航天器电源分系统设计共85页
航天器供电系统简介
航天器电源系统名词术语主电源与副电源：有些航天器的供电系统不只一套，使命期中长期供电的称为主电源，仅用于短期峰值功率补充供电或应急备用等情况的，称为副电源（或辅助电源）。
一次电源与二次电源：供电系统主母线输出的电能称为一次电源，我国航天工程师习惯将供电系统称为一次电源（系统）。
由于配电系统的主要部件是电源变换器，因此我国航天界也习惯将电源变换器称为二次电源（设备），或将电源变换器输出的电能称为二次电源。
原生电源与再生电源：供电系统中输出原始电能的装置，称为电能源。
原生电源通常指电能源。
再生电源即贮能装置，习惯上也指从贮能装置输出的电能。
原电池与蓄电池：原电池是指电极火星物质的电化学反应可逆性较差，不能进行有效再充电的电池，亦称为一次电池。
原电池可作为电能源使用。
蓄电池是指以化学能的形式贮存电能并能将化学能直接以电能形式释放的、可进行多次充放电循环的电化学装置，亦称为可充电池或二次电池，可作为贮能装置使用。
电能源与贮能装置电能源是航天器中输出原始电能的装置，亦称为“原生电源”。
工作寿命短的航天器可采用原生电池作为电能源。
常用的电能源有银锌电池、化学动力系统、燃料电池、放射性同位素热点系统或动力系统、核动力系统、太阳电池阵以及太阳动力系统等。
比功率或（与）能量密度是电能源的一项重要的性能指标，它与电源系统的重量有关。
虽然重量不一定是电源系统最佳化的最起作用的驱动因素，但与航天器的发射费用及运载器的运输能力有直接关系。
原电池以较高的能量密度著称，但一般不能再充电，通常适用于短期飞行任务（几天、十几天）。
最常用的原电池是银锌电池，它有很高的能量密度。
“水星”飞船以及“阿波罗”登月舱应用了银锌电池。
在长寿命空间系统中，原电池可作为副电源应用，主要为火工品点火与伸展装置的启动提供电功率。
对于有特高功率需求的短期飞行任务（如月球表面钻探），可应用化学动力系统为副电源，如开式循环单组元或双组元推进剂往复运动装置。
航天器二次电源设计
航天器二次电源设计俞可申上海空间电源研究所前 言本文根据航天器电源的特殊要求，对电路以定性分析为主，对二次电源的设计进行了阐述。
介绍了二次电源在设计和测试的运用实例。
内容有：电路设计，储能电感设计，运算放大器增益设计技巧，噪声抑制方法等，还介绍使用示波器常见问题分析等内容。
2目 录1 概述 (4)2 航天器电源系统 (5)2.1航天器电源 (5)2.2电源系统结构 (5)3航天器二次电源设计 (6)3.1 二次电源特性及要求 (6)3.2 二次电源设计 (7)3.2.1二次电源基本电路 (7)3.2.2储能电感设计 (8)3.2.3运算放大器增益设计技巧 (10)3.2.4散热设计 (11)3.2.5 噪声抑制方法 (13)3.3使用示波器常见问题分析 (16)31 概述众所周知，所有航天器都需要电源才能工作，而航天器是一个有多种不同功能单元组成的庞大系统，对电源而言，这些单元都是有着各种不同功率和用电要求的负载，必须设计高可靠，高性能，适配性强的电源，才能保证航天器在设计寿命内可靠安全运行，甚至可以延长航天器的使用寿命。
19世纪末，俄国科学家齐奥尔科夫斯基已经在他的著作中第一次科学地论证了借助火箭实现宇宙飞行的可能性。
1957年10月4日，苏联拉开了人类航天的新序幕，苏联人用卫星号运载火箭将世界上第一颗人造地球卫星——卫星1号送入太空，卫星1号为球状，重约83.6Kg，直径约58Cm, 距地面的最大高度为900公里，卫星绕地球一周需1小时35分，这颗卫星在轨运行了92天。
时隔一个月，同年11月3日，苏联又发射了第二颗人造地球卫星——卫星2号，卫星为锥型，重量约508kg，这颗卫星搭载了一只“莱伊卡”的小狗进行生物试验，还进行了一系列空间环境试验。
1958年1月31日，美国进行了美国人将一颗重18磅的“探险者1号” 卫星送入太空。
1961年4月12日，世界上第一艘载人飞船东方-1飞上太空，苏联航天员加加林乘飞船绕地飞行108分钟，安全返回地面，成为世界上进入太空飞行的第一人。
SpacecraftPowerSystems：航天器电源系统
Solar
Solar Thermal
Photovoltaic Dynamic
0.2 - 300
5 - 300
25 - 200
9 - 15
800 - 3000 1000 - 2000
Low
Medium
High
ห้องสมุดไป่ตู้
High
Medium
Medium
Yes
Yes
Medium
High
Low
High
Radioisotope 0.2 - 10 5 - 20 16K – 200K High Low Low No None None
• It varies between about 1310 and 1400 on an annual cycle, with max at perihelion and min at aphelion
