空间电源的研究现状与展望

（４）母线电压的选择 电源系统母线电压的选择，典型值有 ２８Ｖ、４２Ｖ、１００Ｖ，即低、中、高三种。母线电压 的选择主要考虑如下因素： ①航天器功率需求水平； ②航天器功率电缆网的重量与损耗； ③可以得到的元器件的耐压与成本水 平； ④航天器表面在空间等离子环境下不 均匀充电，引起静电击穿的危险性和太阳电 池阵等离子漏电的严重性； ⑤对二次电源（ＤＣ／ＤＣ变换器）的输入 电压、转换效率与可靠性的影响。 特别要指出采用１００Ｖ以上电压，电压的 提高会使电缆损耗或电缆网的重量以平方关 系下降。但是１００Ｖ以上电压会引起太阳电 池阵诸多问题，必须逐一加以防范。主要问 题有：太阳电池阵表面高绝缘盖片不均匀充 电，有时高达上万伏，会产生静电放电，激发 等离子通道，使太阳电池电路和太阳电池基 板表面短路，太阳电池阵部分或全部功率丧 失。
（５）多机组并联与单机组配置 有两种配置方式，一种是多机组方式。 每个机组由独立的太阳电池阵、电池组、充电 控制单元组成。这种方式在国际通信卫星系 统和我国的东方红三号卫星平台及９２１载人 飞船得到应用。另一种配置是单机组（统一
母线）配置。这种配置的太阳电池电路、分流 调节器、充电调节器、放电调节器、蓄电池组 都是冗余的多模块方式配置，但受统一的中 心控制器（主误差放大器）指挥。只要改变各 种模块的数量就可以实现系统输出功率的扩 展。
体装式 太阳电池阵
空间本体表面式太阳电池阵 脱裙式太阳电池阵
－太阳 电池阵
刚性折叠式（铝蜂窝式）
非聚光式卜—．Ｈ 半刚性匆叠式
平板展开式 太阳电池阵
全柔性卷式或折叠式 带平面反射镜式太阳电池阵
聚光式
菲涅尔镜 太阳电池阵
圆柱式 圆锥式
图ｌ 航天器太阳电池阵构型分类
太阳电池阵提高比能量、降低成本的另 一途径是使用聚光太阳电池阵。聚光太阳电 池阵分为两类：一类是反射式，在太阳电池板 两边安装薄膜式反射镜，使光强增加５０％到 ７０％；另一类是菲涅尔透镜式聚光式，后者通 常有两种：圆柱和圆锥；圆柱式要求太阳电池 阵单轴对日定向；圆锥式要求太阳电池阵对 日双轴跟踪定向菲涅尔透镜的聚光度远高 于反射式平板反射镜，聚光度可以达到几十
２．电源种类
空间电源根据不同航天装备需求，主要 有以下五种。
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①一次性电源 主要有锌银电池组和锂／亚硫酰氯电池。 它们作为短期卫星（少于３０天）的主电源或 应急、火工品点火的辅助电源。一次电源的 特点是一次性使用，不能反复充电。 ②核电源 不同的热源和热电转换器构成了放射性 同位素温差发电器、核反应堆温差发电器和 核反应堆热离子发电器三种核电源。核电源 适用于光强低、核辐射、空间攻防、需轨道大 机动和深空探测等特殊航天器。 ③燃料电池（ＦＣ） 空间用的燃料电池通常采用质子交换膜 的氢氧燃料电池。它是以氢气为燃料，氧气 为氧化剂，在Ｅ催化剂存在和约８０℃的条件 下产生如下的化学反应：
①电性能要求：包括功率、电压、阻抗、纹 波、瞬态特性。
②寿命要求：低轨卫星（ＬＥＯ）３．５年，地 球静止卫星（ＧＥＯ）８。１５年。
③重量和体积：卫星太阳电池阵的尺寸 远大于卫星本体。中型以上卫星，电源重 １３０—５００ｋｇ；微小卫星，电源占全星的２０—
万方数据
４３％ｏ
