太阳板开始展开，外太阳板解锁并与其它太阳板一起展开并锁定；当锁定即将开始时，侧板释放机构触发，上侧、下侧太阳板开始展开，直至最终锁定，整个太阳翼展开锁定成为具有设计刚度的平面，同时给出展开到位指示信号。
25.(3)所述锂离子蓄电池组配置两组，采用50ah高比能量锂电池单体，每组电池由a、b两个模块串联组成，每个模块为5并10串锂电池单体组成，蓄电池单体采用20：19的备份设计，即蓄电池组在寿命末期、1节电池短路失效、最大放电深度80％的情况下，平均输出功率不小于20800w。
26.(4)如图4，所述非耗散锂电池接口管理单元，由中控模块(主/备)、均衡模块1(主/备)和均衡模块2(主/备)共6个模块组成，中控模块实现与卫星中心计算机之间的1553b通信，同时输出内部电路指令，收集内部遥测。均衡模块1完成1～10节单体蓄电池电压均衡、蓄电池电压采集功能。均衡模块2完成11～20节单体蓄电池电压均衡、蓄电池电压采集。均衡模块中每一个均衡单元均采用一个双向dc/ac变换器无损均衡电路，通过中控模块发送的均衡激励脉冲控制双向dc/ac变换器中开关管的通断，使双向dc/ac变换器工作在谐振模式。所有双向dc/ac变换器的变压器输出侧互相连接形成公共母线。在以上均衡电路运行过程中，能量转移路径上的耗能因素仅包括限流电阻和寄生电阻，二者上的耗能均很小，可忽略，因此实现了非耗散型均衡管理。所述非耗散锂电池接口管理单元，内部主备份中控电路、测量电路、均衡电路完全独立，对20节单体电池电压及蓄电池组的电压进行测量，主备份测量电路完全独立，为地面通过对单体电池电压与组合电池电压、组合电池电压与整组电池电压的关联性进行监测，可以用来判断单体电池测量故障。
27.(5)所述21.6kw大功率电源控制器采用模块化设计，由1个电容模块、2个遥测遥控模块(含mea和bcm控制)、8个分流调节模块、14个bcdr模块共25个模块构成。
28.其中，为了保证高可靠的mea控制，且考虑结构设计的对称性，主误差放大电路(mea)采用4冗余设计和四取二表决电路(如图2)，四个独立的误差放大通道分别有自己的基准电压和母线分压信号，处于热备份工作的四路误差放大电路的输出经四取二表决电路后输出。相对于三取二表决电路，mea采用四取二表决电路对电路故障的容错能力有进一步提高，除单路输入信号错误条件下不会影响电路最终的正确输出外，在出现两路输入信号错误的部分条件下，仍能保证电路最终输出的正确性。
29.bcm电路用于蓄电池组的充电控制，7个bcdr共用一套bcm电路。bcm采取三取二冗余方式(如图3)，三路分别设计独立的基准电压、供电电源，处于热备份工作的三路误差放大电路的输出经三取二表决电路后输出，可保证单路输入信号错误条件下不会影响电路最终的正确输出。
30.每个分流调节模块含有3路完全相同的s3r电路，s3r电路相对于传统电路，开关管由单只改为串联设计，分别为分流调节开关管和保护开关管，当分流管或保护管故障导致某一路s3r始终处于分流状态时，发送s3r常分流保护指令，将该路s3r的分流调节开关管和保护开关管关断，使之始终向母线供电。
31.单路bcr和单路bdr功能集成于同一bcdr模块中。单路bcdr在母线端和电池端均设计有滤波和保护电路，当单路bcr或bdr内部发生短路故障时，通过对电流信号采样，经与设定的基准电压比较后产生的信号控制母线端和电池端的保护管断开，消除传统bcdr电路的整星单点，提升可靠性。
32.以上所述仅为本发明的较佳实施例，并不用以限制本发明，凡在本发明的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。本领域的普通技术人员在本发明的范围内可以对上述实施例进行变化、修改、替换和变型。