Power vs Energy: Power (Watts) is time-rate-of-change of Energy (Watt-hours)
a = Re+H
• Solar array must collect enough energy during sunlight to power spacecraft during entire orbit
• Solar array power
during daylight
( ) Psa =
+ PeTe PdTd
• Orbit - defines achievable solar energy, eclipse periods, radiation environment
• Spacecraft configuration - spinner implies body-mounted solar cells; 3-axis implies solar panels
航天器电源分系统设计
图6-1 电源分系统基本构型
发电装置： 化学能电池 太阳电池阵 太阳动力 核电源等 电源控制装置与配电： 电源管理控制、调节、 电压变和配电
卫星系统 负载
电源分系统
能量储存装置： 重复充电电池 飞轮 燃料电池 电容器等
卫星轨道对电源分系统设计的影响
地球轨道飞行器的电源分系统设计思路和特 点都是相通的，但是在某些方面还是各有各 的特点。
2、太阳电池参数
图6-3给出太阳电池的输出I-V特性曲线。 3500 转化效率η可通过Imp、Vmp计算得到。 η=(Imp· mp)/(S· V A) 3000 式中，Imp为最佳工作点电流；Vmp为最佳工作点电 压；S为标准条件下太阳常数；A为单体电池面积。 太阳电池的曲线因子EFF可以通过下式计算。EFF越 2500 大，曲线越“硬”，最佳工作点的输出功率越大。 EFF=(Imp· mp)/( Isc· oc) V V 式中，Isc为短路电流；Voc为开路电压。 2000 0 1 2 3 4 5 6 7 8 9 10 11 12 13 14 15 16 图6-4的曲线显示了一个地球同步轨道卫星太阳电池 时间（年） 阵在15年寿命期间输出功率的变化。
6.2.5 核电源
将放射性同位素蜕变或放射性元素裂变所释 放的热量通过热电转换器件转换成电能 主要组成：热源、热电转换器和散热器。 热源：放射性同位素源和核反应堆。 热电转换器：种类比较多，常用的：温差电 偶和热离子二极管 采用核反应堆的卫星：前苏联的宇宙“954” 号雷达型海洋监视卫星。 温差电偶在地面上最广泛的的应用领域？
将燃料和氧化剂的化学能直接转化为电能 负极活性物质：氢气（燃料），正极活性物质： 氧气（氧化剂），电解液：氢氧化钾溶液 燃料和氧化剂分别储存 在两个容器中 单体电压：0.5～0.9V 转化效率：51%～67%。 必备辅助系统：氢氧供 给子系统、排水子系统、 排热子系统、自动控制 和电压调节子系统。 氢氧燃料电池组是一个比较复杂的发电系统。
航天锂电池电源管理设计
航天锂电池电源管理设计随着人类科技的发展，航天已经成为当今世界最具挑战性的高科技领域之一。
当前，电子器件产品的更新换代仍然跟随摩尔定律高速发展，飞行器的功能、性能不断多样化的同时，向航天电源产品提出了更高的要求，其中包括更大的能源储备、更强的瞬时功率输出、更长的使用时间。
目前，第一代储能电池以镉镍蓄电池及镍氢电池作为航天电源中储能产品，而随着飞行器用电需求的增加，放电深度的不断增加，严重影响了电池产品的使用寿命。
因此，我们开始寻求新的储能电池，在此大环境中，第二代电池产品锂电池开始进入航天电源产品，逐渐替代第一代电池产品作为航天器的电源储能产品，解决了航天电源中的能源短板，使得飞行器能具有更多的发展空间。
1.1航天电池由于航天器需求的高速发展，要求储能电源具有很高的性能，即具有高能量密度、高功率密度、长寿命、宽工作温度范围、高安全性与可靠性等特征，现有的第一代电池很难在性能上取得更多的突破，而新一代储能电源锂离子电池相较于第一代储能电池相比，锂离子电池具有如下特点：（1）单体电池工作电压高达3.7V，是镉镍电池的3倍，镍氢电池的3倍；（2）比能量大，最高可达150Wh/Kg，镍氢电池的2倍。
（3）体积小，能量密度高，可达到400Wh/L。
（4）循环寿命长，循环次数可达1000次以上，在均衡充放电的情况下，使用年限可达5～10年，寿命约为镉镍电池的2倍。
（5）自放电率低。
（6）无记忆效应，可以随时随地的进行充电，并且电池充放电深度对电池的寿命影响不大，可以全充全放。
2.航天器锂电池管理控制系统2.1航天电池管理需求根据卫星用电需求、轨道环境等要求对锂电池的串并联数进行设计，因此对多个串并联组合的锂电池均衡管理成为一个设计难题。