④可靠性：超过０．９７。 ⑤环境条件：太阳电池阵直接暴露在外 太空中，环境恶劣且多变，要承受一１８０至 ８０℃的温度变化，并承受比星上其他部件总 剂量高ｌ。２个数量级的高能带电粒子射线 的辐射，要承受各种空闯等离子环境的高压 静电充／放电效应，对于低轨道则还有严重的 原子氧剥蚀问题。卫星太阳电池阵往往是各 种地基、空基和天基反卫星激光武器的首要 打击对象。 空间电源系统是一个非自主的分系统， 太阳电池阵发电系统依赖子光照条件，因此 又严重制约卫星的发射窗口、轨道参数、飞行 程序、卫星的结构、尺寸、姿态和轨道控制，例 如对某些采用体装式太阳电池阵白ｇ卫星，为 了使太阳电池阵发出所需功率，其卫星平台 的尺寸不得不成倍增加；对某些大功率卫星， 耗功超过１０ｋＷ，则太阳电池阵达到１００平方 米，对卫星的构型、基频、姿态控制和轨道阻 力及轨道生存能力产生巨大的影响，因此，电 源分系统的水平不仅仅影响自身输出功率、 重量、寿命，而且对卫星总体设计、卫星姿态 控制和轨道控制产生联锁反应。
式，第一种是充电阵和供电阵分开；第二种是 太阳电池阵统一布片、统一母线输出，由电源 控制单元实行“三域”控制，完成光照期和地 影期对负载稳压供电与对蓄电池组自主充电 的控制。国外应用的典型航天器有阿尔卡特 大型通信卫星平台ＳＢ一３０００和ＳＢ一４０００，我 国的东方红四号、前哨一号卫星也采用这种 结构。统一母线设计还给太阳电池板标准 化、通用化带来极大的方便。同时简化了太 阳电池阵的电缆网和太阳翼对日跟踪滑环的 结构，减轻了重量，提高了可靠性。
二、太阳电池／蓄电池空间电源 分系统的总体技术
电源分系统的太阳电池阵、蓄电池组和 电源控制器对于不同的空间飞行器（轨道、耗 功、航天器外形、电压要求等）特点选择不同 的配置方案。
１１）以能量传输方式分类 有直接能量传递方式（ＤＥＴ）和太阳阵最 佳点跟踪方式（ＳＰＲＵ）两种。 ２．以母线电压调节方式分类 电源系统母线电压调节方式有不调节、 半调节和全调节三种。 （３）太阳电池充电阵、供电阵分开与统一 母线全调节的电源系统 国内外卫星的太阳电池阵结构有两种方
（６）电源系统多圈能量平衡技术 随着低轨对地雷达与光学成像观测卫星 应用越来越多，在成像仪开机和数据回放时 耗功超过常值一倍以上，时间１０。２０分钟。 每天绕地球１６圈左右，往往仅在某几圈经过 的敏感地区开机。因此，各圈耗功平均值相 差很大。为降低这类航天器电源系统的规模 与重量，其配置应当由当圈能量平衡改为多 圈能量平衡。多圈能量平衡技术是较复杂的 技术。 （７）短时超大功率电源系统技术 雷达侦察卫星（ＳＡＲ）的雷达开机时耗功 超过正常值的２～３倍，虽然时间不长，但对 电源系统高倍率供电能力和供电母线的瞬态 特性要求很高。如前所述，高倍率供电时要 求： ①蓄电池组需要能提供高倍率的电流， 应具有很低的欧姆内阻和极化内阻； ②蓄电池组放电调节器应当有很大的脉 冲带载能力； ③电源系统各部件应具有良好的瞬态响 应能力和承受高达１０６ⅣＳ的浪涌电流能力， 否则供电母线电压会出现几伏到几十伏的突 跳，造成星上某些仪器低压保护或工作异常。 （８）Ｓ４Ｒ型电源系统技术 在２００２年５月的第六届欧洲空间电源 会议上，由阿尔卡特公司的Ａ·ＣＡＰＥＬ等人提 出。Ｓ４Ｒ型电源系统技术优点在于：①结构 上适合于模块化、通用化、标准化设计，具有 极强的扩展能力。②适用于高、中、低（包括 太阳同步轨道）轨道空间任务，具有良好的动 态特性和超大功率短时间带载能力。③效率 高，重量轻，发热量小。
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万方数据
三、太阳电池阵及 太阳电池技术
１．太阳电池阵技术
太阳电池阵构型分类如图ｌ所示。 体装式的太阳电池阵适合于功率较小的 卫星。体装式太阳电池阵的共同弱点是太阳 电池的利用率很低，一般为３０％左右。 平板展开式太阳电池阵必须和展开、释 放、对日跟踪驱动机构（ｓＡＤＡ）等部件配合使 用。西方各国，根据不同的航天任务要求，在