电池管理系统主要负责控制电池组的充放电电流，电池组系统的基本功能主要有：（1）电池数据采集；（2）电池状态监控；（3）电池安全管理；（4）电池均衡管理；（5）通信功能；因此，通过硬件对蓄电池数据进行采集后，由软件实现逻辑管理的方法在设计上能使得产品设计更为简化和可靠。
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。
航天器电源分系统
• 顺序部分分流调节 • 脉宽调制开关分流调节
部分分流
开关分流
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6.5 电源变换器
对整个航天器统一的电源母线进行所需要的电压、品质变换的所有变 电路集合，称为电源变换器
电源变换器分类： • DCDC：将输入的电源母线直流电压变 换成一种或者几种具有移动稳压程度和品 质的直流电源电压
• DCAC：将输入的电源母线直流电压变 换成具有一定稳压稳频静的单相、两相或 三相交流电压
6.5 电源变换器
航天器电源变换器设计应以整星母线电源特性和负载设配用电需求为主 要依据，力求机、电、热性能均满足卫星总体技术要求 • 选择合适的电路形式 • 输入端和输出端采用故障隔离措施 • 可靠性 • 散热因素必须进行考虑
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太阳能 • 硅太阳电池、单结GaAs/Ge砷化镓、三结GaInp2/GaAs/Ge砷化 镓太阳电池 • 光电转换
核能发电 • 热电转换
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6.2 发电技术
化学电池
化学电池：一种将物质反应的化学能直接转换成电能的发电装置或储 能装置
化学电池构成 • 电极、电解质、隔膜和壳体
化学电池按工作性质和储存方式的不同分类 • 原电池、蓄电池、储备电池、燃料电池
一次电源母线（电源主线）
母线：电气用语，用于传输电能，具有汇集和分配电力作用的总导线 母线分类：
• 不调节母线 • 部分调节型 • 全调节型
全调节型母线原理图
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6.4 航天器结构功能及组成
太阳电池阵的功率调节
目的： 将除负载以外太阳电池阵多余的输出功率对地分流，起稳定母 线电压的作用
母线分类：
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6.2 发电技术
核电池
利用放射性同位素蜕变或放射性元素裂变所释放的热能并通过热能转 换器发电的装置 • 热电转换器有温差电偶和热离子二极管两种
航空航天工程师的航空器电子和电气系统设计
航空航天工程师的航空器电子和电气系统设计航空航天工程师在设计航空器电子和电气系统时，需要考虑到各种复杂的因素和要求，以确保航空器的安全性、可靠性和性能。
本文将探讨航空航天工程师在电子和电气系统设计中的关键考虑因素，并介绍一些常见的设计方法和技术。
一、航空器电子和电气系统的设计要求1.安全性航空器电子和电气系统的设计首要考虑因素是安全性。
航空器作为一种运输工具，必须保证乘客和机组人员的生命安全。
因此，设计师需要采取各种措施来确保系统的可靠性，并考虑到各种可能的故障情况。
例如，采用多重冗余控制系统，确保即使某一个部件出现故障，其他部件仍可正常工作。
2.可靠性除了安全性，航空器电子和电气系统的设计还需要考虑可靠性。
在航空航天领域，系统的可靠性是至关重要的，任何故障都可能导致灾难性后果。
因此，设计师需要使用高质量的部件和材料，并进行充分的测试和验证，以确保系统在长期使用中能够正常运行。
3.性能在满足安全性和可靠性的前提下，航空器电子和电气系统的设计还需要考虑到性能方面的要求。
航空器的性能包括飞行速度、爬升率、载荷能力等。
设计师需要选择合适的电子和电气设备，以满足航空器的性能要求。
二、航空器电子和电气系统的设计方法和技术1.系统架构设计航空器电子和电气系统的设计从系统架构设计开始。
在这个阶段，设计师需要确定各个子系统之间的关系和相互作用。
例如，航空器的电力系统和通信系统需要与导航系统和飞行控制系统进行协调和集成。
综合考虑各种因素，设计师可以采用层次化结构或模块化设计来组织系统。
2.电气布线设计在航空器电子和电气系统的设计中，电气布线设计是非常重要的一步。
设计师需要根据航空器的结构和空间要求，制定合理的电气布线方案。
同时，设计师还需要考虑电气布线对信号传输和电磁兼容性的影响，并采取相应的措施来降低电气噪声和干扰。
3.故障检测与容错设计为了提高航空器电子和电气系统的可靠性，设计师需要采用故障检测与容错设计。
例如，使用传感器和监控设备来检测系统的状态和故障，并及时采取措施进行修复或切换到备用系统。