发展刚性太阳电池阵的同时，对于大功率的 卫星更多地采用半刚性或全柔性太阳电池 阵。
柔性太阳电池阵和刚性太阳电池阵相比 有很多优点：重量轻３０—４０％；太阳电池板 光照时平衡工作温度低１５。２０℃，输出功率 可提高７一ｌＯ％；可利用地球约３０％反照光， 实现太阳电池正面和背面双面发电，使太阳 电池阵平均功率提高１０％以上；和机构相配 合，太阳电池阵功率可高达上百千瓦；和相应 的展开机构配合，可以实现多次收拢与展开， 这对轨道需要大机动的航天器有重要意义。
⑤太阳电池阵，蓄电池供电系统 它由太阳电池阵、蓄电池组、电源控制单 元三个子系统组成。在航天器处于轨道光照 区，太阳电池阵通过光伏效应把太阳光能转 换成直流电，并由电源控制单元分流、稳压调 节、充电控制，向空间各种载荷供电，并对蓄 电池组充电。在星蚀期，蓄电池组经过电源 放电调节器控制、调节，向载荷供电。这种供 电系统的工作寿命在高轨道超过ｌＯ年，低轨 道超过５年。输出功率达到７５ｋＷ（国际空间 站），结构相对简单，没有复杂活动部件，可靠 性高。因此，全世界９５％以上的空间采用这 种系统。本文重点论述这种电源系统的现状 和发展趋势。
空间电源分系统是空间装备所有仪器工 作的惟一电源，其基本功能是通过物理和化 学过程，将太阳的光能、核能或化学能转化为 电能，并对电能进行储存、调节、变换和管理， 然后向空间装备其它各分系统不问断供电。
１．对空间电源系统的要求
空间电源系统的水平极大地影响空间平 台的性能和寿命。空间平台总体设计对电源 系统的要求主要有以下５方面。
２ 万方数据
际空间站（ＩｓＳ）上采用ＳＤ系统。实际在１９９６ 年被取消。有些报道指出，虽然ＳＳＦ的ＳＤ已 做了大量工作，但它毕竟是一个复杂的系统， 许多技术难度大，有些问题没有把握，没有通 过空间飞行试验就在空间站上作为主电源有 极大风险；另一种说法是经费太高。国际空 间站最终仍然采用了太阳电池阵／蓄电池供 电系统。
国外２０世纪９０年代以后空间太阳电池 片研究的最大成就是采用ＭＯＣＶＤ外延技术 开发并在空间上应用的锗衬底多结砷化镓太 阳电池。
２．蓄电池放电调节（ＢＤＲ）
地影期蓄电池放电调节器有升压式和降 压式两种，都属于脉宽调制（ＰＷＭ）的开关稳 压电源。我国卫星大都采用升压式放电调节 器，其中东方红四号蓄电池升压式放电调节 器把６０．９０Ｖ的蓄电池组放电电压提升到 １００±０．３Ｖ的供电母线电压，单星由８个升 压式放电调节模块组成，每个模块输出能力 达到１５００Ｗ，整星总输出能力达到１２ｌｃＷ，转 换效率为９５％。
２Ｈ２＋０２—２Ｈ２０＋电能 电池系统配备液氢、液氧储存罐、供水和 排水、氢氧气体流量、压力、增湿、温度调节、 输出电压电流调节变换等辅助系统，是一种 活动部件多，系统复杂的发电装置。 质子交换膜氢氧燃料电池（ＰＥＭＦＣ）可作 为大功率短期飞行任务航天器的主电源。美 国的航天飞机采用了这种电源。它的优点是 独立性强、功率大、适合于低轨道及机动飞 行，副产品水可供宇航员使用。其缺点是辅 助系统复杂，系统总的重量比能量不高，液氢 与液氧低温储存难，安全性和可靠性较突出。 由于液氢和液氧携带量有限，不适合半年以 上空间任务的使用。 ④太阳能热动力系统（ＳＤ） 该系统是采用热能一机械能一电能的转 化方式。整个系统由大口径抛物面聚焦式太 阳光反射器、吸热／蓄热器、透平机、压缩机、 发电机、散热器、冷却器、辐射器、电子控制盒 等组成。其转化效率不高于１８％，基本和单 结砷化镓太阳电池／锂离子蓄电池供电系统 相当。此外，太阳能热动力系统重量比功率 很低。 美国曾计划在自由号空间站（ＳＳＦ）和国